ПАТЕНТНЫЙ ПОИСК В РФ
НОВЫЕ ПАТЕНТЫ, ЗАЯВКИ НА ПАТЕНТ
БИБЛИОТЕКА ПАТЕНТОВ НА ИЗОБРЕТЕНИЯ

аэрокосмический лазерный реактивный двигатель

Классы МПК:F02K7/00 Установки, в которых рабочее тело используется только для создания реактивной струи, те установки, не имеющие турбин или иных двигателей, приводящих компрессор или нагнетатель; управление ими
F24J2/06 с элементами для концентрации энергии
B64G1/26 с использованием реактивной силы
Автор(ы):, , , ,
Патентообладатель(и):Федеральное Государственное унитарное предприятие Научно-исследовательский институт комплексных испытаний оптико-электронных приборов и систем (ФГУП НИИКИ ОЭП) (RU)
Приоритеты:
подача заявки:
2003-10-08
публикация патента:

Изобретение относится к реактивным двигателям летательных, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов. Предлагаемый двигатель 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. Технический результат изобретения состоит в возможности установки двигателя на борту различных летательных аппаратов и создания тяги независимо от взаимной ориентации аппарата и источника лазерной энергии. 5 ил. аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420

Рисунки к патенту РФ 2266420

аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420 аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420 аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420 аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420 аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420

Предложенное изобретение относится к технике создания реактивных двигательных установок и может быть использовано при конструировании аэрокосмических летательных аппаратов, в том числе для обеспечения орбитального полета аппарата.

Идея использования лазерной реактивной тяги для организации полета аппаратов начала прорабатываться в начале 70-х годов. В отличие от большинства традиционных способов формирования реактивной тяги лазерный способ обеспечивается за счет удаленного внешнего источника энергии, что приводит к значительному снижению массы аппарата и повышению отношения "полезная масса/полная масса аппарата". Преимуществом лазерных реактивных двигателей перед химическими двигателями является также то, что не нужен традиционный окислитель для ракетного топлива. Еще одним из преимуществ таких двигателей является возможность достижения высокого удельного импульса из-за фактического отсутствия ограничений на достижение высокой температуры плазмы, образующейся в результате лазерного пробоя топлива, 20000К и более.

К настоящему времени разработан и испытан ряд моделей лазерных реактивных двигателей (ЛРД) как непрерывного, так и импульсно-периодического действия. В конструкциях двигателей с применением непрерывного лазерного (CW) излучения (например, [1]) используется классическая схема формирования тяги - с использованием камеры сгорания и сверхзвукового реактивного сопла. Решения с использованием импульсно-периодического лазерного излучения принципиально отличны от них, т.к. в двигателе реализуется взрывной механизм создания реактивной тяги с выбросом газа из сопла, являющегося одновременно и камерой разогрева рабочего вещества до высоких температур, и местом формирования реактивной струи двигателя [2].

Известен лазерный реактивный двигатель [В.П.Агеев, А.И.Барчуков, Ф.В.Бункин, В.И.Конов, А.М.Прохоров, А.С.Силенок, Н.И.Чаплиев. Лазерный воздушно-реактивный двигатель //Квантовая электроника, т.4, №12, 1977, с.2501-2513], который включает в себя лазерный импульсно-периодический источник излучения, формирующую оптику для доставки излучения к оптическому концентратору, оптический концентратор излучения и совмещенное с ним сопло в виде параболоида вращения. Направление силы тяги такого устройства совпадает с направлением распространения лазерного излучения, доставляемого на концентратор, а выброс реактивной струи происходит навстречу излучению. Вследствие этого недостатком такой конструкции является невозможность управлять направлением вектора тяги двигателя и направлением движения аппарата, снижение эффективности тяги двигателя и низкий ресурс его работы.

Одним из лазерных импульсно-периодических двигателей, выбранным в качестве прототипа, является лазерный двигатель (см. патент США №6488233, МПК В 64 С 39/00, публикация 03.12.02), который включает в себя источник импульсно-периодического инфракрасного излучения, размещенную около источника излучения формирующую оптику для согласования апертуры лазерного пучка с габаритами оптического концентратора и формирования плоского фронта излучения, концентратор излучения в виде внеосевого короткофокусного параболоида, сопло в виде двух частей, одна из которых является внутренней частью сопла с центральным телом и представляет собой сам концентратор излучения, а вторая - внешняя часть сопла - представляет собой кольцевой раструб. Работа двигателя происходит следующим образом. От лазерного источника пучок проходит через формирующую оптику и попадает на главное фокусирующее зеркало - внеосевой параболоид. После отражения от него пучок фокусируется на кольцевом раструбе, в результате чего происходит оптический пробой в рабочей среде вблизи поверхности раструба. Возникшая расширяющаяся горячая плазма приводит к образованию ударных волн и спутных потоков за ними, в результате чего происходит выброс газа из сопла и создается тяга. Такое конструктивное решение с традиционным вводом излучения в двигатель со стороны реактивной струи приводит к техническим недостаткам, ограничивающим возможность использования двигателя в условиях полета аппарата в атмосфере и в орбитальных полетах. К этим недостаткам, кроме указанных выше, относятся:

- сложность управления направлением вектора тяги двигателя и направлением движения аппарата независимо от положения и ориентации аппарата относительно лазерного источника энергии;

- ослабление и ухудшение качества лазерного пучка вследствие его взаимодействия с горячим газовым следом реактивной струи, оставляемым за соплом;

- ухудшение оптического качества поверхности концентратора, находящейся в экстремальных условиях комбинированного неблагоприятного воздействия со стороны высокотемпературных сред, мощных потоков лазерного излучения, продуктов химических реакций, протекающих в рабочей среде двигателя и т.д.

Предложен аэрокосмический лазерный реактивный двигатель (АКЛРД) для установки непосредственно на борту различных аэрокосмических летательных аппаратов и позволяющий принимать энергию импульсно-периодического лазера и формировать тягу независимо от взаимной ориентации летательного аппарата и источника лазерной энергии.

Для решения этой задачи предложена оригинальная конструкция с конструктивным и функциональным разделением основных узлов ЛРД: концентратора лазерного пучка и сопла реактивного двигателя, подведением лазерного пучка к двигателю с противоположной выхлопной струе стороны, обеспечивающая во время своей работы постоянную эффективность тяги двигателя. Благодаря такому разделению оптические поверхности элементов концентратора не испытывают значительных ударных и тепловых нагрузок, а также физико-химического воздействия в процессе работы ЛРД, что приводит к высокому ресурсу его работы.

Такой технический эффект получен в аэрокосмическом лазерном реактивном двигателе, содержащем источник импульсного лазерного излучения, оптический узел 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 концентратору, согласно изобретению в котором использован источник импульсно-периодического лазерного излучения, газодинамический узел выполнен в виде приемника импульса давления, расположенного с тыльной стороны указанного первого отражателя и совмещенного с его основанием, а также реактивного сопла, установленного на расстоянии от этого основания, образуя щель для ввода лазерного излучения, при этом концентратор излучения снабжен дополнительным зеркальным отражателем, соосным первому отражателю и выполненным в форме фигуры вращения, образующая поверхности которой представляет собой дугу, причем указанный дополнительный отражатель размещен на пути фокусируемого первым отражателем пучка так, что фокальная область концентратора расположена в области указанной щели.

На фиг.1 представлена схема АКЛРД, где изображены лазерный импульсно-периодический источник 1 излучения, формирующая оптическая система 2, первый конусообразный отражатель 3, второй отражатель 4, фокус 5 отражателя 3, область 6 концентрации излучения составного концентратора, промежуточный фокус 6' составного концентратора, щель 7, сопло 8, приемник давления 9;

аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420 - излучение; "ось" - ось симметрии АКЛРД.

На фиг.2 представлена зависимость скважности tp (в секундах) лазерных импульсов от диаметра критического сечения d* (в метрах) источника топлива, расположенного в вершине приемника давления, массового расхода топлива для различных значений энергии лазерного импульса, где показаны верхняя граница 3 рабочей области, нижняя граница 4 рабочей области, наклонные линии 5, соответствующие различным значениям энергии лазерного импульса, вертикальные линии 6, соответствующие различным значениям мощности лазерного источника энергии.

На фиг.3 представлена схема макета АКЛРД для испытаний в атмосферных условиях, где показаны зеркальный конусообразный отражатель 7, второй отражатель 8, приемник импульса давления 9, сопло 10, кольцевая щель 11.

Координатные оси: продольная X, поперечная Z.

На фиг.4 представлена принципиальная оптическая схема эксперимента, где показаны диафрагма Dk , клин К, маятник Мт, зеркало M1, зеркало М2, калориметр Кл, измерительная линейка И, He-Ne лазер Л, фотоприемник ФП.

На фиг.5 представлена фотография плазмообразования, которое представляет собой диск диаметром 3 см. Фотография получена со стороны сопла при следующих условиях экспериментов: энергия импульса 100 Дж, длительность импульса 15 мкс, длина волны лазерного излучения 10.6 мкм, нормальные условия среды.

Устройство работает следующим образом (см. фиг.1).

В качестве источника лазерного излучения выбран импульсно-периодический лазер. Выбор лазерного источника излучения определяется свойствами лазерного пучка (высокая направленность излучения, низкая расходимость излучения), которые определяют возможность доставки энергии лазерньм лучом к АКЛРД. Импульсно-периодический режим работы лазерного источника излучения характеризуется тем, что отсутствует ряд проблем формирования тяги, связанных с неустойчивостью взаимодействия лазерного излучения с плазмой при использовании непрерывного излучения; импульсно-периодический ЛРД имеет более простую конструкцию. От лазерного импульсно-периодического источника 1 излучения пучок поступает в формирующую оптическую систему 2, функция которой - принять и направить пучок лазерного излучения с плоским фронтом соосно с осью симметрии оптического узла и согласованной апертурой. Плоский фронт лазерного излучения и требование соосности лазерного пучка с осью симметрии оптического узла и согласованной апертурой необходимы для того, чтобы реализовать возможности фокусировки отражателя O1. Подходы к решению этой задачи известны.

В предлагаемой конструкции АКЛРД 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. Размеры первого зеркального отражателя O1 определяют исходя из геометрических размеров формирующей апертуры лазерного пучка. Подходы к решению этой задачи известны. 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. Использование короткофокусной параболы позволяет уменьшить массогабаритные параметры АКЛРД. Конусообразная форма отражателя O1 необходима для того, чтобы обеспечить кольцевую фокусировку лазерного излучения. Фокусом первого зеркала является окружность Ф1. Наличие второго зеркала необходимо для того, чтобы подвести лазерное излучение, которое попадает на отражатель O 1, в область взаимодействия излучения, находящуюся с тыльной стороны отражателя O1, с рабочей средой двигателя. Поэтому на пути пучка установлен второй отражатель O2. Один из фокусов отражателя О2 совмещен с фокусом отражателя O1, а второй фокус отражателя О2 - с областью формирования лазерного пробоя рабочей среды двигателя. Поверхность второго отражателя выполнена в виде фигуры вращения с дугообразной образующей, направленной выпуклой частью навстречу излучению. Использование второго отражателя с криволинейной образующей позволяет изменять параметры фокусировки оптического концентратора: изменять угол сведения и место фокусировки лазерного пучка. Подходы к решению этой задачи известны.

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.

Подходы к решению задач по подаче и размещению топлива в область оптического пробоя известны.

Обычно проблема ввода мощного лазерного излучения в реактивное сопло двигателя или проблема создания оптического окна для ввода мощного излучения решается таким образом, чтобы это окно не влияло ни на качество лазерного пучка, ни на процесс формирования тяги в ЛРД. В тоже время, оно должно выдерживать значительные лучевые и тепловые нагрузки, которые характерны для мощного импульсно-периодического лазерного излучения. Оптическое окно должно также выдерживать динамические и статические перепады давления газа внутри двигателя и снаружи него.

Функцию оптического окна для ввода лазерного излучения в сопло двигателя может выполнять аэродинамическое окно, которое также выполняет функцию разделения двух сред: поток рабочей среды в сопле двигателя от внешней среды.

Преимущества использования свойств аэродинамического окна для ввода излучения мощного лазера заключаются в следующем. Порог пробоя газов (особенно при пониженном давлении) намного выше порога поверхностного или объемного пробоя традиционных оптических материалов под воздействием мощного лазерного излучения. Быстрый поток газа в области щели снижает тепловые нагрузки на газ в щели так, что подводимая мощность излучения (даже за счет малого поглощения излучения в области щели) может быть практически неограниченна, а сопло может функционировать продолжительное время.

В предложенной конструкции АКЛРД ввод лазерного излучения в сопло двигателя осуществлен через щель между приемником импульса давления и соплом двигателя.

Расчеты показывают, что эффективность тяги резко уменьшается с ростом размера щели Щ, через которую осуществляется ввод излучения в газодинамический узел двигателя. Ширину щели, как правило, выбирают, исходя из следующих условий: отсутствие лазерного пробоя на оптической поверхности второго отражателя, фокусирующего излучение через эту щель; отсутствие лазерного пробоя рабочего газа в щели. Выбранная конструкция оптического концентратора позволяет обеспечить минимальный размер щели, при котором щель, выполняя функцию аэродинамического окна, в тоже время минимизирует потери удельного импульса реактивной отдачи Сm при формировании тяги в сопле двигателя.

Минимальный размер щели находят из соотношения: l=аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420·((R-r)/d), где аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420 - длина волны лазерного излучения, d - меридиональный размер лазерного пучка на поверхности второго отражателя, r - радиус кольцевой щели, R - средний радиус второго отражателя. При этом фокусировка лазерного излучения в форме кольца производится непосредственно в область щели. В широком диапазоне значений d, R, r интенсивность лазерного излучения на оси симметрии больше, чем в фокальной области. Выбором величин d, R, r с учетом параметров рабочей среды можно обеспечить условие отсутствия лазерного пробоя в области щели и превышения порога пробоя на оси симметрии.

Газодинамический узел состоит из двух элементов - приемника импульса давления ударной волны и газодинамического сопла, разделенных щелью для ввода излучения. Приемник импульса давления - это элемент единой конструкции, передней частью которой является конусообразный отражатель O1 лазерного излучения. Форма и геометрические параметры приемника импульса давления определяются с учетом оптимального расположения области пробоя рабочей среды двигателя относительно его стенок для обеспечения в совокупности с соплом максимального удельного импульса реактивной отдачи Сm (величина, обратная цене тяги). Подходы к решению этой задачи известны.

Сопло представляет собой канал с поперечным размером части, обращенной к приемнику импульса давления, сопоставимым поперечному размеру приемника импульса давления. Известно, что при значительном уменьшении или увеличении поперечного размера сопла по отношению к поперечному размеру приемника импульса давления резко снижается эффективность работы двигателя. Длина сопла, как правило, выбирается не менее его диаметра. При меньшей длине сопла значительно уменьшается тяга двигателя. Оптимальная длина сопла соответствует его двойному поперечному размеру. Увеличение длины сопла более его трехкратного поперечного размера не приводит к значительному увеличению тяги двигателя. Подходы к решению этой задачи известны.

Известны безразмерные зависимости, основанные на методах подобия, позволяющие рассчитывать геометрические характеристики АКЛРД и характеристики тяги для обеспечения заданного режима работы двигателя с максимальной эффективностью с различной формой сопла. На основе этих зависимостей рассчитывается оптимальный режим работы данного двигателя, т.е. находится максимальный Сm=f(L, D, E, N) или удельный импульс тяги Isp=f(L, D, E, N). Здесь D - поперечный размер части сопла, обращенной к приемнику импульса давления, L - длина сопла, Е - энергия лазерного импульса, N - набор параметров, характеризующих приемник давления, рабочую среду, ее состав, массовый расход и другие характеристики.

Газодинамическое (реактивное) сопло в совокупности с приемником импульса давления оптимальным образом формирует газовый поток внутри сопла и реактивную струю на его выходе в зависимости от параметров окружающей среды.

Для условий пониженного давления или космических условий предпочтительно использовать расширяющиеся сопла. Результаты проведенных экспериментальных исследований показали, что при атмосферных условиях применение расширяющегося сопла менее эффективно, и предпочтительно использовать либо сопло с постоянным сечением, либо сужающееся сопло. В качестве варианта сопла можно рассматривать цилиндр, длина которого L оптимизируется по максимальному значению Cm.

Для конструкции сопла, работающего при пониженном давлении и выполненного в виде, например, расширяющегося конуса или параболоида вращения, зависимость удельного импульса от параметров лазерного излучения имеет вид

аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420

Здесь Е - энергия лазерного импульса, (tp-t c) определяется скважность следования лазерных импульсов, параметры аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420*, u* - плотность и скорость газа в критическом сечении сопла, d* - диаметр критического сечения, еR - относительная эффективность использования лазерной энергии, F(аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420) - множитель, характеризующий снижение тяги в расходящемся потоке газа.

Эта зависимость определяет связь энергии лазерного импульса и частоты повторения импульсов как функцию геометрических параметров сопла ЛРД. Для маневров аппарата с АКЛРД в космосе в качестве начального параметра, определяющего возможности маневра, является величина удельного импульса Isp=103 сек. Предполагаемая мощность излучения лазера может меняться в диапазоне от 200 кВт до 1 МВт.

Зависимость скважности tp лазерных импульсов от диаметра критического сечения d* источника топлива, расположенного в вершине приемника давления, массового расхода топлива для различных значений энергии лазерного импульса получена с использованием приведенного выражения. Две наклонные прямые на графиках (см. фиг.2) соответствуют границам области, внутри которой применимо указанное выражение. Верхняя граница 3 определяется чрезмерным удлинением сопла, когда на течение газа в сопле оказывают влияние уже такие дополнительные факторы как малая плотность потока и скольжение потока вдоль стенок сопла. Нижняя граница 4 определяется минимальным временем, которое необходимо для восстановления работы источника топлива, подаваемого в двигатель, после воздействия на него УВ. Вертикальные линии 6 соответствуют различным значениям мощности лазерного источника энергии.

Полученная на фиг.2 зависимость показывает, что при мощности излучения 200 кВт можно обеспечить такие параметры тяги ЛРД как Isp=103 сек и Т=40 Н при массовом расходе топлива 4.2 г/сек и следующем режиме работы лазера: энергия в импульсе ˜40 Дж, частота повторения импульсов ˜5 кГц. При этом геометрические параметры сопла должны быть следующими: длина L=1.85 м, диаметр выходного сечения D=0.996 м, диаметр критического сечения сопла d*=4.65 мм (аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420*=0.789 кг/м3, аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420=1.4, угол конуса аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420=30°, еR=1, F(аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420)=1).

Пример конкретного исполнения.

По предлагаемому схемному решению на предприятии был сконструирован макет аэрокосмического лазерного реактивного двигателя (см. фиг.3) для испытаний в атмосферных условиях.

Для макета АКЛРД основным геометрическим параметром, определяющим геометрические размеры оптического узла и размеры макета аппарата в целом, является апертура первого зеркального отражателя (диаметр d1 основания первого зеркального отражателя). Эта апертура зависит от апертуры лазерного пучка, доставляемого к аппарату по лабораторной атмосферной трассе демонстрационного эксперимента. С учетом всех эффектов, определяющих эффективность доставки лазерного излучения к аппарату, для макета аппарата была выбрана величина D1=100 мм. Высота первого зеркального отражателя 7 с образующей в виде короткофокусной параболы составила величину 110 мм.

Диаметр приемника 9 импульса давления - 60 мм, а его высота - 12 мм. Соединение приемника импульса давления с зеркальным отражателем 7 осуществлялось таким образом, что выходная плоскость приемника импульса давления совпадала с плоскостью основания зеркального отражателя 7.

Угол наклона к отрицательному направлению оси X, совпадающей с осью симметрии макета АКЛРД, второго зеркального отражателя 8, образующая которого являлась прямой, составлял 24°. Длина отражающей части второго зеркального отражателя 8-27 мм, средний диаметр отражателя 8-2R=184 мм. Отражатель 8 установлен на таком расстоянии, при котором обеспечивается ввод лазерного излучения через щель 11.

Газодинамическое сопло 10 макета двигателя было выполнено в виде цилиндра с диаметром, равным 60 мм, и длиной от 90 до 120 мм, а также в виде суживающегося конуса с аналогичной длиной и диаметром в основании.

Макет аппарата изготавливался из сплава алюминия с использованием технологии токарного точения, оптические элементы аппарата изготовлены на станке с ЧПУ. Отклонение формы зеркальной поверхности концентратора лазерного пучка от расчетной формы не превышает 20 мкм. Погрешность сборки аппарата в целом не превышает 50 мкм. Масса макета аппарата составляла 2.6 кг.

Для упрощения конструкции макета АКЛРД ввод лазерного излучения в нем осуществляется через воздушный промежуток - оптическую щель - между концентратором лазерного пучка и реактивным соплом двигателя. Фокусировка лазерного пучка производилась на ось симметрии газодинамического узла. Размер щели определен из соотношения: lаэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420d·(r/R), где l - ширина кольцевой щели, d - меридиональный размер лазерного пучка на поверхности второго отражателя, r - радиус кольцевой щели, R - средний радиус второго отражателя, и равен 7 мм.

Сконструированный макет (фиг.3) не является полетным вариантом и предназначен для испытаний двигателя и измерений его основных параметров на специально созданном лабораторном стенде предполетных испытаний.

В экспериментах использован импульсный СО 2-лазер с неустойчивьм телескопическим резонатором (М=2.3). Энергия в импульсе 100-150 Дж, длительность импульса 15 мкс.

Принципиальная оптическая схема тестовых экспериментов изображена на фиг.4. Излучение СО2-лазера проходило через круглую диафрагму Dk (аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420 100 мм), соответствующую входному сечению световой апертуры макета. Для целей контроля и регистрации характеристик лазерного импульса используется делительный клин К из KCl, ответвляющий два лазерных пучка по 4% от полной энергии импульса. Зеркало M1 направляет излучение 1-го ответвленного пучка на фотоприемник ФП для контроля формы импульса излучения во времени, зеркало М2 направляет второй пучок на измеритель энергии импульса - калориметр Кл.

Для определения коэффициента реактивной отдачи Cm двигателя использован маятник Мт, на котором подвешивался макет аппарата А. Плечо маятника - 200 мм. Величина переданного механического импульса вычислена по амплитуде отклонения маятника, регистрируемого с помощью He-Ne лазера Л на измерительной линейке И. Угол отклонения маятника аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420 и механический импульс Р, приобретаемый макетом после импульсного воздействия, связаны соотношением

аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420

где m - масса аппарата, g - ускорение свободного падения, l0 - плечо маятника.

Точность измерения угла отклонения в экспериментах равна аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 2266420аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, патент № 226642010 -4 рад, что соответствует относительной погрешности измерения Cm - 10% при средних значениях энергии лазерного импульса.

Проведенные расчеты течения газа в сопле исследуемого макета АКЛРД (при наличии щели) после импульсного вклада энергии показали, что величина удельного импульса реактивной отдачи двигателя Сm может достигать 12 дин/Вт в приближении мгновенного вклада энергии и течения равновесного газа в сопле двигателя. Расчеты течения газа в сопле исследуемого макета АКЛРД в отсутствии щели дали значение Cm около 30 дин/Вт. Таким образом, расчеты показали, что снижение величины реактивной тяги в конструкции АКЛРД со щелью по сравнению с вариантом реактивного сопла без щели может достигать более 2-х раз.

Как показали результаты экспериментальных исследования тестовой модели АКЛРД с использованием импульсного CO2 лазера, величина Cm меняется в пределах 10-15 дин/Вт в зависимости от вариантов конструкции сопла двигателя (форма сопла, длина сопла) и энергии лазерного импульса, что согласуется с теоретическими оценками Cm .

Были проведены эксперименты по регистрации формы и размеров плазмообразования, возникающего в результате лазерного пробоя. На фиг.5 представлена фотография плазмообразования, которое представляет собой диск диаметром 3 см. Фотография получена со стороны сопла при следующих условиях экспериментов: энергия импульса 100 Дж, длительность импульса 15 мкс, длина волны лазерного излучения 10.6 мкм, нормальные условия среды.

Литература

1. Патент США №4036012 A, Monsler, 7/1977, 219/121.6.

2. Willy L. Bohn. "Laser Lightcraft Performance", in High Power Ablation II, Proc. SPIE, vol. 3885, 2000, pp.48-53.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, содержащий источник импульсного лазерного излучения, оптический узел 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, отличающийся тем, что в нем использован источник импульсно-периодического лазерного излучения, газодинамический узел выполнен в виде приемника импульса давления, расположенного с тыльной стороны указанного первого отражателя и совмещенного с его основанием, а также реактивного сопла, установленного на расстоянии от этого основания, образуя щель для ввода лазерного излучения, при этом концентратор излучения снабжен дополнительным зеркальным отражателем, соосным с первым отражателем и выполненным в форме фигуры вращения, образующая поверхности которой представляет собой дугу, причем указанный дополнительный отражатель размещен на пути фокусируемого первым отражателем пучка так, что фокальная область концентратора расположена в области указанной щели.


Скачать патент РФ Официальная публикация
патента РФ № 2266420

patent-2266420.pdf
Патентный поиск по классам МПК-8:

Класс F02K7/00 Установки, в которых рабочее тело используется только для создания реактивной струи, те установки, не имеющие турбин или иных двигателей, приводящих компрессор или нагнетатель; управление ими

Патенты РФ в классе F02K7/00:
гиперзвуковой двигатель (варианты) -  патент 2529601 (27.09.2014)
воздухозаборное устройство с заглушкой воздушно-реактивного двигателя -  патент 2527800 (10.09.2014)
пульсирующая детонационная установка для создания силы тяги -  патент 2526613 (27.08.2014)
гиперзвуковой, воздушно реактивный двигатель с детонационно-пульсирующей камерой сгорания, с совмещением гиперзвукового реактивного потока со сверхзвуковым прямоточным "один в другом" -  патент 2524591 (27.07.2014)
стартовый ускоритель самолёта -  патент 2521153 (27.06.2014)
способ организации детонационного режима горения в камере сгорания гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя -  патент 2520784 (27.06.2014)
реактивный двигатель, содержащий множество ракетных двигателей -  патент 2517940 (10.06.2014)
гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения -  патент 2516735 (20.05.2014)
дозвуковые и стационарныепрямоточные воздушно-реактивные двигатели -  патент 2516075 (20.05.2014)
гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель и способ организации горения -  патент 2511921 (10.04.2014)

Класс F24J2/06 с элементами для концентрации энергии

Класс B64G1/26 с использованием реактивной силы

Патенты РФ в классе B64G1/26:
летательный аппарат -  патент 2521145 (27.06.2014)
средство для перемещения в космическом пространстве -  патент 2520856 (27.06.2014)
способ управления выведением космического аппарата на орбиту искусственного спутника планеты -  патент 2520629 (27.06.2014)
способ увода отделившейся части ступени ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации -  патент 2518918 (10.06.2014)
способ управления движением ракеты-носителя на начальном участке полета -  патент 2495800 (20.10.2013)
способ управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом -  патент 2490181 (20.08.2013)
способ увода отделяющейся части ракеты-носителя с орбиты полезной нагрузки и устройство для его реализации -  патент 2482034 (20.05.2013)
способ безопасного старта ракеты с многодвигательной первой ступенью -  патент 2481251 (10.05.2013)
способ увода разгонного ракетного блока с траектории полета космического аппарата -  патент 2478064 (27.03.2013)
способ спуска отделяющейся части ступени ракеты космического назначения -  патент 2475429 (20.02.2013)




Наверх