КАСКАДНЫЙ СВЕРХПРОВОДНИКОВЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ

Рубрики международной патентной классификации (МПК) полезной модели:
F03H - Особые способы и устройства для создания реактивной тяги, не отнесенные к другим подклассам (от использования продуктов сгорания F02K).
Название полезной модели: «Каскадный сверхпроводниковый ракетный двигатель».
Полезная модель относится, к электрическим ракетным двигателям.
Полезная модель может быть применена при создании не пилотируемых реактивных аппаратов, пилотируемых реактивных космических аппаратов (далее - «космических кораблей»).
Из уровня техники известно, что космические корабли в настоящий момент приводятся в движение: химическими реактивными (ракетными) двигателями внутреннего сгорания, электрическими ракетными двигателями.
Для старта и полетов на орбиту в настоящее время используются химические ракетные двигатели (ХРД). Большинство ХРД используют горючее и окислитель (вместе - топливо), продукты сгорания нагреваются в камере сгорания до высоких температур, расширяясь, разгоняются в сверхзвуковом сопле и истекают из двигателя. Распространены жидкостные и твердотопливные ракетные двигатели (ЖРД и ТРД, соответственно). В ТРД горючее и окислитель хранятся в форме смеси твердых веществ, а топливная емкость одновременно выполняет функции камеры сгорания. В ЖРД горючее и окислитель пребывают в жидком агрегатном состоянии. Они подаются в камеру сгорания с помощью турбонасосной или вытеснительной систем подач. ЖРД допускают регулирование тяги в широких пределах, и многократное включение и выключение, что особенно важно при маневрировании в космическом пространстве. Оба вида ХРД имеют достаточные удельные импульсы для старта и выхода на орбиту (до 4500 м/с). Однако, для маневрирования на орбите и движения в космическом вакууме ХРД не удобны. Топливо имеет значительную массу, занимает достаточно большой объем, а также практически всегда либо токсично, либо взрывоопасно. Для того, чтобы использовать химический ракетный двигатель на орбите, требуется доставить на орбиту соответствующие запасы топлива.
Электрические ракетные двигатели (ЭРД), в качестве источника энергии для создания тяги используют электрическую энергию. Разнесение источника энергии и ускоряемого вещества позволяет обеспечить высокую скорость истечения рабочего тела (РТ), а также и меньшую массу космического корабля за счет снижения массы хранимого РТ. Это позволяет увеличить полезную нагрузку, либо улучшить массо-габаритные характеристики самого космического корабля. Удельный импульс ЭРД может достигать 10000-210000 м/с. ЭРД может получать питание от солнечных батарей, аккумуляторов, конденсаторов. Из-за несовершенства применяемых источников питания тяга существующих ЭРД не велика, соответственно ускорение космического корабля составляет десятые и даже сотые доли ускорения свободного падения. ЭРД характеризуются не очень высоким КПД - от 30 до 60%.
Наиболее известны организации, создающие космические корабли: ОАО "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва", NASA, SpaceX. Указанные космические корабли используют химические ракетные двигатели для старта и выхода на орбиту и электрические ракетные двигатели для маневрирования космических кораблей.
Задачей создания данной полезной модели было проектирование таких реактивных двигателей, которые обладали бы небольшой массой, высоким КПД, были бы экологичны, безопасны и просты в эксплуатации. При старте и выходе на орбиту указанные двигатели использовали бы оптимальный для условий полета вид РТ. Таким образом, электрические сверхпроводниковые реактивные двигатели позволяли бы: старт, выход на орбиту, осуществление корректировок и маневров космических кораблей, а также служили бы для достаточно быстрого покрытия космическими кораблями огромных космических расстояний.
Результатом использования данной полезной модели станет появление космических кораблей, которые будут достаточно легкими в обслуживании, относительно не прихотливыми к виду РТ, способным на большой скорости перемещаться на значительные космические расстояния, экологически безвредными, дешевыми в использовании.
Для решения поставленной задачи необходимо осуществить следующие существенные решения:
- разработать особые источники питания системы;
- рассчитать оптимальные рабочие процессы;
- спроектировать специальные камеры преобразований;
- подобрать оптимальные рабочие тела для выхода на орбиту и взаимодействия с источником питания.
Таким образом, сущностью полезной модели является сочетание специальных источников питания, камер преобразований и доступного и экологичного рабочего тела. Каскадный сверхпроводниковый ракетный двигатель (далее - «КСРД») может напоминать компоновкой, как химический ракетный двигатель, так и электрический ракетный двигатель и может быть, в принципе, создан путем:
- подбора в качестве источников питания сверхпроводящих проводов либо лент, способных проводить высокие электрические токи и намотанных на катушки в форме торов (тороидов),
- подбора хладагента, который может охлаждать сверхпроводящие провода до температур сверхпроводимости для старта и одновременно служить эффективным рабочим телом при нагреве и выбрасывании газа из сопла (жидкий водород, жидкий гелий, жидкий неон, жидкий метан и другие вещества);
- конструирования специальной камеры преобразований с нагревательными элементами (для создания омического нагрева, нагрева электрической дутой, нагрева электромагнитным излучением и другими способами).
Как уже упоминалось ранее, удовлетворительная тяга ХРД достигается благодаря тому, что внутри камеры сгорания в результате химической реакции создается высокое давление газа, в результате скорость истечения газа из сопла достаточно высока и импульс, сообщаемый ракете газовой струей, также высок. При этом в камере сгорания ХРД образуется высокая температура (до 4000 С).
Предлагается использовать электрические силовые установки, которые включали бы источники питания и накопители электрической энергии. Такими установками являются сверхпроводящие индуктивные накопители энергии (СПИНЭ), которые представляют собой замкнутые сверхпроводящие катушки индуктивности, погруженные в отсеки с хладагентом (сжиженным газом). Если такой соленоид намотан на тороидальную поверхность, то линии магнитного поля содержатся внутри тора, и рассеяние магнитного поля за пределы тора и его влияние на какие либо электрические приборы практически исключается. Аналогом камеры сгорания такого двигателя будет служить «камера преобразования», заполняемая твердым, жидким или газообразным хладагентом.
Электрическая энергия каждого отдельного СПИНЭ могла бы расходоваться на сублимацию, испарение и нагрев хладагента, уже находящегося в камере преобразования либо поступающего в камеру преобразования из дополнительного бака либо поступающего из уже разряженного прежде СПИНЭ. Таким образом, самый первый СПИНЭ в процессе электрической разрядки нагревал бы запас хладагента, поступающий в камеру преобразования из дополнительного бака или уже находящийся в камере преобразования. После разрядки первого СПИНЭ его обмотка уже не нуждается в хладагенте для перевода обмотки в сверхпроводящее состояние. Поэтому хладагент из разряженного СПИНЭ поступает в камеру преобразования, становясь рабочим телом, которое нагревает в процессе своей разрядки уже следующий СПИНЭ и так далее. Нагрев рабочего тела (хладагента) в камере преобразования может производиться до той температуры и того давления, которого требуют конкретные условия полета. Поэтому КСРД может укомплектовываться клапаном высокого давления, находящимся между камерой преобразования и соплом.
3
3
2
Одним из перспективных сверхпроводящих материалов для изготовления сверхпроводящих обмоток катушки СПИНЭ мог бы являться материал на основе иттриевых купратов (обычно обозначается как «YBCO»). Плотность указанного вещества (р) составляет всего лишь 6,3 г/см (6300 кг/м). Критическая температура сверхпроводимости (Тс) YBCO выше 100 К, критическое поле (Вс) может быть 70-100 Тл и выше. В указанном сверхпроводящем материале в настоящее время достигаются плотности критического тока (Jc) порядка 7×10^6 А/см (знаком «^» здесь и далее обозначается степень). Камера преобразования должна быть выполнена таким образом, чтобы выдерживать высокие внутренние температуры и давления. Внутри камеры преобразования располагается нагревательный элемент, благодаря которому магнитная энергия, запасенная в СПИНЭ либо выработанная солнечными батареями, преобразуется в тепло. Импульс тока от СПИНЭ может длиться в течение времени t=L/r, где L - индуктивность СПИНЭ, а r - сопротивление нагрузки. Отсюда видно, что например, в случае дугового разряда СНИНЭ сопротивление нагрузки (электрической дуги) мало и импульс будет длиться достаточно долго. Импульс тока может быть также преобразован, выровнен или растянут инвертором, в том числе, постоянный ток может быть преобразован в переменный, если этого требует выбранный нагревательный элемент.
Нагревательный элемент в камере преобразования может быть выполнен в виде соленоида, ток в котором будет нарастать и затухать постепенно. Указанный нагревательный элемент может быть выполнен из материала, имеющего относительно высокое сопротивление, например, из графита. Нагревательный элемент может быть выполнен также в виде электродов, между которыми создается электрический разряд (электрическая дуга), который нагревает хладагент. Нагревательным элементом может являться также генератор электромагнитного излучения, нагревающего рабочее тело. Камера преобразования заполняется рабочим телом (в жидком, твердом, газообразном состоянии), нагрев которого создаст реактивную газовую струю, которая придаст необходимый импульс космическому кораблю.
КСРД может содержать также отдельные емкости для хранения жидких рабочих тел.
К описанию не прилагается фигур чертежей.
Произведем расчет энергии, генерируемой СПИНЭ из YBCO. Допустим, что сверхпроводящая тороидальная катушка находится в отсеке с жидким водородом, диаметр отсека 5 м и высота 3 м, при этом СПИНЭ создает магнитное поле с индукцией 50 Тл. Указанное поле заведомо меньше, чем Вс при данной температуре для YBCO. Тогда энергия такого СПИНЭ:
2
0
W=B*V/2*μ*μ=2500*58,875/2*1,25*10^(-6)=58,875 ГДж
0
0
здесь В - значение магнитной индукции, V - объем тора, μ - магнитная проницаемость (для расчетов используем магнитную проницаемость вакуума μ=1,25×10^(-6) Гн/м).
Чем больше объем тора - тем большую энергию может запасти СПИНЭ.
2
2
Для того чтобы оценить массу и плотность энергии СПИНЭ из YBCO посчитаем массу провода (предположим, его сечение 1 см и по нему проходит ток, плотностью J=5*10^6А/см, заведомо меньший Jc) из которого состоит обмотка СПИНЭ. Известно, что для соленоида энергия магнитного поля рассчитывается также по формуле:
2
2
W=L*I/2, или L=2W/I
где I - сила тока, L - индуктивность соленоида. Индуктивность тороидального соленоида рассчитывается также по формуле:
0
2
L=μ*(D-d)*h*n/(D+d),
где n - количество витков соленоида, D и d - внешний и внутренний диаметры тора, соответственно, h - высота тора. В нашем случае тор занимает весь цилиндрический отсек, тогда внутренний диаметр тора d стремится к нулю, отсюда:
0
0
2
2
L=μ*h*n, отсюда: n=L/μ*h или через энергию W:
2
2
0
n=2W/I*μ*h=2*58,875*10^9/25*10^12*1,25*10^(-6)*3=35,44
Подставляя в указанную формулу известные уже значения, получаем, что количество витков n равно, примерно, 35. В случае тора с прямоугольным сечением длина каждого витка тора равна сумме длин сторон (а и b) его сечения:
2а+2b=2*2,5+2*3=11 м
3
3
Всего 35 витков, тогда длина всех витков тора примерно равна 11*35=385 м. Тогда, объем сверхпроводящего провода равен произведению его сечения на его длину: 0,0001*1120=0,0385 м. Умножая полученный объем на плотность YBCO (6300 кг/м), получаем примерную массу сверхпроводящего провода: 242,55 кг. Плотность энергии, запасаемой сверхпроводящим проводом, составит около 243 МДж/кг.
3
3
На данном этапе расчетов уже можно примерно оценить, выигрыш КСРД в массе и габаритах по сравнению с химическими ракетными двигателями. Можно подсчитать, какая масса кислорода понадобилась бы для того, чтобы в результате окисления водорода выделилась бы энергия, аналогичная магнитной энергии, запасаемой СПИНЭ. Известно, что при сгорании одного килограмма водорода выделяется до 140 МДж тепловой энергии. Таким образом, для выделения энергии 58,875 ГДж нужно сжечь 420 кг водорода. Но для реакции горения нужен кислород, который будет весить, примерно, в 8 раз больше водорода. То есть ракета должна перевозить 3360 кг кислорода (соответственно, занимающего объем ракеты, около 3 м) для того, чтобы появилась такая же энергия, как при использовании 242,55 кг сверхпроводящего YBCO (занимающего небольшой объем в отсеке с жидким водородом, около 0,04 м).
Получается, что масса ракеты, использующей КСРД, может быть меньше массы ракеты с химическим ракетным двигателем более чем в 15 раз. При этом могут быть существенно уменьшены габариты ракеты. Кроме того, один из СПИНЭ может располагаться по периметру кабины экипажа, таким образом, защищая его своим магнитным полем от солнечного ветра.
Вычисленная ранее энергия расходуется на нагрев рабочего тела. Произведем расчеты для случая, когда рабочим телом будет являться водород. Рабочее тело подвергается нагреву до температур, заведомо превышающих их критическую температуру.
3
3
3
Отсек со сверхпроводящим проводом может заполняться жидким водородом не полностью, а лишь в количестве, необходимом для охлаждения сверхпроводника. Подсчитанные ранее 420 кг водорода с плотностью p=70 кг/м, заняли бы 6 м, этого бы хватило для охлаждения 0,0385 м сверхпроводящего провода.
Если же весь отсек занять жидким водородом (его остаток может быть использован, например, с помощью энергии, получаемой уже в космосе от солнечных батарей) масса этого жидкого водорода m=V*p=58,875*70=4121 кг. Таким образом, каждому килограмму водорода в полностью заполненном отсеке может быть сообщена энергия:
W/m=14,3 МДж.
Произведем расчет для случаев, когда энергия СПИНЭ расходуется на нагрев всего хладагента в отсеке со СПИНЭ и на нагрев лишь части хладагента, но до высокой температуры.
Для того чтобы испарить m=1 кг жидкого водорода и изохорически нагреть его до определенной температуры нам потребуется энергия E, которая будет равна сумме теплоты испарения Qu=Сu*m и теплоты нагрева газа: Qн=Cν*m*(Tн-Тu). Где Сu - удельная теплота испарения (448 кДж/кг), Cν - удельная теплоемкость водорода при постоянном объеме (она равна отношению Ср/у, где у=1,4 - показатель адиабаты водорода, и Ср - изобарическая теплоемкость (14 кДж/кг*К)) а Тн и Тu - конечная температура нагрева и температура испарения (для водорода - 20 К), соответственно. То есть:
E=Qu+Qн=Cu*m+Cν*m*(Tн-Тu)
В это уравнение подставляем значение Е=14,3 МДж и находим величину температуры в камере преобразования:
Тн=(Е-Cu*m)/Cν*m+Тu=(14,3*10^6-448*10^3)/10^4+20=1405,2 К
Применив расчеты, подобные расчетам скорости реактивной струи для химического ракетного двигателя, используя формулу:
2
ν=2*y*R*T/M* (у-1)
найдем скорость реактивной водородной струи для температуры 1405 К, ν=6389 м/с.
Внутри камеры преобразования КСРД можно достигать температуры рабочего тела, аналогичной температуре в камере сгорания химического ракетного двигателя (4000 К). В этом случае будет расходоваться не весь жидкий водород, который может находиться в сечение отсека, а лишь часть хладагента, заполняющего отсек со СПИНЭ. Применив известную формулу:
2
ν=2*y*R*T/M* (у-1)
найдем скорость реактивной водородной струи для температуры 4000 К, ν=10779 м/с.
Указанная скорость более чем в два раза превышает скорость истечения газа из камеры сгорания ХРД, работающих на смеси водорода и кислорода (4500 м/с, на сегодняшний день - максимальный показатель для ХРД).
Как уже упоминалось, в КСРД, в отличие от ХРД, может регулироваться температура и давление в камере преобразования с помощью изменения силы тока в нагревательном элементе и применении клапана в камере преобразования. Таким образом, будет регулироваться тяга и расход рабочего тела для различных режимов полета (старт с земли, полет в открытом космосе).
Техническим результатом применения описанной полезной модели будет являться создание такого ракетного двигателя, который будет обладать высокой скоростью истечения газов, высокой тягой, экологичностью, безопасностью. Указанный двигатель будет также достаточно простым и дешевым в эксплуатации.
2
Полезная модель может быть материализована путем создания электрического ракетного двигателя с источниками питания в виде СПИНЭ в форме тороидальных катушек (например, из YBCO), позволяющих накапливать и сохранять электрический ток порядка 5*10^6 А/см. СПИНЭ будут помещены в отсеки с хладагентами (например, в жидкий водород), который одновременно будет являться рабочим телом. СПИНЭ соединяются посредством инверторов и электронно-управляемых электрических ключей с нагревательным элементом, находящимся в камере преобразования. В камеру преобразования из дополнительного бака или отсеков с разряженными СПИНЭ через трубу с насосом и клапаном попадает хладагент, который нагревается и под давлением, выбрасывается через сопло.
1 Криогенные отсеки могут быть выполнены из тех же материалов, которые используются при производстве некоторых криогенных установок (например, сталь). Внутри криогенного отсека содержится хладагент (например, жидкий водород), который, является одновременно рабочим телом. Внутри криогенного отсека размещается также сверхпроводниковая катушка индуктивности. Криогенный отсек соединяется с трубой, через которую рабочее тело (хладагент) закачивается в камеру преобразований.
2 СПИНЭ (сверхпроводящий индуктивный накопитель энергии). Может являться тороидальным соленоидом из сверхпроводящего материала (например, YBCO). СПИНЭ может замыкаться посредством сверхпроводящих электронных ключей и соединяться с помощью таких же ключей и инверторов либо только с помощью указанных ключей с нагревательным элементом.
3 Электрические ключи, выполненные из сверхпроводящего материала (например, YBCO). Под действием электронного сигнала может происходить нагрев области ключа и происходит «размыкание» ключа, замыкавшего СПИНЭ, напротив, ключ, соединяющий СПИНЭ и нагревательный элемент, замыкается, тогда электрический ток уходит из контура СПИНЭ в нагревательный элемент.
4 Инвертор может представлять собой в совокупности: программируемый прерыватель тока, соединенный последовательно со СПИНЭ, высокоточный диод, также соединенный последовательно со СПИНЭ, после прерывателя тока и конденсатор, соединенный параллельно с нагревательным элементом. Таким образом, прерыватель тока до его прерывания пропускает определенное количество зарядов, часть из которых заряжают конденсатор, а часть нагревают нагревательный элемент. Во время прерывания тока конденсатор разряжается, но его заряд попадает только на нагреватель, так как диод мешает заряду вернуться в СПИНЭ. Таким образом, настроив прерыватель тока определенным образом, можно получить постоянный и даже примерно одинаковый по силе ток на нагревательном элементе в течение времени разряда СПИНЭ.
5 Труба для хладагента может иметь двойные стальные стенки, разделенные вакуумом. Труба соединяется с клапаном (либо клапанами) криогенных отсеков, через которые хладагент всасывается насосом внутри трубы и попадает через еще один клапан в камеру преобразования.
6 Клапаны внутри трубы для жидкого рабочего тела и между камерой преобразования и соплом могут быть выполнены из стали и напоминать аналогичные клапаны в ракетном двигателе, работающем на жидком кислороде и водороде.
7 Камера преобразования может быть изготовлена из стали с применением технологий изготовления емкостей автоклавов. Камера преобразования может быть соединена с трубой для хладагента. Внутри камеры преобразований расположен нагревательный элемент. Камера преобразования соединена с соплом.
8 Нагревательный элемент может быть изготовлен из материала, значительно нагревающегося вследствие прохождения по нему электрического тока (например, из графита или вольфрама). Расположен внутри камеры преобразования. Соединен со СПИНЭ посредством стартовых электрических ключей либо указанных ключей и инверторов.
9 Сопло может быть изготовлено из стали, геометрически напоминает сопла химических ракетных двигателей для сверхзвуковых газовых струй. Соединено с нижней частью камеры преобразования.
При старте каскадного сверхпроводникового ракетного двигателя электрический ключ, связывающий один из СПИНЭ с инвертором и нагревательным элементом замыкается, электрический ключ, замыкающий этот СПИНЭ размыкается, а и электрический ток из указанного СПИНЭ поступает в нагревательный элемент. Хладагент из дополнительного бака поступает через трубу и клапан в камеру преобразования, где происходит нагрев рабочего тела и образующийся горячий газ выбрасывается из сопла, создавая импульс для космического корабля или ракеты. В дальнейшем хладагент поступает в камеру преобразования уже из криогенного отсека с разрядившимся СПИНЭ и следующий СПИНЭ нагревает этот хладагент способом, подобным описанному выше.
Таким образом, полезная модель «Каскадный сверхпроводниковый ракетный двигатель» позволяет создать ракетный двигатель, который является достаточно простым в управлении, легким, экологическим, безопасным и дешевым в эксплуатации.