Невозможно стало возможным
Британский ученый Роджер Шойер (Roger Shawyer) сильно озадачил мир науки и техники еще в 2000 году, когда продемонстрировал прототип своего двигателя - EmDrive. Или гравицапу, как назвали его у нас. Назвали не случайно, поскольку этот самый EmDrive позволяет перемещаться в пространстве, ничего из себя не извергая и не отбрасывая - как оснащенный гравицапой аппарат, на котором летали герои фильма «Кин-дза-дза». Подобным образом разгоняются и «летающие тарелки» из других фантастических фильмов.
В реальной жизни все существующие ныне космические двигатели создают тягу, что-то отбрасывая - то ли продукты сгорания топлива, то ли ионы, разогнанные электромагнитным полем.
Выглядит «гравицапа Шорйера» отнюдь не фантастически. Проста до изумления. Закрытый усеченный конус - эдакий жбан. Внутри - источник СВЧ-излучения. Его создает магнетрон - примерно такой же, который генерирует волны в бытовой микроволновке. И все. Включаешь микроволновку - возникает сила, которая действует по направлению к донышку большей площади. Чудо какое-то...
Сам Роджер Шойер со своим первым EM Drivе.
И вот с 2000 года "здравомыслящие ученые" доказывают: EmDrive не может создавать тягу потому, что ее появление противоречило бы законам Ньютона. Например, закону сохранения импульса.
Но находятся и другие, которые пытаются разобраться в сути феномена. То есть, понять, откуда же все-таки может взяться тяга.
Самую свежую теоретическую попытку предприняли финские физики из Университета Хемльсинки (University of Helsinki ), опубликовав свое предположение в журнале AIP Advances.
- У EmDrive, конечно же, есть выхлоп, как и у любого другого реактивного двигателя, - уверен один из авторов опубликованной профессор Арто Аннила (Dr Arto Annila, physics professor).
По мнению ученого, гравицапа отбрасывает фотоны, которые выделяются в результате интерференции волн СВЧ-излучения. Просто их не видно. Вырвавшиеся наружу фотоны не проявляют себя в виде света, поскольку «гасят» друг друга, находясь в противофазе. Но импульс переносят благодаря появлению невидимой электромагнитной волны - с так называемой нулевой поляризацией. В результате чего тяга и возникает.
Как объясняет профессор, аналогичное явление можно воспроизвести в воде, если пустить волны так, чтобы горб одной накладывался на впадину другой. Процесс идет, но на поверхности волн не видно.
Волны, производящие тягу, возникают за счет асимметрии корпуса EmDrive. Был бы он ровной трубой, никакая сила не появилась бы.
Сам Шойер тоже полагает, что эффект возникает из-за асимметрии конуса, но лишь за счет того, что на донышко большей площади микроволны давят сильнее, чем на противоположное.
Коллегам объяснение про давление волн кажется слишком примитивным. И они - вроде Арто Аннилы - изощряются в экзотических гипотезах, число которых приближается к десятку. Грешат то на некий возникающий в жбане "виртуальный плазменный тороид", то на "квантовые колебания вакуума", то на "эфир", от которого двигатель отталкивается, то на экзотические частицы, которые создают тягу, "вылетая непосредственно из ткани пространства-времени".
Прототипы EM Drivе, созданные в разных лабораториях
Британский физик Майкл Маккалош (Mike McCulloch) из Университета Плимута (Plymouth University) в попытке объяснить феномен EmDrive вообще развил целую собственную теорию об инерции. Приплел так называемое излучение унру (Unruh radiation), возникающее в ускоряющихся объектах. Объявил, что оно и разгоняет гравицапу. Но зафиксировать излучение унру в нынешних EmDrive, мол, нельзя, поскольку они малы. И генерирует очень длинные волны, на которые приборы просто не реагируют.
Тянут-потянут
Не дремлют и практики. Они уже построили действующие модели гравицапы. Свои двигатели EM Drive испытали в Китае, в Великобритании, в Германии. В Румынии гравицапу спаял дома из медных листов, а потом и испытал исследователь-любитель. Некто Берча Джулиан (Berca Iulian). Тягу получил.
EM Drivе, изготовленный и испытанный рымынским самоделкиным. Тягу он измерял посредством электронныз весов.
С прошлого года двигателями вплотную занялись и в США. Несколько экспериментов провели специалисты, приближенные к НАСА - из Eagleworks Laboratory (Johnson Space Center in Texas).
Все испытатели убеждены: EM Drive работает. А по американским данным, работает и в вакууме. То есть, двигатель можно использовать для привода космических аппаратов.
Результаты экспериментов всего лишь с моделями впечатляют. К примеру, у китайского профессора Ян Цзюаня из Северо-Западного политехнического университета "гравицапа" создала тягу почти в 100 граммов.
Если верить расчетам, то полномасштабный EM Drivе, да еще и со сверхпроводящими магнитами "потянет" с силой в 3 тонны на каждый киловатт подводимой электрической энергии. То есть, позволит создавать даже летающие автомобили - как фильме "Пятый элемент".
Испытание EM Drivе в НАСА.
Космический корабль, оснащенный "гравицапами Шойера", с учетом разгона и торможения, доставит до Марса за 70 дней, до Луны - за 4 часа.
Энтузиасты сейчас спорят, до каких скоростей можно разогнаться с помощью EM Drivе. Одни говорят, что предел - около 10 процентов от скорости света. Это 30 тысяч километров в секунду - небывалая на сегодняшний день скорость, в тысячу раз превышающая пока достигнутую земными космическими аппаратами.
Как сообщил Пол Мач из все той же Eagleworks Laboratory, недавние исследования, проведенные здесь, продемонстрировали: картины магнитного поля на донышках разнятся.
В НАСА выявили аномалии в распределении магнитного поля в EM Drivе.
Не исключено, что обнаруженная аномалия как-то связана с искривлением пространства вокруг "гравицапы", которое, если верить слухам, проявило себя в экспериментах НАСА. Якобы в этом искривленном пространстве лучи лазера ускорялись. Иными словами, возникал так называемый Warp-эффект. У фантастов он позволяет двигаться быстрее света. Но даже без искривленного пространства EM Drivе сделает реальными межзвездные путешествия. Скажем, до Альфа-Центавра - ближайшей к нам системы - может будут добраться меньше, чем за 100 лет.
Если летать лишь в пределах Солнечной системы, то на борт корабля, оснащенного EM Drivе, даже топлива брать не придется. СВЧ-излучение можно будет генерировать за счет энергии от солнечных батарей. А для дальних экспедиций, конечно же, потребуются какие-нибудь мощные источники. Например, ядерные реакторы. Или термоядерные - когда-нибудь их же создадут.
Примерно за 100 лет EM Drivе доставит обитаемый корабль до ближайшей звезды.
ufospace.net
Невозможно стало возможным
Британский ученый Роджер Шойер (Roger Shawyer) сильно озадачил мир науки и техники еще в 2000 году, когда продемонстрировал прототип своего двигателя — EmDrive. Или гравицапу, как назвали его у нас. Назвали не случайно, поскольку этот самый EmDrive позволяет перемещаться в пространстве, ничего из себя не извергая и не отбрасывая — как оснащенный гравицапой аппарат, на котором летали герои фильма «Кин-дза-дза». Подобным образом разгоняются и «летающие тарелки» из других фантастических фильмов.
В реальной жизни все существующие ныне космические двигатели создают тягу, что-то отбрасывая — то ли продукты сгорания топлива, то ли ионы, разогнанные электромагнитным полем.
Выглядит «гравицапа Шорйера» отнюдь не фантастически. Проста до изумления. Закрытый усеченный конус — эдакий жбан. Внутри — источник СВЧ-излучения. Его создает магнетрон — примерно такой же, который генерирует волны в бытовой микроволновке. И все. Включаешь микроволновку — возникает сила, которая действует по направлению к донышку большей площади. Чудо какое-то…
Сам Роджер Шойер со своим первым EM Drivе.
И вот с 2000 года "здравомыслящие ученые" доказывают: EmDrive не может создавать тягу потому, что ее появление противоречило бы законам Ньютона. Например, закону сохранения импульса.
Но находятся и другие, которые пытаются разобраться в сути феномена. То есть, понять, откуда же все-таки может взяться тяга.
Ученые подводят теории под EmDrive — парадоксальный двигатель, позволяющий ускорять космические корабли без отброса массы.
Самую свежую теоретическую попытку предприняли финские физики из Университета Хемльсинки (University of Helsinki ), опубликовав свое предположение в журнале AIP Advances.
— У EmDrive, конечно же, есть выхлоп, как и у любого другого реактивного двигателя, — уверен один из авторов опубликованной профессор Арто Аннила (Dr Arto Annila, physics professor).
По мнению ученого, гравицапа отбрасывает фотоны, которые выделяются в результате интерференции волн СВЧ-излучения. Просто их не видно. Вырвавшиеся наружу фотоны не проявляют себя в виде света, поскольку «гасят» друг друга, находясь в противофазе. Но импульс переносят благодаря появлению невидимой электромагнитной волны — с так называемой нулевой поляризацией. В результате чего тяга и возникает.
Как объясняет профессор, аналогичное явление можно воспроизвести в воде, если пустить волны так, чтобы горб одной накладывался на впадину другой. Процесс идет, но на поверхности волн не видно.
Волны, производящие тягу, возникают за счет асимметрии корпуса EmDrive. Был бы он ровной трубой, никакая сила не появилась бы.
Сам Шойер тоже полагает, что эффект возникает из-за асимметрии конуса, но лишь за счет того, что на донышко большей площади микроволны давят сильнее, чем на противоположное.
Коллегам объяснение про давление волн кажется слишком примитивным. И они — вроде Арто Аннилы — изощряются в экзотических гипотезах, число которых приближается к десятку. Грешат то на некий возникающий в жбане "виртуальный плазменный тороид", то на "квантовые колебания вакуума", то на "эфир", от которого двигатель отталкивается, то на экзотические частицы, которые создают тягу, "вылетая непосредственно из ткани пространства-времени".
Прототипы EM Drivе, созданные в разных лабораториях
Британский физик Майкл Маккалош (Mike McCulloch) из Университета Плимута (Plymouth University) в попытке объяснить феномен EmDrive вообще развил целую собственную теорию об инерции. Приплел так называемое излучение унру (Unruh radiation), возникающее в ускоряющихся объектах. Объявил, что оно и разгоняет гравицапу. Но зафиксировать излучение унру в нынешних EmDrive, мол, нельзя, поскольку они малы. И генерирует очень длинные волны, на которые приборы просто не реагируют.
Тянут-потянут
Не дремлют и практики. Они уже построили действующие модели гравицапы. Свои двигатели EM Drive испытали в Китае, в Великобритании, в Германии. В Румынии гравицапу спаял дома из медных листов, а потом и испытал исследователь-любитель. Некто Берча Джулиан (Berca Iulian). Тягу получил.
EM Drivе, изготовленный и испытанный рымынским самоделкиным. Тягу он измерял посредством электронныз весов.
С прошлого года двигателями вплотную занялись и в США. Несколько экспериментов провели специалисты, приближенные к НАСА — из Eagleworks Laboratory (Johnson Space Center in Texas).
Все испытатели убеждены: EM Drive работает. А по американским данным, работает и в вакууме. То есть, двигатель можно использовать для привода космических аппаратов.
Результаты экспериментов всего лишь с моделями впечатляют. К примеру, у китайского профессора Ян Цзюаня из Северо-Западного политехнического университета "гравицапа" создала тягу почти в 100 граммов.
Если верить расчетам, то полномасштабный EM Drivе, да еще и со сверхпроводящими магнитами "потянет" с силой в 3 тонны на каждый киловатт подводимой электрической энергии. То есть, позволит создавать даже летающие автомобили — как фильме "Пятый элемент".
Испытание EM Drivе в НАСА.
Космический корабль, оснащенный "гравицапами Шойера", с учетом разгона и торможения, доставит до Марса за 70 дней, до Луны — за 4 часа.
Энтузиасты сейчас спорят, до каких скоростей можно разогнаться с помощью EM Drivе. Одни говорят, что предел — около 10 процентов от скорости света. Это 30 тысяч километров в секунду — небывалая на сегодняшний день скорость, в тысячу раз превышающая пока достигнутую земными космическими аппаратами.
Как сообщил Пол Мач из все той же Eagleworks Laboratory, недавние исследования, проведенные здесь, продемонстрировали: картины магнитного поля на донышках разнятся.
В НАСА выявили аномалии в распределении магнитного поля в EM Drivе.
Не исключено, что обнаруженная аномалия как-то связана с искривлением пространства вокруг "гравицапы", которое, если верить слухам, проявило себя в экспериментах НАСА. Якобы в этом искривленном пространстве лучи лазера ускорялись. Иными словами, возникал так называемый Warp-эффект. У фантастов он позволяет двигаться быстрее света. Но даже без искривленного пространства EM Drivе сделает реальными межзвездные путешествия. Скажем, до Альфа-Центавра — ближайшей к нам системы — может будут добраться меньше, чем за 100 лет.
Если летать лишь в пределах Солнечной системы, то на борт корабля, оснащенного EM Drivе, даже топлива брать не придется. СВЧ-излучение можно будет генерировать за счет энергии от солнечных батарей. А для дальних экспедиций, конечно же, потребуются какие-нибудь мощные источники. Например, ядерные реакторы. Или термоядерные — когда-нибудь их же создадут.
Примерно за 100 лет EM Drivе доставит обитаемый корабль до ближайшей звезды.
Источник
Метки: Гравицапа Шойера, Роджер Шойер, двигатель, Космический корабль
yenot.net
Межзвездный полет — полет на космических аппаратах между звездами. Возможен при преодолении любым аппаратом третьей космической скорости (то есть уход из гравитационного поля Солнечной системы). В настоящее время за пределы Солнечной системы вышло 4 космических аппарата: «Пионер-10», «Пионер-11», «Вояджер-1» и «Вояджер-2». Если ничего не случится, то они достигнут звезд через 2 миллиона лет.
Однако чаще всего под межзвездным полетом понимают достижение планет у других звезд за разумное время — продолжительность человеческой жизни или 60 лет. В этом случае для достижения даже ближайших звезд нужна минимальная скорость космического корабля в 10 % от скорости света.
Все межзвездные корабли по типу перемещения можно разделить на 2 группы: с внутренним источником движения и внешним источником движения. К внутренним источникам движения относятся ракетные системы — импульсные ядерные звездолеты типа «Орион», термоядерные звездолеты типа «Дедал» и фотонные звездолеты. К внешним источникам движения относятся аппараты с использованием ресурсов внешней среды для движения — различные космические парусники на давлении света, микроволнового излучения, потока частиц, а также прямоточный двигатель Буссарда (в котором водородное топливо для двигателя собирается из межзвездной среды с помощью гигантской воронки). К третьему гибридному типу звездолетов можно отнести проекты аппаратов с внешним питанием (например передачей электроэнергии по лазерному лучу с околоземной станции), но собственным внутренним двигателем.
Каждый из указанных типов двигателя имеет свои достоинства и недостатки. К недостаткам ракетных систем относится необходимость нести с собой запас топлива на весь путь, что увеличивает вес космического корабля. Отдельно про фотонный звездолет стоит уточнить, что он потребует специфических топливных баков для хранения антиматерии. К недостаткам космических парусников относится большой диаметр паруса при одновременно маленькой его массе. Еще большой по диаметру и меньшей по массе должна быть собирающая водород воронка в прямоточном звездолете Буссарда.
Особняком стоят различные проекты звездолетов быстрее скорости света. Проекты различных кротовых нор, варп-двигателей являются чисто умозрительными теоретическими построениями с неясными перспективами практической реализации.
cyclowiki.org
Поклонники мультипликационного сериала Futurama хорошо знакомы с «чернухой». «Чернухой» в мультфильме называется топливо космических кораблей будущего. Это продукт жизнедеятельности разумной расы мелких, но очень прожорливых инопланетян — зубастиков, эдакие невероятно плотные черные шары – размером с шар для американского бильярда и с массой под центнер.
В оригинальном англоязычном варианте мультика «чернуха» называется dark matte. Точно так же астрономы называют по-английски непонятную форму материи, которая очень слабо взаимодействует с обычным веществом, но при этом в разы превосходит его по средней плотности во Вселенной.
По-русски это вещество долгое время называли «скрытой массой»: именно такой массы обычного вещества не хватает, чтобы объяснить наблюдаемое движение галактик. Однако в последнее время прижилась калька «темное вещество» или даже «темная материя».
Возможно, и поклонникам сериала, и тем, кто его ни разу не видел, будет интересно узнать, что та форма темной материи, что предположена в мультфильме, в принципе не противоречит современным астрономическим данным. Тем не менее, свидетельств существования расы космических зубастиков у современной науки нет. И, чтобы не измышлять лишних гипотез, ученые пока склоняются к менее экзотическим объяснениям физики темной материи. Например, слабо взаимодействующим частицам из минимальных расширений Стандартной модели физики элементарных частиц.
Тем любопытнее, что мультяшной и реальной темной материи можно найти одно и то же применение. В мультфильме один профессор из будущего придумал, как топить «чернухой» двигатели космических кораблей, и тем самым открыл людям дорогу к межзвездным путешествиям. Реально существующий физик-теоретик Цзя Лю из университета Нью-Йорка и Института теоретической физики при Пекинском университете полагает, что его идея послужит той же цели.
«Все, что существует в природе, люди могут использовать в качестве природных ресурсов, – пояснил свою мотивацию Лю в интервью Infox.ru. – Мы должны обнаружить темную материю, понять ее свойства и использовать. И я надеюсь, что так оно и будет».
Ученый отмечает, что сегодняшние космические ракеты неспособны разогнаться до скоростей, нужных для межзвездных путешествий. Они опираются на химию сгорания топлива в окислителе. Причем топливо и окислитель приходится брать с собой, а значит, поначалу тратить большую часть выделяющейся энергии на разгон самого топлива. А из курса механики и формулы, носящей имя Циолковского, известно, что на разгон до скоростей, существенно больших скорости продуктов сгорания, требуется безумное количество топлива. Именно поэтому космические ракеты так громадны.
В своей работе Цзя Лю сравнивает ракету с самолетом, который тоже носит топливо с собой, а вот окислитель (кислород) получает из окружающей среды. Двигатель, который предлагает китайский ученый, еще лучше – из окружающей среды он берет топливо, а никакой окислитель ему вовсе не нужен. В двигателе Лю темную материю корабль вбирает в себя при движении, как двигатели самолета – кислород, а аннигилирует она сама с собой.
Принципиальная схема нового движителя проста до неприличия. Представьте себе огромный ящик с открывающейся крышкой, который летит открытым забралом вперед. Как кит, пропускающий через ус тонны воды, ящик будет ловить в свою разверзнутую пасть темную материю.
Если теперь закрыть ящик и сжать его со всех сторон, скорость ее аннигиляции существенно возрастет, поскольку она пропорциональна квадрату плотности частиц темной материи (для аннигиляции должны встретиться две частицы). При аннигиляции получаются частицы обычного вещества, которые движутся с большой скоростью. Но обычными частицами уже несложно управлять – например, заставить их вылететь в нужном нам направлении. Вылетая куда надо, они и создадут реактивную силу, которая разгоняет космическую ракету. Скорости этих «продуктов сгорания темной материи» близки к скорости света, так что и разгон до релятивистских скоростей здесь вполне реален.
Разумеется, никто не может гарантировать, что частицы темной материи способны аннигилировать друг с другом, рассыпаясь на частицы обычного вещества. Ученые ни на грамм не уверены даже в том, что между «темным» и обычным мирами вообще есть какая-то связь, кроме гравитационной. Однако результаты некоторых опытов в последнее время – в первую очередь эксперимента PAMELA, намекают на возможность взаимных превращений между двумя классами частиц.
Превращаться в электроны, позитроны и прочие кирпичики обычного вещества частицы темной материи могут двумя способами – при самопроизвольном распаде или при взаимной аннигиляции друг с другом. Ни один из вариантов не является предпочтительным с точки зрения наблюдений, и Лю выбрал тот, что ему больше подходит.
В свое основное рабочее время ученый занимается как раз моделями аннигиляции темной материи. Так что он воспользовался параметрами одной из них, вполне допустимой с наблюдательной точки зрения. Для определенности расчетов Лю также зафиксировал параметры гипотетического космического корабля – размеры 10 на 10 квадратных метров для собирающей топливо «пасти» и 100 тонн массы.
Основная часть работы посвящена расчету ускорения звездолета при движении через «реалистичное» распределение темной материи. Поскольку от плотности темного вещества напрямую зависит количество потребляемого топлива, плотность становится ключевым параметром при расчетах мощности двигателя и ускорения космического аппарата.
Распределение темной материи, по мнению ученых, должно быть крайне неоднородным и иерархическим. Крупнейшие сгустки темной материи – масштабов галактических скоплений — состоят из сгустков поменьше, размером с галактику, при этом к центру крупного сгустка становится все больше его маленьких аналогов. Галактические сгустки имеют такую же структуру и состоят из так называемых субгало. Те так же разбиваются на сгустки еще меньшие и так далее, вплоть до «микрогало» самого маленького масштаба.
Понятно, что чем меньше сгустки, тем они плотнее, а самыми плотными – и потому самыми важными для будущих звездолетов – являются как раз самые маленькие. Пока этот самый маленький масштаб недоступен ни наблюдениям, ни подробному компьютерному моделированию. Однако предельную плотность в центре самых маленьких сгустков можно оценить из баланса между падением темной материи на центр и ее аннигиляцией здесь же (для распада этот трюк не проходит).
При выбранных параметрах получается максимальная плотность в 10 миллиардов солнечных масс на кубический парсек. Это примерно на 12 порядков ниже плотности воды (при нормальных условиях, конечно). Иными словами, даже в самых плотных своих местах темная материя остается штукой почти эфемерной с общечеловеческой точки зрения – кубик со стороной в километр будет весить всего 1 кг. Правда, по меркам космоса, максимальная плотность темной материи колоссальна – ведь плотность Вселенной в среднем на 29 порядков ниже водной.
Как подсчитал Цзя Лю, в регионах с максимальной плотностью темной материи его двигатель невероятно эффективен – для разгона до почти световой скорости звездолету с 10-метровой «пастью» потребуется всего пара дней, а при площади в десять раз большей – несколько часов.
Тем не менее, длина разбега в этом случае составит десятки миллиардов километров, то есть порядка размеров нашей планетной системы. Но такими крупными самые плотные участки микрогало, по-видимому, не бывают. Максимум, на что мы можем рассчитывать с компактным звездолетом – сотни километров в секунду, и то лишь вблизи центра Галактики, куда еще надо как-то добраться.
Чтобы разогнаться на аннигиляции темной материи до околосветовых скоростей, потребуются крупные космические корабли с пастью размером в сотни и тысячи метров. И при этом неплохо бы знать не «реалистичное», а истинное распределение темной материи по Галактике, чтобы двигаться от плотного сгустка к плотному сгустку, где можно и ускориться, и затормозиться.
Если звездолеты с двигателями Лю когда-нибудь станут бороздить галактические просторы, карта плотности темной материи станет для них главным путеводителем. По словам самого ученого, результаты компьютерных симуляций распределения темной материи иногда кажутся ему картой межзвездного трафика будущего, с крупными сгустками вместо больших городов и международных аэропортов.
Впрочем, пока астрономы еще не научились составлять такие карты. Первых результатов в этом направлении научный мир ждет от космического гамма-телескопа имени Ферми. Данные с него должны пойти буквально в эти дни – на прошедшей неделе исполнился год с начала научной работы спутника, и именно год дается создателям телескопа на то, чтобы снять с наблюдений «научные сливки». Слухи о первых результатах уже появились, но пока ситуация неопределенная. Успеха никто не гарантирует, и нет даже твердой уверенности, что Fermi вообще сможет увидеть, где лежит темная материя.
Однако и двигателей на темной материи в реальности пока никто не создал, и вообще не очень понятно, как можно ловить, а потом сжимать темную материю, если она так плохо взаимодействует с обычным веществом. Нью-йоркский мечтатель Лю думает приспособить под стенки двигателя само темное вещество. Какова структура этого скрытого пока от нас мира, ученым неизвестно, но в последнее время стали появляться экспериментальные указания на то, что она может быть совсем нетривиальной.
Правда, со стороны вариант со стенками из темной материи кажется скорее переносом проблемы, чем ее решением. Ведь двигатель звездолета должен двигать нас и двигаться вместе с нами. А как ему это сделать, если он очень слабо с нами взаимодействует?
Может, космические зубастики что-нибудь подскажут изобретателю? Нет, не подскажут. Цзя Лю заверил Infox.ru, что мультсериал Futurama никогда в жизни не смотрел.
vlasti.net
Изобретений относится к ракетной технике и может быть использовано преимущественно в ракетах-носителях для межзвездных полетов. В звездолете с ядерной силовой установкой, содержащем центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный блок второй ступени с боковыми модулями второй ступени, боковые модули соединены с центральными соединительными штангами, имеющими возможность расстыковки, при этом все модули имеют корпус, баки водорода внутри корпусов, и, по меньшей мере, по одному ракетному двигателю в каждом центральном модуле и системы перелива водорода из боковых модулей в центральный, при этом он содержит установленные в центральных модулях ядерные реакторы, соединенные трубопроводами циркуляции теплоносителя с ракетными двигателями боковых модулей. К боковым модулям присоединены дополнительные боковые модули, содержащие корпуса, баки окислителя, горючего и жидкостно-ракетные двигатели. Может быть применено четное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени могут быть установлены на двух диаметрально противоположных боковых ракетных модулях первой ступени. Может быть применено нечетно число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени могут быть установлены на всех боковых ракетных модулях первой ступени. Количество боковых модулей второй ступени может соответствовать количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Количество боковых модулей третьей ступени может соответствовать количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Боковые модули всех ступеней установлены в одинаковых продольных плоскостях, проходящих через продольную ось ракеты-носителя. Дополнительные боковые модули могут быть прикреплены к боковым модулям попарно. В атомном ракетном двигателе, содержащем камеру расширения и систему подачи в нее подогретого водорода, согласно изобретению в систему подвода водорода входят теплообменник, к которому присоединены трубопроводы рециркуляции теплоносителя, соединенные, в свою очередь, с атомным реактором, трубопровод подачи водорода соединен с входным коллектором камеры расширения, выходной коллектор камеры расширения соединен с входным патрубком водорода на теплообменнике, выходной патрубок водорода соединен с газоводом и далее с камерой расширения. Изобретение обеспечивает увеличение скорости и дальности полета, повышение безопасности полета, улучшение управления вектором тяги. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 17 ил.
Изобретение относится к ракетной технике, конкретно к ракетам для межзведных перелетов с жидкостным ракетным двигателем, выполненным по закрытой схеме, с дожиганием газогенераторного газа, и к средствам управления ракетой по крену, и предназначено для управления вектором тяги двигателя и ракетой по тангажу, рысканию и крену.
Известны технические решения, предусматривающие использование в многоступенчатой РН однобаковых ракетных модулей (РМ). Примером применения однобаковых РМ может служить первая ступень ракеты-носителя "Протон" [1], в которой шесть однобаковых РМ крепятся к центральному топливному баку (ТБ). Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) каждого модуля получает один компонент топлива из бака собственного блока, другой - из центрального топливного бака при помощи межмодульной топливной магистрали (ТМ). Применение такой схемы позволило уменьшить длину ступени и размерность баков, что, в свою очередь, дало возможность транспортировать ее поблочно по железной дороге. Недостатком РН является невысокое энергомассовое совершенство первой ступени, обусловленное ее конструктивной схемой и типом применяемого топлива. Для того чтобы РН была эффективной, на ней устанавливаются еще две ступени, соединенные с первой по схеме "тандем". Двигатели этих ступеней запускаются в полете, что отрицательно сказывается на надежности носителя. Кроме того, размерность верхних ступеней потребовала установки на них двигателей другого класса тяги, чем на первой, т.е. носитель оказался неунифицированным по ЖРД. Статистика аварий РН "Протон" показывает, что значительная их доля была связана с работой двигателей верхних ступеней.
Известно применение объединенных в связки пар однобаковых блоков ([2] - "ОТРАГ"), в котором ракета составлялась из пар однобаковых блоков, имеющих собственный двигатель и единственный топливный бак, и применясь вытеснительная система подачи топлива. В качестве топлива использовались керосин и концентрированная азотная кислота. Во время полета между блоками в паре происходил обмен недостающими компонентами топлива. Основной недостаток такой схемы - требуемая высокая ступенчатость для компенсации низких энергомассовых характеристик ракеты (до 6 ступеней у носителей "ОТРАГ"), результатом чего явилось большое - от нескольких десятков до 600 - количество пар блоков. Следствием такого количества элементов явилась низкая расчетная надежность ракеты. Кроме того, в ракете отсутствовал центральный, стержневой элемент при том, что полезный груз устанавливался тандемно с ней. Отсутствие такого элемента в конструкции PH способствует развитию неустойчивости в полете и приводит к повышенным вибровоздействиям на полезный груз и саму конструкцию ракеты.
Известен проект технологического ряда PH "Ангара" [3], первая ступень которых имеет в своей основе унифицированные двухбаковые РМ, собранные по схеме "пакет". Один из модулей является центральным, остальные располагаются симметрично вокруг него. В семействе PH "Ангара" все модули имеют высокую степень унификации - используют одинаковые компоненты топлива, однотипные двигатели, топливные баки одинакового диаметра и объема. Это позволяет сократить затраты на разработку ракет-носителей и создание производственной базы.
Но эти носители имеют следующие недостатки. Для повышения эффективности на последнем участке работы первой ступени проводят дросселирование ЖРД центрального РМ (ЦРМ). Это позволяет к окончанию работы боковых ракет-носителей иметь некоторый остаток топлива в баках ЦРМ. Сброс боковых РМ и автономный полет центрального РМ повышают грузоподъемность носителя, но глубокое дросселирование двигателя невозможно без ухудшения его характеристик и уменьшения надежности. Умеренное дросселирование без существенных последствий позволяет добиться относительно небольшого, около 20%, остатка топлива в баках центрального ракетного модуля. Таким образом, связка из нескольких унифицированных блоков оказывается слабоэффективной для запусков искусственных спутников. Установленная на PH вторая ступень - дополнительный ракетный блок, расположенный соосно с центральным ракетным модулем, существенно повышает массу выводимого полезного груза. Но этот блок вносит в ракету-носитель два существенных недостатка. Во-первых, запуск его двигателя производится в полете, что не дает возможности в случае невключения остановить пуск. Во-вторых, блок второй ступени не унифицирован с блоками первой ступени, что требует организации для него отдельного производства. Еще одним недостатком носителя является то, что отказ в полете двигателя любого из блоков первой ступени на всем протяжении его работы, за исключением самых последних секунд, неизбежно приводит к невыполнению задачи полета PH. Это вызвано неиспользуемым остатком топлива в аварийном блоке, который не позволяет носителю набрать достаточную скорость.
Известны также PH пакетной схемы, в которой оба компонента из двухбаковых ракетных блоков (модулей) передаются в блоки последующих ступеней в процессе их совместной работы с тем, чтобы к моменту разделения ступеней обеспечить максимальное заполнение баков модулей работающей компоновки [4]. Носитель состоит из нескольких двухбаковых ракетных модулей, собранных по схеме "пакет", и головной части, содержащей полезный груз. Головная часть может также содержать ракетный блок - дополнительную верхнюю ступень. Пакетная компоновка может содержать различное количество РМ, которые являются модулями не менее чем двух ступеней. Последняя ступень состоит из одного блока, на который сверху устанавливается головная часть. Ракетные модули всех ступеней до предпоследней включительно оборудованы средствами отделения в полете от основной компоновки. Ракета носитель снабжена системой перелива компонентов топлива между модулями, состоящей из межмодульных топливных магистралей, которыми соединены собственные топливные магистрали модулей каждой предыдущей и последующей ступеней. На межмодульных топливных магистралях установлены отрывные гидроразъемы и по два отсечных клапана с обеих сторон от них. Кроме того, на каждой собственной топливной магистрали модулей, за исключением модулей первой ступени, выше мест соединения с межмодульными топливными магистралями установлены пусковые клапаны.
Ракета-носитель может быть изготовлена в нескольких модификациях, отличающихся количеством боковых РМ, их расположением относительно центрального ракетного модуля, количеством РМ в каждой ступени.
Согласно [4] схема системы перелива компонентов топлива выглядит следующим образом. На топливных магистралях модулей последующей ступени, соединяющих их топливные баки с блоками ЖРД, установлены пусковые клапаны. Между модулями предшествующей и последующей ступеней проложены топливные магистрали, соединяющие топливные магистрали модулей предшествующей ступени с топливными магистралями соответствующего компонента модулей последующей ступени ниже установленных на них пусковых клапанов. На межмодульных топливных модулях в межмодульном пространстве установлены отрывные гидроразъемы, а с обеих сторон от них - отсечные клапаны. Последней ступенью является ЦРМ, из которого топливо не переливается.
Всего в ракете носителе имеется по две межмодульных топливные магистрали на каждый боковой блок.
Представленная ракета носитель [4] наиболее близка предлагаемой и выбрана в качестве прототипа.
Недостатком прототипа является возрастающая сложность при увеличении количества составляющих блоков: с каждым дополнительным ракетным модулем, начиная со второго, ракета носитель получает два топливных бака с обеспечивающими их работу системами и две межмодульные ТМ, каждая из которых содержит два отсечных клапана и один отрывной гидроразъем. Кроме того, ракетный модуль второй и последующих ступеней содержат два пусковых клапана на собственных топливных магистралей модуля. Наличие этих устройств неблагоприятно влияет на надежность ракеты носителя, так как все они срабатывают в процессе полета, а отказ большинства из них вызывает аварию ракеты носителя. По крайней мере, авария произойдет при нерасстыковке отрывных гидроразъемов и незакрытии отсечных клапанов со стороны работающей ступени.
Возрастающее количество межмодульных топливных модулей с отрывными гидроразъемами отражается на массе и стоимости изготовления конструкции. Большое количество баков также увеличивает сухую массу и стоимость изготовления РН. Это связано не только с необходимостью установки в каждом баке систем контроля; состояния компонента, но и с объемом внутрибаковых работ, после которых должна быть обеспечена его высокая чистота. В процессе производства баков требуется и очистка изнутри их стенок. Объем этой работы пропорционален суммарной площади внутренней поверхности баков, которая пропорциональна количеству ракетных модулей.
Особенно сложен контроль внутреннего состояния баков у многоразовых модулей. Дополнительную сложность вносит трубопровод компонента, расположенного в верхнем баке блока, обычно прокладываемый через нижний бак. Он целиком или частично подвешен в положении, близком к вертикальному, и при возвращении испытывает поперечные нагрузки, в несколько раз превышающие нагрузки при транспортировке и выведении. Производство ракетных блоков в многоразовом варианте потребует укрепления внутрибакового топливопровода или прокладке его по внешней поверхности бака, что приведет к увеличению их сухой массы.
Известна также ракета-носитель по патенту РФ №2291817 (прототип звездолета-ракеты). Эта ракета содержит несколько ступеней, каждая из которых, в свою очередь, содержит центральный и боковые модули. Каждый модуль содержит корпус, баки окислителя и горючего и систему перелива одного из компонентов топлива. Топливо, предназначенное для перелива в другие блоки, распределяется покомпонентно по двухбаковой ракетой-носителем так, что в каждом из них только один компонент включает долю, предназначенную для перелива. Кроме того, это достигается обратным расположением баков в модулях разных ступеней и тем, что межмодульные топливные магистрали компонента верхних баков предыдущей ступени соединяются непосредственно с баками того же компонента последующей ступени, имеющими нижнее расположение в модулях. Это позволит вдвое сократить количество межмодульных топливных магистралей, а также сократить число пусковых клапанов и тем самым увеличить надежность и уменьшить стоимость изготовления ракеты-носителя.
Задачи создания изобретения - увеличение скорости и дальности полета, повышение безопасности полета, улучшение управление вектором тяги.
Решение указанных задач достигнуто в звездолете с ядерной силовой установкой, содержащем центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный блок второй ступени с боковыми модулями второй ступени, боковые модули соединены с центральными соединительными штангами, имеющими возможность расстыковки, при этом все модули имеют корпус, баки водорода внутри корпусов центральных модулей и, по меньшей мере, по одному ракетному двигателю в каждом центральном модуле, при этом согласно изобретению в центральных модулях установлены ядерные реакторы, а ракетные двигатели этих модулей выполнены ядерными и соединены трубопроводами циркуляции теплоносителя с ядерными реакторами и топливными трубопроводами - с водородными баками. К боковым модулям присоединены дополнительные боковые модули, содержащие корпуса, баки окислителя, горючего и жидкостно-ракетные двигатели. Может быть применено четное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени могут быть установлены на двух диаметрально противоположных боковых ракетных модулях первой ступени. Может быть применено нечетно число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени могут быть установлены на всех боковых ракетных модулях первой ступени. Количество боковых модулей второй ступени может соответствовать количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Количество боковых модулей третьей ступени может соответствовать количеству боковых ракетных блоков первой ступени. Боковые модули всех ступеней установлены в одинаковых продольных плоскостях, проходящих через продольную ось ракеты-носителя. Дополнительные боковые модули могут быть прикреплены к боковым модулям попарно.
Решение указанных задач достигнуто в атомном ракетном двигателе, содержащем камеру расширения и систему подачи в нее подогретого водорода, тем, что согласно изобретению в систему подвода водорода входят теплообменник, к которому присоединены трубопроводы рециркуляции теплоносителя, соединенные, в свою очередь, с атомным реактором, трубопровод подачи водорода соединен с входным коллектором камеры расширения, выходной коллектор камеры расширения соединен с входным патрубком водорода на теплообменнике, выходной патрубок водорода соединен с газоводом и далее с камерой расширения.
Сущность изобретения поясняется чертежами где
- на фиг.1 и 2 приведена схема звездолета,
- на фиг.3 приведена схема отстыковки дополнительных боковых модулей,
- на фиг.4 приведена схема отстыковки боковых модулей,
- на фиг.5…10 приведен вид А фиг.1,
- на фиг.13 приведена схема бокового модуля,
- на фиг.14 приведена схема атомного ракетного двигателя,
- на фиг.15 - схема жидкостного ракетного двигателя,
- на фиг.16 приведена схема атомного ракетного двигателя с системой управления по крену,
- на фиг.17 - схема жидкостного ракетного двигателя с системой управления по крену.
Звездолет (фиг.1…17) выполнен модульной конструкции и содержит сколь угодно большое количество ступеней. В дальнейшем описан пример трёхступенчатого звездолета модульной схемы. При выполнении модульной схемы возможно собрать из одного или двух (трех) модулей сколь угодно большое количество ракет носителей любого назначения и с любой энерговооруженностью.
Конкретно описан звездолет на примере (фиг.1…17) трехступенчатой модульной ракеты (звездолета). Звездолет содержит три ступени (фиг.1…4), а именно, центральный модуль первой ступени 1, боковые модули первой ступени 2, центральный модуль второй ступени 3 с боковыми модулями второй ступени 4, центральный модуль третьей ступени 5 с боковыми модулями третьей ступени 6 и головную часть 7 (полезную нагрузку). Центральный модуль второй ступени 3 соединен с центральным модулем первой ступени 1 при помощи фермы 8, а центральный модуль второй ступени 3 и центральный модуль третьей ступени 5 соединены фермой 9. Кроме того, к боковым модулям первой ступени 2 присоединены дополнительные боковые модули первой ступени 10, к боковым модулям второй ступени 4 присоединены дополнительные боковые модули второй ступени 11, к боковым модулям третьей ступени 6 присоединены дополнительные боковые модули третьей ступени 12.
Центральные модули всех ступеней 1, 3 и 5 имеют корпус 13, водородный бак 14, ядерный ракетный двигатель 15. Боковые модули 2, 4 и 6 и дополнительные боковые модули 9…11 оснащены жидкостными ракетными двигателями 16. Все центральные модули 1, 3 и 5 имеют ядерные реакторы 17, которые трубопроводами рециркуляции теплоносителя 18 и 19 соединены с ядерными ракетными двигателями 15. В линии трубопровода рециркуляции 18 установлен насос 20.
Боковые модули 2, 4 и 6 содержат корпус 21, бак окислителя 22, бак горючего 23.
Все жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) 16 могут быть выполнены одинаковой конструкции или отличаться только степенью расширения сопла. Боковых модулей первой ступени 2 может быть применено либо четное число (фиг.6, 7 и 11) или нечетное (фиг.5, 8 и 12).
Боковых модулей третьей ступени 6, второй ступени 4, также как и первой 2, может быть применено либо четное число или нечетное, но наиболее предпочтительный вариант, когда число боковых модулей третьей ступени 6 и второй ступени 4 соответствует числу боковых модулей первой ступени 2 (фиг.1).
На центральных модулях 1, 3 и 5 установлено не менее двух блоков сопел крена 24, а на всех боковых модулях 2, 4 и 6 или на некоторых из них (не менее двух), также установлены блоки сопел крена 24, содержащие по два оппозитно установленных сопла.
Звездолет выполнен с отделяемыми боковыми модулями 2, 4 и 6, которые прикреплены к соответствующему центральному модулю 1, или 3, или 5 каждый двумя соединительными штангами 25 (фиг.1 и 2). Соединительные штанги 25 выполнены с возможностью расстыковки в полете при помощи средства отстыковки 26.
Головная часть 7 прикреплена к центральному модулю третьей ступени 5 соединительными штангами 25 со средствами отстыковки 26, выполненными с возможностью отделения в полете, например, при помощи пироболтов.
Звездолет может быть оборудован силовыми штангами 27 (фиг.2), например, установленными под углом к центральным модулям 1, 3 и 5. Кроме того, звездолет может быть оборудован дополнительными штангами 28 (фиг.6), соединяющими боковые модули 2, 4 и 6 между собой,
для повышения жесткости конструкции звездолета. Кроме того, боковые модули 2, 4 и 6 соединены с дополнительными боковыми модулями 10, 11 и 12, соответственно средствами отстыковки 26 (фиг.1).
Как отмечено ранее, на трехступенчатой ракете на боковых модулях 2, 4 и 6 установлено не менее двух блоков сопел крена 24 (фиг.1, 5-12).
В этом случае компоновка установки блоков сопел крена 24 может быть выполнена как это указано на фиг.6, 7 и 11, т.е. при четном числе боковых модулей 2, 4 и 6 может быть применено только два блока сопел крена 24, а при нечетном - число блоков сопел крена 24 равно числу боковых модулей 2, или 4, или 6 (фиг.5, 8, 9 и 12).
Ядерный ракетный двигатель 15 (фиг.14) содержит камеру расширения 29, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, теплообменник 30, прикрепленный к ней при помощи шарнирных тяг 31, и газовод 32, соединяющий камеру расширения 29 с теплообменником 30. Камера расширения 29 содержит головку 33, цилиндрическую часть 34 и сопло 35, выполненное с регенеративным охлаждением. Охлаждение осуществляется жидким водородом. Сопло 35 содержит входной и выходной коллекторы 36 и 37. В верхней части ядерного ракетного двигателя 15 установлен узел подвески 38 камеры расширения 29. Он обеспечивает качание камеры расширения 29 в одной плоскости относительно центра узла подвески 38 для управления вектором тяги R, с целью управления звездолетом по углам тангажа и рыскания.
Для этого каждый ядерный ракетный двигатель 15 (фиг.14) содержит приводы 39, выполненные, например, в виде гидроцилиндров 40, прикрепленных к силовой раме 41 и имеющих штоки 42. На камере расширения 29, на ее цилиндрической части 34, выполнены верхнее и нижнее силовые кольца 43 и 44 соответственно. К нижнему силовому кольцу 44 шарнирно прикреплены штоки 42 приводов 39. Приводы 39 служат для управления звездолетом по углам тангажа и рыскания. К верхнему силовому кольцу 43 прикреплена промежуточная рама 45, к которой крепится узел подвески 38, обеспечивающий качание камеры расширения 29 в двух плоскостях.
Пневмогидравлическая схема обвязки ядерного ракетного двигателя 15 (фиг.14) содержит по линии теплоносителя ядерный реактор 17, к которому подсоединены трубопроводы рециркуляции теплоносителя 18 и 19 (подводящий и отводящий, при этом насос циркуляции 20 установлен в трубопроводе рециркуляции теплоносителя 18). На трубопроводе рециркуляции теплоносителя 18 установлен регулятор расхода 46, пускоотсечной клапан 47 и сильфон 48, далее этот трубопровод подсоединен к входному патрубку 49, выполненному на теплообменнике 30. К выходному патрубку 50 теплообменника 30 присоединены сифон 51 и трубопровод рециркуляции 19, который другим концом соединен с ядерным реактором 17.
По линии водорода бак водорода 14 трубопроводом 53 соединен через регулятор расхода 52, пускоотсечной клапан 54 и сильфон 55 соединены с входным коллектором 36. Выходной коллектору 37 трубопроводом 56 соединен с входным патрубком водорода 57, выходной патрубок водорода 58 соединен газоводом 32 с головкой 33 камеры расширения 29.
Жидкостный ракетный двигатель 16 (фиг.15) выполнен по схеме, частично сходной с ядерным ракетным двигателем 15, только теплообменник 30 отсутствует, и применена турбонасосная схема подачи. ЖРД 16 (фиг.15) содержит камеру сгорания 100, выполненную с возможностью качания в двух плоскостях, газогенератор 59 и турбонасосный агрегат (ТНА) 60, подстыкованный к камере сгорания 100 посредством газовода 32. ТНА 60, в свою очередь, содержит турбину 61, насос окислителя 62, насос горючего 63. Турбонасосный агрегат 60 может содержать дополнительный насос горючего 64.
Выход из насоса горючего 63 соединен трубопроводом 65 с входом в дополнительный насос горючего 64. Камера сгорания 100 содержит головку 66, цилиндрическую часть 67 и сопло 68. Газогенератор 59 и ТНА 60 закреплены на камере сгорания 100 при помощи двух шарнирных тяг 69. В верхней части жидкостного ракетного двигателя 16 установлен узел подвески 70 камеры сгорания 100. Он обеспечивает качание камеры сгорания 100 в двух плоскостях относительно центра узла подвески 70 для управления вектором тяги R, с целью управления ракетой по углам тангажа и рыскания.
Для этого каждый жидкостный ракетный двигатель 16 содержит приводы 71, выполненные, например, в виде гидроцилиндров 72, прикрепленных к силовой раме 41 и имеющих штоки 73. На камере сгорания 100, на ее цилиндрической части 67, выполнены верхнее и нижнее силовые кольца 101 и 74 соответственно. К нижнему силовому кольцу 74 шарнирно прикреплены штоки 73 приводов 71. Приводы 71 служат для управления звездолетом (ракетой) по углам тангажа и рыскания. К верхнему силовому кольцу 101 прикреплена промежуточная рама 75, к корой крепится узел подвески 70, обеспечивающий качание камеры сгорания 100 в двух плоскостях.
Возможная пневмогидравлическая схема ЖРД 16 приведена на фиг. 15 и 17 и содержит трубопровод горючего 76, подсоединенный одним концом к выходу из насоса горючего 63, содержащего пускоотсечной клапан 77. Выход этого трубопровода соединен с входным коллектором 36 камеры сгорания 100. Выход из насоса окислителя 62 трубопроводом окислителя 78, содержащим пускоотсечной клапан окислителя 79, соединен с газогенератором 59. Также выход из дополнительного насоса горючего 64 трубопроводом горючего 80, содержащим пускоотсечной клапан горючего 81 и регулятор расхода 82, соединен с газогенератором 59. На газогенераторе 59 и на камере сгорания 100 установлены, по меньшей мере, по одному запальному устройству 83.
Двигатели 15 и 16 оборудованы блоком управления 84 (фиг.3), который электрическими связями 85 соединен с запальными устройствами 83 и с пускоотсечными клапанами 79, 81 и регулятором расхода 82.
Особенностью жидкостного ракетного двигателя 16 (фиг.1, 13 и 14) является то, что ТНА 60 жестко прикреплен к камере сгорания 100 при помощи газовода 85 и не менее чем двух шарнирных тяг 69, и камера сгорания 100 имеет возможность поворачиваться относительно центра узла подвески 70 в обеих плоскостях вместе с ТНА 60. Для того чтобы обеспечить эту возможность на входе в насос окислителя 62, установлены в двух взаимноперпендикулярных плоскостях сильфон 86, а на входе в насос горючего 63 - сильфон 87.
Для питания горючим (перегретым водородом) блоков сопел крена 24 ядерного ракетного двигателя 15 (Фиг.16) предусмотрены трубопроводы отбора горючего 88 с сильфоном 89.
Для питания блоков сопел крена 24 ЖРД 16 (фиг.17) кислым (газогенераторным газом) предусмотрен трубопровод отбора 90 с сильфоном 91, а для питания горючим - трубопровод 92 с сильфоном 93.
Все модули 1…6 содержат магистрали окислителя 94 и горючего 95. Магистраль окислителя 94 проходит через туннель 96 в баке горючего (фиг.13) и теплоизолирована теплоизоляционным покрытием 97.
На фиг.15 приведена конструкция жидкостного ракетного двигателя 16 и схема охлаждения камеры сгорания 100. Схема движения водорода в регенеративном тракте показана стрелками. Следует иметь в виду, что не все жидкостные ракетные двигатели 16 могут быть выполнены одинаковой конструкции, одинаковой схемы и размерности или отличаться мощностью при одинаковой схеме.
Силовые рамы 41 закреплены на основных силовых кольцах 98 (фиг.17 и 13) звездолета, а блоки сопел крена 24 - на нижних силовых кольцах 99 звездолета (фиг.16 и 17).
Запуск звездолета и его полет осуществляются следующим образом. В первую очередь запускаются жидкостные ракетные двигатели 16 центрального модуля первой ступени 1 и боковых модулей первой ступени 2. Жидкостный ракетный двигатель 16 (ЖРД) запускается следующим образом (фиг.1…17).
В исходном положении все клапаны двигателя закрыты. При запуске ЖРД 16 на горючем с блока управления 84 по электрическим каналам связи подается команда на ракетные клапаны окислителя и горючего (ракетные клапаны на фиг.1…17 не показаны). Первыми запускаются жидкостные ракетные двигатели 16 боковых модулей 2. Для этого после заливки насосов окислителя 62, насоса горючего 63 и дополнительного насоса горючего 64 открывают пускоотсечные клапаны 77, 79 и 81 (фиг. 15), установленные за насосом окислителя 62, после насоса горючего 63 и после дополнительного насоса горючего 64. Окислитель и горючее поступают в газогенератор 59, где воспламеняются при помощи запального устройства 83. Газогенераторный газ и горючее подается в камеру сгорании 100. Горючее охлаждает камеру сгорания 100, проходя через зазор, между оболочками ее сопла 68 и цилиндрической части 67, образующими регенеративный тракт охлаждения (фиг.15), выходит во внутреннюю полость камеры сгорания 100 для дожигания газогенераторного газа, идущего из газогенератора 59. Воспламенение этих компонентов осуществляется также запальным устройством 83, установленным на камере сгорания 100.
После запуска турбонасосного агрегата 60 (фиг. 15) газогенераторный газ подается из газогенератора 59 в турбину 61, раскручивается ротор ТНА 61 (на фиг.1…17 ротор не показан), давление на выходах насосов 62, 63 и 64 возрастает. Далее по газоводу 85 и через узел подвески 70 газогенераторный газ подается в головку 66 камеры сгорания 100. Часть газогенераторного газа отбирается по трубопроводу отбора газа 90 (фиг.17) и далее через сильфон 91 поступает в блоки сопел крена 24. В блоки сопел крена 24 поступает и горючее по трубопроводу 92 через сильфон 93 и происходит его воспламенение при помощи электрозапальника (на фиг.1…17 электрозапальники не показаны).
Для управления вектором тяги R при помощи привода 71 (фиг.15), воздействуя штоком 73 на нижнее силовое кольцо 74, поворачивают камеру сгорания 58 вместе с газогенератором 59 и ТНА 60 относительно точки центра узла подвески 70 на угол 7…11°. При этом направление вектора тяги R1 отклоняется относительно первоначального положения R0 продольной оси симметрии камеры сгорания 58 и относительно звездолета (ракеты), на которой этот жидкостный ракетный двигатель 16 установлен.
Для управления ракетой, на которой установлен жидкостные ракетные двигатели 16 по крену, подают команду с блока управления 84 (фиг. 17) на включение блоков сопел крена 24, точнее по одному соплу крена из каждой пары и их реактивная тяга создает крутящий момент, который через нижнее силовое кольцо ракеты 99 передается на звездолет, т.е. на корпус бокового модуля первой ступени 2 звездолета (то же самое касается модулей второй и третьей ступеней 4 и 6). После разъединения средств отстыковки 26 (фиг.3) боковые модули первой ступени 2 отбрасываются. Далее полет выполняет только центральный модуль первой ступени 1, при этом управление по крену осуществляют блоки сопел крена 24, установленные на его корпусе 13.
Следующим этапом отделяются боковые модули первой ступени 2 (при наличии дополнительных боковых моделей 10, раньше отделяются они).
Потом запускаются атомные ракетные двигатели 15 центрального модуля первой ступени 3. Для их запуска предварительно выводят на режим ядерный реактор 17, открывают пускоотсечной клапан 47, включат насос 20 и подают теплоноситель (вода или жидкий натрий) в теплообменник 30. Одновременно открывают пускоотсечной клапан 54 и водород подают во входной коллектор 36 для охлаждения камеры расширения 29, далее водород из выходного коллектор 37 по трубопроводу 56 через входной патрубок 57 подается в теплообменник 20 для дальнейшего нагрева. И перегретый водород подается по газоводу 32 в камеру расширения 29.
На следующем этапе отбрасывают центральный модуль первой ступени 1 и запускают жидкостные ракетные двигатели 16 боковых модулей вторых ступеней 4. Потом отбрасываются боковые модули второй ступени 4 и полет продолжает центральный модуль второй ступени 3 с вышестоящим модулем третьей ступеним 5 и головной частью 7 (Фиг.3). Потом отсоединяется ферма 9 и отстыковывается центральный модуль второй ступени 3, запускаются все двигатели 15 и 16 центрального модуля 5 и боковых модулей 6 и т.д
При аварийной ситуации на одном из боковых модулей 2, 4 или 6 с блока управления 84 подается команда на средство отстыковки 26 и аварийный боковой модуль 2 (или 4, или 6) отстыковывается и отбрасывается на безопасное расстояние. То же самое относится к дополнительным боковым модулям 10…12.
Применение изобретения позволило:
1. Значительно повысить скорость и дальность полета звездолета.
2. Повысить безопасность полета за счет возможности отстыковки и отделения неисправных боковых модулей и за счет того, что боковые модули значительно отдалены от центральных модулей, и аварии на них не повлияют на работоспособность центральных модулей.
3. Обеспечить надежное управление вектором тяги ЖРД и управление ракетой по углам тангажа, рыскания и крена за счет применения качающихся жидкостных ракетных двигателей и не менее двух блоков сопел крена, содержащих по два оппозитно установленных сопла крена, и рационального крепления их корпусов на ракете на нижних силовых кольцах.
4. Значительно повысить надежность работы системы управления ракетой по крену за счет применения не мене двух блоков сопел крена. Такая конструкция предотвращает невыполнение управления ракетой по крену, например, вследствие отказа пускоотсечного клапана горючего.
5. Облегчить сборку и доводку составных частей ракеты за счет применения ее модульной схемы.
6. Провести унификацию составных частей ракеты за счет ее модульности.
7. Обеспечить быстрое проектирование и сборку ракет различного назначения, энерговооруженности и конструкции за счет изменения числа боковых модулей и дополнительных боковых модулей.
Литература:
1. С.П.Уманский. "Ракеты-носители. Космодромы", Москва, издательство "Рестарт+", 2001 г.
2. "Космонавтика", Энциклопедия, 1985 г., Москва, издательство "СЭ", - "ОТРАГ"
3. Журнал "Новости Космонавтики", №3, 1999 г., с.48.
4. Патент США №5143328 от 01.09.1992, B64G 1/00, B64G 1/40.
1. Звездолет с ядерной силовой установкой, содержащий центральный модуль первой ступени с боковыми модулями первой ступени и центральный блок второй ступени с боковыми модулями второй ступени, боковые модули соединены с центральными соединительными штангами, имеющими возможность расстыковки, при этом все модули имеют корпус, баки водорода внутри корпусов центральных модулей и, по меньшей мере, по одному ракетному двигателю в каждом центральном модуле, отличающийся тем, что в центральных модулях установлены ядерные реакторы, ракетные двигатели этих модулей выполнены атомными и соединены трубопроводами циркуляции теплоносителя с ядерными реакторами и топливными трубопроводами с баками водорода.
2. Звездолет с ядерной силовой установкой по п.1, отличающийся тем, что к боковым модулям присоединены дополнительные боковые модули, содержащие корпуса, баки окислителя, горючего и жидкостно-ракетные двигатели.
3. Звездолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что применено четное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени установлены на двух диаметрально противоположных боковых ракетных модулях первой ступени.
4. Звездолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что применено нечетное число боковых модулей первой ступени, а блоки сопел крена первой ступени установлены на всех боковых ракетных модулях первой ступени.
5. Звездолет по п.1, или 2, отличающийся тем, что количество боковых модулей второй ступени соответствует количеству боковых ракетных блоков первой ступени.
6. Звездолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что количество боковых модулей третьей ступени соответствует количеству боковых ракетных блоков первой ступени.
7. Звездолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что боковые модули всех трех ступеней установлены в одинаковых продольных плоскостях, проходящих через продольную ось ракеты-носителя.
8. Звездолет по п.1 или 2, отличающийся тем, что дополнительные боковые модули прикреплены к боковым модулям попарно.
9. Атомный ракетный двигатель, содержащий камеру расширения и систему подачи в нее подогретого водорода, отличающийся тем, что в систему подвода водорода входят теплообменник, к которому присоединены трубопроводы рециркуляции теплоносителя, соединенные, в свою очередь, с атомным реактором, трубопровод подачи водорода соединен с входным коллектором камеры расширения, выходной коллектор камеры расширения соединен с входным патрубком водорода на теплообменнике, выходной патрубок водорода соединен с газоводом и далее с камерой расширения.
www.findpatent.ru
