Главная » Разное » Скорость реактивного двигателя

Скорость реактивного двигателя


Реактивная тяга — Википедия

Направление реактивной тяги в реактивном двигателе показано красной стрелкой

Реактивная тяга — сила, возникающая в результате взаимодействия реактивной двигательной установки с истекающей из сопла струёй расширяющейся жидкости или газа, обладающих кинетической энергией[1].

В основу возникновения реактивной тяги положен закон сохранения импульса. Реактивная тяга обычно рассматривается как сила реакции отделяющихся частиц. Точкой приложения её считают центр истечения — центр среза сопла двигателя, а направление — противоположное вектору скорости истечения продуктов сгорания (или рабочего тела, в случае не химического двигателя). То есть, реактивная тяга:

Среди растений реактивное движение встречается у созревших плодов бешеного огурца. При созревании растения его плод отцепляется от плодоножки. Под большим давлением из плода выбрасывается жидкость с семенами, которая направлена в противоположное направление движению плода[3].

Среди животного мира реактивное движение встречается у кальмаров, осьминогов, медуз, каракатиц, морских гребешков и других. Перечисленные животные передвигаются, выбрасывая вбираемую ими воду.

Формула при отсутствии внешних сил[править | править код]

Если нет внешних сил, то ракета вместе с выброшенным веществом является замкнутой системой. Импульс такой системы не может меняться во времени.

F→p=mp⋅a→=−u→⋅ΔmtΔt{\displaystyle {\vec {F}}_{p}=m_{p}\cdot {\vec {a}}=-{\vec {u}}\cdot {\frac {\Delta m_{t}}{\Delta t}}}, где

mp{\displaystyle m_{p}} — масса ракеты
a→{\displaystyle {\vec {a}}} — её ускорение
u→{\displaystyle {\vec {u}}} — скорость истечения газов
ΔmtΔt{\displaystyle {\frac {\Delta m_{t}}{\Delta t}}} — расход массы топлива в единицу времени

Поскольку скорость истечения продуктов сгорания (рабочего тела) определяется физико-химическими свойствами компонентов топлива и конструктивными особенностями двигателя, являясь постоянной величиной при не очень больших изменениях режима работы реактивного двигателя, то величина реактивной силы определяется в основном массовым секундным расходом топлива[1].

Доказательство[править | править код]

До начала работы двигателей импульс ракеты и топлива был равен нулю, следовательно, и после включения сумма изменений векторов импульса ракеты и импульса истекающих газов равна нулю: mp⋅Δv→+Δmt⋅u→=0{\displaystyle m_{p}\cdot \Delta {\vec {v}}+\Delta m_{t}\cdot {\vec {u}}=0}, где

Δv→{\displaystyle \Delta {\vec {v}}} — изменение скорости ракеты

mp⋅Δv→=−Δmt⋅u→{\displaystyle m_{p}\cdot \Delta {\vec {v}}=-\Delta m_{t}\cdot {\vec {u}}}

Разделим обе части равенства на интервал времени t, в течение которого работали двигатели ракеты:

mp⋅Δv→Δt=−ΔmtΔt⋅u→{\displaystyle m_{p}\cdot {\frac {\Delta {\vec {v}}}{\Delta t}}=-{\frac {\Delta m_{t}}{\Delta t}}\cdot {\vec {u}}}

Произведение массы ракеты m на ускорение её движения a по определению равно силе, вызывающей это ускорение:

F→p=mp⋅a→=−u→⋅ΔmtΔt{\displaystyle {\vec {F}}_{p}=m_{p}\cdot {\vec {a}}=-{\vec {u}}\cdot {\frac {\Delta m_{t}}{\Delta t}}}

Уравнение Мещерского[править | править код]

Если же на ракету, кроме реактивной силы F→p{\displaystyle {\vec {F}}_{p}}, действует внешняя сила F→{\displaystyle {\vec {F}}}, то уравнение динамики движения примет вид:

mp⋅Δv→Δt=F→+F→p⇔{\displaystyle m_{p}\cdot {\frac {\Delta {\vec {v}}}{\Delta t}}={\vec {F}}+{\vec {F}}_{p}\Leftrightarrow } mp⋅Δv→Δt=F→+(−u→⋅ΔmtΔt){\displaystyle m_{p}\cdot {\frac {\Delta {\vec {v}}}{\Delta t}}={\vec {F}}+(-{\vec {u}}\cdot {\frac {\Delta m_{t}}{\Delta t}})}

Формула Мещерского представляет собой обобщение второго закона Ньютона для движения тел переменной массы. Ускорение тела переменной массы определяется не только внешними силами F→{\displaystyle {\vec {F}}}, действующими на тело, но и реактивной силой F→p{\displaystyle {\vec {F}}_{p}}, обусловленной изменением массы движущегося тела:

a→=F→p+F→mp{\displaystyle {\vec {a}}={\frac {{\vec {F}}_{p}+{\vec {F}}}{m_{p}}}}

Формула Циолковского[править | править код]

Применив уравнение Мещерского к движению ракеты, на которую не действуют внешние силы, и проинтегрировав уравнение, получим формулу Циолковского[4]:

mtm=ev→u→{\displaystyle {\frac {m_{t}}{m}}=e^{\frac {\vec {v}}{\vec {u}}}}

Релятивистское обобщение этой формулы имеет вид:

mtm=(c→+v→c→−v→)c→2u→{\displaystyle {\frac {m_{t}}{m}}=\left({\frac {{\vec {c}}+{\vec {v}}}{{\vec {c}}-{\vec {v}}}}\right)^{\frac {\vec {c}}{2{\vec {u}}}}} , где c→{\displaystyle {\vec {c}}} — скорость света.

ru.wikipedia.org

Мощность ракетного двигателя. Ракетные двигатели

Мощность ракетного двигателя

Мощность, развиваемая двигателем, т. е. механическая работа, совершаемая им в единицу времени (секунду), является важнейшей характеристикой любого двигателя. Это и естественно, если иметь в виду, что именно совершение этой механической работы за счет израсходования определенного количества энергии другого вида — тепловой, электрической или еще какой-либо — и является назначением всякого двигателя. В соответствии с этим двигатели подразделяются на электрические, тепловые и т. д.

Обычно мощность, развиваемая каким-либо двигателем, может быть использована самыми разнообразными способами. Для этого вал двигателя связывают с тем или иным потребителем механической работы. Так, например, поршневой двигатель внутреннего сгорания может быть установлен на электростанции и вращать ротор динамомашины, тогда мощность двигателя будет преобразовываться в электрическую энергию; он может вращать трансмиссию в цехе и приводить таким образом в движение станки; может быть установлен на автомобиле для привода его ведущих колес; наконец, может вращать пропеллер самолета и т. д. Во всех этих случаях мощность двигателя будет неизменной, она будет только по-разному расходоваться. В частности, для нас очень важно, что мощность такого двигателя, установленного, допустим, на самолете, будет также одинаковой, вне зависимости от того, неподвижен ли самолет, стоящий на аэродроме, или летит со скоростью в сотни километров в час.

Именно этим свойством обычного поршневого авиационного двигателя объясняется то, что он перестал удовлетворять требованию непрерывного роста скорости полета, характерному для современной авиации.

Действительно, мощность, потребная для полета данного самолета, очень быстро растет при увеличении скорости полета, пропорционально кубу этой скорости. Значит, при увеличении скорости полета в два раза потребная мощность вырастет соответственно в восемь раз. Еще значительнее становится рост потребной мощности при приближении скорости полета к скорости звука, т. е. скорости, с которой звук распространяется в воздухе (немногим более 1200 км/час вблизи земли), что объясняется дополнительным сопротивлением, связанным с явлением сжимаемости воздуха при этих скоростях.

Установка на самолетах все более мощных двигателей приводит лишь к незначительному увеличению скорости полета. Более мощные двигатели оказываются и более тяжелыми (вес двигателя увеличивается почти пропорционально его мощности), а также большими по размерам, вследствие чего для их установки требуются и большие по размерам самолеты. Но это в свою очередь увеличивает мощность, потребную для полета с данной скоростью.

Выход из этого заколдованного круга был найден применением двигателей принципиально иного типа — двигателей прямой реакции в частности, ракетных. Поэтому не без основания говорят что применение реактивных двигателей в авиации представляет собой настоящую техническую революцию.

Ракетный двигатель в смысле развиваемой им мощности ведет себя совсем иначе, чем, например, поршневые двигатели внутреннего сгорания.

B этом легко убедиться.

Как известно, мощность — это работа, произведенная за секунду, работа же есть действие силы на некотором пути. Поэтому величина работы определяется произведением силы на пройденный в направлении ее действия путь, а мощность соответственно равна произведению силы на скорость. Если мощность измерять в лошадиных силах, то, как известно, величину секундной работы в килограммометрах нужно еще разделить на 75, так как 1 л. с. = 75 кгм/сек; таким образом:

Чему же равна мощность ракетного двигателя? Так как реактивная сила, т. е. тяга, развиваемая двигателем, от скорости передвижения не зависит, то мощность ракетного двигателя оказывается прямо пропорциональной скорости полета.

Когда двигатель неподвижен — например, испытывается на станке, — его мощность равна нулю, несмотря на то, что тяга, развиваемая двигателем, может быть при этом очень велика. Мощность становится значительной лишь при больших скоростях передвижения.

Это свойство ракетного двигателя характеризует его как двигатель специфически транспортный; мало того, как двигатель для аппаратов, передвигающихся с очень большими скоростями, возможными лишь в воздухе и вне пределов атмосферы, т. е. двигатель для самолетов, снарядов, ракет.

На малых скоростях ракетный двигатель развивает весьма незначительную мощность, но зато при увеличении скорости мощность возрастает и может достигать значений, недосягаемых для других тепловых двигателей. Это обстоятельство позволяет получить с помощью ракетного двигателя скорость полета значительно большую, чем с помощью обычных (поршневых) авиационных двигателей.

Как велика может быть мощность ракетного двигателя, видно из следующего примера, относящегося к одной дальнобойной ракете.

На этой ракете установлен ракетный двигатель (он будет описан подробно в разделе о жидкостно-реактивных двигателях), развивающий тягу в 25 тонн. При запуске ракеты, когда скорость ее равна нулю, мощность двигателя также равна нулю. Но когда ракета, примерно через 1 мин. после старта, достигает высоты около 40 км, ее скорость становится очень большой, порядка 1500 м/сек (около 5500 км/час). Подсчитаем по нашей формуле мощность, которую развивает двигатель в этот момент:

Конечно, такую колоссальную мощность (полмиллиона лошадиных сил!) не в состоянии развить ни один тепловой двигатель при тех размерах и весе, которые имеет двигатель этой ракеты.

Ракетный двигатель совершает полезную работу за счет израсходования скоростной энергии газов, вытекающих из двигателя в атмосферу.

Доля тепловой энергии топлива, переходящей в скоростную энергию газов и, следовательно, величина этой скоростной энергии, от скорости полета не зависит.

В то же время мощность двигателя при изменении скорости полета меняется.

Это означает, что в зависимости от скорости полета скоростная энергия вытекающих из двигателя газов по-разному используется для совершения полезной работы[3].

Преобразование скоростной энергии газов в полезную работу двигателя полностью определяется скоростью полета. Некоторые характерные в этом отношении (режимы полета ракеты или самолета с ракетным двигателем представлены на фиг. 8. Верхний рисунок на этой фигуре соответствует режиму взлета — двигатель работает, но ракета неподвижна, скорость полета равна нулю. При этом полезная работа, т. е. мощность двигателя, тоже равна нулю. Куда же расходуется скоростная энергия струи газов, с большой скоростью вытекающих из двигателя? Очевидно газы, которые в этом случае мчатся относительно земли со скоростью, равной скорости истечения, уносят с собой эту скоростную энергию, которая затем бесполезно рассеивается в атмосфере.

Но вот ракета взлетела и начинает полет со все увеличивающейся скоростью. При этом разность между скоростью истечения и скоростью полета становится все меньше. Поэтому молекулы газа движутся относительно земли в сторону, противоположную направлению полета, со все меньшей скоростью. Это значит, что скоростная энергия, уносимая с собой молекулами, становится все меньшей. Следовательно, все большая часть скоростной энергии струи преобразовывается в полезную работу, сообщается ракете.

Весьма характерным является момент, когда увеличивающаяся скорость полета становится равной скорости истечения газов из двигателя, что соответствует среднему рисунку на фиг. 8. Очевидно что при этом скорость газов относительно земли становится равной нулю, т. е. относительно неподвижного наблюдателя газы будут неподвижными. Но это означает, что скоростная энергия этих газов равна нулю и, следовательно, вся скоростная энергия струи переходит в полезную работу. Однако следует иметь в виду, что это отвечает очень большой скорости полета, так как скорость истечения газов из ракетного двигателя равна 1500–2500 м/сек, т. е. примерно 5000-10000 км/час. Следовательно, этот случай может иметь место только при полете в самых верхних слоях атмосферы и вне ее. При скоростях полета до 1000–1200 км/час в полезную работу переходит менее четверти скоростной энергии струи.

Фиг. 8. Характерные режимы полета ракеты (точками условно обозначены молекулы газа, стрелками — направление их скорости относительно неподвижного наблюдателя).

При дальнейшем увеличении скорости полета молекулы газа, как это показано на нижнем рисунке фиг. 8, движутся относительно неподвижного наблюдателя в том же направлении, что и ракета, со скоростью, равной разности скорости полета и скорости истечения. При этом энергия, отдаваемая струей ракете, т. е. совершаемая ракетой полезная работа, даже превышает скоростную энергию струи. Противоречие здесь, конечно, лишь кажущееся, что становится очевидным, если рассматривать не только тепловую, но и скоростную энергию сжигаемого топлива, приобретенную им в результате ускорения ракеты в течение предшествующего полета.

Для уменьшения потерь скоростной энергии отходящих газов на малых скоростях полета на выходе из ракетного двигателя могут быть установлены специальные насадки, расположенные с некоторым зазором вокруг выходного сечения реактивного сопла[4]. При полете в атмосфере через кольцевую щель между таким насадком и соплом подсасывается воздух, который примешивается к струе отходящих газов, уменьшая их скорость, но зато увеличивая массу. Это может привести к существенному повышению тяги и, следовательно, мощности; например, когда двигатель неподвижен, т. е. скорость полета равна нулю, то такой, как говорят, эжекционный подсос воздуха, увлекаемого струей выходящих газов, увеличивает тягу двигателя на 1/3. Но когда скорость полета увеличивается, этот выигрыш в тяге резко падает: так, при скорости полета, составляющей всего 5 % от скорости истечения, выигрыш в тяге уменьшается наполовину. При еще больших скоростях вместо выигрыша может получиться даже уменьшение тяги.

Поделитесь на страничке

Следующая глава >

tech.wikireading.ru

Двигательная установка космического аппарата — Википедия

Двигательная установка космического аппарата — Привод, система космического аппарата, обеспечивающая его ускорение. Преобразует различные виды энергии в механическую, при этом могут отличаться как источники энергии, так и сами способы преобразования. Каждый способ имеет свои преимущества и недостатки, их исследования и поиск новых вариантов продолжаются по сей день. Наиболее распространенный тип двигательной установки космического аппарата — химический ракетный двигатель, в котором газ с высокой скоростью истекает из сопла Лаваля.

Кроме этого, распространение получили реактивные установки без сжигания топлива, в том числе электроракетные двигатели и другие. Перспективными двигателями являются установки на основе солнечного паруса.

После выведения космического аппарата в космос его положение в пространстве нуждается в корректировке. На начальном этапе это может быть связано с необходимостью переведения аппарата на заданную орбиту или траекторию, а также с обеспечением максимальной освещенности солнечных батарей, направленности антенн и систем наблюдения. В дальнейшем могут проводиться орбитальные манёвры[1], связанные как с использованием аппарата по назначению, так и вызванные технической необходимостью, например, в случае уклонения от других объектов[2]. Низкоорбитальные системы, кроме того, подвержены торможению атмосферой, из-за чего поддержание их орбиты в течение долгого времени требует наличия у аппарата двигательной установки[3]. После исчерпания возможностей манёвра период активной жизни аппарата считается завершённым.

Задачей двигательной установки межпланетных аппаратов может являться разгон до второй космической скорости (иногда для этого используется последняя ступень ракеты-носителя). Корректировка траектории обычно осуществляется серией коротких запусков двигателя, между которыми аппарат находится в свободном полете. Наиболее эффективным способом перемещения космического аппарата с одной круговой орбиты на другую является эллиптическая переходная орбита, касательная к обеим круговым. Для её формирования на начальном участке используется серия ускорений, а на конечном — серия торможений, остальное время аппарат перемещается по инерции[4]. Иногда для торможения используются особые методы — например, за счёт аэродинамического сопротивления атмосферы планеты[5].

Некоторые типы двигательных установок, например, электроракетные двигатели или солнечный парус[6], обеспечивают малое приращение скорости при длительном действии. В этом случае траектория межпланетного аппарата будет иной: постоянное ускорение в первой части пути и постоянное торможение во второй. Солнечный парус в качестве движителя был успешно испытан на японском аппарате «IKAROS»[7].

Для межзвездных перелётов также требуются свои двигательные установки. В настоящее время таких устройств не существует, но ведётся обсуждение их возможных вариантов. Расстояние до ближайших к Солнцу звёзд чрезвычайно велико, и достижение цели за приемлемое время требует высокой скорости полёта. Разгон и торможение межзвёздного корабля является непростой задачей для конструкторов.[8]

Основная задача двигательной установки — изменять скорость космического аппарата. Поскольку требуемая для этого энергия зависит от массы аппарата, конструкторы используют понятие импульса, равного произведению массы на скорость[9]. Таким образом, двигательная установка изменяет импульс космического аппарата.

Для аппаратов, двигательная установка которых работает на участке выведения (как, например, у транспортной системы «Спейс шаттл»), выбранный способ ускорения должен обеспечить преодоление земного притяжения — придать аппарату первую космическую скорость[10], которая для Земли составляет около 7,9 км/с. При движении вокруг планеты воздействие двигательной установки приводит к изменению орбиты аппарата.

Достижение заданной скорости может быть обеспечено короткими периодами включения двигательной установки при больших ускорениях либо длительными периодами включения с малыми ускорениями. При этом второй метод малопригоден для выведения аппарата в космос, так как требует непомерных затрат энергии на преодоление планетарной гравитации. Однако тело, выводимое в космос, на начальном этапе траектории может, аналогично самолёту, использовать подъёмную силу крыла, пока не достигнет менее плотных слоёв атмосферы.

Для человека привычно воздействие гравитации, характеризуемой ускорением свободного падения примерно 9,8 м/с², или 1 g. Для пилотируемого аппарата идеальной двигательной установкой была бы система, обеспечивающая постоянное ускорение, равное этой величине, что устранило бы неприятные явления у экипажа: тошноту, ослабление мышц, вымывание кальция из костной ткани, потерю чувства вкуса. Однако обеспечить такое ускорение затруднительно: при выведении это привело бы к неэффективному расходу горючего, а в космосе не соответствовало бы основным задачам аппарата или приводило бы к слишком долгому времени полёта.

Закон сохранения импульса устанавливает, что при изменении импульса космического аппарата должен меняться импульс чего-то ещё, чтобы общий импульс системы был постоянным. Для двигательных установок, использующих энергию магнитных полей или давления света, этой проблемы не существует, но большинство космических аппаратов вынуждены иметь на борту запас рабочего тела, за счет отбрасывания которого может меняться импульс самого аппарата. Двигательные установки, работающие на этом принципе, называются реактивными.

Для ускорения рабочего тела нужна энергия, которую можно получить из различных источников. В твердотопливных, жидкостных и гибридных ракетных двигателях энергия выделяется при химической реакции компонентов, а рабочим телом является образовавшийся в результате газ, под высоким давлением истекающий из сопла. В ионном двигателе для разгона частиц рабочего тела используется электрическая энергия, получаемая от солнечных батарей, ядерной силовой установки или из других источников.[10]

При оценке эффективности реактивных двигательных установок используют понятие удельного импульса, равного отношению создаваемого импульса к расходу рабочего тела. В системе СИ удельный импульс имеет размерность «метр в секунду», но на практике чаще используется размерность системы МКГСС — «секунда».

Более высокий удельный импульс соответствует более высокой скорости истечения рабочего тела, однако энергия, требуемая для ускорения рабочего тела, пропорциональна квадрату скорости, из-за чего с увеличением удельного импульса падает энергетическая эффективность двигательной установки. Это является недостатком двигателей большой мощности, в результате чего большинство двигателей с высоким удельным импульсом имеют малую тягу, как, например электроракетные двигатели.

Двигательные установки подразделяются на несколько типов в зависимости от физических принципов, лежащих в их основе.

Реактивные двигатели[править | править код]

Реактивная двигательная установка изменяет скорость космического аппарата за счет отбрасывания рабочего тела. При этом движение аппарата подчиняется закону сохранения импульса и следствиям из него.

Примерами реактивных двигателей могут служить ракетные двигатели, в том числе электрические, двигатели с использованием сжатого газа, а также экзотические варианты на основе электромагнитных ускорителей. На участке выведения космические аппараты могут использовать реактивные двигатели, работающие на атмосферном кислороде.

Химический ракетный двигатель[править | править код]
Испытания двигателя «Кестрел» компании «SpaceX»

Большинство ракетных двигателей является двигателями внутреннего сгорания. Рабочим телом в них является горячий газ, который образуется при реакции горючего с окислителем в камере сгорания.l. В некоторых случаях в качестве топлива используются один или более двух компонентов. Продукты химической реакции из камеры сгорания попадают в сопло Лаваля, обеспечивающее максимальное преобразование тепловой энергии в кинетическую. Скорость газа на выходе обычно десятикратно превышает скорость звука на уровне моря.

Химические ракетные двигатели являются самыми мощными среди всех видов двигателей космических аппаратов. Они используются в том числе при выводе аппаратов в космос.

Проект ионного ракетного двигателя предполагает разогрев плазмы или ионизированного газа внутри «магнитной бутылки[en]» и выпуск его через «магнитное сопло». При этом плазма не контактирует с частями аппарата. Создание подобного двигателя представляет собой чрезвычайно сложную задачу, но его принципы уже используются в ядерной физике или проходят апробацию в лабораторных условиях.

Электрический ракетный двигатель[править | править код]
Испытания ионного двигателя

Помимо ускорения рабочего тела за счёт газодинамических сил, возможно использование прямого воздействия на его частицы. Для этого используются электромагнитные силы, а в качестве рабочего тела выбирается, как правило, газ. За счет электрической энергии газ сначала ионизируется, а затем ускоряется электрическим полем и с высокой скоростью выбрасывается из двигателя.

Возможность создания такого двигателя в 1906 году впервые упомянул Роберт Годдард в своей записной книжке[11]. В 1911 году подобную идею опубликовал Константин Циолковский.

Для электрических ракетных двигателей энергетическая эффективность обратно пропорциональна скорости истечения рабочего тела и создаваемой тяги. Из-за этого при современном развитии энергетики двигательные установки такого типа являются маломощными, но при этом расходуют очень малое количество рабочего тела.

При полётах на относительно близких расстояниях от Солнца энергию для электрических ракетных двигателей можно получать с помощью солнечных батарей. При полетах в дальний космос требуется использовать другой источник энергии — например, ядерный реактор.

Возможности энергетической установки являются основным сдерживающим фактором при использовании электрических ракетных двигателей, так как вместе с количеством вырабатываемой энергии растет и масса самой установки, что повышает массу космического аппарата и требуемую тягу для его ускорения.

Существующие ядерные силовые установки примерно в два раза легче солнечных батарей той же мощности при работе в окрестностях земной орбиты. Химические генераторы не используются из-за более короткого времени работы. Одним из перспективных вариантов электропитания космического аппарата является передача энергии в виде луча, но потери на рассеивание делают такой способ неподходящим для дальних перелетов.

К электрическим ракетным двигателям относятся:

В электротермических и электромагнитных двигателях ионы и электроны ускоряются одновременно, что устраняет необходимость нейтрализации потока.

Двигатели без рабочего тела[править | править код]

По данным NASA, размер космического паруса должен быть порядка полукилометра

Закон сохранения импульса устанавливает, что без отбрасывания рабочего тела изменить положение центра масс космического аппарата невозможно. Однако в космосе действуют гравитационные силы, магнитные поля и солнечная радиация. Несколько двигательных установок основаны на их использовании, но из-за распределённости этих сил в пространстве установки имеют большой размер.

Существует несколько двигателей, не требующих рабочего тела или требующих крайне малое его количество. К ним относятся тросовые системы[en][12], солнечные паруса, использующие давление света, и магнитные паруса[en], отражающие солнечный ветер с помощью магнитного поля.

Космический аппарат подчиняется закону сохранения момента импульса, поэтому вместо вращения вокруг центра масс в качестве двигательной установки может быть использована часть этого аппарата, поворачиваемая в противоположную сторону. При этом не требуется расхода рабочего тела, однако на аппарат влияют внешние силы, например, гравитационные или аэродинамические[13], из-за чего периодически требуется «разгрузка» основной двигательной установки другим способом, например, за счет реактивных двигателей. Реализацией данного принципа являются силовые гироскопы (гиродины).[14]

Ещё одним способом использования гравитационного поля планеты является инерционный двигатель. Он основан на изменении момента инерции аппарата на различных участках орбиты, однако для получения ощутимого эффекта размеры системы должны быть достаточно большими.

Также для изменения траектории космического аппарата используется гравитационный манёвр. В этом случае для разгона или торможения используется гравитация небесных тел.[15] При использовании ракетного двигателя эффективность гравитационного манёвра можно повысить.

Гипотетические двигатели[править | править код]

Существует несколько гипотетических вариантов двигательных установок космических аппаратов, основанных на новых физических принципах и, возможно, не реализуемых на практике. К настоящему моменту особый интерес вызывают следующие:

Ниже приведена сравнительная таблица различных типов двигательных установок, включающая как проверенные, так и гипотетические варианты.

В первой колонке указан удельный импульс (равный скорости истечения рабочего тела), или эквивалентная ему величина для нереактивных двигателей, во второй колонке — тяга двигателя, в третьей — время работы двигателя, в четвёртой — максимальное приращение скорости (для одноступенчатой системы), при этом:

В пятой колонке указан уровень готовности технологии:

Двигательные установки
Тип Эквивалентный
удельный
импульс (км/с)		 Тяга
(Н)		 Время
работы		 Макс.
приращение
скорости
(км/с)		 Уровень
готовности
Твердотопливный ракетный двигатель &0000000000000002.5000001 — 4 &0000000000100000.000000103 — 107 &0000000000000060.000000минуты &0000000000000007.000000~ 7 &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09
Гибридный ракетный двигатель &0000000000000002.8500001,5 — 4,2 &0000000000001000.000000<0,1 — 107 &0000000000000060.000000минуты &0000000000000003.000000> 3 &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09
Однокомпонентный ракетный двигатель &0000000000000002.0000001 — 3 &0000000000000003.1622780,1 — 100 &0000000000000001.000000миллисекунды/минуты &0000000000000003.000000~ 3 &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09
Жидкостный ракетный двигатель &0000000000000002.8500001,0 — 4,7 &0000000000001000.0000000,1 — 107 &0000000000000060.000000минуты &0000000000000009.000000~ 9 &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09
Ионный двигатель &0000000000000112.50000015 — 210[16] &0000000000000000.10000010−3 — 10 &0000000009109894.427489месяцы/годы &0000000000000100.000000> 100 &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09
Двигатель на эффекте Холла &0000000000000029.0000008 — 50 &0000000000000000.10000010−3 — 10 &0000000009109894.427489месяцы/годы &0000000000000100.000000> 100 &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09[17]
Резисторный ракетный двигатель[en] &0000000000000004.0000002 — 6 &0000000000000000.31622810−2 — 10 &0000000000000060.000000минуты ? &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[18]
Электрический ракетный двигатель термический &0000000000000010.0000004 — 16 &0000000000000000.31622810−2 — 10 &0000000000000060.000000минуты ? &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08
[источник не указан 3699 дней]
Электростатический ракетный двигатель &0000000000000115.000000100[19] — 130 &-1-1-1-1000000000000.00003210−6[19] — 10−3[19] &0000000009109894.427489месяцы/годы ? &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[19]
Пульсирующий плазменный двигатель &0000000000000020.000000~ 20 &0000000000000000.100000~ 0.1 &0000000016099689.437998~2 000-10 000 ч ? &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07
Двухрежимный ракетный двигатель &0000000000000002.8500001 — 4,7 &0000000000001000.0000000.1 — 107 &0000000000000001.000000миллисекунды/минуты &0000000000000006.000000~ 3 — 9 &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07
Солнечный парус &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000 (давление света)
145 — 750 (солнечный ветер)		 &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 на 1 а. е.
230 на 0,2 а. е.
10−10 на 4 св. годах
(для паруса площадью 1 км²)		 неограниченно &0000000000000040.000000> 40 &0000000000000006.6670009,
6,
5
Трехкомпонентный ракетный двигатель &0000000000000003.9000002,5 — 5,3 &0000000000001000.0000000,1 — 107 &0000000000000060.000000минуты &0000000000000009.000000~ 9 &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[20]
Магнитоплазмодинамический двигатель &0000000000000060.00000020 — 100 &&&&&&&&&&&&0100.&&&&&0100 &0000000000604800.000000недели ? &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[21]
Ядерный ракетный двигатель &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09[22] &0000000010000000.000000107[22] &0000000000000060.000000минуты[22] &0000000000000020.000000> ~ 20 &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06
Электромагнитный ускоритель &0000000000000015.0000000 — ~30 &0000000001000000.000000104 — 108 &0000000002678400.000000месяцы ? &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06
Тросовая система — &0000000001000000.0000001 — 1012 &0000000000000060.000000минуты &0000000000000007.000000~ 7 &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07[23]
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель &0000000000000005.5000005 — 6 &0000000000001000.0000000.1 — 107 &0000000000000007.745967секунды/минуты &0000000000000007.000000> 7? &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[24][25]
Двигатель с ожижением атмосферного воздуха &&&&&&&&&&&&&&04.5000004,5 &0000000000100000.000000103 — 107 &0000000000000007.745967секунды/минуты ? &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06
Пульсирующий индуктивный двигатель &0000000000000045.00000010[26] — 80[26] &&&&&&&&&&&&&020.&&&&&020 &0000000002678400.000000месяцы ? &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05[26]
Электромагнитный ракетный ускоритель &0000000000000155.00000010 — 300 &0000000000000620.00000040 — 1,200 &0000000000481054.840949дни/месяцы &0000000000000100.000000> 100 &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05
Плазменный двигатель &0000000000000070.00000010 — 130 &0000000000000000.3162280.1 — 1 &0000000000481054.840949дни/месяцы &0000000000000100.000000> 100 &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05
Солнечный ракетный двигатель &0000000000000009.5000007 — 12 &0000000000000010.0000001 — 100 &0000000000604800.000000недели &0000000000000020.000000> ~ 20 &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04[27]
Радиоизотопный ракетный двигатель &0000000000000007.5000007 — 8 &0000000000000001.4000001.3 — 1.5 &0000000002678400.000000месяцы ? &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04
Ядерный электрический ракетный двигатель переменная переменная переменная ? &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04
Проект «Орион» (ядерный «взрыволёт») &0000000000000060.00000020 — 100 &0000031622776601.683998109 — 1012 &0000000000604800.000000несколько дней &0000000000000045.000000~ 30 — 60 &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03[28][29]
Космический лифт — — неограниченно &0000000000000012.000000> 12 &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03
Ракетный двигатель SABRE[en] &0000000000000017.25000030/4,5 &0000000000001000.0000000.1 — 107 &0000000000000060.000000минуты &&&&&&&&&&&&&&09.4000009,4 &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03
Магнитный парус &0000000000000447.500000145 — 750 &&&&&&&&&&&&&070.&&&&&070/40 тонн[30] неограниченно ? &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03
Мини-магнитосферный плазменный двигатель[en] &&&&&&&&&&&&0200.&&&&&0200 &0000000000000400.000000~1 Н/кВт &0000000002678400.000000месяцы ? &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03[31]
Лучевой (лазерный) двигатель переменная переменная переменная ? &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03
Пусковая петля/космический мост — &0000000000010000.000000~104 &0000000000000060.000000минуты &0000000000000020.500000≫ 11 — 30 &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02
Проект «Дедал» &0000000000000510.00000020 — 1000 &0000031622776601.683998109 — 1012 &0000000031557600.000000годы &0000000000015000.000000~ 15 000 &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02
Газофазный ядерный реактивный двигатель &0000000000000015.00000010 — 20 &0000000000031622.776602103 — 106 ? ? &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02
Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива &&&&&&&&&&&&0100.&&&&&0100 &0000000000100000.000000103 — 107 &0000000000001800.000000полчаса ? &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02
Парус на частицах ядерного распада ? ? ? ? &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02
Ракетный двигатель на частицах ядерного распада &&&&&&&&&&015000.&&&&&015 000 ? ? ? &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02
Фотонный двигатель &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000 &-1-100000000000000.00316210−5 — 1 &0000000099793893.488530годы/десятилетия ? &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02
Термоядерный ракетный двигатель &0000000000000550.000000100 — 1000 ? ? ? &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02
Каталитический ядерный импульсный ракетный двигатель на антиматерии &0000000000002100.000000200 — 4000 ? &0000000000228592.913276дни/недели ? &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02
Межзвёздный прямоточный двигатель Бассарда &0000000000010001.1000002.2 — 20 000 ? неограниченно &0000000000030000.000000~30 000 &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02
Двигатель Алькубьерре > 300 000 ? ? неограниченно &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02
Варп-двигатель > 300 000 ? ? неограниченно &&&&&&&&&&&&&&01.&&&&&01
Тип Эквивалентный
удельный
импульс (км/с)		 Тяга
(Н)		 Время
работы		 Максимальное
приращение
скорости
(км/с)		 Уровень
готовности
  1. ↑ Olsen, Carrie Hohmann Transfer & Plane Changes (неопр.). NASA (21 сентября 1995). Дата обращения 30 июля 2007. Архивировано 15 июля 2007 года.
  2. ↑ Hess, M.; Martin, K. K.; Rachul, L. J.. Thrusters Precisely Guide EO-1 Satellite in Space First, NASA (7 февраля 2002). Архивировано 6 декабря 2007 года. Дата обращения 30 июля 2007.
  3. ↑ Phillips, Tony Solar S'Mores (неопр.). NASA (30 мая 2000). Дата обращения 30 июля 2007. Архивировано 4 июля 2012 года.
  4. ↑ Doody, Dave. Chapter 4. Interplanetary Trajectories, Basics of Space Flight, NASA JPL (7 февраля 2002). Архивировано 17 июля 2007 года. Дата обращения 30 июля 2007.
  5. ↑ Hoffman, S. (August 20–22, 1984). "A comparison of aerobraking and aerocapture vehicles for interplanetary missions". AIAA and AAS, Astrodynamics Conference: 25 p., Seattle, Washington: American Institute of Aeronautics and Astronautics. Проверено 2007-07-31.  Архивная копия от 27 сентября 2007 на Wayback Machine
  6. ↑ Anonymous. Basic Facts on Cosmos 1 and Solar Sailing (неопр.) (недоступная ссылка). The Planetary Society (2007). Дата обращения 26 июля 2007. Архивировано 8 февраля 2006 года.
  7. ↑ Japan Aerospace Exploration Agency (9 July 2010). About the confirmation of photon acceleration of "IKAROS", the small solar-sail demonstrating craft (на японском языке). Пресс-релиз. Проверено 2010-07-10.
  8. ↑ Rahls, Chuck Interstellar Spaceflight: Is It Possible? (неопр.). Physorg.com (7 декабря 2005). Дата обращения 31 июля 2007. Архивировано 4 июля 2012 года.
  9. ↑ Zobel, Edward A. Summary of Introductory Momentum Equations (неопр.). Zona Land (2006). Дата обращения 2 августа 2007. Архивировано 4 июля 2012 года.
  10. ↑ 1 2 Benson, Tom Guided Tours: Beginner's Guide to Rockets (неопр.). NASA. Дата обращения 2 августа 2007. Архивировано 4 июля 2012 года.
  11. ↑ Choueiri, Edgar Y. A Critical History of Electric Propulsion: The First 50 Years (1906–1956) (англ.) // Journal of Propulsion and Power : journal. — 2004. — Vol. 20, no. 2. — P. 193—203. — doi:10.2514/1.9245.
  12. ↑ Drachlis, Dave. NASA calls on industry, academia for in-space propulsion innovations, NASA (24 октября 2002). Архивировано 6 декабря 2007 года. Дата обращения 26 июля 2007.
  13. ↑ King-Hele, Desmond. Satellite orbits in an atmosphere: Theory and application (англ.). — Springer (англ.)русск., 1987. — ISBN 978-0-216-92252-5.
  14. ↑ Tsiotras, P.; Shen, H.; Hall, C. D. Satellite attitude control and power tracking with energy/momentum wheels (англ.) // Journal of Guidance, Control, and Dynamics (англ.)русск. : journal. — 2001. — Vol. 43, no. 1. — P. 23—34. — ISSN 0731-5090. — doi:10.2514/2.4705.
  15. ↑ John J. Dykla1, Robert Cacioppo2 и Asim Gangopadhyaya1. Gravitational slingshot (англ.) // American Journal of Physics. — 2004. — Vol. 72, iss. 5. — P. 619. — doi:10.1119/1.1621032.
  16. ↑ ESA Portal — ESA and ANU make space propulsion breakthrough
  17. ↑ Hall effect thrusters have been used on Soviet/Russian satellites for decades.
  18. ↑ A Xenon Resistojet Propulsion System for Microsatellites Архивировано 18 сентября 2010 года. (Surrey Space Centre, University of Surrey, Guildford, Surrey)
  19. ↑ 1 2 3 4 Alta — Space Propulsion, Systems and Services — Field Emission Electric Propulsion Архивировано 7 июля 2011 года.
  20. ↑ RD-701 Архивировано 10 февраля 2010 года.
  21. ↑ Google Translate
  22. ↑ 1 2 3 RD-0410 Архивировано 8 апреля 2009 года.
  23. ↑ Young Engineers' Satellite 2
  24. ↑ Gnom Архивировано 2 января 2010 года.
  25. ↑ NASA GTX Архивировано 22 ноября 2008 года.
  26. ↑ 1 2 3 The PIT MkV pulsed inductive thruster
  27. ↑ Pratt & Whitney Rocketdyne Wins $2.2 Million Contract Option for Solar Thermal Propulsion Rocket Engine Архивная копия от 28 апреля 2019 на Wayback Machine (Press release, June 25, 2008, Pratt & Whitney Rocketdyne)
  28. ↑ Operation Plumbbob (неопр.) (July 2003). Дата обращения 31 июля 2006. Архивировано 4 июля 2012 года.
  29. ↑ Brownlee, Robert R. Learning to Contain Underground Nuclear Explosions (неопр.) (June 2002). Дата обращения 31 июля 2006. Архивировано 4 июля 2012 года.
  30. ↑ アーカイブされたコピー (неопр.). Дата обращения 27 февраля 2009. Архивировано 27 февраля 2009 года.
  31. ↑ MagBeam

ru.wikipedia.org

Реактивный двигатель самолета

 

Реактивный двигатель самолета — двигатель, создающий необходимую для движения силу тяги посредством преобразования внутренней энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи рабочего тела.

 

Для всех реактивных двигателей общим является то, что в процессе сгорания топлива и с последующим преобразованием потенциальной энергии продуктов сгорания в кинетическую происходит ускорение потока газов, и таким образом возникает тяга. Сила тяги (кг) является основной характеристикой двигателя.

Реактивные двигатели делятся на три группы:

 

Для работы жидкостных реактивных двигателей не требуется кислород, содержащийся в воздухе. Двигатель может работать в сильно разряженной атмосфере. Для сгорания топлива должен быть предусмотрен запас окислителя. Наиболее известные комбинации — топливо-окислитель: спирт и кислород, водород и кислород, бензин и азотная кислота, водород и фтор, диборан и кислород и т. д.

В качестве горючего в пороховых реактивных двигателях используется порох.

В воздушно-реактивных двигателях используется кислород, содержащийся в воздухе. В качестве топлива выступает керосин и очень редко — другой вид жидкого топлива.

Воздушно-реактивные двигатели, в свою очередь, классифицируются по двум признакам:

  1. бескомпрессорные (прямоточные, пульсирующие)
  2. компрессорные

 

В первом случае сжатие воздуха происходит за счет скоростного напора, во втором — за счет работы компрессора или мотокомпрессора.

В прямоточных воздушно-реактивных двигателях воздух атмосферы попадает во входной патрубок, при этом скорость воздуха уменьшается до 0, давление р повышается, температура t также возрастает. Под большим давлением воздух поступает в камеру сгорания, куда одновременно через форсунки поступает топливо. Горение происходит непрерывно. Продукты сгорания расширяются в реактивном стиле и выталкиваются в атмосферу. Особенностью двигателя, помимо его простоты конструкции, является то, что величина тяги зависит от скорости полета (скоростного напора) — тяга пропорциональна квадрату скорости полета. 

Также существует пульсирующий воздушно-реактивный двигатель.

Иностранные двигатели в отечественных самолетах ВОВ

Реактивная авиация во Второй мировой войне

Avia.pro

avia.pro

Ядерный ракетный двигатель — Википедия

Классификация ядерных ракетных двигателей[1]

Я́дерный раке́тный дви́гатель (ЯРД) — разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги.

Традиционный ЯРД в целом представляет собой конструкцию из нагревательной камеры с ядерным реактором как источником тепла, системы подачи рабочего тела и сопла. Рабочее тело (как правило — водород) подаётся из бака в активную зону реактора, где, проходя через нагретые реакцией ядерного распада каналы, разогревается до высоких температур и затем выбрасывается через сопло, создавая реактивную тягу. Существуют различные конструкции ЯРД: твердофазный, жидкофазный и газофазный — соответствующие агрегатному состоянию ядерного топлива в активной зоне реактора — твёрдое, расплав или высокотемпературный газ (либо даже плазма).

В СССР развёрнутое постановление правительства по проблеме создания ЯРД было подписано в 1958 году. Этим документом руководство работами в целом было возложено на академиков М. В. Келдыша, И. В. Курчатова и С. П. Королёва[2][3]. К работам были подключены десятки исследовательских, проектных, конструкторских, строительных и монтажных организаций. ЯРД активно разрабатывались КБХА в Воронеже и испытывались в СССР (см. РД-0410) и США (см. NERVA) с середины 1950-х годов. Исследования ведутся и в 2018 году[4].

Твердофазный ядерный ракетный двигатель[править | править код]

В твердофазных ЯРД (ТфЯРД) делящееся вещество, как и в обычных ядерных реакторах, размещено в сборках-стержнях (ТВЭЛах) сложной формы с развитой поверхностью, что позволяет эффективно нагревать газообразное рабочее тело (обычно — водород, реже — аммиак), одновременно являющееся теплоносителем, охлаждающим элементы конструкции и сами сборки. Температура нагрева ограничена температурой плавления элементов конструкции (не более 3000 К). Удельный импульс твердофазного ЯРД, по современным оценкам, составит 8000—9000 м/с, что более чем вдвое превышает показатели наиболее совершенных химических ракетных двигателей. Наземные демонстраторы технологий ТфЯРД в ХХ веке были созданы и успешно испытаны на стендах (программа NERVA в США, РД-0410 в СССР).

Жидкофазный ядерный ракетный двигатель[править | править код]

Газофазный ядерный ракетный двигатель[править | править код]

Газофазный ядерный реактивный двигатель (ГЯРД) — концептуальный тип реактивного двигателя, в котором реактивная сила создаётся за счёт выброса теплоносителя (рабочего тела) из ядерного реактора, топливо в котором находится в газообразной форме или в виде плазмы. Считается, что в подобных двигателях удельный импульс составит 30—50 тыс. м/с. Перенос тепла от топлива к теплоносителю достигается в основном за счёт излучения, большей частью в ультрафиолетовой области спектра (при температурах топлива около 25 000 °C).

Атомные заряды мощностью примерно в килотонну на этапе взлёта должны взрываться со скоростью один заряд в секунду. Ударная волна — расширяющееся плазменное облако — должна была приниматься «толкателем» — мощным металлическим диском с теплозащитным покрытием и потом, отразившись от него, создать реактивную тягу. Импульс, принятый плитой толкателя, через элементы конструкции должен передаваться кораблю. Затем, когда высота и скорость вырастут, частоту взрывов можно будет уменьшить. При взлёте корабль должен лететь строго вертикально, чтобы минимизировать площадь радиоактивного загрязнения атмосферы.

В США космические разработки с использованием импульсных ядерных ракетных двигателей осуществлялись с 1958 по 1965 год в рамках проекта «Орион» компанией «Дженерал Атомикс» по заказу ВВС США.

Космический корабль проекта «Орион», рисунок художника

По проекту «Орион» проводились не только расчёты, но и натурные испытания. Лётные испытания моделей летательного аппарата с импульсным приводом (для взрывов использовалась обычная химическая взрывчатка). Были получены положительные результаты о принципиальной возможности управляемого полёта аппарата с импульсным двигателем. Также для исследования прочности тяговой плиты проведены испытания на атолле Эниветок. Во время ядерных испытаний на этом атолле покрытые графитом стальные сферы были размещены в 9 м от эпицентра взрыва. Сферы после взрыва найдены неповреждёнными, тонкий слой графита испарился (аблировал) с их поверхностей.

Программа развития проекта «Орион» была рассчитана на 12 лет, расчётная стоимость — 24 миллиарда долларов, что было сопоставимо с запланированными расходами на лунную программу «Аполлон» («Apollo»). Интересно, что разработчики проводили предварительные расчёты постройки на базе этой технологии корабля поколений с массой до 40 млн тонн и экипажем до 20 000 человек[5]. Согласно их расчётам один из уменьшенных вариантов такого ядерно-импульсного звездолёта (массой 100 тыс. т) мог бы достичь Альфы Центавра за 130 лет, разогнавшись до скорости 10 000 км/с.[6][7] Однако приоритеты изменились, и в 1965 году проект был закрыт.

В СССР аналогичный проект разрабатывался в 1950—70-х годах[8]. Устройство содержало дополнительные химические реактивные двигатели, выводящие его на 30—40 км от поверхности Земли; затем предполагалось включать основной ядерно-импульсный двигатель. Основной проблемой была прочность экрана-толкателя, который не выдерживал огромных тепловых нагрузок от близких ядерных взрывов. Вместе с тем были предложены несколько технических решений, позволяющих разработать конструкцию плиты-толкателя с достаточным ресурсом. Проект не был завершён. Реальных испытаний импульсного ЯРД с подрывом ядерных устройств не проводилось.

В 1960-х годах США были на пути к Луне. Менее известным является тот факт, что в Зоне 25 (рядом со знаменитой Зоной 51) на полигоне Невады учёные работали над одним амбициозным проектом — полётом на Марс на ядерных двигателях. Проект был назван NERVA. Работая на полную мощность, ядерный двигатель должен был нагреваться до температуры в 2000 °C. В январе 1965 года были произведены испытания ядерного ракетного двигателя под кодовым названием «КИВИ» (KIWI).

В ноябре 2017 года Китайская корпорация аэрокосмической науки и техники (China Aerospace Science and Technology Corporation, CASC) опубликовала дорожную карту развития космической программы КНР на период 2017—2045 годы. Она предусматривает, в частности, создание многоразового корабля, работающего на ядерном ракетном двигателе[9].

В феврале 2018 года появились сообщения о том, что НАСА возобновляет научно-исследовательские работы по ядерному ракетному двигателю[10][11][12].

Ядерная электродвигательная установка[править | править код]

Ядерная электродвигательная установка (ЯЭДУ) используется для выработки электроэнергии, которая, в свою очередь, используется для работы электрического ракетного двигателя.

С 2010 года в России начались работы над проектом ядерной электродвигательной установки мегаваттного класса для космических транспортных систем[13][14]. По словам директора и генерального конструктора ОАО «НИКИЭТ» Юрия Драгунова, чьё предприятие конструирует реакторную установку, согласно плану ЯЭДУ должна быть готова в 2018 году[15][16]. На начало 2016 года завершено эскизное проектирование[17], проектная документация[18], завершены испытания системы управления реактором[19], проведены испытания ТВЭЛ[20], корпуса реактора[21], полномасштабных макетов радиационной защиты реакторной установки[22].

По оценкам А. В. Багрова, М. А. Смирнова и С. А. Смирнова, ядерный ракетный двигатель может добраться до Плутона за 2 месяца[23][24] и вернуться обратно за 4 месяца с затратой 75 тонн топлива, до Альфы Центавра за 12 лет, а до Эпсилона Эридана за 24,8 года[25][неавторитетный источник?].

  1. ↑ Паневин, Прищепа, 1978.
  2. ↑ Центр Келдыша, 2003, с. 192.
  3. ↑ Энергомаш, 2008, Очерк разработки ядерных ракетных двигателей в КБ Энергомаш.
  4. ↑ Роскосмос занялся разработкой ядерного космического корабля, Lenta.ru, 28.10.2009.
  5. ↑ http://www.astronautix.com/lvs/oritsink.htm Orion Starship — Heat Sink, Encyclopedia Astronautica www.astronautix.com
  6. ↑ http://www.astronautix.com/lvs/oriative.htm Orion Starship — Ablative, Encyclopedia Astronautica www.astronautix.com
  7. ↑ Looking Back at Orion by Paul Gilster on September 23, 2006, Centauri Dreams (centauri-dreams.org)
  8. ↑ Российские ядерные двигатели могут быть использованы при полёте на Марс
  9. ↑ Andrew Jones //China sets out long-term space transportation roadmap including a nuclear space shuttle. gbtimes.com. 2017-11-16.
  10. ↑ NASA Is Bringing Back Nuclear-Powered Rockets to Get to Mars//Fortune, новостной портал, по информации Bloomberg. 15 февраля 2018.
  11. ↑ Даниил Ревадзе//NASA возвращается к идее ядерного двигателя для космических кораблей. Портал hightech.fm. 17 февраля 2018.
  12. ↑ Loura Hall. «Nuclear Thermal Propulsion: Game Changing Technology for Deep Space Exploration». nasa.gov. 2018-05-25.
  13. ↑ В России создается принципиально новая энергодвигательная установка для космических миссий
  14. ↑ Росатом: разработка новой космической ядерной установки идет по плану
  15. ↑ В России собрали первый в мире ТВЭЛ для космической энергоустановки. // Lenta.ru
  16. ↑ Завершены испытания системы управления реактором космической ЯЭДУ
  17. ↑ Первая часть проекта ядерного двигателя для корабля будет заверена в 2012 г.
  18. ↑ В 2016 году Росатом приступит к созданию космического реактора
  19. ↑ Завершены испытания регулирующего органа реактора ЯЭДУ мегаваттного класса
  20. ↑ Космические ядерные энергодвигательные установки сейчас возможны только в России
  21. ↑ В России успешно завершены испытания корпуса ядерного реактора для космоса
  22. ↑ АО «НИКИЭТ» успешно завершило испытания полномасштабных макетов радиационной защиты реакторной установки для транспортно-энергетического модуля
  23. ↑ Багров А. В., Смирнов М. А., Смирнов С. А. Межзвездные корабли с магнитным зеркалом // Труды Двадцатых чтений К. Э. Циолковского. — Калуга, 1985.
  24. ↑ Багров А. В., Смирнов М. А. Каравеллы для звездоплавателей // Наука и человечество. 1992—1994. — М.: Знание, 1994.
  25. ↑ Багров А. В., Смирнов М. А. XXI век: строим звездолет // Международный ежегодник «Гипотезы, прогнозы, наука и фантастика». — 1991.

ru.wikipedia.org

Турбовентиляторный двигатель — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 29 июля 2019; проверки требует 1 правка. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 29 июля 2019; проверки требует 1 правка. Анимация двухвального турбовентилятора с высокой степенью двухконтурности.
A. Ротор низкого давления
B. Ротор высокого давления
C. Компоненты статора
1. Гондола
2. Вентилятор
3. Компрессор низкого давления
4. Компрессор высокого давления
5. Камера сгорания
6. Турбина высокого давления
7. Турбина низкого давления
8. Сопло газогенератора
9. Сопло вентилятора Турбовентиляторный двигатель CFM56-3 Вентилятор двигателя ПС-90А. Вид спереди Схема турбовентиляторного двигателя

Турбовентиляторным двигателем в популярной литературе обычно называют турбореактивный двухконтурный двигатель (ТРДД) с высокой (выше 2) степенью двухконтурности. В данном типе двигателей используется одноступенчатый вентилятор большого диаметра, обеспечивающий высокий расход воздуха через двигатель на всех скоростях полёта, включая низкие скорости при взлёте и посадке. По причине большого диаметра вентилятора сопло внешнего контура таких ТРДД становится достаточно тяжёлым и его часто выполняют укороченным, со спрямляющими аппаратами (неподвижными лопатками, поворачивающими воздушный поток в осевом направлении). Соответственно, большинство ТРДД с высокой степенью двухконтурности — без смешения потоков. Экономичность турбовентиляторных двигателей обусловлена тем, что в отличие от обычного ТРДД энергия реактивной струи в виде давления и высокой температуры не теряется на выходе из двигателя, а преобразуется во вращение вентилятора, который создает дополнительную тягу, тем самым повышается КПД. В турбовентиляторном двигателе вентилятор может создавать до 70-80 % всей тяги двигателя.[1][2]

Устройство внутреннего контура таких двигателей подобно устройству турбореактивного двигателя (ТРД), последние ступени турбины которого являются приводом вентилятора.

Внешний контур таких ТРДД, как правило, представляет собой одноступенчатый вентилятор большого диаметра, за которым располагается спрямляющий аппарат из неподвижных лопаток, которые разгоняют поток воздуха за вентилятором и поворачивают его, приводя к осевому направлению, заканчивается внешний контур соплом.

По причине того, что вентилятор таких двигателей, как правило, имеет большой диаметр, и степень повышения давления воздуха в вентиляторе невысока — сопло внешнего контура таких двигателей достаточно короткое. Расстояние от входа в двигатель до среза сопла внешнего контура может быть значительно меньше расстояния от входа в двигатель до среза сопла внутреннего контура. По этой причине достаточно часто сопло внешнего контура ошибочно принимают за обтекатель вентилятора.

ТРДД с высокой степенью двухконтурности имеют двух- или трёхвальную конструкцию.

Главным достоинством таких двигателей является их высокая экономичность.

Недостатки — большие масса и габариты. Особенно — большой диаметр вентилятора, который приводит к значительному лобовому сопротивлению воздуха в полёте.

Область применения таких двигателей — дальне- и среднемагистральные коммерческие авиалайнеры, военно-транспортная авиация.

ru.wikipedia.org

Тяга самолета. Тяга двигателя самолета. Тяга реактивного двигателя.

 

Тяга – сила, выработанная двигателем. Она толкает самолет сквозь воздушный поток. Единственное, что противостоит тяге – лобовое сопротивление. В прямолинейном горизонтально установившемся полете они сравнительно равны. Если летчик увеличивает тягу путем добавления оборотов двигателя и сохраняет постоянную высоту, тяга начинает превосходить сопротивление воздуха. Летательный аппарат (ЛА) при этом ускоряется. Очень быстро сопротивление увеличивается и снова уравнивает тягу. ЛА стабилизируется на постоянной высокой скорости. Тяга – один из самых важных факторов для определения скороподъемности самолета, а именно насколько быстро ЛА может подняться на определенную высоту. Вертикальная скорость зависит не от подъемной силы, а от запаса тяги, которым обладает самолет.

 

Тяга реактивного двигателя самолета

 

Сила тяги двигателя, или его движущая сила, равноценна всем силам давления воздуха на внутреннюю поверхность силовой установки. Тяга некоторых видов реактивных двигателей зависит от скорости и высоты полета. Для вычисления силы тяги реактивного двигателя часто приходится определять тягу на конкретной высоте, у земли, на взлете и во время какой-либо скорости. Для ЖРД сила тяги равноценна произведению массы исходящих газов на скорость, с которой они вылетают из сопла двигателя.

Для ВРД (воздушно-реактивный двигатель) сила тяги измеряется как результат массы газов на разность скоростей, а именно скорости воздушной струи, выходящей из сопла двигателя, и скорости поступающего воздуха в двигатель. Проще говоря, данная скорость уравнивается к скорости полета самолета с реактивным двигателем. Тяга ВРД обычно измеряется в тоннах или килограммах. Важным качественным показателем ВРД является его удельная тяга. Для турбореактивного двигателя – тяга, отнесенная к конкретной единице веса воздуха, который проходит через двигатель в секунду. Этот показатель позволяет понять, насколько высока эффективность эксплуатации воздуха в двигателе для образования тяги. Удельная тяга измеряется в килограммах тяги на 1 кг воздуха, расходуемого за секунду. В некоторых случаях применяется другой показатель, который также называется удельной тягой, показывающей отношение количества топлива, которое расходуется, к силе тяги за секунду. Естественно, что чем выше показатель удельной тяги ВРД, тем меньше поперечный вес и размеры самого двигателя.

Показатель полетной или тяговой мощности – это сила, которая задействует реактивный двигатель при конкретной скорости полета. Как правило, измеряется в лошадиных силах. Величина лобовой тяги говорит о степени конструктивного оптимума реактивного двигателя. Лобовая тяга – это отношение наибольшего показателя площади поперечного сечения к тяге. Лобовая тяга равна тяге, в кг поделенной на площадь в метрах квадратных.

В мировой авиации наиболее ценится тот двигатель, который обладает высокой лобовой тягой.

Чем совершеннее ВРД в конструктивном отношении, тем меньший показатель его удельного веса, а именно общий вес двигателя вместе с приборами и обслуживающими агрегатами, поделенный на величину собственной тяги.

Реактивные двигатели, как и тепловые вообще, отличаются друг от друга не только по мощности, весу, тяге и другим показателям. При оценивании ВРД огромную роль играют параметры, которые зависят от собственной экономичности, а именно от КПД (коэффициент полезного действия). Среди данных показателей главным считается удаленный расход топлива на конкретную единицу тяги. Он выражается в килограммах топлива, которое расходуется за час на образование одного килограмма тяги.
 

avia.pro

Газофазный ядерный реактивный двигатель — Википедия

Материал из Википедии — свободной энциклопедии

Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 16 октября 2013; проверки требуют 45 правок. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 16 октября 2013; проверки требуют 45 правок.

Газофазный ядерный реактивный двигатель (ГЯРД) — концептуальный тип реактивного двигателя, в котором реактивная сила создаётся за счёт выброса теплоносителя (рабочего тела) из ядерного реактора, топливо в котором находится в газообразной форме или в виде плазмы. Считается, что подобные двигатели смогут достичь удельной тяги порядка 3000-5000 секунд (до 30-50 кН·с/кг, эффективные скорости истечения реактивной струи - до 30-50 км/с) и тяги, достаточной для относительно быстрых межпланетных полётов.

Перенос тепла от топлива к теплоносителю достигается в основном за счёт излучения, большей частью в ультрафиолетовой области спектра (при температурах топлива около 25 000 °C).

Исследования проблем создания ГЯРД разрабатывались в СССР и США в 1950—1980-е годы. В СССР эти работы проводились под руководством члена-корреспондента АН СССР В. М. Иевлева[1][2][3].

«открытый цикл»

Газофазный ядерный реактивный двигатель можно рассматривать как реактор с жидким ядром, в котором быстрая циркуляция жидкости создает в центре реактора тороидальный пакет урана в состоянии плазмы, окруженный водородом . Таким образом, топливо не касается стенок реактора, и температура может повышаться даже до нескольких десятков тысяч градусов с удельными импульсами между 3000 и 5000 секундами. В этой базовой схеме («открытый цикл») было бы трудно контролировать потерю ядерного топлива.

Можно попытаться обойти эту проблему, сдерживая топливо деления магнитным путем, подобно слиянию топлива в токамаке. К сожалению, вряд ли эта компоновка действительно будет работать, чтобы сдержать топливо, поскольку отношение ионизации к импульсу частицы не является благоприятным. В то время как токамак обычно работал, чтобы содержать одиночно ионизованный дейтерий или тритий с массой в два или три дальтона, пары урана были бы в три раза ионизированы с массой 235 дальтон . Поскольку сила, приложенная магнитным полем, пропорциональна заряду на частице, а ускорение пропорционально силе, деленной на массу частицы, магниты, необходимые для содержания уранового газа, были бы непрактично большими; большинство таких конструкций были сфокусированы на топливных циклах, которые не зависят от сохранения топлива в реакторе.

Возможный вариант «замкнутого цикла» предусматривает удержание газообразного ядерного топлива при очень высоких температурах в кварцевом контейнере, вокруг которого протекает водород. Закрытый цикл будет больше похож на твердотельный реактор, но на этот раз предельная температура определяется критической температурой кварца, а не топливных стержней. Хотя он менее эффективен, чем открытый цикл, замкнутый контур может все еще иметь возможность генерировать импульсы между 1500 и 2000 секундами.

При высоких температурах тепло передается преимущественно тепловым излучением (а не теплопроводностью). Однако водородный газ, используемый в качестве теплоносителя почти полностью прозрачен для этого излучения. Поэтому в большинстве концепций ракетного реактора считается необходимость в каком-либо «засеве» водорода непрозрачными твердыми или жидкими частицами. Частицы углерода (сажа- которая непрозрачна и остается твердой до 3915 К), является естественным выбором; однако углерод химически нестабилен в среде, богатой водородом, при высоких температурах и давлениях. Таким образом, предпочтительнее, частицы пыли или жидкие капли материала известного своей тугоплавкостью, такого как вольфрам (температура плавления 3695 К, точка кипения 6203 К) или карбид тантала гафния (температура плавления 4263 К). Эти частицы составят до 4% массы выхлопного газа, что значительно увеличит стоимость пропеллента и немного снизит удельный импульс ракеты.

Однако при температурах, необходимых для достижения определенного импульса 5000-7000 с, не останется твердого или жидкого материала (требуемая температура реактора будет составлять по меньшей мере 50 000—100 000 К), и пропеллент станет прозрачным; в результате большая часть тепла будет поглощаться стенками камеры. Это исключало бы использование ядерной тепловой ракеты с этим максимумом определенного импульса, если не обнаружено каких-либо других средств посева или передачи тепла на пропеллент.[4]

Контроль может быть выполнен либо путем изменения относительной или общей плотности делящегося топлива и пропеллента, либо путем управления внешними управляющими движущимися нейтронами.

ru.wikipedia.org

Турбовинтовой двигатель — Википедия

Схема турбовинтового двигателя: 1 — воздушный винт; 2 — редуктор; 3 — турбокомпрессор Цветная схема турбовинтового двигателя Турбовинтовой двигатель самолёта ATR 72

Турбовинтово́й дви́гатель — тип газотурбинного двигателя, в котором основная часть энергии горячих газов используется для привода воздушного винта через понижающий частоту вращения редуктор, и лишь небольшая часть энергии составляет выхлоп реактивной тяги[источник не указан 207 дней]. Наличие понижающего редуктора обусловлено необходимостью преобразования мощности: турбина — высокооборотный агрегат с малым крутящим моментом, в то время как для вала воздушного винта требуются относительно малые обороты, но большой крутящий момент.

Существуют две основные разновидности турбовинтовых двигателей: двухвальные, или со свободной турбиной (наиболее распространенные в настоящее время), и одновальные. В первом случае между газовой турбиной (называемой в этих двигателях газогенератором) и трансмиссией не существует механической связи, и привод осуществляется газодинамическим способом. Воздушный винт не находится на общем валу с турбиной и компрессором. Турбин в таком двигателе две: одна приводит в движение компрессор, другая (через понижающий редуктор) — винт. Такая конструкция имеет ряд преимуществ, в том числе и возможность работы силового агрегата самолёта на земле без передачи на воздушный винт (в этом случае используется тормоз воздушного винта, а работающий газотурбинный агрегат обеспечивает самолёт электрической мощностью и воздухом высокого давления для бортовых систем).

В связи с уменьшением эффективности воздушного винта при увеличении скорости полёта, турбовинтовые двигатели в основном распространены на относительно малоскоростных летательных аппаратах, таких как самолёты местных авиалиний и транспортные самолёты. Исключение составляет стратегический бомбардировщик Ту-95 и самолеты, созданные на его базе (Ту-114, Ту-126, Ту-142), летающие со скоростью порядка 800 км/ч.

Если учесть, что турбовинтовой двигатель работает только на дозвуковых скоростях, а турбореактивные двигатели лучше использовать для получения очень больших скоростей полёта, то можно сделать вывод, что в некотором диапазоне скоростей комбинирование этих двух двигателей является оптимальным решением (турбовентиляторный двигатель).

Ввиду того, что как лопасти вентилятора, так и лопасти винта для эффективного функционирования должны работать на дозвуковых скоростях, вентилятор в кольцевом обтекателе (который понижает скорость набегающего потока) является более эффективным на больших скоростях.

Экономическая целесообразность[править | править код]

Поскольку турбовинтовые двигатели на малых скоростях полёта гораздо экономичнее, чем турбореактивные двигатели, то турбовинтовые самолёты имеют преимущество перед реактивными, прежде всего, из-за низкого расхода топлива. Поэтому в период высоких цен на нефть объём продаж турбовинтовых лайнеров растёт. Так, в 2011 году, когда стоимость нефти была в районе 100 долларов за баррель, в консалтинговом агентстве Ascend Flightglobal Consultancy просчитали, что перевозчикам необходимо задуматься о переходе на турбовинтовые самолёты, поскольку высокая стоимость авиабилетов, связанная с эксплуатацией реактивных лайнеров, отпугивает потенциальных пассажиров.

При этом преимущество турбовинтовых самолётов по сравнению с реактивными на региональных перевозках очевидно. По словам руководства компании Bombardier, лайнеры Q400 (как и соответствующий ему российский Ил-114-300), в сравнении с 70-местным реактивным самолётом эффективнее на 30 %[1] в плане экономии топлива и затрат на эксплуатацию. Соответственно, турбовинтовые самолёты являются идеальной заменой 50-местных реактивных лайнеров. В этом случае авиакомпании смогут увеличить вместимость своих воздушных судов, сохранив затраты на прежнем уровне.

Впервые схему турбовинтового двигателя (ТВД), в котором воздушный винт имел привод от газовой турбины, разработал русский инженер и авиатор лейтенант флота М. Н. Никольский в 1913 г.[2] Модель этого двигателя была построена и испытана. Его предполагали использовать для самолета «Илья Муромец».[3] Двигатель Никольского развивал мощность 120 квт (160 л. с.) и имел трёхступенчатую газовую турбину.[4]

В 1923 году В. И. Базаров предложил схему своего газотурбинного двигателя (ГТД), близкую к схемам современных турбовинтовых двигателей; в 1930 В. В. Уваров при участии Н. Р. Брилинга спроектировал, а в 1936 построил ГТД с центробежным компрессором.[4] Независимо от отечественных инженеров в Великобритании учёный и инженер Алан Арнольд Гриффит[en] в 1926 году предложил свой проект подобного двигателя.

Первый в практическом смысле работающий ТВД был создан венгерским инженером Дьёрдем Ендрашиком (György Jendrassik). После ряда лет работы над ТВД (и получения патента на его конструкцию в 1929 г.) он построил прототип двигателя мощностью 100 л. с.; первый в мире полномасштабный турбовинтовой двигатель, Jendrassik Cs-1 мощностью около 400 л. с. был построен и испытывался на предприятии Ganz Works в Будапеште между 1939 и 1942 г. Двигатель не был запущен в производство.

В то же время в СССР в 1934 г. была создана и прошла длительные испытания первая отечественная высокотемпературная газотурбинная установка ГТУ-1, ставшая прообразом будущих турбовинтовых двигателей. Установка состояла из одноступенчатого центробежного компрессора, кольцевой камеры сгорания и одноступенчатой газовой турбины. В 1938–1939 гг. под руководством профессора В.В. Уварова для самолета ТБ-3 были впервые построены опытные газотурбинные установки ГТУ-3 мощностью по 1150 л. с., выполненные по схеме турбовинтового двигателя. Под его же руководством с 1943 г. в ЦИАМ разрабатывался летный образец экспериментального ТВД Э-3080, развивавшего мощность на валу 625 л. с. и создававшего дополнительную тягу 160 кгс.[5][6]

Первый немецкий турбовинтовой двигатель в середине 30-х годов разработал (будучи профессором Технического университета в Берлине) будущий глава отдела планёров самолетов на «Junkers Flugzeugwerke» Герберт Вагнер. Он надеялся, что тот может дать боевому самолету высочайшие ЛТХ.

Работы по ТВД ускорились в послевоенные годы. На 18-м образце реактивного истребителя Gloster Meteor (позднее получил обозначение Trent-Meteor) вместо штатных турбореактивных были установлены турбовинтовые двигатели Rolls-Royce RB.50 «Trent», и он стал первым в мире турбовинтовым самолётом (взлетел 20 сентября 1945 года). Эта машина не строилась серийно и осталась прототипом.

На основе двигателей модели Trent компания Rolls-Royce разработала модель Dart. Этот двигатель устанавливался на первый в мире серийный турбовинтовой самолёт Vickers Viscount (первый полёт в 1948). Конструкция ТВД Rolls-Royce Dart оказалась весьма успешной: с учётом модификаций и усовершенствований, он выпускался порядка 40 лет (до 1987 г) и устанавливался на многие модели самолётов.

Самым мощным из когда-либо созданных ТВД был строившийся в СССР двигатель НК-12.

Одним из самых массовых и широко применяющихся ТВД в настоящее время является семейство ТВД Pratt & Whitney Canada PT6. Серийный выпуск был начат в 1963 г. и продолжается на настоящее время (2012). Двигатель выпускается в ряде модификаций (различной мощности, для самолётов и вертолётов) и устанавливается на более чем 100 типах самолётов различных производителей.

ru.wikipedia.org

Реактивная тяга или как устроен ионный реактивный двигатель / Habr

Не секрет, что все реактивные двигатели работают за счёт закона сохранения импульса. Именно из него вытекает, что реактивная тяга — это произведение массового расхода на скорость выхода рабочего тела из сопла.

Эту скорость принято называть удельным импульсом реактивного двигателя. Давайте для примера найдём реактивную тягу при стрельбе из автомата Калашникова, которая является основной составляющей отдачи. Пусть масса пули будет 0,016 кг, начальная скорость пули 700 м/с, а скорострельность 10 выстр./с. Тогда отдача F=700∙0,016∙10=112 Н (или 11 кгс). Большая отдача, но тут приведена техническая скорострельность 600 выстр./мин. В реальности стрельба ведётся очередями или одиночными и составляет ≈50 выстр./мин.

Выстрел из АК

Вернёмся к реальным реактивным двигателям, в которых вместо пуль обычно используются потоки выходящего с гиперзвуковой скоростью газа. Химические реактивные двигатели являются самыми распространёнными, но не единственными.

В этой статье, с большим предисловием, я хочу рассказать об ионных реактивных двигателях (далее ИРД). ИРД используют в качестве рабочего тела заряженные частицы — ионы. Ионы имеют массу, и если их разогнать электрическим полем, то можно создать реактивную тягу. Это всё в теории, а теперь подробнее. ИРД имеет некоторый запас газа, который ионизируют (т.е. нейтрально-заряженные атомы газа разбивают на отрицательные электроны и положительные ионы) с помощью газового разряда. Далее ионы разгоняются электрическим полем с помощью специальной системы сеток, и эта же система сеток блокирует движение электронов. После того, как положительные ионы вылетели из сопла, их нейтрализуют отрицательными электронами (в результате этого происходит рекомбинация и газ начинает светиться), чтобы ионы не притягивались обратно к двигателю, и тем самым не снижали его тяги.

Почему ксенон?Обычно в ИРД в качестве рабочего тела используется газ ксенон, так как он имеет наименьшую энергию ионизации среди инертных газов.


Удельный импульс ионных реактивных двигателей достигает 50 км/с, что в 150 раз превышает скорость звука! Увы, но тяга таких двигателей составляет около 0,2 Н. Почему же так? Ведь удельный импульс очень большой. Дело в том, что масса ионов очень маленькая и массовый расход получается небольшим. Для чего тогда такие двигатели нужны, если они ничего не смогут сдвинуть с места? На Земле может быть не смогут, а вот в космосе, где нет сил сопротивления, они достаточно эффективные. Существует такое понятие как полный импульс — произведение тяги на время или произведение удельного импульса на массу топлива, который у ИРД является достаточно большим.

Решим следующую задачу. Пусть жидкостный ракетный двигатель имеет удельный импульс 5 км/с, а у нашего ИРД он будет 50 км/с. И давайте масса рабочего тела (в ЖРД она равна массе топлива) у обоих двигателей будет 50 кг. Примем массу космического аппарата равной 100 кг.
Найдём по формуле Циолковского конечную скорость аппарата (т.е. когда в нём закончится рабочая масса).

И что получается, если ионный и химический реактивные двигатели будут иметь одинаковую массу топлива, то ИРД сможет разогнать космический аппарат до больших скоростей, нежели химический РД. Правда на ИРД космический аппарат будет разгонятся дольше до конечной скорости, чем на ЖРД. Но в путешествиях к далёким планетам, высокая конечная (разгонная) скорость будет компенсировать этот недостаток.

Схема полёта к Марсу на ИРД

ИРД используются и в наше время. Например, аппарат Deep Space 1 сблизился с астероидом Брайль и кометой Борелли, передал на Землю значительный объём ценных научных данных и изображений.


Deep Space 1

Также космическая антенна LISA, которая сейчас находится на стадии проектирования, будет использовать ИРД для корректировки орбиты.


Laser Interferometer Space Antenna

И напоследок, давайте определим тягу ИРД, зная массу иона М=6,5∙10^-26 кг, ускоряющие напряжение U=50 кВ, ток нейтрализации I=0,5 А, элементарный заряд е=1,6∙10^-16 Кл.

Напряжение — это работа по переносу заряда, т.е. на выходе из сопла ион будет иметь кинетическую энергию равную произведению напряжения на заряд иона. Из кинетической энергии выражаем скорость (удельный импульс). Найдём массовый расход из определения тока, электрический ток — это проходящий заряд во времени. Получается, что массовый расход — это произведение массы иона и тока, делённое на заряд иона. Перемножая удельный импульс и массовый расход, получаем тягу равную 0,1 Н.

Подводя итог, хочу сказать, что существуют плазменные реактивные двигатели, у которых схожее устройство, но которые имеют намного больший массовый расход рабочего тела. Кто знает, может быть уже завтра на таких двигателях человечество будет летать на Марс и Луну.

habr.com

Вентильный реактивный электродвигатель — Википедия

Сечение ВРД с 8 статорными и 6 роторными полюсами Сечение ВРД с 6 статорными и 4 роторными полюсами

Вентильный реактивный электродвигатель (ВРД) — это бесколлекторная синхронная машина, на обмотки статора которой подаются импульсы напряжения управляемой частоты, создающие вращающееся магнитное поле. Вращающий момент возникает за счет стремления ротора к положению, при котором магнитный поток статора проходит по оси ротора, изготовленного из магнитомягкого материала, с наименьшим магнитным сопротивлением[1].

Вентильные реактивные электродвигатели/генераторы имеют следующие достоинства:

Простая конструкция

Ротор и статор выполнены в виде пакетов листового магнитомягкого материала. На роторе ВРД отсутствуют обмотки и постоянные магниты. Фазные обмотки находятся только на статоре. Для уменьшения трудоёмкости катушки обмотки статора могут изготавливаться отдельно, а затем надеваться на полюсы статора.

Высокая ремонтопригодность

Простота обмотки якоря повышает ремонтопригодность ВРД/ВРГ, т.к. для ремонта достаточно сменить вышедшую из строя катушку.

Отсутствие механического коммутатора

Управление электромеханическим преобразователем электропривода/генератора осуществляется с помощью высокоэффективных силовых полупроводниковых элементов - IGBT или MOSFET (HEXFET) транзисторов, надёжность которых существенно превышает надёжность любых механических деталей, например: коллекторов, щёток, подшипников.

Отсутствие постоянных магнитов

ВРД/ВРГ не содержит постоянных магнитов ни на роторе, ни на статоре, при этом он успешно конкурирует по характеристикам с вентильными электрическими двигателями с постоянными магнитами (ВЭДПМ). В среднем, при одинаковых электрических и весогабаритных характеристиках ВРД/ВРГ имеет в 4 раза меньшую стоимость, значительно большую надёжность, более широкий диапазон частот вращения, более широкий диапазон рабочих температур. Конструктивно, по сравнению с ВЭДПМ, ВРД/ВРГ не имеет ограничения по мощности (практически, мощность ВЭДПМ ограничивается пределом около 20-40 кВТ). ВЭДПМ требуют защиты от металлической пыли, боятся перегрева и сильных электромагнитных полей, в случае короткого замыкания обмотки превращаются в самовозгорающуюся систему. Вентильные реактивные электродвигатели/генераторы свободны от всех этих недостатков.

Малое количество меди

На изготовление ВРД/ВРГ требуется в среднем в 2-3 раза меньше меди, чем для коллекторного электродвигателя такой же мощности, и в 1,3 раза меньше меди, чем для асинхронного электродвигателя.

Tепловыделение происходит в основном только на статоре, при этом легко обеспечивается герметичная конструкция, воздушное или водяное охлаждение

В рабочем режиме не требуется охлаждение ротора. Для охлаждения ВРД/ВРГ достаточно использовать наружную поверхность статора.

Высокие массогабаритные характеристики

В большинстве случаев ВРД/ВРГ может быть выполнен с полым ротором. Толщина спинки ротора при этом должна быть не менее половины ширины полюса. Подбором количества полюсов статора и ротора могут быть оптимизированы массогабаритные характеристики электродвигателя/генератора, его мощность при заданном моменте и диапазоне частоты вращения.

Низкая трудоёмкость

Простота конструкции ВРД/ВРГ снижает трудоёмкость его изготовления. В сущности, его можно изготовить даже на не специализирующемся в области электромашиностроения промышленном предприятии. Для серийного производства ВРД/ВРГ требуется обычное механическое оборудование - штампы для изготовления шихтованных сердечников статора и ротора, токарные и фрезерные станки для обработки валов и корпусных деталей. Трудоёмкие и сложные в технологическом отношении операции, например изготовление коллектора и щёток коллекторного электродвигателя или заливка клетки ротора асинхронного двигателя, здесь отсутствуют. По предварительным оценкам трудоёмкость изготовления ЭМП вентильного реактивного электродвигателя составляет на 70% меньше трудоёмкости изготовления коллекторного и на 40% меньше трудоёмкости изготовления асинхронного электродвигателя.

Гибкость компоновки

Простота обмотки якоря и отсутствие обмотки и магнитов на роторе обеспечивает ВРД/ВРГ высокую гибкость компоновки. Конструкция электродвигателя/генератора может быть плоской, вытянутой, обращённой, секторной, линейной. Для выпуска целого типоряда электродвигателей/генераторов с различной мощностью можно использовать один и тот же комплект штампов для вырубки ротора и статора, поскольку для увеличения мощности достаточно увеличить соответственно длину набора ротора и статора. Не составляет труда изготовление машины с расположением статора как снаружи ротора, так и наоборот, а также встраивание электроники в корпус машины. Изменение коэффициента электромагнитной редукции позволяет создавать машины для облегчённых и, напротив, тяжёлых условий работы, включая моментные двигатели. Для привода некоторых рабочих машин выгоднее иметь линейные электродвигатели с возвратно-поступательным перемещением зубцового штока (аналога ротора). В ряде случаев может быть использована давно известная, но неэффективная в случае асинхронного электродвигателя конструкция дугостаторной машины, статор которой охватывает доступную для размещения дугу окружности ротора, в качестве которого может использоваться вал с зубчатым колесом.

Высокая надёжность

Простота конструкции обеспечивает ВРД/ВРГ более высокую безотказность, чем безотказность других типов электрических машин. Конструктивная и электрическая независимость фазных обмоток обеспечивает работоспособность ВРД даже в случае полного замыкания полюсной катушки одной из фаз. ВРГ остаётся работоспособным даже после выхода из строя одной или двух фаз.

Широкий диапазон частот вращения (от единиц до сотен тысяч об/мин)

Электромагнитная редукция позволяет создавать малогабаритные “моментные” электродвигатели для приводов роботов, манипуляторов и других низкооборотных механизмов или низкооборотные высокоэффективные генераторы для ветровых или волновых электростанций. В то же время частота вращения быстроходных ВРД/ВРГ может превышать 100000 об/мин.

Высокий КПД в широком диапазоне частот вращения

Практически достижимый КПД вентильного реактивного электродвигателя/генератора мощностью 1 КВт может доходить до 90 % в диапазоне 5-10-кратной перестройки частоты вращения. КПД более мощных электрических машин может достигать 95-98 %.

ВРД часто путают с синхронным реактивным электродвигателем (СРД), обмотки якоря которого питаются синусоидально изменяющимися напряжениями без обратной связи по положению ротора. СРД имеет низкий КПД, который не превышает 50 % для маломощных электродвигателей и до 70 % для мощных электрических машин.

Импульсный характер питания ЭМП обеспечивает удобную стыковку с современной цифровой электроникой

Поскольку ВРД/ВРГ питается (возбуждается) однополярными импульсами, для управления ЭМП требуется простой электронный коммутатор. Управляя скважностью импульсов силовых транзисторов электронного коммутатора можно плавно изменять форму импульсов тока фазных обмоток электродвигателя или генератора.

Электронное управление электрическими и механическими характеристиками, режимом работы

Естественная механическая характеристика ВРД/ВРГ определяется реактивным принципом действия электрической машины и близка к гиперболической форме. Основное свойство такой характеристики - постоянство мощности на валу машины - оказывается чрезвычайно полезным для электроприводов с ограниченной мощностью источника, так как при этом легко реализуется условие его неперегружаемости. Применение замкнутой системы управления с обратными связями по скорости и нагрузке позволяет получить механические характеристики любой заданной формы, включая абсолютно жёсткие (астатические), и не ведёт к какому либо усложнению системы управления, так как её процессор обладает большой избыточностью по числу входов и выходов, быстродействию и памяти. Фактически поле доступных механических характеристик непрерывным образом покрывает все четыре квадранта плоскости момент-скорость в пределах области ограничений конкретного электропривода.

Низкая стоимость электромеханического преобразователя

Стоимость ВРД оказывается самой низкой из всех известных конструкций электрических машин. Дорогостоящим в рассматриваемой системе электропривода можно считать электронный преобразователь, который является обязательным элементом всех современных регулируемых электроприводов. Однако, цены на изделия силовой электроники по мере развития масштабов производства имеют устойчивую тенденцию к снижению. Исключение из состава ВРД/ВРГ коммутационных аппаратов, для изготовления которых необходима непрерывно дорожающая медь, также способствует уменьшению стоимости.

Наконец, экономическая эффективность ВРД повышается также в результате существенно меньшего расхода электроэнергии, обусловленного высоким КПД электродвигателя и применением наиболее экономичных стратегий управления в динамических режимах работы.

Вентильные реактивные электродвигатели/генераторы имеют следующие недостатки[2]:

низкий коэффициент мощности

Он обусловлен значительной величиной намагничивающей составляющей тока статора.

низкий КПД при небольших мощностях

В реактивных двигателях мощностью в несколько десятков Вт КПД составляет 30-40%, а в двигателях мощностью до 10 Вт - не превышает 10%.

по габаритам реактивные двигатели больше синхронных и асинхронных двигателей

Это объясняется низким КПД, малым cos⁡(φ){\displaystyle \cos(\varphi )} и небольшой величиной реактивного момента.

 (недоступная ссылка)

ru.wikipedia.org

Смотрите также