RU2439360C1 - Laser rocket engine and method of its operation - Google Patents
Laser rocket engine and method of its operation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2439360C1 RU2439360C1 RU2010125790/06A RU2010125790A RU2439360C1 RU 2439360 C1 RU2439360 C1 RU 2439360C1 RU 2010125790/06 A RU2010125790/06 A RU 2010125790/06A RU 2010125790 A RU2010125790 A RU 2010125790A RU 2439360 C1 RU2439360 C1 RU 2439360C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- absorption chamber
- working fluid
- laser
- working body
- rocket engine
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Laser Beam Processing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области реактивных двигательных установок, а именно к реактивным двигателям, основанным на получении тяги в результате поглощения лазерного излучения, и предназначено для управления малыми космическими аппаратами.The invention relates to the field of jet propulsion systems, and in particular to jet engines based on thrust resulting from the absorption of laser radiation, and is intended to control small spacecraft.
Известен лазерный ракетный двигатель (патент РФ №2338918, МПК F02K 11/00, опубл. 20.11.2008, бюл. №32) который включает в себя непрерывный источник лазерного излучения, систему поворотных и фокусирующих зеркал и рабочего тела из абляционного материала. Рабочее тело выполнено в виде цилиндрического стержня, снабженного системой перемещения вдоль и вокруг оси симметрии. Генерируемое лазером излучение, фокусируясь на поверхности рабочего тела, инициирует испарение рабочего тела, и образование плазменной струи, истекающей перпендикулярно к его поверхности и обеспечивающей передачу рабочему телу противоположно направленного реактивного импульса отдачи.A well-known laser rocket engine (RF patent No. 2338918, IPC F02K 11/00, published on November 20, 2008, bull. No. 32) which includes a continuous source of laser radiation, a system of rotary and focusing mirrors and a working body of ablative material. The working fluid is made in the form of a cylindrical rod equipped with a movement system along and around the axis of symmetry. The radiation generated by the laser, focusing on the surface of the working fluid, initiates the evaporation of the working fluid, and the formation of a plasma jet flowing out perpendicular to its surface and transmitting to the working fluid an oppositely directed reactive recoil momentum.
Недостатком данного устройства является наличие в конструкции движущихся частей, которые в условиях космического вакуума могут привести к заклиниванию системы перемещения рабочего тела. Использование абляционного материала при испарении приводит к образованию тяжелых фракций продуктов нагрева с высокой молекулярной массой, что уменьшает удельный импульс.The disadvantage of this device is the presence in the design of moving parts, which under conditions of space vacuum can lead to jamming of the moving system of the working fluid. The use of ablative material during evaporation leads to the formation of heavy fractions of heating products with high molecular weight, which reduces the specific impulse.
Известен лазерный ракетный двигатель и способ организации рабочего процесса в нем (патент US №4036012, МПК Н05Н 1/24, опубл. 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 тела в зону поглощения со стороны газодинамического окна, баллоны с рабочим телом. Способ организации рабочих процессов в двигателе осуществляется 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 инициации оптического разряда и образования плазменного ядра, нагрев рабочего тела, которое обтекает плазменное ядро и истекает из сверхзвукового сопла, образуя плазменную струю. В известном техническом решении охлаждение осуществляется регенеративным путем, при помощи жидкого водорода, поступающего в рубашку охлаждения из баллонов.A known laser rocket engine and a method of organizing a workflow therein (US patent No. 4036012, IPC Н05Н 1/24, publ. 07/19/1977), the closest in technical essence to the claimed and adopted for the 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. The method of organizing work processes in the engine is 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 form a plasma core, heating the working fluid that flows around plasma core and flows out of a supersonic nozzle, forming a plasma jet. In a known technical solution, the cooling is carried out regeneratively, using liquid hydrogen entering the cooling jacket from the cylinders.
Недостатком известного двигателя является невысокая эффективность стабилизации плазмы в приосевой области, низкий коэффициент поглощения лазерного излучения водородом, что приводит к снижению удельного импульса, и недостаточная защита от горячих конвективных потоков в области критического сечения, что снижает ресурс работы двигателя и его надежность.A disadvantage of the known engine is the low stabilization efficiency of the plasma in the axial region, low absorption coefficient of laser radiation by hydrogen, which leads to a decrease in the specific impulse, and insufficient protection from hot convective flows in the critical section region, which reduces the engine operating life and its reliability.
Технический результат, на достижение которого направленно предлагаемое изобретение, заключается в поддержании высокого удельного импульса за счет более эффективного способа организации внутрикамерных процессов и увеличении ресурса работы лазерного ракетного двигателя.The technical result, the achievement of which the invention is directed, consists in maintaining a high specific impulse due to a more efficient way of organizing intra-chamber processes and increasing the life of a laser rocket engine.
Технический результат достигается тем, что в способе организации рабочего процесса в лазерном ракетном двигателе, включающем подачу в камеру поглощения рабочего тела, создание в ней плазменного ядра, путем фокусирования лазерного луча и инициации оптического разряда, нагрев рабочего тела, которое обтекает плазменное ядро и истекает из сверхзвукового сопла, создавая плазменную струю, новым является то, что рабочее тело подают со стороны критического сечения сверхзвукового сопла тангенциально поверхности камеры поглощения, создают направленный в сторону распространения лазерного луча, закрученный осесимметричный поток рабочего тела, который достигает переднего днища камеры поглощения, разворачивается, обтекая плазменное ядро.The technical result is achieved by the fact that in a method for organizing a working process in a laser rocket engine, including supplying a working fluid to the absorption chamber, creating a plasma core in it, by focusing the laser beam and initiating an optical discharge, heating of the working fluid that flows around the plasma core and expires from creating a plasma jet, it is new that the working fluid is fed from the critical section of the supersonic nozzle tangentially to the surface of the absorption chamber, creating a The pressure in the direction of propagation of the laser beam, hooked axisymmetric flow the working fluid, which reaches the front of the bottom of the absorption chamber takes place, flowing plasma kernel.
В зону фокусировки лазерного луча, для инициации оптического разряда, вводят легкоионизируемый материал.A lightly ionized material is introduced into the focus area of the laser beam to initiate an optical discharge.
В лазерном ракетном двигателе, включающем источник лазерного излучения, систему поворотных и фокусирующих зеркал, камеру поглощения с газодинамическим окном, сопло, систему подвода рабочего тела в камеру поглощения, новым является то, что каналы для подвода рабочего тела в камеру поглощения выполнены со стороны критического сечения сверхзвукового сопла, при этом их оси расположены тангенциально к поверхности камеры поглощения.In a laser rocket engine, which includes a laser radiation source, 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 chamber, it is new that the channels for supplying a working fluid to the absorption chamber are made from the critical section supersonic nozzles, while their axes are located tangentially to the surface of the absorption chamber.
Газодинамическое окно в переднем днище камеры поглощения снабжено хорошо обтекаемым дефлектором, обращенным внутрь нее.The gas-dynamic window in the front bottom of the absorption chamber is equipped with a well-streamlined deflector facing into it.
В зоне фокусировки лазерного луча установлен легкоионизируемый материал для увеличения коэффициента поглощения лазерного луча.A readily ionized material is installed in the focus area of the laser beam to increase the absorption coefficient of the laser beam.
Сущность предлагаемого изобретения представлена на чертежах.The essence of the invention is presented in the drawings.
На фиг.1 - продольный разрез лазерного ракетного двигателя.Figure 1 is a longitudinal section of a laser rocket engine.
На фиг.2 - вид А-А фиг.1.Figure 2 is a view aa of figure 1.
Здесь: 1 - непрерывный источник лазерного излучения; 2 - поворотные и фокусирующие зеркала; 3 - камера поглощения; 4 - каналы для подвода рабочего тела; 6 - дефлектор; 7 - вольфрамовая проволока; 8 - сверхзвуковое сопло.Here: 1 - a continuous source of laser radiation; 2 - rotary and focusing mirrors; 3 - absorption chamber; 4 - channels for supplying a working fluid; 6 - a deflector; 7 - tungsten wire; 8 - supersonic nozzle.
Лазерный ракетный двигатель включает непрерывный источник лазерного излучения 1, например газодинамический CO2-лазер с длиной волны λ=10.6 мкм, систему поворотных и фокусирующих зеркал 2, представляющих собой плоские и параболические зеркала для фокусировки лазерного луча в камере поглощения 3. В камере поглощения 3 выполнено газодинамическое окно 5, которое снабжено дефлектором 6, обращенным внутрь камеры поглощения, необходимым для обеспечения разворота газа от переднего днища камеры поглощения 3. Система подачи рабочего тела имеет каналы 4 для подвода рабочего тела, выполненные в камере поглощения со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 8. Оси каналов 4 направлены тангенциально к поверхности камеры поглощения 3, так чтобы создать закрученный осесимметричный поток газа и обеспечить «завесное» охлаждение. В камере поглощения 3 в зоне фокусировки лазерного луча установлен элемент инициирования оптического разряда 7, из легкоионизируемого материала, например вольфрама, который увеличивает коэффициент поглощения лазерного излучения.The laser rocket engine includes a continuous source of
Сущность способа заключается в следующем. Генерируемое газодинамическим CO2-лазером 1 излучение, попадая на систему поворотных и фокусирующих зеркал 2, проходя через оптически прозрачное газодинамическое окно 5, фокусируется на поверхности вольфрамовой проволоки 7, которую устанавливают в зоне фокуса для увеличения коэффициента поглощения лазерного излучения и лучшей инициации оптического разряда. Одновременно с инициацией оптического разряда, из каналов 4 для подвода рабочего тела со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 9, сообщенных с системой подвода рабочего тела (не показана), в камеру поглощения 3 подается рабочее тело (например, водород или аргон). После инициации оптического разряда, происходит образование горячего плазменного ядра, при этом рабочее тело образует закрученный осесимметричный поток, направленный в сторону распространения лазерного излучения, который, достигая переднего днища камеры поглощения 3, разворачивается от дефлектора 6 в обратном направлении, и обдувает горячее плазменное ядро, и истекает в сверхзвуковое сопло, создавая плазменную струю, при этом обеспечивается условия устойчивого «горения» оптического разряда в приосевой зоне камеры поглощения 3, что позволяет поддерживать высокую величину удельного импульса и охлаждать стенки камеры поглощения 3 тангенциальным потоком рабочего тела, тем самым увеличить ресурс работы двигателя.The essence of the method is as follows. The radiation generated by the gas-dynamic CO 2 laser 1, entering the system of rotary and focusing
Условия устойчивого «горения» оптического разряда в приосевой зоне камеры поглощения 3 обеспечиваются образованием малоподвижной области течения вокруг плазменного ядра, создаваемой рабочим телом, истекающем тангенциально из каналов 4 со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 8.The conditions for stable “burning” of an optical discharge in the axial zone of the absorption chamber 3 are ensured by the formation of a sedentary flow region around the plasma core created by the working fluid flowing out tangentially from the
Эти условия имеют вид:These conditions are of the form:
vφ≥ux/tgβ или v φ ≥u x / tgβ or
Здесь vφ - тангенциальная составляющая скорости рабочего тела, истекающей со стороны критического сечения сверхзвукового сопла, ux - осевая составляющая скорости рабочего тела, истекающей со стороны критического сечения сверхзвукового сопла, tgβ - тангенс угла раскрытия камеры, εк - отношения большей площади сечения камеры к площади критического сечения , k - коэффициент изоэнтропы,Here, v φ is the tangential component of the velocity of the working fluid expiring from the critical section of the supersonic nozzle, u x is the axial component of the velocity of the working fluid flowing from the critical section of the supersonic nozzle, tgβ is the tangent of the opening angle of the chamber, ε to is the ratio of the larger sectional area of the chamber to the critical section area , k is the isentropic coefficient,
R - универсальная газовая постоянная, Т - температура газа.R is the universal gas constant, T is the gas temperature.
Устройство работает следующим образом. Генерируемое лазером 1 излучение, попадая на систему поворотных и фокусирующих зеркал 2, фокусируется через газодинамическое окно 5 в камере поглощения 3 на поверхности вольфрамовой проволоки 7, инициирует «поджог» оптического разряда и образование плазменного ядра. Поток рабочего тела поступает в камеру поглощения через каналы 4 со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 8 тангенциально к поверхности камеры поглощения 3. В результате образуется закрученный осесимметричный поток газа, который направляется к переднему днищу камеры поглощения 3, поворачивается в обратном направлении от дефлектора 6 и истекает в сверхзвуковое сопло 8, обдувая горячее ядро со стороны подвода лазерного луча, обеспечивая устойчивое «горение» оптического разряда.The device operates as follows. The radiation generated by the
Такой способ организации рабочего процесса в камере поглощения 3 позволяет стабилизировать плазму в осевом направлении (т.е. предотвратить движение оптического разряда в направлении лазерного луча).This method of organizing the working process in the absorption chamber 3 makes it possible to stabilize the plasma in the axial direction (i.e., to prevent the movement of the optical discharge in the direction of the laser beam).
Тангенциальный поток рабочего тела, истекая из каналов 4 со стороны критического сечения сверхзвукового сопла 8, охлаждает стенки камеры поглощения 3, при этом, разворачиваясь от передней стенки камеры поглощения 3, образует малоподвижную область, которая перекрывает исток газа из ядра к стенкам камеры поглощения 3, в радиальном направлении, обеспечивая «завесное» охлаждение и поддержание высокой величины удельного импульса.The tangential flow of the working fluid, flowing from the
Claims (4)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010125790/06A RU2439360C1 (en) | 2010-06-23 | 2010-06-23 | Laser rocket engine and method of its operation |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010125790/06A RU2439360C1 (en) | 2010-06-23 | 2010-06-23 | Laser rocket engine and method of its operation |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2439360C1 true RU2439360C1 (en) | 2012-01-10 |
Family
ID=45784142
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010125790/06A RU2439360C1 (en) | 2010-06-23 | 2010-06-23 | Laser rocket engine and method of its operation |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2439360C1 (en) |
-
2010
- 2010-06-23 RU RU2010125790/06A patent/RU2439360C1/en not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
Knight | Survey of aerodynamic drag reduction at high speed by energy deposition | |
US3946233A (en) | Weapon system for the detection of and use against stationary or moving objects | |
JP3759066B2 (en) | Laser plasma generation method and apparatus | |
CN110344944B (en) | Flame stabilizing method for engine combustion chamber, engine and aircraft | |
RU2266420C2 (en) | Aerospace laser jet engine | |
Oh et al. | Underwater laser cutting of thick stainless steel blocks using single and dual nozzles | |
US6459205B1 (en) | Propulsion device and method of generating shock waves | |
RU2453719C1 (en) | Method of inducing combustion in hypersonic ramjet engine and hypersonic ramjet engine | |
RU2439360C1 (en) | Laser rocket engine and method of its operation | |
EP2770183A1 (en) | Gas turbine variable focus laser ignition | |
RU2442019C1 (en) | Organization methods of operating procedure in a laser-driven rocket engine and laser-driven rocket engine | |
Rezunkov et al. | Performance characteristics of laser propulsion engine operating both in CW and in repetitively‐pulsed modes | |
Kiseleva et al. | The influence of the thermal wake due to pulsating optical discharge on the aerodynamic-drag force | |
Singh et al. | Insight into the evolution of laser-induced plasma during successive deposition of laser energy | |
Leonov et al. | Mitigation of reflected shock wave by streamwise plasma array | |
RU2458248C1 (en) | Laser rocket engine and method of its operation | |
Zudov et al. | Combustion initiation by an optical discharge in a supersonic methane-air jet | |
RU2468543C1 (en) | Method for organisation of working process in chamber of laser rocket engine, and laser rocket engine | |
Znamenskaya et al. | Analysis of dynamic processes occurring during generation of plasmoid formations in a supersonic flow | |
Manfletti | Laser ignition of a research 200N RCS LOx/GH2 and LOx/GCH4 engine | |
Leonov et al. | Mixing actuation by unstable filamentary discharge | |
RU2761263C1 (en) | Laser jet engine | |
Sperber et al. | Experimental Investigation of Laser‐sustained Plasma in Supersonic Argon Flow | |
RU2794391C1 (en) | Pulsed laser rocket engine for low-mass orbital spacecraft orientation, stabilization and correction systems | |
RU114107U1 (en) | LASER ROCKET ENGINE |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20130624 |