способ ускорения потока рабочего тела в канале ракетного двигателя

Формула изобретения

Способ ускорения потока рабочего тела в канале ракетного двигателя, включающий предварительный газодинамический разгон потока и использование электрического разряда, поддерживаемого внешним источником постоянного напряжения, который осуществляет ионизацию рабочего тела и его электродинамический разгон, отличающийся тем, что ионизация и электродинамический разгон осуществляют от независимых внешних источников ЭДС, при этом ионизацию создают периодическими сильноточными разрядными импульсами от импульсного источника ЭДС, формирующими в потоке рабочего тела сгустки равновесной плазмы с температурой, превышающей 10⁴ K, в которых далее в канале с внешним магнитным полем формируют при взаимодействии плазмы с магнитным полем токовые слои (Т-слои), поддерживая их постоянными источниками ЭДС, создавая в Т-слоях ускоряющую электродинамическую силу.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области создания электрических ракетных двигателей, которые имеют наилучшие характеристики по удельному импульсу (отношению силы тяги к массовому расходу рабочего тела), выражаемой через скорость истечения рабочего тела из сопла. Особую важность это изобретение может обрести при создании космической транспортной системы, предназначаемой для транспортировки грузов с околоземных орбит на геостационарные, лунные и далее к планетам солнечной системы.

Известен способ ускорения газового потока с помощью сопла Лаваля, который используется во всех ракетных двигателях, преобразующих тепловую энергию химического топлива в кинетическую энергию продуктов сгорания. В этом способе может быть достигнута скорость до 4,5 км/с, при условии что практически вся тепловая энергия продуктов сгорания будет трансформирована в кинетическую энергию газового потока. Максимальная скорость, получаемая в сопле Лаваля, определяется соотношением



из которого следует, что для увеличения скорости следует выбирать рабочее тело с минимальным молекулярным весом . Если взять в качестве рабочего тела водород, то при нагреве его в ядерном реакторе до 2500 К может быть получена скорость истечения водородной струи до 9 км/с. Подобный проект предполагается реализовать для пилотируемого полета к Марсу и для этого создан тепловой ядерный ракетный двигатель (проект NERVA [1]), в котором используется высокотемпературный газоохлаждаемый ядерный реактор. Фактически в этом проекте будут исчерпаны возможности дальнейшего увеличения скорости в тепловых двигателей с соплами Лаваля.

Известен способ [2] ускорения потока рабочего тела в канале ракетного двигателя включающий предварительный газодинамический разгон потока и использование стационарного электрического разряда, поддерживаемого внешним источником напряжения, который осуществляет ионизацию рабочего тела и его электродинамический разгон. Электродинамическое ускорение потока реализуется с помощью электродинамической силы Лоренца, возникающей при взаимодействии с собственным магнитным полем электрического тока, протекающего через плазму. На основе этого эффекта создаются стационарные сильноточные плазменные ракетные двигатели, которые ускоряют плазму до скоростей вплоть до 100 км/с. В этих устройствах преобразуется электроэнергия внешнего источника в кинетическую энергию и, в принципе, здесь нет ограничений на скорость. Однако здесь для достижения нужного значения ускорения потока при относительно низких значениях магнитного поля приходится работать с рабочим телом очень малой плотности, что порождает ограничение на массовый расход рабочего тела. В результате тяга этих двигателей в настоящее время не превышает 0,1 Н и в перспективе может возрасти не более чем на порядок, что исключает возможность их применения в качестве основного маршевого двигателя космической транспортной системы. Попытка увеличить расход рабочего тела приводит к снижению температуры плазмы, которая при этом перестает быть полностью ионизованной. В частично ионизованной плазме создаются условия для развития перегревной неустойчивости, возникающей при выполнении двух условий: 1) темп роста выделения тепла при протекании тока через плазму (джоулева диссипация) при росте температуры должен превысить темп роста энергопотерь из плазменного объема; 2) джоулева диссипация в плазме должна превышать ее теплосодержание (энтальпию). Первое условие как правило всегда имеет место в частично ионизованной плазме из-за появления новых пар заряженных частиц (электрон-ион), что касается второго, то при скорости плазмы > 20 км/с сообщенная ей кинетическая энергия более чем в 100 раз превысит ее энтальпию. Даже если КПД двигателя будет 90%, то и в этом случае джоулева диссипация будет на порядок превышать энтальпию, что с неизбежностью приведет к развитию перегревной неустойчивости. При этом процесс трансформации электроэнергии в кинетическую форму заменяется на переход в тепловую.

Задачей данного изобретения является повышение устойчивости плазмы к развитию перегревной неустойчивости при многократном увеличении расхода рабочего тела, что позволит пропорционально поднять тягу электрического ракетного двигателя.

Поставленная задача решается тем, что предлагается способ ускорения потока рабочего тела в канале ракетного двигателя, включающий предварительный газодинамический разгон потока и использование электрического разряда, поддерживаемого внешним источником постоянного напряжения, который осуществляет ионизацию рабочего тела и его электродинамический разгон, согласно изобретению ионизация и электродинамический разгон осуществляют от независимых внешних источников ЭДС, при этом ионизацию создают периодическими сильноточными разрядными импульсами от импульсного источника ЭДС, формирующими в потоке рабочего тела сгустки равновесной плазмы с температурой, превышающей 10⁴ К, в которых далее в канале с внешним магнитным полем формируют при взаимодействии плазмы с магнитным полем токовые слои (T-слои), поддерживая их постоянными источниками ЭДС, создавая в T-слоях ускоряющую электродинамическую силу.

Основная масса рабочего тела (порядка 90%) будет находиться в неэлектропроводных газовых участках течения, отделяемых друг от друга тонкими самоподдерживающимися плазменными слоями. По плазменным слоям течет ток от внешнего источника напряжения и его взаимодействие с внешним магнитным полем создает в плазме эффект плазменного поршня, толкающего газовый поток. Сильное гидромагнитное взаимодействие плазменного поршня с магнитным полем и газовым потоком приводит к известному магнитогидродинамическому эффекту - формированию устойчивой плазменной структуры, называемой T-слоем. T-слой является стабильной фазой развития перегревной неустойчивости и представляет собой сильно точный дуговой разряд, в котором джоулева диссипация уравновешена радиационными потерями энергии. Кроме этого, на T-слое устанавливается равновесие сил Лоренца и перепада газодинамического давления. При температуре, характерной для плазмы в T-слое 2 10⁴ К, температурная зависимость джоулевой диссипации имеет вид T^3/2, в то время как радиационные потери зависят от температуры как T⁴, т.е. плазма T-слоя абсолютно устойчива к перегревной неустойчивости. Для создания на основе эффекта T-слоя слоистой структуры в потоке рабочего тела необходимо чтобы устройство, генерирующее плазму в потоке работало не в непрерывном режиме как в прототипе [2], а в пульсирующем импульсном, в котором каждый импульс формирует в газовом потоке плазменный сгусток. Подбирая значение внешнего электрического поля, создаваемого постоянными источниками ЭДС в канале с поперечным к потоку магнитным полем, добиваемся появления в объеме плазменных сгустков перегревной неустойчивости, развитие которой приводит к формированию T-слоев.

Формирование T-слоев является саморегулирующим процессом, в котором параметры равновесной плазмы соответствуют условию устойчивого разряда в полностью ионизованной плазме независимо от плотности потока рабочего тела, следовательно, поток может иметь большой массовый расход, а электрический ракетный двигатель с T-слоями будет обладать высоким уровнем тяги. Так, например, при массовом расходе 50 г/с и скорости на выходе из двигателя 20 км/с, теоретическое значение тяги составит приблизительно 1000 H. Этот уровень соответствует параметрам маршевого двигателя космической транспортной установки с полезной нагрузкой до 100 тонн.

Электрический ракетный двигатель со слоистым газоплазменным потоком, несущим T-слои, будет использовать линейный электродный канал прямоугольного сечения с поперечным к потоку внешним магнитным полем. Движущиеся, по электродам дуговые пятна обеспечивают кратковременный электрический контакт сильноточного разряда (T-слоя) с поверхностью электродов (< 10^-5 с), в результате чего удастся избежать значительной дуговой эрозии материалов электродов и обеспечить необходимый ресурс их работы.

Потребление электроэнергии при этих параметрах двигателя составят 10 МВт, что потребует наличия мощного бортового источника электроэнергии. Таким источником может быть энергоустановка замкнутого цикла с МГД-генератором, описанным в патенте [3]. Первичным источником энергии энергоустановки может быть либо ядерный реактор (типа NERVA), либо солнечный коллектор, концентрирующий и направляющий излучение Солнца в аккумулятор тепла. Расчеты, выполненные в варианте ядерного реактора, показали, что на основе МГД-генератора замкнутого цикла может быть создана космическая энергетическая установка с показателем удельной мощности 2000 Вт/кг. Соединив энергетическую и двигательную установки в единый бортовой комплекс, можно создать эффективную космическую транспортную систему, которая, к примеру, для пилотируемого полета к Марсу потребует запаса рабочего тела в 100 тонн, а не 600, как предусматривается по проекту с тепловыми ядерными ракетными двигателями. Кроме того, продолжительность полета к Марсу может быть сокращена с 1,5 лет до 1,5 месяцев.

На чертеже показано устройство для осуществления предложенного способа.

Устройство содержит: сверхзвуковое сопло 1; систему 2 импульсной предионизации (в качестве варианта реализации способа может быть предложено устройство импульсной инжекции электронного пучка) для создания первоначального электропроводного канала; систему 3 для периодического импульсного сильноточного разряда; электроды 4 канала МГД-ускорителя, подключенные к постоянным источникам напряжения; обмотку 5 сверхпроводящего электромагнита; электропроводные слои плазмы (T-слои) 6; канал 7 МГД-ускорителя; система 8 - электропитание МГД-ускорителя.

Способ осуществляется следующим образом.

Нагретый инертный газ (например, неон), температура и давление которого задается температурным режимом источника тепла (в варианте ядерного реактора T= 2500 К, P=20 атм) разгоняют в сверхзвуковом сопле 1. Перед входом в канал МГД-ускорителя периодически с заданной частотой с помощью системы 2 инжектируют пучок электронов высокой энергии, в результате чего в газовом потоке возникают неравновесные электропроводные плазменные слои. Дальнейший нагрев плазмы в режиме сильноточного равновесного дугового разряда осуществляется импульсной разрядной системой 3, которая запускается самостоятельно при замыкании электродов разрядника первоначальным неравновесным плазменным сгустком. При этом энергия, вводимая в плазму, подбирается с таким расчетом, чтобы температура плазмы в сгустке превысила 10⁴ К. Далее газовый поток вносит электропроводные слои 6 в канал МГД-ускорителя 7, где плазменные сгустки замыкают электроды 4, подключенные к внешней системе электропитания 8. Ток в плазме взаимодействует с магнитным полем, созданным сверхпроводящим магнитом 5, и при этом из плазменных сгустков формируются токовые слои (T-слои), в которых возникает электродинамическая сила, вызывающая ускорение потока.

Численное моделирование процесса ускорения слоистого газоплазменного течения рабочего тела (неона), реализующего описанный способ, показало, что может быть достигнут режим со следующими параметрами эффективности:

КПД процесса трансформации электроэнергии в кинетическую энергию рабочего тела 95%;

средняя скорость потока на выходе из двигателя 20 км/с;

длина канала МГД-ускорителя 1м;

массовый расход рабочего тела 70 г/с;

оптимальное магнитное поле 10 Т;

максимальная напряженность электрического поля 2 кВ/см;

потребляемая электрическая мощность 14 МВт;

тяга двигателя 1400 H

Источники информации

1. R. R. Holman. A Critique of NERVA-Based Nuclear Reactor Desing and Performance for MMW Space Propulsion Applications. Proc. 4-th Symp. on Space Nuclear Power System, Albuquerque, NM 12-16 Jan. 1987.

2. С.Д.Гришин, Л.В.Лесков. Электрические ракетные двигатели космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1989, с. 163.

3. B.С.Славин, В.В.Данилов. МГД способ преобразования тепловой энергии в электрическую замкнутого цикла, патент РФ N 2110131, 1998.