тепловой ракетный двигатель

Формула изобретения

1. Тепловой ракетный двигатель, содержащий систему подачи рабочего тела, нагреватель, выхлопное сопло и систему дополнительного нагрева рабочего тела, отличающийся тем, что система дополнительного нагрева рабочего тела выполнена в виде резонансного генератора высокочастотных ударных волн, размещенного между нагревателем и выхлопным соплом, содержащего герметичный корпус с размещенным внутри резонаторным блоком, полость которого соединена с выхлопным соплом, а полость корпуса генератора через теплообменник и компрессор гидравлически связана с входом в нагреватель.

2. Тепловой ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что компрессор выполнен в виде эжектора, вход которого соединен с выходом теплообменника.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к устройству ракетных двигателей, в которых для ускорения отбрасываемой массы газообразного рабочего тела и создания реактивной тяги используется тепловая энергия, получаемая на борту двигательной установки, например, с помощью ядерного реактора, концентратора солнечного излучения или другого первичного источника энергии.

Решение многих задач межпланетных и межорбитальных перелетов, особенно с помощью таких потенциально перспективных тепловых ракетных двигателей, как солнечный (СТРД) и ядерный (ЯРД), способных в сравнении с химическими ракетными двигателями (ЖРД, РДТТ) существенно (на десятки процентов и более) увеличить полезную нагрузку космического аппарата и в сравнении с электроракетными двигателями (ЭРД), в 5-10 раз и более уменьшить время перелета, имеет большое значение для снижения экономических затрат при дальнейшем освоении космического пространства [1]. Удельный импульс теплового ракетного двигателя может быть увеличен путем повышения температуры рабочего тела с малым молекулярным весом, например водорода, до уровня температуры продуктов сгорания в камере ЖРД (3500-4500 К). Например, использование в тепловом ракетном двигателе водорода с температурой 3500-4000 К позволило бы получить удельный импульс в 2,5-3,5 раза выше, чем у современных ЖРД.

Однако ни СТРД, ни ЯРД до настоящего времени не позволяют на практике получить такие высокие значения температуры рабочего тела и тем самым реализовать потенциальные преимущества указанных двигателей.

Известен СТРД, содержащий систему подачи рабочего тела, топливный бак, нагреватель-приемник солнечного излучения, систему оптических линз и выхлопное сопло [2].

Принципиальный недостаток известного СТРД заключается в том, что требование увеличения удельного импульса, связанное с необходимостью нагрева приемника-абсорбера солнечного излучения, приводит к снижению кпд системы концентратор-приемник из-за роста потерь на переизлучение от приемника. Для снижения потерь на переизлучение необходимо увеличивать коэффициент концентрации солнечного излучения. Это приводит к увеличению массы концентратора и всей двигательной установки, к уменьшению массы полезной нагрузки, выводимой на орбиту, и увеличению времени перелета [3].

Другим типом теплового ракетного двигателя может служить ЯРД с твердофазной активной зоной. Известен ЯРД, содержащий криогенный бак с жидким водородом, турбонасосный агрегат, активную зону с твэлами и выхлопное сопло [4].

Недостатком известного ЯРД является невозможность нагрева рабочего тела, например водорода, до температуры выше температуры поверхности твэлов, которая даже для современных топливных композиционных материалов оценивается не выше 3000 К, так как иначе интенсифицируется выход радиоактивных продуктов деления из твэлов в поток рабочего тела, возрастает опасность расплавления и разрушения активной зоны реактора и радиоактивного загрязнения окружающей среды.

Наиболее близким к предлагаемому тепловому ракетному двигателю является ЯРД, содержащий систему подачи жидкого водорода, ядерный реактор с твердофазной активной зоной, служащей для нагрева водорода до высокой температуры, и выхлопное сопло, сверхзвуковая часть которого гидравлически связана с системой подачи в нее жидкого кислорода из отдельной системы его хранения и представляет собой сверхзвуковую форсажную камеру сгорания, в которой осуществляется дополнительный нагрев рабочего тела [5].

Недостатком известного ЯРД является то, что при наличии кислорода и продуктов сгорания растет молекулярный вес рабочего тела, вследствие чего увеличение удельного импульса двигателя за счет роста температуры не столь значительно вследствие увеличения газовой постоянной. Например, если при температуре водорода 2600 К и без использования кислорода расчетный удельный импульс равен 891 с, то при инжектировании кислорода в массовом отношении к водороду 6: 1 и температуре продуктов сгорания кислородно-водородной смеси более 3500 К удельный импульс равен 545 с, то есть уменьшается на 39 %. Кроме того, возрастают проблемы, связанные с эрозией элементов конструкции двигателя и наличием дополнительных систем подачи и хранения окислителя.

Анализ уровня техники в области тепловых ракетных двигателей показывает, что в известных тепловых ракетных двигателях не обеспечиваются возможности для существенного увеличения удельного импульса двигателей, например до 1000 с и выше.

Задачей изобретения является разработка теплового ракетного двигателя, в котором обеспечивается достижение технического результата, заключающегося в существенном увеличении удельного импульса двигателя путем нагрева рабочего тела с малым молекулярным весом до температур порядка 3500-4000 К и возможно выше.

Поставленная задача решается тем, что в тепловом ракетном двигателе, содержащем систему подачи рабочего тела, нагреватель, выхлопное сопло и систему дополнительного нагрева рабочего тела, согласно изобретению система дополнительного нагрева рабочего тела выполнена в виде резонансного генератора высокочастотных ударных волн, размещенного между нагревателем и выхлопным соплом, содержащего герметичный корпус с размещенным внутри резонаторным блоком, полость которого соединена с выхлопным соплом, а полость корпуса генератора через теплообменник и компрессор гидравлически связана с входом в нагреватель.

Кроме того, компрессор может быть выполнен в виде эжектора, вход которого соединен с входом в нагреватель.

Сущность предлагаемого теплового ракетного двигателя состоит в использовании газодинамического акустического резонансного эффекта, заключающегося в том, что в некоторой части общего газового потока, протекающей через резонансный генератор высокочастотных ударных волн, может быть получена температура существенно более высокая, чем начальная температура общего потока. Таким образом, осуществляется перераспределение энергии газового потока за счет отбора кинетической энергии одной его части и превращения в тепловую энергию оставшейся части.

Например, при начальной комнатной температуре общего воздушного потока часть его на выходе из резонансного генератора высокочастотных ударных волн может быть нагрета до 1200 К [6]. Замена воздуха на водород в режимах, обеспечивающих нагрев выходящего из резонансного генератора расхода воздуха до температур выше 600 К, показывает, что нагрев водорода превышает 800 К [7]. Также экспериментально показана возможность нагрева водорода с помощью названного эффекта вплоть до температуры плавления материалов резонансного генератора [8].

Технический результат от использования предлагаемого теплового ракетного двигателя заключается в том что, при повышении температуры рабочего тела с малым молекулярным весом на входе в сопло, температуру нагревателя можно снизить до уровней, при которых обеспечиваются его приемлемый ресурс (это имеет принципиальное значение для ЯРД) или существенно снижаются потери на переизлучение (что принципиально важно для СТРД). Так как резонаторный блок генератора высокочастотных ударных волн конструктивно может быть объединен с выхлопным соплом, то для обеспечения работоспособности такой конструкции при температурах рабочего тела 3500-4000 К и возможно выше могут быть использованы известные решения из области неохлаждаемых и охлаждаемых ракетных сопел.

На чертеже приведена схема предлагаемого теплового ракетного двигателя.

Тепловой ракетный двигатель содержит гидравлически связанные друг с другом емкость 1 с рабочим телом, систему подачи рабочего тела 2, которая может быть выполнена, например, по схеме с турбонасосным агрегатом (ТНА), нагреватель 3, который в зависимости от типа теплового ракетного двигателя может представлять собой, например, ядерный реактор или приемник солнечного излучения. На выходе из нагревателя размещен резонансный генератор высокочастотных ударных волн, содержащий герметичный корпусе 4, в котором размещены сопловой блок 5 указанного резонансного генератора, пристыкованный к выходу нагревателя, и резонаторный блок 6, снабженный выхлопным соплом 7. Полость 8 резонансного генератора высокочастотных ударных волн с помощью трубопровода 9 гидравлически соединена с теплообменником 10 для поступающего в двигатель рабочего тела, содержащим компрессор, который может представлять собой, например, эжектор 11, вход которого соединен с выходом теплообменника.

Направление течения рабочего тела на чертеже обозначено стрелками.

Тепловой ракетный двигатель работает следующим образом.

Рабочее тело из емкости 1 с помощью ТНА 2 прокачивается через нагреватель 3, и затем предварительно нагретый газ через сопловой блок 5 резонансного генератора высокочастотных ударных волн направляется в резонаторный блок 6, где за счет генерирования высокочастотных ударных волн температура газа повышается и может существенно превосходить температуру газа на выходе из нагревателя. Эта высокотемпературная часть потока выпускается через выхлопное сопло 7, обеспечивая тягу двигателя с высоким удельным импульсом, а оставшаяся часть газа, заполняющая полость, ограниченную корпусом 4, через трубопровод 9 направляется на охлаждение в теплообменнике 10 потоком рабочего тела, поступающего в двигатель, а затем с помощью компрессора (в качестве которого может использоваться эжектор, использующий поток подаваемого в двигатель и нагретого в теплообменнике 10 рабочего тела) 11 снова подается в нагреватель 3. Высокотемпературные конструкционные элементы резонаторного блока 6 могут быть выполнены, например, из графитовых материалов, карбидов циркония, тантала, гафния с покрытием из рения, а также они могут быть выполнены с внутристеночным или пористым охлаждением по обычным схемам, применяемым в охлаждаемых соплах ракетных двигателей.

Сравнение предлагаемого теплового ракетного двигателя с известными тепловыми ракетными двигателями, например, с ЯРД и с СТРД, показывает следующее.

Пример 1.

В известной схеме ЯРД на водороде со сверхзвуковой форсажной камерой сгорания [5] , при температуре водорода на выходе из активной зоны, равной 2600 К, и без подачи кислорода, удельный импульс равен 891 с при тяге 66,8 кН и расходе водорода 7,6 кг/с. При впрыске кислорода в массовом отношении к водороду 6: 1 удельный импульс уменьшается до 530 с, а суммарный удельный расход кислород-водородной смеси составляет 53,2 кг/с при тяге 277 кН. В случае использования предлагаемого теплового ракетного двигателя для получения тяги в ЯРД, выполненном по схеме, приведенной на чертеже, при нагреве водорода в резонансном генераторе высокочастотных ударных волн до 4000 К удельный импульс составит 1600 с, что при сохранении первоначального уровня тяги 66,8 кН позволит уменьшить удельный расход водорода через выхлопное сопло до 4,3 кг/с. В этом случае, например, при коэффициенте преобразования тепловой энергии в акустическом резонаторе 25 % расход низкотемпературного водорода с температурой 300 К, возвращаемого из полости 8 по трубопроводу 9 на охлаждение активной зоны 3, составит 13 кг/с, а общий расход водорода через активную зону составит 17,3 кг/с, что позволит поддерживать ее температуру на уровне 1050 К.

Пример 2.

В известной схеме энергодвигательной установки с ЯРД малой мощности [9], при температуре водорода на выходе активной зоны 2800 К, удельный импульс составляет 925 с, и при расходе водорода 0,112 кг/с может быть получена тяга 1 кН.

При выполнении ЯРД с такой же мощностью по предлагаемой схеме с резонансным генератором высокочастотных ударных волн, в котором температура нагрева водорода может составлять 4000 К, тяга 1 кН может быть получена при расходе водорода через сопло 0,064 кг/с. В случае возврата через трубопровод 9 на охлаждение активной зоны 3 потока водорода с расходом 0,1 кг/с общий удельный расход водорода через активную зону составит 0,164 кг/с и температура активной зоны может быть снижена до 1710 К.

В обоих случаях существенное снижение температуры ядерного реактора позволяет увеличить его надежность и ресурс ЯРД.

Пример 3.

Известен СТРД, нагревателем которого является приемник солнечного излучения с открытой полостью. Уже при повышении температуры до 2500 К кпд системы приемник-концентратор уменьшается до 0,5, и полная масса двигательной установки существенно возрастает из-за необходимости компенсировать это увеличением площади концентратора [3]. С другой стороны, снижение температуры нагревателя ведет к уменьшению удельного импульса двигателя.

Это противоречие разрешается в СТРД, который выполнен по предлагаемой схеме с резонансным генератором высокочастотных ударных волн.

При температуре водорода в резонансном генераторе 3500 К удельный импульс двигателя составит 1020 с, и тяга 1 кН может быть получена при расходе водорода 0,1 кг/с. За счет возврата по трубопроводу 9 водорода с расходом 0,065 кг/с при общем удельном расходе водорода 0,165 г/с через приемник с открытой полостью, имеющий мощность 1,5 МВт, его температура может быть снижена, например, до 1500 К, что существенно снизит потери на переизлучение.

Приведенные выше примеры показывают, что на основе предлагаемого изобретения в области тепловых ракетных двигателей могут быть созданы ядерные и солнечные ракетные двигатели с повышенным удельным импульсом тяги. При этом принципиально может быть изменена конструкция ядерного реактора или приемника солнечного излучения в сторону их существенного упрощения, что имеет большое значение для снижения затрат при создании указанных двигателей.

Аналогичным образом предлагаемое изобретение может быть использовано и в других типах тепловых ракетных двигателей, в частности в электронагревных ракетных двигателях.

Источники информации

1. Космические двигатели: состояние и перспективы: Пер. с англ. / Под. ред. Л.Кейвни. М.: Мир, 1988, с. 7, 36, 267.

2. US 4354348, кл. 60-203.1, 19.10.1982.

3. ЭИ "Астронавтика и ракетодинамика", 30, 1992, с. 2-14.

4. US 3150054, кл. 376-318, 16.05.1962.

5. ЭИ "Астронавтика и ракетодинамика", 7, 1996, с. 2-8.

6. Механика жидкости и газа, 3, 1981, с. 167-170.

7. RU 2053446, кл. F 23 D 11/34, 23.08.1984.

8. Энергия, 8, 1992, с. 17.

9. RU 2071133, кл. G 21 D 5/08, 27.12.1996.