Способ работы двигателя космического летательного аппарата Российский патент 2021 года по МПК B64G1/40 

Изобретение относится к способам работы двигателя летательного аппарата в космической среде и может быть использовано для создания лазерного двигателя космического летательного аппарата.

Известно устройство «Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель» (патент РФ 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 US 3392527 A «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 высокую устойчивость движения в космическом пространстве.

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

Технический результат достигается тем, что сгенерированное лазерное излучение подается на мишень, на мишени запускают процесс абляции, в результате которого испаряют вещество с поверхности мишени и создают поток частиц испаренного вещества, за счет чего генерируют импульс тяги космического аппарата. При этом процесс абляции осуществляют на мишени, состоящей из вещества с высокой удельной теплотой испарения (q=10⁴-10⁵ Дж/г) при скорости частиц с поверхности мишени 4-6 км/с, далее поток испаренных частиц при помощи размещенного в нижней части двигателя кольцевого отражателя направляют в сторону противоположную направлению движения летательного аппарата, мишень, выполненная в виде конуса с углом между образующей и осью равным от 45 до 80 градусов, дает статическую устойчивость по тангажу и рысканию космического летательного аппарата.

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

Предлагаемый способ работает следующим образом (фиг.1). Лазерное излучение, подающееся извне от (1) направляется на мишень (3), выполненной в виде конуса, где угол между осью и направляющей составляет от 45 до 80 градусов. При попадании лазерного излучения на мишень возникает процесс абляции. Возникающие при процессе абляции процессы испаряют материал мишени, вызывая выбрасывание частиц испаренного вещества в сторону, противоположную направления движения. Поток испаренных частиц образует силу, создающую тягу двигателя. За счет наличия кольцевого отражателя (2) поток испаренных частиц направляется в сторону строго от движения. Вследствие того, что мишень выполнена в виде конуса, точка реактивных сил находится выше точки центра масс. Благодаря такому соотношению двигатель космического летательного аппарата обладает существенно большей устойчивостью по сравнению с аналогичными решениями. В качестве материала мишени может быть использован трудноиспаряемый материал (удельная теплота испарения q=10⁴-10⁵ Дж/г)

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.2 состояние покоя, фиг. 3 при отклонении). В результате появляется возвращающий момент (фиг. 4). 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 двигательным системам космических летательных аппаратов (КЛА). Предлагаемый способ включает генерирование лазерного излучения и его подачу на мишень. В результате абляции образуется поток частиц испаренного вещества с поверхности мишени, создающий импульс тяги КЛА. Мишень изготовлена из вещества с высокой удельной теплотой испарения (q=10⁴–10⁵ Дж/г) и выполнена в форме конуса с углом 45-80° между его образующей и осью. Поток частиц при помощи кольцевого отражателя в нижней части двигателя направляют в сторону, противоположную направлению движения КЛА. Техническим результатом является обеспечение устойчивости КЛА по тангажу и рысканию, а также - высокого импульса тяги (при скорости истечения испаренных частиц 4-6 км/с). 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

1. Способ работы двигателя космического летательного аппарата, включающий генерирование лазерного излучения, подачу лазерного излучения на мишень, запуск на мишени процесса абляции, в результате которого испаряют вещество с поверхности мишени и создают поток частиц испаренного вещества, за счет чего генерируют импульс тяги космического аппарата, отличающийся тем, что процесс абляции осуществляют на мишени, состоящей из вещества с высокой удельной теплотой испарения (q=10⁴–10⁵ Дж/г) при скорости частиц с поверхности мишени 4-6 км/с, далее поток испаренных частиц при помощи размещенного в нижней части двигателя кольцевого отражателя направляют в сторону, противоположную направлению движения летательного аппарата, обеспечивая мишенью, выполненной в виде конуса с углом между его образующей и осью, равным 45-80°, статическую устойчивость по тангажу и рысканию космического летательного аппарата.

2. Способ по п.1, в котором генерируют лазерное излучение с интенсивностью 10⁴–10⁶ Вт/см².