RU2756147C1

RU2756147C1 - Spacecraft laser engine

Info

Publication number: RU2756147C1
Application number: RU2021106400A
Authority: RU
Inventors: Альберт Габдулбарович Саттаров; Александр Владимирович Сочнев; Булат Рустемович Зиганшин
Priority date: 2021-03-12
Filing date: 2021-03-12
Publication date: 2021-09-28

Abstract

FIELD: space industry.

SUBSTANCE: invention relates to rocket engines for spacecraft (SC), mainly with an external power supply. The proposed engine consists of a laser source and a target with a hardly evaporating substance (specific heat of vaporization 10⁴-10⁵ J/g), which creates the engine thrust. The target is made in the form of a cone, the angle between the generatrix of which and the axis of the cone is 45°<β<80°. An annular reflector is placed in the lower part of the engine housing, directing the flow of evaporated particles in the direction opposite to the direction of motion of the spacecraft.

EFFECT: ensuring the stability of the spacecraft's pitch and yaw motion, as well as increasing the thrust impulse.

2 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к основным составным частям космического летательного аппарата и оборудованию, устанавливаемом на нем или внутри него, а именно к лазерным ракетным двигателям космических летательных аппаратов. Изобретение может найти применение в космических летательных аппаратах, в частности в космических спутниках и исследовательских зондах.The invention relates to the main components of a spacecraft and equipment installed on it or inside it, namely, to laser rocket engines of spacecraft. The invention can find application in spacecraft, in particular in space satellites and research probes.

Известно устройство «Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель» (патент на изобретение №2266420). Устройство состоит из источника импульсного лазерного излучения, оптического узла с концентратором излучения, первый отражатель которого выполнен в форме зеркальной конусообразной фигуры вращения, образующая поверхности которой представляет собой часть короткофокусной параболы, формирующую оптическую систему для приема и согласования апертуры лазерного пучка с габаритами оптического узла и формирования плоского фронта излучения, а также газодинамический узел, расположенный соосно с концентратором. В качестве источника лазерного излучения выбран импульсно-периодический лазер. От лазерного импульсно-периодического источника излучения пучок поступает в формирующую оптическую систему. В предлагаемой конструкции лазерное излучение подается в двигатель нетрадиционно, т.е. не со стороны сопла, а с противоположной стороны. Из формирующей оптической системы пучок направляют на концентратор излучения, состоящий из двух зеркал-отражателей. При попадании на первый зеркальный конусообразный отражатель O1, благодаря тому, что образующая его поверхности выполнена в виде отрезка короткофокусной параболы, а падающий пучок является плоским, пучок отражается и фокусируется. Далее пучок попадает на отражатель О2. Один из фокусов отражателя О2 совмещен с фокусом отражателя O1, а второй фокус отражателя О2 - с областью формирования лазерного пробоя рабочей среды двигателя. Далее отраженный пучок фокусируется в точке позади отражателя О1, образуя оптический пробой. При взаимодействии лазерного излучения с рабочей средой двигателя происходит ее оптический пробой или испарение, и образуется плазма, поглощающая лазерное излучение. В результате формируется система ударных волн и спутных потоков за ними, приводящих к образованию газодинамического потока, направленного к выходной части сопла, и к созданию реактивной тяги. Подача рабочей среды двигателя осуществляется в область оптического пробоя. В качестве рабочей среды используется газообразное, жидкое или твердое топливо. Недостатком данного технического решения является смещение центра тяжести двигателя в переднюю точку в связи с особенностями нахождения источника лазерного излучения, и, как следствие, отсутствие стабилизации двигателя по тангажу и рысканию, а также из-за сложнореализуемые требования к соосности двигателя и лазерного луча. Known device "Aerospace laser jet engine" (patent for invention No. 2266420). The device consists of a source of pulsed laser radiation, an optical unit with a radiation concentrator, the first reflector of which is made in the form of a mirror cone-shaped figure of revolution, the forming surface of which is a part of a short-focus parabola that forms an optical system for receiving and matching the laser beam aperture with the dimensions of the optical unit and forming a plane radiation front, as well as a gas-dynamic unit located coaxially with the concentrator. A repetitively pulsed laser was selected as a source of laser radiation. From a laser repetitively pulsed radiation source, the beam enters the forming optical system. In the proposed design, laser radiation is supplied to the engine unconventionally, i.e. not from the side of the nozzle, but from the opposite side. From the forming optical system, the beam is directed to the radiation concentrator, which consists of two reflector mirrors. When it hits the first cone-shaped mirror reflector O1, due to the fact that its generating surface is made in the form of a short-focus parabola segment, and the incident beam is flat, the beam is reflected and focused. Then the beam hits the O2 reflector. One of the focuses of the O2 reflector is aligned with the focus of the O1 reflector, and the second focus of the O2 reflector is aligned with the region where the laser breakdown of the engine working medium is formed. Further, the reflected beam is focused at a point behind the reflector O1, forming an optical breakdown. When the laser radiation interacts with the working medium of the engine, its optical breakdown or evaporation occurs, and a plasma is formed that absorbs the laser radiation. As a result, a system of shock waves and cocurrent flows behind them is formed, leading to the formation of a gas-dynamic flow directed to the outlet of the nozzle and to the creation of jet thrust. The working medium of the engine is supplied to the optical breakdown region. Gaseous, liquid or solid fuel is used as a working medium. The disadvantage of this technical solution is the displacement of the center of gravity of the engine to the forward point due to the peculiarities of the location of the laser radiation source, and, as a consequence, the lack of stabilization of the engine in pitch and yaw, as well as due to difficult requirements for the alignment of the engine and the laser beam.

Известно устройство US 6488233 «Laser propelled vehicle». Устройство состоит из передней части аппарата, сужающейся параболической задней оптической части, кольцевого кожуха, установленного между ними и расположенного в задней части аппарата. Работа двигателя происходит следующим образом. Излучение от лазерного источника проходит через формирующую оптику и попадает на внеосевой параболоид, являющийся фокусирующим зеркалом. Далее излучение фокусируется на кольцевом раструбе, в результате чего происходит оптический пробой в рабочей среде вблизи поверхности раструба. Возникшая плазма приводит к образованию ударных волн и спутных потоков за ними, в результате чего происходит выброс газа из сопла и создается тяга. Known device US 6488233 "Laser propelled vehicle". The device consists of the front part of the apparatus, a narrowing parabolic rear optical part, an annular casing installed between them and located at the rear of the apparatus. The engine works as follows. The radiation from the laser source passes through the forming optics and hits the off-axis paraboloid, which is the focusing mirror. Further, the radiation is focused on the annular bell, as a result of which an optical breakdown occurs in the working medium near the bell surface. The resulting plasma leads to the formation of shock waves and cocurrent flows behind them, as a result of which gas is ejected from the nozzle and thrust is created.

Недостатками данного способа являются: The disadvantages of this method are:

- сложность управления вектором тяги двигателя и направлением движения аппарата независимо от положения и ориентации аппарата относительно лазерного источника энергии;- the complexity of controlling the thrust vector of the engine and the direction of movement of the apparatus, regardless of the position and orientation of the apparatus relative to the laser energy source;

- влияние оставляемой за соплом горячей газовой струи реактивной струи на качество лазерного пучка;- the influence of the jet left behind the nozzle of the hot gas jet on the quality of the laser beam;

- влияние внешних условий на поверхность концентратора (лазерное излучение, химические реакции и др.) - the influence of external conditions on the surface of the concentrator (laser radiation, chemical reactions, etc.)

Известно техническое решение US3392527A «Method of ionic propulsion utilizing a laser-stimulated ionic emission». Устройство содержит источник лазерного излучения, цилиндрического стержня (например из вольфрама), фокусирующего устройства. Способ работы устройства реализуется следующим образом: лазерное излучение подается на металлический стержень, установленный соосно с направлением движения, через отражатели таким образом, что процесс абляции происходит на дальнем конце стержня. Вследствие этого создается поток испаренного вещества, толкающего двигатель вперед. Недостатком способа является необходимость наличия системы подачи металлического стержня в зону лазерной абляции, кроме того требуется наводить лазерный луч на металлический стержень, что усложняет конструкцию и увеличивает массу двигателя.Known technical solution US3392527A "Method of ionic propulsion utilizing a laser-stimulated ionic emission". The device contains a source of laser radiation, a cylindrical rod (for example, made of tungsten), a focusing device. The method of operation of the device is implemented as follows: laser radiation is fed to a metal rod, installed coaxially with the direction of motion, through reflectors in such a way that the ablation process occurs at the far end of the rod. As a result, a stream of vaporized substance is created that pushes the engine forward. The disadvantage of this method is the need for a system for supplying a metal rod to the laser ablation zone; in addition, it is required to direct the laser beam onto the metal rod, which complicates the design and increases the mass of the engine.

Наиболее близким по технической сущности является устройство US 6530212 «Laser plasma thruster», которое выбрано в качестве прототипа. Устройство состоит из лазера, абляционной мишени, выполненной в виде ленты, фокусирующего лазерное излучение устройства (линза) и устройства для перемотки ленты позади фокуса данного лазера. Способ реализуется следующим образом: лазер генерирует излучение, которое проходит через фокусирующее устройство. Излучение фокусируется на поверхности абляционной ленты в некоторой точке так, чтобы пятно излучения имело размеры от 5 до 200 мкм в диаметре. В данной точке возникает процесс абляции, т.е. лазерное излучение взаимодействует с материалом абляционной ленты, который, испаряясь под воздействием лазерного излучения, создает поток частиц. Данный поток генерирует импульс тяги космического аппарата от 0,4мН. Недостатком данного технического решения является сложность управления вектором тяги двигателя, что приводит к отсутствию устойчивости движения летательного аппарата, оснащенного данным двигателем, в космическом пространстве. Другим недостатком данного технического решения является сложность конструкции, предполагающей наличие устройства перемотки абляционной мишени, выполненной в виде ленты, кроме того в процессе эксплуатации двигателя способно загрязняться фокусирующее устройство, что снижает эксплуатационные характеристики двигателя. The closest in technical essence is the device US 6530212 "Laser plasma thruster", which is selected as a prototype. The device consists of a laser, an ablation target made in the form of a tape, a laser focusing device (lens) and a device for rewinding the tape behind the focus of this laser. The method is implemented as follows: the laser generates radiation that passes through the focusing device. The radiation is focused on the surface of the ablation tape at a certain point so that the radiation spot has dimensions from 5 to 200 µm in diameter. At this point, the ablation process occurs, i.e. the laser radiation interacts with the material of the ablation tape, which evaporates under the influence of the laser radiation and creates a stream of particles. This flow generates a thrust impulse of the spacecraft from 0.4 mN. The disadvantage of this technical solution is the complexity of the engine thrust vector control, which leads to the lack of stability of motion of the aircraft equipped with this engine in outer space. Another disadvantage of this technical solution is the complexity of the design, which assumes the presence of a rewinding device for an ablation target made in the form of a tape; in addition, during the operation of the engine, the focusing device can become dirty, which reduces the performance of the engine.

Технической проблемой изобретения является создание лазерного двигателя космического летательного аппарата, обеспечивающего устойчивость движения в космическом пространстве.The technical problem of the invention is the creation of a laser engine for a spacecraft that provides stability of motion in outer space.

Техническим результатом является обеспечение устойчивости движения по тангажу и рысканию космического летательного аппарата, оснащенного лазерным ракетным двигателем, а также увеличение импульса тяги, вследствие высокой скорости истечения испаренных частиц (4-6 км/с), за счет применения материала с удельной теплотой испарения q=10⁴-10⁵ Дж/г и отражателя, направляющего поток испаренных частиц в противоположную движению сторону. The technical result is to ensure the stability of the pitch and yaw motion of a spacecraft equipped with a laser rocket engine, as well as an increase in the thrust impulse due to the high outflow velocity of evaporated particles (4-6 km / s), due to the use of a material with a specific heat of evaporation q = 10 ⁴ -10 ⁵ J / g and a reflector directing the flow of evaporated particles in the direction opposite to the movement.

Технический результат достигается тем, что расположенная в нижней части двигателя и состоящая из трудноиспаримого вещества (с удельной теплотой испарения (q=10⁴–10⁵ Дж/г) мишень выполнена в виде широкого конуса, при этом угол между образующей конуса и осью конуса составляет 45°<β<80°. На нижней части корпуса двигателя размещен кольцевой отражатель, с возможностью направления потока испаренных частиц в сторону, противоположную направлению движения двигателя.The technical result is achieved by the fact that the target located in the lower part of the engine and consisting of a hardly vaporisable substance (with a specific heat of evaporation (q = 10 ⁴ -10 ⁵ J / g) is made in the form of a wide cone, while the angle between the generatrix of the cone and the axis of the cone is 45 ° <β <80 ° An annular reflector is placed on the lower part of the engine housing, with the possibility of directing the flow of evaporated particles in the direction opposite to the direction of engine motion.

В данном материале используются следующие термины:The following terms are used in this material:

1. Абляция – процесс удаления (испарение) вещества с поверхности при воздействии лазерного излучения1. Ablation - the process of removal (evaporation) of a substance from a surface when exposed to laser radiation

2. Точка реактивной силы – это точка, в которой расположена результирующая всех сил реакции рабочего тела, отбрасываемого носителем с некоторой относительной скоростью2. The point of the reactive force is the point at which the resultant of all the reaction forces of the working medium thrown by the carrier at a certain relative speed is located

3. Центр масс - геометрическая точка, положение которой определяется распределением массы в теле, а перемещение характеризует движение тела или механической системы как целого3. Center of mass - a geometric point, the position of which is determined by the distribution of mass in the body, and movement characterizes the movement of the body or mechanical system as a whole

Лазерный двигатель космического летательного аппарата представлен на фиг.1, фиг. 2, фиг.3, фиг 4.The spacecraft laser engine is shown in FIG. 1, FIG. 2, fig. 3, fig. 4.

На фиг.1 показано предлагаемое устройство с конической передней частью в состоянии покоя, на фиг. 2. показано предлагаемое устройство с конической передней частью в состоянии отклонения от первоначального состояния, на фиг.3 показан график изменения возвращающего момента в зависимости от угла отклонения (в радианах), на фиг.4 показан состав предлагаемого устройства. Figure 1 shows the proposed device with a tapered front part at rest; Fig. 2. shows the proposed device with a conical front part in a state of deviation from the initial state, figure 3 shows a graph of changes in the restoring torque depending on the deflection angle (in radians), figure 4 shows the composition of the proposed device.

Предлагаемое устройство (фиг. 4) состоит из лазерного источника (1), создающего внешний подвод энергии для движения аппарата в космическом пространстве, мишени (3), выполненной в виде широкого конуса с углом β, расположенным между осью конуса и боковой образующей конуса и равным 45°<β<80°, выполненной из трудноиспаряемого материала (удельная теплота испарения q=10⁴–10⁵ Дж/г Дж/г) для достижения значения скорости истечения испаренного вещества в 4-6 км/с, и кольцевого отражателя (2), который направляет поток испаренного вещества в сторону от аппарата. Сам двигатель присоединяется через верхнюю часть к летательному аппарату.The proposed device (Fig. 4) consists of a laser source (1), creating an external energy supply for the movement of the vehicle in outer space, a target (3) made in the form of a wide cone with an angle β located between the axis of the cone and the lateral generatrix of the cone and equal to 45 ° <β <80 °, made of difficult-to-evaporate material (specific heat of vaporization q = 10 ⁴ -10 ⁵ J / g J / g) to achieve the value of the outflow rate of the evaporated substance of 4-6 km / s, and an annular reflector (2 ), which directs the flow of the evaporated substance away from the apparatus. The engine itself connects through the top to the aircraft.

Особенностью технического решения является улучшенная стабилизация, достигающаяся тем, что при отклонении космического летательного аппарата против часовой стрелки (положительное значение угла

) наблюдается появление возвращающего в направлении по часовой стрелке момента M, стремящегося вернуть аппарат в первоначальное положение (фиг.1 состояние покоя, фиг. 2 при отклонении). В результате появляется возвращающий момент (фиг. 3). При вращении ЛА против часовой стрелки возникает возвращающий момент M, направленный по часовой стрелке и наоборот. Величину момента можно получить как A feature of the technical solution is improved stabilization, achieved by the fact that when the spacecraft is deflected counterclockwise (positive value of the angle

) there is an appearance of the moment M returning in the clockwise direction, tending to return the apparatus to its original position (Fig. 1 is the state of rest, Fig. 2 when deflected). As a result, a restoring moment appears (Fig. 3). When the aircraft rotates counterclockwise, there is a restoring moment M , directed clockwise and vice versa. The magnitude of the moment can be obtained as

,

где

- угол отклонения вектора

- результирующей силы давления на сопло,

- расстояние между центром масс и центром силы давления на соплоwhere

- vector deflection angle

- the resulting pressure force on the nozzle,

- the distance between the center of mass and the center of force of pressure on the nozzle

Согласно теореме Лагранжа – Дирихле, если в положении равновесия консервативной системы потенциальная энергия имеет строгий минимум, то это положение равновесия устойчиво. Минимум потенциальной энергии соответствует нулевому углу отклонения

, следовательно, данное положение ЛА устойчиво. Исходя из определения работы силы как изменения потенциальной энергии со знаком «минус», а работы как произведения крутящего момента на угол, получаем формулуAccording to the Lagrange - Dirichlet theorem, if in the equilibrium position of a conservative system the potential energy has a strict minimum, then this equilibrium position is stable. Potential energy minimum corresponds to zero deflection angle

, therefore, this position of the aircraft is stable. Based on the definition of the work of force as a change in potential energy with a minus sign, and work as the product of torque by an angle, we obtain the formula

,

где П – потенциальная энергия ЛА при вращении относительно ОУwhere P is the potential energy of the aircraft during rotation relative to the OU

Пример реализации 1. Implementation example 1.

В статье «Использование лазерного источника энергии для создания реактивной тяги» (Успехи физических наук, 1976, том 119, выпуск 3, Ф.В.Бункин, А.М.Прохоров) авторы предлагают концепцию лазерного ракетного двигателя, основанного на испарительном механизме тяги, и расчета характеристик. Был предложен вариант, когда лазерное излучение, направляющееся извне, вызывает процесс поверхностного испарения мишени (т.е. абляции). Авторы отмечают, что для достижения космической скорости 8 км/с необходим очень трудноиспаримый материал (т.е. удельная теплота испарения (q). В качестве такого материала в статье предлагается использовать графит с q=10⁵Дж/г , так как при испарении поток частиц этого материала способен развить скорость около 6 км/с, что является высоким значением и очень близким к требуемому. Также авторы приводят пример космического летательного аппарата на основе испарительного механизма, стартующего из атмосферы, с полезной массой 25 кг и топливом 43 кг (q=10³Дж/г), и при существующей скорости в 1 км/с такой аппарат возможно разогнать за 3 секунды до требуемой космической скорости 8 км/с для вывода на орбиту. In the article "Using a laser energy source to create jet thrust" (Uspekhi fizicheskikh nauk, 1976, volume 119, issue 3, FV Bunkin, AM Prokhorov), the authors propose the concept of a laser rocket engine based on an evaporative thrust mechanism, and calculation of characteristics. A variant was proposed when laser radiation, directed from the outside, causes the process of surface evaporation of the target (i.e., ablation). The authors note that in order to achieve a cosmic speed of 8 km / s, a material that is difficult to evaporate is required (i.e., the specific heat of vaporization (q). The article proposes to use graphite with q = 10 ⁵ J / g as such a material, since during evaporation the flow of particles of this material is capable of developing a speed of about 6 km / s, which is a high value and very close to the required one.Also, the authors give an example of a spacecraft based on an evaporation mechanism, launched from the atmosphere, with a useful mass of 25 kg and a fuel of 43 kg (q = 10 ³ J / g), and at the existing speed of 1 km / s such a device can be accelerated in 3 seconds to the required space speed of 8 km / s for launching into orbit.

Данный материал показывает, что концепция космического летательного аппарата, основанного на испарительном механизме тяги, физически реализуема. Кроме того, лазерный ракетный двигатель, реализованный на испарительном механизме тяги, способен достигать космических скоростей 8 км/сThis material shows that the concept of a spacecraft based on an evaporative thrust mechanism is physically realizable. In addition, a laser rocket engine, implemented on an evaporative thrust mechanism, is capable of reaching cosmic speeds of 8 km / s.

Пример реализации 2. Implementation example 2.

В статье «Статическая устойчивость по угловому движению летательного аппарата со штыревым коническим соплом на лазерной тяге» (Известия высших учебных заведений. Авиационная техника, 2018, номер 2, стр. 142-145, А.Г.Саттаров, А.В.Сочнев, А.Р.Бикмучев) авторы предлагают космический летательный аппарат, обладающий статической устойчивостью, где тяга создается за счет подачи лазерного излучения извне на рабочее тело. Далее испаренное рабочее тело отбрасывается, создавая тягу. Однако у аппарата с коническим и профильным соплом будет наблюдаться неустойчивость, и для решения этой проблемы авторы предлагают использовать штыревое коническое сопло для стабилизации. Такое сопло за счет низкого центра масс и высокой точки реактивной силы при отклонении создает возвращающие моменты, стремящиеся вернуть аппарат в первоначальное положение. Расчеты, основанные на выводах теоремы Лагранжа – Дирихле, показали, что в положении равновесия потенциальная энергия космического летательного аппарата минимальна, а значит, аппарат устойчив. In the article "Static stability in the angular motion of an aircraft with a pin conical nozzle on laser thrust" A.R. Bikmuchev), the authors propose a spacecraft with static stability, where thrust is created by supplying laser radiation from the outside to the working fluid. Further, the evaporated working fluid is thrown away, creating thrust. However, an apparatus with a conical and profile nozzle will exhibit instability, and to solve this problem, the authors propose to use a pin conical nozzle for stabilization. Such a nozzle, due to the low center of mass and the high point of the reactive force when deflected, creates restoring moments that tend to return the apparatus to its original position. Calculations based on the conclusions of the Lagrange - Dirichlet theorem showed that in the equilibrium position the potential energy of the spacecraft is minimal, which means that the spacecraft is stable.

Данный материал показывает, что коническое сопло обладает статической устойчивостью и способно использоваться для космических летательных аппаратов.This material shows that the conical nozzle has static stability and can be used for spacecraft.

Claims

1. Laser engine of a spacecraft, consisting of a laser source, a target, which is a part of the engine, on which, as a result of laser radiation from an external source, a process of evaporation of the substance occurs, creating a force that forms the thrust of the engine, characterized in that located in the lower part engine and consisting of a substance that is difficult to evaporate, for example, with a specific heat of evaporation q = 10 ⁴ –10 ⁵ J / g, the target is made in the form of a wide cone, while the angle between the generatrix of the cone and the axis of the cone is 45 ° <β <80 °, and on an annular reflector is placed in the lower part of the engine housing, with the possibility of directing the flow of evaporated particles in the direction opposite to the direction of movement of the engine.

2. The engine according to claim 1, in which the intensity of the laser radiation generated by the external source and directed to the target is 10 ⁴ -10 ⁶ W / cm ² .