Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Лазерный реактивный двигатель — ракетный двигатель в котором рабочее тело получается путём испарения твёрдого материала или разогрева газа лазерным лучом.
Используемый для разгона лазер чаще всего располагается вне самого летательного аппарата. При расположении лазера в начальной точке движения основной проблемой при перемещении на большие расстояния становится торможение аппарата в конечной точке маршрута.
Данный тип двигателя эффективнее использовать в вакууме, где отсутствует рассеяние лазерного луча атмосферой.
Американские разработчики в начале 90-х считали, что лазерный двигатель должен снизить себестоимость вывода грузов на орбиту за счёт того, что лазер, как основной источник энергии, используется многократно в отличие от ракет-носителей. Российскими исследователями отмечается в качестве преимущества возможность отказа от использования окислителя.
Лазерные двигатели, использующие другие движители, также, как правило, используют внешний по отношению к объекту лазер для передачи энергии.
В частности под "лазерным" двигателем может пониматься комбинация внешнего разгонного лазера с расположенным на аппарате "парусом" из специального материала.
В 2007-м году группа японских учёных во главе с Хидэки Окамурой разработала модель маломощного двигателя, в котором движение придается металлическому диску путём его нагрева лазерным лучом.[1] Лазер зелёного цвета с длиной волны 532 нм нагревает металл, что приводит к его расширению и возникновению на поверхности быстро перемещающихся эластичных волн, которые двигаются вокруг центра кольца. При соприкосновении с осью, на которой находится диск, он начинает вращаться.
В 1972 году в издании "Astronautics and Aeronautics" была опубликована работа Артура Кантровица[en](Arthur Robert Kantrowitz) "Propulsion to Orbit by Ground Based Lasers", в которой предлагалось изменить сам подход к запуску космических аппаратов. Вместо постройки больших и менее эффективных ракет было предложено использовать мощные лазеры для запуска небольших спутников.
Lightcraft — совместный проект ВВС США и NASA, проводившийся в 90-х годах по концепции предложенной Лейком Мирабо[en] из Политехнического института Ренсселера. В качестве рабочего тела в экспериментальных моделях использовался нагретый лазерным лучом атмосферный воздух. Луч передавался на летательный аппарат с лазера, расположенного на поверхности Земли. Эксперименты проводились на полигоне Уайт-Сэндз авиабазы Райт-Паттерсон[en].
ru.bywiki.com
Лазерный реактивный двигатель — ракетный двигатель в котором рабочее тело получается путём испарения твёрдого материала или разогрева газа лазерным лучом.
Используемый для разгона лазер чаще всего располагается вне самого летательного аппарата. При расположении лазера в начальной точке движения основной проблемой при перемещении на большие расстояния становится торможение аппарата в конечной точке маршрута.
Данный тип двигателя эффективнее использовать в вакууме, где отсутствует рассеяние лазерного луча атмосферой.
Американские разработчики в начале 90-х считали, что лазерный двигатель должен снизить себестоимость вывода грузов на орбиту за счёт того, что лазер, как основной источник энергии, используется многократно в отличие от ракет-носителей. Российскими исследователями отмечается в качестве преимущества возможность отказа от использования окислителя.
Лазерные двигатели, использующие другие движители, также, как правило, используют внешний по отношению к объекту лазер для передачи энергии.
В частности под "лазерным" двигателем может пониматься комбинация внешнего разгонного лазера с расположенным на аппарате "парусом" из специального материала.
В 2007-м году группа японских учёных во главе с Хидэки Окамурой разработала модель маломощного двигателя, в котором движение придается металлическому диску путём его нагрева лазерным лучом.[1] Лазер зелёного цвета с длиной волны 532 нм нагревает металл, что приводит к его расширению и возникновению на поверхности быстро перемещающихся эластичных волн, которые двигаются вокруг центра кольца. При соприкосновении с осью, на которой находится диск, он начинает вращаться.
В 1972 году в издании "Astronautics and Aeronautics" была опубликована работа Артура Кантровица[en](Arthur Robert Kantrowitz) "Propulsion to Orbit by Ground Based Lasers", в которой предлагалось изменить сам подход к запуску космических аппаратов. Вместо постройки больших и менее эффективных ракет было предложено использовать мощные лазеры для запуска небольших спутников.
С 1986 года ряд работ по проблемам, связанным с лазерными двигателями, опубликовал американский физик Джордин Кэр работавший по гранту NASA.
Lightcraft — совместный проект ВВС США и NASA, проводившийся в 90-х годах по концепции предложенной Лейком Мирабо[en] из Политехнического института Ренсселера. В качестве рабочего тела в экспериментальных моделях использовался нагретый лазерным лучом атмосферный воздух. Луч передавался на летательный аппарат с лазера, расположенного на поверхности Земли. Эксперименты проводились на полигоне Уайт-Сэндз авиабазы Райт-Паттерсон[en].[2] В 2000-м году экспериментальная модель размером около 12 сантиметров достигла высоты в 71 метр. Позднее профессором Мирабо была основана компания Lightcraft Technologies[3], продолжающая разработку лазерных реактивных двигателей.[4]
АКЛРД (Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель) - проект, созданный и в 2005-м году запатентованный[5] группой ученых из Научно-Исследовательского Института Оптико-Электронного Приборостроения (НИИ ОЭП) во главе с Ю. Резунковым.[6] Был создан макет двигателя и проведены эксперименты по демонстрационному полету оснащенного им аппарата общей массой в 150 грамм.[7] По данным Конструкторского Бюро Химавтоматики (КБХА)[8] разработка ЛРД (Лазерного ракетного двигателя) ведется КБХА с 2002 года совместно с НИИ ОЭП и Исследовательским Центром им. М. В. Келдыша.
DEEP-IN - проект, разрабатываемый группой ученых (UCSB Experimental Cosmology Group)[9]Калифорнийского Университета в Санта-Барбаре по программе NASA[10]. Предполагается использование системы микролазеров для разгона плоского летательного аппарата, способного совершать межзвездные перелеты на скоростях приближающихся к световым. По расчетам авторов проекта такой аппарат в состоянии преодолеть расстояние до Альфы Центавра за 20 лет.[11]
org-wikipediya.ru
Изобретение относится к реактивным двигателям летательных, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов. Предлагаемый двигатель содержит источник импульсно-периодического лазерного излучения, оптический узел с концентратором излучения и отражателями, систему формирования плоского фронта излучения и соосный концентратору газодинамический узел. Формирующая система осуществляет прием и согласование апертуры лазерного пучка с габаритами оптического узла. Первый отражатель концентратора выполнен в форме конусообразной фигуры вращения с образующей поверхности в виде части короткофокусной параболы. Газодинамический узел выполнен в виде приемника импульса давления, расположенного с тыльной стороны и на основании первого отражателя, а также реактивного сопла, установленного на расстоянии от основания и образующего щель для ввода лазерного излучения. Концентратор снабжен дополнительным отражателем, соосным первому отражателю и выполненным в форме фигуры вращения, образующая поверхности которой представляет собой дугу. Этот дополнительный отражатель размещен на пути фокусируемого первым отражателем пучка так, что фокальная область концентратора расположена в области указанной щели. Технический результат изобретения состоит в возможности установки двигателя на борту различных летательных аппаратов и создания тяги независимо от взаимной ориентации аппарата и источника лазерной энергии. 5 ил. 
Предложенное изобретение относится к технике создания реактивных двигательных установок и может быть использовано при конструировании аэрокосмических летательных аппаратов, в том числе для обеспечения орбитального полета аппарата.
Идея использования лазерной реактивной тяги для организации полета аппаратов начала прорабатываться в начале 70-х годов. В отличие от большинства традиционных способов формирования реактивной тяги лазерный способ обеспечивается за счет удаленного внешнего источника энергии, что приводит к значительному снижению массы аппарата и повышению отношения "полезная масса/полная масса аппарата". Преимуществом лазерных реактивных двигателей перед химическими двигателями является также то, что не нужен традиционный окислитель для ракетного топлива. Еще одним из преимуществ таких двигателей является возможность достижения высокого удельного импульса из-за фактического отсутствия ограничений на достижение высокой температуры плазмы, образующейся в результате лазерного пробоя топлива, 20000К и более.
К настоящему времени разработан и испытан ряд моделей лазерных реактивных двигателей (ЛРД) как непрерывного, так и импульсно-периодического действия. В конструкциях двигателей с применением непрерывного лазерного (CW) излучения (например, [1]) используется классическая схема формирования тяги - с использованием камеры сгорания и сверхзвукового реактивного сопла. Решения с использованием импульсно-периодического лазерного излучения принципиально отличны от них, т.к. в двигателе реализуется взрывной механизм создания реактивной тяги с выбросом газа из сопла, являющегося одновременно и камерой разогрева рабочего вещества до высоких температур, и местом формирования реактивной струи двигателя [2].
Известен лазерный реактивный двигатель [В.П.Агеев, А.И.Барчуков, Ф.В.Бункин, В.И.Конов, А.М.Прохоров, А.С.Силенок, Н.И.Чаплиев. Лазерный воздушно-реактивный двигатель //Квантовая электроника, т.4, №12, 1977, с.2501-2513], который включает в себя лазерный импульсно-периодический источник излучения, формирующую оптику для доставки излучения к оптическому концентратору, оптический концентратор излучения и совмещенное с ним сопло в виде параболоида вращения. Направление силы тяги такого устройства совпадает с направлением распространения лазерного излучения, доставляемого на концентратор, а выброс реактивной струи происходит навстречу излучению. Вследствие этого недостатком такой конструкции является невозможность управлять направлением вектора тяги двигателя и направлением движения аппарата, снижение эффективности тяги двигателя и низкий ресурс его работы.
Одним из лазерных импульсно-периодических двигателей, выбранным в качестве прототипа, является лазерный двигатель (см. патент США №6488233, МПК В 64 С 39/00, публикация 03.12.02), который включает в себя источник импульсно-периодического инфракрасного излучения, размещенную около источника излучения формирующую оптику для согласования апертуры лазерного пучка с габаритами оптического концентратора и формирования плоского фронта излучения, концентратор излучения в виде внеосевого короткофокусного параболоида, сопло в виде двух частей, одна из которых является внутренней частью сопла с центральным телом и представляет собой сам концентратор излучения, а вторая - внешняя часть сопла - представляет собой кольцевой раструб. Работа двигателя происходит следующим образом. От лазерного источника пучок проходит через формирующую оптику и попадает на главное фокусирующее зеркало - внеосевой параболоид. После отражения от него пучок фокусируется на кольцевом раструбе, в результате чего происходит оптический пробой в рабочей среде вблизи поверхности раструба. Возникшая расширяющаяся горячая плазма приводит к образованию ударных волн и спутных потоков за ними, в результате чего происходит выброс газа из сопла и создается тяга. Такое конструктивное решение с традиционным вводом излучения в двигатель со стороны реактивной струи приводит к техническим недостаткам, ограничивающим возможность использования двигателя в условиях полета аппарата в атмосфере и в орбитальных полетах. К этим недостаткам, кроме указанных выше, относятся:
- сложность управления направлением вектора тяги двигателя и направлением движения аппарата независимо от положения и ориентации аппарата относительно лазерного источника энергии;
- ослабление и ухудшение качества лазерного пучка вследствие его взаимодействия с горячим газовым следом реактивной струи, оставляемым за соплом;
- ухудшение оптического качества поверхности концентратора, находящейся в экстремальных условиях комбинированного неблагоприятного воздействия со стороны высокотемпературных сред, мощных потоков лазерного излучения, продуктов химических реакций, протекающих в рабочей среде двигателя и т.д.
Предложен аэрокосмический лазерный реактивный двигатель (АКЛРД) для установки непосредственно на борту различных аэрокосмических летательных аппаратов и позволяющий принимать энергию импульсно-периодического лазера и формировать тягу независимо от взаимной ориентации летательного аппарата и источника лазерной энергии.
Для решения этой задачи предложена оригинальная конструкция с конструктивным и функциональным разделением основных узлов ЛРД: концентратора лазерного пучка и сопла реактивного двигателя, подведением лазерного пучка к двигателю с противоположной выхлопной струе стороны, обеспечивающая во время своей работы постоянную эффективность тяги двигателя. Благодаря такому разделению оптические поверхности элементов концентратора не испытывают значительных ударных и тепловых нагрузок, а также физико-химического воздействия в процессе работы ЛРД, что приводит к высокому ресурсу его работы.
Такой технический эффект получен в аэрокосмическом лазерном реактивном двигателе, содержащем источник импульсного лазерного излучения, оптический узел 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 концентратору, согласно изобретению в котором использован источник импульсно-периодического лазерного излучения, газодинамический узел выполнен в виде приемника импульса давления, расположенного с тыльной стороны указанного первого отражателя и совмещенного с его основанием, а также реактивного сопла, установленного на расстоянии от этого основания, образуя щель для ввода лазерного излучения, при этом концентратор излучения снабжен дополнительным зеркальным отражателем, соосным первому отражателю и выполненным в форме фигуры вращения, образующая поверхности которой представляет собой дугу, причем указанный дополнительный отражатель размещен на пути фокусируемого первым отражателем пучка так, что фокальная область концентратора расположена в области указанной щели.
На фиг.1 представлена схема АКЛРД, где изображены лазерный импульсно-периодический источник 1 излучения, формирующая оптическая система 2, первый конусообразный отражатель 3, второй отражатель 4, фокус 5 отражателя 3, область 6 концентрации излучения составного концентратора, промежуточный фокус 6' составного концентратора, щель 7, сопло 8, приемник давления 9;
- излучение; "ось" - ось симметрии АКЛРД.
На фиг.2 представлена зависимость скважности tp (в секундах) лазерных импульсов от диаметра критического сечения d* (в метрах) источника топлива, расположенного в вершине приемника давления, массового расхода топлива для различных значений энергии лазерного импульса, где показаны верхняя граница 3 рабочей области, нижняя граница 4 рабочей области, наклонные линии 5, соответствующие различным значениям энергии лазерного импульса, вертикальные линии 6, соответствующие различным значениям мощности лазерного источника энергии.
На фиг.3 представлена схема макета АКЛРД для испытаний в атмосферных условиях, где показаны зеркальный конусообразный отражатель 7, второй отражатель 8, приемник импульса давления 9, сопло 10, кольцевая щель 11.
Координатные оси: продольная X, поперечная Z.
На фиг.4 представлена принципиальная оптическая схема эксперимента, где показаны диафрагма Dk , клин К, маятник Мт, зеркало M1, зеркало М2, калориметр Кл, измерительная линейка И, He-Ne лазер Л, фотоприемник ФП.
На фиг.5 представлена фотография плазмообразования, которое представляет собой диск диаметром 3 см. Фотография получена со стороны сопла при следующих условиях экспериментов: энергия импульса 100 Дж, длительность импульса 15 мкс, длина волны лазерного излучения 10.6 мкм, нормальные условия среды.
Устройство работает следующим образом (см. фиг.1).
В качестве источника лазерного излучения выбран импульсно-периодический лазер. Выбор лазерного источника излучения определяется свойствами лазерного пучка (высокая направленность излучения, низкая расходимость излучения), которые определяют возможность доставки энергии лазерньм лучом к АКЛРД. Импульсно-периодический режим работы лазерного источника излучения характеризуется тем, что отсутствует ряд проблем формирования тяги, связанных с неустойчивостью взаимодействия лазерного излучения с плазмой при использовании непрерывного излучения; импульсно-периодический ЛРД имеет более простую конструкцию. От лазерного импульсно-периодического источника 1 излучения пучок поступает в формирующую оптическую систему 2, функция которой - принять и направить пучок лазерного излучения с плоским фронтом соосно с осью симметрии оптического узла и согласованной апертурой. Плоский фронт лазерного излучения и требование соосности лазерного пучка с осью симметрии оптического узла и согласованной апертурой необходимы для того, чтобы реализовать возможности фокусировки отражателя O1. Подходы к решению этой задачи известны.
В предлагаемой конструкции АКЛРД 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. Размеры первого зеркального отражателя O1 определяют исходя из геометрических размеров формирующей апертуры лазерного пучка. Подходы к решению этой задачи известны. 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. Использование короткофокусной параболы позволяет уменьшить массогабаритные параметры АКЛРД. Конусообразная форма отражателя O1 необходима для того, чтобы обеспечить кольцевую фокусировку лазерного излучения. Фокусом первого зеркала является окружность Ф1. Наличие второго зеркала необходимо для того, чтобы подвести лазерное излучение, которое попадает на отражатель O 1, в область взаимодействия излучения, находящуюся с тыльной стороны отражателя O1, с рабочей средой двигателя. Поэтому на пути пучка установлен второй отражатель O2. Один из фокусов отражателя О2 совмещен с фокусом отражателя O1, а второй фокус отражателя О2 - с областью формирования лазерного пробоя рабочей среды двигателя. Поверхность второго отражателя выполнена в виде фигуры вращения с дугообразной образующей, направленной выпуклой частью навстречу излучению. Использование второго отражателя с криволинейной образующей позволяет изменять параметры фокусировки оптического концентратора: изменять угол сведения и место фокусировки лазерного пучка. Подходы к решению этой задачи известны.
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.
Подходы к решению задач по подаче и размещению топлива в область оптического пробоя известны.
Обычно проблема ввода мощного лазерного излучения в реактивное сопло двигателя или проблема создания оптического окна для ввода мощного излучения решается таким образом, чтобы это окно не влияло ни на качество лазерного пучка, ни на процесс формирования тяги в ЛРД. В тоже время, оно должно выдерживать значительные лучевые и тепловые нагрузки, которые характерны для мощного импульсно-периодического лазерного излучения. Оптическое окно должно также выдерживать динамические и статические перепады давления газа внутри двигателя и снаружи него.
Функцию оптического окна для ввода лазерного излучения в сопло двигателя может выполнять аэродинамическое окно, которое также выполняет функцию разделения двух сред: поток рабочей среды в сопле двигателя от внешней среды.
Преимущества использования свойств аэродинамического окна для ввода излучения мощного лазера заключаются в следующем. Порог пробоя газов (особенно при пониженном давлении) намного выше порога поверхностного или объемного пробоя традиционных оптических материалов под воздействием мощного лазерного излучения. Быстрый поток газа в области щели снижает тепловые нагрузки на газ в щели так, что подводимая мощность излучения (даже за счет малого поглощения излучения в области щели) может быть практически неограниченна, а сопло может функционировать продолжительное время.
В предложенной конструкции АКЛРД ввод лазерного излучения в сопло двигателя осуществлен через щель между приемником импульса давления и соплом двигателя.
Расчеты показывают, что эффективность тяги резко уменьшается с ростом размера щели Щ, через которую осуществляется ввод излучения в газодинамический узел двигателя. Ширину щели, как правило, выбирают, исходя из следующих условий: отсутствие лазерного пробоя на оптической поверхности второго отражателя, фокусирующего излучение через эту щель; отсутствие лазерного пробоя рабочего газа в щели. Выбранная конструкция оптического концентратора позволяет обеспечить минимальный размер щели, при котором щель, выполняя функцию аэродинамического окна, в тоже время минимизирует потери удельного импульса реактивной отдачи Сm при формировании тяги в сопле двигателя.
Минимальный размер щели находят из соотношения: l=
·((R-r)/d), где - длина волны лазерного излучения, d - меридиональный размер лазерного пучка на поверхности второго отражателя, r - радиус кольцевой щели, R - средний радиус второго отражателя. При этом фокусировка лазерного излучения в форме кольца производится непосредственно в область щели. В широком диапазоне значений d, R, r интенсивность лазерного излучения на оси симметрии больше, чем в фокальной области. Выбором величин d, R, r с учетом параметров рабочей среды можно обеспечить условие отсутствия лазерного пробоя в области щели и превышения порога пробоя на оси симметрии.
Газодинамический узел состоит из двух элементов - приемника импульса давления ударной волны и газодинамического сопла, разделенных щелью для ввода излучения. Приемник импульса давления - это элемент единой конструкции, передней частью которой является конусообразный отражатель O1 лазерного излучения. Форма и геометрические параметры приемника импульса давления определяются с учетом оптимального расположения области пробоя рабочей среды двигателя относительно его стенок для обеспечения в совокупности с соплом максимального удельного импульса реактивной отдачи Сm (величина, обратная цене тяги). Подходы к решению этой задачи известны.
Сопло представляет собой канал с поперечным размером части, обращенной к приемнику импульса давления, сопоставимым поперечному размеру приемника импульса давления. Известно, что при значительном уменьшении или увеличении поперечного размера сопла по отношению к поперечному размеру приемника импульса давления резко снижается эффективность работы двигателя. Длина сопла, как правило, выбирается не менее его диаметра. При меньшей длине сопла значительно уменьшается тяга двигателя. Оптимальная длина сопла соответствует его двойному поперечному размеру. Увеличение длины сопла более его трехкратного поперечного размера не приводит к значительному увеличению тяги двигателя. Подходы к решению этой задачи известны.
Известны безразмерные зависимости, основанные на методах подобия, позволяющие рассчитывать геометрические характеристики АКЛРД и характеристики тяги для обеспечения заданного режима работы двигателя с максимальной эффективностью с различной формой сопла. На основе этих зависимостей рассчитывается оптимальный режим работы данного двигателя, т.е. находится максимальный Сm=f(L, D, E, N) или удельный импульс тяги Isp=f(L, D, E, N). Здесь D - поперечный размер части сопла, обращенной к приемнику импульса давления, L - длина сопла, Е - энергия лазерного импульса, N - набор параметров, характеризующих приемник давления, рабочую среду, ее состав, массовый расход и другие характеристики.
Газодинамическое (реактивное) сопло в совокупности с приемником импульса давления оптимальным образом формирует газовый поток внутри сопла и реактивную струю на его выходе в зависимости от параметров окружающей среды.
Для условий пониженного давления или космических условий предпочтительно использовать расширяющиеся сопла. Результаты проведенных экспериментальных исследований показали, что при атмосферных условиях применение расширяющегося сопла менее эффективно, и предпочтительно использовать либо сопло с постоянным сечением, либо сужающееся сопло. В качестве варианта сопла можно рассматривать цилиндр, длина которого L оптимизируется по максимальному значению Cm.
Для конструкции сопла, работающего при пониженном давлении и выполненного в виде, например, расширяющегося конуса или параболоида вращения, зависимость удельного импульса от параметров лазерного излучения имеет вид
Здесь Е - энергия лазерного импульса, (tp-t c) определяется скважность следования лазерных импульсов, параметры 
*, u* - плотность и скорость газа в критическом сечении сопла, d* - диаметр критического сечения, еR - относительная эффективность использования лазерной энергии, F(
) - множитель, характеризующий снижение тяги в расходящемся потоке газа.
Эта зависимость определяет связь энергии лазерного импульса и частоты повторения импульсов как функцию геометрических параметров сопла ЛРД. Для маневров аппарата с АКЛРД в космосе в качестве начального параметра, определяющего возможности маневра, является величина удельного импульса Isp=103 сек. Предполагаемая мощность излучения лазера может меняться в диапазоне от 200 кВт до 1 МВт.
Зависимость скважности tp лазерных импульсов от диаметра критического сечения d* источника топлива, расположенного в вершине приемника давления, массового расхода топлива для различных значений энергии лазерного импульса получена с использованием приведенного выражения. Две наклонные прямые на графиках (см. фиг.2) соответствуют границам области, внутри которой применимо указанное выражение. Верхняя граница 3 определяется чрезмерным удлинением сопла, когда на течение газа в сопле оказывают влияние уже такие дополнительные факторы как малая плотность потока и скольжение потока вдоль стенок сопла. Нижняя граница 4 определяется минимальным временем, которое необходимо для восстановления работы источника топлива, подаваемого в двигатель, после воздействия на него УВ. Вертикальные линии 6 соответствуют различным значениям мощности лазерного источника энергии.
Полученная на фиг.2 зависимость показывает, что при мощности излучения 200 кВт можно обеспечить такие параметры тяги ЛРД как Isp=103 сек и Т=40 Н при массовом расходе топлива 4.2 г/сек и следующем режиме работы лазера: энергия в импульсе 40 Дж, частота повторения импульсов 5 кГц. При этом геометрические параметры сопла должны быть следующими: длина L=1.85 м, диаметр выходного сечения D=0.996 м, диаметр критического сечения сопла d*=4.65 мм (*=0.789 кг/м3, 
=1.4, угол конуса =30°, еR=1, F()=1).
Пример конкретного исполнения.
По предлагаемому схемному решению на предприятии был сконструирован макет аэрокосмического лазерного реактивного двигателя (см. фиг.3) для испытаний в атмосферных условиях.
Для макета АКЛРД основным геометрическим параметром, определяющим геометрические размеры оптического узла и размеры макета аппарата в целом, является апертура первого зеркального отражателя (диаметр d1 основания первого зеркального отражателя). Эта апертура зависит от апертуры лазерного пучка, доставляемого к аппарату по лабораторной атмосферной трассе демонстрационного эксперимента. С учетом всех эффектов, определяющих эффективность доставки лазерного излучения к аппарату, для макета аппарата была выбрана величина D1=100 мм. Высота первого зеркального отражателя 7 с образующей в виде короткофокусной параболы составила величину 110 мм.
Диаметр приемника 9 импульса давления - 60 мм, а его высота - 12 мм. Соединение приемника импульса давления с зеркальным отражателем 7 осуществлялось таким образом, что выходная плоскость приемника импульса давления совпадала с плоскостью основания зеркального отражателя 7.
Угол наклона к отрицательному направлению оси X, совпадающей с осью симметрии макета АКЛРД, второго зеркального отражателя 8, образующая которого являлась прямой, составлял 24°. Длина отражающей части второго зеркального отражателя 8-27 мм, средний диаметр отражателя 8-2R=184 мм. Отражатель 8 установлен на таком расстоянии, при котором обеспечивается ввод лазерного излучения через щель 11.
Газодинамическое сопло 10 макета двигателя было выполнено в виде цилиндра с диаметром, равным 60 мм, и длиной от 90 до 120 мм, а также в виде суживающегося конуса с аналогичной длиной и диаметром в основании.
Макет аппарата изготавливался из сплава алюминия с использованием технологии токарного точения, оптические элементы аппарата изготовлены на станке с ЧПУ. Отклонение формы зеркальной поверхности концентратора лазерного пучка от расчетной формы не превышает 20 мкм. Погрешность сборки аппарата в целом не превышает 50 мкм. Масса макета аппарата составляла 2.6 кг.
Для упрощения конструкции макета АКЛРД ввод лазерного излучения в нем осуществляется через воздушный промежуток - оптическую щель - между концентратором лазерного пучка и реактивным соплом двигателя. Фокусировка лазерного пучка производилась на ось симметрии газодинамического узла. Размер щели определен из соотношения: l
d·(r/R), где l - ширина кольцевой щели, d - меридиональный размер лазерного пучка на поверхности второго отражателя, r - радиус кольцевой щели, R - средний радиус второго отражателя, и равен 7 мм.
Сконструированный макет (фиг.3) не является полетным вариантом и предназначен для испытаний двигателя и измерений его основных параметров на специально созданном лабораторном стенде предполетных испытаний.
В экспериментах использован импульсный СО 2-лазер с неустойчивьм телескопическим резонатором (М=2.3). Энергия в импульсе 100-150 Дж, длительность импульса 15 мкс.
Принципиальная оптическая схема тестовых экспериментов изображена на фиг.4. Излучение СО2-лазера проходило через круглую диафрагму Dk (
100 мм), соответствующую входному сечению световой апертуры макета. Для целей контроля и регистрации характеристик лазерного импульса используется делительный клин К из KCl, ответвляющий два лазерных пучка по 4% от полной энергии импульса. Зеркало M1 направляет излучение 1-го ответвленного пучка на фотоприемник ФП для контроля формы импульса излучения во времени, зеркало М2 направляет второй пучок на измеритель энергии импульса - калориметр Кл.
Для определения коэффициента реактивной отдачи Cm двигателя использован маятник Мт, на котором подвешивался макет аппарата А. Плечо маятника - 200 мм. Величина переданного механического импульса вычислена по амплитуде отклонения маятника, регистрируемого с помощью He-Ne лазера Л на измерительной линейке И. Угол отклонения маятника 
и механический импульс Р, приобретаемый макетом после импульсного воздействия, связаны соотношением
где m - масса аппарата, g - ускорение свободного падения, l0 - плечо маятника.
Точность измерения угла отклонения в экспериментах равна 
10 -4 рад, что соответствует относительной погрешности измерения Cm - 10% при средних значениях энергии лазерного импульса.
Проведенные расчеты течения газа в сопле исследуемого макета АКЛРД (при наличии щели) после импульсного вклада энергии показали, что величина удельного импульса реактивной отдачи двигателя Сm может достигать 12 дин/Вт в приближении мгновенного вклада энергии и течения равновесного газа в сопле двигателя. Расчеты течения газа в сопле исследуемого макета АКЛРД в отсутствии щели дали значение Cm около 30 дин/Вт. Таким образом, расчеты показали, что снижение величины реактивной тяги в конструкции АКЛРД со щелью по сравнению с вариантом реактивного сопла без щели может достигать более 2-х раз.
Как показали результаты экспериментальных исследования тестовой модели АКЛРД с использованием импульсного CO2 лазера, величина Cm меняется в пределах 10-15 дин/Вт в зависимости от вариантов конструкции сопла двигателя (форма сопла, длина сопла) и энергии лазерного импульса, что согласуется с теоретическими оценками Cm .
Были проведены эксперименты по регистрации формы и размеров плазмообразования, возникающего в результате лазерного пробоя. На фиг.5 представлена фотография плазмообразования, которое представляет собой диск диаметром 3 см. Фотография получена со стороны сопла при следующих условиях экспериментов: энергия импульса 100 Дж, длительность импульса 15 мкс, длина волны лазерного излучения 10.6 мкм, нормальные условия среды.
Литература
1. Патент США №4036012 A, Monsler, 7/1977, 219/121.6.
2. Willy L. Bohn. "Laser Lightcraft Performance", in High Power Ablation II, Proc. SPIE, vol. 3885, 2000, pp.48-53.
Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, содержащий источник импульсного лазерного излучения, оптический узел 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, отличающийся тем, что в нем использован источник импульсно-периодического лазерного излучения, газодинамический узел выполнен в виде приемника импульса давления, расположенного с тыльной стороны указанного первого отражателя и совмещенного с его основанием, а также реактивного сопла, установленного на расстоянии от этого основания, образуя щель для ввода лазерного излучения, при этом концентратор излучения снабжен дополнительным зеркальным отражателем, соосным с первым отражателем и выполненным в форме фигуры вращения, образующая поверхности которой представляет собой дугу, причем указанный дополнительный отражатель размещен на пути фокусируемого первым отражателем пучка так, что фокальная область концентратора расположена в области указанной щели.
www.freepatent.ru
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Лазерный реактивный двигатель — ракетный двигатель в котором рабочее тело получается путём испарения твёрдого материала или разогрева газа лазерным лучом.
Используемый для разгона лазер чаще всего располагается вне самого летательного аппарата. При расположении лазера в начальной точке движения основной проблемой при перемещении на большие расстояния становится торможение аппарата в конечной точке маршрута.
Данный тип двигателя эффективнее использовать в вакууме, где отсутствует рассеяние лазерного луча атмосферой.
Американские разработчики в начале 90-х считали, что лазерный двигатель должен снизить себестоимость вывода грузов на орбиту за счёт того, что лазер, как основной источник энергии, используется многократно в отличие от ракет-носителей. Российскими исследователями отмечается в качестве преимущества возможность отказа от использования окислителя.
Лазерные двигатели, использующие другие движители, также, как правило, используют внешний по отношению к объекту лазер для передачи энергии.
В частности под "лазерным" двигателем может пониматься комбинация внешнего разгонного лазера с расположенным на аппарате "парусом" из специального материала.
В 2007-м году группа японских учёных во главе с Хидэки Окамурой разработала модель маломощного двигателя, в котором движение придается металлическому диску путём его нагрева лазерным лучом.[1] Лазер зелёного цвета с длиной волны 532 нм нагревает металл, что приводит к его расширению и возникновению на поверхности быстро перемещающихся эластичных волн, которые двигаются вокруг центра кольца. При соприкосновении с осью, на которой находится диск, он начинает вращаться.
В 1972 году в издании "Astronautics and Aeronautics" была опубликована работа Артура Кантровица[en](Arthur Robert Kantrowitz) "Propulsion to Orbit by Ground Based Lasers", в которой предлагалось изменить сам подход к запуску космических аппаратов. Вместо постройки больших и менее эффективных ракет было предложено использовать мощные лазеры для запуска небольших спутников.
С 1986 года ряд работ по проблемам, связанным с лазерными двигателями, опубликовал американский физик Джордин Кэр работавший по гранту NASA.
Lightcraft — совместный проект ВВС США и NASA, проводившийся в 90-х годах по концепции предложенной Лейком Мирабо[en] из Политехнического института Ренсселера. В качестве рабочего тела в экспериментальных моделях использовался нагретый лазерным лучом атмосферный воздух. Луч передавался на летательный аппарат с лазера, расположенного на поверхности Земли. Эксперименты проводились на полигоне Уайт-Сэндз авиабазы Райт-Паттерсон[en].[2] В 2000-м году экспериментальная модель размером около 12 сантиметров достигла высоты в 71 метр. Позднее профессором Мирабо была основана компания Lightcraft Technologies[3], продолжающая разработку лазерных реактивных двигателей.[4]
АКЛРД (Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель) - проект, созданный и в 2005-м году запатентованный[5] группой ученых из Научно-Исследовательского Института Оптико-Электронного Приборостроения (НИИ ОЭП) во главе с Ю. Резунковым.[6] Был создан макет двигателя и проведены эксперименты по демонстрационному полету оснащенного им аппарата общей массой в 150 грамм.[7] По данным Конструкторского Бюро Химавтоматики (КБХА)[8] разработка ЛРД (Лазерного ракетного двигателя) ведется КБХА с 2002 года совместно с НИИ ОЭП и Исследовательским Центром им. М. В. Келдыша.
DEEP-IN - проект, разрабатываемый группой ученых (UCSB Experimental Cosmology Group)[9]Калифорнийского Университета в Санта-Барбаре по программе NASA[10]. Предполагается использование системы микролазеров для разгона плоского летательного аппарата, способного совершать межзвездные перелеты на скоростях приближающихся к световым. По расчетам авторов проекта такой аппарат в состоянии преодолеть расстояние до Альфы Центавра за 20 лет.[11]
Многие историки говорят, что Бородинское сражение не выиграно французами потому, что у Наполеона был насморк, что ежели бы у него не было насморка, то распоряжения его до и во время сражения были бы еще гениальнее, и Россия бы погибла, et la face du monde eut ete changee. [и облик мира изменился бы.] Для историков, признающих то, что Россия образовалась по воле одного человека – Петра Великого, и Франция из республики сложилась в империю, и французские войска пошли в Россию по воле одного человека – Наполеона, такое рассуждение, что Россия осталась могущественна потому, что у Наполеона был большой насморк 26 го числа, такое рассуждение для таких историков неизбежно последовательно. Ежели от воли Наполеона зависело дать или не дать Бородинское сражение и от его воли зависело сделать такое или другое распоряжение, то очевидно, что насморк, имевший влияние на проявление его воли, мог быть причиной спасения России и что поэтому тот камердинер, который забыл подать Наполеону 24 го числа непромокаемые сапоги, был спасителем России. На этом пути мысли вывод этот несомненен, – так же несомненен, как тот вывод, который, шутя (сам не зная над чем), делал Вольтер, говоря, что Варфоломеевская ночь произошла от расстройства желудка Карла IX. Но для людей, не допускающих того, чтобы Россия образовалась по воле одного человека – Петра I, и чтобы Французская империя сложилась и война с Россией началась по воле одного человека – Наполеона, рассуждение это не только представляется неверным, неразумным, но и противным всему существу человеческому. На вопрос о том, что составляет причину исторических событий, представляется другой ответ, заключающийся в том, что ход мировых событий предопределен свыше, зависит от совпадения всех произволов людей, участвующих в этих событиях, и что влияние Наполеонов на ход этих событий есть только внешнее и фиктивное.
wiki-org.ru
В. П. Агеев, А. И. Барчуков, Ф. В. Бункин, В. И. Конов, A. М. Прохоров, А. С. Силенок, Н. И. Чаплиев // Квант. электрон., 4:12 (1977), 2501–2513
Теоретически и экспериментально рассматривается задача метания тел в атмосфере Земли в результате воздействия на них ударных волн оптического пробоя воздуха CO2-лазером. Установлено, что для приемников импульсов давления существуют условия оптимальной передачи импульса. На примере конических и параболических приемников показано существование предельных значений удельных импульсов. Полученные экспериментально удельные импульсы ~500 мкН·с/Дж близки к максимальным, рассчитанным по теории точечного взрыва. В импульсно-периодическом режиме облучения со средней мощностью ~25 Вт реализовано движение параболического отражателя внутри стеклянной трубки. Приведены значения силы тяги.
В последние годы в научной литературе проявился интерес к применению лазерного излучения для ускорения тел/Современное состояние проблемы так называемого «лазерного двигателя» (ЛД) с описанием некоторых конкретных схем ускорения летательных аппаратов (ЛА) достаточно полно отражено в обзорной статье [1]. Здесь мы рассмотрим одну частную, но достаточно интересную задачу метания тел в атмосфере Земли с помощью лазерного источника энергии.
Во всех обсуждающихся в настоящее время вариантах ЛД, работающих только в присутствии газовой среды, сила тяги обусловливается реактивной отдачей при выбросе из рабочей камеры двигателя, струи нагретого лазерным излучением газа. Предложенные варианты двигателей различаются в основном схемой формирования газового потока. Так, например, в работах [2, 3] обсуждается ЛД, в котором вынос массы из рабочей камеры происходит за фронтом светодетонационной (см., например, [4]) волны. В работе [5] даются оценки характеристик лазерного аналога прямоточного воздушно-реактивного двигателя, а также рассматривается схема выброса газа из рабочей камеры ударной волной, порожденной взрывом той или иной природы. Излагаемые в настоящей работе результаты развивают идею лазерного воздушно-реактивного двигателя (ЛВРД), построенного на взрывном механизме создания реактивной тяги [1,6 , 7]. В этом варианте ЛД работает в импульсно-периодическом режиме в соответствии с таким же характером лазерных посылок. Энергия каждого лазерного импульса собирается фокусирующим элементом в достаточно малый объем, чтобы вызвать оптический пробой газа, заполняющего рабочую камеру ЛВРД. Развивающаяся в фокальной области лазерная искра возбуждает в газе ударную волну. После взаимодействия со стенками рабочей камеры ЛВРД газовый поток, порожденный ударной волной, покидает через открытый срез камеру «сгорания», а ЛА получает в результате реактивной отдачи некоторый механический импульс /. Импульсно-периодическое воздействие лазерного излучения приводит к реализации эффективной силы тяги F, движущей ЛА. Важной характеристикой ЛВРД, определяющей перспективность их создания и использования, является цена тяги равная отношению средней мощности лазерного излучения Pcv=Ev к средней силе тяги, развиваемой ЛВРД (Е— энергия лазерного импульса, v — частота следования лазерных посылок). Можно показать, что несмотря на скачкообразные приращения скорости ЛА (Ди=//Л1, М — масса аппарата), существует интервал частот следования лазерных импульсов, при которых изменение во времени средней скорости ЛА определяется средней эффективной силой тяги F=Iv. При этом цена тяги есть обратная величина удельного импульса I/E, который можно определить в единичном лазерном пробое воздуха; таким образом, в рассматриваемом варианте ЛВРД о цене тяги можно судить по опытам с одиночными лазерными импульсами. Считая оптический пробой газа точечным мгновенным взрывом и пользуясь методами подобия [8], развитыми применительно к исследованию поведения ударных волн, можно установить, что для данной геометрии задачи (фиксированное расположение области энерговыделения относительно приемника импульса известной формы) удельный импульс НЕ однозначно определяется безразмерным динамическим параметром R/R0 (R— характерный размер рабочей камеры, R0=(E/p0) l/*— динамический радиус в задаче о точечном взрыве в газе при энергии Е и давлении р0). Это означает, что в лабораторных условиях, соблюдая условия динамического и геометрического подобия, можно изучать характеристики реального ЛВРД.
Полное содержание статьи: http://www.mathnet.ru/links/239240b0c9e6ee1cf18de5e26a98795a/qe8257.pdf
« Previous Article Смартфоны научились находить источник ослепляющего лазера
Next Article » Исследования распределения тепловых потоков при импульсной лазерной сварке корпусов датчиков для газового оборудования и трубопроводных систем
xn--80akfo2a.xn--p1ai
Лазерный реактивный двигатель — ракетный двигатель в котором рабочее тело получается путём испарения твёрдого материала или разогрева газа лазерным лучом.
Используемый для разгона лазер чаще всего располагается вне самого летательного аппарата. При расположении лазера в начальной точке движения основной проблемой при перемещении на большие расстояния становится торможение аппарата в конечной точке маршрута.
Данный тип двигателя эффективнее использовать в вакууме, где отсутствует рассеяние лазерного луча атмосферой.
Американские разработчики в начале 90-х считали, что лазерный двигатель должен снизить себестоимость вывода грузов на орбиту за счёт того, что лазер, как основной источник энергии, используется многократно в отличие от ракет-носителей. Российскими исследователями отмечается в качестве преимущества возможность отказа от использования окислителя.
Лазерные двигатели, использующие другие движители, также, как правило, используют внешний по отношению к объекту лазер для передачи энергии.
В частности под "лазерным" двигателем может пониматься комбинация внешнего разгонного лазера с расположенным на аппарате "парусом" из специального материала.
В 2007-м году группа японских учёных во главе с Хидэки Окамурой разработала модель маломощного двигателя, в котором движение придается металлическому диску путём его нагрева лазерным лучом.[1] Лазер зелёного цвета с длиной волны 532 нм нагревает металл, что приводит к его расширению и возникновению на поверхности быстро перемещающихся эластичных волн, которые двигаются вокруг центра кольца. При соприкосновении с осью, на которой находится диск, он начинает вращаться.
В 1972 году в издании "Astronautics and Aeronautics" была опубликована работа Артура Кантровица[en](Arthur Robert Kantrowitz) "Propulsion to Orbit by Ground Based Lasers", в которой предлагалось изменить сам подход к запуску космических аппаратов. Вместо постройки больших и менее эффективных ракет было предложено использовать мощные лазеры для запуска небольших спутников.
С 1986 года ряд работ по проблемам, связанным с лазерными двигателями, опубликовал американский физик Джордин Кэр работавший по гранту NASA.
Lightcraft — совместный проект ВВС США и NASA, проводившийся в 90-х годах по концепции предложенной Лейком Мирабо[en] из Политехнического института Ренсселера. В качестве рабочего тела в экспериментальных моделях использовался нагретый лазерным лучом атмосферный воздух. Луч передавался на летательный аппарат с лазера, расположенного на поверхности Земли. Эксперименты проводились на полигоне Уайт-Сэндз авиабазы Райт-Паттерсон[en].[2] В 2000-м году экспериментальная модель размером около 12 сантиметров достигла высоты в 71 метр. Позднее профессором Мирабо была основана компания Lightcraft Technologies[3], продолжающая разработку лазерных реактивных двигателей.[4]
АКЛРД (Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель) - проект, созданный и в 2005-м году запатентованный[5] группой ученых из Научно-Исследовательского Института Оптико-Электронного Приборостроения (НИИ ОЭП) во главе с Ю. Резунковым.[6] Был создан макет двигателя и проведены эксперименты по демонстрационному полету оснащенного им аппарата общей массой в 150 грамм.[7] По данным Конструкторского Бюро Химавтоматики (КБХА)[8] разработка ЛРД (Лазерного ракетного двигателя) ведется КБХА с 2002 года совместно с НИИ ОЭП и Исследовательским Центром им. М. В. Келдыша.
DEEP-IN - проект, разрабатываемый группой ученых (UCSB Experimental Cosmology Group)[9]Калифорнийского Университета в Санта-Барбаре по программе NASA[10]. Предполагается использование системы микролазеров для разгона плоского летательного аппарата, способного совершать межзвездные перелеты на скоростях приближающихся к световым. По расчетам авторов проекта такой аппарат в состоянии преодолеть расстояние до Альфы Центавра за 20 лет.[11]
ru.wikibedia.ru
Российскими исследователями лазерный ракетный двигатель был предложен в качестве нового способа ускорения космических кораблей во время их полета. Обнародованной методикой подразумевается лазерная «пальба», производимая с размещенных на станции наземного базирования специальных устройств.
Новой технологией использования лазерного ракетного двигателя будет предоставлена возможность ускорения аппаратов, преодолевающих земное притяжение, посредством потока плазмы, формирующейся в процессе лазерной абляции. Данный подход позволит повысить эффективность традиционных ракетных агрегатов. Традиционно лазерной абляцией удаляются вещества с поверхностей материала, а для подталкивания кораблей сфокусированным лучом будет производиться стрельба по конкретному объекту в космосе, сжигая его поверхностный материал и таким образом создавая шлейф заряженных частиц плазмы, генерирующий тягу. Изначально данная технология рассматривалась в качестве методики удаления с орбиты Земли космического мусора, но теперь она также обеспечит дополнительную тягу космическим кораблям.
Рассматриваемая идея принадлежит группе ученых, занимающихся технологиями дополнительного ракетного ускорения на протяжении многих лет. В ходе своих исследований они выяснили, что для эффективности современных методик лазерного ускорения характерно ограничение рядом факторов, включая и нестабильность сверхзвуковых газов, формируемую при прохождении ими через сопло. Также происходит сдавливание входного отверстия сопла при генерации ударных волн, чем снижается тяга двигателя. Использование лазерной абляции, которой экологически чистая энергия формируется, позволяет уменьшить вышеобозначенные эффекты. При этом струи плазмы направляться будут максимально близко к имеющимся у сопла внутренним стенкам. Объединение технологий абляционной струи со сверхзвуковым потоком газа, проходящим через сопло, позволит повысить эффективность общей осевой нагрузки на сопле.
Учеными сообщается, что лазерный ракетный двигатель может быть использован для запуска на околоземную орбиту малых спутников и придания дополнительного ускорения сверхзвуковым самолетам. Правда, перед исследователями стоит проблема, равно как и необходимость увеличить скорость передачи данных, в виде создания невероятно мощных лазеров наземного базирования, которые смогут на расстоянии сотен километров испарять металл. Конечно же, появление подобных установок позволит даже сбивать околоземные объекты, что однозначно заинтересует военных.
gadget-today.ru
