Avtoargon.ru

АвтоАргон
2 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Удельный импульс

Удельный импульс

Уде́льный и́мпульс (англ. specific impulse ) — показатель эффективности реактивного двигателя. Иногда для реактивных двигателей используется синоним «удельная тяга» (термин имеет и другие значения), при этом удельная тяга применяется обычно во внутренней баллистике, в то время как удельный импульс — во внешней баллистике. Размерность удельного импульса есть размерность скорости, в системе единиц СИ это метр в секунду.

Содержание

  • 1 Определения
  • 2 Сравнение эффективности разных типов двигателей
  • 3 Интересные факты
  • 4 См. также
  • 5 Примечания
  • 6 Ссылки

Определения [ править ]

Уде́льный и́мпульс — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемого им импульса (количества движения) к расходу (обычно массовому, но может соотноситься и, например, с весом или объёмом) топлива. Чем больше удельный импульс, тем меньше топлива надо потратить, чтобы получить определённое количество движения. Теоретически удельный импульс равен скорости истечения продуктов сгорания, фактически может от неё отличаться. Поэтому удельный импульс называют также эффективной (или эквивалентной) скоростью истечения.

Уде́льная тя́га — характеристика реактивного двигателя, равная отношению создаваемой им тяги к массовому расходу топлива. Измеряется в метрах в секунду (м/с = Н·с/кг = кгс·с/т. е. м.) и означает, в данной размерности, сколько секунд данный двигатель сможет создавать тягу в 1 Н, истратив при этом 1 кг топлива (или тягу в 1 кгс, истратив при этом 1 т. е. м. топлива). При другом толковании удельная тяга равна отношению тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (с = Н·с/Н = кгс·с/кгс) — это значение можно рассматривать как время, в течение которого двигатель может развивать тягу в 1 кг, используя такую же массу топлива. Для перевода весовой удельной тяги в массовую её надо умножить на ускорение свободного падения (принимаемое равным 9,80665 м/с² [1] ) [комм. 1] .

Формула приближенного расчета удельного импульса (скорости истечения) для реактивных двигателей на химическом топливе выглядит, как:

где Tk — температура газа в камере сгорания (разложения); pk и pa — давление газа соответственно в камере сгорания и на выходе из сопла; М — молекулярный вес газа в камере сгорания; u — коэффициент, характеризующий теплофизические свойства газа в камере (обычно u ≈ 15 ). Как видно из формулы в первом приближении, чем выше температура газа, чем меньше его молекулярная масса и чем выше соотношение давлений в камере РД к окружающему пространству, тем выше удельный импульс [2] .

Сравнение эффективности разных типов двигателей [ править ]

Удельный импульс является важным параметром двигателя, характеризующим его эффективность. Эта величина не связана напрямую с энергетической эффективностью топлива и тягой двигателя, например, ионные двигатели имеют очень небольшую тягу, но благодаря высокому удельному импульсу находят применение в качестве маневровых двигателей в космической технике.

Для воздушно-реактивных двигателей величина удельного импульса на порядок выше, чем у химических ракетных двигателей, за счёт того, что окислитель и рабочее тело поступают из окружающей среды и их расход не учитывается в формуле расчёта импульса, в которой фигурирует только массовый расход горючего. Однако, использование окружающей среды при больших скоростях движения вызывает вырождение ВРД — их удельный импульс падает с ростом скорости. Приведённое в таблице значение соответствует дозвуковым скоростям.

Приведенное значение удельного импульса для жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) соответствует показателям эффективности современных кислородно-водородных ЖРД в вакууме. Наибольшее значение, когда-либо продемонстрированное на практике, было получено с использованием трехкомпонентной схемы литий/водород/фтор и составляет 542 секунды (5 320 м/сек), но ей не было найдено практического применения по причине технологических трудностей [3] [4] .

Определение удельного импульса тяги проектируемого двигателя

Удельный импульс тяги проектируемого двигателя любой ступени ракеты при выбранных давлениях в камере сгорания и на срезе сопла на расчетном режиме работы двигателя вычисляют по эмпирической формуле

где – удельный импульс тяги двигателя i-й ступени на расчетном режиме работы, м/с;

– степень расширения газов в сопле двигателя i-й ступени ракеты;

– давление в камере двигателя i-й ступени ракеты, МПа;

– давление на срезе сопла двигателя i-й ступени ракеты, МПа;

– расчетный параметр: ;

k – показатель адиабаты.

Удельный импульс тяги двигателя i-й ступени в пустоте вычисляют по формуле

,

где R – газовая постоянная;

– температура горения топлива.

Расчетная зависимость для определения удельного импульса тяги двигателя на любой высоте полета ракеты имеет вид

,

где – давление атмосферы на высоте h от поверхности Земли.

Удельный импульс тяги двигателя первой ступени на Земле вычисляют по формуле

.

2.3. Исходные данные для приближенного расчёта
двигательной установки

Исходные данные

Диаметр ракеты

Время работы ДУ

Тяга ДУ на Земле

Тяга ДУ в пустоте

Число камер сгорания ДУ

Давление в камере сгорания

Давление на срезе сопла

Стандартные параметры топлива

Наименование величиныОбозначениеРазмерность
Удельный стандартный импульс тяги м/с
Плотность окислителя
Плотность горючего
Газовая постояннаяR
Температура горения стандартная К
Показатель адиабаты
Весовое соотношение компонентов топлива

2.4. Порядок расчёта камеры сгорания
проектируемой двигательной установки

Определение удельного импульса тяги КС маршевого двигателя

Температура горения топлива

.

Приведенный стандартный удельный импульс тяги

.

Удельный импульс тяги на расчётном режиме

где ; .

Удельный импульс тяги в пустоте

.

Удельный импульс тяги на Земле

.

.

Расчет геометрических параметров КС маршевого двигателя

Диаметр критического сечения сопла

,

где – расход топлива единичной камеры сгорания проектируемого двигателя ( );

– расход горючего единичной камеры сгорания проектируемого двигателя;

– расход окислителя единичной камеры сгорания проектируемого двигателя;

– расчетный коэффициент.

Диаметр среза сопла ,

где

Окончательный выбор параметров двигателя:

Диаметр критического сечения сопла

Диаметр среза сопла

Диаметр камеры сгорания

Радиус кривизны раструба сопла

где – угол на срезе сопла;

– угол раскрытия сопла;

– линейные участки контура сопла.

Длины линейных участков можно варьировать: ;

.

Размерность выбираемых величин в формуле R: ; .

Радиус критики, радиус среза равны

; .

Длина сверхзвуковой части сопла

.

Длина входа в сопло

.

Высота форсуночной головки КС

.

Длина цилиндрического участка КС

.

.

Длина двигательной установки от среза сопла до узла крепления КС на ракете (только для первых ступеней ракет) приближенно оценивается по формуле

.

После приближенного расчета выбираем окончательно длину двигательной установки . Соответственно выбранной длине назначаем размер хвостового отсека ракеты. Строим схему двигательной установки (обязательно указать размер области, зарезервированной под турбонасосный агрегат)
(рис. 1).

Читать еще:  Электрическая схема двигателя стиральной машины вятка

ПОСТРОЕНИЕ ПРОФИЛЯ СОПЛА

3.1. Основные требования к конструкции сопла

Основные схемы сопел

Сопла ракетных двигателей бывают коническими и профилированными. В сопле камеры ракетного двигателя происходит расширение и разгон продуктов сгорания. От того, как спроектировано сопло, какую оно имеет форму, зависит коэффициент потерь сопла, скорость истечения продуктов сгорания из сопла и удельный импульс тяги двигателя.

К профилю сопла предъявляются следующие технологические и конструктивные требования:

1. Сопло должно иметь наибольший коэффициент сопла, т. е. наименьшие потери удельного импульса тяги.

2. Площадь поверхности стенок сопла при заданных параметрах критики и среза сопла должна быть наименьшей. Выполнение этого требования облегчает организацию охлаждения сопла, уменьшает его вес и потери тяги.

3. Конструкция и технология сопла должны быть по возможности более простыми.

Как часто бывает в технике, указанные требования являются взаимоисключающими, поэтому на практике при разработке сопла пытаются найти компромиссные решения.

Выбор схемы профилирования сопла

Профилированные сопла применяют для двигателей средних и больших тяг, а также для двигателей с большой степенью расширения сопла. В этих двигателях, в случае применения конического сопла, потери становятся значительными, в результате резко возрастает длина такого сопла. В крупных двигателях выигрыш в весе в случае применения профилированных сопел достигает большой величины, что и обусловило их применение.

Строгое газодинамическое профилирование сопла, при котором образующая сопла совпадает с линией тока, требует высоких технологий и высоких затрат для точного изготовления расчетного профиля такого сопла. Это главный недостаток профилированных сопел. Значительно проще и дешевле изготовить сопло, профиль которого образован прямыми линиями и дугами окружностей. Задача построения такой упрощенной схемы сопла получила название: «Профилирование сопла методом двух дуг».

Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1989 г. (ДЗ «Экология ЖРД»), страница 60

Описание файла

Файл «Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.Л. Теория ракетных двигателей. 1989 г.» внутри архива находится в папке «Литература». DJVU-файл из архива «ДЗ «Экология ЖРД»», который расположен в категории «курсовые/домашние работы». Всё это находится в предмете «экология и утилизация жрд» из одиннадцатого семестра, которые можно найти в файловом архиве МГТУ им. Баумана. Не смотря на прямую связь этого архива с МГТУ им. Баумана, его также можно найти и в других разделах. .

Просмотр DJVU-файла онлайн

Распознанный текст из DJVU-файла, 60 — страница

Если покрытия не разрушаются во время работы н не реагируют с газовым потоком (инертные покрытия), то их защитное действие состоит в создании на пути теплового потока слоя с высоким термическим сопротивлением (рис. 23.19). Согласно уравнению теплопроводности (23.8) наиболее высокая температура основного материала составляет Т, = Т,, „ — д = б, х

Очевидны основные требования к свойствам материала покрытия: высокая допустимая температура поверхности, необходимая 269 23.1лх риеврЕЗЕЛЕИИС Сеивсрвяурц В Стсвке С ИИВРЛЛ тиси для того, чтобы противостоять высокотемпературному газовому потоку; низкая теплопроводность, чтобы обеспечить высокие гс значения Тс, „ и снизить тепловые потоки.

Дополнительно требуются хорошая сцепляемость !адгезия) покрытия с основным материалом, стойкость по отношению к вибрационным нагрузкам, механическим и тепловым ударам. Не существует материалов, одинаково хорошо удовлетворяющих этим требованиям в разнообразных условиях.

Поэтому выбор материала теплоизоляционных покрытий производится из довольно широкого круга химических элементов, их окислов, нитридов и карбидов. В практике ЖРД довольно широко применяется нанесение на огневую поверхность камеры теплоизоляционных покрытий толщиной 0,02 . 0,15 мм. Используются окислы циркония, ниобия, колумбия и другие материалы. Необходимо отметить, что защитный теплоизоляционный слой на огневой поверхности камеры ЖРД иногда может быть создан без вмешательства в конструкцию камеры. Если в качестве одного из компонентов жидкого ракетного топлива используется углеводородное горючее типа керосина, то образующийся в продуктах сгорания углерод тонким слоем осаждается на стенках камеры.

Это уменьшает тепловой поток в стенки. По данным зарубежной печати, добавкой к жидкому горючему силиконовых соединений можно вызвать появление в продуктах сгорания двуокиси кремния 5!О„вязкая пленка которой осаждается на стенках камеры и уменьшает тепловой поток. По опытным данным, такое покрытие имеет толщину 0,1 . 0,2 мм, является «динамическим», т. е.

во время работы постоянно уносится и возобновляется. Добавка в горючее ! . 2 % силиконовых соединений приводит к снижению плотности теплового потока на величину, достигающую 40 %. 23.8. КОМБИНИРОВАННЫЕ СИСТЕМЫ ЗАЩИТЫ СТЕНОК В камерах современных ЖРД чаще всего встречаются комбинированные системы защиты стенок, представляющие собой сочетание двух или более способов теплозащиты. Наиболее распространенным является сочетание наружного проточного регенеративного охлаждения с внутренним. Последнее применяют в виде защитной зоны, создаваемой смесительной головкой, или в виде завесного охлаждения. В особо тяжелых по термической напряженности вариантах камер можно применять 270 одновременно оба упомянутых вида внутреннего охлаждения. При наличии хорошо отработанных пористых материалов целесообразно применять вставки на участках максимальных тепловых потоков.

На этих же участках целесообразно применение вкладышей из аблирующих материалов (см. гл. ХХХЧП1). Находит применение сочетание наружного проточного регенеративного охлаждения с защитой огневой поверхности термоизоляциониыми покрытиями. Для камер, имеющих большую геометрическую степень расширения сопла, на участке его расширяющейся части с относительно низкими температурами газа ограничиваются радиационным охлаждением. Применение новых высокоэнергетических топлив и необходимость увеличения ресурса ЖРД предъявляют новые повышенные требования к системам защиты стенок камеры.

Совершенствование этих систем идет по пути изыскания новых высококачественных материалов и целесообразных схем различных вариантов охлаждения. 23.9. ПОТЕРИ УДЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА В СВЯЗИ с ОРГАнизАцией теплОВОЙ зАщиты Основным средством практически всех методов защиты стенок от перегрева, окисления н эрозии является снижение их температуры по сравнению с температурой Т„которую имела бы теплоизолированная стенка. Потери удельного импульса из-за трения $,р при снижении температуры Т„„возрастают, так как пограничный слой становится более холодным и плотным. Как видно из рис.

21.6, при изменении фактора теплообмена в диапазоне Т„ = 0,1 . 0,9 значения $,р возрастают в 2 . 3 раза. Для течений, сопровождаемых теплообменом, можно специально выделить потери удельного импульса, обусловленные неадиабатностью течения: б7г ‘ = ($,э — $Ф) )т».’., где $,’ро и $,р — соответственно потери при адиабатном (Т„= 1) и неадиабатном (Т„ ( П течениях, 1„'»‘„ — идеальное значение удельного импульса. Основной способ снижения температуры Т„ „ для камеры ЖРД или газогенератора — проточное охлаждение. При автономном проточном охлаждении дополнительные потери б7„’ ‘ являются безвозвратными.

Читать еще:  Влияние искрового зазора на работу двигателя

В случае регенеративного охлаждения теплота (

, воспринятая охладителем — компонентом топлива,— возвращается с ним в камеру. Энтальпия топлива при этом увеличивается на М„ и удельный импульс возрастает. Относительное увеличение удельного импульса $о за счет регенерации, которое возрастает при увеличении степени расширения сопла и уменьшении Т„.„, можно вычислить с применением экстраполяционной формулй и коэффициентов из справочника !27). За счет составляющей $ч потери из-за неаднабатности частично компенсируются и составляют б(а = Йтг —

Как в случае автономного, так и регенеративного охлаждения потери из-за неадиабатности можно уменьшить, увеличивая температуру стенки, например, применяя тугоплавкие покрытия. Удельный импульс при наличии внутреннего охлаждения часто сопоставляют со значением удельного импульса без применения такого охлаждения. Для организации внутреннего охлаждения приходится расходовать часть топлива при неоптимальном соотношении компонентов, расходовать его в условиях, неоптимальных в смысле создания тяги.

Для грубой оценки снижения удельного импульса в случае внутреннего охлаждения, организуемого смесительной головкой, применяют модель двухслойного течения пристеночный слой— ядро потока. Используя формулу (22.2), можно получить Фст — 1 Й

ст (1 17. и. от!7). (23.26) Как видно, снижение удельного импульса, обусловленное наличием пристеночного слоя, зависит от значения относительного расхода в пристеночном слое д„ и отношения удельных импульсов при соотношениях компонентов топлива в пристеночном слое и ядре потока.

Уменьшение 7 „ может составлять несколько процентов. Оценка влияния на удельный импульс завесного или транспирационного охлаждения, применение выгорающих теплозащитных покрытий требуют привлечения различных моделей взаимодействия потока, обеспечивающего защиту, с основным потоком. Для модели полного перемешивания удельный импульс определяют термодинамическим расчетом для условной формулы смеси, например завесы и ядра. При отсутствии взаимодействия потоков и без учета вклада потока, обеспечивающего защиту, в создание тяги потери удельного импульса рассчитывают по формуле (23.26) при 1э „„= О.

Так, в случае завесного охлаждения без взаимодействия завесы с ядром

= 1 Ыэав. Процессы смешения пристеночного слоя (создаваемого смеси- тельной головкой, жидкостной или газовой завесой) с ядром потока могут привести к существенному изменению удельного импульса по сравнению с расчетом для двухслойной модели течения. В этом случае необходимо воспользоваться более общей формулой (22.2), но для этого нужно знать распределение соотношения компонентов топлива на срезе сопла. Как упоминалось, при течении в сопле радиальное перемешивание несущественно, поэтому за искомое распределение можно принять распределение соотношения на входе в сопло. На рис. 23.18 приведены данные по влиянию пристеночного слоя на удельный импульс камеры.

Сплошная 272 линия соответствует расчету по двухслойной модели, штриховая— расчет с учетом смешения ядра потока и пристеночного слоя. Видно, что в рассматриваемом диапазоне изменения параметра т = (и„,.„/и„)„смешение приводит к увеличению удельного импульса камеры. Особенно это заметно для прнстеночного слоя с избытком окислителя. Г Л 1 В А ХХ(Ч. РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ РАБОЧЕГО ТЕЛА В СИСТЕМАХ НАДДУВА И ПОДАЧИ ТОПЛИВА 24Л. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЗАПАСА ГАЗА ВЫТЕСНЕНИЯ (НАДДУВА) Прн использовании двигателей с вытеснительной подачей топлива конечная скорость аппарата снижается вследствие увеличения массы конструкции из-за более тяжелых баков, а также за счет пассивной массы рабочего тела системы подачи, не участвующего в непосредственном создании реактивной силы. В случае турбонасосной подачи пассивной массой является рабочее тело и другие элементы системы наддува баков.

Снижение удельного импульса нз-за наличия пассивной массы можно оценить методом эквивалентов (см. гл. 111). Массу рабочего вещества в системах подачи или наддува удобно характеризовать относительной величиной е = т,/гп,. (24.1) Запас топлива т, вычисляется как сумма масс компонентов т,„н и„. Методы расчета массы газа т, для употребительных случаев вытеснительных систем подачи (нли систем наддува) рассматриваются ниже.

24. Газобаллонная система Газ, используемый для вытесннтельной подачи компонентов топлива или для наддува баков, должен обладать определенными свойствами: высокой плотностью при хранении, большой работоспособностью (в том числе за счет малой молекулярной массы), незначительной растворимостью в компонентах топлива, химической инертностью к ням и к материалам. Этими свойствами в достаточной мере обладают азот и гелий, они нашли в настоящее время широкое применение. Запас газа вытеснения в баллоне т, определяют из условия обеспечения заданного рабочего давления в баке ра прн полной выработке компонента с учетом остаточного давления в баллоне т, = т, + газа — тпа. (24.2) В формуле (24.2) параметры только с цифровым индексом относятся к баллону, с дополнительным буквенным индексом «б»вЂ” к баку, из которого происходит вытеснение, индексы ! и 2 указывают начальное (начало работы) и конечное (конец работы) состояния системы; очевидно, что т, = т,.

ТЕХНОЛОГИИ, ИНЖИНИРИНГ, ИННОВАЦИИ

Измеритель диаметра, измеритель эксцентриситета, автоматизация, ГИС, моделирование, разработка программного обеспечения и электроники, БИМ

В России разрабатывается прямоточный электрореактивный двигатель для движения в разреженной атмосфере

Российские учёные из Центрального аэрогидродинамического института (ЦАГИ) совместно с коллегами из МАИ успешно разрабатывают инновационный прямоточный воздушный электрореактивный двигатель (ПВЭРД). Следует сразу отметить, что данная силовая установка отличается от других агрегатов не просто чуть большей мощностью, или меньшими размерами. Её отличие довольно принципиально, поскольку двигатель будет использовать совершенно новые принципы работы. Речь идёт о двигателе, который понадобится для выведения космических аппаратов на орбиту. Ракеты смогут использовать подобный агрегат как вспомогательную установку на сверхнизких орбитах (до 250 км).

  • Наша продукция
  • Презентации по направлениям
  • Инжиниринг
  • Консалтинг
  • Металлообработка
  • Моделирование
  • Разработки

Его главное достоинство – способность автономной работы. Если быть более точным, агрегату вообще не нужно будет традиционное топливо. Вместо него электрореактивный двигатель просто будет использовать разряженный воздух. Именно он и станет «топливом» для нового образца силовой установки.

По словам специалистов из ЦАГИ, разреженный атмосферный воздух будет ионизироваться и обеспечивать разгон в электромагнитном поле. Итог – двигатель сможет генерировать плазму, что приведёт в движение аппарат, выводимый на орбиту.

По разным оценкам экспертов, использование подобного двигателя на этапе когда проходит полёт на сверхнизкой орбите, позволит в целом сократить расходы запуска объекта в космос на 300 и более процентов. Сообщается, что учёные уже провели соответствующие тесты в специальной аэродинамической трубе и подтвердили важный аспект работы силовой установки. Впрочем, пока что нет точной информации о том, когда начнутся испытания полностью готового опытного образца, а также в какой период двигатели будут активно применять для полётов в космос.

Читать еще:  Что является причиной образования сажи в ог дизельного двигателя

Справка:

Ракетный двигатель (РД), в котором в качестве источника энергии для создания тяги используетсяэлектрическая энергия бортовой энергоустановки космического летательного аппарата (обычно солнечныеили аккумуляторные батареи). Достоинство ЭРД — в их высоком удельном импульсе (удельной тяге) благодаря большой скорости истечения рабочего тела (См. Рабочее тело) (РТ), достигающей 10—100 км/сек.По удельному импульсу ЭРД многократно превосходят химические ракетные двигатели (См. Химическийракетный двигатель), у которых скорость истечения РТ не превышает 4,5 км/сек. По принципу действия ЭРД подразделяются на электротермические, электростатические (ионные, коллоидные) и электромагнитные(плазменные).

В электротермических РД электрическая энергия используется для нагрева РТ с целью обращения его вгаз с температурой 1000-5000 К; газ, истекая из реактивногосопла (аналогичного соплу химического РД), создаёт тягу. В качестве РТ используются вещества с малой молекулярной массой (например, водород, аммиак, гидразин), нагреваемые при помощи поверхностных нагревателей (рис. 1), дугового разряда (рис. 2) или (в экспериментальных ЭРД) высокочастотного электромагнитного поля. Удельный импульсэлектротермического РД составляет 1,5—10 (кн·сек)/кг, плотность тяги (отношение тяги к поперечному сечению реактивной струи) 0,3—3 Мн/м2, время работы от нескольких ч до нескольких сотен ч.

В электростатическом (ионном) РД вначале производится ионизация РТ, после чего ионы и электроныраздельно ускоряются в электростатическом поле (при помощи системы электродов), а затем вновьперемешиваются для нейтрализации объёмного заряда и, истекая, создают тягу (рис.3). Различают электростатические РД с поверхностной ионизацией (См. Поверхностная ионизация) и объёмной ионизацией (электронным ударом); в качестве РТ в первых используется легко ионизируемый цезий, во вторых — любые вещества с большой атомной массой (например, висмут). Вместо ионов в электростатических РД могут ускоряться заряженные (например, за счёт контактной разности потенциалов при отрыве капли от поверхности электрода) микроскопические капли. Такие ЭРД называются коллоидными. Значение ускоряющего потенциала составляет для них около 10—20 кв (для ионных РД — 2—7 кв) при плотности тока в несколько ма/см2. Удельный импульс электростатических РД 15—100 (кн·сек)/кг, плотность тяги 30—50 н/м2, время работы — 1 год и более.

В электромагнитном РД рабочим телом является плазма любого вещества, ускоряемая за счёт силы Ампера в скрещенных электрическом и магнитном полях. Различают ЭРД с внешним и собственным магнитным полем. К первым относятся классические Е-Н ускорители плазмы и т. н. холловские ЭРД с замкнутым дрейфом электронов; во-вторых, магнитное поле создаётся током, протекающим в ускоряемой плазме; они подразделяются на импульсные и квазистационарные ЭРД. Рабочий цикл импульсного ЭРД соответствует периоду электрического пробоя РТ (обычно фторопласта), при котором создаётся плазма; начальный потенциал пробоя — несколько кв, удельный импульс 40—100 (кн·сек)/кг, плотность тяги 10-9—10-8 н/м2, число циклов ЭРД достигает 1 млн. В квазистационарном ЭРД с целью создания сильного магнитного поля через РТ пропускается ток силой в десятки ка и напряжением в десятки в. Удельный импульс составляет 30—50 (кн·сек)/кг, плотность тяги несколько кн/м2, время работы — десятки ч. О типах плазменных ЭРД и методах создания плазмы в них см. в ст. Плазменные ускорители.

Ограниченное применение ЭРД связано с необходимостью большого расхода электроэнергии (10—100 квт на 1 н тяги). Из-за наличия бортовой энергоустановки (и др. вспомогательных систем), а также из-за малой плотности тяги аппарат с ЭРД имеет малое ускорение. Поэтому ЭРД могут быть использованы только в космических летательных аппаратах (КЛА), совершающих полёт либо в условиях слабых гравитационных полей, либо на околопланетных орбитах. Они применяются для ориентации, коррекции орбит КЛА и др. операций, не требующих больших затрат энергии. Электростатические, плазменные холловские и др. ЭРД рассматриваются как перспективные в качестве основных двигателей КЛА. Из-за малой отбрасываемой массы РТ время непрерывной работы таких ЭРД будет измеряться месяцами и годами; их использование вместо существующих химических РД позволит увеличить массу полезного груза КЛА.

Идея использования электрической энергии для получения тяги выдвигалась ещё К. Э. Циолковским и другими пионерами космонавтики. В 1916—17 Р. Годдард (США) подтвердил опытами реальность этой идеи. В 1929—33 В. П. Глушко (СССР) создал экспериментальный ЭРД. В 1964 в СССР на КЛА типа «Зонд» испытаны плазменные импульсные РД, в 1966—71 на КЛА «Янтарь» — ионные РД, в 1972 на КЛА «Метеор» — плазменные квазистационарные РД. Различные типы ЭРД испытаны начиная с 1964 в США: в баллистическом, а затем в космическом полёте (на аппаратах АТС, СЕРТ-2 и др.). Работы в этой области ведутся также в Великобритании, Франции, ФРГ, Японии.

Лит.: Корлисс У. Р., Ракетные двигатели для космических полетов, пер. с англ., М., 1962; Штулингер Э., Ионные двигатели для космических полетов, пер. с англ.. М., 1966; Гильзин К. А., Электрические межпланетные корабли, 2 изд., М., 1970; Гуров А. Ф., Севрук Д. Д., Сурнов Д. Н., Конструкция и расчет на прочность космических электроракетных двигателей, М., 1970; Фаворский О. Н., Фишгойт В, В., Янтовский Е. И., Основы теории космических электрореактивных двигательных установок, М., 1970; Гришин С. Д., Лесков Л. В., Козлов Н. П., Электрические ракетные двигатели, М., 1975.

Рис. 1. Схема электротермического двигателя с поверхностным нагревателем: 1 — подвод рабочего тела; 2 — камера нагрева и сопло (вольфрам); 3 — нагревающий элемент (вольфрамовая проволока): 4 — опора нагревающего элемента. Рис. 2. Схема электротермического двигателя с нагревом при помощи дугового разряда: 1 — подвод рабочего тела; 2 — катод (вольфрам); 3 — анод (вольфрам); 4 — сопло (вольфрам); 5 — резьбовая втулка.

Рис . 3 . Схема электростатического ( ионного ) двигателя: 1 — подвод рабочего тела ; 2 — ионизатор ; 3 — пучок ионов ; 4 — фокусирующий электрод ; 5 — ускоряющий электрод ; 6 — замедляющий электрод ; 7 — нейтрализатор ; 8 — основной источник энергии ; 9 — вспомогательный источник энергии .

Источники: http://ru-good.ru/, https://dic.academic.ru/

  • Наша продукция
  • Презентации по направлениям
  • Инжиниринг
  • Консалтинг
  • Металлообработка
  • Моделирование
  • Разработки

Понравилась статья? Тогда поддержите нас, поделитесь с друзьями и заглядывайте по рекламным ссылкам!

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector