Аналитический осмотр на тему: «Электрические ракетные двигатели»

Днепропетровский Национальный Университет им. О.Гончара

Физико-технический факультет

Кафедра проектирования и конструкций ЛА

Аналитический осмотр на тему:

«Электрические ракетные двигатели»

Выполнил: ст.гр. ТП-13-1 Галушка Е.П.

Проверил: доцент Линник А.К.

Днепропетровск

2015

Содержание

Введение…………………………………………………………….….….…… 3

История электрических ракетных двигателей……………………………………………………………….……..4

Термоэлектрические двигатели………………………………………………………….…....…7

Электродуговые двигатели

Ионный двигатель с решеткой

Выводы………………………………………………………….………………10

Дополнение…………………………………………………….……………….11

Список источников ………………………………....………….12

Введение

Я выбрал тему «Электрические ракетные двигатели» так как считаю, что в сравнении с другими ракетными двигателями электрические позволяют увеличить срок существования космического аппарата, и при этом значительно снижается масса двигательной установки, что позволяет увеличить полезную нагрузку, получить наиболее полные массогабаритные характеристики. Используя электрические ракетные двигатели, можно сократить длительность полета к дальним планетам, а также сделать полет к какой-либо планете возможным.

Электрические двигатели предназначаются для длительных космических полетов, когда за месяцы работы в условиях невесомости получается значительный суммарный прирост скорости. Электрические двигатели нашли также применение на геостационарных спутниках, где они обеспечивают постоянный небольшой импульс, достаточный для управления положением и сохранения орбиты.

Примером такого двигателя может служить ионный двигатель, в котором используется высоковольтная дуга для ионизации рабочего тела, например аргона или паров ртути и электрическое поле для ускорения потока ионов, принципиальным преимуществом таких двигателей является очень высокий удельный импульс (до 5000 с, в зависимости от конструкции двигателя и используемого рабочего тела). Тяга электрических двигателей обычно очень мала и обычно находится в диапазоне от 0,02 до 0,03 Н.

История электрических ракетных двигателей

Первый электрический ракетный двигатель

Разработан В.П. Глушко в ленинградской Газодинамической Лаборатории между 1929 и 1933 гг.

Жидкие и твердые проводники выпаривались высокими разрядами в напорной камере и, расширяясь, вытекали через форсунку.

Мощность двигателя 40 кВ

1903 - Циолковский создет уравнение ракетного движения, или «Формулу Циолковского»

1906 - R. Goddard пишет о возможности электрических ракет

1911 - Циолковский самостоятельно пишет об электрических ракетах

1929 - первый в мире электрический двигатель, демонстрируемый В.П. Глушко в Ленинграде в Газодинамической Лаборатории

1960 - Первый функционирующий "Broad-Beam"(широко-лучевой) ионный электростатический двигатель, созданый в США в NASA Lewis Research Center

1964 - Первая успешная суборбитальная демонстрация ионного двигателя ( SERT I) тест на выполнимость нейтрализации ионного луча в космосе. США

1964 - Впервые электрический движетель использован на межпланетном зонде (Зонд 2) СССР

1970 - Испытание на длительную работу ртутных ионных электростатических двигателей в космосе (SERT II) США.

1972 - Первый основанный на ксеноне стационарный плазменный движетель (SPT-50) в космосе (Метеор) СССР; Solar Electric Propulsion System Integration Technology (SEPSIT) (интегрированная технология систем электрического движителя на солнечной энергии) использование SEP для сближения с кометой Encke (система на 16 кВт)

1993 - Первое применение гидразина в качестве рабочего вещества на коммерческом спутнике связи (Telstar 401) США.

В 1964 году в системе ориентации советских КА «Зонд-2» в течение 70 минут функционировали 6 эрозионных импульсных РД, работавших на фторопласте; получаемые плазменные сгустки имели температуру ~ 30 000 К и истекали со скоростью до 16 км/с (конденсаторная батарея имела ёмкость 100 мкФ, рабочее напряжение составляло ~ 1 кВ). В США подобные испытания проводились в 1968 году на КА «ЛЭС-6». В 1961 году пинчевый импульсный РД американской фирмы «Republic Aviation» развил на стенде тягу 45 мН при скорости истечения 10—70 км/с

1 октября 1966 года трёхступенчатой геофизической ракетой 1Я2ТА была запущена на высоту 400 км автоматическая ионосферная лаборатория «Янтарь-1» для исследования взаимодействия реактивной струи электрического ракетного двигателя (ЭРД), работавшего на аргоне, с ионосферной плазмой. Экспериментальный плазменно-ионный ЭРД был впервые включён на высоте 160 км, и в течение дальнейшего полёта было проведено 11 циклов его работы. Была достигнута скорость истечения реактивной струи около 40 км/с. Лаборатория «Янтарь» достигла заданной высоты полёта 400 км, полёт продолжался 10 минут, ЭРД работал устойчиво и развил проектную тягу в пять граммов силы. О достижении советской науки научная общественность узнала из сообщения ТАСС.

Во второй серии экспериментов использовали азот. Скорость истечения была доведена до 120 км/с. В 1966—1971 годах запущено четыре подобных аппарата (по другим данным, до 1970 года и шесть аппаратов).

Осенью 1970 года успешно выдержал испытания в реальном полёте прямоточный воздушный ЭРД. В октябре 1970 года на XXI конгрессе Международной астрономической федерации советские учёные — профессор Георгий Львович Гродзовский, кандидаты технических наук Ю. Данилов и Н. Кравцов, кандидаты физико-математических наук М. Маров и В. Никитин, доктор технических наук В. Уткин — доложили об испытаниях двигательной установки, работающей на воздухе. Зарегистрированная скорость реактивной струи достигла 140 км/с.

В 1971 году в системе коррекции советского метеорологического спутника «Метеор» работали два стационарных плазменных двигателя разработки Института атомной энергии им. И. В. Курчатова и ОКБ Факел, каждый из которых при мощности электропитания ~ 0,4 кВт развивал тягу 18—23 мН и скорость истечения свыше 8 км/с. РД имели размер 108×114×190 мм, массу 32,5 кг и запас РТ (сжатый ксенон) 2,4 кг. Во время одного из включений один из двигателей проработал непрерывно 140 ч. Эта электрореактивная двигательная установка изображена на рисунке.

Термоэлектрические двигатели

Термоэлектрические двигатели производят тягу, выбрасывая с высокой скоростью нагретый до большой температуры газ. Электрический резистивный нагреватель окружает теплообменник, через который проходит топливо. Топливо нагревается и затем выбрасывается через сопло. Из-за нагревания скорость течения газа намного больше, чем может быть достигнута для холодного газа.

(Схема термоэлектрического двигателя)

Большинство конфигураций термоэлектрических двигателей было развито и воплощено в основном в качестве навигационных дополнительных двигателей. В качестве топливного газа наиболее часто используются аммиак, биологические отходы, гидразин, и водород. Гидразин используется также из-за т.н. эффекта "увеличенного гидразинового импульса", в котором дополнительная энергия получается каталитическим разложением гидразина.

Термоэлектрические двигатели на гидразине используются на нескольких спутниках связи. Двигатели, разработанные TRW , применяются на телекомуникационных спутниках Ford Aerospace's INTELSAT V . Эти двигатели развивают тягу в 0,22-0,49 Н, имеют импульс порядка 296 с и мощность 250-550 Вт

Спутники RCA SATCOM, G-Star и Spacenet используют гидразиновые двигатели производства Olin Rocket Research (сейчас Primex Aerospace Company). Эти двигатели развивают 0,18-0,36 Н тяги, импульс порядка 280-304 с и потребляют 300-500 Вт енергии.

Электродуговые двигатели

По сути это тот же класс термоэлектрических двигателей, в которых нагрев топливного газа происходит с помощью электрической дуги. Существует несколько разновидностей, которые делятся по источникам энергии: это двигатели постоянного тока ( Direct Current (DC) arcjet ); двигатели с переменным напряжением (Alternating Current (AC) arcjet) и импульсные электрические двигатели (Pulsed Electrothermal Thruster (PET)).

Наиболее развита система с постоянным током. В ней двигатель имеет симметричную цилиндрическую форму и состоит из катода, анода (который формирует напорную камеру, канал констриктера и сопло) и топливного инжектора. Во время работы сильный электроток (до нескольких сотен Амперов) формирует дугу с низкой разностью потенциалов (около 100 Вольтов). Дуга устанавливается как ламинарный столб от катодного наконечника, через канал констриктера, к аноду . Топливный газ образовывает завихрение в констрикторе из-за инжекционных портов, расположенных позади катода. Завихрение нужно, чтобы стабилизировать дугу и сводить горячий поток газа к оси вихря, тем самым не перегревая электроды и стенки камеры, в то же время делая более длинным и эффективным контакт газа с дугой. Температура внутри дуги достигает 30-50 тыс К и полностью ионизирует газ на оси констриктера, что из-за хорошей проводимости ионизированного газа приводит к сильному радиальному температурному градиенту. Это позволяет быть температуре на оси газа очень высокой и в то же время не плавить сопло, через которое он выбрасывается. Тяга такого двигателя ограничена только доступной мощностью, в то время как удельный импульс ограничен жаропрочными свойствами материала сопла.

(Электродуговой двигатель постоянного тока)

Типичными компонентами топлива для электродуговых двигателей служат аммиак, водород и гидразин с добавками, которые понижают температуру и обеспечивают более высокий удельный импульс. Жидкий аммиак и гидразин более удобны в хранении (не нуждаются ни в каком охлаждении и быстро диссоциируют в двигателе в низкомолекулярную разновидность), но обеспечивают более низкий удельный импульс и КПД чем у водорода.

Типичный кпд двигателя с топливом аммиака - 30 % при удельном ипульсе 800 с. С водородным топливом достигались импульсы в 900-2300 с при мощности 30-200 кВт. Удельный импульс для гидразина составляет 500-600 с, а кпд около 35% при мощности порядка 0,5-2 киловата.

Ионный двигатель с решеткой

Ионные двигатели с решеткой начали эксплуатироваться в 1960 году в NASA LeRC. Обладая высоким КПД (50-75 %) и большим удельным ипульсом (2 500 -10 000 c), они предлагали значительное увеличение в полезной нагрузке, времени эксплуатации и уменьшали стоимость оборудования.

Ионные двигатели производят тягу, разгоняя луч из положительно заряженных ионов с помощью электростатического поля. Положительные ионы производятся при помощи бомбардировки электронами нейтральных топливных атомов в камере выпуска. Камера выпуска обычно представляет собой цилиндрический анод, с центрально расположенным осевым полым катодом. Во время работы катод нагревается, чтобы началась термоэлектронная эмиссия электронов. Как только начинается эмиссия, низкоамперный ток (от 1 до 15 Ампер) с маленьким вольтажем (от 25 до 30 Вольт) ускоряет электроны к камере выпуска. Магнитное поле в камере выпуска увеличивает время пробега электрона и тем самым вероятность соударения. Топливо (обычно инертные газы, например, Ксенон) вводится в камеру и там топливные атомы соудоряются энергетически насыщеными электронами. Эти столкновения удаляют дополнительные электроны в атомах, превращая их в ионы положительной велечины. Ряд двух или трех перфорированных электродов (называемых решетками) притягивают ионы положительной величины, ускорятяя их и сосредотачивая в ионный пучок. (Ионные двигатели с их цилиндрической геометрией часто категоризируются диаметром их решеток, потому что мощность и тяга двигателя пропорциональны площади решетки). Наконец, нейтрализующее вещество выбрасывает в луч точно такое же число электронов как и ионов. Это предотвращает космический аппарат от зарядки до большого отрицательногоj потенциала.

Электроды решетки, которые ускоряют ионы помещены в один конец камеры выпуска. Внутренняяя решетка называется screen grid , вторая решетка называется accelerator grid. Сильное электрическое поле (типичное значение 2500 В/мм) расположенное между решетками извлекает и ускоряет ионы. Третий электрод (обычно называемый decelerator grid) может использоваться, чтобы управлять расхождением ускоренного ионного пучка и уменьшать эрозию сетки акселератора. Скорость ионного пучка определена напряжением сетки экрана относительно потенциала свободного пространства, и отношением нагрузки к массе ионов. Электростатический процесс ускорения чрезвычайно эффективен (практически > 99.5 % ) и объясняет высокую эффективность ионных двигателей.

Вывод

Хотя электроракетные двигатели имеют малую тягу по сравнению с жидкотопливными ракетами, они способны работать длительное время и осуществлять медленные полеты на большие расстояния. Самые совершенные на сегодняшний день электрические ракетные двигатели имеют Дельта-V до 100 км/с и при использовании ядерных источников энергии пригодны для полетов к внешним планетам Солнечной системы, но недостаточно мощные для межзвездного полета. Если же говорить о межзвездном полете, то электроракетный двигатель с ядерным реактором рассматривался для проекта Дедал, но был отвергнут из-за малой тяги, большого веса необходимого для преобразования ядерной энергии в электрическую оборудования и как следствие небольшого ускорения, которому потребовались бы столетия для достижения нужной скорости. Однако электро-ракетный способ межзвездного полета теоретически возможен при внешнем источнике энергопитания через лазер на солнечные батареи космического аппарата.

В настоящее время многими странами исследуются вопросы создания пилотируемых межпланетных кораблей с ЭРДУ. Существующие ЭРД не являются оптимальными для использования в качестве маршевых двигателей для таких кораблей, в связи с чем в ближайшем будущем следует ожидать возобновления интереса к разработке сильноточных ЭРД на жидкометаллическом РТ (висмут, литий, калий, цезий) с электрической мощностью до 1 МВт, способных длительно работать при токах силой до 5—10 кА. Эти РД должны развивать тягу до 20—30 Н и скорость истечения 20—30 км/с при КПД 30 % и более. В 1975 г. подобный РД испытан в СССР на ИСЗ «Космос-728» (РД электрической мощностью 3 кВт, работающий на калии, развил скорость истечения ~ 30 км/с).

исследованиями и разработкой ЭРД занимаются в России, США,  Великобритании, ФРГ, Франции, Японии, Италии. Основные направления деятельности этих стран: ИД (наиболее успешны разработки Великобритании и Германии, особенно — совместные); СПД и ДАС (Япония, Франция); ЭТД (Франция). В основном эти двигатели предназначены для ИСЗ.

Дополнение

Идея использовать для ускорения рабочего тела (РТ) в реактивных двигателях электрическую энергию возникла практически в начале развития ракетной техники. Известно, что такую идею высказывалК. Э. Циолковский. В 1916—1917 годах Р. Годдард провёл первые эксперименты, а в 30-х годах XX столетия в СССР под руководством В. П. Глушко был создан один из первых действующих ЭРД.

С самого начала предполагалось, что разнесение источника энергии и ускоряемого вещества позволит обеспечить высокую скорость истечения РТ, а также и меньшую массу космического аппарата (КА) за счёт снижения массы хранимого рабочего тела. Действительно, в сравнении с другими ракетными двигателями ЭРД позволяют значительно увеличить срок активного существования (САС) КА, существенно при этом снизив массу двигательной установки (ДУ), что, соответственно, позволяет увеличить полезную нагрузку, либо улучшить массо-габаритные характеристики самого КА.

Расчёты показывают, что использование ЭРД позволит сократить длительность полёта к дальним планетам (в некоторых случаях даже сделать такие полёты возможными) или, при той же длительности полёта, увеличить полезную нагрузку.

Начиная с середины 60-х годов в СССР и в США начались натурные испытания ЭРД, а в начале 70-х ЭРД стали использоваться как штатные ДУ.

В настоящее время ЭРД широко используются как в ДУ спутников Земли, так и в ДУ межпланетных КА.

Список источников

Материалы, опубликованные на сайте: HYPERLINK "http://wmpt.narod.ru/roket.htm" http://wmpt.narod.ru/roket.htm

Материалы, опубликованные на сайте: https://ru.wikipedia.org

Электрический ракетный двигатель — статья из Большой советской энциклопедии

← Предыдущая
Страница 1
Следующая →

Файл

Аналитический обзор.docx

Аналитический обзор.docx
Размер: 263.3 Кб

.

Пожаловаться на материал

История электрических ракетных двигателей Термоэлектрические двигатели Ионный двигатель с решеткой

У нас самая большая информационная база в рунете, поэтому Вы всегда можете найти походите запросы

Искать ещё по теме...

Похожие материалы:

Основні поняття ОС необхідні для створення систем захисту програмного забезпечення

Склад та функції операційної системи. BIOS Базова система введення-виведення. CMOS - Complementary Metal Oxide Semiconductor. Переривання, їх роль та процедура звернення в програмах.

Список вопросов по курсу «Общая физиология»

Профиль «Физиология и биомедицина» Физиология клетки, сенсорных систем, организация двигательной системы, автономной нервной, иммунной, выделительной, пищеварительной систем

Тестові завдання до екзамену з навчальної дисципліни «Професійна психологія»

Загальні тенденції розвитку театру і драми в другій половині ХХ ст. Театр абсурду

В Англії народжується нова течія. У Німеччині. «Театр абсурду» — найбільш значне явище театрального авангарду другої половини XX століття. Загальний огляд розвитку драматургії в другій половині 20 ст.

Виды служебных документов и деловых писем

Особенности составления и оформления организационно-распорядительных, справочно-информационных и справочно-аналитических документов. Пример личной доверенности. Письмо-ответ. Рекламное деловое письмо. Требования к документам, составляемым при устройстве на работу. Особенности электронного делового письма.

Сохранить?

Пропустить...

Введите код

Ok