РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Российский патент 1998 года по МПК F03H5/00 

Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и может быть использовано на космических кораблях.

Известен ракетный двигатель, содержащий парогенератор, совмещенный с ядерным реактором, емкость с жидким рабочим телом, насос для перекачки жидкого рабочего тела, связанный с турбиной и сообщающийся с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, и сопло (см. "Политехнический словарь", изд. "Советская энциклопедия", М. - 1980, с. 629).

Это двигатель имеет недостаток, заключающийся в безвозвратной потере рабочего тела при выбросе в парообразном (газообразном) состоянии в окружающее пространство, что определяет кратковременность использования ракетного двигателя, а также обуславливает быстрый его износ в связи с форсированным режимом работы, что связано с необходимостью получения максимально возможного суммарного импульса при ограниченной массе рабочего тела.

Наиболее близким к предложенному по совокупности признаков является ракетный двигатель, содержащий источник энергии длительного действия, например, ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии (см. книгу Корлисса У.Р. "Ракетные двигатели для космических полетов", Издательство иностранной литературы, М, 1962, с. 425-426, фиг. 142).

Этот двигатель имеет недостаток, заключающийся в отсутствии надлежащей проработки конкретных конструктивных признаков преобразователя энергии, обеспечивающих в конечном итоге создание реактивной тяги, что, в частности, отражено в пояснениях к схеме фиг. 142 данного двигателя в указанном источнике.

Предлагаемое изобретение позволяет получить технический результат, заключающийся в обеспечении возможности преобразования получаемой в ядерном реакторе тепловой энергии в реактивную тягу и показом конкретных конструктивных признаков преобразователя. При этом достигается продолжительная по времени работа двигателя без непосредственного выбора в пространство газообразного (парообразного) рабочего тела с одновременным созданием искусственной тяжести на космическом корабле и обеспечением его электрической энергией.

Указанный технический результат достигается тем, что ракетный двигатель, содержащий источник энергии длительного действия, например, ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии, согласно изобретению снабжен преобразователем энергии, который выполнен в виде парогенератора, насоса сообщающегося с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, сопла, преобразователя импульса выходящего из сопла парообразного рабочего тела в другие виды энергии и баллона, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного материала, полость второго изолирована от окружающей среды и с одной стороны сообщается с соплом, а с противоположной стороны - с насосом, который соединен с трубопроводом, связывающим полость баллона с парогенератором, причем, преобразователь импульса установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии.

Преобразователь импульса парообразного рабочего тела выполнен в виде лопаточной машины, например, турбины, которая связана с генератором электрического тока с возможностью последовательного преобразования на основе фундаментальных законов сохранения и законов термодинамики импульса рабочего тела в момент количества движения и электрическую энергию, преобразуемую в тепловое и электромагнитное излучение с соответствующим уменьшением после выхода из сопла импульса рабочего тела и его динамического давления на противоположную соплу стенку баллона, при этом в системе ракетного двигателя осуществляется термодинамический цикл в последовательности изотермического, изобарического, двух следующих один за другим адиабатических и изобарического круговых термодинамических процессов.

В качестве рабочего тела в ракетном двигателе используется вещество, способное после выхода из сопла и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние и конденсироваться из парообразного в жидкое состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон.

Внутренние стенки баллона выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатором рабочего тела.

В полости баллона содержатся только пары и конденсат рабочего тела.

На приведенной схеме фиг. 1 показано в общем виде устройство ракетного двигателя и его действие. Сопло и баллон на схеме показаны в разрезе. На схеме фиг. 2 изображена диаграмма термодинамического цикла работы двигателя в системе координат давление - температура.

Ракетный двигатель содержит парогенератор 1 с источником энергии длительного действия, например, ядерным реактором или радиоизотопным источником тепловой энергии. С парогенератором сообщается сопло 2, которое в свою очередь на выходе сообщается с полостью баллона 3, изолированной от окружающей среды. Стенки баллона выполнены из теплопроводного, газонепроницаемого для жидкого рабочего тела и несмачиваемого им гладкого материала. На противоположной соплу 2 стороне баллона 3 установлен насос 4, заборный (всасывающий) патрубок которого сообщается с полостью баллона, а нагнетающий (напорный) патрубок сообщается с трубопроводом 5 для перемещения жидкого рабочего тела. Трубопровод связывает баллон 3 с парогенератором 1. Внутренние поверхности стенок баллона имеют плавные очертания от выхода из сопла 2 до заборного патрубка насоса 4. В полости баллона 2 за выходом из сопла симметрично его осевой линии 0-0 не несущих элементах 6 установлен преобразователь импульса выходящего из сопла парообразного рабочего тела в другие виды энергии, который выполнен в виде лопаточной машины, например, турбины 7, связанной с электрическим генератором 8.

Совокупность парогенератора 1, сопла 2, баллона 3, преобразователя импульса в виде турбины 7 с электрическим генератором 8, насоса 4 и трубопровода 5 является преобразователем энергии, который связан с излучателями 9 энергии в виде антенн электромагнитного излучения и тепловых элементов. Система преобразования энергии является проточной для рабочего тела, в качестве которого используется жидкость, способная при нагревании в парогенераторе превращаться в пар, а при прохождении через сопло 2 и турбину 7 и связанным с этим адиабатическим расширением и охлаждением конденсироваться в жидкое состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон 3.

В баллоне, как и во всей системе преобразования энергии, содержится только рабочее тело в жидком и парообразном состоянии. Для повышения надежности конденсации рабочего тела при его расширении и охлаждении в турбине и в полости баллона, в состав рабочего тела вводятся ядра конденсации.

На схеме фиг. 1 стрелками в пределах сопла 2, баллона 3 и у трубопровода 5 показано движение рабочего тела, а у излучателей 9 изображены потоки излучения электромагнитной (тепловой) энергии.

Ракетный двигатель работает следующим образом.

Жидкое рабочее тело в парогенераторе 1 нагревается и превращается в пар, который направляется в сопло 2, где рабочее тело в связи с увеличением скорости приобретает импульс (количество движения). Вышедшая из сопла в полость баллона свободная струя парообразного рабочего тела воздействует на связанную с электрическим генератором 8 турбину 7 и приводит ее во вращение. При этом, на основе фундаментальных законов сохранения и превращения энергии и законов термодинамики импульс рабочего тела после выхода из сопла последовательно преобразуется в момент количества движения и электрическую энергию с соответствующим уменьшением сил динамического давления рабочего тела на турбину F₁ и противоположную соплу стенку баллона F₂.

Полученная указанным выше путем электрическая энергия преобразуется в тепловую и электромагнитную энергию и при помощи антенн 9 электромагнитного излучения и тепловых элементов излучается в пространство.

Известно, что расширение рабочего тела в сопле и турбине является адиабатическим термодинамическим процессом, при котором совершается работа против внешних сил. Это приводит к охлаждению парообразного рабочего тела и его конденсации в жидкое состояние у выхода из турбины. Осевший на внутренние поверхности стенок баллона жидкий конденсат рабочего тела под действием остаточного импульса и ускорения космического корабля движения в сторону насоса 4, который обеспечивает его перемещение по трубопроводу 5 в парогенератор 1.

Внутренние стенки баллона выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела. В связи с этим конденсат оседает на стенки баллона в виде капель, которые имеют возможность безпрепятственного движения в сторону насоса.

Теплопроводность стенок баллона обеспечивает дополнительное охлаждение конденсата рабочего тела за счет теплового излучения в окружающее пространство. Отсутствие на несмачиваемой поверхности стенки баллона пленки жидкого рабочего тела с малой теплопроводностью способствует увеличению этого теплового потока. Передача определенного количества теплоты внешней среде согласно второму закону термодинамики является непременным условием работы любой тепловой машины, в том числе и описываемого ракетного двигателя.

Все сказанное выше находится в полном соответствии с законами термодинамики.

Осуществляемый в ракетном двигателе термодинамический цикл представлен на диаграмме в системе координат p - T (давление - температура) на схеме фиг. 2.

Отрезок изотермы А-Б изображает подачу жидкого конденсата рабочего тела из баллона 3 в парогенератор 1 при практически неизменной температуре T₄ и с повышением давления от практически нулевого до p₁.

Отрезок изобары Б-В изображает нагревание (Б-Д¹ ) и испарение (Д¹-В) рабочего тела в парогенераторе при постоянном давлении p₁ с увеличением внутренней энергии и повышением температуры от T₄ до T₁.

Отрезок адиабаты В-Г изображает адиабатическое расширение газообразного рабочего тела в реактивном сопле 2 с падением давления от p₁ до p₂ и снижением температуры от T₁ до T₂. При этом обеспечивается увеличение импульса рабочего тела за счет возрастания скорости его движения.

Отрезок адиабаты Г-Д изображает адиабатическое расширение парообразного рабочего тела в лопаточной машине (турбине) 7, установленной в полости баллона за выходом из сопла 2, с паданием давления от p₂ до практически нулевого и понижением температуры от T₂ до T₃. При этом обеспечивается преобразование импульса рабочего тела в момент количества движения, который в свою очередь при помощи электрического генератора 8 превращается в электрическую энергию.

В результате осуществления адиабатических процессов В-Г и Г-Д происходит охлаждение парообразного рабочего тела в точке Д до критической температуры T₃ и его конденсация в жидкое состояние.

Отрезок изобары Д-А изображает дополнительное охлаждение жидкого конденсата рабочего тела от T₃ до T₄ на стенках баллона за счет теплового излучения во внешнее пространство при минимальной величине давления внутри баллона.

Приведенный термодинамический цикл является прямым круговым процессом, в полной мере согласуется с законами термодинамики и всеобщими законами сохранения и превращения энергии и подтверждает возможность осуществления реактивного движения с применением описываемого ракетного двигателя.

Из всего сказанного выше следует, что создание реактивной тяги T в описываемом двигателе в конечном итоге обеспечивается излучением энергии в пространство при помощи антенн, тепловых элементов и через теплопроводные стенки баллона. В результате проявления всеобщих законов сохранения и превращения энергии и начал термодинамики это создает условия для конденсации парообразного рабочего тела на выходе из турбины, постоянного поддержания разрежения в полости баллона и обеспечивает возможность свободного выхода парообразного рабочего тела из сопла с постоянным созданием импульса, преобразуемого за выходом из сопла в другие виды энергии.

Изобретение предназначено для использования в космической технике. Ракетный двигатель содержит парогенератор 1 с источником энергии длительного действия, сопло 2, сообшающееся с герметичным баллоном 3 из теплопроводного материала, насос 4 и трубопровод 5, связывающий полость баллона с парогенератором. Внутри баллона соосно с соплом установлена связанная с электрогенератором 8 турбина 7. Снаружи двигателя установлены излучатели 9 электромагнитной (тепловой) энергии. Тяга двигателя создается электромагнитным излучением антенн и тепловых элементов, получающих электрическую энергию от электрогенератора 8. Изобретение позволяет повысить время работы двигателя с одновременным созданием искусственной тяжести на космическом корабле. 4 з.п. ф-лы, 2 ил.

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