Ракета с солнечным нагревом рабочего тела

(2010.01), 28 19/00 (2010.01) КОМИТЕТ ПО ПРАВАМ ИНТЕЛЛЕКТУАЛЬНОЙ СОБСТВЕННОСТИ МИНИСТЕРСТВА ЮСТИЦИИ РЕСПУБЛИКИ КАЗАХСТАН ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ИННОВАЦИОННОМУ ПАТЕНТУ поворотном соединении,обеспечивающем азимутальную свободу перемещения относительно оси, проходящей через нагреватели, оси патрубков связывающих хранилище рабочего тела с нагревателями и нагреватели с выхлопными соплами установлены на оси, проходящей через нагреватели, патрубки, связывающие хранилище с нагревателем выполнены в виде герметичного соединения,содержащего неподвижную относительно хранилища часть и подвижную часть,связанную с нагревателями, патрубки, связывающие нагреватели с выхлопными соплами, выполнены в виде герметичного соединения, содержащего неподвижную относительно нагревателей часть и подвижную, связанную с соплом, а оси сопел установлены перпендикулярно оси, проходящей через нагреватели. 2. сопла относительно оси ракеты установлены между хранилищем рабочего тела и нагревателем и жестко связаны с неподвижной частью входного патрубка, неподвижная относительно хранилища часть патрубка подачи и подвижная относительно нагревателя часть выходного патрубка жестко связаны между собой и размещены коаксиально,подвижный относительно хранилища патрубок подачи и неподвижный относительно нагревателя выходной патрубок жестко связаны между собой, а соединение между двумя парами патрубков выполнено в виде единого элемента, причем связь между одной из пар патрубков выполнена через отверстия внешней цилиндрической стенки коаксиального соединения. Техническим результатом является обеспечение работоспособности ракеты с солнечным нагревателем рабочего тела в любой точке ее траектории полета.(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(54) РАКЕТА С СОЛНЕЧНЫМ НАГРЕВОМ РАБОЧЕГО ТЕЛА(57) Предполагаемое изобретение относится к области космонавтики, а именно к конструкции ракет, обеспечивающих полеты в открытом космосе. Ракета,содержащая полезную нагрузку,хранилище рабочего тела, фокусирующее зеркало,направленное на солнце, высокотемпературный солнечный нагреватель рабочего тела,расположенный в фокусе зеркала, выхлопное сопло рабочего тела, установленное на линии, проходящей через центр тяжести ракеты, магистраль подачи рабочего тела с патрубком подачи, связывающим хранилище рабочего тела с нагревателем рабочего тела и выходным патрубком, связывающим нагреватель с выхлопным соплом,отличием является то, что 1. фокусирующее зеркало, нагреватель и выхлопное сопло рабочего тела разделены на две равные части,расположенные симметрично относительно плоскости проходящей через центр тяжести ракеты, каждое фокусирующее зеркало жестко связано с нагревателем и установлено на 22933 Предполагаемое изобретение относится к области космонавтики, а именно к конструкции ракет, обеспечивающих полеты в открытом космосе,начиная с низких земных орбит. Известны конструкции ракет с двигателями,работающими на химическом топливе 1, с двигателями в которых рабочим телом является водород, а нагрев водорода осуществляется в ядерном реакторе 2. Двигатели на химическом топливе относительно просты и дешевы, но обладают малым удельным импульсом. Ядерные ракетные двигатели имеют в два-три раза больший удельный импульс, но сложнее в изготовлении, дороже и радиационно опасны. Известны проекты ракет, в которых используется комплексная энергоустановка,основным источником энергии для которой является солнечная энергия 3. Необходимость использования сложной схемы преобразования в этой ракете обусловлена тем фактом, что при прямом нагреве твердых тел солнечными лучами до высокой температуры возникает собственное излучение нагреваемого тела, многократно снижающее эффективность процесса. Недостатком данного решения является высокая сложность двигательной установки, достаточно малый коэффициент полезного действия нагрева в ней,требующий увеличения площади фокусирующего зеркала в несколько раз против идеального случая. Известно наиболее близкое решение к предлагаемому решению. Ракета по этому решению содержит полезную нагрузку, хранилище рабочего тела, фокусирующее зеркало, направленное на солнце,высокотемпературный солнечный нагреватель рабочего тела 4, расположенный в фокусе зеркала, выхлопное сопло рабочего тела,установленное на линии, проходящей через центр тяжести ракеты, магистраль подачи рабочего тела с патрубком, связывающим хранилище рабочего тела с нагревателем рабочего тела и патрубком,связывающим нагреватель с выхлопным соплом. Такая ракета позволяет получить удельный импульс до 1000 с при использовании водорода в качестве рабочего тела и его нагреве до 3000 К и площади зеркала около 0,8 м 2 на 1 кВт мощности нагревателя. Недостаток - описываемая схема не обеспечивает эффективное управление вектором тяги во всем диапазоне его возможного изменения. Схемы таких ракет не известны. Технической задачей,стоящей перед изобретением является обеспечение управления вектором тяги солнечного ракетного двигателя во всех возможных направлениях его изменения. Решение технической задачи достигается тем,что Ракета,содержащая полезную нагрузку,хранилище рабочего тела, фокусирующее зеркало,направленное на солнце, высокотемпературный солнечный нагреватель рабочего тела,2 расположенный в фокусе зеркала, выхлопное сопло рабочего тела, установленное на линии, проходящей через центр тяжести ракеты, магистраль подачи рабочего тела с патрубком, связывающим хранилище рабочего тела с нагревателем рабочего тела и патрубком, связывающим нагреватель с выхлопным соплом, отличается тем, что фокусирующее зеркало,нагреватель и выхлопное сопло рабочего тела разделены на две равные части,расположенные симметрично относительно плоскости проходящей через центр тяжести ракеты, каждое фокусирующее зеркало и связанный с ним нагреватель установлены на поворотном соединении, обеспечивающем свободу перемещения относительно оси, проходящей через нагреватели,оси патрубков связывающих хранилище рабочего тела с нагревателями и нагреватели с выхлопными соплами установлены на оси, проходящей через нагреватели, патрубки связанные с хранилищем содержат неподвижную часть, связанную с хранилищем рабочего тела и подвижную, связанную с нагревателями, патрубки,связывающие нагреватели с выхлопными соплами,содержат неподвижную часть, связанную с нагревателем и подвижную, связанную с соплом, а оси сопел установлены перпендикулярно оси,проходящей через нагреватели. На фиг. 1 отображены четыре варианта взаимного положения ракеты с солнечным нагревом рабочего тела, солнца и Земли на стартовом(орбитальном) участке полета ракеты. Тяга двигателя всегда направлена в одну сторону относительно ракеты (как это принято во всех известных вариантах ракет - вниз), Земля находится с одной стороны ракеты, а направление на Солнце меняется в такой последовательности 1 справа, 2 - снизу, 3 слева, 4 - сверху. Ясно, что для обеспечения нормальной работы солнечной двигательной установки необходимо предусмотреть в конструкции этой двигательной установки выполнимость столь различных направлений ориентации фокусирующего зеркала и сопла двигателя. На фиг. 2 представлен вариант исполнения ракеты с солнечным высокотемпературным нагревателем рабочего тела по пункту 1 формулы изобретения. Ракета содержит отсек полезной нагрузки 5, емкость с рабочим телом 6 (жидкий водород), фокусирующие зеркала 7, неподвижные патрубки 8 (связанные с емкостью рабочего тела 6),высокотемпературные нагреватели 9, патрубки 10,связанные с высокотемпературным нагревателями,камеры горячего рабочего тела 11, выхлопные сопла 12 и фермы 13, связывающие нагреватели с зеркалами. Ракета изображена в положении,соответствующем позиции 3 фиг. 1. На фиг. 3 представлено сочленение патрубков,нагревателя и выхлопного сопла, соответствующее пункту 2 формулы изобретения. Оно состоит из входного патрубка 14 подачи рабочего тела к нагревателю, выходного патрубка 15 подачи рабочего тела к соплу, уплотнителей 16, корпуса нагревателя 17, отверстий 18 в стенке входного 22933 патрубка, подвижных относительно хранилища рабочего тела входного патрубка 19 нагревателя,выходного патрубка 20 нагревателя и выхлопного сопла 12. Магистрали высокотемпературного нагревателя рабочего тела жестко соединяются с патрубками 19 и 20. Стрелками показано направление движения рабочего тела в представленных элементах двигателя ракеты. Рассмотрим работу ракеты. Достаточность представленного технического решения в отношении возможности управления вектором тяги солнечного ракетного двигателя во всех требуемых направлениях относительно солнца доказывается тем, что любой вектор (как линия) может быть расположен на некоторой плоскости, совмещенной с центром Солнца. Таким образом, будет реализован один из вариантов ориентации зеркала на Солнце и вектора тяги, предусмотренных на фиг. 1. При изменении ориентации ракеты в ходе полета необходимо поддерживать, помимо требуемой и для ракет с химическим топливом ориентации вектора тяги в пространстве, направление фокусирующего зеркала на Солнце. Ракета по п.1 формулы изобретения обеспечивает выполнение данных условий. Е недостатком является необходимость проведения перемещений двух элементов (на каждом из двух зеркал) - нагревателя с зеркалом относительно корпуса ракеты и сопла относительно нагревателя. В ракете по п.2 необходимо выполнять лишь перемещение зеркала (с нагревателем) относительно корпуса ракеты. Дополнительным достоинством решения по п. 2 является то, что сопла двигателя могут быть приближены к корпусу ракеты, создавая меньшие нагрузки в стенках входного патрубка, как несущего элемента, и создавая много меньшие нагружения от тяги двигателя на поворотное уплотнение патрубков. Деление фокусирующего зеркала на два элемента вызвано необходимостью поддержания работоспособности ракеты во всем требуемом диапазоне направлений ориентации на Солнце. Если фокусирующее зеркало (и нагреватель) будет выполнено в виде единого элемента, то в некоторых пространственных положениях обязательно будут иметься ситуации с затемнением зеркала ракетой,или направлением струи выхлопного рабочего тела на ракету. Рассмотрим пример исполнения предлагаемого технического решения для задач полета к Луне. При тепловой мощности нагревателя 150 кВт и его коэффициенте полезного действия 90 потребуется фокусирующее зеркало с общей площадью 121,6 м 2. Площадь отдельного зеркала будет 60,8 м 2. Такое зеркало можно выполнить с прямоугольным сечением, со сторонами 6,1 м и 10 м. Размещение нагревателя в центре проекции приведет к его отдалению от корпуса ракеты на 3 м. Тяга двигателя составит 5 кг при температуре нагрева водорода до 3000 К и его расходе 5 г/с. Использование предлагаемого решения вместо ЖРД в программе Аполлон приведет к возможности уменьшения начальной массы на низкой околоземной орбите со 150 тонн до 28 тонн в варианте с возвращением на земную орбиту (вместо входа в атмосферу со скоростью 11 км/с.). Таким образом, внедрение предлагаемого решения позволит достичь поставленные перед изобретением задачи обеспечить работоспособность ракеты с солнечным нагревателем рабочего тела в любой точке ее траектории полета к геостационарной орбите, Луне и другим планетам солнечной системы. Литература 1. Жидкостный ракетный двигатель. Космонавтика. Маленькая энциклопедия.// Советская энциклопедия. 2-е издание. М., 1970 г. с.134. 2. Бассард Р., Делауэр Р. Ядерные двигатели для самолетов и ракет. Сокращенный перевод с английского Р. Авалова, В. Матвеева, Л. Соркина,Н. Трубицина. М. Военное издательство. 1967 г. с.400 3. Пономарев-Степной Н.Н., Усов В.А.,Коротеев А.С. и др. Солнечная бимодальная термоэмиссионная энергодвигательная установка. // Атомная энергия. Т. 89, вып.1. с.11-14. 2000 г. июль. 4. Мухортова А.Н. Солнечно-тепловой ракетный двигатель. 2006 г. май.////20060525/. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ 1. Ракета, содержащая полезную нагрузку,хранилище рабочего тела, фокусирующее зеркало,направленное на солнце, высокотемпературный солнечный нагреватель рабочего тела,расположенный в фокусе зеркала, выхлопное сопло рабочего тела, установленное на линии, проходящей через центр тяжести ракеты, магистраль подачи рабочего тела с патрубком подачи, связывающим хранилище рабочего тела с нагревателем рабочего тела и выходным патрубком, связывающим нагреватель с выхлопным соплом, отличающаяся тем, что фокусирующее зеркало, нагреватель и выхлопное сопло рабочего тела разделены на две равные части,расположенные симметрично относительно плоскости проходящей через центр тяжести ракеты, каждое фокусирующее зеркало жестко связано с нагревателем и установлено на поворотном соединении,обеспечивающем азимутальную свободу перемещения относительно оси, проходящей через нагреватели, оси патрубков связывающих хранилище рабочего тела с нагревателями и нагреватели с выхлопными соплами установлены на оси, проходящей через нагреватели, патрубки, связывающие хранилище с нагревателем выполнены в виде герметичного соединения,содержащего неподвижную относительно хранилища часть и подвижную часть,связанную с нагревателями, патрубки, связывающие нагреватели с выхлопными соплами, выполнены в виде герметичного соединения, содержащего неподвижную относительно нагревателей часть и 3 22933 подвижную, связанную с соплом, а оси сопел установлены перпендикулярно оси, проходящей через нагреватели. 2. Ракета по пункту 1, отличающаяся тем, что сопла относительно оси ракеты установлены между хранилищем рабочего тела и нагревателем и жестко связаны с неподвижной частью входного патрубка,неподвижная относительно хранилища часть патрубка подачи и подвижная относительно нагревателя часть выходного патрубка жестко связаны между собой и размещены коаксиально,подвижный относительно хранилища патрубок подачи и неподвижный относительно нагревателя выходной патрубок жестко связаны между собой, а соединение между двумя парами патрубков выполнено в виде единого элемента, причем связь между одной из пар патрубков выполнена через отверстия внешней цилиндрической стенки коаксиального соединения.