Источник электроэнергии ракеты с солнечным нагревом рабочего тела

(51) 02 11/00 (2009.01) КОМИТЕТ ПО ПРАВАМ ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ МИНИСТЕРСТВА ЮСТИЦИИ РЕСПУБЛИКИ КАЗАХСТАН ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ИННОВАЦИОННОМУ ПАТЕНТУ Источник энергии ракеты с солнечным нагревом рабочего тела включающий машинный преобразователь с нагревателем и холодильником рабочего тела, имеющие теплопринимающую и теплоотдающую части, фокусирующее зеркало двигательной установки, нагреватель рабочего тела двигательной установки, криогенную емкость и трубопровод подачи рабочего тела двигательной установки,Отличием является то, что нагреватель двигательной установки разделен на две части низкотемпературную и высокотемпературную,трубопровод подачи рабочего тела двигательной установки соединяет накопительную емкость с теплопринимающей частью холодильника машинного преобразователя,выход теплопринимающей части холодильника с входом низкотемпературной части нагревателя,выход низкотемпературной части нагревателя со входом теплоотдающей части нагревателя машинного преобразователя, выход теплоотдаюшей части нагревателя машинного со входом высокотемпературной части нагревателя, выход высокотемпературной части нагревателя преобразователя с соплом двигательной установки. Техническим результатом является полное использование солнечной энергии на производство электроэнергии и создание тяги двигателя.(73) Дочернее государственное предприятие на праве хозяйственного ведения Институт атомной энергии Республиканского государственного предприятия на праве хозяйственного ведения Национальный ядерный центр Республики Казахстан Министерства энергетики и минеральных ресурсов Республики Казахстан(56) С.В. Баринов, Е.А. Ромадова, В.П. Сметанников и др. Концепция ядерной электроустановки электрической мощностью 500 кВт на основе высокотемпературного газоохлаждаемого реактора с газотурбинным преобразователем энергии по циклу Брайтона. Международная конференция Ядерная энергетика в космосе-2005, Сборник докладов в 3 томах, Москва-Подольск, 2005(54) ИСТОЧНИК ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ РАКЕТЫ С СОЛНЕЧНЫМ НАГРЕВОМ РАБОЧЕГО ТЕЛА(57) Предлагаемое изобретение относится к области космической техники, в особенности, к конструкции установок,обеспечивающих потребности в электропитании летательных аппаратов,использующих солнечную энергию для нагрева рабочего тела своих двигателей. 22809 Предлагаемое изобретение относится к области космической техники, в особенности, к конструкции установок,обеспечивающих потребности в электропитании летательных аппаратов,использующих солнечную энергию для нагрева рабочего тела своих двигателей. Известны источники электроэнергии для космических аппаратов находящихся в поле солнечного излучения - полупроводниковые элементы, работающие на принципе преобразования световой энергии солнечного излучения непосредственно в электрическую энергию 1. Коэффициент преобразования световой энергии в электрическую для широко используемых кремниевых батарей около 17 . При плотности солнечной энергии вблизи Земли 1.37 кВт/м 2 плотность выработки электроэнергии составляет 230 Вт/м 2 . Недостатками солнечных полупроводниковых элементов являются их высокая стоимость,повышение стоимости при увеличении коэффициента преобразования и деградация их качества со временем. Известны источники электроэнергии для космических аппаратов находящихся в поле солнечного излучения,основанные на использовании машинных преобразователей тепловой энергии в механическую, работающие по широко используемому в технике циклу Ренкина 2. В качестве тепловой энергии для питания этих преобразователей может использоваться ядерный реактор или солнечное излучение. Такой преобразователь содержит нагреватель, поршневую или турбо машину, холодильник-излучатель и электрогенератор. Для подобных космических энергоустановок коэффициент полезного действия превышает 20 . Недостатками данных установок являются низкий коэффициент полезного действия, сложность выбора рабочих тел,что обусловлено необходимостью отвода тепла в холодильнике за счет излучения. Приемлемые габариты холодильника-излучателя получаются при более высоких температурах,соответственно,при использовании жидкостей с большей температурой кипения, чем это принято в земных условиях Известен машинный преобразователь с использованием газотурбинного цикла Брайтона,содержащий нагреватель рабочего тела,холодильник - рассеиватель тепла излучением 3,который является наиболее близким по большинству признаков предлагаемому решению. В варианте комплектации ракеты с солнечным нагревателем нагреватель рабочего тела преобразователя может получать энергию от того же фокусирующего зеркала, что и нагреватель рабочего тела двигателя ракеты. Достоинством данного преобразователя является малая удельная масса системы (менее 10 кг/кВт),высокая степень технологической готовности,отработанность основных узлов газового контура возможность обеспечения соответствия выходных параметров электрогенератора потребностям 2 нагрузки высокий коэффициент полезного действия(до 30), химическая инертность рабочего тела. Недостатком данного источника электроэнергии является малый коэффициент полезного действия. Технической задачей,стоящей перед изобретением, является увеличение коэффициента полезного действия источника электроэнергии ракеты с солнечным нагревом рабочего тела ее двигателя. Решение поставленной задачи достигается тем что источник электроэнергии ракеты с солнечным нагревом рабочего тела включающий машинный преобразователь тепловой энергии в механическую с нагревателем и холодильником рабочего тела,имеющими теплопринимающую и теплоотдающую части, фокусирующее зеркало, нагреватель рабочего тела двигателя ракеты, криогенную емкость и трубопроводы подачи рабочего тела двигателя ракеты, отличается тем, что нагреватель двигателя ракеты разделен на две части низкотемпературную и высокотемпературную,трубопровод подачи рабочего тела двигателя из криогенной емкости соединен с теплопринимающей частью холодильника машинного преобразователя, выход теплопринимающей части холодильника соединен с входом низкотемпературной части нагревателя рабочего тела двигателя ракеты,выход низкотемпературной части этого нагревателя соединен со входом теплоотдающей части нагревателя машинного преобразователя, выход теплоотдающей части нагревателя машинного преобразователя соединен со входом высокотемпературной части нагревателя, выход высокотемпературной части нагревателя машинного преобразователя соединен с соплом двигателя ракеты. На фиг. 1 представлена схема предлагаемого источника энергии ракеты с солнечным нагревом рабочего тела. Она содержит криогенную емкость 1 с рабочим телом солнечного теплового ракетного двигателя (водородом), холодильник рабочего тела машинного преобразователя (гелий), состоящий из теплопринимающей полости 2 и теплоотдающей полости 3, связанный с нагревателем и холодильником машинный преобразователь 4,нагреватель рабочего тела машинного преобразователя, состоящий из теплопринимающей полости 5 и теплоотдающей полости 6,низкотемпературную часть нагревателя рабочего тела ракетного двигателя 7, высокотемпературную часть нагревателя рабочего тела ракетного двигателя 8, фокусирующее зеркало 9 и сопло двигателя 10. Во время работы источника энергии ракеты с солнечным нагревом рабочего тела жидкий водород при температуре около 10 К подается по трубопроводу двигательной установки из криогенной емкости 1 в теплопринимающую полость 2 холодильника, где нагревается за счет теплообмена с полостью 3 теплоносителя машинного преобразователя 4. Затем водород поступает в низкотемпературную часть нагревателя 22809 7 ракетного двигателя, где происходит его нагрев до температуры, обеспечивающей работоспособность машинного преобразователя 4. В полости 6 нагревателя водород теряет часть своей тепловой энергии и нагревает гелий, находящийся в полости 5. Далее водород поступает в высокотемпературную часть солнечного нагревателя 8, где нагревается до температуры 3000 К и через сопло 10 вытекает в пространство с большой степенью расширения,создавая таким образом реактивную силу. Нагрев высокотемпературной и низкотемпературной части нагревателя осуществляется за счет солнечной энергии, подаваемой фокусирующим зеркалом 9. В машинном преобразователе обеспечивается нагрев его рабочего тела (гелия) до требуемой максимальной температуры цикла (в полости 5) и охлаждения гелия до требуемой минимальной температуры цикла (в полости 3). В данной схеме обеспечивается возможность снижения минимальной температуры машинного преобразователя до значений недоступных в земных условиях. Этим обеспечивается возможность получения высокого коэффициента полезного действия машинного преобразователя без применения высокотемпературного нагрева и применения соответствующих дорогостоящих материалов. Для оценки эффективности работы предлагаемого источника энергии ракеты с солнечным нагревом рабочего тела проведем расчет его характеристик со следующими исходными данными Площадь фокусирующего зеркала, м 2 100 Мощность машинного преобразователя, кВт 5.0 Максимальная температура цикла машинного преобразователя, К 800 Минимальная температура цикла, К 200 Температура водорода на входе в сопло, К 3000 Мощность солнечных нагревателей 7 и 8 в околоземном пространстве составит 137 кВт. Коэффициент полезного действия машинного преобразователя при заданных температурах цикла составит 75 . Мощность нагревателя составит 6,67 кВт, а мощность холодильника 1,67 кВт. Температура на выходе низкотемпературного нагревателя рабочего тела ракеты будет выше максимальной температуры цикла машинного преобразователя на величину перепада температур между теплопередающей и теплопринимающей частями нагревателя машинного преобразователя. Обычно, величина перепада в подобных машинах равна 5-20 К. В нашем случае мощность нагрева водорода составит 132 кВт. Расход водорода при его нагреве до 3000 К составит 3.2 г/с. Тяга ракетного двигателя будет 3.2 кг. Характерным для предлагаемой схемы является то, что мощность, потребляемая из общего потока солнечной энергии на работу машинного преобразователя равна его выходной мощности, т.к. мощность холодильника идет на полезный нагрев водорода двигателя ракеты. Таким образом,предлагаемое решение обеспечивает как высокую величину термодинамического коэффициента полезного действия преобразователя тепловой энергии в механическую,так и,независимо от термодинамического коэффициента полезного действия машинного преобразователя, равенство затрат тепла на его работу величине вырабатываемой механической энергии. Применение того или иного преобразователя будет определяться такими дополнительными характеристиками, как стоимость, удельная масса,габариты, что расширяет возможности выбора. Помимо ракет с солнечным нагревом рабочего тела (водорода) данное решение может быть использовано в ракетах с ядерными двигателями. Таким образом,поставленная перед изобретением техническая задача решена. Тепловая энергия сбрасываемая через холодильник машинного преобразователя полностью используется для основной задачи ракетного двигателя - создания тяги. Затраты энергии на работу машинного преобразователя равны отбираемой солнечной энергии. Литература 1. Солнечная батарея. Политехнический словарь. М. Советская энциклопедия 1989 г. 656 стр.,страница 491. 2. Д.Д.Калафати. Анализ параметров термодинамических циклов космических ядерных энергетических установок. // Атомная энергия. Т. 22,вып.6. стр 432-439. 1967 июнь. 3. Баринов С.В., Ромадова Е.Л Сметанников В.П. и др. Концепция ядерной энергоустановки электрической мощностью 500 кВт на основе газоохлаждаемого реактора с газотурбинным преобразованием энергии по циклу Брайтона // Международная конференция Ядерная энергетика в космосе - 2005 Сборник докладов в 3 томах. Москва-Подольск, 2005. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ Источник энергии ракеты с солнечным нагревом рабочего тела включающий машинный преобразователь с нагревателем и холодильником рабочего тела, имеющими теплопринимающую и теплоотдающую части, фокусирующее зеркало двигательной установки, нагреватель рабочего тела двигательной установки, криогенную емкость и трубопровод подачи рабочего тела двигательной установки, отличающийся тем, что нагреватель двигательной установки разделен на две части низкотемпературную и высокотемпературную,трубопровод подачи рабочего тела двигательной установки соединяет накопительную емкость с теплопринимающей частью холодильника машинного преобразователя,выход теплопринимающей части холодильника с входом низкотемпературной части нагревателя, выход низкотемпературной части нагревателя со входом теплоотдающей части нагревателя машинного преобразователя, выход теплоотдающей части 3 22809 нагревателя машинного со входом высокотемпературной части нагревателя, выход высокотемпературной части нагревателя преобразователя с соплом двигательной установки.