Солнечный тепловой ракетный двигатель

 

Изобретение предназначено для использования в двигательных установках межорбитальных транспортных средств. Двигатель содержит приемное устройство солнечного излучения, выполненное в виде солнечной батареи с фотоэлектрическими преобразователями, тепловой аккумулятор-теплообменник, заряжаемый высокотемпературным электронагревателем, использующим электроэнергию, вырабатываемую солнечной батареей, бак с рабочим телом, систему подачи рабочего тела и сопло. Модифицированный двигатель, в котором кроме нагрева рабочего тела осуществляется его дожигание с окислителем, содержит те же основные узлы и агрегаты, что и двигатель без дожигания, и, кроме того, в его составе имеется камера дожигания, бак с окислителем и система подачи окислителя. Такой двигатель и его модификация с дожиганием существенно упрощают проблему разработки, изготовления и эксплуатации и обеспечивают высокую баллистическую эффективность применения в составе межорбитальных транспортных средств. 1 з.п. ф-лы, 3 ил.

Изобретение относится к ракетно-космической технике (РКТ) и может быть использовано при разработке двигательных установок перспективных межорбитальных транспортных средств (МТрС), предназначенных для выведения космических аппаратов (КА) с низких исходных орбит на высокоэнергетические орбиты, включая геостационарную, или на отлетные от Земли траектории.

Высокая стоимость доставки КА на рабочие орбиты, значительную долю которых (более 50%) составляют аппараты, функционирующие на высокоэнергетических орбитах, во многом сдерживает расширение круга задач, решаемых в космосе средствами РКТ.

В связи с этим повышение технико-экономической эффективности космических транспортных средств в целом, и межорбитальных транспортных средств в частности, является весьма актуальной проблемой.

Использование солнечных тепловых ракетных двигателей (СТРД), которые по таким основным параметрам как уровень тяги и удельный импульс тяги занимают промежуточное положение между жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и электроракетными двигателями (ЭРД), в составе двигательных установок межорбитальных транспортных средств, в случае реализации их прогнозируемых характеристик, может, как показывают поисковые исследования, существенно повысить технико-экономическую эффективность МТрС.

Известен СТРД [1] , содержащий концентратор, приемник излучения, бак с рабочим телом, систему подачи рабочего тела и сопло двигателя, в котором приемник солнечного излучения выполнен в виде двух концентрических трубок, расположенных внутри концентратора вдоль его продольной оси симметрии. В таком двигателе мощность тепловой энергии, расходуемой на нагрев рабочего тела, лимитируется в основном допустимыми размерами солнечного концентратора, и потому реальная тяга двигателя не может быть более (1...2)Н, что, в свою очередь, предопределяет большую длительность межорбитальных перелетов КА с практически значимой начальной массой (например, время перелета с низких исходных орбит на геостационарную орбиту составляет более 3...4 месяцев).

Известен солнечный тепловой ракетный двигатель, являющийся составной частью солнечной бимодальной энерго-двигательной системы [2], принятый за прототип и содержащий концентратор с механизмами развертывания и следящей системы, вторичный концентратор, приемник излучения, тепловой аккумулятор-теплообменник, бак с рабочим телом, систему подачи рабочего тела и сопло.

Основным достоинством СТРД с тепловым аккумулятором-теплообменником достаточно большой емкости (десятки-сотни МДж) является относительно высокий уровень тяги, благодаря чему такой двигатель может быть использован для межорбитальных перелетов по многоимпульсным многовитковым энергетическим оптимальным траекториям. Упрощенная схема такой траектории показана на фиг. 1. При этом двигатель должен работать в импульсном режиме, и на первой фазе выведения включаться в работу на перигейных участках, а на второй фазе - на апогейных участках траектории. Как показано в [2], использование таких СТРД в составе межорбитальной транспортной средств позволяет, при условии реализации их прогнозируемых энерго-массовых характеристик, осуществлять межорбитальные перелеты с низких исходных орбит на геостационарные в течение 30...60 суток и при этом доставлять на эту орбиту полезные грузы в 1,5...2 раза большей массы, по сравнению с современными МТрС, в составе которых используются ЖРД или РДТТ.

Наряду с этим, основными недостатками как прототипа [2], так и аналога [1] является наличие в их составе крупногабаритных солнечных концентраторов, разворачивающихся в рабочее положение только после выведения на низкие исходные орбиты. Допустимое отклонение формы отражающей поверхности концентратора от теоретической параболической формы не должно превышать 10 угловых минут, а допустимые ошибки непрерывной в процессе межорбитального перелета ориентации концентратора на Солнце должны составлять не более 20 угловых минут. И при всем этом, относительная масса конструкции концентратора с механизмом развертывания в рабочее положение и поворотными узлами системы ориентации на Солнце должна составлять не более 5 кг/м². Очевидно, что разработка, изготовление и надежная эксплуатация таких концентраторов представляют собой весьма сложные научные, конструкторские, технологические и материаловедческие проблемы.

Задача настоящего изобретения состоит в разработке СТРД, который не уступал бы по эффективности его применения в составе межорбитального транспортного средства прототипу [2], но более простого в разработке и изготовлении и не требующего высокой точности ориентации приемного устройства солнечного излучения.

Эта задача решается следующим путем. В качестве приемного устройства солнечного излучения, вместо концентратора, используется солнечная батарея (СБ) с фотоэлектрическими преобразователями, которые преобразуют падающую на поверхность СБ лучистую энергию в электрическую. Замена концентратора солнечной батареей позволяет отказаться и от приемника концентрированного излучения, вместо которого используется электрический высокотемпературный нагреватель, например омического типа, который расположен внутри теплового аккумулятора-теплообменника, питается электроэнергией, вырабатываемой СБ, и предназначен для зарядки последнего тепловой энергией.

Изобретение поясняется фигурами 1-3.

На фиг. 1 изображена схема многовитковой многоимпульсной траектории.

На фиг. 2 изображена схема предлагаемого СТРД (п.1 формулы изобретения), а на фиг. 3 приведена схема модифицированного СТРД (п.2 формулы изобретения).

Солнечный тепловой ракетный двигатель (фиг. 2) содержит солнечную батарею 1, электрический регулятор 2, электрический высокотемпературный нагреватель 3, тепловой аккумулятор-теплообменник 4, бак с рабочим телом 5, систему подачи рабочего тела 6, сопло 7.

Двигатель работает следующим образом. После выведения орбитального комплекса (ОК), состоящего из космического аппарата и межорбитального транспортного средства, на низкую исходную орбиту и отделения последней ступени ракеты-носителя, солнечная батарея 1 разворачивается в рабочее положение и в процессе пассивного движения ОК в течение определенного времени питает через регулятор 2 высокотемпературный электронагреватель 3 электроэнергией, который, в свою очередь, заряжает тепловой аккумулятор-теплообменник 4. После того как тепловой аккумулятор-теплообменник 4 воспримет от электронагревателя 3 требуемое количество тепловой энергии и нагреется до заданной температуры, осуществляется первое включение двигателя путем подачи рабочего тела (например, водорода) соответствующей системой 6 из бака 5 в тепловой аккумулятор-теплообменник 4. Проходя сквозь теплоаккумулирующее вещество заряженного теплового аккумулятора-теплообменника 4, рабочее тело нагревается до заданной высокой температуры, например, до (2000-2200)К, забирая определенное количество запасенной тепловой энергии из теплового аккумулятора-теплообменника 4, затем рабочее тело поступает в сопло 7, где расширяясь создает тягу в течение заданного времени, после чего двигатель выключается путем прекращения подачи рабочего тела. После зарядки теплового аккумулятора-теплообменника 4 в процессе пассивного движения ОК на первом витке траектории перелета, при подходе к перигейному участку, производится второе включение двигателя. Такой процесс повторяется вплоть до завершения первой фазы выведения, а на второй фазе выведения двигатель включается в работу при прохождении апогейных участков траектории.

Как показывают оценки, проведенные при условии отсутствия ограничений на объем и габариты ОК со стороны ракеты-носителя, эффективность применения предлагаемого СТРД в составе межорбитального транспортного средства (критерий - масса выводимого на высокоэнергетическую орбиту полезного груза) превосходит эффективность применения СТРД - прототипа на (10-15)%.

Вместе с тем, в ряде случаев, когда потребные объемы и габариты ОК превышают располагаемые объемы и габариты под головным обтекателем ракеты-носителя, оказывается целесообразным дополнить состав предлагаемого СТРД камерой дожигания, системой подачи окислителя и баком окислителя. Как отмечалось, схема такого модифицированного двигателя показана на фиг. 3.

СТРД с дожиганием содержит те же основные узлы и агрегаты, что и двигатель без дожигания и, кроме того, в его составе имеется камера дожигания 8, бак с окислителем 9 и система подачи окислителя 10.

Работа двигателя с дожиганием рабочего тела отличается от работы двигателя без дожигания тем, что нагретое в тепловом аккумуляторе-теплообменнике 4 рабочее тело поступает в камеру дожигания 8, куда в то же время из бака 9 системой 10 подается окислитель. Из камеры дожигания 8 продукты сгорания поступают в сопло 7.

Дожигание горячего рабочего тела с окислителем позволяет значительно уменьшить потребный суммарный объем баков рабочего тела и окислителя из-за существенно большей средней удельной плотности топлива, по сравнению с удельной плотностью рабочего тела. Например, в случае когда рабочим телом является водород, а окислителем - кислород, средняя плотность топлива составляет около 0,3 кг/м³, в то время как плотность рабочего тела - около 0,071 кг/м³. Кроме того, дожигание рабочего тела в СТРД, наряду с определенным усложнением двигателя и снижением удельного импульса тяги, позволяет: - существенно увеличить тягу двигателя, - понизить температуру нагрева рабочего тела в тепловом аккумуляторе-теплообменнике, - снизить потребную мощность, а следовательно, массу, габариты и стоимость солнечной батареи.

Таким образом, предлагаемый СТРД и его модификация с дожиганием имеют в своем составе СБ с фотоэлектрическими преобразователями, нашедшие широкое применение в РКТ, относительно простую конструкцию теплового аккумулятора-теплообменника с электрическим высокотемпературным нагревателем, не требуют точной системы ориентации на Солнце (для СБ допустимы ошибки ±(10-20)^o , в то время как для концентраторов требуется точность ориентации не хуже ±20'). В связи с этим их разработка, изготовление и эксплуатация существенно проще в сравнении с прототипом.

Эффективность применения предлагаемых СТРД в составе межорбитальных транспортных средств оценивалась применительно к задаче выведения КА с низкой исходной орбиты на геостационарную при следующих исходных данных: - орбитальный комплекс выводится на низкую исходную орбиту модифицированной ракетой-носителем "Союз", доставляющей на эту орбиту ОК массой около 7700 кг и имеющей вполне определенные объем, габариты и форму зоны размещения выводимых объектов; - рабочее тело СТРД - водород, окислитель (в схеме с дожиганием) - кислород; - рабочая емкость теплового аккумулятора-теплообменника - около 110 мДж; - среднеинтегральная температура нагрева рабочего тела: 2200 K - в схеме без дожигания, 2000 K - в схеме с дожиганием, - электрическая мощность СБ, потребляемая электрическим высокотемпературным нагревателем для зарядки теплового аккумулятора-теплообменника варьировалась в диапазоне (5-10)кВт; - время выведения с низкой исходной орбиты на геостационарную - 30 суток.

Результаты оценки показали, что в рассматриваемом случае, когда со стороны ракеты-носителя налагаются достаточно жесткие ограничения на габариты и объемы выводимых объектов, целесообразно применение в составе межорбитального транспортного средства СТРД с дожиганием, так как в этом случае удовлетворяются ограничения на объем и габариты ОК при его начальной массе около 7700 кг и обеспечивается высокая баллистическая эффективность. Так, например, в этом случае обеспечивается доставка на геостационарную орбиту КА с массой около 1400 кг, в то время как использование в составе МТрС гипотетического разгонного блока традиционного типа с перспективным ЖРД (компоненты топлива - кислород и водород) может обеспечить выведение на геостационарную орбиту КА с массой примерно в 1,5 раза меньшей. В последнем случае время выведения составляет около 8 суток.

Проведенная оценка эффективности применения предлагаемого СТРД (в данном случае с дожиганием рабочего тела) показывает и на то важное обстоятельство, что использование СТРД в составе межорбитального транспортного средства в комплексе с ракетой-носителем среднего класса типа "Союз" позволит существенно расширить круг целевых задач в космосе, решаемых ракетой-носителем такого типа. В настоящее время ракета-носитель типа "Союз" практически не используются для выведения целевых КА на геостационарные орбиты в связи с тем, что как современные, так и перспективные разгонные блоки с ЖРД (топливо: кислород-керосин) не обеспечивают выведение на эту орбиту КА с массой, достаточной для решения актуальных целевых задач.

Источники информации.

1. Солнечный тепловой ракетный двигатель. Патент РФ N 2028503, кл. F 03 G 6/00, опубл. 10.02,95.

2. P. Frye, G.Law. Solar Bimodal Mission and Operational Analysis Space Technology and Applications International Forum (STAIF-96). 13th Symposium on Space Nuclear Power and Propulsion. 7-11 January 1996 Albuquerque, USA. American Institute of Physics, 1996.

Формула изобретения

1. Солнечный тепловой ракетный двигатель, содержащий приемное устройство солнечного излучения, тепловой аккумулятор-теплообменник, бак с рабочим телом, систему подачи рабочего тела и сопло, отличающийся тем, что приемное устройство солнечного излучения выполнено в виде солнечной батареи с фотоэлектрическими преобразователями, а внутри теплового аккумулятора-теплообменника размещен высокотемпературный электронагреватель, питаемый электроэнергией, генерируемой солнечной батареей, причем соотношение электрической мощности батареи к рабочей емкости теплового аккумулятора-теплообменника составляет 40 - 100 Вт/МДж.

2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он снабжен камерой дожигания рабочего тела, баком с окислителем и системой подачи окислителя.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3