Лазерный двигатель космического летательного аппарата

Изобретение относится к ракетным двигателям космических летательных аппаратов (КЛА), преимущественно с внешним подводом энергии. Предлагаемый двигатель состоит из лазерного источника и мишени с трудноиспаряемым веществом (уд. теплота испарения 104-105 Дж/г), создающим тягу двигателя. Мишень выполнена в виде конуса, угол между образующей которого и осью конуса составляет 45°<β<80°. В нижней части корпуса двигателя размещен кольцевой отражатель, направляющий поток испаренных частиц в сторону, противоположную направлению движения КЛА. Техническим результатом является обеспечение устойчивости движения КЛА по тангажу и рысканию, а также увеличение импульса тяги. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к основным составным частям космического летательного аппарата и оборудованию, устанавливаемом на нем или внутри него, а именно к лазерным ракетным двигателям космических летательных аппаратов. Изобретение может найти применение в космических летательных аппаратах, в частности в космических спутниках и исследовательских зондах.

Известно устройство «Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель» (патент на изобретение №2266420). Устройство состоит из источника импульсного лазерного излучения, оптического узла с концентратором излучения, первый отражатель которого выполнен в форме зеркальной конусообразной фигуры вращения, образующая поверхности которой представляет собой часть короткофокусной параболы, формирующую оптическую систему для приема и согласования апертуры лазерного пучка с габаритами оптического узла и формирования плоского фронта излучения, а также газодинамический узел, расположенный соосно с концентратором. В качестве источника лазерного излучения выбран импульсно-периодический лазер. От лазерного импульсно-периодического источника излучения пучок поступает в формирующую оптическую систему. В предлагаемой конструкции лазерное излучение подается в двигатель нетрадиционно, т.е. не со стороны сопла, а с противоположной стороны. Из формирующей оптической системы пучок направляют на концентратор излучения, состоящий из двух зеркал-отражателей. При попадании на первый зеркальный конусообразный отражатель O1, благодаря тому, что образующая его поверхности выполнена в виде отрезка короткофокусной параболы, а падающий пучок является плоским, пучок отражается и фокусируется. Далее пучок попадает на отражатель О2. Один из фокусов отражателя О2 совмещен с фокусом отражателя O1, а второй фокус отражателя О2 - с областью формирования лазерного пробоя рабочей среды двигателя. Далее отраженный пучок фокусируется в точке позади отражателя О1, образуя оптический пробой. При взаимодействии лазерного излучения с рабочей средой двигателя происходит ее оптический пробой или испарение, и образуется плазма, поглощающая лазерное излучение. В результате формируется система ударных волн и спутных потоков за ними, приводящих к образованию газодинамического потока, направленного к выходной части сопла, и к созданию реактивной тяги. Подача рабочей среды двигателя осуществляется в область оптического пробоя. В качестве рабочей среды используется газообразное, жидкое или твердое топливо. Недостатком данного технического решения является смещение центра тяжести двигателя в переднюю точку в связи с особенностями нахождения источника лазерного излучения, и, как следствие, отсутствие стабилизации двигателя по тангажу и рысканию, а также из-за сложнореализуемые требования к соосности двигателя и лазерного луча.

Известно устройство US 6488233 «Laser propelled vehicle». Устройство состоит из передней части аппарата, сужающейся параболической задней оптической части, кольцевого кожуха, установленного между ними и расположенного в задней части аппарата. Работа двигателя происходит следующим образом. Излучение от лазерного источника проходит через формирующую оптику и попадает на внеосевой параболоид, являющийся фокусирующим зеркалом. Далее излучение фокусируется на кольцевом раструбе, в результате чего происходит оптический пробой в рабочей среде вблизи поверхности раструба. Возникшая плазма приводит к образованию ударных волн и спутных потоков за ними, в результате чего происходит выброс газа из сопла и создается тяга.

Недостатками данного способа являются:

- сложность управления вектором тяги двигателя и направлением движения аппарата независимо от положения и ориентации аппарата относительно лазерного источника энергии;

- влияние оставляемой за соплом горячей газовой струи реактивной струи на качество лазерного пучка;

- влияние внешних условий на поверхность концентратора (лазерное излучение, химические реакции и др.)

Известно техническое решение US3392527A «Method of ionic propulsion utilizing a laser-stimulated ionic emission». Устройство содержит источник лазерного излучения, цилиндрического стержня (например из вольфрама), фокусирующего устройства. Способ работы устройства реализуется следующим образом: лазерное излучение подается на металлический стержень, установленный соосно с направлением движения, через отражатели таким образом, что процесс абляции происходит на дальнем конце стержня. Вследствие этого создается поток испаренного вещества, толкающего двигатель вперед. Недостатком способа является необходимость наличия системы подачи металлического стержня в зону лазерной абляции, кроме того требуется наводить лазерный луч на металлический стержень, что усложняет конструкцию и увеличивает массу двигателя.

Наиболее близким по технической сущности является устройство US 6530212 «Laser plasma thruster», которое выбрано в качестве прототипа. Устройство состоит из лазера, абляционной мишени, выполненной в виде ленты, фокусирующего лазерное излучение устройства (линза) и устройства для перемотки ленты позади фокуса данного лазера. Способ реализуется следующим образом: лазер генерирует излучение, которое проходит через фокусирующее устройство. Излучение фокусируется на поверхности абляционной ленты в некоторой точке так, чтобы пятно излучения имело размеры от 5 до 200 мкм в диаметре. В данной точке возникает процесс абляции, т.е. лазерное излучение взаимодействует с материалом абляционной ленты, который, испаряясь под воздействием лазерного излучения, создает поток частиц. Данный поток генерирует импульс тяги космического аппарата от 0,4мН. Недостатком данного технического решения является сложность управления вектором тяги двигателя, что приводит к отсутствию устойчивости движения летательного аппарата, оснащенного данным двигателем, в космическом пространстве. Другим недостатком данного технического решения является сложность конструкции, предполагающей наличие устройства перемотки абляционной мишени, выполненной в виде ленты, кроме того в процессе эксплуатации двигателя способно загрязняться фокусирующее устройство, что снижает эксплуатационные характеристики двигателя.

Технической проблемой изобретения является создание лазерного двигателя космического летательного аппарата, обеспечивающего устойчивость движения в космическом пространстве.

Техническим результатом является обеспечение устойчивости движения по тангажу и рысканию космического летательного аппарата, оснащенного лазерным ракетным двигателем, а также увеличение импульса тяги, вследствие высокой скорости истечения испаренных частиц (4-6 км/с), за счет применения материала с удельной теплотой испарения q=104-105 Дж/г и отражателя, направляющего поток испаренных частиц в противоположную движению сторону.

Технический результат достигается тем, что расположенная в нижней части двигателя и состоящая из трудноиспаримого вещества (с удельной теплотой испарения (q=104–105 Дж/г) мишень выполнена в виде широкого конуса, при этом угол между образующей конуса и осью конуса составляет 45°<β<80°. На нижней части корпуса двигателя размещен кольцевой отражатель, с возможностью направления потока испаренных частиц в сторону, противоположную направлению движения двигателя.

В данном материале используются следующие термины:

1. Абляция – процесс удаления (испарение) вещества с поверхности при воздействии лазерного излучения

2. Точка реактивной силы – это точка, в которой расположена результирующая всех сил реакции рабочего тела, отбрасываемого носителем с некоторой относительной скоростью

3. Центр масс - геометрическая точка, положение которой определяется распределением массы в теле, а перемещение характеризует движение тела или механической системы как целого

Лазерный двигатель космического летательного аппарата представлен на фиг.1, фиг. 2, фиг.3, фиг 4.

На фиг.1 показано предлагаемое устройство с конической передней частью в состоянии покоя, на фиг. 2. показано предлагаемое устройство с конической передней частью в состоянии отклонения от первоначального состояния, на фиг.3 показан график изменения возвращающего момента в зависимости от угла отклонения (в радианах), на фиг.4 показан состав предлагаемого устройства.

Предлагаемое устройство (фиг. 4) состоит из лазерного источника (1), создающего внешний подвод энергии для движения аппарата в космическом пространстве, мишени (3), выполненной в виде широкого конуса с углом β, расположенным между осью конуса и боковой образующей конуса и равным 45°<β<80°, выполненной из трудноиспаряемого материала (удельная теплота испарения q=104–105 Дж/г Дж/г) для достижения значения скорости истечения испаренного вещества в 4-6 км/с, и кольцевого отражателя (2), который направляет поток испаренного вещества в сторону от аппарата. Сам двигатель присоединяется через верхнюю часть к летательному аппарату.

Особенностью технического решения является улучшенная стабилизация, достигающаяся тем, что при отклонении космического летательного аппарата против часовой стрелки (положительное значение угла) наблюдается появление возвращающего в направлении по часовой стрелке момента M, стремящегося вернуть аппарат в первоначальное положение (фиг.1 состояние покоя, фиг. 2 при отклонении). В результате появляется возвращающий момент (фиг. 3). При вращении ЛА против часовой стрелки возникает возвращающий момент M, направленный по часовой стрелке и наоборот. Величину момента можно получить как

,

где - угол отклонения вектора - результирующей силы давления на сопло, - расстояние между центром масс и центром силы давления на сопло

Согласно теореме Лагранжа – Дирихле, если в положении равновесия консервативной системы потенциальная энергия имеет строгий минимум, то это положение равновесия устойчиво. Минимум потенциальной энергии соответствует нулевому углу отклонения, следовательно, данное положение ЛА устойчиво. Исходя из определения работы силы как изменения потенциальной энергии со знаком «минус», а работы как произведения крутящего момента на угол, получаем формулу

,

где П – потенциальная энергия ЛА при вращении относительно ОУ

Пример реализации 1.

В статье «Использование лазерного источника энергии для создания реактивной тяги» (Успехи физических наук, 1976, том 119, выпуск 3, Ф.В.Бункин, А.М.Прохоров) авторы предлагают концепцию лазерного ракетного двигателя, основанного на испарительном механизме тяги, и расчета характеристик. Был предложен вариант, когда лазерное излучение, направляющееся извне, вызывает процесс поверхностного испарения мишени (т.е. абляции). Авторы отмечают, что для достижения космической скорости 8 км/с необходим очень трудноиспаримый материал (т.е. удельная теплота испарения (q). В качестве такого материала в статье предлагается использовать графит с q=105 Дж/г , так как при испарении поток частиц этого материала способен развить скорость около 6 км/с, что является высоким значением и очень близким к требуемому. Также авторы приводят пример космического летательного аппарата на основе испарительного механизма, стартующего из атмосферы, с полезной массой 25 кг и топливом 43 кг (q=103 Дж/г), и при существующей скорости в 1 км/с такой аппарат возможно разогнать за 3 секунды до требуемой космической скорости 8 км/с для вывода на орбиту.

Данный материал показывает, что концепция космического летательного аппарата, основанного на испарительном механизме тяги, физически реализуема. Кроме того, лазерный ракетный двигатель, реализованный на испарительном механизме тяги, способен достигать космических скоростей 8 км/с

Пример реализации 2.

В статье «Статическая устойчивость по угловому движению летательного аппарата со штыревым коническим соплом на лазерной тяге» (Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, 2018, номер 2, стр. 142-145, А.Г.Саттаров, А.В.Сочнев, А.Р.Бикмучев) авторы предлагают космический летательный аппарат, обладающий статической устойчивостью, где тяга создается за счет подачи лазерного излучения извне на рабочее тело. Далее испаренное рабочее тело отбрасывается, создавая тягу. Однако у аппарата с коническим и профильным соплом будет наблюдаться неустойчивость, и для решения этой проблемы авторы предлагают использовать штыревое коническое сопло для стабилизации. Такое сопло за счет низкого центра масс и высокой точки реактивной силы при отклонении создает возвращающие моменты, стремящиеся вернуть аппарат в первоначальное положение. Расчеты, основанные на выводах теоремы Лагранжа – Дирихле, показали, что в положении равновесия потенциальная энергия космического летательного аппарата минимальна, а значит, аппарат устойчив.

Данный материал показывает, что коническое сопло обладает статической устойчивостью и способно использоваться для космических летательных аппаратов.

1. Лазерный двигатель космического летательного аппарата, состоящий из лазерного источника, мишени, представляющей собой часть двигателя, на которой в результате попадания лазерного излучения от внешнего источника происходит процесс испарения вещества, создающий силу, образующую тягу двигателя, отличающийся тем, что расположенная в нижней части двигателя и состоящая из трудноиспаряемого вещества, например, с удельной теплотой испарения q=104–105 Дж/г мишень выполнена в виде широкого конуса, при этом угол между образующей конуса и осью конуса составляет 45°<β<80°, а на нижней части корпуса двигателя размещен кольцевой отражатель, с возможностью направления потока испаренных частиц в сторону, противоположную направлению движения двигателя.

2. Двигатель по п.1, в котором интенсивность лазерного излучения, генерируемого внешним источником и направляемого на мишень, составляет 104–106 Вт/см2.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к ракетной технике с использованием твердого топлива различного назначения и предназначено в первую очередь для систем ориентации космических аппаратов на орбите. Светоэрозионный ракетный двигатель содержит корпус с подвижной и управляемой поверхностью и сверхзвуковым соплом, светопрозрачной цилиндрической оболочкой, заполненной инертным газом, с электродами, расположенными на противоположных концах светопрозрачной оболочки и подключенными к высоковольтному разрядному конденсатору через импульсный размыкатель.

Детонационный реактивный двигатель с системой охлаждения содержит систему подачи и поджига, выполненную в виде прозрачной диэлектрической трубки 1, заполненной инертным газом 2, на торцах которой установлены анод 3 и катод 4, подключенные к высоковольтному источнику напряжения 5 и высоковольтному конденсатору 6, а рабочее тело выполнено из светопоглощающего материала 7 и сверхзвукового сопла 8.

Изобретение относится к электрическим реактивным двигателям, которые могут использоваться для полетов в воздушном пространстве Земли и в Космосе, в качестве двигателей для надводных судов и подводных лодок. Изобретение может быть использовано при конструировании самолетов, морских судов, космических самолетов и аппаратов.

Изобретение относится к ракетным двигателям малой тяги, предназначенным для систем ориентации космических аппаратов в условиях невесомости, и частично к области пневмогидравлики. Особенность данного двигателя заключается в том, что соосно светопрозрачной оболочке 4, внутри корпуса 1, установлены последовательно дополнительные стержневые электроды 9 из трудноиспаряемого материала, например вольфрама, а высоковольтный разрядный конденсатор 7 последовательно соединен с электродами 6 в светопрозрачной оболочке 4 через дополнительные стержневые электроды 9.

Изобретение относится к устройствам создания реактивной тяги, конкретно к электрическим реактивным движителям (ЭРД). ЭРД содержит последовательно и соосно установленные по течению воздушного потока дельтовидные крылья 1, воздухозаборник 2, направляющие лопатки 3, многолопастную крыльчатку 4 с приводом от вентильного электродвигателя 5, а также реактивное сопло 6.

Изобретение относится к энергетике, в частности к универсальным энергоустановкам с управляемым и контролируемым вектором тяги. Энергоустановка с управляемой реактивной тягой содержит одну или более полую симметричного аэродинамического профиля лопасть, в которой выполнена по крайней мере одна полость с по крайней мере одним струеобразующим выходным сопловым отверстием, выход которого выполнен на наружной поверхности лопасти за точкой максимальной толщины ее профиля в зону, сдвинутую от максимальной толщины лопасти в сторону задней кромки лопасти, каждая лопасть выполнена спиральной, установленной на двух полых полувалах, или каждая лопасть выполнена в виде последовательно установленных вокруг полого вала на полых траверсах, на одинаковом радиальном расстоянии от полого вала и выполнена с прямыми параллельными передней и задней кромками лопастей, причем передняя и задняя кромка соседних лопастей соответственно смещены относительно друг друга по винтовой линии, полость или полости каждой лопасти разделены на одинаковые секции сплошными перегородками, перпендикулярными оси вращения каждой лопасти и выступающими за наружную поверхность лопасти, при этом каждая лопасть установлена с возможностью вращения соответственно вокруг полых полувалов или полого вала за счет реактивной силы, создаваемой струями рабочей среды, истекающей по касательной вдоль наружной поверхности лопастей в направлении задней кромки лопасти, причем выходное сопловое отверстие выполнено с одной стороны каждой лопасти или выходные сопловые отверстия выполнены на обеих противоположных сторонах лопасти для создания крутящего момента и направленной подъемной силы, в каждой лопасти со стороны входа в каждое выходное сопловое отверстие установлены клапаны с возможностью выборочного перекрытия или открытия каждого выходного соплового отверстия при помощи привода, подключенного к блоку управления, а каждая полость каждой лопасти подключена, соответственно, через полый полувал или полые полувалы или через полый вал и полые траверсы к источнику подачи рабочей среды с возможностью выборочной подачи последним под давлением рабочей среды в каждую секцию полости или полостей каждой лопасти.

Предложен способ сжигания углеводородного топлива, который может быть применен при производстве электроэнергии, организации рабочего процесса двигателей автомобилей и аэрокосмических транспортных средств и в других энергетических установках. Способ состоит в том, что стимулированное разрушение молекул метастабильных продуктов неполного окисления углеводородов (водородного топлива или газа) сначала осуществляют электронным ударом в предварительной камере сгорания за счет СВЧ-облучения в электронно-циклотронном резонансном режиме (ЭЦР), в поперечном магнитном поле при горении топлива с высокой скоростью диссоциации молекул, с отрывом электронов от атомов, образованием ионов-радикалов и активных молекул, которые затем с ускорением потока направляют в детонационную камеру сгорания.

Изобретение относится к космическому энергомашиностроению и может быть использовано для создания силы тяги за счет использования в качестве рабочего тела воды и преобразования тепловой энергии высокотемпературного источника тепла, например источника тока высокой частоты. В способе работы ракетного двигателя малой тяги, содержащего камеру нагрева, сопло, источник тока высокой частоты, блок управления, систему подвода рабочего тела в камеру нагрева и в систему охлаждения, включающий подвод рабочего тела в пористую вставку, расположенную внутри камеры нагрева, нагрев пористой вставки с использованием энергии токов высокой частоты, истечение рабочего тела через сопло, новым является то, что в качестве рабочего тела используют воду, при этом величину давления перед пористой вставкой задают в зависимости от расхода рабочего тела и пористости вставки не менее 1000 бар, на первом этапе течения воды в пористой вставке вода превращается в пар, на втором этапе получают перегретый пар, при этом через сопло истекает перегретый пар.

Изобретение относится к способам создания электрореактивной тяги. Способ заключается в формировании потока продуктов сгорания углеводородного, химического или ядерного топлива, движущегося с заданной скоростью в магнитном поле, вектор индукции которого ортогонален вектору скорости потока продуктов сгорания, при этом поток продуктов сгорания при воздействии на него электрическим СВЧ-полем в электронно-циклотронном резонансном режиме разделяют на пучок катионов и пучок электронов, причем энергию пучка электронов преобразовывают в дополнительную мощность, направляемую в импульсном режиме на ускорение пучка катионов, создают сверхзвуковую реактивную струю, пропорциональную кинетической энергии ускоренного пучка, которым одновременно со сфокусированными отраженными ударными волнами и ускоряющим электрическим полем воздействуют на процесс горения топлива в детонационной камере сгорания с обеспечением детонационного режима горения и образованием периодически инициируемой устойчивой бегущей детонационной волны.

Изобретение относится к области электростатических ионных двигателей. Ионный источник содержит ионные и электронные эмиттеры, изготовленные из серебра высокой степени чистоты в виде конусов или пирамид, выполняющих роль резервуаров рабочего вещества, причем поверхность ионных эмиттеров покрыта тонкой пленкой кристаллического твердого электролита с мобильными ионами серебра.

Торцевой опорный узел сотовой панели состоит из П-образного кронштейна, установленного в сотовую панель и закрепленного своими боковыми частями на боковых сторонах сотовой панели при помощи клеевого соединения и направляющих штырей. Кронштейн установлен непосредственно между верхней и нижней обшивками сотовой панели, сопряжен с сотовым заполнителем и закреплен при помощи клеевой композиции к внутренним поверхностям обшивок и сотовому заполнителю с торцевой и боковых сторон кронштейна На боковых частях кронштейна выполнены сквозные отверстия, а на торцевой части - глухие отверстия.
Наверх