Солнечная энергетическая ракетная двигательная установка импульсного действия

Солнечная энергетическая ракетная двигательная установка импульсного действия

Реферат

 

Солнечная энергетическая ракетная двигательная установка импульсного действия может применяться для разгонных блоков, выводящих космические аппараты, не требующие быстрого выведения, со стартовых околоземных орбит на геостационарные, геопереходные и межпланетные орбиты, а также в качестве экологически чистой двигательной установки орбитальных и межпланетных космических аппаратов и орбитальных пилотируемых станций, требующих поддержания высоты орбиты, а также снабжения водой и кислородом. В солнечную энергетическую ракетную двигательную установку импульсного действия, содержащую солнечную батарею, бак с водой, водяной насос, электролизер, баки с газообразными компонентами топлива, нагреватель водорода и камеру сгорания с пневмогидравлической арматурой, введены газожидкостные сепараторы водорода и кислорода, циркуляционные насосы электролита, а электролизер снабжен водородным и кислородным контурами циркуляции электролита, каждый из которых образован магистралями, соединяющими выходы всех ячеек электролизера по водороду и кислороду со входами газожидкостных сепараторов водорода и кислорода соответственно, выходы газожидкостных сепараторов водорода и кислорода по электролиту через соответствующие циркуляционные насосы - со входами ячеек электролизера, при этом выходы газожидкостных сепараторов водорода и кислорода по газам подключены к соответствующим бакам с газообразными компонентами топлива, а в баке с водой размещено капиллярное заборное устройство. Изобретение позволяет создать работоспособную ракетную двигательную установку с использованием только солнечной энергии и взятой на борт воды для получения высокоэффективного ракетного топлива, повысить пожаровзрывобезопасность двигательной установки, организовать подачу из бака воды без газовых включений в условиях невесомости и маневров космического аппарата. 1 ил.

Солнечная энергетическая ракетная двигательная установка импульсного действия (СЭРДУИД) может применяться для разгонных блоков (РБ), выводящих космические аппараты (КА), не требующие быстрого выведения, со стартовых околоземных орбит на геостационарные, геопереходные и межпланетные орбиты, а также в качестве экологически чистой двигательной установки орбитальных и межпланетных космических аппаратов и орбитальных пилотируемых станций, требующих поддержания высоты орбиты, а также снабжения водой и кислородом. Кроме этого СЭРДУИД в перспективе допускает посадку на ядра комет и астероиды массой до 10¹⁵ кг, заправку водой за счет имеющегося на них водяного льда и старт с их поверхности. СЭРДУИД в составе спускаемых аппаратов межпланетных космических аппаратов могут в дальнейшем использоваться для выработки кислородно-водородного топлива за счет имеющегося на Луне, Марсе или спутниках Юпитера водяного льда.

Аналогом СЭРДУИД по выведению КА на высокие орбиты служит солнечная энергодвигательная ракетная установка (СЭДУ), экспонировавшаяся на Международном авиакосмическом салоне-99, проводившемся в г. Жуковском Московской области 17-22 августа 1999 г., и представленная в проспекте Центра Келдыша Российского авиационно-космического агентства. С целью повышения энергетической и экономической эффективности средств межорбитальной транспортировки космических аппаратов Центром Келдыша предложена СЭДУ на основе двухрежимного солнечного теплового ракетного двигателя (СТРД), работающего как на горячем водороде, так и с дожиганием горячего водорода с кислородом. СЭДУ включает баки с жидким кислородом и жидким водородом, электронасос жидкого кислорода, электронасос жидкого водорода, компрессор газообразного водорода, расходную емкость, электронагревный тепловой аккумулятор-теплообменник (ТА), солнечные батареи (СБ), установленные на энергоплатформе космического аппарата, блок регулирования мощности, пневмогидравлическую арматуру и камеру сгорания.

По существу СЭДУ является криогенной кислородно-водородной жидкостной ракетной двигательной установкой (ЖРДУ), в которую введен ТА, обеспечивающий импульсный режим работы СТРД с увеличенным удельным импульсом за счет нагрева ТА электроэнергией от СБ между импульсами СТРД и нагрева поступающего в камеру сгорания водорода от ТА во время работы СТРД. Импульсный режим работы позволяет увеличить тяговооруженность СТРД и сократить тем самым общее время полета, что особенно важно для СЭДУ из-за наличия в ней криогенного топлива. Как двигательная установка, предназначенная для космических объектов, СЭДУ обладает всеми недостатками, свойственными в этой области применения криогенным кислородно-водородным ЖРДУ, но конструктивно сложнее и соответственно дороже последних. Главные из этих недостатков следующие: - из-за малой плотности жидкого водорода бак горючего имеет большие размеры и массу, что, в свою очередь, увеличивает размеры и массу несущей конструкции разгонного блока и головного обтекателя. Оба криогенных бака дополнительно должны быть оснащены теплоизоляцией и термомостами; - даже при хороших теплоизоляции и термомостах жидкий кислород и особенно жидкий водород ограничивают время их хранения в космическом пространстве, с увеличением времени хранения криогенного топлива увеличиваются либо давление в баках и их масса, либо потери самого топлива на снятие теплопритоков к бакам. По этой причине кислородно-водородные ЖРДУ для длительного пребывания в космосе с несколькими запусками двигателя пока не нашли применения. Обеспечение работоспособности СЭДУ в течение требуемых 20-60 суток тем более является серьезной проблемой.

Кроме указанных общих недостатков криогенных космических установок СЭДУ имеет еще высокотемпературный ТА, который при полезной емкости до 250 МДж должен иметь массу порядка сотен кг, что, с одной стороны, делает СЭДУ заметно тяжелее ЖРДУ такой же тяги, а с другой стороны, создание самого ТА, способного длительное время сохранять тепло без существенных потерь для нагрева водорода до температур 1500-2000 К, является непростой технической проблемой. Следует также отметить, что показанная в вышеуказанном проспекте Центра Келдыша принципиальная схема СЭДУ неработоспособна в условиях невесомости и эволюции космического объекта, так как в ней отсутствуют средства подачи жидких компонентов топлива из баков, а подача из бака горючего газообразного водорода в компрессор в условиях невесомости вообще не представляется возможной.

Рассмотренные недостатки СЭДУ, даже в случае устранения последнего замечания, существенно снижают эффективность ее применения по сравнению с кислородно-водородной ЖРДУ аналогичного назначения. Поэтому предложенную Центром Келдыша СЭДУ можно рассматривать только как способ некоторого улучшения энергетических характеристик обычной кислородно-водородной ЖРДУ малой тяги за счет добавления возможного количества солнечной энергии к основному запасу химической энергии взятого на борт криогенного топлива.

Другим аналогом СЭРДУИД является кислородно-водородная двигательная установка с заправкой водой и диафрагменным электрическим насосом, показанная в книге И. Тимнат. Ракетные двигатели на химическом топливе. М.: Мир, 1990, стр. 277, 278, рис. 185, основанная на дозаправке водой, в которой используются диафрагменный электрический водяной насос и электролизер; источником энергии служат панели солнечных батарей, а в периоды нахождения в тени - никель-кадмиевые аккумуляторные батареи и аккумуляторы сжатого газа. На рис. 186 указанной книги И. Тимната предложена аналогичная двигательная установка, в которой подача воды осуществляется сжатым гелием. Обе представленные на рис. 185 и 186 в указанной книге И. Тимната пневмогидравлические схемы кислородно-водородных двигательных установок (КВДУ) представляются неработоспособными по следующим причинам: Накопление необходимых для работы двигателя газообразных кислорода и водорода осуществляется путем разложения воды в электролизере, питаемом электроэнергией от солнечных батарей или аккумуляторов на пассивных участках полета в состоянии невесомости. Обычный электролизер работоспособен только при действии перегрузки (на Земле около 1), которая необходима для всплытия выделившихся на электродах пузырьков газов и накопления водорода и кислорода в разобщенных полостях над свободной поверхностью электролита, откуда эти газы подаются в емкости для их хранения.

В условиях невесомости всплытие пузырьков газов и образование газовых подушек над поверхностью электролита невозможно. При попытке включения электролизера в условиях невесомости в результате накопления газов внутри его ячеек и вытеснения из них электролита произойдет полный отказ и даже взрыв электролизера. В книге И. Тимната работоспособность электролизера в условиях невесомости ничем не обоснована и в схемах КВДУ отсутствуют принципиально необходимые для этого агрегаты.

В показанной на рис. 185 схеме КВДУ отсутствуют также средства подачи воды из бака в насос в состоянии невесомости. Один диафрагменный насос или наддув бака гелием в другом варианте на рис. 186 этой проблемы не решают.

Прототипом СЭРДУИД служит двигательная установка, представленная в патенте США 5279484 от 18 января 1994 г. (МПК⁷ B 64 G 1/40), которая также содержит бак с водой, электролизер, баки с газообразными кислородом и водородом и камеры сгорания. Патент США 5279484 в части двигательной установки ничем не отличается от рассмотренных выше КВДУ из книги И. Тимната, средства подачи из бака воды в электролизер и работа самого электролизера в условиях невесомости в патенте ничем не обоснованы (нет даже водяного насоса), в связи с чем по указанным выше причинам эта двигательная установка также неработоспособна и практического интереса не представляет (кроме утилизации отходов жизнедеятельности пилотируемого КА с помощью ракетных двигателей, что не является главной задачей самой двигательной установки).

Задачами изобретения являются: - создание работоспособной ракетной двигательной установки с использованием только солнечной энергии и взятой на борт воды для получения высокоэффективного ракетного топлива; - повышение пожаровзрывобезопасности двигательной установки; - подача из бака воды без газовых включений в условиях невесомости и маневров космического аппарата.

Решение этих задач достигается тем, что в солнечную энергетическую ракетную двигательную установку импульсного действия, содержащую солнечную батарею, бак с водой, водяной насос, электролизер, баки с газообразными компонентами топлива, нагреватель водорода и камеру сгорания с пневмогидравлической арматурой, введены газожидкостные сепараторы водорода и кислорода, циркуляционные насосы электролита, а электролизер снабжен водородным и кислородным контурами циркуляции электролита, каждый из которых образован магистралями, соединяющими выходы всех ячеек электролизера по водороду и кислороду со входами газожидкостных сепараторов водорода и кислорода соответственно, выходы газожидкостных сепараторов водорода и кислорода по электролиту через соответствующие циркуляционные насосы - со входами ячеек электролизера, при этом выходы газожидкостных сепараторов водорода и кислорода по газам подключены к соответствующим бакам с газообразными компонентами топлива, а в баке с водой размещено капиллярное заборное устройство.

На чертеже изображена предложенная установка, где: 1 - солнечная батарея (СБ); 2 - бак с водой; 3 - электролизер; 4 - газожидкостный сепаратор водорода; 5 - газожидкостный сепаратор кислорода; 6 - циркуляционный насос водородного контура; 7 - циркуляционный насос кислородного контура; 8 - капиллярное заборное устройство (КЗУ); 9 - водяной насос; 10 - обратный клапан; 11 - обратный клапан; 12 - обратный клапан; 13 - редуктор кислорода; 14 - редуктор водорода; 15 - электропневмоклапан (ЭПК); 16 - электропневмоклапан (ЭПК); 17 - теплообменник; 18 - выключатель цепи электролизера; 19 - выключатель цепи теплообменника; 20 - камера сгорания (КС); 21 - бак с газообразным кислородом; 22 - баки с газообразным водородом.

Электрический выход СБ 1 через контакты выключателей 18 и 19 соединен с электролизером 3 и теплообменником 17. Бак 2 через КЗУ 8, водяной насос 9 и обратный клапан 10 соединен с электролизером 3. Выходы баков 21 и 22 с газообразными компонентами через редукторы 13 и 14 и ЭПК 15 и 16 соединены с КС 20, причем для запуска двигателя используется теплообменник 17, в котором водород после прохождения через рубашку охлаждения КС подогревается до температуры не менее температуры его самовоспламенения с кислородом.

На Земле, возможно до вывоза на стартовую позицию, бак 2 СЭРДУИД заправляется чистой водой. Электролизер 3 заправляется водным электролитом. Баки 22 полностью заправляются газообразным водородом, а бак 21 - газообразным кислородом. Заправка газов на Земле может производиться от бортового электролизера 3 с одновременной проверкой работы самого электролизера 3 с газожидкостными сепараторами 4, 5 и циркуляционными насосами 6 и 7 соответственно. Питание электролизера током производится от наземного источника. Другого оборудования для заправки газообразных компонентов на Земле в этом случае не требуется.

Для запуска двигателя открывается ЭПК 16 и замыканием контакта 19 включается электронагреватель теплообменника 17. Водород из баков 22 через редуктор 14, ЭПК 16 и рубашку охлаждения КС 20 поступает в теплообменник 17, нагревается там до температуры не ниже температуры самовоспламенения с газообразным кислородом, после чего вводится в КС 20. Вслед за этим открывается ЭПК 15 и кислород из бака 21 через редуктор 13 и ЭПК 15 поступает в КС и воспламеняется там с нагретым водородом. Двигатель может работать до тех пор, пока давление в баках 22 и 21 не снизится до заданной величины. По этому признаку или в любое заданное время до его наступления по команде от системы управления размыкается контакт 19 и закрываются ЭПК 15 и 16. С выключением подачи компонентов прекращается выдача двигателем очередного импульса тяги.

Дозаправка в полете газообразных компонентов в баки 22 и 21 производится в режиме стабилизации космического объекта (КО) с направленными на Солнце панелями СБ 1. Замыканием контакта 18 включаются электролизер 3 и циркуляционные насосы 6 водородного контура и 7 кислородного контура, осуществляющие циркуляцию электролита через ячейки электролизера и газожидкостные сепараторы водорода 4 и кислорода 5, в которых происходит отделение от электролита образовавшихся при электролизе воды газов. Когда давление газов в газожидкостных сепараторах достигнет настройки обратных клапанов 11 и 12, газообразные кислород и водород начнут поступать в баки 21 и 22.

В процессе электролиза вода превращается в газообразные компоненты топлива и объем электролита в газожидкостных сепараторах 4 и 5 постепенно уменьшается. При достижении минимально допустимого уровня электролита в одном из газожидкостных сепараторах 4 или 5 включается водяной насос 9 и вода из бака 2 через капиллярное заборное устройство 8, задерживающее газовые включения, и обратный клапан 10 подается в контуры циркуляции электролита, увеличивая его объем. При достижении заданного максимального уровня электролита в газожидкостных сепараторах водяной насос 9 выключается и подпитка водой электролизера 3 прекращается. По достижении заданного максимального давления газов в баках 21 и 22 контакт 18 размыкается, электролизер 3 и циркуляционные насосы 6 и 7 выключаются и СЭРДУИД переходит в режим ожидания команды от системы управления на выдачу двигателем очередного импульса тяги.

Часть вырабатываемых СЭРДУИД газообразных компонентов а также излишки кислорода могут использоваться системами управления и жизнеобеспечения КО. Ракета-носитель выводит КО с СЭРДУИД сразу на выбранную стартовую орбиту. После отделения от носителя КО разворачивается и стабилизируется в направлении первого разгонного импульса, раскрываются и ориентируются на Солнце панели СБ 1. Первый импульс, как и все последующие импульсы, могут выдаваться СЭРДУИД в любые заданные моменты времени после очередной дозаправки от электролизера баков 21 и 22 газообразными компонентами. Количество выдаваемых двигателем СЭРДУИД импульсов тяги и дозаправок баков 21 и 22 газообразными компонентами до выработки всей заправленной в бак 2 воды, а также времена между импульсами тяги, за исключением времен дозаправки баков газообразными компонентами, и общее время пребывания СЭРДУИД в полете не ограничиваются.

СЭРДУИД обладает рядом неоспоримых преимуществ: - СЭРДУИД является первой работоспособной ракетной двигательной установкой с использованием только солнечной энергии и взятой на борт воды для получения высокоэффективного ракетного топлива, так как она содержит принципиально необходимые для этого водородный и кислородный контуры циркуляции электролита с газожидкостными сепараторами и циркуляционными насосами, обеспечивающими нормальную работу электролизера и получение газообразных компонентов топлива в условиях невесомости; - СЭРДУИД оснащена капиллярным заборным устройством, обеспечивающим подачу из бака воды без газовых включений в условиях невесомости и маневров космического аппарата; - СЭРДУИД может служить для многократного использования с дозаправкой воды в космических условиях и вырабатывать кислород для систем жизнеобеспечения пилотируемых космических аппаратов; - отработка и испытания СЭРДУИД не требуют специального криогенного оборудования и больших запасов взрывоопасных компонентов, поскольку СЭРДУИД сама вырабатывает из воды необходимое для себя газообразное топливо небольшими порциями; - простота и пожаровзрывобезопасность эксплуатации СЭРДУИД обоснованы тем, что эффективное кислородно-водородное топливо заправляется и хранится на борту СЭРДУИД в химически связанном и безопасном состоянии в виде простой воды, обладающей большой плотностью и не требующей крупногабаритных баков, криогенных экранно-вакуумной теплоизоляции, термомостов, агрегатов и арматуры; - в условиях околоземного пространства вода и аккумулированная в виде химической энергии газообразных компонентов солнечная энергия могут храниться без потерь неограниченное время, что является большим преимуществом по сравнению с массивным высокотемпературным тепловым аккумулятором СЭДУ, неизбежно теряющим запасенную в нем тепловую энергию; - СЭРДУИД по сравнению с СЭДУ обладает еще тем преимуществом, что она может использовать солнечные батареи небольшой мощности, что расширяет возможности применения СЭРДУИД, так как время ее пребывания в космосе не ограничено хранением криогенного топлива и потерей энергии тепловым аккумулятором; - применение электролизера высокого давления позволяет обойтись без компрессоров для подачи газообразных компонентов в баки, в которых они хранятся; - газообразное топливо может использоваться в нужные моменты времени короткими импульсами двигателя, имеющим желаемую для уменьшения гравитационных потерь тяговооруженность, причем водород за счет электроэнергии СБ может быть предварительно разогрет для самовоспламенения компонентов и увеличения удельного импульса СЭРДУИД; - так как оптимальное по удельному импульсу массовое соотношение компонентов для кислородно-водородного топлива Кm=(5-6), а при электролизе воды реализуется Кm= 8, избыток получаемого кислорода может быть использован для сопел реактивной системы управления или в системе жизнеобеспечения космического объекта.

При промышленном производстве СЭРДУИД не возникнет проблем с материалами и комплектующими. Производство пневмогидравлической арматуры, панелей СБ, электролизеров, баков, КС налажено и не вызовет затруднений.

Формула изобретения

Солнечная энергетическая ракетная двигательная установка импульсного действия, содержащая солнечную батарею, бак с водой, водяной насос, электролизер, баки с газообразными компонентами топлива, нагреватель водорода и камеру сгорания с пневмогидравлической арматурой, отличающаяся тем, что в нее введены газожидкостные сепараторы водорода и кислорода, циркуляционные насосы электролита, а электролизер снабжен водородным и кислородным контурами циркуляции электролита, каждый из которых образован магистралями, соединяющими выходы всех ячеек электролизера по водороду и кислороду со входами газожидкостных сепараторов водорода и кислорода соответственно, выходы газожидкостных сепараторов водорода и кислорода по электролиту через соответствующие циркуляционные насосы - со входами ячеек электролизера, при этом выходы газожидкостных сепараторов водорода и кислорода по газам подключены к соответствующим бакам с газообразными компонентами топлива, а в баке с водой размещено капиллярное заборное устройство.

РИСУНКИ

Рисунок 1