Ракетный двигатель для космических аппаратов

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам. Для создания реактивной тяги применяют источник энергии длительного действия, например ядерный реактор, и преобразователь энергии, содержащий излучатели энергии, парогенератор, насос, трубопровод, сопло, баллон с теплопроводными газонепроницаемыми стенками и преобразователь импульса (ПИ) выходящего из сопла парообразного рабочего тела (РТ) в другие виды энергии, который установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии О-О. ПИ выполнен в виде турбины с двумя равными в силовом отношении роторами с противоположными направлениями вращения, установленными на коаксиальных валах, каждый из которых соединен с одним из двух генераторов электрического тока (ГЭТ), имеющих одинаковую мощность и связанных между собой механической связью из трех зубчатых колес с передаточным отношением, равным единице импульса РТ, воздействующего на элементы ракетного двигателя. Изобретение позволяет обеспечивать длительное по времени создание реактивной тяги, снабжение космического аппарата электроэнергией, создание на космическом аппарате искусственной тяжести за счет его постоянного ускорения и при этом исключается возможность передачи на космический аппарат реактивного вращающего момента от турбины в связи с равной силовой нагруженности обоих ее роторов при вращении их в противоположных направлениях. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

 

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и может быть использовано на космических аппаратах, преимущественно в качестве маршевого двигателя при межпланетных полетах.

Известен ракетный двигатель для космических полетов, содержащий источник энергии длительного действия, например ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии и создание при этом реактивной тяги (см. книгу Корлисса У.Р. "Ракетные двигатели для космических полетов", Издательство иностранной литературы, Москва, 1962, стр.425-426, фиг.142).

В описании этого двигателя отсутствует надлежащая проработка конкретных конструктивных признаков преобразователя энергии, обеспечивающих в конечном итоге создание реактивной тяги, что, в частности, отражено в пояснениях к схеме фиг.142 данного двигателя в указанном источнике.

Наиболее близким к заявленному изобретению по совокупности признаков является ракетный двигатель, содержащий источник энергии длительного действия, например ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии. Преобразователь энергии выполнен в виде парогенератора, насоса, сообщающегося с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, сопла, преобразователя импульса выходящего из сопла парообразного рабочего тела в другие виды энергии и баллона, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного материала, полость которого изолирована от окружающей среды и с одной стороны сообщается с соплом, а с противоположной стороны - с насосом, который соединен с трубопроводом, связывающим баллон с парогенератором, причем преобразователь импульса установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии. Преобразователь импульса парообразного рабочего тела выполнен в виде лопаточной машины, например турбины, которая связана с генератором электрического тока с возможностью последовательного преобразования на основе фундаментальных законов сохранения и законов термодинамики импульса рабочего тела в момент количества движения и электрическую энергию, преобразуемую в тепловое и электромагнитное излучение с соответствующим уменьшением после выхода из сопла импульса рабочего тела и его динамического давления на противоположную соплу стенку баллона. При этом в системе ракетного двигателя осуществляется термодинамический цикл в последовательности соответствующих круговых термодинамических процессов. В качестве рабочего тела используется вещество, способное после выхода из сопла и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние и конденсироваться из парообразного в жидкое состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон. Внутренние стенки баллона выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела. В полости баллона содержатся только пары и конденсат рабочего тела (патент РФ №2115022, МПК F 03 Н 5/00, 10.07.98).

К недостаткам этого ракетного двигателя относится то, что в нем происходит передача реактивного вращающего момента на космический аппарат от связанной с генератором электрического тока турбины, что с неизбежностью приведет космический аппарат в ускоренное вращение, не определена возможность беспрепятственного движения рабочего тела вдоль стенок баллона с целью надежного дополнительного охлаждения и полной конденсации рабочего тела после выхода из турбины, не предусмотрено единство направлений электромагнитного излучения и истечения рабочего тела из сопла, что определяет действие их импульсов в одном направлении.

Предлагаемое изобретение позволяет получить технический результат, заключающийся в устранении указанных выше недостатков известного ракетного двигателя, являющегося ближайшим аналогом, и обеспечить при этом создание реактивной тяги с применением источника энергии длительного действия с одновременным созданием искусственной тяжести на космическом аппарате (корабле) за счет его практически неограниченного по времени ускорения и обеспечением его электрической энергией.

Указанный технический результат достигается тем, что ракетный двигатель для космических аппаратов содержит источник энергии длительного действия, например ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии. Преобразователь энергии выполнен в виде парогенератора, насоса, сообщающегося с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, сопла, преобразователя импульса выходящего из сопла парообразного рабочего тела в другие виды энергии и баллона, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного материала, полость которого изолирована от окружающей среды и с одной стороны сообщается с соплом, а с противоположной стороны - с насосом, который соединен с трубопроводом, связывающим баллон с парогенератором. Преобразователь импульса установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии и выполнен в виде лопаточной машины, например паровой турбины, которая связана с генератором электрического тока с возможностью последовательного преобразования на основе фундаментальных законов сохранения и законов термодинамики импульса рабочего тела в момент количества движения и электрическую энергию, преобразуемую в тепловое и электромагнитное излучение с соответствующим уменьшением после выхода из сопла импульса рабочего тела и его динамического давления на противоположную соплу стенку баллона. При этом в системе ракетного двигателя осуществляется термодинамический цикл в последовательности соответствующих круговых термодинамических процессов. В качестве рабочего тела используется вещество, способное после выхода из сопла и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон. Внутренние стенки баллона выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела. В полости баллона содержатся только пары и конденсат рабочего тела.

Согласно изобретению, турбина выполнена из двух равнонагруженных в силовом отношении роторов с противоположными направлениями вращения, установленных на коаксиальных валах. Преобразователь импульса дополнительно снабжен вторым генератором электрического тока одинаковой мощности. Каждый из этих генераторов соответственно соединен с одним из коаксиальных валов турбины. Возможность равной по величине силовой нагруженности обоих роторов турбины и обеспечение при этом одинаковой мощности обоих генераторов электрического тока помимо их одинаковых соответствующих силовых характеристик осуществляется также их механической связью с передаточным отношением, равным единицы, которая размещена между генераторами электрического тока и выполнена, например, из зацепляющихся трех конических зубчатых колес: -двух центральных одинакового диаметра и одного промежуточного. Центральные колеса раздельно установлены соответственно на разных коаксиальных валах роторов турбины, а промежуточное колесо расположено между центральными колесами с возможностью вращения на оси, установленной в корпусе преобразователя импульса перпендикулярно линии оси турбины. Применение упомянутых двух равнонагруженных роторов турбины исключает возможность передачи на космический аппарат реактивного вращающего момента. Охлаждение и возможность конденсации парообразного рабочего тела в жидкое состояние осуществляется путем уменьшения его энергии при прохождении через турбину, а также обеспечивается за счет возможности отвода теплоты от ракетного двигателя через теплопроводные стенки баллона, для чего между преобразователем импульса и стенками баллона создается свободное пространство с возможностью беспрепятственного движения рабочего тела. Стенки баллона имеют площадь поверхности, обеспечивающую необходимый по величине лучистый теплообмен с внешним пространством, исходя при этом из необходимости обеспечения полной конденсации парообразного рабочего тела в жидкое его состояние и соблюдения соответствующих положений второго начала термодинамики, определяющего возможность работоспособности любой тепловой машины только при условии отвода от нее части тепловой энергии. Излучатели энергии направлены в одну сторону с движением рабочего тела через сопло с возможностью создания при этом реактивной тяги, исходя из упомянутых выше превращений и излучения энергии, обеспечивающих возможность преобразования полного импульса вытекающего из сопла рабочего тела в меньший по величине и не выполняющий полезной работы остаточный импульс, воздействующий на элементы ракетного двигателя.

Турбина сообщается с полостью баллона через выполненное в корпусе преобразователя импульса круговое относительно осевой линии турбины отверстие с возмоиностью выхода пара и конденсата из второго ротора турбины равномерно во все стороны в радиальных направлениях.

В состав рабочего тела введены центры конденсации, например, в виде пылинок, частиц вещества или ионов.

Ядерный реактор, преобразователь энергии в целом и излучатели энергии жестко соединены друг с другом.

На приведенной схеме показано в общем виде устройство ракетного двигателя для космических аппаратов и его действие. Сопло, баллон, турбина, корпус преобразователя импульса и один из генераторов электрического тока на схеме приведены в разрезе. Соответствующими стрелками показано движение рабочего тела из сопла, преобразователя импульса, в полости баллона и по трубопроводу, а также направление излучения электромагнитной и тепловой энергии в пространство излучателями энергии.

Ракетный двигатель для космических аппаратов содержит источник энергии длительного действия, например ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии. Преобразователь энергии выполнен в виде парогенератора 1, насоса 2, сообщающегося с трубопроводом 3 для перемещения жидкого рабочего тела, сопла 4, преобразователя импульса выходящего из сопла парообразного рабочего тела в другие виды энергии и баллона 5, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного материала, полость которого изолирована от окружающей среды и с одной стороны сообщается с соплом 4, а с противоположной стороны - с насосом 2, который соединен с трубопроводом 3, связывающим баллон 5 с парогенератором 1. Преобразователь импульса установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии О-О и выполнен в виде лопаточной машины, например турбины 6, которая связана с генератором электрического тока 7 с возможностью последовательного преобразования на основе фундаментальных законов сохранения и законов термодинамики импульса рабочего тела в момент количества движения и электрическую энергию, преобразуемую в тепловое и электромагнитное излучение с соответствующим уменьшением после выхода из сопла 4 импульса рабочего тела и его динамического давления на противоположную соплу стенку баллона 5. При этом в системе ракетного двигателя осуществляется термодинамический цикл в последовательности соответствующих круговых термодинамических процессов. В качестве рабочего тела используется вещество, способное после выхода из сопла 4 и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон 5. Внутренние стенки баллона выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела. В полости баллона 5 содержатся только пары и конденсат рабочего тела.

Турбина 6 выполнена из двух равнонагруженных в силовом отношении роторов с противоположными направлениями вращения, установленных на коаксиальных валах 8. Преобразователь импульса дополнительно снабжен вторым генератором электрического тока 7 одинаковой мощности. Каждый из этих генераторов 7 соответственно соединен с одним из коаксиальных валов 8 турбины 6. Возможность равной по величине силовой нагруженности обоих роторов турбины и обеспечение при этом одинаковой мощности обоих генераторов электрического тока помимо их одинаковых соответствующих силовых характеристик осуществляется также их механической связью с передаточным отношением, равным единице, которая размещена между генераторами электрического тока 7 и выполнена, например, из зацепляющихся трех конических зубчатых колес: -двух центральных 9 одинакового диаметра и одного промежуточного 10. Центральные колеса раздельно установлены соответственно на разных коаксиальных валах 8 роторов турбины, а промежуточное колесо 10 расположено между центральными колесами 9 с возможностью вращения на оси, установленной в корпусе 11 преобразователя импульса перпендикулярно линии оси О-О турбины. Применение упомянутых двух равнонагруженных роторов турбины 6 исключает возможность передачи на космический аппарат реактивного вращающего момента.

Охлаждение и возможность конденсации парообразного рабочего тела в жидкое состояние осуществляется путем уменьшения его энергии при прохождении через турбину, а также обеспечивается за счет возможности отвода теплоты от ракетного двигателя через теплопроводные стенки баллона 5, для чего между преобразователем импульса и стенками баллона создается свободное пространство с возможностью беспрепятственного движения рабочего тела. Стенки баллона имеют площадь поверхности, обеспечивающую необходимый по величине лучистый теплообмен с внешним пространством, исходя при этом из необходимости обеспечения полной конденсации парообразного рабочего тела в жидкое его состояние и соблюдения соответствующих положений второго начала термодинамики, определяющего возможность работоспособности любой тепловой машины только при условии отвода от нее части тепловой энергии.

Излучатели 12 энергии направлены в одну сторону с движением рабочего тела через сопло 4 с возможностью создания при этом реактивной тяги, исходя из упомянутых выше превращений и излучения энергии, обеспечивающих возможность преобразования полного импульса вытекающего из сопла рабочего тела в меньший по величине и не выполняющий полезной работы остаточный импульс, воздействующий на элементы ракетного двигателя.

Турбина 6 сообщается с полостью баллона 5 через выполненное в корпусе 11 преобразователя импульса круговое относительно осевой линии О-О турбины отверстие 13 с возможностью выхода пара и конденсата из второго ротора турбины равномерно во все стороны в радиальных направлениях.

В состав рабочего тела введены центры конденсации, например, в виде пылинок, частиц вещества или ионов.

Ядерный реактор, преобразователь энергии в целом и излучатели энергии жестко соединены друг с другом.

Ракетный двигатель для космических аппаратов работает следующим образом.

Жидкое рабочее тело в парогенераторе 1 нагревается за счет источника энергии длительного действия и превращается в пар, который направляется в сопло 4, где рабочее тело в связи с увеличением скорости приобретает полный импульс, относящийся к начальной форме энергии в описываемом ракетном двигателе, преимущественно обеспечивающей в конечном итоге возможность создания реактивной тяги в ходе последующих превращений и излучения энергии. Вышедшая из сопла 4 в полость баллона 5 струя парообразного рабочего тела воздействует на связанную с генераторами 7 электрического тока двухроторную турбину 6 и приводит роторы турбины во вращение в противоположных направлениях. Вращение от роторов турбины при помощи коаксиальных валов 8 передается на каждый из генераторов 7 электрического тока. Равнонагруженность в силовом отношении обоих роторов турбины 6 и обоих генераторов 7 электрического тока исключает возможность передачи реактивного вращающего момента на космический аппарат. Одинаковую по величине силовую нагруженность обоих роторов турбины 6 обеспечивает также указанная выше их механическая связь с передаточным отношением, равным единице.

Турбина б осуществляет превращение векторного полного импульса выходящего из сопла 4 рабочего тела в скалярный момент количества движения (момент импульса) относительно оси, который последовательно преобразуется в электрическую энергию при помощи генераторов 7 электрического тока на основе всеобщего фундаментального закона сохранения и превращения энергии. При этом упомянутый полный импульс рабочего тела соответственно превращается в меньший по величине остаточный импульс, воздействующий на элементы преобразователя импульса и стенки баллона в противоположном направлении реактивной тяги. Уменьшению отрицательного воздействия остаточного импульса способствует также направление рабочего тела при выходе из турбины через круговое отверстие 13 в корпусе 11 в радиальных направлениях относительно осевой линии О-О преобразователя импульса.

Полная конденсация парообразного рабочего тела в жидкое состояние осуществляется путем уменьшения его совокупной (тепловой и механической) энергии, а соответственно и температуры нагрева, при прохождении через турбину, а также обеспечивается за счет отвода теплоты от ракетного двигателя путем излучения через теплопроводные стенки баллона в окружающее пространство. При этом одновременно обеспечивается соблюдение упомянутых выше положений второго начала термодинамики.

Полной конденсации рабочего тела способствует введение в его состав центров конденсации, например, в виде пылинок, малых частиц вещества или ионов, а также то, что в полости баллона содержатся только пары и конденсат рабочего тела.

Внутренняя поверхность стенок баллона 5 не смачивается жидким конденсатом рабочего тела. В связи с этим конденсат оседает на внутреннюю поверхность стенок баллона в виде капель, которые имеют возможность свободного перемещения в сторону насоса 2 в связи с ускоренным движением космического аппарата под воздействием реактивной тяги. Отсутствие на внутренней поверхности стенок баллона пленки жидкого рабочего тела с малой теплопроводностью способствует увеличению теплового потока через стенки баллона. Образующийся конденсат рабочего тела при помощи насоса 2 и трубопровода 3 отводится в парогенератор 1.

Согласно известному принципу эквивалентности, ускорение космического аппарата под действием реактивной тяги создает на космическом аппарате искусственное тяготение.

Часть выработанной генераторами электрического тока электрической энергии используется на внутренние потребности космического аппарата, в том числе на приведение в действие насоса 2.

Согласованные по направлению движение рабочего тела через сопло 4 и излучение электромагнитной и тепловой энергии при помощи соответствующих излучателей 12 обеспечивают создание реактивной тяги, исходя из упомянутых выше превращений и излучения энергии.

Известно, что изменение энергии не зависит от того, каким способом (в результате каких взаимодействий) происходит переход, т.е. энергия - однозначная функция состояния системы ("Физический энциклопедический словарь" под редакцией А.М.Прохорова, М., "Советская энциклопедия", 1984, стр.902/3-903/1). Источником всех видов энергии в описываемом ракетном двигателе служит, например, ядерный реактор. Начальной формой энергии, обеспечивющей в конечном итоге непосредственную возможность создания реактивной тяги, является наряду с тепловой энергией полный импульс истекающего из сопла 4 парообразного рабочего тела. Преобразователь импульса обеспечивает указанные выше необходимые последовательные превращения начальной формы энергии на основе всеобщих законов сохранения и превращения энергии с последующим ее отводом и излучением. Это приводит к соответствующему уменьшению остаточного импульса рабочего тела, воздействующего на элементы ракетного двигателя. Вместе с тем, по тем же причинам уменьшается температура рабочего тела, что способствует его конденсации в жидкое состояние. Исходя из этого следует, что величина создаваемой ракетным двигателем тяги в конечном итоге зависит от фактически использованной части указанной выше начальной формы энергии, т.е. преимущественно от разности в величинах полного импульса исходящего из сопла парообразного рабочего тела и остаточного импульса рабочего тела, воздействующего на элементы ракетного двигателя, с учетом эффективности использования начальной формы энергии на выполнение полезной работы по созданию реактивной тяги при всех упомянутых выше известных превращениях энергии и указанных способах ее отвода и излучения.

1. Ракетный двигатель для космических аппаратов, содержащий источник энергии длительного действия, например, ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии, преобразователь энергии, выполненный в виде парогенератора, насоса, сообщающегося с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, сопла, баллона, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного материала, и с одной стороны сообщается с соплом, а с противоположной стороны - с насосом, который соединен с трубопроводом, связывающим баллон с парогенератором, преобразователя импульса, выходящего из сопла парообразного рабочего тела, в другие виды энергии, установленного в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии и выполненного в виде лопаточной машины, например турбины, которая связана с генератором электрического тока с возможностью преобразования импульса рабочего тела в момент количества движения и электрическую энергию, преобразуемую в тепловое и электромагнитное излучение с соответствующим уменьшением после выхода из сопла импульса рабочего тела и его динамического давления на противоположную соплу стенку баллона, внутренние стенки которого выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела, отличающийся тем, что турбина выполнена из двух равнонагруженных в силовом отношении роторов с противоположными направлениями вращения, установленных на коаксиальных валах, а преобразователь импульса дополнительно снабжен вторым генератором электрического тока одинаковой мощности, каждый из генераторов соответственно соединен с одним из коаксиальных валов турбины с обеспечением возможности равной по величине силовой нагруженности обоих роторов турбины и одинаковой мощности обоих генераторов электрического тока, осуществляемых их механической связью с передаточным отношением, равным единице, которая размещена между генераторами электрического тока и выполнена, например, из зацепляющихся трех конических зубчатых колес - двух центральных одинакового диаметра и одного промежуточного, причем центральные колеса раздельно установлены соответственно на разных коаксиальных валах роторов турбины, а промежуточное колесо расположено между центральными колесами с возможностью вращения на оси, установленной в корпусе преобразователя импульса перпендикулярно линии оси турбины.

2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что турбина сообщается с полостью баллона через выполненное в корпусе преобразователя импульса круговое относительно осевой линии турбины отверстие с возможностью выхода пара и конденсата из второго ротора турбины равномерно во все стороны в радиальных направлениях.

3. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в состав рабочего тела введены центры конденсации, например, в виде пылинок, частиц вещества или ионов.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к космической технике и может использоваться при наземных испытаниях и эксплуатации в условиях космического пространства стационарных плазменных двигателей (СПД) различной мощности и электрореактивных двигательных установок (ЭРДУ) на их основе.

Изобретение относится к устройству плазменного ускорителя. .

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при изготовлении и наземных испытаниях плазменных двигателей различной мощности и электрореактивных двигательных установок (ЭРДУ) на их основе.

Изобретение относится к плазменным двигателям с закрытым смещением электронов с управляемым вектором тяги. .

Изобретение относится к области создания электрических ракетных двигателей. .

Изобретение относится к области космической техники, а именно к источникам плазмы для снятия электростатического потенциала космического аппарата и плазменного контактора в электродинамических тросовых системах.

Изобретение относится к плазменному ракетному двигателю с замкнутым дрейфом электронов, адаптированному к высоким тепловым нагрузкам. .

Изобретение относится к плазменной технике и может использоваться в электроракетных двигателях на базе ускорителя плазмы с замкнутым дрейфом электронов, а также в технологических ускорителях, применяемых в процессах вакуумно-плазменной технологии.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано при наземных испытаниях и при эксплуатации стационарных плазменных двигателей (СПД) различной мощности и электрореактивных двигательных установок (ЭРДУ) на их основе

Изобретение относится к плазменной технике и к плазменным технологиями, а более конкретно - к плазменным ускорителям

Изобретение относится к электрореактивной технике, а именно к электрореактивным двигательным установкам на базе плазменных ускорителей

Изобретение относится к электрореактивным двигателям, использующим электронно-детонационный тип разряда

Изобретение относится к области машиностроения

Изобретение относится к ионным ускорителям и может быть использовано, в частности, для обработки поверхностей в технике полупроводников или в качестве привода для космических аппаратов

Изобретение относится к плазменной технике, а именно к катодам-компенсаторам, работающим на газообразных рабочих телах, и может быть использовано в электрореактивных двигателях для нейтрализации ионного пучка, а также в технологических источниках плазмы, предназначенных для ионно-плазменной обработки поверхностей материалов

Изобретение относится к пульсирующим детонационным двигателям, в которых используется магнитогидродинамическое управление потоком

Изобретение относится к области электрореактивных двигателей, а именно к плазменным ускорителям (холловским, ионным), использующим в своем составе катоды с подачей в них газообразного рабочего вещества - инертного газа (Хе и др.)

Изобретение относится к устройствам генерирования и ускорения плазмы, в частности для двигателей космических летательных аппаратов
Наверх