Скоростной ядерный ракетный двигатель

 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, более конкретно к новому типу ракетных двигателей. Ядерный ракетный двигатель содержит корпус, ядерную мишень основного направления (ЯМОН) ракеты, ядерные мишени отклонения ракеты (ЯМОР), лазерное устройство, фокусирующие линзы, синхронизатор, шаговые электродвигатели, направляющие валики, источник электропитания. ЯМОН служит для осуществления движения ракеты по направлению ее основной оси, а ЯМОР - для управления отклонением ракеты. Ядерная мишень представляет собой передвигаемую ленту с последовательностью конусов, наполненных дейтерием. Лазерное устройство состоит из пяти отдельных лазеров, каждый из которых представляет собой решетку полупроводниковых лазеров на двойной гетероструктуре с охлаждением азотом и накачкой импульсом тока. Изобретение позволяет увеличить удельную тягу, скорость и ускорение полета ракеты и улучшить условия эксплуатации двигателя по сравнению с применяемыми в настоящее время ракетными двигателями на твердом топливе и жидкостными ракетными двигателями. 1 табл., 2 ил.

Предлагаемое изобретение относится к ракетно-космической технике, более конкретно к новому типу ракетных двигателей.

Основная цель предлагаемого ядерного ракетного двигателя (ЯРД) - увеличить удельную тягу двигателя, скорость и ускорение полета ракеты и улучшить условия эксплуатации двигателя по сравнению с применяемыми в настоящее время ракетными двигателями твердого топлива (РДТТ) и жидкостными ракетными двигателями (ЖРД).

Вышеуказанные аналоги РДТТ и ЖРД и предлагаемый ЯРД содержат такие общие части, как топливо (энергоноситель), устройство преобразования топлива в выбрасываемый продукт, устройство управления полетом ракеты и др.

В предлагаемом ЯРД в качестве топлива вместо твердого или жидкого топлива используется ядерное вещество в виде газообразного дейтерия. Для выделения внутриядерной энергии осуществляется инерциальный термоядерный синтез ядерного вещества в твердотельном конусе (конической мишени) под действием импульса лазерного излучения. При этом в вершине конуса образуется сгусток горячей плазмы, который через отверстие в вершине конуса вылетает наружу с большой скоростью вдоль оси ракеты и создает тягу двигателя. Указанный принцип действия и устройство части конической мишени ЯРД поясняются фиг. 1.

Процесс образования сгустка плазмы и вылета его из конической мишени проанализирован и подтвержден в ряде публикаций, например в статье: Импульсное сжатие и нагрев газа в конической мишени. Труды Института общей физики РАН №36. Москва, Наука, 1992. При этом (стр.19, 41) была определена скорость вылета сгустка плазмы =107 см/с. Следует отметить, что при увеличении мощности лазерного излучения эта скорость может быть увеличена до 109 см/с.

В предлагаемом ЯРД тяга носит пульсирующий характер с длительностью сгустка плазмы =1 мс (длительность лазерного импульса) и периодом повторения их выбросов Т=1 с, что соответствует частоте F=1 Гц (тактовая частота). Тактовая частота может изменяться в некоторых пределах. Масса сгустка плазмы составляет m =100 г (для этого к дейтерию в вершине конуса подмешивается порошок тяжелых металлов массой 100 г).

Удельная тяга ракетного двигателя равна (Фриденсон Е.С. Основы ракетной техники. Воениздат. Москва, 1973):

где - скорость истечения выбрасываемого продукта,

q - ускорение силы тяжести.

В предлагаемом ЯРД:

В современных ракетах на РДТТ и ЖРД достигнута удельная тяга до 500 с. Таким образом, удельная тяга ЯРД увеличена в

раз за время T.

Если при небольшом расходе горючего за одну секунду масса

ракеты уменьшается незначительно, то справедлива формула В.И. Мещерского:

где M - масса ракеты,

- скорость истечения выбрасываемого продукта,

- ускорение ракеты,

- секундный выброс (расход) продукта.

В ЯРД масса выбрасываемого продукта dm =100 г, что значительно меньше массы ракеты (сотни кг - десятки т ). Поэтому для расчетов ускорения ракеты может быть использована формула Мещерского:

ЯРД имеет малую массу по сравнению с РДТТ и ЖРД: масса ЯРД порядка 50 кг (см. ниже). Поэтому за массу ракеты может быть принята доставляемая на максимальную дальность (забрасываемая) масса. Для БР средней дальности и межконтинентальных БР M=1,02,5 т (Государственный ракетный центр им. акад. В.П. Макеева. Каталог. Москва. Издател. дом "Оружие и технологии". 2001 ). Подставляя в формулу (3), получим:

Полученное ускорение соответствует времени dt=. Для определения значения ускорения за период Т вычисляем его действующее значение (Старостин А.Н. Импульсная техника. Москва. Высшая школа. 1979, стр.10):

Большое ускорение a0 получено за счет высокой скорости истечения сгустка плазмы , что существенно отличает ЯРД от РДТТ и ЖРД.

В ЯРД конусы встроены в гибкую ленту, которая в результате передвижения устанавливает основание очередного конуса на направление лазерного луча вдоль оси ракеты. При этом при передвижении лента перематывается с одной бобины на другую (см. фиг.2). Рассчитаем для последующего конструирования двигателя требуемое число конусов N , длину ленты L и наибольший радиус бобины в исходном положении R для различных конечных скоростей ракеты Vk:

V=a0t (4)

где t - время полета ракеты.

(5)

L=Nl (6)

где l - расстояние между центрами оснований соседних конусов.

где h - толщина ленты (высота конуса),

n - число слоев.

Для расчета принимаем l=12 мм, h=3 мм. Результаты расчета для космических скоростей Vk приведены в таблице.

Управление полетом ракеты с целью выполнения заданной программы полета, т.е. изменение траектории ракеты производится путем выброса сгустков плазмы под углом к оси ракеты (направлению полета) с помощью конусов, оси которых наклонены к поперечному сечению ракеты. При этом предусмотрена возможность отклонения полета в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях (вверх - вниз, вправо - влево), что осуществляется с помощью четырех ядерных мишеней.

Регулирование скорости ракеты в направлении ее оси и отклонения от этой оси осуществляется по внешним сигналам путем изменения периода повторения выбросов сгустков плазмы (тактовое частоты).

Сущность предлагаемого ЯРД поясняется фиг.2, на которой представлена структурная ЯРД. При этом ЯРД сопрягается с остальной частью ракеты при сохранении диаметра этой части.

Ядерный ракетный двигатель состоит из следующих частей:

1. Корпус.

2. Ядерная мишень основного направления полета ракеты.

3. Ядерные мишени отклонения ракеты (4 комплекта).

4. Лазерное устройство.

5. Фокусирующие линзы (5 шт.).

6. Синхронизатор.

7. Шаговые электродвигатели (5 шт.).

8. Направляющие валики.

9. Источник электропитания.

Части (2), один канал из (4) и (5) представляют собой устройство преобразования топлива в выбрасываемый продукт, а части (3), четыре канала из (4), (5) - устройство управления полетом ракеты.

Корпус (1) служит для крепления основных частей ЯРД и стыковки его с остальное частью ракеты. Корпус содержит механизм отделения двигателя от ракеты после выполнения заданий программы полета.

Ядерная мишень (2) основного направления полета ракеты (ЯМОН) служит для создания тяги вдоль основной оси ракеты и представляет собой гибкую никелевую ленту с отверстиями конической формы посредине ленты и с перфорационными отверстиями на краях ленты. Оси конических отверстий перпендикулярны плоскости ленты. В эти отверстия вмонтированы конусы из полимерной оболочки, наполненные газообразным дейтерием. Вершина полимерного конуса содержит порошок тяжелых металлов массой 100 г с целью увеличения массы выбрасываемого сгустка плазмы. Основание полимерного конуса имеет сферическую форму и покрыто следами тяжелых металлов с целью усиления первичного удара лазерного луча по массе газа.

Выбор дейтерия в качестве ядерного вещества обусловлен тем, что он широко распространен в природе и является экологически чистым.

В соответствии с рекомендациями препринта: Моделирование превращения графита в алмаз при динамическом сжатии в конических мишенях №1-454. Объединенный институт высоких температур РАН. Москва, 2001, выбраны следующие размеры никелевого конуса: радиус основания 4 мм, радиус отверстия в вершине (сопло) 1 м , высота усеченного конуса 3 мм. Расстояние между центрами оснований конусов (вдоль ленты) 12 мм. Размеры ленты: толщина 3 мм, высота 24 мм.

Лента в исходном положении намотана в виде бобины на стержень. В работе лента с помощью шагового электродвигателя перематывается на другой (приемный) стержень (бобину). Длина ленты и радиус бобин зависят от величины конечной скорости ракеты.

При этом размещение ленты и бобин в отсеке двигателя унифицировано и не зависит от класса ракет, за исключением некоторых ракет ЗРК сухопутных войск с диаметром 20 см.

Ядерные мишени (3) отклонения ракеты (ЯМОР) (4 комплекта) служат для создания отклонения ракеты от ее основной оси в двух взаимно-перпендикулярных плоскостях (вверх - вниз, вправо - влево). ЯМОР имеют конструкцию, аналогичную ЯМОН, за исключением направления осей конусов. Угол наклона оси этих конусов по отношению к плоскости ленты (оси ракеты) составляет 30-40. В ЯРД предусмотрено, что ЯМОР могут действовать одновременно с ЯМОН. Так как ЯМОР используются, в основном, на небольших участках траектории ракеты (в начале или в конце), то длина ленты ЯМОР по сравнению с длиной ленты ЯМОН укорочена примерно на 50%, но можно и не укорачивать.

Лазерное устройство (4) состоит из пяти отдельных лазеров и создает пять лазерных лучей для инициирования термоядерной реакции в конусах ядерных мишеней. Для создания сгустка плазмы в вершине конуса достаточно осуществить режим "лазерной искры", который по сравнению с режимом "зажигания" позволяет значительно уменьшить требуемую мощность лазера. Каждые лазер из пяти (лазерные луч) должен иметь мощность в импульсе порядка 10 кДж при длительности импульса 1 мс. Этим требованиям удовлетворяют решетки полупроводниковых лазеров на двойном гетеропереходе с охлаждением азотом и накачкой решетки импульсом тока длительностью 1 мс. Излучение каждого лазера решетки сжимается для ввода в апертуру отрезка волоконного световода с помощью половинки стеклянной "бусинки" диаметром 1 мм. Размеры решетки полупроводниковых лазеров весьма малы, так как размеры активной части каждого лазера - доли, единицы мм. Накачка лазеров синхронизирована с передвижением ленты ядерной мишени.

Фокусирующие линзы (5) в количестве 5 шт. служат для концентрации лазерного излучения на поверхность оснований полимерных конусов. Каждая линза представляет собой двухкомпонентную систему с малым фокусным расстоянием. Фокусирующая линза канала ЯМОН имеет ось, совпадающую с осью ракеты, остальные имеют оси, параллельные оси ракеты. Диаметр создаваемого лазерного пятна на основание конуса 0,1-0,5 мм.

Синхронизатор (6) управляет работой отдельных частей двигателя, изменяет тактовую частоту и тем самым регулирует скорость и отклонение ракеты. Синхронизатор представляет собой радиоэлектронное устройство на микросхемах. Он вырабатывает импульсы напряжения для включения каждого из пяти шаговых электродвигателей для передвижения ленты на один шаг (12 мм). После передвижения ленты на один шаг синхронизатор подает импульс напряжения для накачки того или иного лазера. Таким образом, в автоматическом режиме в течение всего времени полета ракеты синхронизируется работа лазера и ядерной мишени.

Лазеры и ядерные мишени отклонения ракеты управляются синхронизатором по внешним сигналам, подаваемым от блоков ракеты: от блока радиоуправления (по данным коррекции траектории) или от активной головки самонаведения ракеты.

Частота выдачи импульсов на электродвигатели и на лазеры и, следовательно, частота повторения выбросов сгустков плазмы (тактовая частота) может синхронизатором изменяться от 0,5 до 1,3 Гц по внешним сигналам, поступающим по каналу радиоуправления. Изменение указанной частоты ведет к изменению скорости полета ракеты или скорости ее отклонения от текущего курса.

Шаговые электродвигатели (7) с направляющими валиками (8) обеспечивают такое перемещение ленты, при котором пpи каждом шаге очередной конус устанавливается против фокусирующей линзы.

Электродвигатели укреплены на валу ведущей бобины и закручивают ее на один шаг при каждом поступлении импульса с синхронизатора. Направляющие валики имеют зубья, которые входят в перфорационные отверстия ленты. Устройство частей (7) и (8) подобно механизму автоматической перемотки фотопленки в малогабаритных фотоаппаратах.

Источник электропитания (9) обеспечивает постоянным током синхронизатор, лазерное устройство, электродвигатели. Питание осуществляется от никель-кадмиевой батареи типа 26НКМ-1 (АО HИИХИТ-2, г. Саратов), имеющей следующие технические характеристики: напряжение разряда до 32 В (в импульсном режиме до 18 В), ток разряда до 1 А, масса 1,6 кг, габариты 180x100х78 мм.

Рассмотрим работу предлагаемого ЯРД в динамике. После выстреливания ракеты из транспортнопускового контейнера или направляющих пускового устройства подается питание на синхронизатор, который вырабатывает импульсы напряжения на шаговые электродвигатели. Под действием этих импульсов электродвигатели передвигают ленту на один шаг в устойчивое положение, при котором конусы устанавливаются против фокусирующих линз. Затем синхронизатор подает импульс напряжения на блок накачки лазера основного направления (канала ЯМОH). Дальнейшее описание процессов относится ко всем каналам ядерных мишеней. Блoк накачки создает импульс тока накачки, который, протекая по последовательной цепи решетки, вызывает генерирование лазерного излучения. Излучение каждого лазера решетки с помощью половинки стеклянной "бусинки" вводится в отрезок световода. Излучение отдельных лазеров решетки суммируется с помощью соединителей и направляется на фокусируюшую линзу. Линза концентрирует лазерное излучение на поверхность основания полимерного конуса.

При падении лазерного излучения на основание конуса сферическая полимерная оболочка прогибается, ударяет по массе газа. Далее происходит поглощение энергии лазерного излучения, оболочка и ядерное вещество испаряются, причем испаренное вещество разлетается как внутрь, так и наружу конуса. При этом испарении образуется плазменное облако, которое со значительной скоростью устремляется к вершине конуса. Указанный процесс сопровождается генерацией ударных волн, которые направляются к вершине конуса. Под действием плазменного сгустка и ударных волн ядерное вещество в вершине сжимается, локально нагревается до термоядерных температур (режим "лазерной искры") и становится горячей плазмой. Указанная модель взаимодействия лазерного излучения с конической мишенью приведена в уже упомянутом Труде Института общей физики РАН №36, стр.41. Горячая плазма прожигает вершину полимерного конуса, еще более сжимается отверстием никелевого конуса ленты (сопло) и совместно с порошком тяжелых металлов вылетает наружу в виде плотного сгустка вдоль оси конуса и создает тягу двигателя.

После выполнения первого такта каналом ЯМОН осуществляются с помощью синхронизатора последующие такты в автоматическом режиме.

По внешним сигналам синхронизатор включает в работу тот или иной канал отклонения ракеты (лазер и электродвигатель). При этом происходят процессы, аналогичные каналу основного направления за исключением того, что сгустки плазмы вылетают под некоторым углом к оси ракеты. По внешним сигналам также производится изменение тактовой частоты того или иного канала и, следовательно, регулирование скорости ракеты или отклонения ее.

После выполнения программы полета ЯРД может быть отделен от остальной части ракеты. Это производится по сигналу от блока управления ракетой, в том числе по команде с Земли.

В ЯРД предусмотрена возможность быстрой проверки исправности частей двигателя перед запуском ракеты. Для этой цели в синхронизаторе предусмотрен режим работы на один шаг (вылет одного сгустка) путем нажатия кнопки контролируемого канала.

Оценим габариты и массу ЯРД. Из фиг.2 видно, что радиус ЯРД равен:

где R1 - радиус бобины канала основного направления, R2 - радиус бобины канала отклонения.

Если R1=R2 , то

Для бобины третьей космической скорости (таблица) R=50 мм.

Полученный rg достаточен, чтобы разместить ЯРД в крылатых ракетах КР (наименьший диаметр некоторых типов КР 30 см) и для зенитных управляемых ракет ЗУР (перехватчиков) (диаметр ЗУР 60 - 120 см). В зенитно-ракетных комплексах сухопутных войск имеются ракеты с диаметром 20 см, с дальностью полета не более 100 км. Для этих ракет время полета 20 с, длина ленты 336 мм, радиус бобины с тремя слоями 22,8 мм, радиус ЯРД 64 мм, что позволяет встроить ЯРД в ракету с диаметром 20 см.

Длина ЯРД (фиг.2) равна:

ly=2R+lл+lи+ln, (9)

где R - радиус бобины канала основного направления (5 см), lл - длина лазерного устройства (10 см), lи - длина источника питания (10 см), ln - длина промежутков между частями ЯРД (20 см).

lg=25+10+10+20=50 см

Масса ЯРД определяется по формуле:

где mN - масса ЯМОН,

- масса четырех ЯМОР,

m - масса конуса (0,1 кг),

N - количество конусов канала основного направления

(140, табл.1),

mл - масса лазерного устройства (1,0 кг),

mЭ - масса электродвигателя (0,3 кг),

mи - масса источника электропитания (1,6 кг),

mк - масса деталей крепления (3 кг).

Таким образом, ядерный ракетный двигатель является одноступенчатым, позволяет развить ракете третью космическую скорость и имеет размеры dg=30 см, lg=50 см и массу mg=50 кг.

Ядерный ракетный двигатель имеет унифицированное строение для различных классов ракет. Рассмотренный двигатель может сопрягаться с остальной частью различных классов ракет, имеющих диаметр более 30 см.

ЯРД сравнительно прост в эксплуатации. Он обеспечивает постоянную готовность ракеты к немедленному пуску, допускает возможность длительного хранения. У ЯРД нет таких недостатков РДТТ, как зависимость тяги от температуры окружающей среды, трудность регулирования тяги, выключения и повторного запуска двигателя. У ЯРД нет таких недостатков ЖРД, как необходимость в громоздком оборудовании для заправки топливом и для запуска двигателя; компоненты топлива ЖРД часто требуют осторожного обращения, специальных костюмов и средств защиты для обслуживающего личного состава.

Формула изобретения

Скоростной ядерный ракетный двигатель, включающий топливо (энергоноситель), устройство преобразования топлива в выбрасываемый продукт, устройство управления полетом ракеты, отличающийся тем, что для увеличения удельной тяги двигателя, скорости и ускорения ракеты и улучшения условий эксплуатации двигателя в качестве топлива используют газообразный дейтерий, устройство преобразования топлива в выбрасываемый продукт и устройство управления полетом ракеты содержит передвигаемую коническую мишень в виде последовательности конусов, наполненных дейтерием, возбуждаемых лазерным излучением и имеющих отверстие в вершине конуса для вылета плазмы, причем оси конусов направлены для основного полета ракеты вдоль ее оси, а для отклонения ракеты - под углом к ее оси.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к устройствам подогрева топлива в топливной системе летательного аппарата

Изобретение относится к машиностроению, к космической технике и может быть использовано для создания тяги на летательном аппарате

Изобретение относится к космическим энергодвигательным установкам, а более конкретно - к маршевым электроракетным двигательным установкам (ЭРДУ) космических аппаратов и комплексов

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

Изобретение относится к космической технике, а именно к электрическим ракетным двигателям (ЭРД) малой тяги для управления положением космических аппаратов (КА ) в полете

Изобретение относится к области создания реактивной тяги или получения механической энергии

Изобретение относится к области создания электрических ракетных двигателей, которые имеют наилучшие характеристики по удельному импульсу (отношению силы тяги к массовому расходу рабочего тела), выражаемой через скорость истечения рабочего тела из сопла

Изобретение относится к области машиностроения, а именно к воздушно-реактивным двигателям, и может быть использовано преимущественно на летательных аппаратах Черемушкина О.В

Изобретение относится к машиностроению и может быть применено на наземном транспорте и летательных аппаратах

Изобретение относится к судостроению, а именно к движителям быстроходных судов (на воздушной подушке, на подводных крыльях) и других плавсредств, и оно может быть применено для наземного и воздушного транспорта

Изобретение относится к области двигателестроения

Изобретение относится к космической технике, а точнее к области проектирования и эксплуатации ракетных двигательных установок (ДУ) космических аппаратов (КА)

Изобретение относится к ракетно-космической технике и преимущественно может быть использовано в маршевых и управляющих ракетных двигателях космических аппаратов

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов, в частности разгонных блоков, выводящих полезные грузы на околоземные и межпланетные орбиты

Изобретение относится к области ракетной техники, в частности к реактивным двигателям, основанным на лазерной абляции и предназначенным для управления малыми космическими аппаратами

Изобретение относится к ракетно-космической технике, более конкретно к новому типу ракетных двигателей

Наверх