форсируемый газофазный ядерный ракетный двигатель

Формула изобретения

1. ФОРСИРУЕМЫЙ ГАЗОФАЗНЫЙ ЯДЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, содержащий реактор с газообразной активной зоной и сопло, отличающийся тем, что он снабжен воздухозаборником, сообщенным с полостью сопла, установленной на борту емкостью с рабочим телом и сообщенным с ней каналом, выходящим в полость сопла.

2. Двигатель по п.1, отличающийся тем, что он снабжен турбовентиляторным нагнетателем воздуха.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к аэрокосмической технике и может быть использовано в качестве основной двигательной установки гиперзвуковых самолетов, а также космических летательных аппаратов (КЛА), способных выполнять длительные полеты в атмосферах Земли и планет, а также одноступенчатых космических кораблей многоразового использования, способных к самостоятельному взлету с Земли.

Аналогами изобретения являются применяемые в настоящее время в двигательных установках ракет-носителей, космических кораблей многоразового использования и ракетных самолетов жидкостные и твердотопливные химические ракетные двигатели (ЖРД и РДТТ). Недостатками аналогов является низкая скорость истечения нагретых газов из сопла (около 2500 м/с у лучших РДТТ, не более 4400 м/с у лучших ЖРД), что исключает создание на их базе полностью многоразовых одноступенчатых космических кораблей, способных к самостоятельному взлету с Земли из-за большой требуемой величины соотношения начальной и конечной масс (около 40 для РДТТ и около 9 для лучших ЖРД). Из-за больших требуемых соотношений начальной и конечной масс ракеты-носители на базе РДТТ и ЖРД имеют малую полезную нагрузку (не более 5% от стартового веса).

Прототипом изобретения является газофазный ядерный ракетный двигатель (газофазные ЯРД), позволяющий достигать значений скорости истечения 15-30 км/с в зависимости от типа используемого реактора при использовании водорода в качестве рабочего тела, что позволяет при умеренных соотношениях начальной и конечной масс (от 1,3 до 2 в зависимости от типа реактора) обеспечивать приращения скорости, достаточные для выхода на орбиту искусственного спутника Земли с ее поверхности. Высокие значения скорости истечения в газофазных ЯРД обеспечиваются за счет пропускания рабочего тела с низкой молекулярной массой, обеспечивающего наибольшую скорость истечения при заданной температуре нагрева) через ядерный реактор с газообразной активной зоной, обеспечивающий более высокую температуру нагрева рабочего тела, чем в ЖРД, РДТТ или ЯРД с твердой активной зоной. Из реактора рабочее тело поступает в сопло, расширяясь в котором, оно создает реактивную силу тяги.

Недостатком газофазного ЯРД является большой удельный вес двигателя (порядка 0,1 кг на 1 Н тяги для современных проектов), затрудняющий создание на его базе взлетающих с Земли космических кораблей, так как тяга такого ЯРД незначительно превышает его собственный вес или даже меньше его (для двигателей с наибольшими скоростями истечения). Большой удельный вес газофазного ЯРД определяется большим весом реактора, пропорциональным его мощности, а значит и тяге при заданной скорости истечения.

Целью изобретения является создание двигателя, тяга которого может быть форсирована при выполнении динамических операций, требующих большой тяги двигателя, например при взлете с Земли.

Тяга двигателя форсируется путем инжекции в реактивную струю, выходящую из реактора, рабочего тела, забираемого из атмосферы или запасенного на борту летательного аппарата.

На фиг. 1 показано устройство форсируемого газофазного ЯРД и его работа в основном режиме (без форсирования тяги); на фиг. 2 иллюстрация работы двигателя при форсировании тяги в трех режимах: при заборе дополнительного рабочего тела из атмосферы и малых скоростях полета (а), при заборе дополнительного рабочего тела из атмосферы и больших скоростях полета (б), при работе только на запасенном рабочем теле без забора рабочего тела из атмосферы (в).

Двигатель состоит из ядерного реактора 1 с газообразной активной зоной, сопла 2 с изменяемой геометрией, регулируемого воздухозаборника 3 и блока турбовентиляторных нагнетателей воздуха 4, который может убираться внутрь корпуса летательного аппарата 5.

При малых скоростях полета КЛА в атмосфере динамический напор воздуха, поступающего через открытый воздухозаборник 3, недостаточен для обеспечения эффективной инжекции воздуха в реактивную струю. В данном режиме (фиг. 2а) нагнетание воздуха в двигатель производится блоком турбовентиляторных нагнетателей 4, устройство которых аналогично двуконтурным воздушно-реактинвым двигателям.

Работа форсируемого газофазного ЯРД в основном режиме (фиг. 1) не отличается от работы других газофазных ЯРД: рабочее тело 6 нагревается в реакторе 1 и, расширяясь в сопле 2, создает реактивную силу тяги. Воздухозаборник 3 закрыт, как и канал 8 для дополнительной подачи запасенного на борту КЛА рабочего тела. При форсировании тяги путем дополнительной подачи запасенного рабочего тела 9 оно поступает в сопло по открытому каналу 8.

При больших скоростях полета в атмосфере нагнетатели 4 убираются внутрь корпуса летательного аппарата, а воздухозаборник 3 остается открытым. Инжекция воздуха 7 в сопло обеспечивается за счет его динамического напора.

Достоинством предлагаемой схемы двигателя является возможность увеличить тягу газофазного ЯРД без увеличения мощности реактора и веса реактора, а также расхода запасенного на борту летательного аппарата рабочего тела. Например, при соотношении расхода воздуха через воздухозаборник и рабочего тела через реактор 100:1 тяга двигателя возрастает в 10 раз. Это позволяет резко уменьшить удельный вес двигателя и повысить его удельный импульс (а значит и экономичность) при полете в атмосфере. Кроме того, возможность форсировать тягу двигателя облегчает посадку межпланетных КЛА на планеты и взлет с них. Благодаря низкому удельному весу и высокому удельному импульсу форсируемого газофазного ЯРД на его базе могут создаваться одноступенчатые КЛА, способные к взлету с Земли. Данный двигатель может использоваться как на крылатых летательных аппаратах, так и на КЛА баллистической схемы, так как способен обеспечить взлет с Земли при низком аэродинамическом качестве КЛА за счет создания тяги, значительно превышающей вес КЛА.