БОЕВОЙ ОРБИТАЛЬНЫЙ ЛАЗЕР С ЯДЕРНОЙ НАКАЧКОЙ Российский патент 2013 года по МПК H01S3/09 F41H13/00 

Изобретение относится к области квантовой электроники и может быть использовано при создании импульсных газовых лазеров с ядерной накачкой.

Лазер - это устройство для получения высокоинтенсивных и узконаправленных пучков монохроматического светового излучения. Лазер создан в 1955 г. советскими учеными Прохоровым А.М. и Басовым Н.Г. Существуют различные типы лазеров - газовые, жидкостные и твердотельные. Лазерное излучение может быть непрерывным и импульсным. В практике используют лазеры различных мощностей. Наиболее мощные лазеры используют в вооружении. Действие лазерного излучения основано на резком повышении температуры в облучаемом месте, что вызывает разрушение материала: оплавление или испарение.

Известен газовый лазер. Недостатком указанного лазера является низкая энергия генерации.

Наиболее близким по технической сущности является газовый лазер с ядерной накачкой по патенту РФ №1140668, МПК H01S 3/09, опубл. 30.06.1994 г., прототип.

Этот лазер содержит резонатор, газодинамический тракт с нанесенным на внутреннюю поверхность внутренней стенки слоем, включающим ядра урана 235, наполненную рабочей газовой средой, а также ядра урана 235, внедренные в стенку канала.

Недостатком такого лазера является низкая выходная энергия генерации из-за того, что активная область генерации не охватывает весь объем газа, заполняющего кювету. Это возникает по той причине, что при работе лазера газовый объем разделяется на две части: активную область генерации и область, не охваченную генерацией, то есть пассивную зону. Пассивная зона образуется вследствие охлаждения непосредственно прилегающей к ураносодержащему слою части газа. Охлаждение происходит за счет передачи тепла трубке кюветы, теплоемкость единицы объема которой значительно превосходит теплоемкость единицы объема газа. В пределах пассивной зоны градиент температуры отрицателен, и соответственно положительны градиенты плотности и показателя преломления; в активной области - наоборот. В активной области потерь световой энергии нет, так как световые лучи, имевшие первоначальное направление, параллельное оси симметрии лазера, беспрепятственно выходят за пределы его кюветы. В пассивной же зоне имеют место потери световой энергии ввиду того, что при положительном градиенте показателя преломления световые лучи загибаются на стенку кюветы и там поглощаются. С течением времени пассивная зона расширяется. При длительности нейтронного импульса накачки τ≈10^-3 с размер пассивной зоны примерно равен 1 мм. При увеличении длительности облучения до значения 10^-2 с размер пассивной зоны к концу облучения возрастает до 3 мм. При длительности облучения нейтронным потоком газового лазера с ядерной накачкой порядка или больше 0,8 с пассивная зона может охватить весь рабочий объем лазера.

Целью этого изобретения было повышение выходной энергии лазера.

Цель достигнута тем, что в газовом лазере с ядерной накачкой, содержащем цилиндрическую трубку с нанесенным на ее внутреннюю поверхность слоем, включающим ядра урана 235, наполненную рабочей газовой средой, ядра урана ²³⁵U внедрены также и в стенку трубки, при этом концентрация N ядер урана ²³⁵U в стенке выбрана из соотношения

где N₁ - концентрация ядер урана ²³⁵U в единице объема урансодержащего слоя;

C₁, C₂, C₃ - удельные теплоемкости (при постоянном объеме) рабочей среды, урансодержащего слоя и цилиндрической трубки соответственно;

ρ₁, ρ₂, ρ₃ - плотность активной среды, урансодержащего слоя и цилиндрической трубки соответственно;

r₁ - внутренний радиус урансодержащего слоя;

r₂ - внешний радиус урансодержащего слоя;

r₃ - внешний радиус цилиндрической трубки;

∈ - эффективно передаваемая рабочей среде доля энергии осколков от деления, происходящего в урансодержащем слое.

Выражение для выбора оптимальной концентрации N ядер урана ²³⁵U, внедренных в стенку трубки, получено из балансных энергетических соотношений. Значение оптимальной концентрации не зависит от динамики работы лазера, что было подтверждено расчетом.

Работает газовый лазер с ядерной накачкой следующим образом.

При облучении лазера нейтронным потоком происходит деление ядер урана 235 как урансодержащего слоя, нанесенного на внутреннюю стенку трубки, так и ядер урана, внедренных в стенку трубки. При этом осколки деления ядер урансодержащего слоя обеспечивают создание инверсной заселенности активной среды газового лазера. Энергия, выделяемая при делении ядер урана, внедренных в стенку, приводит к повышению температуры стенки и тем самым устраняет причину возникновения пассивных зон.

Рассмотрим газовый лазер с ядерной накачкой, полость цилиндрической трубки которого заполнена смесью НЕ+Хе (в отношении 200:1) с начальной плотностью ρ₁=0,9256·10³ г/см³. Внешний радиус урансодержащего слоя - 2 r₂=1 см, его толщина δ=0,518·10^-3 см. Материал слоя - двуокись урана, характеризующая плотностью ρ₂=10,96 г/см³ и концентрацией ядер урана ²³⁵U N₁=2,47·10²² яд./см³. Внешний радиус цилиндрической трубки - 3 r₃=1,1 см, ее толщина Δr₃=0,1 см; трубка сплошная. Материал трубки - сплав: цирконий с добавкой урана ²³⁵U, его плотность ρ₃=6,44 г/см³. Начальная температура всей системы T_o=303 K. Выполнены термогазодинамические расчеты на ЭВМ при нарастании потока тепловых нейтронов накачки по закону Ф(t)=Ф_oe^t/τ_н с заданным периодом τ_н=1,5 с. Ф_о полагалась равной 10¹³ н./см²с. В расчетах варьировалась концентрация ²³⁵U в материале стенки трубки. Кривая 5 на фиг.2 изображает зависимость координаты границы активной области генерации от концентрации ядер урана 235 в стенке трубки. Таким образом, прямые расчеты подтверждают, что приведенные выше формулы определяют оптимальное значение концентрации ядер урана в трубке лазерной кюветы, которое необходимо обеспечить для эффективной компенсации влияния неоднородностей температуры и плотности, возникающих в рабочем газе.

Эффективность действия такого лазера с оптимальной концентрацией ядер ²³⁵U в трубке проверена в расчетах термогазодинамических и оптических характеристик при работе его в режиме накачки потоком тепловых нейтронов, имеющем временную зависимость, близкую по форме к прямоугольной, с длительностью τ=1 с. Величина Ф_m=0,683·10¹⁴ н./см²с есть максимальное значение потока тепловых нейтронов. На основе полученных пространственно-временных распределений температуры и плотности газовой смеси с использованием временной зависимости импульса накачки тепловых нейтронов и известных соотношений, описывающих связь между плотностью газа и его показателем преломления, распределением показателя преломления и расходимостью оптического излучения и т.п., рассчитано изменение во времени относительной средней интенсивности лазерного излучения.

Оптимальная концентрация ядер урана 235 в трубке кюветы лазера определяется геометрическими размерами и теплофизическими параметрами самой трубки, урансодержащего слоя и рабочей газовой среды. При изменении концентрации ядер урана 235 в материале трубки от нуля до оптимальной величины выходная энергия излучения лазера монотонно растет до максимально возможного значения. При дальнейшем увеличении концентрации выходная энергия излучения остается неизменной.

Таким образом, внедрение ядер урана 235 с оптимальной концентрацией N в стенку трубки лазера с ядерной накачкой позволяет существенно в 15-30 раз (при длительности накачки τ≈1 с) увеличить энергию выходного излучения лазера по сравнению с прототипом. Кроме того, такое устройство полностью исключает возможность отказа нагрева стенки трубки и обеспечивает синхронность слежения разогрева трубки за разогревом рабочей газовой среды.

Таким образом, известный газовый лазер с ядерной накачкой по патенту РФ №1140668, МПК H01S 3/09, опубл. 30.06.1994 г., также обладает недостатками.

Недостатки описанного выше лазера - низкая мощность, низкая боевая готовность и поражающее действие.

Задачами создания боевого орбитального лазера с ядерной накачкой является значительное повышение его мощности и поражающих свойств.

Решение указанных задач достигнуто в боевом орбитальном лазере с ядерной накачкой, содержащем резонатор, газодинамический тракт с нанесенным на внутреннюю поверхность внутренней стенки слоем, включающим ядра урана 235, наполненный рабочей газовой средой, а также ядра урана 235, внедренные в стенку канала, отличающемся тем, что газодинамический тракт выполнен в виде сопла камеры сгорания жидкостно-ракетного двигателя, расширяющаяся часть которого выполнена круглого сечения - в критическом сечении и прямоугольного - в выходном сечении с плавным переходом от круглого к прямоугольному сечению, резонатор установлен перпендикулярно продольно оси сопла, применены ядерный реактор и теплообменник, установленный внутри камеры сгорания, при этом ядерный реактор и теплообменник соединены между собой подводящим и отводящим трубопроводами рециркуляции теплоносителя.

Боевой лазер может содержать дополнительно второе сопло, установленное оппозитно первому, оба сопла газоводами соединены с турбонасосным агрегатом, установленным под турбонасосным агрегатом. Турбонасосный агрегат содержит турбину, насос окислителя, насос горючего, дополнительный насос горючего и пусковую турбину. В одном из газоводов может быть установлен регулятор расхода газа.

Сущность изобретения поясняется на фиг.1…6, где

- на фиг.1 приведена схема боевого орбитального лазера с ядерной накачкой,

- на фиг.2 приведен вид А,

- на фиг.3 приведен вид Б,

- на фиг.4 приведена схема боевого орбитального лазера с двумя камерами сгорания,

- на фиг.5 приведена схема боевого лазера с двумя ракетными двигателями,

- на фиг.6 приведена схема боевого лазера с одним ракетным двигателем, имеющим один ТНА и две камеры сгорания.

Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой содержит (фиг.1…6) резонатор 1, который, в свою очередь, содержит зеркала 2, диафрагму 3, объектив 4. Резонатор 1 установлен перпендикулярно газодинамическому тракту, который выполнен в виде сопла 5 камеры сгорания 6 жидкостного ракетного двигателя (ЖРД) 7. Жидкостные ракетные двигатели 7 не используются для создания реактивной тяги (или если применена одна камера сгорания - используют для создания очень небольшой силы тяги. Это достигается низким давлением в камере сгорания 2…3 атм и маленьким расходом окислителя и горючего.

Жидкостные ракетные двигатели 7 используются в основном для создания реактивной тяги, а служат для накачки боевого лазера. Камера сгорания 6 жидкостного ракетного двигателя 7 содержит головку 8 и цилиндрическую часть 9. Сопло 5 содержит сужающуюся часть 10 и расширяющуюся часть 11. Расширяющаяся часть 11 выполнена круглого сечения - в критическом сечении и прямоугольного - в выходном сечении с плавным переходом от круглого к прямоугольному сечению. Как сужающаяся 10, так и расширяющаяся часть 11 выполнены с возможностью регенеративного охлаждения (фиг.1) и содержат две стенки: внутреннюю стенку 12 и наружную стенку 13 с зазором между ними 14. На внутренней поверхности внутренней стенки 12 нанесен слой урана 235 - 15, а в саму внутреннюю стенку 12 внедрены частицы урана 238 - 16.

Резонатор 1 размещен перпендикулярно продольной оси сопла 5 камеры сгорания 6, предпочтительно в районе расширяющейся части 11.

Боевой лазер содержит теплообменник 17, установленный внутри цилиндрической части 9 камеры сгорания 7, и ядерный реактор 18. Ядерный реактор 18 соединен с теплообменником 17 трубопроводами циркуляции теплоносителя, подводящим 19 и отводящим 20. В подводящем трубопроводе 19 установлен насос 21.

Боевой орбитальный лазер (фиг.4…6) может содержать один или предпочтительно два жидкостных ракетных двигателя 7, одну или предпочтительно две камеры сгорания 6 и турбонасосный агрегат (ТНА) 22. Турбонасосный агрегат 22, в свою очередь, содержит установленные на валу 23 ТНА 22 центробежное рабочее колесо насоса окислителя 24, центробежное рабочее колесо насоса горючего 25, датчик частоты вращения 26, дополнительный насос горючего 27, с валом дополнительного насоса горючего 28, соединенным мультипликатором 29, размещенным в корпусе 30 с валом 23 ТНА 22, основную турбину 31, выполненную в верхней части турбонасосного агрегата 22. Газогенератор 32 установлен над основной турбиной 31 соосно с турбонасосным агрегатом 22. Камера сгорания 6 имеет силовой пояс 33, к ней прикреплен ТНА 22 при помощи тяг 34. Внутри камеры сгорания 6 выполнены наружная плита 35 и внутренняя плита 36 с между ними (фиг.4). Внутри головки 8 камеры сгорания 6 установлены форсунки окислителя 37 и форсунки горючего 38. Форсунки окислителя 37 сообщают полость «В» с внутренней полостью камеры сгорания «Д», а форсунки горючего 38 сообщают полость «Г» с внутренней полостью камеры сгорания «Д». На наружной поверхности камеры сгорания 21 установлен коллектор горючего 39, от которого отходят топливопроводы 40 к нижней части сопла 33. К коллектору горючего 39 подключен выход из клапана горючего 41, вход которого трубопроводом горючего 42 соединен с выходом из центробежного рабочего колеса насоса горючего 25. Выход из дополнительного насоса горючего 27 соединен топливопроводом высокого давления 43 через регулятор расхода 44, имеющий привод 45 и клапан высокого давления 46, с газогенератором 32, конкретно - с полостью «Е». Выход из центробежного рабочего колеса насоса окислителя 24 трубопроводом окислителя 47 через клапан 48 тоже соединен с генератором 32, конкретно с его полостью «Ж». На головке 35 камеры сгорания 21 установлены запальные устройства 49, а на газогенераторе 31 - запальные устройства 50.

К датчику частоты вращения 26 подсоединена электрическая связь 51, которая соединена с блоком управления 52 и обеспечивает все другие электрические коммутации.

К блоку управления 52 электрическими связями 51 подключены электрозапальные устройства 49 и 50, клапан горючего 41, клапан окислителя 48, привод регулятора расхода 45, клапан высокого давления 46, пусковой клапан 53 и регулятор расхода газа 54, при его наличии установленный в газоводе 55 одной из камер сгорания 9. Регулятор расхода газа 54 имеет привод 56 и обеспечивает равенство силы тяги двух оппозитно установленных жидкостных ракетных двигателей 7.

К коллектору горючего 39 подключен продувочный трубопровод 57 с клапаном продувки 58. Камера сгорания 9 (или камеры сгорания) может быть установлена на цапфах 59.

Боевой лазер содержит баллон сжатого воздуха 60, с которым соединен трубопровод высокого давления 61, имеющий клапан 62. Другой конец трубопровода высокого давления 61 соединен с пусковой турбиной 63. К пусковой турбине 63 подсоединена выхлопная труба 64.

Для измерения силы тяги камер сгорания 5 в верхней части камер сгорания 7 между ними и опорной плитой 65 установлены датчики 66 (фиг.4 и 5).

При запуске боевого орбитального лазера с ядерной накачкой сначала запускают ядерный реактор 18, потом жидкостный ракетный двигатель 8 (двигатели при наличии двух двигателей). Для запуска жидкостного ракетного двигателя 8 открывают клапан 62 и сжатый воздух по трубопроводу высокого давления 61 поступает в пусковую турбину 64. Потом открывают клапаны 41, 48 и 69 и включают запальники 49 и 50 (фиг.4). Топливо (окислитель и горючее) при сгорании в камере сгорания 7 сгорает при относительно низкой температуре до 500 град С. Дальнейший подогрев продуктов сгорания до 3000…4000 град С осуществляется теплообменником 17. Для этого включают насос 21, который осуществляет циркуляцию жидкого теплоносителя по трубопроводам циркуляции через теплообменник 17, перенося к нему тепловую энергию ядерного реактора 18. Кроме значительного нагрева продукты сгорания подвергаются радиоактивному облучению, это способствует повышению мощности лазера 1.

Для боевого лазера с двумя камерами сгорания 7 (фиг.4) регулятором расхода газа 24 добиваются равенства силы тяги обеих камер сгорания 7. Сумму тяги измеряют датчиками 66.

Выключение боевого лазера осуществляется в обратном порядке.

Для обеспечения работоспособности боевого лазера необходимо выполнение следующих условий.

1. Жидкостный ракетный двигатель - ЖРД должен быть специально спроектирован, а не использован применяющийся в космонавтике двигатель. Однако при этом принципиальная схема двигателя и его конструкция не будут отличаться от известных. Основные отличия - относительно большие габариты для обеспечения размещения внутри цилиндрической части ядерного реактора. Малогабаритный ядерный реактор, серийно изготавливаемый в Японии, имеет габариты 1,8 м × 6 м (с учетом подвесного оборудования), реальные габариты значительно меньше - http://www.xbt.com - (Приложение 1). Имеются сведения о размещение более 40 лет назад на космических объектах в СССР ядерного реактора внутри камер сгорания ЖРД - http://www.atomie-energi.ru - (Приложение 2). С учетом этих данных предполагаемые размеры цилиндрической части камеры сгорания должны быть: диаметр 2 м и длина 6 м.

2. Режим работы ЖРД должен отличаться от режима работы космических ЖРД. Основные отличия в работе:

- очень малое давление в камере сгорания, от 0,5 до 20 кгс/см², для обеспечения прочности стенок камеры сгорания при ее больших габаритах,

- соотношение компонентов топлива с большим содержанием окислителя, обеспечивающее температуру продуктов сгорания менее 500°C и отсутствие отложения копоти на внутренних стенках камеры сгорания. Также это сохранит частицы урана 235, внедренные в стенку камеры сгорания. Кроме того, для внутренних стенок камер сгорания в настоящее время применяют медные сплавы, которые не подвергаются оплавлению при температурах газового потока до 3000…4000°C. Это достигнуто применением высокоэффективного конвективного охлаждения стенок камер сгорания одним из компонентов топлива.

Эти мероприятия не целесообразны для ЖРД, предназначенных для ракет-носителей, так как уменьшают их силу тяги, снижают удельную тягу и многократно увеличивают вес. Для орбитальных установок это непринципиально, а большая реактивная тяга даже мешает работе боевого лазера. Предполагается, что сборка ЖРД больших габаритов будет выполняться в космосе из узлов и деталей относительно небольших габаритов.

С другой стороны, для такого двигателя (больших габаритов) могут использоваться нелегированные, дешевые стали, упростится конструкция камеры сгорания - она может быть выполнена разборной и прямоугольной формы, облегчится охлаждение стенок камеры сгорания, упростится конструкция турбонасосного агрегата - ТНА, так как он будет спроектирован на относительно низкие давления.

Применение изобретения позволило

1. Повысить мощность боевого лазера за счет дополнительного радиоактивного облучения продуктов сгорания и повышения их температуры в резонаторе, что позволит передать лучу лазера большую энергию.

2. Повысить КПД боевого лазера.

3. Обеспечить многоразовое включение боевого лазера.

4. Повысить точность попадания лазера за счет компенсации сил тяги двух камер сгорания в двухкамерном варианте.

5. Повысить боеготовность лазера.

6. Значительно улучшить обороноспособность страны.

Устройство относится к боевой технике и может быть использовано в космических войсках. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой содержит резонатор, газодинамический тракт с нанесенным на внутреннюю поверхность внутренней стенки слоем, включающим ядра урана 235, наполненный рабочей газовой средой, а также ядра урана 235, внедренные в стенку канала. Газодинамический тракт выполнен в виде сопла камеры сгорания жидкостно-ракетного двигателя, расширяющаяся часть которого выполнена круглого сечения - в критическом сечении и прямоугольного - в выходном сечении с плавным переходом от круглого к прямоугольному сечению. Камера сгорания прикреплена к турбонасосному агрегату, к которому присоединен газогенератор, резонатор установлен перпендикулярно продольно оси сопла, применены ядерный реактор и теплообменник, установленный внутри камеры сгорания. При этом ядерный реактор и теплообменник соединены подводящим и отводящим трубопроводами рециркуляции теплоносителя. Технический результат заключается в обеспечении повышения мощности и боевой готовности лазера. 3 з.п. ф-лы, 6 ил.

1. Боевой орбитальный лазер с ядерной накачкой, содержащий резонатор, газодинамический тракт с нанесенным на внутреннюю поверхность внутренней стенки слоем, включающим ядра урана 235, наполненный рабочей газовой средой, а также ядра урана 235, внедренные в стенку канала, отличающийся тем, что газодинамический тракт выполнен в виде сопла камеры сгорания жидкостно-ракетного двигателя, расширяющаяся часть которого выполнена круглого сечения в критическом сечении и прямоугольного - в выходном сечении с плавным переходом от круглого к прямоугольному сечению, камера сгорания прикреплена к турбонасосному агрегату, к которому присоединен газогенератор, резонатор установлен перпендикулярно продольно оси сопла, применены ядерный реактор и теплообменник, установленный внутри камеры сгорания, при этом ядерный реактор и теплообменник соединены подводящим и отводящим трубопроводами рециркуляции теплоносителя.

2. Боевой орбитальный лазер по п.1, отличающийся тем, он содержит дополнительно второе сопло, установленное оппозитно первому, оба сопла газоводами соединены с генератором.

3. Боевой орбитальный лазер по п.2, отличающийся тем, что турбонасосный агрегат содержит турбину, насос окислителя, насос горючего, дополнительный насос горючего и пусковую турбину.

4. Боевой орбитальный лазер по п.2 или 3, отличающийся тем, что в одном из газоводов установлен регулятор расхода.