Лазерные двигатели — прорыв в области космических полетов. Лазерным двигателем называют разновидность двигателя на лучевой тяге, где источником энергии является лазерная система (обычно – наземного базирования), отделенная от массы, вступающей в реакцию. Эта разновидность двигателей отличается от традиционных ракетных двигателей на химическом топливе, где и источником энергии, и вступающей в реакцию массой является твердое или жидкое топливо, размещенное на борту корабля.
Основы концепции, скрытые в идее фотонного двигателя в виде «паруса», были разработаны Эйгеном Зенгером и венгерским физиком Георгом Марксом. Концепция двигателя, использовавшего ракеты с лазерной подпиткой, были развиты Артуром Кантровитцем и Вольфгангом Мёкелем в 1970-х годах. Изложение идей Кантровитца о лазерном двигателе было опубликовано в 1988 году.
Системы лазерных двигателей могут передавать импульс космическому кораблю двумя разными способами. Первый подразумевает использование давления фотонов для передачи импульса по принципу солнечных парусов, в том числе – работающих под давлением лазерного излучения. Второй метод использует лазер для того, чтобы помочь кораблю избавиться от массы, подобно обычной ракете. Этот метод предлагают куда чаще, но у него присутствует фундаментальное ограничение в виде конечной скорости полета корабля, связанной с формулой Циолковского.
Солнечные паруса для перемещения под давлением излучения лазера являются образцами двигателей на лучевой тяге.
Солнечный парус для движения под давлением лазера
Солнечный парус в космосе
Солнечный парус для движения под давлением лазера – это парус, напоминающий солнечный, сделанный из тонкой ткани с отражательной способностью. В отличие от солнечного, он движется, скорее, за счет давления лазерного луча, чем солнечного света. Преимущество двигателей с применением солнечных парусов подобного типа состоит в том, что кораблю не нужно нести на борту какой бы то ни было источник энергии или вступающую в реакцию массу, из чего следует, что ограничений формулы Циолковского, связанных с набором высокой скорости, удается избежать. Использование парусов для движения под давлением лазера было впервые предложено Георгом Марксом в 1966 года в качестве метода для межзвездных путешествий, позволяющих избежать крайне высокого относительного расхода топлива. Идея была тщательно проанализирована физиком Робертом Форвардом в 1989 году. Дальнейший анализ концепции был выполнен Джеффри Лэндисом, Юджином Маловым и Норманном Матлоффым, Даной Эндрюс и другими.
Солнечный парус
Луч должен иметь достаточно большой диаметр, так как только некоторые частицы пройдут мимо паруса из-за дифракции, а лазер или антенна, принимающая микроволны, должна иметь достаточную устойчивость ориентации, так как корабль может достаточно быстро наклонять парус, чтобы следовать за центром луча. Это играет куда более важную роль, когда речь заходит о путешествии к другим планетам и звездам, полете по касательной, приземлении и возвращении. Лазер также может быть крупной фазированной решеткой для малых устройств, получающих энергию напрямую из солнечных лучей.
Солнечный парус для движения под давлением лазера был предложен в качестве двигателя для малого межзвездного корабля в рамках проекта «Breakthrough Project».
Физики Метцгар и Лэндис предложили модификацию солнечного паруса, где фотоны будут отражаться от паруса и повторно использоваться, отражаясь обратно на парус посредством стационарного зеркала. Она получила название «Лазерный парус многократного отражения». Это увеличивает силу, производимую рециркуляцией фотонов, приводя к многократному росту силы излучения при той же мощности. Также существует конфигурация паруса с использованием многократно рециркулирующих фотонов, где применяется ступенчатая линза, установленная вокруг генератора лазера. Там лазер освещает парус корабля, увеличивая его скорость, затем свет отражается обратно через ступенчатую линзу и поступает на более крупный рефлектор, меняя направление корабля. Свет лазера многократно отражается туда и обратно, позволяя увеличить силу передачи. Линза становится гораздо более стабильной, так как практически исключено влияние импульса лазерного луча.
Лазерный фотонный двигатель малой тяги (ЛФДМТ) – последнее изобретение, развившееся из лазерного паруса многократного отражения, где активный лазер является средством резонанса, необходимого для формирования оптической пустоту между двумя зеркалами. Предполагается, что ЛФДМТ будет способен обеспечить соотношение тяги к мощности, (единица, измеряющая эффективность вспомогательного двигателя по отношению к преобразованной в импульс мощности) приближенное к таким традиционным аналогам, как электрические двигатели малой тяги или двигатели малой тяги с лазерной абляцией.
Концепция лазерных двигателей
Существует несколько разновидностей лазерных двигателей, где лазер используется, как источник энергии для импульса, необходимого расположенному на борту горючему. Применение лазера в качестве источника энергии означает, что подаваемая энергия не ограничена лишь химической энергией топлива.
Лазерная ракета с термическим двигателем – подвид ракет с термическим двигателем, где топливо нагревается с помощью энергии, создаваемой извне лазерным лучом. Луч нагревает твердый теплообменник, который, в свою очередь, нагревает жидкое топливо, превращая его в раскаленный газ, выпускаемый через обычные сопла. Это делает ее похожей на ракету с ядерным или солнечным термическим двигателем. Применение крупногабаритного теплообменника позволяет лазерному лучу светить прямо на него, минуя фокусировку при помощи оптики корабля. Двигатель с теплообменником в работе имеет преимущество, так как может работать одинаково качественно с лазером с любой длиной волны и типом (непрерывным или импульсным), а его КПД приближается к 100 %. Ограничением для данного двигателя является материал теплообменника и потери излучения при относительно низких (1 000 – 2 000 С°). Для данной температуры удельный импульс будет максимально увеличен при минимальной молекулярной массе вещества, вступающего в реакцию, а также – наличии водородного топлива, обеспечивающего достаточный импульс в течение 600-800 секунд, чего вполне достаточно даже для того, чтобы ракета с одной ступенью смогла обогнуть низкую орбиту Земли. Концепция лазерной ракеты с двигателем на основе теплообмена была разработана Джордином Кэром в 1991 году. Микроволновый тепловой двигатель с похожей концепцией был разработан независимо Кевином Паркином из Калифорнийского университета в 2001 году.
Термоядерные двигатели
Вариацию этого проекта предложили профессор Джон Сайнко и доктор Клиффорд Шлехт в качестве резервной системы безопасности для аппаратов на орбите. Баки с ракетным топливом прикреплялись снаружи, и выхлопные сопла работали с каждым из них, не задевая астронавтов или инструменты. Лазерный луч с космической станции или шаттла испарял находящееся в баках топливо. Выхлопные газы выбрасывались позади экипажа или инструмента, притягивая цель ближе к источнику лазерного луча. Для остановки сближения второй лазер с другой длиной волны охлаждает внешнюю обшивку баков с горючим.
Абляционным лазерным двигателем называют разновидность двигателя на лучевой тяге, где внешний импульсный лазер применяется для воспламенения плазменного факела в металлическом топливе и последующего создания тяги. Измеряемый удельный импульс малых АЛД очень велик и доходит до 5 000 с (49 кН*с/кг). В отличие от аппарата с солнечным парусом, разработанного Ликом Майрэбо и использующего воздух в качестве топлива, АЛД можно использовать в космосе.
Лазерные технологии NASA
Вещество путем абляции импульсным лазером удаляется напрямую с твердой или жидкой поверхности. В зависимости от длительности импульса и плотности потока лазера, вещество может быть просто нагрето, испарено или превращено в плазму. Абляционный двигатель будет работать и в воздухе, и в вакууме. Удельный импульс составляет от 200 до нескольких тысяч секунд, что становится возможным за счет верного выбора топлива и характеристик лазера. Среди вариаций этой технологии – лазерный двигатель с двойным импульсом, где один импульсный лазер подвергает абляции вещество, а другой – нагревает до газообразного состояния; лазерный микродвигатель, где малый лазер на борту подвергает абляции очень малое количество топлива, достаточное для маневра и контроля высоты; очиститель от космического мусора, где лазер подвергает абляции частицы космического мусора, находящиеся на низкой околоземной орбите, изменяя их орбиты и вынуждая их снова войти в атмосферу.
Исследовательский центр в области ракетных двигателей при Университете Алабамы в Хантсвилле занимался разработками в области АЛД.
Высокоэнергетический импульс, сфокусированный на газе или твердой поверхности, окруженной газом, приводит к его разложению. Это приводит к расширяющейся ударной волне, поглощающей энергию лазера на фронте ударной волны (происходит т.н. детонационное горение, поддерживаемое лазером или ДГПЛ-волна), после чего следует расширение горячей плазмы за пределы фронта ударной волны и передача импульса кораблю. Импульсный плазменный двигатель, использующий воздух, как рабочую среду, является простейшим примером лазерного двигателя с аэродинамической накачкой. Космический аппарат с солнечным парусом, разработанный Ликом Майрэбо из Политехнического института Ренсселера и установивший мировой рекорд, работает по этому принципу.
Другая концепция импульсного плазменного двигателя была исследована японским профессором Хидэюки Хорисавой.
Лазерные двигатели на инерционном лазерном топливе
Непрерывный лазерный луч, сфокусированный на потоке газа, создает стабильный поток плазмы. После этого расширяющийся раскаленный газ выбрасывается через обычные сопла, создавая тягу. Так как плазма не контактирует со стенками двигателя, можно добиться сверхвысоких температур газа, как в случае с газофазным ядерным реактивным двигателем. Однако, для достижения высокого удельного импульса топливо должно обладать малой молекулярной массой. Как правило, в наши дни используется водород, позволяющий добиться удельного импульса в 1 000 секунд. Плазменный двигатель с постоянной длиной волны не лишен недостатков, так как лазерный луч должен быть точно сфокусирован на абсорбционной камере, чего можно добиться либо при использовании дипольных отражателей, либо сопла определенной формы. Эксперименты с этими видами двигателей проводились в 1970-1980-х годах, в основном, доктором Деннисом Кифером из Института Космоса при Университете штата Теннеси и профессором Германом Крайером из Иллинойского университета в Урбане-Шампейне.
Лазерные двигатели в применении
Широкий класс двигателей, где мощность лазерного луча преобразуется в электричество, дающее энергию для работы космическим электродвигателям, называется лазерными электродвигателями.
Небольшой квадрокоптер летал в течение 12 часов 26 минут, заряженный лазером мощностью в 2 250 Вт (менее половины от нормальной рабочей мощности) и используя 170-ватные фотоэлектрические батареи в качестве приемника питания. Также был продемонстрирован лазер для зарядки батарей, за счет которых беспилотный летательный аппарат мог находиться в воздухе 48 часов.
В космонавтике лазерный электродвигатель составляет конкуренцию солнечному или ядерному электродвигателю среди других двигателей малой тяги для полетов в космос. Однако Лик Майрэбо предложил лазерный электродвигатель с большой тягой, применяющий магнитную гидродинамику для преобразования энергии лазера в электричество и последующей электризации воздуха вокруг корабля для создания тяги.
hikosmos.ru
|
Страница 2 из 2 Современный этап освоения космического пространства характеризуется широкомасштабными разработками и применением малых космических аппаратов (МКА) массой 100–500 кг. Интерес к созданию и использованию МКА, наметившийся в последние годы как за рубежом, так и в России, объясняется их относительно низкой стоимостью, сокращением сроков разработки и изготовления, а также удешевлением вывода на орбиту и эксплуатации таких аппаратов [8]. В связи с этим перед инженерами встает вопрос создания универсальных эффективных, надежных и недорогих энергодвигательных установок для малых космических аппаратов, способных работать в большом диапазоне выходных параметров. В настоящее время широкое распространение среди двигателей для ориентации и стабилизации космических аппаратов получили жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и электрореактивные двигатели (ЭРД). ЖРД обеспечивают высокую тягу на уровне единиц килоньютон или кратковременный импульс тяги, что и определяет их использование для ориентации массивных КА. Например, для двигателей ориентации орбитального комплекса «Буран» импульс тяги составляет ~4,5кН*с. КПД жидкостных ракетных двигателей достигает 70% при удельном импульсе тяги до 400-500 с. Из-за малости удельной тяги ЖРД для решения задачи управления также потребуется большой запас топлива при достаточной сложности таких систем. Поэтому для длительного полета применение ЖРД в системе управления не эффективно. Электрореактивные двигатели обеспечивают низкую тягу, но имеют удельный импульс в 5-6 раз больше (до 3000 с), чем у ЖРД. КПД ЭРД достигает 65%. Затраты потребляемой электрической мощности ЭРД на создание тяги составляют 1-100 кВт/Н (рис. 1).
Рис. 1. Энергозатраты в электроракетных двигателях
Основным недостатком ЭРД является наличие «слабых мест» - электродов, сеток, существенно ограничивающих ресурс работы установки. Также существенным недостатком для обоих упомянутых типов двигателей является сравнительно высокий отклик на регулирующие воздействие, т. е. «инерционность» системы и трудность реализации смены режима работы. На современном этапе исследований по лазерной тяге, с созданием мощных и компактных источников излучения (волоконные и диодные лазеры) одной из практических задач, для решения которых могут использоваться лазерные системы реактивной тяги, является коррекция движения низкоорбитальных спутников [7]. Для оценки конкурентоспособности лазерных двигателей по сравнению с ЖРД и ЭРД приведем таблицу с их основными характеристиками:
Таблица 1. Сравнительные характеристики корректирующих двигательных установок
Как видно из таблицы, ЛРД работают в диапазоне от сверхмалой до малой тяги, обеспечивая наиболее высокий из всех классов двигателей удельный импульс Isp. Относительно невысокий КПД таких систем η компенсируется лучшим реактивным импульсом отдачи Cm, который фактически характеризует эффективность преобразования вложенной мощности в тягу. Основным же преимуществом ЛРД над остальными двигателями является возможность тонкой смены режима работы при помощи системы управления без изменения конструкции. Фактически возможности этого класса двигателей на данный момент ограничены лишь возможностями источников лазерного излучения. Другим важным фактором при разработке лазерных источников тяги является их неприхотливость к выбору рабочего вещества. В качестве топлива могут быть использованы фактически любые материалы, начиная от металлов и заканчивая жидкими органическими полимерами. Выбор вещества обусловлен полетным заданием аппарата, оснащенным ЛРД и требуемыми выходными характеристиками. Изучению работы установок при разных рабочих веществах посвящено множество работ. Например, характеристики экспериментального двигателя, работающего на твердом теле, были исследованы в [3, 4], жидкостные системы были изучены в [6]. Также множество работ, например [1, 2, 5], посвящены рассмотрению газофазных ЛРД, однако такие двигатели подразумевали базирование лазерного источника на поверхности Земли и не получили распространение для применения в задачах стабилизации КА. Макет корректирующей лазерной двигательной установки для установки на космическом аппарате был спроектирован в работе [7] (рис. 2).
Рис. 2. Лазерная корректирующая двигательная установка (вид снизу)
Оценки показали, что требуемые характеристики ЛРД, при которых обеспечивается наименьший расход топлива, должны быть следующими: удельный импульс Isp= 1000 с и удельный импульс реактивной отдачи Сm=103Н/Вт. Схема подвода к установке лазерного излучения показана на рис. 3.
Рис. 3. Принцип работы лазерной системы формирования пучка
Учитывая стремительное развитие лазерной техники, а также накопленный опыт в изучении взаимодействия лазерного излучения с веществом, уже в ближайшие годы ЛРД смогут начать завоевывать свою долю рынка космических энергосистем, а создание нового класса микроспутников массой до 50 килограммов ускорит процесс внедрения лазерных технологий в космическое ракетостроение.
Литература
|
scienceproblems.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]
wikipedia.green
Полезная модель относится к технике создания ракетных двигателей и может быть использована для орбитальных и аэрокосмических аппаратов и позволяет существенно увеличить удельный импульс и КПД лазерного ракетного двигателя. Лазерный ракетный двигатель включает систему поворотных зеркал (1), фокусирующую линзу (2), камеру поглощения (3), систему охлаждения и подвода рабочего тела (6) и сверхзвукового сопла (7). В фокусе длиннофокусной линзы и последовательно по оси луча расположены, по меньшей мере, два конца проволоки (4) из легкоионизируемого металла, которые снабжены системой их непрерывной подачи (5) в зону непрерывного оптического разряда. Лазерный луч, генерируемый независимым источником постоянного лазерного излучения, попадая на систему поворотных и фокусирующих зеркал (1), поступает на длиннофокусную линзу (2), фокусирует в камере поглощения (3) лазерный луч на поверхность легкоионизируемой металлической проволоки (4), которая служит для увеличения коэффициента поглощения лазерного излучения и лучшей инициации непрерывного оптического разряда (НОР). Плазменный след по оси первого НОР, попадая на металлические проволоки (4), инициирует возникновение последующих НОР. Стабилизация и поддержание нескольких НОР в камере за период работы ЛРД осуществляется системой непрерывной подачей (5) источников ионов металла (проволоки) в зону НОР. Рабочее тело из в системе (6) охлаждения и подачи рабочего тела нагревается, обтекая плазменные ядра и истекая из сверхзвукового сопла (7), создает тягу ЛРД.
Полезная модель относится к технике создания ракетных двигательных установок и может быть использована для орбитальных и аэрокосмических аппаратов.
Известен способ создания непрерывного оптического разряда (НОР) в газовой среде за счет концентрации излучения короткофокусной оптической системой (патент РФ
2326263 МПК H05SH 1/24, опубл. 14.05.2007). Однако в данном способе создается только один непрерывный оптический разряд (НОР), что приводит к частичному выделение энергии лазерного излучения в камере и малому значению относительной величины объема тепловыделения НОР к объему камеры.
Известен лазерный ракетный двигатель (ЛРД) и способ организации рабочего процесса в нем (патент US 4036012, МПК Н05Н 1/24, опубликованный 17.07.1977), наиболее близкий по технической сущности к заявляемому и принятый за прототип. Лазерный ракетный двигатель (ЛРД) включает непрерывный источник лазерного излучения, систему поворотных и фокусирующих зеркал, камеру поглощения с газодинамическим окном, сопло, систему подвода рабочего тела в зону поглощения со стороны газодинамического окна, баллоны с рабочим телом. Лазерный луч, попадая в систему поворотных и фокусирующих зеркал, фокусируется через газодинамическое окно в зоне поглощения, куда подается рабочее тело водород, одновременно в зону поглощения подается рабочее тело с добавкой дейтерия для инициации оптического разряда и образования плазменного ядра, нагрев рабочего тела, которое обтекает плазменное ядро и истекает из сверхзвукового сопла, образуя плазменную струю. В известном техническом решении охлаждение осуществляется регенеративным путем, при помощи жидкого водорода, поступающего в рубашку охлаждения из баллонов.
Однако при длиннофокусной оптической системе достаточно сложно инициировать НОР, в связи с тем, что лазерный луч, представляющий собой кольцевое энергетическое образование имеет фокус, который растянут по оси луча, уменьшая концентрацию энергии лазерного излучения, что приводит к низкой эффективности стабилизации плазмы в приосевой области и низкому коэффициенту поглощения рабочим телом (водородом) энергии лазерного излучения, с, следовательно, к снижению удельного импульса, открытое газодинамическое сопло делает невозможным использование двигателя в космосе.
Технический результат, на достижение которого направлена предлагаемая полезная модель, заключается в повышении удельного импульса и увеличении ресурса работы ЛРД.
Технический результат достигается тем, что в лазерном ракетном двигателе, содержащем систему поворотных и фокусирующих зеркал, камеру поглощения с фокусирующей линзой, сопло, систему охлаждения и подвода рабочего тела в камеру поглощения, новым является то, что в фокусе длиннофокусной линзы и последовательно по оси камеры поглощения расположены, по меньшей мере, два конца проволоки из легкоионизируемого металла для увеличения коэффициента поглощения лазерного луча.
Лазерный ракетный двигатель снабжен системой непрерывной подачи проволоки из легкоионизируемого металла в камеру поглощения по ее оси в зону непрерывного оптического разряда.
Сущность предлагаемой полезной модели представлена на фигурах.
На фиг.1 представлена общая схема создания нескольких НОР в камере ЛРД с длиннофокусной оптической системой.
На фиг.2 представлены экспериментально полученные многофокусные образования при мощности подводимого лазерного излучения 8 кВт.
Лазерный ракетный двигатель включает: систему поворотных и фокусирующих зеркал - 1; длиннофокусную линзу - 2; камеру поглощения - 3; проволоки из легкоионизируемого металла - 4; систему подачи проволоки - 5; тракт охлаждения - 6; сверхзвуковое сопло - 7.
При использовании в ЛРД в качестве источника энергии для нагрева рабочего тела оптического разряда, основной причиной интенсивного роста температуры стенок камеры поглощения, сопла и других элементов конструкции является лучистое излучение, что связано с высокой температурой рабочего тела (15000-20000 К) в ядре разряда. Увеличить энерго- вклад в рабочее тело ЛРД и снизить потери на излучение можно путем организации в камере множественных плазменных образований
При длиннофокусной оптической системе в первом НОР, который инициируется в фокусе линзы, выделяется не более 50% энергии лазерного излучения. При расположении в следе плазмы по оси за первым НОР нескольких источников ионов металла инициируются новые НОР, в которых реализуется основная часть лазерной энергии. Рабочее тело по тракту охлаждения 6 попадает в камеру поглощения, омывая и охлаждая оптическую линзу, нагреваясь и обтекая плазменные ядра НОР, истекает из сверхзвукового сопла 7, создает тягу ЛРД.
Лазерный ракетный двигатель содержит: систему зеркал - 1; длиннофокусную линзу - 2, в фокусе которой и последовательно на оси луча в камере поглощения 3 расположены концы проволок из легкоионизируемого металла 4, подачу которых обеспечивает механизм подачи 5, тракт охлаждения 6 передает тепло от стенок камеры рабочему телу; сверхзвуковое сопло - 7.
Работает лазерный ракетный двигатель следующим образом. Лазерный луч, генерируемый независимым источником постоянного лазерного излучения, попадая на систему поворотных и фокусирующих зеркал 1, поступает на длиннофокусную линзу 2, которая фокусирует в камере поглощения 3 лазерный луч на поверхность легкоионизируемой металлической проволоки 4, которая служит для увеличения коэффициента поглощения лазерного излучения и лучшей инициации непрерывного оптического разряда (НОР). Плазменный след от первого НОР, попадая на металлические проволоки, расположенные последовательно по оси луча инициирует возникновение последующих НОР. Высокотемпературная плазма плавит и испаряет металл проволок, расположенных в фокусе линзы и последовательно по оси камеры поглощения, в связи с чем возникает необходимость постоянной подачи ионизирующего материала (проволок) в зону НОР при помощи системы подачи 5. Стабилизация и поддержание нескольких НОР в камере за период работы ЛРД осуществляется непрерывной подачей 5 источников ионов металла (проволоки) в зону НОР. Рабочее тело из тракта охлаждения 6 нагревается, обтекая плазменные ядра и истекая из сверхзвукового сопла 7, создает тягу ЛРД.
Предлагаемый ЛРД с созданием нескольких НОР в камере поглощения существенно увеличивает передачу энергии от лазерного излучения рабочему телу, в результате чего значительно увеличивается тяга, удельный импульс и КПД, а также увеличивается ресурс работы ЛРД.
1. Лазерный ракетный двигатель, включающий источник лазерного излучения, систему поворотных и фокусирующих зеркал, камеру поглощения с фокусирующей линзой, сопло, систему подвода рабочего тела в камеру поглощения, отличающийся тем, что в фокусе длиннофокусной линзы и последовательно по оси камеры поглощения расположены, по меньшей мере, два конца проволоки из легкоионизируемого металла.
2. Лазерный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что он снабжен системой непрерывной подачи проволоки из легкоионизируемого металла в камеру поглощения по ее оси.
poleznayamodel.ru
Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов.
Известен лазерный ракетный двигатель (ЛРД) (патент РФ №2266420, MПK F02K 7/00, F24J 2/06, B64G 1/26, опубликованный 20.12.2005), который 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 поверхностью 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 щели.
Известен лазерный ракетный двигатель и способ организации рабочего процесса в нем (патент US №4036012, МПК Н05Н 1/24, опубликованный 19.07.1977), наиболее близкий по технической сущности к заявленному и принятый за прототип. Лазерный ракетный двигатель включает непрерывный источник лазерного излучения, систему поворотных и фокусирующих зеркал, камеру поглощения с газодинамическим окном, сопло, систему подвода рабочего тела в зону поглощения со стороны газодинамического окна, баллоны с рабочим телом. Работает лазерный ракетный двигатель следующим образом. Лазерный луч, попадая на систему поворотных и фокусирующих зеркал, фокусируется через газодинамическое окно в зоне поглощения, куда подается рабочее тело - водород, одновременно в зону поглощения подается рабочее тело с добавкой дейтерия для инициирования оптического разряда и образования плазменного ядра, нагрев рабочего тела, которое обтекает плазменное ядро и истекает из сверхзвукового сопла, образуя реактивную струю.
Основными недостатками как прототипа, так и аналога является неэффективная работа газодинамических окон (ГДО) данных ЛРД в верхних разреженных слоях атмосферы Земли и тем более в условиях космического вакуума. Неэффективность проявляется в виде появления обратных токов рабочего тела из камеры поглощения (КП) через ГДО и их утечки в окружающую среду, что приводит к снижению удельного импульса ЛРД.
Кроме того, сравнительно высокий ожидаемый удельный импульс и обеспечение устойчивого «горения» непрерывного оптического разряда (НОР) предполагают небольшой расход рабочего тела с маленькой скоростью обдува НОРа. Данные требования налагают ограничения на эффективную работу ГДО, поэтому, чтобы ГДО справлялся со своей задачей, перепад давления между КП и окружающей средой должен быть небольшим, и как следствие трудно достичь давления критического перепада в минимальном сечении сопла ЛРД, также это ведет к уменьшению удельного импульса и тяги ЛРД в условиях атмосферы.
В условиях космоса (где давление практически равно нулю) камера поглощения с ГДО будет иметь сверхкритический перепад как со стороны сопла, так и со стороны ГДО, и в итоге возникнет две тяги, векторы которых направлены в разные стороны, что существенно уменьшит удельный импульс ЛРД.
Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в повышении КПД, удельного импульса и ресурса работы ЛРД.
Технический результат (вариант 1) достигается тем, что в лазерном ракетном двигателе (фиг.1), содержащем систему отражающих и фокусирующих зеркал, газодинамическое окно, камеру поглощения, систему подачи рабочего тела, сверхзвуковое сопло, тракт охлаждения, новым является то, что система двух отражающих и фокусирующих зеркал находится в герметичной предварительной камере, сообщенной с камерой поглощения посредством газодинамического окна, вход для лазерного излучения в предварительную камеру обеспечивается двумя твердыми охлаждаемыми окнами, прозрачными для применяемого вида лазерного излучения, при этом давление в предварительной камере выше, чем в камере поглощения, а два зеркала, отражающие внешнее лазерное излучение, расположены снаружи лазерного ракетного двигателя.
Технический результат (вариант 2) достигается тем, что в лазерном ракетном двигателе, содержащем систему отражающих и фокусирующих зеркал, газодинамическое окно, камеру поглощения, систему подачи рабочего тела, тракт охлаждения, сверхзвуковое сопло, новым является то, что система конического отражающего и фокусирующего зеркал находится в герметичной предварительной камере, сообщенной с камерой поглощения посредством газодинамического окна, вход лазерного излучения в предварительную камеру обеспечивается кольцевым твердым охлаждаемым окном, прозрачным для лазерного излучения, причем давление в предварительной камере выше, чем в камере поглощения, а коническое зеркало, отражающее внешнее лазерное излучение в двигатель, расположено снаружи лазерного ракетного двигателя.
Оптические центры наружного, внутреннего отражающих зеркал и твердого окна находятся на одной оси.
На фиг.1 представлена схема лазерного ракетного двигателя (вариант 1).
На фиг.2 представлена схема лазерного ракетного двигателя (вариант 2).
Лазерный ракетный двигатель (фиг.1) содержит два внешних поворотных зеркала 1, прозрачные для ввода лазерного луча, два твердых окна 2, два внутренних поворотных зеркала 3, фокусирующее зеркало (концентратор) 4, герметичную предварительную камеру 5, газодинамическое окно 6, камеру поглощения 7, сверхзвуковое сопло 8, тракт охлаждения двигателя 9, систему подачи рабочего тела - коллектор 10.
Лазерный ракетный двигатель работает следующим образом. Лазерный луч, отражаясь от двух поворотных зеркал 1, проходя через твердые окна 2, попадает в герметичную предварительную камеру 5, где, отражаясь от двух поворотных зеркал 3 и с помощью фокусирующего зеркала 4, через газодинамическое окно 6 фокусируется в камере поглощения 7. Для инициирования непрерывного оптического разряда вместе с рабочим телом подается аэрозоль с солями щелочных металлов, снижающая порог пробоя оптического разряда. В образовавшемся непрерывном оптическом разряде поглощение лазерного луча в основном происходит в процессе, обратном тормозному излучению. Образовавшийся непрерывный оптический разряд газодинамически стабилизируется в приосевой области камеры поглощения, обдуваясь осесимметричным осевым потоком рабочего тела, истекающего из газодинамического окна. Поступающее по тракту охлаждения 9 в газодинамическое окно 6 рабочее тело, например водород, охлаждает стенки камеры поглощения 7 ЛРД и твердые окна 2. Рабочее тело, обтекая и частично проходя через плазму НОРа, нагревается и истекает, ускоряясь в сверхзвуковом сопле 8, образуя сверхзвуковую реактивную струю.
При высоких уровнях мощности лазерного излучения твердые окна из прозрачных диэлектриков смогут работать сравнительно недолго.
Увеличение ресурса работы твердых окон ЛРД достигается увеличением площади окон, что пропорционально уменьшает энергию и нагрев единицы площади окна.
Для равномерного охлаждения окон 2 предварительной камеры 5 через коллектор 10, имеющий отверстия по периметру окон 2, прокачивается холодное рабочее тело, например газообразный или жидкий водород. Поступающее через коллектор 10 в предварительную камеру 5 рабочее тело приводит к появлению по сравнению с окружающей средой избыточного давления. Создание избыточного давления в предварительной камере перед ГДО и как следствие уменьшение перепада давления между камерой поглощения 7 и предварительной камерой 5 (на входе в газодинамическое окно 6 (ГДО 6)) позволит создавать более высокие давления в камере поглощения 7. Повышение давления в камере поглощения 7 ЛРД приводит к увеличению КПД и удельного импульса ЛРД.
При работе такого двигателя со стороны предварительной камеры 5, то есть в канале ГДО 6, образуется газовая подушка, препятствующая перетеканию рабочего тела из камеры поглощения 7 через ГДО 6 в сторону предварительной камеры 5. Перетекание будет возможным только из предварительной камеры 5 в камеру поглощения 7, что будет соответствовать нормальной работе ЛРД.
Лазерный ракетный двигатель (фиг.2) содержит коническое отражающее зеркало 1, кольцевое твердое окно 2, коническое отражающее зеркало 3, фокусирующее зеркало 4, предварительную герметичную камеру 5, ГДО 6, камеру поглощения 7, сверхзвуковое сопло 8, тракт охлаждения 9, систему охлаждения окна - коллектор 10.
Лазерный ракетный двигатель (фиг.2) работает следующим образом.
Внешнее лазерное излучение, отражаясь от конического зеркала 1, проходит через твердое кольцевое окно 2 в предварительную герметичную камеру 5, где, отражаясь от конического зеркала 3, поступает на фокусирующее зеркало 4. Дальнейший процесс происходит, как в предыдущем двигателе. За счет кольцевого твердого окна 1 удельная тепловая нагрузка на окне существенно ниже.
edrid.ru
Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов. Способ включает подачу в камеру поглощения газообразного рабочего тела, создание в ней оптического плазменного ядра, фокусирования его через газодинамическое окно и инициирования непрерывного оптического разряда, нагрев им рабочего тела, создание реактивной тяги, за счет истечения рабочего тела из сопла, при этом лазерное излучение предварительно направляют через твердое окно, прозрачное для заданной длины волны излучения, в предварительную герметичную камеру, сообщенную с камерой поглощения лазерного ракетного двигателя, а отражение лазерного излучения и его фокусирование через газодинамическое окно осуществляют внутри вышеупомянутой предварительной герметичной камеры, внутри которой создают давление большее, чем в камере поглощения. Рабочее тело используют для охлаждения твердого окна. Лазерный ракетный двигатель содержит систему поворотных отражающих зеркал (наружное и внутреннее) и фокусирующее зеркало, камеру поглощения с газодинамическим окном 6 и сверхзвуковым соплом, систему подачи рабочего тела - коллектор, тракт охлаждения. Камера поглощения с газодинамическим окном, внутреннее поворотное отражающее зеркало и фокусирующее зеркало расположены внутри предварительной герметичной камеры, на поверхности которой имеется твердое окно, прозрачное для заданной длины волны лазерного излучения. Снаружи предварительной герметичной камеры перед твердым окном расположено наружное поворотное отражающее зеркало. Изобретение позволяет повысить КПД и удельный импульс лазерного ракетного двигателя. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 2 ил. 
Изобретение относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов.
Известен лазерный ракетный двигатель (ЛРД) (патент РФ № 2266420, МПК F02K 7/00, F24J 2/06, B64G 1/26, опубликованный 20.12.2005), который 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 поверхностью 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.
Известен лазерный ракетный двигатель и способ организации рабочего процесса в нем (патент US № 4036012, МПК H05H 1/24, опубликованный 19.07.1977), наиболее близкий по технической сущности к заявленному и принятый за прототип. Лазерный ракетный двигатель включает непрерывный источник лазерного излучения (НОР), систему поворотных и фокусирующих зеркал, камеру поглощения с газодинамическим окном, сопло, систему подвода рабочего тела в зону поглощения со стороны газодинамического окна, баллоны с рабочим телом. Способ организации рабочего процесса в двигателе осуществляется следующим образом. Лазерный луч, попадая на систему поворотных и фокусирующих зеркал, фокусируется через газодинамическое окно в зоне поглощения, куда подается рабочее тело водород, одновременно в зону поглощения подается рабочее тело с добавкой дейтерия для инициирования оптического разряда и образования плазменного ядра, нагрев рабочего тела, которое обтекает плазменное ядро и истекает из сверхзвукового сопла, образуя реактивную струю.
Основными недостатками как прототипа, так и аналога является неэффективная работа газодинамических окон (ГДО) данных ЛРД в верхних разреженных слоях атмосферы Земли и тем более в условиях космического вакуума. Неэффективность проявляется в виде появления обратных токов рабочего тела из камеры поглощения (КП) через ГДО и их утечку в окружающую среду, что приводит к снижению удельного импульса ЛРД.
Кроме того, сравнительно высокий ожидаемый удельный импульс и обеспечение устойчивого «горения» непрерывного оптического разряда (НОР) предполагают небольшой расход рабочего тела с маленькой скоростью обдува НОРа. Данные требования налагают ограничения на эффективную работу ГДО, и поэтому, чтобы ГДО справлялся со своей задачей, перепад давления между КП и окружающей средой должен быть небольшим, и как следствие трудно достичь давления критического перепада в минимальном сечении сопла ЛРД, также это ведет к уменьшению удельного импульса и тяги ЛРД.
Технический результат, на достижение которого направлено предлагаемое изобретение, заключается в повышении КПД и удельного импульса ЛРД.
Технический результат достигается тем, что в способе организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе, включающем подачу в камеру поглощения газообразного рабочего тела, создание в ней оптического плазменного ядра путем отражения лазерного излучения, фокусирования его через газодинамическое окно в приосевой части камеры поглощения и инициирования непрерывного оптического разряда, нагрев им рабочего тела, создание реактивной тяги за счет истечения рабочего тела из сопла, новым является то, что предварительно лазерное излучение направляют через твердое окно, прозрачное для заданной длины волны излучения, в предварительную герметичную камеру, сообщенную с камерой поглощения лазерного ракетного двигателя, а отражение лазерного излучения и его фокусирование через газодинамическое окно осуществляют внутри вышеупомянутой предварительной герметичной камеры.
Внутри предварительной герметичной камеры создают давление газообразным рабочим телом большее, чем в камере поглощения, а газообразное рабочее тело, полученное в тракте охлаждения лазерного ракетного двигателя, используют для охлаждения твердого окна на входе в герметичную камеру.
Технический результат достигается тем, что в лазерном ракетном двигателе, содержащем систему поворотных отражающих зеркал и фокусирующее зеркало, камеру поглощения с газодинамическим окном и сверхзвуковым соплом, систему подачи рабочего тела, тракт охлаждения, новым является то, что камера поглощения с газодинамическим окном, поворотное отражающее и фокусирующее зеркала расположены внутри предварительной герметичной камеры, на поверхности которой имеется твердое окно, прозрачное для заданной длины волны лазерного излучения, а снаружи предварительной герметичной камеры перед твердым окном расположено наружное поворотное отражающее зеркало.
Система охлаждения твердого окна в предварительной герметичной камере сообщена с трактом охлаждения лазерного ракетного двигателя.
Сущность способа заключается в вводе достаточно мощного лазерного излучения через прозрачное твердое окно в предварительную герметичную камеру и оттуда, переотражая от системы зеркал, фокусируют через газодинамическое окно (ГДО) в приосевую область камеры поглощения ЛРД и инициируя непрерывный оптический разряд, нагревая им рабочее тело, которое, истекая из сопла, создает реактивную тягу. Предварительная герметичная камера, в которой давление газообразного рабочего тела выше, чем в камере поглощения (КП), имеет существенно больший объем, чем КП, и в ней расположены отражающие и фокусирующие зеркала, передающие сконцентрированное излучение в КП. Охлаждаемое твердое окно в предварительной камере позволяет пропустить в него мощный поток лазерного излучения без перегрева и разрушения материала окна за счет уменьшения удельного потока лучистой энергии на единицу поверхности окна и его интенсивного охлаждения газообразным рабочим телом, которое создает избыточное давление в предварительной камере по сравнению с КП. Большой объем предварительной камеры представляет собой промежуточную емкость газообразного рабочего тела, дополнительно перетекающего в КП и создающего тягу. В связи с тем, что в предварительной камере давление выше, чем в КП, будут отсутствовать обратные токи из КП через ГДО, характерные для аэроракетных лазерных двигателей, которые существенно снижают тягу и удельный импульс. Увеличение давления в предварительной камере вызывает увеличение давления в КП и соответственно увеличение удельного импульса ЛРД при заданном давлении в сопле ЛРД.
Такой способ весьма привлекателен для космических ЛРД, т.к. нулевое давление в космосе создает сверхкритический перепад практически при любом давлении в КП.
На фиг.1 представлена схема способа организации рабочего процесса лазерного ракетного двигателя с твердым окном для ввода лазерного излучения в предварительную герметичную камеру.
На фиг.2 - вид А-А фиг.1.
Здесь: 1 - наружное отражающее поворотное зеркало; 2 - твердое окно, прозрачное для ввода лазерного луча; 3 - внутреннее отражающее поворотное зеркало; 4 - фокусирующее зеркало; 5 - предварительная герметичная камера; 6 - газодинамическое окно, 7 - камера поглощения, 8 - сверхзвуковое сопло, 9 - тракт охлаждения двигателя, 10 - коллектор.
Лазерный ракетный двигатель содержит систему поворотных отражающих зеркал (наружное 1 и внутреннее 3) и фокусирующее зеркало 4, камеру поглощения 7 с газодинамическим окном 6 и сверхзвуковым соплом 8, систему подачи рабочего тела - коллектор 10, тракт охлаждения 9. Камера поглощения 7 с газодинамическим окном 6, внутреннее поворотное отражающее зеркало 3 и фокусирующее зеркало 4 расположены внутри предварительной герметичной камеры 5, на поверхности которой имеется твердое окно 2, прозрачное для заданной длины волны лазерного излучения. Снаружи предварительной герметичной камеры 5 перед твердым окном 2 расположено наружное поворотное отражающее зеркало 1.
Система охлаждения твердого окна в предварительной герметичной камере 5 сообщена с трактом охлаждения 9 лазерного ракетного двигателя.
Лазерный ракетный двигатель работает следующим образом. Лазерный луч, отражаясь от наружного отражающего поворотного зеркала 1, через твердое окно 2 попадает в предварительную герметичную камеру 5, где отражается от внутреннего отражающего поворотного зеркала 3 и с помощью фокусирующего зеркала 4 через газодинамическое окно 6 фокусируется в предварительной камере поглощения 7. Для инициирования непрерывного оптического разряда вместе с рабочим телом подается аэрозоль раствора с солями щелочных металлов, снижающая порог пробоя оптического разряда. В образовавшемся непрерывном оптическом разряде поглощение лазерного луча в основном происходит в процессе, обратном тормозному излучению. Образовавшийся непрерывный оптический разряд газодинамически стабилизируется в приосевой области камеры поглощения 7, обдуваясь осесимметричным осевым потоком рабочего тела, истекающего из газодинамического окна 6. Поступающее по тракту охлаждения 9 в газодинамическое окно 6 рабочее тело, например водород, охлаждает стенки камеры поглощения 7 ЛРД. Рабочее тело, обтекая и частично проходя через плазму НОРа, нагревается и истекает, ускоряясь в сверхзвуковом сопле 8, образуя сверхзвуковую реактивную струю.
Однако при высоких уровнях мощности лазерного излучения подобные твердые окна 2 из прозрачных диэлектриков смогут работать сравнительно недолго. Для равномерного охлаждения твердого окна 2 предварительной камеры 5 через коллектор 10, имеющий отверстия по периметру окна, прокачивается холодное рабочее тело, например газообразный или жидкий водород. Поступающее через коллектор 10 в предварительную герметичную камеру 5 рабочее тело приводит к появлению по сравнению с окружающей средой избыточного давления. Создание избыточного давления в предварительной герметичной камере 5 перед ГДО и как следствие уменьшение перепада давления между камерой поглощения 7 и предварительной герметичной камерой 5 (на входе ГДО) позволит создавать более высокие давления в камере поглощения 7, что приводит к увеличению КПД ЛРД.
Лучистые тепловые потоки в непрерывном, в сплошном спектре можно определить по формуле Унзольда-Крамерса (Райзер Ю.П., Оптические разряды. - Успехи физических наук, 1980 г. т.132, вып.3, 567 с.):
где, qr - потери на излучение, кВт/см3;
h
g - энергия связи нижнего возбужденного уровня атома;
xe - молярная доля электронов;
Т - температура плазмы, K;
P - давление в камере поглощения энергетической установки, атм;
ne - концентрация электронов в плазме, образованной оптическим разрядом;
n - концентрация положительных ионов в плазме, образованной оптическим разрядом;
k - постоянная Больцмана, k=1,38·10-23 Дж/K;
е - заряд электрона, е=1,6·10-19 Кл;
m - масса электрона, m=9,1·10-31 кг;
h - постоянная Планка, h=6,62·10 -34 Дж·с;
Первое слагаемое, пропорциональное единице в скобках, описывает тормозное излучение, второе - фоторекомбинационное.
Молярная доля электронов есть отношение концентрации электронов в рабочем газе к общему числу атомов:
где, 
общее число атомов, тогда
Таким образом, в соответствии с формулой Унзольда-Крамерса(1) повышение давления в камере поглощения 7 ЛРД приведет к уменьшению лучистых потерь от НОРа и к увеличению поглощения лазерного излучения и в результате больше энергии перейдет на нагрев рабочего тела путем теплопроводности и конвекции.
При работе двигателя со стороны предварительной герметичной камеры 5, то есть в канале ГДО, образуется перепад давления, препятствующий перетеканию рабочего тела из камеры поглощения 7 через ГДО в сторону предварительной камеры 5. Перетекание будет возможным только из предварительной камеры 5 в камеру поглощения 7, что будет соответствовать нормальной работе ЛРД.
1. Способ организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе, включающий подачу в камеру поглощения газообразного рабочего тела, создание в ней оптического плазменного ядра путем отражения лазерного излучения, фокусирования его через газодинамическое окно в приосевой части камеры поглощения и инициирования непрерывного оптического разряда, нагрев им рабочего тела, создание реактивной тяги, за счет истечения рабочего тела из сопла, отличающийся тем, что предварительно лазерное излучение направляют через твердое окно прозрачное для заданной длины волны излучения в предварительную герметичную камеру, сообщенную с камерой поглощения лазерного ракетного двигателя, а отражение лазерного излучения и его фокусирование через газодинамическое окно осуществляют внутри вышеупомянутой предварительной герметичной камеры.
2. Способ по п.1 отличающийся тем, что внутри предварительной герметичной камеры создают давление газообразным рабочим телом большее, чем в камере поглощения.
3. Способ по п.1 отличающийся тем, что газообразное рабочее тело, полученное в тракте охлаждения лазерного ракетного двигателя, используют для охлаждения твердого окна на входе в предварительную герметичную камеру.
4. Лазерный ракетный двигатель, содержащий систему отражающих зеркал и фокусирующее зеркало, камеру поглощения с газодинамическим окном, сверхзвуковое сопло, систему подачи рабочего тела, тракт охлаждения, отличающийся тем, что камера поглощения с газодинамическим окном, отражающее и фокусирующее зеркала расположены внутри герметичной камеры, на поверхности которой имеется твердое окно, прозрачное для заданной длины волны лазерного излучения, а снаружи герметичной камеры перед твердым окном расположено наружное отражающее зеркало.
5. Лазерный ракетный двигатель по п.4, отличающийся тем, что система охлаждения твердого окна в герметичной камере сообщена с трактом охлаждения лазерного ракетного двигателя.
www.freepatent.ru
Лазерная система зажигания ракетного двигателя, разработанная в Центре Келдыша, делает ракетные двигатели более надежными.
Работающий лазер с оптическим пробоем в воздухе. Фото: ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».
Пуск ракетного двигателя с помощью лазерной системы зажигания. Фото АО КБХА.
‹
›
В «Конструкторском бюро химавтоматики» в Воронеже успешно испытали лазерную систему зажигания кислородно-водородного жидкостного ракетного двигателя, разработанную в ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша». Впервые воспламенение топлива в ракетном двигателе производилось непосредственно в камере сгорания, без специального запального устройства. Лазерная система зажигания инициирует оптический пробой в воспламеняемой среде, температура плазмы в области пробоя достигает 500 тысяч градусов. Такая температура обеспечивает воспламенение любых топливных пар (кислород-водород, кислород-метан, кислород-керосин и т. д.) при разных соотношениях компонентов.
Уникальность системы заключается в ее небольших размерах (масса лазера составляет всего 450 г, масса блока питания – 900 г) и энергетических параметрах. Лазер стыкуется непосредственно к камере сгорания, мощность лазерных импульсов достигает 20 МВт при высокой частоте следования импульсов в течение всего процесса запуска двигателя. Такие параметры достигнуты за счет диодной накачки, не требующей специальной термостабилизации в широком диапазоне температур.
Лазерная система зажигания дает возможность снизить вес двигателя и упростить его запуск. Кроме того, как показали испытания, система остается надежной при многократном включении двигателя, причем как при криогенных температурах жидкого топлива, так и при тепловом воздействии во время запуска двигателя и в ходе его работы.
По словам генерального конструктора «Конструкторского бюро химавтоматики» (АО КБХА) Виктора Горохова, внедрение лазерной системы зажигания повышает надёжность работы жидкостного ракетного двигателя. Он подчеркнул, что ранее конструкторское бюро провело эксперименты по лазерному поджигу кислородно-керосинового топлива. Освоение новой технологии, использующей кислородно-водородное топливо, – большой шаг к созданию надежных жидкостных ракетных двигателей для многоразовых ракетно-космических систем.
Совместные испытания АО КБХА и Государственного научного центра «Исследовательский центр имени М.В. Келдыша» проведены в рамках опытно-конструкторской работы «Создание ракетных двигателей нового поколения и базовых элементов маршевых двигательных установок перспективных средств выведения».
По информации ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» и «Конструкторского бюро химавтоматики».
www.nkj.ru
