RU121305U1

RU121305U1 - LASER ROCKET ENGINE

Info

Publication number: RU121305U1
Application number: RU2012105947/28U
Authority: RU
Inventors: Айдар Рустемович Бикмучев; Ринад Алиманович Мухамедзянов; Альберт Габдулбарович Саттаров
Priority date: 2012-02-17
Filing date: 2012-02-17
Publication date: 2012-10-20

Abstract

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. 1. A laser rocket engine containing a system of reflecting mirrors and a focusing mirror, an absorption chamber with a gas-dynamic window, a supersonic nozzle, a working fluid supply system, a cooling path, characterized in that the absorption chamber with a gas-dynamic window, a reflecting mirror and a focusing mirror are located inside a preliminary sealed camera, on the surface of which there is a solid window, transparent for a given wavelength of laser radiation, and outside the preliminary sealed chamber in front of the solid window there is an external reflecting mirror, while the central axes of the reflecting mirror inside the sealed chamber, external reflecting mirror and solid window are located in the same plane cross-section of the preliminary sealed chamber near the gas-dynamic window. ! 2. The laser rocket engine according to claim 1, characterized in that the cooling system of the solid window in the preliminary sealed chamber is in communication with the cooling path of the laser rocket engine.

Description

Полезная модель относится к реактивным двигателям летательных аппаратов, преимущественно орбитальных и аэрокосмических аппаратов.The utility model relates to jet engines of aircraft, mainly orbital and aerospace vehicles.

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.Known laser rocket engine (LRE) (RF patent No. 2266420, IPC F02K 7/00, F24J 2/06, B64G 1/26, published 20.12.2005), which contains a source of pulsed-periodic laser radiation, an optical node with a radiation concentrator and reflectors, a system for the formation of a flat radiation front and a gas-dynamic unit coaxial with the concentrator. The forming system receives and matches the aperture of the laser beam with the dimensions of the optical node. The first concentrator reflector is made in the form of a cone-shaped figure of rotation with a generatrix of the surface in the form of a part of a short-focus parabola. The gas-dynamic unit is made in the form of a pressure pulse receiver located on the back side and on the basis of the first reflector, as well as a jet nozzle mounted at a distance from the base and forming a slit for introducing laser radiation. The concentrator is equipped with an additional reflector, coaxial with the first reflector and made in the form of a rotation figure, the surface of which is an arc. This additional reflector is placed in the path of the beam focused by the first reflector so that the focal region of the concentrator is located in the region of the specified slit.

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.A known laser rocket engine and a method of organizing a workflow therein (US patent No. 4036012, IPC Н05Н 1/24, published July 19, 1977), the closest in technical essence to the claimed one and adopted as a prototype. A laser rocket engine includes a continuous source of laser radiation, a system of rotary and focusing mirrors, an absorption chamber with a gas-dynamic window, a nozzle, a system for supplying a working fluid to the absorption zone from the gas-dynamic window, and cylinders with a working fluid. A laser rocket engine operates as follows. The laser beam, incident on a system of rotary and focusing mirrors, is focused through a gas-dynamic window in the absorption zone where the working fluid is hydrogen; at the same time, the working fluid with deuterium is added to the absorption zone to initiate an optical discharge and the formation of a plasma core, heating the working fluid that flows around plasma core and flows out of a supersonic nozzle, forming a jet stream.

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.The main disadvantages of both the prototype and the analogue are the ineffective operation of the gas-dynamic windows (GDO) of the LRE data in the upper rarefied layers of the Earth’s atmosphere, and even more so under conditions of space vacuum. Inefficiency manifests itself in the form of the appearance of reverse currents of the working fluid from the absorption chamber (KP) through the GDO and their leakage into the environment, which leads to a decrease in the specific impulse of the LRE.

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.In addition, the relatively high expected specific impulse and the provision of stable “burning” of a continuous optical discharge (NRA) imply a small flow rate of the working fluid with a low NRA blowing rate. These requirements impose restrictions on the effective operation of the gas pressure generator and therefore, in order for the gas pressure generator to cope with its task, the pressure drop between the gearbox and the environment must be small and, as a result, it is difficult to achieve the pressure of the critical pressure in the minimum section of the LRE nozzle, and this also leads to a decrease in the specific impulse and thrust LRE.

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.In space conditions (where the pressure is almost zero), the absorption chamber with the gas turbulence will have a supercritical drop both from the nozzle side and from the gas turbulence side and as a result a differential rod will appear that will significantly reduce the specific impulse of the LRE.

Технический результат на достижение, которого направлена предлагаемая полезная модель, заключается в повышении КПД и удельного импульса ЛРД.The technical result on the achievement of which the proposed utility model is aimed is to increase the efficiency and specific impulse of the LRE.

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.The technical result is achieved by the fact that in a laser rocket engine containing a system of reflective mirrors and a focusing mirror, an absorption chamber with a gas-dynamic window, a supersonic nozzle, a system for supplying a working fluid, a cooling path, the new one is that the absorption chamber with a gas-dynamic window, reflecting and focusing mirrors are located inside the preliminary tight chamber, on the surface of which there is a solid window, transparent for a given wavelength of laser radiation, and outside the preliminary herme egg chamber to a solid window arranged outside the reflecting mirror, wherein the central axis of the reflecting mirror inside the sealed chamber, the outer reflecting mirror and the solid windows arranged in one cross-sectional plane near the sealed chamber provisional gasdynamic window.

Система охлаждения твердого окна в предварительной герметичной камере сообщена с трактом охлаждения лазерного ракетного двигателя.The cooling system of the solid window in the preliminary sealed chamber is in communication with the cooling path of the laser rocket engine.

На фиг.1 представлена схема лазерного ракетного двигателя с твердым окном для ввода лазерного излучения в предварительную герметичную камеру.Figure 1 presents a diagram of a laser rocket engine with a solid window for introducing laser radiation into a preliminary sealed chamber.

На фиг.2 - вид А-А фиг.1.Figure 2 is a view aa of figure 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.Here: 1 - external reflective rotary mirror; 2 - solid window, transparent for input of the laser beam; 3 - internal reflective rotary mirror; 4 - focusing mirror; 5 - preliminary sealed chamber; 6 - gas-dynamic window, 7 - absorption chamber, 8 - supersonic nozzle, 9 - engine cooling path, 10 - collector.

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.The laser rocket engine contains a system of rotary reflecting mirrors (outer 1 and inner 3) and a focusing mirror 4, an absorption chamber 7 with a gas-dynamic window 6 and a supersonic nozzle 8, a supply system for the working fluid — a manifold 10, a cooling duct 9. An absorption chamber 7 with a gas-dynamic window 6, the internal rotary reflective mirror 3 and the focusing mirror 4 are located inside the preliminary sealed chamber 5, on the surface of which there is a solid window 2, transparent for a given wavelength of laser radiation. Outside of the preliminary pressurized chamber 5, in front of the solid window 2, there is an external rotary reflective mirror 1. The central axes of the reflective mirror 2 inside the preliminary pressurized chamber 5, the external reflective mirror 1 and the solid window 2 are located in the same plane of the cross section of the preliminary pressurized chamber 5 near the gasdynamic window 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.Laser rocket engine operates as follows. The laser beam, reflected from the rotary mirror 1, passing through the solid window 2, enters the sealed chamber 5, where it is reflected from the rotary mirror 3 and is focused in the absorption chamber 7 through the gas-dynamic window 6 through the gas-dynamic window 6. To initiate a continuous optical discharge together with a working fluid is supplied with an aerosol of a solution with alkali metal salts, which lowers the threshold for the breakdown of an optical discharge. In the resulting continuous optical discharge, the absorption of the laser beam mainly occurs in the process of reverse bremsstrahlung. The resulting continuous optical discharge is gasdynamically stabilized in the axial region of the absorption chamber by blowing around with an axisymmetric axial flow of the working fluid flowing out of the gasdynamic window. The working fluid, such as hydrogen, entering the gas-dynamic window 6 through the cooling path 9, cools the walls of the LRP KP and the solid window 10. The working fluid, which flows around and partially passes through the NOR plasma, heats up and expires, accelerating in the supersonic nozzle 8, forming a supersonic jet stream.

При высоких уровнях мощности лазерного излучения твердые окна из прозрачных диэлектриков смогут работать сравнительно недолго.At high levels of laser radiation power, solid windows made of transparent dielectrics can work for relatively short periods.

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.For uniform cooling of the window 2 of the preliminary chamber 5, a cold working fluid, such as gaseous or liquid hydrogen, is pumped through a collector 10 having openings around the window perimeter. Entering through the collector 10 into the preliminary chamber 5, the working fluid leads to the appearance of excess pressure compared with the environment. The creation of excess pressure in the preliminary chamber in front of the gas treatment unit and, as a consequence, the decrease in the pressure drop between the control unit and the preliminary chamber (at the inlet of the gas treatment unit) will allow creating higher pressures in the control unit. An increase in the pressure in the LRD CP leads to an increase in the LRD efficiency and specific impulse.

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.When the engine is operating from the side of the preliminary pressurized chamber 5, that is, a pressure drop is formed in the channel of the gas-turbine generator, which prevents the working fluid from flowing from the absorption chamber 7 through the gas-turbine generator 6 to the side of the preliminary pressurized chamber 5 The flow will be possible only from the chamber 5 to the absorption chamber 7, which will correspond to the normal operation of the LRE.

Claims

1. A laser rocket engine containing a system of reflective mirrors and a focusing mirror, an absorption chamber with a gas-dynamic window, a supersonic nozzle, a system for supplying a working fluid, a cooling path, characterized in that the absorption chamber with a gas-dynamic window, a reflecting mirror, and a focusing mirror are located inside the preliminary tight a chamber, on the surface of which there is a solid window, transparent for a given wavelength of laser radiation, and outside the preliminary sealed chamber in front of the solid window an external reflecting mirror is arranged, while the central axes of the reflecting mirror inside the sealed chamber, the external reflecting mirror and the solid window are located in the same plane of the cross section of the preliminary sealed chamber near the gas-dynamic window.

2. The laser rocket engine according to claim 1, characterized in that the cooling system of the solid window in the preliminary sealed chamber is in communication with the cooling path of the laser rocket engine.