Claims (3)
1. Ракетный двигатель для космических аппаратов, содержащий источник энергии длительного действия, например, ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии, преобразователь энергии выполнен в виде парогенератора, насоса, сообщающегося с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, сопла, преобразователя импульса выходящего из сопла парообразного рабочего тела в другие виды энергии и баллона, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного материала, полость которого изолирована от окружающей среды и с одной стороны сообщается с соплом, а с противоположной стороны - с насосом, который соединен с трубопроводом, связывающим баллон с парогенератором, преобразователь импульса установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии и выполнен в виде лопаточной машины, например, турбины, которая связана с генератором электрического тока с возможностью преобразования на основе фундаментальных законов сохранения и законов термодинамики импульса рабочего тела в момент количества движения и электрическую энергию, преобразуемую в тепловое и электромагнитное излучение с соответствующим уменьшением после выхода из сопла импульса рабочего тела и его динамического давления на противоположную соплу стенку баллона, при этом в системе ракетного двигателя осуществляется термодинамический цикл в последовательности соответствующих круговых термодинамических процессов, в качестве рабочего тела используется вещество, способное после выхода из сопла и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон, внутренние стенки баллона выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела, в полости баллона содержатся только пары и конденсат рабочего тела, отличающийся тем, что турбина выполнена из двух равнонагруженных в силовом отношении роторов с противоположными направлениями вращения, установленных на коаксиальных валах, а преобразователь импульса дополнительно снабжен вторым генератором электрического тока одинаковой мощности, каждый из этих генераторов соответственно соединен с одним из коаксиальных валов турбины, возможность равной по величине силовой нагруженности обоих роторов турбины и обеспечение при этом одинаковой мощности обоих генераторов электрического тока помимо их одинаковых соответствующих силовых характеристик осуществляется также их механической связью с передаточным отношением, равным единице, которая размещена между генераторами электрического тока и выполнена, например, из зацепляющихся трех конических зубчатых колес - двух центральных одинакового диаметра и одного промежуточного, центральные колеса раздельно установлены соответственно на разных коаксиальных валах роторов турбины, а промежуточное колесо расположено между центральными колесами с возможностью вращения на оси, установленной в корпусе преобразователя импульса перпендикулярно линии оси турбины, применение упомянутых двух равнонагруженных роторов турбины исключает возможность передачи на космический аппарат реактивного вращающего момента, охлаждение и возможность конденсации парообразного рабочего тела в жидкое состояние осуществляется путем уменьшения его энергии при прохождении через турбину, а также обеспечивается за счет возможности отвода теплоты от ракетного двигателя через теплопроводные стенки баллона, для чего между преобразователем импульса и стенками баллона создается свободное пространство с возможностью беспрепятственного движения рабочего тела, а стенки баллона имеют площадь поверхности, обеспечивающую необходимый по величине лучистый теплообмен с внешним пространством, исходя при этом из необходимости обеспечения полной конденсации парообразного рабочего тела в жидкое его состояние и соблюдения соответствующих положений второго начала термодинамики, определяющего возможность работоспособности любой тепловой машины только при условии отвода от нее части тепловой энергии, излучатели энергии направлены в одну сторону с движением рабочего тела через сопло с возможностью создания при этом реактивной тяги, исходя из упомянутых выше превращений и излучения энергии, обеспечивающих возможность преобразования полного импульса вытекающего из сопла рабочего тела в меньший по величине и не выполняющий полезной работы остаточный импульс, воздействующий на элементы ракетного двигателя.1. A rocket engine for spacecraft containing a long-acting energy source, for example, a nuclear reactor connected to an energy converter connected to electromagnetic radiation antennas and thermal elements providing energy radiation, the energy converter is made in the form of a steam generator, a pump in communication with a pipeline for the movement of a liquid working fluid, a nozzle, a pulse converter emerging from the nozzle of a vaporous working fluid in other types of energy and a cylinder whose walls made of gas-tight heat-conducting material, the cavity of which is isolated from the environment and on the one hand communicates with the nozzle, and on the opposite side, with the pump, which is connected to the pipeline connecting the cylinder to the steam generator, the pulse converter is installed symmetrically in the cavity of the cylinder at the exit of the nozzle the axial line and is made in the form of a blade machine, for example, a turbine, which is connected to an electric current generator with the possibility of conversion based on fundamental laws of conservation of the laws and thermodynamics of the impulse of the working fluid at the moment of momentum and the electrical energy converted into thermal and electromagnetic radiation with a corresponding decrease after the exit from the nozzle of the working fluid’s pulse and its dynamic pressure on the opposite wall of the balloon, while the thermodynamic cycle is carried out in the rocket engine system in the sequence of the corresponding circular thermodynamic processes, a substance capable of exiting and with subsequent expansion and lowering of the temperature, to change the state of aggregation at a temperature above the ambient temperature in which the cylinder is located, the inner walls of the cylinder are made of material not wetted by liquid condensate of the working fluid, only the vapor and condensate of the working fluid are contained in the cavity of the cylinder that the turbine is made of two equally loaded in the power relation rotors with opposite directions of rotation mounted on coaxial shafts, and the pulse converter it is additionally equipped with a second electric current generator of the same power, each of these generators is respectively connected to one of the turbine coaxial shafts, the possibility of equal power loading of both turbine rotors and the provision of the same power of both electric current generators in addition to their identical corresponding power characteristics is also carried out mechanical connection with a gear ratio equal to unity, which is located between the generators of electric current and for example, from engaging three bevel gears - two central ones of the same diameter and one intermediate, the central wheels are separately mounted respectively on different coaxial shafts of the turbine rotors, and the intermediate wheel is located between the central wheels with the possibility of rotation on the axis mounted in the housing of the pulse converter perpendicularly lines of the axis of the turbine, the use of the above-mentioned two equally loaded turbine rotors eliminates the possibility of transmitting reactive torque, cooling and the possibility of condensation of the vaporous working fluid into a liquid state is carried out by reducing its energy when passing through a turbine, and is also ensured by the possibility of heat removal from the rocket engine through the heat-conducting walls of the cylinder, for which free momentum is created between the pulse converter and the cylinder walls space with the possibility of unhindered movement of the working fluid, and the walls of the cylinder have a surface area that provides the necessary size radiant heat exchange with the outer space, proceeding from the need to ensure complete condensation of the vaporous working fluid into its liquid state and to comply with the relevant provisions of the second law of thermodynamics, which determines the operability of any heat engine only if part of the heat energy is removed from it, the energy emitters are directed into one side with the movement of the working fluid through the nozzle with the possibility of creating reactive thrust in this case, based on the above transformations and radiation energies that enable the conversion of the total impulse flowing from the nozzle of the working fluid into a smaller residual impulse that does not perform useful work, affecting the elements of the rocket engine.
2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что турбина сообщается с полостью баллона через выполненное в корпусе преобразователя импульса круговое относительно осевой линии турбины отверстие с возможностью выхода пара и конденсата из второго ротора турбины равномерно во все стороны в радиальных направлениях.2. The rocket engine according to claim 1, characterized in that the turbine communicates with the cavity of the cylinder through a hole made in the pulse transducer housing that is circular in relation to the axis of the turbine and that steam and condensate can escape from the second turbine rotor uniformly in all directions in radial directions.
3. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в состав рабочего тела введены центры конденсации, например, в виде пылинок, частиц вещества или ионов.3. The rocket engine according to claim 1, characterized in that condensation centers are introduced into the composition of the working fluid, for example, in the form of dust particles, particles of a substance or ions.