RU2003116636A - Ракетный двигатель для космических аппаратов - Google Patents

Claims (3)

1. Ракетный двигатель для космических аппаратов, содержащий источник энергии длительного действия, например, ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии, преобразователь энергии выполнен в виде парогенератора, насоса, сообщающегося с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, сопла, преобразователя импульса выходящего из сопла парообразного рабочего тела в другие виды энергии и баллона, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного материала, полость которого изолирована от окружающей среды и с одной стороны сообщается с соплом, а с противоположной стороны - с насосом, который соединен с трубопроводом, связывающим баллон с парогенератором, преобразователь импульса установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии и выполнен в виде лопаточной машины, например, турбины, которая связана с генератором электрического тока с возможностью преобразования на основе фундаментальных законов сохранения и законов термодинамики импульса рабочего тела в момент количества движения и электрическую энергию, преобразуемую в тепловое и электромагнитное излучение с соответствующим уменьшением после выхода из сопла импульса рабочего тела и его динамического давления на противоположную соплу стенку баллона, при этом в системе ракетного двигателя осуществляется термодинамический цикл в последовательности соответствующих круговых термодинамических процессов, в качестве рабочего тела используется вещество, способное после выхода из сопла и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон, внутренние стенки баллона выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела, в полости баллона содержатся только пары и конденсат рабочего тела, отличающийся тем, что турбина выполнена из двух равнонагруженных в силовом отношении роторов с противоположными направлениями вращения, установленных на коаксиальных валах, а преобразователь импульса дополнительно снабжен вторым генератором электрического тока одинаковой мощности, каждый из этих генераторов соответственно соединен с одним из коаксиальных валов турбины, возможность равной по величине силовой нагруженности обоих роторов турбины и обеспечение при этом одинаковой мощности обоих генераторов электрического тока помимо их одинаковых соответствующих силовых характеристик осуществляется также их механической связью с передаточным отношением, равным единице, которая размещена между генераторами электрического тока и выполнена, например, из зацепляющихся трех конических зубчатых колес - двух центральных одинакового диаметра и одного промежуточного, центральные колеса раздельно установлены соответственно на разных коаксиальных валах роторов турбины, а промежуточное колесо расположено между центральными колесами с возможностью вращения на оси, установленной в корпусе преобразователя импульса перпендикулярно линии оси турбины, применение упомянутых двух равнонагруженных роторов турбины исключает возможность передачи на космический аппарат реактивного вращающего момента, охлаждение и возможность конденсации парообразного рабочего тела в жидкое состояние осуществляется путем уменьшения его энергии при прохождении через турбину, а также обеспечивается за счет возможности отвода теплоты от ракетного двигателя через теплопроводные стенки баллона, для чего между преобразователем импульса и стенками баллона создается свободное пространство с возможностью беспрепятственного движения рабочего тела, а стенки баллона имеют площадь поверхности, обеспечивающую необходимый по величине лучистый теплообмен с внешним пространством, исходя при этом из необходимости обеспечения полной конденсации парообразного рабочего тела в жидкое его состояние и соблюдения соответствующих положений второго начала термодинамики, определяющего возможность работоспособности любой тепловой машины только при условии отвода от нее части тепловой энергии, излучатели энергии направлены в одну сторону с движением рабочего тела через сопло с возможностью создания при этом реактивной тяги, исходя из упомянутых выше превращений и излучения энергии, обеспечивающих возможность преобразования полного импульса вытекающего из сопла рабочего тела в меньший по величине и не выполняющий полезной работы остаточный импульс, воздействующий на элементы ракетного двигателя.

2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что турбина сообщается с полостью баллона через выполненное в корпусе преобразователя импульса круговое относительно осевой линии турбины отверстие с возможностью выхода пара и конденсата из второго ротора турбины равномерно во все стороны в радиальных направлениях.

3. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в состав рабочего тела введены центры конденсации, например, в виде пылинок, частиц вещества или ионов.