RU2244159C2 - Rocket engine for spacecraft - Google Patents
Rocket engine for spacecraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2244159C2 RU2244159C2 RU2003116636/06A RU2003116636A RU2244159C2 RU 2244159 C2 RU2244159 C2 RU 2244159C2 RU 2003116636/06 A RU2003116636/06 A RU 2003116636/06A RU 2003116636 A RU2003116636 A RU 2003116636A RU 2244159 C2 RU2244159 C2 RU 2244159C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- energy
- working fluid
- nozzle
- pulse
- Prior art date
Links
Landscapes
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и может быть использовано на космических аппаратах, преимущественно в качестве маршевого двигателя при межпланетных полетах.The invention relates to jet propulsion systems and can be used on spacecraft, mainly as a mid-flight engine during interplanetary flights.
Известен ракетный двигатель для космических полетов, содержащий источник энергии длительного действия, например ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии и создание при этом реактивной тяги (см. книгу Корлисса У.Р. "Ракетные двигатели для космических полетов", Издательство иностранной литературы, Москва, 1962, стр.425-426, фиг.142).A rocket engine for space flights is known that contains a long-acting energy source, for example, a nuclear reactor connected to an energy converter connected to electromagnetic radiation antennas and thermal elements, which provide radiation of energy and create reactive thrust (see the book by Corliss U. " Rocket engines for space flights ", Publishing house of foreign literature, Moscow, 1962, pp. 425-426, Fig.142).
В описании этого двигателя отсутствует надлежащая проработка конкретных конструктивных признаков преобразователя энергии, обеспечивающих в конечном итоге создание реактивной тяги, что, в частности, отражено в пояснениях к схеме фиг.142 данного двигателя в указанном источнике.In the description of this engine, there is no proper study of the specific design features of the energy converter, which ultimately provide the creation of jet thrust, which, in particular, is reflected in the explanations to the circuit of Fig.142 of this engine in the specified source.
Наиболее близким к заявленному изобретению по совокупности признаков является ракетный двигатель, 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, причем преобразователь импульса установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии. Преобразователь импульса парообразного рабочего тела выполнен в виде лопаточной машины, например турбины, которая связана с генератором электрического тока с возможностью последовательного 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 и конденсироваться из парообразного в жидкое 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 (патент РФ №2115022, МПК F 03 Н 5/00, 10.07.98).The closest to the claimed invention in terms of features is a rocket engine 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 moving 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 are made of a gas-tight heat-conducting material, the cavity of which is isolated from the environment and on the one hand it communicates with the nozzle, and on the opposite side with the pump, which is connected to the pipeline connecting the cylinder with the steam generator, and atel pulse is set in the cavity of the cylinder downstream of the nozzles symmetrically its centerline. The pulse converter of a vaporous working fluid 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 sequential conversion based on the fundamental laws of conservation and laws of thermodynamics of the working fluid pulse at the moment of momentum and electrical energy converted into thermal and electromagnetic radiation with corresponding decrease after the exit from the nozzle of the pulse of the working fluid and its dynamic pressure on the opposite nozzle cylinder wall. At the same time, a thermodynamic cycle is carried out in the rocket engine system in the sequence of the corresponding circular thermodynamic processes. As a working fluid, a substance is used that, after exiting the nozzle and, with subsequent expansion and lowering of the temperature, can change the state of aggregation and condense from vaporous to liquid at temperatures above the ambient temperature in which the cylinder is located. The inner walls of the container are made of material not wetted by the liquid condensate of the working fluid. In the cavity of the container contains only vapors and condensate of the working fluid (RF patent No. 2115022, IPC F 03 H 5/00, 07/10/98).
К недостаткам этого ракетного двигателя относится то, что в нем происходит передача реактивного вращающего момента на космический аппарат от связанной с генератором электрического тока турбины, что с неизбежностью приведет космический аппарат в ускоренное вращение, не определена возможность беспрепятственного движения рабочего тела вдоль стенок баллона с целью надежного дополнительного охлаждения и полной конденсации рабочего тела после выхода из турбины, не предусмотрено единство направлений электромагнитного излучения и истечения рабочего тела из сопла, что определяет действие их импульсов в одном направлении.The disadvantages of this rocket engine include the fact that it transmits reactive torque to the spacecraft from a turbine connected to an electric current generator, which will inevitably bring the spacecraft into accelerated rotation, the possibility of unobstructed movement of the working fluid along the walls of the cylinder with the aim of reliable additional cooling and complete condensation of the working fluid after exiting the turbine, the unity of directions of electromagnetic radiation is not provided and after Ia working fluid from the nozzle, which determines the effect of the pulse in one direction.
Предлагаемое изобретение позволяет получить технический результат, заключающийся в устранении указанных выше недостатков известного ракетного двигателя, являющегося ближайшим аналогом, и обеспечить при этом создание реактивной тяги с применением источника энергии длительного действия с одновременным созданием искусственной тяжести на космическом аппарате (корабле) за счет его практически неограниченного по времени ускорения и обеспечением его электрической энергией.The present invention allows to obtain a technical result, which consists in eliminating the above disadvantages of the known rocket engine, which is the closest analogue, and to ensure the creation of jet thrust using a long-acting energy source while simultaneously creating artificial gravity on the spacecraft (spacecraft) due to its almost unlimited by acceleration time and providing it with electric energy.
Указанный технический результат достигается тем, что ракетный двигатель для космических аппаратов содержит 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 паровой турбины, которая связана с генератором электрического тока с возможностью последовательного 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.The indicated technical result is achieved in that the rocket engine for spacecraft contains 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 moving 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 are made of a gas-tight heat-conducting material, the cavity of which is isolated from the environment and on the one hand, it 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 in the cavity of the container at the exit from the nozzle symmetrically to its axial line and is made in the form of a blade machine, for example a steam turbine, which is connected to an electric current generator with the possibility of sequential conversion based on the fundamental laws of conservation and the laws of thermodynamics of the pulse of the working fluid at the moment of momentum and electrical energy, converted into thermal and electromagnetic radiation with a corresponding decrease after the working pulse exits the nozzle ate and its dynamic pressure on the opposite wall of the nozzle cylinder. At the same time, a thermodynamic cycle is carried out in the rocket engine system in the sequence of the corresponding circular thermodynamic processes. As a working fluid, a substance is used that, after exiting the nozzle and with subsequent expansion and lowering of the temperature, can change the state of aggregation at a temperature above the ambient temperature in which the container is located. The inner walls of the container are made of material not wetted by the liquid condensate of the working fluid. In the cavity of the container contains only vapors and condensate of the working fluid.
Согласно изобретению, турбина выполнена из двух равнонагруженных в силовом отношении роторов с противоположными направлениями вращения, установленных на коаксиальных валах. 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 единицы, 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. 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.According to the invention, the turbine is made of two equally loaded in the power relation rotors with opposite directions of rotation mounted on coaxial shafts. The pulse converter is additionally equipped with a second electric current generator of the same power. Each of these generators is respectively connected to one of the coaxial shafts of the turbine. The possibility of equal in magnitude of the power load 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 by their mechanical connection with a gear ratio equal to one, which is placed between the electric current generators and made, for example, of 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 an axis mounted in the housing of the pulse converter perpendicular to the line of the axis of the turbine. The use of the above-mentioned two equally loaded turbine rotors eliminates the possibility of transmitting torque to the spacecraft. 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 provided due to the possibility of heat removal from the rocket engine through the heat-conducting cylinder walls, for which free space is created between the pulse converter and the cylinder walls with the possibility of unhindered movement of the working fluid. The walls of the cylinder have a surface area that provides the required largest radiant heat exchange with the external space, proceeding from the need to ensure complete condensation of the vaporous working fluid in its liquid state and to comply with the relevant provisions of the second law of thermodynamics, which determines the possibility of operability of any heat engine only under the condition of removal from parts of thermal energy. The energy emitters are directed in one direction 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 energy radiation, which enable the conversion of the total pulse of the working fluid flowing out of the nozzle into a smaller residual impulse that does not perform useful work acting on the elements of a rocket engine.
Турбина сообщается с полостью баллона через выполненное в корпусе преобразователя импульса круговое относительно осевой линии турбины отверстие с возмоиностью выхода пара и конденсата из второго ротора турбины равномерно во все стороны в радиальных направлениях.The turbine communicates with the cylinder cavity through a hole made in the pulse converter housing that is circular in relation to the turbine center line and with the possibility of steam and condensate leaving the second turbine rotor uniformly in all directions in radial directions.
В состав рабочего тела введены центры конденсации, например, в виде пылинок, частиц вещества или ионов.Condensation centers are introduced into the working fluid, for example, in the form of dust particles, particles of a substance or ions.
Ядерный реактор, преобразователь энергии в целом и излучатели энергии жестко соединены друг с другом.The nuclear reactor, the energy converter as a whole, and the energy emitters are rigidly connected to each other.
На приведенной схеме показано в общем виде устройство ракетного двигателя для космических аппаратов и его действие. Сопло, баллон, турбина, корпус преобразователя импульса и один из генераторов электрического тока на схеме приведены в разрезе. Соответствующими стрелками показано движение рабочего тела из сопла, преобразователя импульса, в полости баллона и по трубопроводу, а также направление излучения электромагнитной и тепловой энергии в пространство излучателями энергии.The above diagram shows in general terms the structure of a rocket engine for spacecraft and its action. The nozzle, cylinder, turbine, pulse converter housing and one of the electric current generators in the diagram are shown in section. The corresponding arrows show the movement of the working fluid from the nozzle, the pulse transducer, in the cavity of the container and through the pipeline, as well as the direction of the radiation of electromagnetic and thermal energy into space by energy emitters.
Ракетный двигатель для космических аппаратов содержит 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 1, насоса 2, сообщающегося с трубопроводом 3 для перемещения жидкого рабочего тела, сопла 4, преобразователя импульса выходящего из сопла парообразного рабочего тела в другие виды энергии и баллона 5, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного материала, полость которого изолирована от окружающей среды и с одной стороны сообщается с соплом 4, а с противоположной стороны - с насосом 2, который соединен с трубопроводом 3, связывающим баллон 5 с парогенератором 1. Преобразователь импульса установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии О-О и выполнен в виде лопаточной машины, например турбины 6, которая связана с генератором электрического тока 7 с возможностью последовательного 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 4 импульса рабочего тела и его динамического давления на противоположную соплу стенку баллона 5. 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 4 и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон 5. Внутренние стенки баллона выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела. В полости баллона 5 содержатся только пары и конденсат рабочего тела.The rocket engine for spacecraft contains 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 1, a pump 2 in communication with a pipeline 3 for moving a liquid working fluid, a nozzle 4, a pulse converter emerging from the nozzle of a vaporous working fluid in other types of energy and a cylinder 5, the walls of which are made of gas-tight heat-conducting material, the cavity of which it is isolated from the environment and, on the one hand, communicates with nozzle 4, and on the opposite side, with pump 2, which is connected to pipe 3 connecting cylinder 5 to steam generator 1. Convert The pulse generator is installed in the cavity of the container behind the nozzle exit symmetrically to its O-O axial line and is made in the form of a blade machine, for example, a turbine 6, which is connected to an electric current generator 7 with the possibility of sequential conversion on the basis of fundamental conservation laws and laws of thermodynamics of the impulse of the working fluid at the moment of momentum, and electrical energy converted into thermal and electromagnetic radiation with a corresponding decrease after the exit of the nozzle 4 of the pulse of the working fluid and its about the dynamic pressure on the opposite nozzle of the cylinder wall 5. In this case, a thermodynamic cycle is carried out in the rocket engine system in the sequence of the corresponding circular thermodynamic processes. As the working fluid, a substance is used that, after exiting the nozzle 4 and, with subsequent expansion and lowering of the temperature, can change the state of aggregation at a temperature above the ambient temperature in which the cylinder 5 is located. The inner walls of the cylinder are made of material not wetted by the liquid condensate of the working fluid. In the cavity of the cylinder 5 contains only vapors and condensate of the working fluid.
Турбина 6 выполнена из двух равнонагруженных в силовом отношении роторов с противоположными направлениями вращения, установленных на коаксиальных валах 8. Преобразователь импульса дополнительно снабжен вторым генератором электрического тока 7 одинаковой мощности. Каждый из этих генераторов 7 соответственно соединен с одним из коаксиальных валов 8 турбины 6. 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 7 и выполнена, например, из зацепляющихся трех конических зубчатых колес: -двух центральных 9 одинакового диаметра и одного промежуточного 10. Центральные колеса раздельно установлены соответственно на разных коаксиальных валах 8 роторов турбины, а промежуточное колесо 10 расположено между центральными колесами 9 с возможностью вращения на оси, установленной в корпусе 11 преобразователя импульса перпендикулярно линии оси О-О турбины. Применение упомянутых двух равнонагруженных роторов турбины 6 исключает возможность передачи на космический аппарат реактивного вращающего момента.The turbine 6 is made of two equally loaded in the power relation rotors with opposite directions of rotation mounted on coaxial shafts 8. The pulse converter is additionally equipped with a second electric current generator 7 of the same power. Each of these generators 7 is respectively connected to one of the coaxial shafts 8 of the turbine 6. The possibility of equal power loading of both rotors of the turbine and the provision of the same power of both electric current generators in addition to their identical corresponding power characteristics is also carried out by their mechanical connection with the gear ratio, equal to the unit, which is placed between the generators of electric current 7 and is made, for example, of the engaging three bevel gears: two cent 9 of the same diameter and one intermediate 10. The central wheels are separately mounted respectively on different coaxial shafts 8 of the turbine rotors, and the intermediate wheel 10 is located between the central wheels 9 with the possibility of rotation on an axis installed in the housing 11 of the pulse converter perpendicular to the axis of the axis O-O of the turbine . The use of the above-mentioned two equally loaded rotors of the turbine 6 eliminates the possibility of transmitting reactive torque to the spacecraft.
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 5, для чего между преобразователем импульса и стенками баллона создается свободное пространство с возможностью беспрепятственного движения рабочего тела. 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.Cooling and the 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 provided due to the possibility of heat removal from the rocket engine through the heat-conducting walls of the cylinder 5, for which free space is created between the pulse converter and the walls of the cylinder with the possibility unobstructed movement of the working fluid. The walls of the cylinder have a surface area that provides the required largest radiant heat exchange with the external space, proceeding from the need to ensure complete condensation of the vaporous working fluid in its liquid state and to comply with the relevant provisions of the second law of thermodynamics, which determines the possibility of operability of any heat engine only under the condition of removal from parts of thermal energy.
Излучатели 12 энергии направлены в одну сторону с движением рабочего тела через сопло 4 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.Energy emitters 12 are directed in one direction with the movement of the working fluid through the nozzle 4 with the possibility of creating jet thrust in this case, based on the above transformations and energy radiation, providing the possibility of converting the total momentum of the working fluid flowing out of the nozzle into a smaller one and not performing useful work residual impulse acting on the elements of the rocket engine.
Турбина 6 сообщается с полостью баллона 5 через выполненное в корпусе 11 преобразователя импульса круговое относительно осевой линии О-О турбины отверстие 13 с возможностью выхода пара и конденсата из второго ротора турбины равномерно во все стороны в радиальных направлениях.The turbine 6 communicates with the cavity of the cylinder 5 through a hole 13 made in the pulse converter housing 11 circularly relative to the turbine center line O-O, with the possibility of steam and condensate leaving the second turbine rotor uniformly in all directions in radial directions.
В состав рабочего тела введены центры конденсации, например, в виде пылинок, частиц вещества или ионов.Condensation centers are introduced into the working fluid, for example, in the form of dust particles, particles of a substance or ions.
Ядерный реактор, преобразователь энергии в целом и излучатели энергии жестко соединены друг с другом.The nuclear reactor, the energy converter as a whole, and the energy emitters are rigidly connected to each other.
Ракетный двигатель для космических аппаратов работает следующим образом.The rocket engine for spacecraft works as follows.
Жидкое рабочее тело в парогенераторе 1 нагревается за счет источника энергии длительного действия и превращается в пар, который направляется в сопло 4, где рабочее тело в связи с увеличением скорости приобретает полный импульс, относящийся к начальной форме энергии в описываемом ракетном двигателе, преимущественно обеспечивающей в конечном итоге возможность создания реактивной тяги в ходе последующих превращений и излучения энергии. Вышедшая из сопла 4 в полость баллона 5 струя парообразного рабочего тела воздействует на связанную с генераторами 7 электрического тока двухроторную турбину 6 и приводит роторы турбины во вращение в противоположных направлениях. Вращение от роторов турбины при помощи коаксиальных валов 8 передается на каждый из генераторов 7 электрического тока. Равнонагруженность в силовом отношении обоих роторов турбины 6 и обоих генераторов 7 электрического тока исключает возможность передачи реактивного вращающего момента на космический аппарат. Одинаковую по величине силовую нагруженность обоих роторов турбины 6 обеспечивает также указанная выше их механическая связь с передаточным отношением, равным единице.The liquid working fluid in the steam generator 1 is heated by a long-acting energy source and turns into steam, which is sent to the nozzle 4, where the working fluid acquires a full impulse due to an increase in speed, related to the initial form of energy in the described rocket engine, mainly providing the final as a result, the possibility of creating reactive thrust during subsequent transformations and radiation of energy. A jet of a vaporous working fluid emerging from the nozzle 4 into the cavity of the cylinder 5 acts on a two-rotor turbine 6 connected to the electric current generators 7 and drives the turbine rotors in opposite directions. The rotation from the turbine rotors by means of coaxial shafts 8 is transmitted to each of the electric current generators 7. Equal loading in the power relation of both rotors of the turbine 6 and both generators 7 of electric current excludes the possibility of transmitting reactive torque to the spacecraft. The same magnitude power load of both rotors of the turbine 6 is also provided by the above mechanical connection with a gear ratio of one.
Турбина б осуществляет превращение векторного полного импульса выходящего из сопла 4 рабочего тела в скалярный момент количества движения (момент импульса) относительно оси, который последовательно преобразуется в электрическую энергию при помощи генераторов 7 электрического тока на основе всеобщего фундаментального закона сохранения и превращения энергии. При этом упомянутый полный импульс рабочего тела соответственно превращается в меньший по величине остаточный импульс, воздействующий на элементы преобразователя импульса и стенки баллона в противоположном направлении реактивной тяги. Уменьшению отрицательного воздействия остаточного импульса способствует также направление рабочего тела при выходе из турбины через круговое отверстие 13 в корпусе 11 в радиальных направлениях относительно осевой линии О-О преобразователя импульса.The turbine b converts the vector total momentum of the working fluid emerging from the nozzle 4 into the scalar moment of momentum (angular momentum) relative to the axis, which is subsequently converted into electrical energy using electric current generators 7 based on the universal fundamental law of conservation and conversion of energy. Moreover, the said total impulse of the working fluid, respectively, turns into a smaller residual impulse, acting on the elements of the pulse transducer and the wall of the cylinder in the opposite direction of the jet thrust. The negative influence of the residual pulse is also facilitated by the direction of the working fluid when exiting the turbine through the circular hole 13 in the housing 11 in radial directions relative to the axial line O-O of the pulse converter.
Полная конденсация парообразного рабочего тела в жидкое состояние осуществляется путем уменьшения его совокупной (тепловой и механической) энергии, а соответственно и температуры нагрева, при прохождении через турбину, а также обеспечивается за счет отвода теплоты от ракетного двигателя путем излучения через теплопроводные стенки баллона в окружающее пространство. При этом одновременно обеспечивается соблюдение упомянутых выше положений второго начала термодинамики.The full condensation of the vaporous working fluid into a liquid state is achieved by reducing its total (thermal and mechanical) energy, and accordingly the heating temperature, when passing through a turbine, and is also ensured by removing heat from the rocket engine by radiation through the heat-conducting walls of the cylinder into the surrounding space . At the same time, compliance with the above provisions of the second law of thermodynamics is ensured.
Полной конденсации рабочего тела способствует введение в его состав центров конденсации, например, в виде пылинок, малых частиц вещества или ионов, а также то, что в полости баллона содержатся только пары и конденсат рабочего тела.The complete condensation of the working fluid is facilitated by the introduction of condensation centers, for example, in the form of dust particles, small particles of matter or ions, as well as the fact that only vapors and condensate of the working fluid are contained in the cylinder cavity.
Внутренняя поверхность стенок баллона 5 не смачивается жидким конденсатом рабочего тела. В связи с этим конденсат оседает на внутреннюю поверхность стенок баллона в виде капель, которые имеют возможность свободного перемещения в сторону насоса 2 в связи с ускоренным движением космического аппарата под воздействием реактивной тяги. Отсутствие на внутренней поверхности стенок баллона пленки жидкого рабочего тела с малой теплопроводностью способствует увеличению теплового потока через стенки баллона. Образующийся конденсат рабочего тела при помощи насоса 2 и трубопровода 3 отводится в парогенератор 1.The inner surface of the walls of the cylinder 5 is not wetted by liquid condensate of the working fluid. In this regard, the condensate settles on the inner surface of the walls of the container in the form of droplets, which can freely move towards the pump 2 due to the accelerated movement of the spacecraft under the influence of jet propulsion. The absence on the inner surface of the walls of the cylinder of a film of a liquid working fluid with low thermal conductivity contributes to an increase in heat flow through the walls of the cylinder. The resulting condensate of the working fluid using the pump 2 and the pipe 3 is discharged into the steam generator 1.
Согласно известному принципу эквивалентности, ускорение космического аппарата под действием реактивной тяги создает на космическом аппарате искусственное тяготение.According to the well-known principle of equivalence, the acceleration of a spacecraft under the influence of jet propulsion creates artificial gravity on the spacecraft.
Часть выработанной генераторами электрического тока электрической энергии используется на внутренние потребности космического аппарата, в том числе на приведение в действие насоса 2.Part of the electric energy generated by electric current generators is used for the internal needs of the spacecraft, including the activation of pump 2.
Согласованные по направлению движение рабочего тела через сопло 4 и излучение электромагнитной и тепловой энергии при помощи соответствующих излучателей 12 обеспечивают создание реактивной тяги, исходя из упомянутых выше превращений и излучения энергии.Coordinated in the direction of movement of the working fluid through the nozzle 4 and the radiation of electromagnetic and thermal energy using the respective emitters 12 provide the creation of reactive thrust based on the above transformations and radiation of energy.
Известно, что изменение энергии не зависит от того, каким способом (в результате каких взаимодействий) происходит переход, т.е. энергия - однозначная функция состояния системы ("Физический энциклопедический словарь" под редакцией А.М.Прохорова, М., "Советская энциклопедия", 1984, стр.902/3-903/1). Источником всех видов энергии в описываемом ракетном двигателе служит, например, ядерный реактор. Начальной формой энергии, обеспечивющей в конечном итоге непосредственную возможность создания реактивной тяги, является наряду с тепловой энергией полный импульс истекающего из сопла 4 парообразного рабочего тела. Преобразователь импульса обеспечивает указанные выше необходимые последовательные превращения начальной формы энергии на основе всеобщих законов сохранения и превращения энергии с последующим ее отводом и излучением. Это приводит к соответствующему уменьшению остаточного импульса рабочего тела, воздействующего на элементы ракетного двигателя. Вместе с тем, по тем же причинам уменьшается температура рабочего тела, что способствует его конденсации в жидкое состояние. Исходя из этого следует, что величина создаваемой ракетным двигателем тяги в конечном итоге зависит от фактически использованной части указанной выше начальной формы энергии, т.е. преимущественно от разности в величинах полного импульса исходящего из сопла парообразного рабочего тела и остаточного импульса рабочего тела, воздействующего на элементы ракетного двигателя, с учетом эффективности использования начальной формы энергии на выполнение полезной работы по созданию реактивной тяги при всех упомянутых выше известных превращениях энергии и указанных способах ее отвода и излучения.It is known that the change in energy does not depend on the way (as a result of which interactions) the transition occurs, i.e. energy is an unambiguous function of the state of the system ("Physical Encyclopedic Dictionary" edited by A. M. Prokhorov, M., "Soviet Encyclopedia", 1984, pp. 902 / 3-903 / 1). The source of all types of energy in the described rocket engine is, for example, a nuclear reactor. The initial form of energy, which ultimately provides the immediate possibility of creating reactive thrust, is, along with thermal energy, the full impulse of the vaporous working fluid flowing out of nozzle 4. An impulse converter provides the above-mentioned necessary sequential transformations of the initial form of energy based on the universal laws of conservation and transformation of energy with its subsequent removal and radiation. This leads to a corresponding decrease in the residual impulse of the working fluid acting on the elements of the rocket engine. At the same time, for the same reasons, the temperature of the working fluid decreases, which contributes to its condensation into a liquid state. Proceeding from this, it follows that the magnitude of the thrust created by the rocket engine ultimately depends on the actually used part of the initial energy form indicated above, i.e. mainly from the difference in the total momentum of the vaporous working fluid emanating from the nozzle and the residual working fluid impulse acting on the elements of the rocket engine, taking into account the efficiency of using the initial form of energy to perform useful work to create reactive thrust for all the known energy conversions mentioned above and the indicated methods its tap and radiation.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003116636/06A RU2244159C2 (en) | 2003-06-05 | 2003-06-05 | Rocket engine for spacecraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003116636/06A RU2244159C2 (en) | 2003-06-05 | 2003-06-05 | Rocket engine for spacecraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003116636A RU2003116636A (en) | 2003-11-20 |
| RU2244159C2 true RU2244159C2 (en) | 2005-01-10 |
Family
ID=34881269
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003116636/06A RU2244159C2 (en) | 2003-06-05 | 2003-06-05 | Rocket engine for spacecraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2244159C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8097972B2 (en) | 2009-06-29 | 2012-01-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine with magnetic shaft forming part of a generator/motor assembly |
| US8278774B2 (en) | 2009-06-29 | 2012-10-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine with wired shaft forming part of a generator/motor assembly |
| WO2021082873A1 (en) * | 2019-10-29 | 2021-05-06 | 国防科技大学 | Intelligent control gas suction-type electric propulsion system applicable to multi-flow regimes |
-
2003
- 2003-06-05 RU RU2003116636/06A patent/RU2244159C2/en not_active IP Right Cessation
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8097972B2 (en) | 2009-06-29 | 2012-01-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine with magnetic shaft forming part of a generator/motor assembly |
| US8278774B2 (en) | 2009-06-29 | 2012-10-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine with wired shaft forming part of a generator/motor assembly |
| WO2021082873A1 (en) * | 2019-10-29 | 2021-05-06 | 国防科技大学 | Intelligent control gas suction-type electric propulsion system applicable to multi-flow regimes |
| US11754058B2 (en) | 2019-10-29 | 2023-09-12 | National University Of Defense Technology | Intelligent control gas suction-type electric propulsion system applicable to multi-flow regimes |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR20080009683A (en) | Plasma-vortex engine and method of operation therefor | |
| Qin et al. | Thermodynamic and experimental investigation of a metal fuelled steam Rankine cycle for Unmanned Underwater Vehicles | |
| RU2244159C2 (en) | Rocket engine for spacecraft | |
| CA2707459A1 (en) | A closed thermodynamic system for producing electric power | |
| Kiely | Review of underwater thermal propulsion | |
| Sforza | Electric power generation onboard hypersonic aircraft | |
| RU2142604C1 (en) | Heat energy production process and resonant heat pump/generator unit | |
| US4624110A (en) | Fluid powered turbine | |
| RU2003116636A (en) | Rocket engine for spacecraft | |
| US2624173A (en) | Heat insulating arrangement for a plurality of coaxial turbines having opposed flow through doubletier blading | |
| Ackeret | The Role of entropy in the aerospace sciences-Daniel and Florence Guggenheim Memorial Lecture | |
| CN211642568U (en) | Power circulation and propulsion system and underwater vehicle | |
| RU2107643C1 (en) | Method of creation of reactive force for rotation of helicopter jet-driven rotor and helicopter power unit of main rotor jet-drive for realization of this method | |
| RU2115022C1 (en) | Rocket engine | |
| CA2236219A1 (en) | Power generator driven by environment's heat | |
| RU5655U1 (en) | TIME CONVERTER | |
| RU2447311C2 (en) | Operation mode and design of jet propulsion motor (versions) | |
| RU2720368C1 (en) | Power complex | |
| Hossli | Steam turbines | |
| RU2076214C1 (en) | Mechanical energy generation process | |
| Guimaraes et al. | Technology development for nuclear power generation for space application | |
| RU2696721C1 (en) | Power complex | |
| RU96120640A (en) | Method of time transformation and device for its implementation | |
| GB2410770A (en) | A flow turbine | |
| WO1982001400A1 (en) | Energy generator via form restorable alloy |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20080606 |