Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
J 2
Рис. 9. Схема гелиотермического двигателя [1. 20]: 1 — бакс рабочим телом, 2 — иасос, 3 — регулятор расхода, 4 — нагреватель, 5 — зеркало, 6 — управляющие шторки, 7 — сопло. 42 ГЛ. 1. ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
С 1972 г. стали все чаще появляться публикации, в которых разрабатывались различные варианты лазерных двигателей [1.21—1.251. Представим себе лазерный луч, направляемый с поверхности Земли или с борта большой орбитальной станции точно в определенное место космического аппарата — в сопло или специальное боковое отверстие, пройдя которое, он с помощью системы зеркал направляется в камеру. Лазер может работать как в непрерывном, так и в импульсном режимах. В качестве рабочего тела в разных работах рекомендуются твердые и жидкие топлива, в частности, водород, водород с углеродом, вода с добавлением окислов алюминия (добавки в двух последних случаях — для лучшего поглощения излучения). Наконец, двигатель может быть воздушно-реактивным, а не ракетным, когда разогреву будет подвергаться протекающий через аппарат воздух. Во всех случаях рабочее тело разогревается до состояния плазмы, благодаря чему достигается большая скорость истечения. Мощность внешнего источника энергии в принципе при этом не ограничена, вследствие чего достижимы большие реактивные ускорения Указываются скорости истечения от 10 до 25 км/с [1.23] и реактивные ускорения в сотни g [1.21Ь Предлагалась особая модификация лазерного двигателя специально для космического самолета, при которой использовалось бы магнитогидродинамиче-ское взаимодействие лазерного нагрева и ионизированного скачка уплотнения перед самолетом в уже совершающемся гиперзвуковом полете. Скорость истечения могла бы перед выходом на орбиту достичь 46 км/с [1.25].
§ 7. Электрические ракетные двигатели (ЭРД)
Этот обширный класс двигателей объединяет различные типы двигателей, которые очень интенсивно разрабатываются в настоящее время. Разгон рабочего тела до определенной скорости истечения производится за счет электрической энергии. Энергия получает ся от атомной или солнечной электростанции, находящейся на борту космического корабля (в принципе даже от химической батареи). Мыслимы многочисленные типы бортовых энергетических установок [1.8, 1.9, 1.18].
Схемы разрабатываемых электрических двигателей чрезвычайно разнообразны. Мы рассмотрим три основные группы электрических двигателей [1.8, 1.9, 1.18], различающиеся по способу, с помощью которого происходит выброс рабочего тела из ракеты. (Возможны, однако, и иные способы классификации электрических двигателей [1.191.)
Электротермические двигатели. Эти двигатели, как и все рассматривавшиеся нами до сих пор, относятся к тепловым. Нагретое до высокой температуры рабочее тело (водород) превращается в плазму — электрически нейтральную смесь \
§ 7 ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ (ЭРД) 43
положительных ионов и электронов. Методы электрического нагрева могут быть различны: нагрев в электрической дуге (рис. 10), с помощью вольфрамовых нагревательных элементов, посредством электрического разряда и другие [1.8, 1.9, 1.18—1.20, 1.26, 1.27]. При
Рис. 10. Схема электродугового двигателя
Paoovee/пела
лабораторных испытаниях электродуговых двигателей достигнута скорость истечения порядка 15—20 км/с. Если удастся осуществить магнитную изоляцию плазмы от стенок тяговой камеры, температура плазмы сможет быть очень высока и скорость истечения доведена до 100 км/с. Реактивные ускорения в электротермических двигателях будут порядка Ю-4—Ю-2 g [1.13, 1.19, 1.20].
Первый В мире электротерми- Мерный ческий двигатель был разработан реактор в 1929—1933 гг. в Советском Союзе под] руководством В. П. Глушко в знаменитой Газодинамической лаборатории [1.18, 1.28].
Электростатические (ионные) двигатели [1.8, 1.9, 1.18—1.20, 1.26, 1.27, 1.291. В этих двигателях мы впервые сталкиваемся с разгоном рабочего тела «холодным» путем. Частицы рабочего тела (пары легко ионизуемых металлов, например рубидия или цезия) теряют свои электроны в ионизаторе и разгоняются до большой скорости в электрическом поле. Чтобы электрический заряд струи заряженных|частиц позади аппарата не препятствовал дальнейшему истечению, эта струя нейтрализуется вне его выбрасыванием отнятых у атомов электронов (рис. 11).
Электроннь/о намерь/
Ойё-
Радиатор
Рис. 11. Принципиальная схема ноьного двигателя Il 27] 44 ГЛ. 1. ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ ДЛЯ КОСМИЧЕСКИХ ПОЛЕТОВ
В ионном двигателе не существует температурных ограничений. Поэтому в принципе возможно достижение сколь угодно больших скоростей истечения, вплоть до приближающихся к скорости света [1.9]. Однако слишком высокие скорости истечения приходится исключить из рассмотрения, так как они потребовали бы огромной
Рис. 12. Схема образования движущихся плазмоидов в «импульсном» плазменном двигателе
11.18].
•¦l-fff. ¦¦
мощности электростанции на борту корабля. При этом масса двигательной установки возросла бы гораздо сильнее, чем тяга, и в результате сильно бы снизилось реактивное ускорение. Цель космического полета, его продолжительность, качество энергетической установки определяют наилучшую,! оптимальную дляfданной задачи скорость истечения. Она находится, по мнению одних авторов, в пределах 10—200 км/с [1.29], по мнению других, 50—600 км/с [1.20], 50—1000 км/с [1.13]. Ионные двигатели будут способны сообщить реактивное ускорение по--, ^ рядка 10~5—10~3 g [1.20].
