CC BY
170
The prospects of application of laser rocket engines in the mission of the spacecraft orbit
adjust
Gayvoronskiy I.
Перспективы применения лазерных ракетных двигателей в задаче корректировки
орбит космических аппаратов Гайворонский И. А.
Гайворонский Илья Алексеевич / Gayvoronskiy Ilya - магистрант, бакалавр техники и технологии по направлению «Энергомашиностроение», кафедра плазменных энергетических установок,
Московский государственный университет имени Н. Э. Баумана, г. Москва
Аннотация: в данной работе определена роль лазерных ракетных двигателей в классификации установок для корректировки орбит малых космических аппаратов, приведено сравнение характеристик различных типов двигателей и оценена перспективность применения лазерных систем реактивной тяги в задачах корректировки орбит.
Abstract: in this paper it is defined the role of the laser rocket engines in the classification of systems for correcting the orbits of small spacecraft, shown the comparison of the characteristics of different types of engines and evaluated the prospects of application of laser-jet thrust in the missions of correcting orbits.
Ключевые слова: лазерный двигатель, ракетный двигатель, реактивная тяга, лазерная абляция, корректирующая двигательная установка.
Keywords: laser rocket engine, jet thrust, laser ablation, correcting system, laser thruster.
Современный этап освоения космического пространства характеризуется широкомасштабными разработками и применением малых космических аппаратов (МКА) массой 100-500 кг. Интерес к созданию и использованию МКА, наметившийся в последние годы как за рубежом, так и в России, объясняется их относительно низкой стоимостью, сокращением сроков разработки и изготовления, а также удешевлением вывода на орбиту и эксплуатации таких аппаратов [8]. В связи с этим перед инженерами встает вопрос создания универсальных эффективных, надежных и недорогих энергодвигательных установок для малых космических аппаратов, способных работать в большом диапазоне выходных параметров.
В настоящее время широкое распространение среди двигателей для ориентации и стабилизации космических аппаратов получили жидкостные ракетные двигатели (ЖРД) и электрореактивные двигатели (ЭРД). ЖРД обеспечивают высокую тягу на уровне единиц килоньютон или кратковременный импульс тяги, что и определяет их использование для ориентации массивных КА. Например, для двигателей ориентации орбитального комплекса «Буран» импульс тяги составляет ~4,5кН*с. КПД жидкостных ракетных двигателей достигает 70% при удельном импульсе тяги до 400-500 с. Из-за малости удельной тяги ЖРД для решения задачи управления также потребуется большой запас топлива при достаточной сложности таких систем. Поэтому для длительного полета применение ЖРД в системе управления не эффективно.
Электрореактивные двигатели обеспечивают низкую тягу, но имеют удельный импульс в 5-6 раз больше (до 3000 с), чем у ЖРД. КПД ЭРД достигает 65%. Затраты потребляемой электрической мощности ЭРД на создание тяги составляют 1-100 кВт/Н (рис. 1).
Рис. 1. Энергозатраты в электроракетных двигателях
Основным недостатком ЭРД является наличие «слабых мест» - электродов, сеток, существенно ограничивающих ресурс работы установки. Также существенным недостатком для обоих упомянутых типов двигателей является сравнительно высокий отклик на регулирующие воздействие, т. е. «инерционность» системы и трудность реализации смены режима работы.
На современном этапе исследований по лазерной тяге, с созданием мощных и компактных источников излучения (волоконные и диодные лазеры) одной из практических задач, для решения которых могут использоваться лазерные системы реактивной тяги, является коррекция движения низкоорбитальных спутников [7].
Для оценки конкурентоспособности лазерных двигателей по сравнению с ЖРД и ЭРД приведем таблицу с их основными характеристиками:
Таблица 1. Сравнительные характеристики корректирующих двигательных установок
Удельный импульс тяги Isp, с Сила тяги Ft, Н Реактивный импульс отдачи Cm, Н/Вт КПД П, %
Жидкостные ракетные двигатели 300-700 (1..10)*103 (1..5)*103 До 70%
Электрические ракетные двигатели До 3000 10-2-100 103-105 До 65%
Лазерные ракетные двигатели 103-104 10-6-100 (10..103)*105 До 40%
Как видно из таблицы, ЛРД работают в диапазоне от сверхмалой до малой тяги, обеспечивая наиболее высокий из всех классов двигателей удельный импульс Isp. Относительно невысокий КПД таких систем п компенсируется лучшим реактивным импульсом отдачи Cm, который фактически характеризует эффективность преобразования вложенной мощности в тягу.
Основным же преимуществом ЛРД над остальными двигателями является возможность тонкой смены режима работы при помощи системы управления без изменения конструкции. Фактически возможности этого класса двигателей на данный момент ограничены лишь возможностями источников лазерного излучения.
Другим важным фактором при разработке лазерных источников тяги является их неприхотливость к выбору рабочего вещества. В качестве топлива могут быть использованы фактически любые материалы, начиная от металлов и заканчивая жидкими органическими полимерами. Выбор вещества обусловлен полетным заданием аппарата, оснащенным ЛРД и требуемыми выходными характеристиками. Изучению работы установок при разных рабочих веществах посвящено множество работ. Например, характеристики экспериментального двигателя, работающего на твердом теле, были исследованы в [3, 4], жидкостные системы были изучены в [6]. Также множество работ, например [1, 2, 5], посвящены рассмотрению газофазных ЛРД, однако такие двигатели подразумевали базирование лазерного источника на поверхности Земли и не получили распространение для применения в задачах стабилизации КА.
Макет корректирующей лазерной двигательной установки для установки на космическом аппарате был спроектирован в работе [7] (рис. 2).
Рис. 2. Лазерная корректирующая двигательная установка (вид снизу)
Оценки показали, что требуемые характеристики ЛРД, при которых обеспечивается наименьший расход топлива, должны быть следующими: удельный импульс 1^= 1000 с и удельный импульс реактивной отдачи Ст=103Н/Вт.
Схема подвода к установке лазерного излучения показана на рис. 3.
Рис. 3. Принцип работы лазерной системы формирования пучка
Учитывая стремительное развитие лазерной техники, а также накопленный опыт в изучении
взаимодействия лазерного излучения с веществом, уже в ближайшие годы ЛРД смогут начать завоевывать
свою долю рынка космических энергосистем, а создание нового класса микроспутников массой до 50
килограммов ускорит процесс внедрения лазерных технологий в космическое ракетостроение.
Литература
1. Ageichik A., Egorov M., Rezunkov Y., Safronov A., Stepanov V. Aerospace Laser Propulsion Engine. Russian Patent Application No. 2003129824, filed 8 Oct. - 2003.
2. Franklin B. Mead Jr.* Air Force Research Laboratory Propulsion Directorate Edwards AFB CA 93524 Ground and flight tests of a laser propelled vehicle. Joint Propulsion Conference & Exhibit July 13-15, 1998 / Cleveland, OH.
3. Phipps C. R., Luke J. Laser plasma thruster // Патент США US 6530212, F02K 11/00, H05H 1/24. - 2003.
4. Phipps C. R., Luke J. R., McDuff G. G. A Diode-laser-driven Microthruster. Paper IEPC-01-220, 27th International Electric Propulsion Conference, Pasadena CA, October 15-19, - 2001.
5. Агейчик А. А., Сафронов А. Л., Резунков Ю. А., Егоров М. С., Степанов В. В. Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель (патент РФ №2266420) от 12.2005.
6. Мишенный узел лазерно-плазменного двигателя Патент РФ на полезную модель №: 129562 МПК F02K 99/00.
7. Резунков Ю. А. Адаптивные лазерные системы реактивной тяги, создаваемой при взаимодействии излучения с веществами СНО - химического состава: диссертация на соискание степени доктора технических наук. - Сосновый Бор, 2006. - 259 с.
8. Резунков Ю. А. Лазерные системы реактивной тяги. Обзор исследований // Оптич. журн. - 2007. Т. 74. № 8. - С. 20-32.
