ЛАЗЕРНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ КОСМИЧЕСКОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА Российский патент 2021 года по МПК B64G1/22 F03H99/00 

Изобретение относится к основным составным частям космического летательного аппарата и оборудованию, устанавливаемом на нем или внутри него, а именно к лазерным ракетным двигателям космических летательных аппаратов. Изобретение может найти применение в космических летательных аппаратах, в частности в космических спутниках и исследовательских зондах.

Известно устройство «Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель» (патент на изобретение №2266420). Устройство состоит из источника импульсного лазерного излучения, оптического узла с концентратором излучения, первый отражатель которого выполнен в форме зеркальной конусообразной фигуры вращения, образующая поверхности которой представляет собой часть короткофокусной параболы, формирующую оптическую систему для приема и согласования апертуры лазерного пучка с габаритами оптического узла и формирования плоского фронта излучения, а также газодинамический узел, расположенный соосно с концентратором. В качестве источника лазерного излучения выбран импульсно-периодический лазер. От лазерного импульсно-периодического источника излучения пучок поступает в формирующую оптическую систему. В предлагаемой конструкции лазерное излучение подается в двигатель нетрадиционно, т.е. не со стороны сопла, а с противоположной стороны. Из формирующей оптической системы пучок направляют на концентратор излучения, состоящий из двух зеркал-отражателей. При попадании на первый зеркальный конусообразный отражатель O1, благодаря тому, что образующая его поверхности выполнена в виде отрезка короткофокусной параболы, а падающий пучок является плоским, пучок отражается и фокусируется. Далее пучок попадает на отражатель О2. Один из фокусов отражателя О2 совмещен с фокусом отражателя O1, а второй фокус отражателя О2 - с областью формирования лазерного пробоя рабочей среды двигателя. Далее отраженный пучок фокусируется в точке позади отражателя О1, образуя оптический пробой. При взаимодействии лазерного излучения с рабочей средой двигателя происходит ее оптический пробой или испарение, и образуется плазма, поглощающая лазерное излучение. В результате формируется система ударных волн и спутных потоков за ними, приводящих к образованию газодинамического потока, направленного к выходной части сопла, и к созданию реактивной тяги. Подача рабочей среды двигателя осуществляется в область оптического пробоя. В качестве рабочей среды используется газообразное, жидкое или твердое топливо. Недостатком данного технического решения является смещение центра тяжести двигателя в переднюю точку в связи с особенностями нахождения источника лазерного излучения, и, как следствие, отсутствие стабилизации двигателя по тангажу и рысканию, а также из-за сложнореализуемые требования к соосности двигателя и лазерного луча.

Известно устройство US 6488233 «Laser propelled vehicle». Устройство состоит из передней части аппарата, сужающейся параболической задней оптической части, кольцевого кожуха, установленного между ними и расположенного в задней части аппарата. Работа двигателя происходит следующим образом. Излучение от лазерного источника проходит через формирующую оптику и попадает на внеосевой параболоид, являющийся фокусирующим зеркалом. Далее излучение фокусируется на кольцевом раструбе, в результате чего происходит оптический пробой в рабочей среде вблизи поверхности раструба. Возникшая плазма приводит к образованию ударных волн и спутных потоков за ними, в результате чего происходит выброс газа из сопла и создается тяга.

Недостатками данного способа являются:

- сложность управления вектором тяги двигателя и направлением движения аппарата независимо от положения и ориентации аппарата относительно лазерного источника энергии;

- влияние оставляемой за соплом горячей газовой струи реактивной струи на качество лазерного пучка;

- влияние внешних условий на поверхность концентратора (лазерное излучение, химические реакции и др.)

Известно техническое решение US3392527A «Method of ionic propulsion utilizing a laser-stimulated ionic emission». Устройство содержит источник лазерного излучения, цилиндрического стержня (например из вольфрама), фокусирующего устройства. Способ работы устройства реализуется следующим образом: лазерное излучение подается на металлический стержень, установленный соосно с направлением движения, через отражатели таким образом, что процесс абляции происходит на дальнем конце стержня. Вследствие этого создается поток испаренного вещества, толкающего двигатель вперед. Недостатком способа является необходимость наличия системы подачи металлического стержня в зону лазерной абляции, кроме того требуется наводить лазерный луч на металлический стержень, что усложняет конструкцию и увеличивает массу двигателя.

Наиболее близким по технической сущности является устройство US 6530212 «Laser plasma thruster», которое выбрано в качестве прототипа. Устройство состоит из лазера, абляционной мишени, выполненной в виде ленты, фокусирующего лазерное излучение устройства (линза) и устройства для перемотки ленты позади фокуса данного лазера. Способ реализуется следующим образом: лазер генерирует излучение, которое проходит через фокусирующее устройство. Излучение фокусируется на поверхности абляционной ленты в некоторой точке так, чтобы пятно излучения имело размеры от 5 до 200 мкм в диаметре. В данной точке возникает процесс абляции, т.е. лазерное излучение взаимодействует с материалом абляционной ленты, который, испаряясь под воздействием лазерного излучения, создает поток частиц. Данный поток генерирует импульс тяги космического аппарата от 0,4мН. Недостатком данного технического решения является сложность управления вектором тяги двигателя, что приводит к отсутствию устойчивости движения летательного аппарата, оснащенного данным двигателем, в космическом пространстве. Другим недостатком данного технического решения является сложность конструкции, предполагающей наличие устройства перемотки абляционной мишени, выполненной в виде ленты, кроме того в процессе эксплуатации двигателя способно загрязняться фокусирующее устройство, что снижает эксплуатационные характеристики двигателя.

Технической проблемой изобретения является создание лазерного двигателя космического летательного аппарата, обеспечивающего устойчивость движения в космическом пространстве.

Техническим результатом является обеспечение устойчивости движения по тангажу и рысканию космического летательного аппарата, оснащенного лазерным ракетным двигателем, а также увеличение импульса тяги, вследствие высокой скорости истечения испаренных частиц (4-6 км/с), за счет применения материала с удельной теплотой испарения q=10⁴-10⁵ Дж/г и отражателя, направляющего поток испаренных частиц в противоположную движению сторону.

Технический результат достигается тем, что расположенная в нижней части двигателя и состоящая из трудноиспаримого вещества (с удельной теплотой испарения (q=10⁴–10⁵ Дж/г) мишень выполнена в виде широкого конуса, при этом угол между образующей конуса и осью конуса составляет 45°<β<80°. На нижней части корпуса двигателя размещен кольцевой отражатель, с возможностью направления потока испаренных частиц в сторону, противоположную направлению движения двигателя.

В данном материале используются следующие термины:

1. Абляция – процесс удаления (испарение) вещества с поверхности при воздействии лазерного излучения

2. Точка реактивной силы – это точка, в которой расположена результирующая всех сил реакции рабочего тела, отбрасываемого носителем с некоторой относительной скоростью

3. Центр масс - геометрическая точка, положение которой определяется распределением массы в теле, а перемещение характеризует движение тела или механической системы как целого

Лазерный двигатель космического летательного аппарата представлен на фиг.1, фиг. 2, фиг.3, фиг 4.

На фиг.1 показано предлагаемое устройство с конической передней частью в состоянии покоя, на фиг. 2. показано предлагаемое устройство с конической передней частью в состоянии отклонения от первоначального состояния, на фиг.3 показан график изменения возвращающего момента в зависимости от угла отклонения (в радианах), на фиг.4 показан состав предлагаемого устройства.

Предлагаемое устройство (фиг. 4) состоит из лазерного источника (1), создающего внешний подвод энергии для движения аппарата в космическом пространстве, мишени (3), выполненной в виде широкого конуса с углом β, расположенным между осью конуса и боковой образующей конуса и равным 45°<β<80°, выполненной из трудноиспаряемого материала (удельная теплота испарения q=10⁴–10⁵ Дж/г Дж/г) для достижения значения скорости истечения испаренного вещества в 4-6 км/с, и кольцевого отражателя (2), который направляет поток испаренного вещества в сторону от аппарата. Сам двигатель присоединяется через верхнюю часть к летательному аппарату.

Особенностью технического решения является улучшенная стабилизация, достигающаяся тем, что при отклонении космического летательного аппарата против часовой стрелки (положительное значение угла) наблюдается появление возвращающего в направлении по часовой стрелке момента M, стремящегося вернуть аппарат в первоначальное положение (фиг.1 состояние покоя, фиг. 2 при отклонении). В результате появляется возвращающий момент (фиг. 3). При вращении ЛА против часовой стрелки возникает возвращающий момент M, направленный по часовой стрелке и наоборот. Величину момента можно получить как

,

где - угол отклонения вектора - результирующей силы давления на сопло, - расстояние между центром масс и центром силы давления на сопло

Согласно теореме Лагранжа – Дирихле, если в положении равновесия консервативной системы потенциальная энергия имеет строгий минимум, то это положение равновесия устойчиво. Минимум потенциальной энергии соответствует нулевому углу отклонения, следовательно, данное положение ЛА устойчиво. Исходя из определения работы силы как изменения потенциальной энергии со знаком «минус», а работы как произведения крутящего момента на угол, получаем формулу

,

где П – потенциальная энергия ЛА при вращении относительно ОУ

Пример реализации 1.

В статье «Использование лазерного источника энергии для создания реактивной тяги» (Успехи физических наук, 1976, том 119, выпуск 3, Ф.В.Бункин, А.М.Прохоров) авторы предлагают концепцию лазерного ракетного двигателя, основанного на испарительном механизме тяги, и расчета характеристик. Был предложен вариант, когда лазерное излучение, направляющееся извне, вызывает процесс поверхностного испарения мишени (т.е. абляции). Авторы отмечают, что для достижения космической скорости 8 км/с необходим очень трудноиспаримый материал (т.е. удельная теплота испарения (q). В качестве такого материала в статье предлагается использовать графит с q=10⁵ Дж/г , так как при испарении поток частиц этого материала способен развить скорость около 6 км/с, что является высоким значением и очень близким к требуемому. Также авторы приводят пример космического летательного аппарата на основе испарительного механизма, стартующего из атмосферы, с полезной массой 25 кг и топливом 43 кг (q=10³ Дж/г), и при существующей скорости в 1 км/с такой аппарат возможно разогнать за 3 секунды до требуемой космической скорости 8 км/с для вывода на орбиту.

Данный материал показывает, что концепция космического летательного аппарата, основанного на испарительном механизме тяги, физически реализуема. Кроме того, лазерный ракетный двигатель, реализованный на испарительном механизме тяги, способен достигать космических скоростей 8 км/с

Пример реализации 2.

В статье «Статическая устойчивость по угловому движению летательного аппарата со штыревым коническим соплом на лазерной тяге» (Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, 2018, номер 2, стр. 142-145, А.Г.Саттаров, А.В.Сочнев, А.Р.Бикмучев) авторы предлагают космический летательный аппарат, обладающий статической устойчивостью, где тяга создается за счет подачи лазерного излучения извне на рабочее тело. Далее испаренное рабочее тело отбрасывается, создавая тягу. Однако у аппарата с коническим и профильным соплом будет наблюдаться неустойчивость, и для решения этой проблемы авторы предлагают использовать штыревое коническое сопло для стабилизации. Такое сопло за счет низкого центра масс и высокой точки реактивной силы при отклонении создает возвращающие моменты, стремящиеся вернуть аппарат в первоначальное положение. Расчеты, основанные на выводах теоремы Лагранжа – Дирихле, показали, что в положении равновесия потенциальная энергия космического летательного аппарата минимальна, а значит, аппарат устойчив.

Данный материал показывает, что коническое сопло обладает статической устойчивостью и способно использоваться для космических летательных аппаратов.

Изобретение относится к ракетным двигателям космических летательных аппаратов (КЛА), преимущественно с внешним подводом энергии. Предлагаемый двигатель состоит из лазерного источника и мишени с трудноиспаряемым веществом (уд. теплота испарения 10⁴-10⁵ Дж/г), создающим тягу двигателя. Мишень выполнена в виде конуса, угол между образующей которого и осью конуса составляет 45°<β<80°. В нижней части корпуса двигателя размещен кольцевой отражатель, направляющий поток испаренных частиц в сторону, противоположную направлению движения КЛА. Техническим результатом является обеспечение устойчивости движения КЛА по тангажу и рысканию, а также увеличение импульса тяги. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Лазерный двигатель космического летательного аппарата, состоящий из лазерного источника, мишени, представляющей собой часть двигателя, на которой в результате попадания лазерного излучения от внешнего источника происходит процесс испарения вещества, создающий силу, образующую тягу двигателя, отличающийся тем, что расположенная в нижней части двигателя и состоящая из трудноиспаряемого вещества, например, с удельной теплотой испарения q=10⁴–10⁵ Дж/г мишень выполнена в виде широкого конуса, при этом угол между образующей конуса и осью конуса составляет 45°<β<80°, а на нижней части корпуса двигателя размещен кольцевой отражатель, с возможностью направления потока испаренных частиц в сторону, противоположную направлению движения двигателя.

2. Двигатель по п.1, в котором интенсивность лазерного излучения, генерируемого внешним источником и направляемого на мишень, составляет 10⁴–10⁶ Вт/см².