Результат интеллектуальной деятельности: Импульсный лазерный ракетный двигатель для систем ориентации, стабилизации и коррекции низкоорбитальных космических летательных аппаратов с малой массой

Изобретение относится к космическим летательным аппаратам и их управляющим устройствам, в частности, для ориентации и стабилизации аппаратов в пространстве.

Известно устройство «Двигатель системы ориентации и стабилизации космических летательных аппаратов» (патент РФ №2281890, МПК B64G 1/34 (2006.01), опубликовано 20.08.2006). Устройство состоит из корпуса, рабочего тела в виде вещества, сублимирующего при нагревании, электронагревателей и холодильников. Устройство содержит герметичный корпус, внутри которого размещены рабочее тело и электронагреватели, а на торцах корпуса расположены холодильники. Устройство работает следующим образом: при включении электронагревателя происходит нагрев рабочего тела, оно переходит в газообразное состояние и распределяется внутри герметичного корпуса. Включение холодильника на противоположном торце корпуса создает больший градиент температур по длине корпуса, при этом рабочее тело будет конденсироваться преимущественно на холодной части корпуса, создавая больший момент сил. Если необходимо изменить направление момента сил, то нужно включить противоположную пару электронагреватель - холодильник. При данной конструкции двигателя система электронагреватель-холодильник включается и выключается попарно.

Недостатком данного решения является повышенные энергозатраты двигателя вследствие применения нагревателя и холодильника, что влияет на габариты и массу двигателя, а также низкая надежность двигателя вследствие выполнения условий обеспечения герметичности корпуса для осуществления рабочего процесса.

Известно техническое решение «LASER-ABLATIVE THRUSTER MICROLAS», приведенное в публикации Overview of Laser Ablation Micropropulsion Research Activities at DLR Stuttgart (Hans-Albert Eckel, Stefan Scharring, Stephanie Karg, Christian Illg, and Johannes Peter, International High Power Laser Ablation and Beamed Energy Propulsion Symposium (HPLA/BEP (2014), 21-25 апреля 2014 (https://core.ac.uk/download/pdf/31010835.pdf). Устройство состоит из импульсного лазера, электрооптической линзы с изменяющимся фокусным расстоянием, электрооптическим устройством для плоскостного продольного управления лазерным лучом, f-theta линзы с зафиксированным фокусным расстоянием, плоским отражателем (зеркало) и металлической мишени. Устройство работает следующим образом: луч импульсного лазера проходит через электрооптическую линзу и поступает в электрооптическое устройство, откуда выходит через f-theta линзу, поступает на отражатель и фокусируется на металлической мишени. Недостатком данного решения является сложность наведения и получения лазерного пятна необходимого размера из-за наличия отражающего зеркала, а также размеры устройства, затрудняющее применение в системах стабилизации и ориентации для малых космических аппаратов.

f-theta линза - это линза, позволяющая сфокусировать лазерный луч на заданном (фокусном) расстоянии.

Наиболее близким по технической сущности является устройство «Лазерно-плазменный микродвигатель» (патент РФ № 139344, МПК F02K 1/00 (2006.01), опубликовано 20.04.2014). Устройство состоит из источника лазерного излучения, системы ввода излучения в световод, световод, механизма подачи световода в сопловую камеру, вакуумного уплотнения, сопловой камеры, приосевой трубки держателя конца световода. Устройство работает следующим образом: лазерное излучение от источника подается через систему ввода излучения в световод, где, взаимодействуя на выходе из световода с поглощающим излучение торцом, инициирует оптический пробой материала выходного конца световода как рабочего тела в сопловой камере с формированием приосевой газово-плазменной струи, обеспечивающей передачу стенкам сопловой камеры противоположно направленного реактивного импульса отдачи (импульс тяги, мкНс). Для обеспечения квазинепрерывного режима работы двигателя генерация импульсов излучения лазера согласуется со скоростью работы механизма подачи световода в сопловую камеру для восстановления исходного положения поглощающего излучение торца световода над срезом приосевой трубки держателя конца световода.

Недостатком данного решения является усложнение конструкции, заключающаяся в наличии вакуумного уплотнения, сложность практической реализации устройства в связи с высокими требованиями к материалу торца световода, который должен поглощать энергию источника лазерного излучения, другим существенным недостатком является износ торца в связи с испарением материала, а также сложность использования в двигателях ориентации космических летательных аппаратов с малой массой вследствие того, что рабочий процесс протекает при условии организации квазинепрерывного режима подачи лазерных импульсов.

Технической проблемой изобретения является создание импульсного лазерного ракетного двигателя для ориентации и стабилизации орбитальных космических летательных аппаратов с малой массой

Техническим результатом является повышение удельного импульса двигателя лазерного ракетного двигателя для ориентации, стабилизации и коррекции орбитальных космических летательных аппаратов с малой массой, снижение массогабаритных характеристик и упрощение условий размещения на борту малого космического аппарата.

Описание работы

Импульсный лазерный ракетный двигатель для систем ориентации, стабилизации и коррекции низкоорбитальных космических летательных аппаратов с малой массой состоит из компрессора (1), куда поступает рабочее тело окружающей среды через входное отверстие и который сжимает воздух. Сжатый воздух через трубопровод произвольного сечения (2) поступает в ресивер (3), выполняющий функцию хранения воздуха. Из ресивера (3) сжатый воздух попадает в камеру (4), где при помощи источника лазерного излучения (5) и фокусирующей линзы (6), через которую проходят лазерные импульсы и создаются импульсные оптические разряды. Сжатый воздух за счет более высокого давления поступает из ресивера (3) в камеру (4) и одномоментно источник лазерного излучения (5) с помощью фокусирующей линзы (6) создает импульсный оптический разряд в камере (4), причем расстояние от выходного отверстия ресивера до фокусирующей линзы равно фокусному расстоянию фокусирующей линзы. Аккумулятор (7) служит для хранения электрической энергии, получаемой от солнечных панелей (8) и питания источника лазерного излучения (5). В момент возникновения импульсного оптического разряда у рабочего тела увеличивается внутренняя энергия и повышается температура, вследствие чего рабочее тело разгоняется и вылетает из камеры (4), создавая импульс тяги порядка нескольких десятков мкНс для стабилизации орбитального космического летательного аппарата с малой массой. Создаваемый лазерным источником и фокусирующийся при помощи линзы импульсный оптический разряд обладает высокой температурой (в точке разряда температура достигает нескольких сотен тысяч градусов и быстро убывает до десятков тысяч на границе разряда с окружающей средой). При возникновении импульсного оптического разряда происходит нагрев рабочего тела до высоких температур. Благодаря этому газ приобретает большую температуру и увеличивается внутренняя энергия, вследствие чего достигается высокая скорость истечения из камеры, а скорость истечения оценивается параметром удельного импульса. Отсутствие бака (т.е. системы постоянного хранения рабочего тела) и применение атмосферного воздуха в качестве рабочего тела позволяет существенно снизить массу и размеры двигателя, а импульсный оптический разряд позволяет создать разряд в условиях низкого давления, когда требуется высокая плотность мощности (порядка 1012 Вт/см2) благодаря наличию, например, металлической поверхности камеры. Вследствие наличия паров вещества на металлической поверхности, где концентрации электронов достаточно для возникновения импульсного оптического разряда. Дополнительное снижение массогабаритных характеристик достигается за счет применения компактного лазера (масса 1 кг, размер 25 см х 15 см х 15 см), способного обеспечить импульсный режим работы лазерного источника.

Импульсный лазерный ракетный двигатель для систем ориентации, стабилизации и коррекции низкоорбитальных космических летательных аппаратов с малой массой представлен на фиг. 1.

Пример реализации

Импульсный лазерный ракетный двигатель для систем ориентации, стабилизации и коррекции низкоорбитальных космических летательных аппаратов с малой массой работает следующим образом: на высоте 100 км (низкая орбита Земли), окружающий атмосферный воздух, равный давлению 0.0319 Па, закачивается в ресивер (3) компрессором (1). Степень сжатия компрессора в КЛА с малой массой принимаем равным 10. Тогда давление в ресивере будет 0.319 Па. В результате в ресивере давление воздуха будет в 10 раз выше, чем в камере ИЛРД (камера ИЛРД сообщается с окружающей средой). Таким образом перепад давления воздуха в ресивере и окружащей среды составляет 10. При открытии клапана из ресивера в камеру ИЛРД поступает порция рабочего газа (воздуха) из ресивера вследствие того, что имеется перепад давления в полости ресивера и окружающего ИЛРД пространства на высоте 100 км. Источник лазерного излучения LQ529B с энергией 0,35 Дж, длительностью импульса 10 нс и длиной волны 1064 нм создает лазерный импульс, проходящий через фокусирующую линзу с фокусным расстоянием 7 см, и образует импульсный оптический разряд в камере. В момент поступления сжатого воздуха в камеру происходит импульсный оптический разряд, вследствие чего воздух приобретает температуру до 900000 К и вылетает из цилиндрического канала диаметром 3 мм и длиной 12 мм, создавая импульс тяги 17 мкНс.