Двигатели для космических полетов Термохимические двигатели Плазменные двигатели

Двигатели для космических полетов Термохимические двигатели Плазменные двигатели Электрические двигатели Ядерные двигатели Солнечно-парусные двигатели

Двигатели для космических полётов разделяются на 5 типов: 1) Термохимические : - жидкостные ( ЖРД ) - твердотопливные ( РДТТ ) 2) Ядерные : - ядерные - импульсные ядерные - термоядерные 3) Электрические 4) Солнечно-парусные 5) Плазменные

Термохимические ракетные двигатели Твердотопливные Жидкостные

Твердотопливные двигатели (РДТТ) Твердото пливный раке тный дви гатель (РДТТ — ракетный двигатель твёрдого топлива; иногда неправильно пишется как «твёрдотопливный» ) использует в качестве топлива твёрдое горючее и окислитель. Удельный импульс составляет 2000 -3000 м/с. Тяга свыше 1300 т. с. Вытесняют другие типы ракет из области военного применения.

Достоинствами твердотопливных ракет являются: относительная простота, отсутствие проблемы возможных утечек токсичного топлива, низкая пожароопасность , возможность долговременного хранения, надёжность. Недостатками таких двигателей являются невысокий удельный импульс и относительные сложности с управлением тягой двигателя (дросселированием), его остановкой (отсечка тяги) и повторным запуском, по сравнению с ЖРД; как правило, больший уровень вибраций при работе, по сравнению с ЖРД, большое количество агрессивных веществ в выхлопе наиболее распространённых топлив с перхлоратом аммония.

Жидкостные двигатели ( ЖРД ) Жи дкостный ракетный дви гатель (ЖРД) — химический ракетный двигатель, использующий в качестве ракетного топлива жидкости, в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно-, двух- и трёхкомпонентные ЖРД.

Принцип действия Отработанные газы из турбины (ТНА - Турбонасосный агрегат ) поступают через форсуночную головку в камеру сгорания вместе с компонентами топлива (11). Такой двигатель называется двигателем с замкнутым циклом (иначе — с закрытым циклом), при котором весь расход топлива, включая используемое в приводе ТНА, проходит через камеру сгорания ЖРД. Давление на выходе турбины в таком двигателе, очевидно, должно быть выше, чем в камере сгорания ЖРД, а на входе в газогенератор (6), питающий турбину, — ещё выше. Чтобы удовлетворить этим требованиям, для привода турбины используются те же компоненты топлива (под высоким давлением), на которых работает сам ЖРД (с иным соотношением компонентов, как правило, с избытком горючего, чтобы снизить тепловую нагрузку на турбину). Рис. 1. Схема двухкомпонентного ЖРД 1 — магистраль горючего 2 — магистраль окислителя 3 — насос горючего 4 — насос окислителя 5 — турбина 6 — газогенератор 7 — клапан газогенератора (горючее) 8 — клапан газогенератора (окислитель) 9 — главный клапан горючего 10 — главный клапан окислителя 11 — выхлоп турбины 12 — форсуночная головка 13 — камера сгорания 14 — сопло

Плюсы 1)Управляемость по тяге: регулируя р асход топлива, можно изменять велич ину тяги в большом диапазоне, и полностью прекращать работу двигате ля с последующим повторным запуско м. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическ ом пространстве. 2) Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4500 м/с для пары кислород — водород, для керосин — кислород — 3500 м/с). 3) При создании больших ракет, например носителей, выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы, использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твердотопливными двигателями (РДТТ). Минусы Самый высокий удельный импульс в классе химических ракетных двигателей (свыше 4 500 м/с для пары кислород-водород, для керосин-кислород — 3 500 м/с. ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены, и более доро гостоящи. Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для их осаждения необходимо применять специальные меры, например включать вспомогательные двигатели, работающие на твёрдом топливе или на газе. В настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса, а это ограничивает возможности ракетной техники, базирующейся на использовании химических двигателей,

Ядерные двигатели

Ядерный ракетный двигатель Я дерный раке тный дви гатель (ЯРД) — разновидность ракетного двигателя, которая использует энергию деления или синтеза ядер для создания реактивной тяги. Бывают жидкостными (нагрев жидкого рабочего тела в нагревательной камере от ядерного реактора и вывод газа через сопло) и импульсно-взрывными (ядерные взрывы малой мощности при равном промежутке времени).

Строение 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.

Ядерные ракетные двигатели позволяют достичь значит ельно более высокого (по сравнению с химическими ракетными двигателями) значения удельного импульса благодаря большой скорости истечения рабочего тела (от 8 000 м/с до 50 км/с и более)

Атомные заряды мощностью примерно в килотонну на этапе взлёта должны были 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 передавался кораблю. Затем, когда высота и скорость вырастут, частоту взрывов можно было уменьшить. При взлёте корабль должен был лететь строго вертикально, чтобы минимизировать площадь радиоактивного загрязнения атмосферы. В США были проведены несколько испытаний модели летательного аппарата с импульсным приводом (для взрывов использовалась обычная химическая взрывчатка). Получены положительные результаты о принципиальной возможности управляемого полёта аппарата с импульсным двигателем. Реальных испытаний импульсного ЯРД с подрывом ядерных устройств не проводилось.

Термоядерный двигатель Термоядерный ракетный двигатель (ТЯРД) — перспективный ракетный двигатель для космических полётов, в котором для создания тяги предполагается использовать истечение продуктов управляемой термоядерной реакции или рабочего тела, нагретого за счёт энергии термоядерной реакции.

1. ТЯРД на основе термоядерного реактора с магнитным удержанием плазмы 2. ТЯРД на основе систем инерционного синтеза (импульсный термоядерный реактор)

В первом случае принцип действия и устройство ТЯРД выглядят следующим образом: основной частью двигателя является реактор, в котором происходит управляемая реакция термоядерного синтеза. В камере реактора создаются условия, достаточные для начала термоядерного слияния компонентов выбранной топливной пары (температуры порядка сотен миллионов градусов, факторы критерия Лоусона). Термоядерное топливо — предварительно нагретая плазма из смеси топливных компонентов — подаётся в камеру реактора, где и происходит постоянная реакция синтеза

Двигатель второго типа — инерциальный импульсный термоядерный двигатель. В таком реакторе управляемая термоядерная реакция проходит в импульсном режиме (доли мкс с частотой 1 -10 Гц), при периодическом обжатии и разогреве микромишеней, содержащих термоядерное топливо.

Электрические двигатели

Электрический раке тный дви гатель (ЭРД) — ракетный двигатель, принцип работы которого основан на преобразовании электрической энергии в направленную кинетическую энергию частиц.

Технические характеристики ЭРД характеризуются малым массовым расходом РТ и высокой скоростью истечения ускоренного потока частиц. В связи с тем, что процесс ускорения в ЭРД проходит при низком давлении в ускорительном канале, плотность тяги довольно мала, что ограничивает применение ЭРД. Электрическая мощность ЭРД колеблется от сотен ватт до мегаватт. Применяемые в настоящее время на КА ЭРД имеют мощность от 800 до 2 000 Вт. ЭРД характеризуются не очень высоким КПД — от 30 до 60 %.

Плазменные двигатели

Плазменный двигатель Плазменный дви гатель (также плаз менный инжектор) — электрический ракетный двигатель, рабочее тело которого приобретает ускорение, находясь в состоянии плазмы.

В настоящее время наиболее широкое распространение — в качестве двигателей для поддержания точек стояния геостационарных спутников связи — получили стационарные плазменные двигатели, идея которых была предложена А. И. Морозовы в 1960 -х гг. Первые лётные испытания состоялись в 1972 г. Плазменные двигатели не предназначены для вывода грузов на орбиту, и могут работать только в вакууме.

Стационарный плазменный двигатель (СПД) — плазменный двигатель, разработанный в опытном конструкторском бюро «Факел» при научном сопровождении ИАЭ им. И. В. Курчатова , МАИ и НИИ ПМЭ. По сути является магнетроном, широко применяемым в промышленности.

История Идея создания СПД была предложена А. И. Морозовым в начале 60 х годов XX века. В 1968 году академиком А. П. Александровым и главным конструктором А. Г. Иосифьяном было принято историческое решение о создании корректирующей двигательной установки (КДУ) с СПД. Разработка первой КДУ и её интеграция в КА «Метеор» была выполнена в тесном содружестве групп ученых и специалистов Института атомной энергии им. И. В. Курчатова (Г. Тилинин), ОКБ «Факел» (К. Козубский), ОКБ «Заря» (Л. Новосёлов) и ВНИИЭМ (Ю. Рылов). В декабре 1971 г. двигательная установка с СПД — КДУ «Эол» успешно стартовала в космос в составе КА «Метеор» . С 1995 года СПД используется в системах коррекции серии связных геостационарных КА типа «Галс» , «Экспресс. А» , Экспресс-АМ, Sesat разработки НПО прикладной механики, а с 2003 года — в составе зарубежных геостационарных спутников.

Спецификой этого двигателя, как и других электроракетных двигателей, является значительно большая скорость истечения рабочего тела по сравнению с использовавшимися ранее химическими двигателями, позволяющая значительно уменьшить запасы рабочего тела, необходимые для решения названных выше задач. Его применение в составе геостационарных КА позволяет увеличить долю массы целевой аппаратуры и срок их активного существования до 12 -15 лет. За счет этого значительно повышается эффективность КА.

Солнечный парус

Солнечный парус - приспособление, использующее давление солнечного света или лазера на зеркальную поверхность для приведения в движение космического аппарата Следует различать понятия «солнечный свет» (поток фотонов , именно он используется солнечным парусом) и «солнечный ветер» (поток элементарных частиц и ионов, который используется для полётов на электрическом парусе — другой разновидности космического паруса). . Идея полетов в космосе с использованием солнечного паруса возникла в 1920 -е годы в России и принадлежит одному из пионеров ракетостроения Фридриху Цандеру, исходившему из того, что частицы солнечного света — фотоны — имеют импульс и передают его любой освещаемой поверхности, создавая давление. Величину давления солнечного света впервые измерил русский физик Пётр Лебедев в 1900 году.

Давление солнечного света чрезвычайно мало (на Земной орбите — около 9· 10− 6 Н/м 2[1]) и уменьшается пропорционально квадрату расстояния от Солнца. Однако солнечный парус совсем не требует ракетного топлива, и может действовать в течение почти неограниченного периода времени, поэтому в некоторых случаях его использование может быть привлекательно. Однако на сегодня ни один из космических аппаратов не использовал солнечный парус в качестве основного двигателя.

Солнечный парус — самый перспективный и реалистичный на сегодняшний день вариант звездолёта. Преимуществом солнечного парусника является отсутствие топлива на борту, что позволяет увеличить полезную нагрузку по сравнению с космическим кораблём на реактивном движении. Однако концепция солнечного паруса требует легкого по массе и одновременно большого по площади паруса.

Недостатком солнечного парусника является зависимость ускорения от расстояния до Солнца: чем дальше от Солнца, тем меньше давление солнечного света и тем самым меньше ускорение паруса, а за пределами Солнечной системы давление солнечного света и соответственно эффективность солнечного паруса приблизится к нулю. Световое давление от Солнца довольно мало, поэтому для увеличения ускорения существуют проекты разгона солнечного парусника лазерными установками с генерирующих станций вне Земли. Однако данные проекты сталкиваются с проблемой точного наведения лазеров на сверхдальних расстояниях и создания лазерных генераторов соответствующей мощности.