Лазерный ракетный двигатель
Полезная модель относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов. 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. Центральные оси отражающего зеркала 2 внутри предварительной герметичной камеры 5, наружного отражающего зеркала 1 и твердого окна 2 расположены в одной плоскости поперечного сечения предварительной герметичной камеры 5 вблизи газодинамического окна 6. Полезная модель позволяет повысить КПД и удельный импульс ЛРД.
Полезная модель 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 поверхности 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 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 телав 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 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.
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 разнотяг, который существенно уменьшит удельный импульс ЛРД.
Технический результат на достижение, которого направлена предлагаемая полезная модель, заключается в повышении КПД и удельного импульса ЛРД.
Технический результат достигается тем, что в лазерном ракетном двигателе, содержащем систему отражающих зеркал и фокусирующее зеркало, камеру поглощения с газодинамическим окном, сверхзвуковое сопло, систему подачи рабочего тела, тракт охлаждения, новым является то, что камера поглощения с газодинамическим окном, 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 отражающее зеркало, при этом центральные оси отражающего зеркала внутри герметичной камеры, наружного отражающего зеркала и твердого окна расположены в одной плоскости поперечного сечения предварительной герметичной камеры вблизи газодинамического окна.
Система охлаждения твердого окна в предварительной герметичной камере сообщена с трактом охлаждения лазерного ракетного двигателя.
На фиг.1 представлена схема 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. Центральные оси отражающего зеркала 2 внутри предварительной герметичной камеры 5, наружного отражающего зеркала 1 и твердого окна 2 расположены в одной плоскости поперечного сечения предварительной герметичной камеры 5 вблизи газодинамического окна 6.
Лазерный ракетный двигатель работает следующим образом. Лазерный луч, отражаясь от поворотного зеркала 1, проходя через твердое окно 2, попадает в герметичную камеру 5, где отражается от поворотного зеркала 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 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 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 КП ЛРД и твердое окно 10. 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.
Для равномерного охлаждения 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 камеру 5 рабочее тело приводит к появлению избыточного давления по сравнению с окружающей средой. Создание избыточного давления в предварительной камере перед ГДО и как следствие уменьшение перепада давления между КП и предварительной камерой (на входе ГДО) позволит создавать более высокие давления в КП. Повышение давления в КП ЛРД приводит к увеличению КПД и удельного импульса ЛРД.
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 6 в сторону предварительной герметичной камеры 5 Перетекание будет возможным только из камеры 5 в камеру поглощения 7, что будет соответствовать нормальной работе ЛРД.
1. 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 зеркало и фокусирующее зеркало 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 отражающее зеркало, при этом центральные оси отражающего зеркала внутри герметичной камеры, наружного отражающего зеркала и твердого окна расположены в одной плоскости поперечного сечения предварительной герметичной камеры вблизи газодинамического окна.
2. Лазерный ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что система охлаждения твердого окна в предварительной герметичной камере сообщена с трактом охлаждения лазерного ракетного двигателя.
