独自の磁場を持つ電磁ロケットエンジン。 電気ロケットエンジン。 無効電力計算

電動ロケットモーター, 電気ロケットエンジン(ERD) - ロケットエンジン宇宙船に搭載された発電所（通常は太陽電池またはバッテリー）の電気エネルギーが、推力を生み出すためのエネルギー源として使用されます。 動作原理によれば、電気推進エンジンは次のように分類されます。 電熱ロケットエンジン, 静電ロケットモーターそして 電磁ロケットエンジン。 電熱 RD では、電気エネルギーを使用して作動流体 (WM) を加熱し、温度 1000 ～ 5000 K のガスに変換します。 ジェット ノズル (化学ロケット エンジンのノズルと同様) から流出するガスが推力を生み出します。 たとえば、イオンジェットなどの静電ジェットエンジンでは、まず RT がイオン化され、その後、正イオンが静電場内で (電極システムを使用して) 加速され、ノズルから流れ出て推力が発生します (これにより、空気の電荷が中和されます)。ジェット気流に電子が注入されます）。 電磁 RD (プラズマ) では、作動流体は、交差した電場と磁場のアンペア力によって加速された任意の物質のプラズマです。 示された電気推進エンジンの主なタイプ (クラス) に基づいて、特定の用途条件に最適なさまざまな中間オプションや組み合わせオプションを作成することができます。 さらに、一部の電気推進エンジンは、電源モードが変更されると、あるクラスから別のクラスに「移行」できます。

電気推進エンジンは比推力が非常に高く、最大 100 km/s 以上です。 ただし、必要なエネルギー消費量が大きい（推力1～100 kW/N）ことと、ジェット流の断面積に対する推力の比率が小さい（100 kN/m 2以下）ため、実際の最大推力は制限されます。電気推進エンジンの出力は数十ニュートンまで。 電気推進エンジンは、寸法が約 0.1 m、質量が数キログラム程度であることが特徴です。

電気推進エンジンの作動流体は、さまざまなタイプのエンジンで発生するプロセスの本質によって決定され、非常に多様です。これらは低分子量または容易に解離する気体および液体（電熱スラスターの場合）です。 アルカリ性または重質の蒸発しやすい金属、および有機液体（静電RDの場合）。 さまざまな気体および固体（電磁RD）。 通常、RT を備えたタンクは、単一の推進ユニット (モジュール) 内で電気推進エンジンと構造的に組み合わされています。 エネルギー源と RT を分離することにより、高い比推力値を維持しながら、広範囲にわたって電気推進エンジンの推力を非常に正確に制御することができます。 多くの電気推進エンジンは、繰り返しスイッチをオンにすると、何百時間、何千時間も動作することができます。 一部の電気推進エンジンは、その原理によりパルス推進エンジンですが、数千万個の介在物が許容されます。 電気推進の作業プロセスの効率と完璧さは、効率係数と トラクション価格、電気推進の寸法 - 値 推力密度.

いくつかの電気推進パラメータの特性値

オプション	電気推進式
	電熱	電磁	静電気
推力、N	0,1 — 1	0,0001 — 1	0,001 — 0,1
比推力、km/s	1 — 20	20 — 60	30 — 100
推力密度（最大）、kN/m 2	100	1	0,03 — 0,05
電源電圧、V	単位 - 10	数十〜数百	何万もの
供給電流の強さ、A	何百～何千もの	何百～何千もの	単位の分数
推力価格、kW/N	1 — 10	100	10 — 40
効率	0,6 — 0,8	0,3 — 0,5	0,4 — 0,8
電力、W	数万～数千	単位 - 千	数十〜数百

電気推進エンジンの重要な特性は、電源パラメータです。 既存および将来の車載発電所のほとんどは、比較的低電圧 (単位 - 数十ボルト) と高電力 (最大数百、数千アンペア) の直流を生成することを特徴としているため、これが最も簡単な方法です。主に低電圧、大電流である電熱RDの電源の問題を解決します。 これらの RD は交流電源から電力を供給することもできます。 電源に関する最大の問題は、静電 RD を使用する場合に発生します。静電 RD の動作には、強度は低いものの、高電圧 (最大 30 ～ 50 kV) の直流電流が必要です。 この場合、リモコンの質量を大幅に増加させる変換装置を提供する必要がある。 電気推進電源に関連する作動要素が推進システムに存在することと、電気推進推力の値が低いことにより、これらのエンジンを搭載した宇宙船の推力対重量比が極めて低くなります。 したがって、電気推進エンジンは、化学スラスターまたは核スラスターを使用して第 1 脱出速度に達した後のみ、宇宙船内でのみ使用するのが合理的です (さらに、一部の電気推進エンジンは、通常、宇宙の真空中でのみ動作できます)。

電気エネルギーを使用してジェット推力を生成するというアイデアは、K.E. ツィオルコフスキーや他の宇宙飛行学の先駆者によって議論されました。 1916 年から 1917 年にかけて、R. ゴダードは実験によってこの考えの現実性を確認しました。 1929 年から 1933 年にかけて、V. P. Glushko は実験的な電熱 RD を作成しました。 その後、電気推進エンジンを宇宙に届ける手段がなかったことと、許容可能なパラメータを備えた電源を作成することが困難だったため、電気推進エンジンの開発は中止されました。 彼らは50年代後半から60年代前半に再開しました。 そして、宇宙航行学と高温プラズマ物理学（制御された熱核融合の問題に関連して開発された）の成功によって刺激されました。 80年代の初めまでに。 ソ連と米国では、約 50 種類の異なる設計の電気推進システムが宇宙船や高高度大気探査機の一部としてテストされました。 1964 年に電磁スラスター (ソ連) と静電スラスター (アメリカ) が初めて飛行中にテストされ、1965 年には電熱スラスター (アメリカ) がテストされました。 電気推進エンジンは、宇宙船の軌道の位置や修正を制御したり、宇宙船を他の軌道に移動したりするために使用されました (詳細については、さまざまなタイプの電気推進エンジンに関する記事を参照してください)。 電気推進エンジンの開発は、イギリス、ドイツ、フランス、日本、イタリアで大幅に進歩しました。 設計研究では、長期運用（数年間）向けに設計された宇宙船のジェット制御システムに電気推進エンジンを使用することや、複雑な地球近傍軌道移行や惑星間飛行を行う宇宙船の推進エンジンに電気推進エンジンを使用する可能性が示されています。 これらの目的で化学スラスターの代わりに電気推進エンジンを使用すると、宇宙船のペイロードの相対質量が増加し、場合によっては飛行時間の短縮やコストの節約になります。

電気エンジンによって宇宙船に与えられる加速度が低いため、電気推進による推進システムは、数ヶ月間 (たとえば、宇宙船が低軌道から静止軌道に移行するとき)、または数年間 (惑星間飛行中) 連続的に動作しなければなりません。 ）。 たとえば米国では、推力135 mN、比推力約30 km/sのイオン電気推進エンジンを複数搭載し、太陽光発電所を動力とする推進推進システムが研究されました。 電気推進の数とRT（水銀）の埋蔵量に応じて、推進システムは、彗星や小惑星への宇宙船の飛行、水星、金星、土星、木星の軌道への宇宙船の打ち上げ、そして送信を確実にすることができます。火星の土壌を地球に運ぶ能力のある宇宙船、大気圏外の惑星とその衛星への調査探査機の送信、黄道面の外側の太陽周回軌道への宇宙船の打ち上げなど。特に、6つの電気推進を備えたバージョンの推進システムエンジンと 530 kg の RT 予備力があれば、ペイロード重量 410 kg (科学機器 60 kg を含む) のエンケ・バックランド彗星の近くをフライバイすることができます。

原子力発電所を動力とする電気推進エンジンを搭載した PS も研究されています。 パラメータが外部条件に依存しないこれらの設備の使用は、宇宙船の電力が 100 kW を超える場合に適切であると思われます。 示されている推進システムは、地球付近での輸送船の操縦、地球と月の間の飛行、外惑星の詳細な研究のための宇宙船の送信、惑星間の有人宇宙船の飛行などを提供することができます。予備研究によると、初期質量20～30トンの宇宙船には、数百kWの出力を持つ原子炉と数十Nの推力を持つ少数のパルス電磁電気推進エンジンが装備されており、木星を詳細に研究することができる。このシステムは 8 ～ 9 年以内に完成し、衛星の土壌サンプルを地球に届けます。 しかしながら、このような宇宙船の推進システムの高い設計特性を達成するには、多くの問題を解決する必要がある。

電気推進エンジンの開発は、理論的問題の解決と、工業技術プロセス、電気工学、エレクトロニクス、レーザー技術、熱核物理学の発展にとって非常に重要な特殊な材料、技術、プロセス、要素および装置の創造に貢献します。 、ガス力学、宇宙、化学、医学の研究。

この幅広いクラスのエンジンは、現在非常に集中的に開発されているさまざまなタイプのエンジンを組み合わせたものです。 作動流体は、電気エネルギーを使用して特定の排気速度まで加速されます。 エネルギーは宇宙船に搭載された原子力発電所または太陽光発電所から得られます（原則として化学電池からも得られます）。 多数のタイプの車載推進システムが考えられる。

開発されている電気モーターの設計は非常に多様です。 作動流体がロケットから射出される方法が異なる、電気モーターの 3 つの主要なグループを見ていきます。 (ただし、電気モーターを分類する他の方法も可能です)

電熱エンジン。 これらのエンジンは、これまで検討してきたすべてのエンジンと同様、熱エンジンです。 高温に加熱された作動流体（水素）は、電気的に中性の混合物であるプラズマに変化します。

プラスイオンと電子。 電気加熱方法はさまざまです: 電気アークでの加熱 (図 10)、タングステン発熱体を使用した加熱、放電による加熱など

米。 10. アークモーターの図

電気アーク エンジンの実験室テストでは、桁違いの排気速度が達成されました。プラズマを推力室の壁から磁気的に隔離することができれば、プラズマ温度は非常に高く、排気速度は電熱エンジンの反応加速は のオーダーになります。

世界初の電熱エンジンは 1929 年から 1933 年に開発されました。 ソビエト連邦では、有名なガス力学研究所の副社長グルシュコの指導の下で。

静電 (イオン) エンジン。 これらのエンジンでは、初めて作動流体の「低温」加速に直面します。 作動流体の粒子 (ルビジウムやセシウムなど、イオン化しやすい金属のペア) はイオナイザー内で電子を失い、電場で高速に加速されます。 装置の後ろにある荷電粒子のジェットの電荷がさらなる流出を妨げないように、このジェットは原子から取られた電子の放出によって装置の外側で中和されます（図11）。

米。 11. エンジンの概略図

イオン エンジンには温度制限はありません。 したがって、原理的には、光速に近づくまでの任意の高い排気速度を達成することが可能である。 ただし、排気速度が高すぎる場合は、船上の発電所から膨大な電力が必要になるため、考慮から除外する必要があります。

米。 12. 「パルス」プラズマエンジンにおける移動プラズモイドの形成のスキーム11.18]。

この場合、推進システムの質量は推力よりもはるかに大きくなり、その結果、反力加速度が大幅に減少します。 宇宙飛行の目的、その期間、発電所の品質によって、特定のタスクに最適な排気速度が決まります。 一部の著者によれば、それは制限内であり、他の著者によると、 、 です。 イオン エンジンは、 のオーダーのジェット加速を実現できます。

一部の専門家は、特殊なタイプの静電モーターであるコロイドモーターに大きな期待を寄せています。 これらのエンジンは、大きな荷電分子、さらには分子のグループや直径約 1 ミクロンの塵粒子を加速します。

米。 13. 交差磁場を備えた磁気流体力学エンジンの図。

磁気流体力学 (電気力学、電磁気、マグネットプラズマ、「プラズマ」) エンジン。 このグループのエンジンは、磁場の変化、または電場と磁場の相互作用によってプラズマを特定の流出速度まで加速する、非常に多様なスキームを組み合わせています。 プラズマを加速するための具体的な方法とプラズマを得る方法は大きく異なります。 プラズマエンジン (図 12) では、プラズマ凝固 (「プラズモイド」) が磁気圧力によって加速されます。 プラズマを介した「電場と磁場が交差するエンジン」（図13）では、

磁場の中に置かれると、電流が流れ（プラズマは良導体です）、その結果、プラズマは速度を獲得します（磁場の中に電流が置かれたワイヤーフレームのように）。 磁気流体力学エンジンの最適な排気速度は、ジェット加速度程度であると考えられます。

磁気流体力学エンジンの実験室テストでは、排気速度は最大 100 です。

多くの場合、エンジンをいずれかのクラスに分類するのは困難であることに注意してください。

上層大気から作動流体を取り込む電気モーター。 高層大気圏を移動する航空機は、希薄な外部環境を電気モーターの作動流体として利用できます。 このような電気モーターは、化学エンジンの一種である空気吸入エンジンに似ています。 空気取入口から入ったガスは、直接、またはタンク内に蓄積 (場合によっては液化) した後、作動流体として使用できます。 作動流体が 1 つの航空機のタンクに蓄積され、その後別の航空機のタンクにポンプで送り込まれる可能性もあります。

すべてのタイプの電気モーターの重要な利点は、トラクション調整が簡単であることです。 深刻な問題は、原子炉から発生する過剰な熱を除去する必要があることです。 この過剰分は作動流体によって持ち去られず、ワールド空間には事実上存在しない環境にも放出されません。 大きな表面を持つラジエーターの助けを借りてのみそれを取り除くことができます。

1964年、米国は弾道軌道上に打ち上げられたコンテナに搭載されたイオンエンジンの31分間の試験に初めて成功した。 実際の宇宙条件では、イオンおよびプラズマ エンジンは、1964 年に打ち上げられたソ連の船ボスホート 1 号とソ連のステーション ゾンド 2 号 (「ゾンド 2 号」 - 火星に向けて) で最初にテストされました。 従来のものと合わせて、オリエンテーションシステムにも使用されました。 1965 年 4 月、液体セシウム イオン エンジンがアメリカの地球衛星で Snap-10A 原子炉と一緒に試験され、推力を開発しました (計算された調整可能な推力を備えたセシウム イオン エンジンと、作動流体として液体アンモニアを使用し推力を開発した電熱エンジンの代わり)は、1966 年以来米国で打ち上げられた一連の衛星で以前にテストされ、さまざまな成功を収めました。

「ロケットエンジン」という言葉を聞いて最初に思い浮かぶのは何ですか? もちろん、神秘的な宇宙、惑星間飛行、新しい銀河の発見、そして遠くの星の魅惑的な輝き。 空は常に人々を魅了してきましたが、未解決の謎のままでしたが、最初の宇宙ロケットの作成とその打ち上げは、人類に研究の新たな地平を切り開きました。

ロケット エンジンは本質的には通常のジェット エンジンですが、重要な特徴が 1 つあります。それは、ジェット推力を生み出すための燃料酸化剤として大気中の酸素を使用しないことです。 その動作に必要なものはすべて、本体に直接配置されるか、酸化剤および燃料供給システムに配置されます。 この機能により、宇宙空間でのロケットエンジンの使用が可能になります。

ロケットエンジンには多くの種類があり、設計上の特徴だけでなく動作原理も大きく異なります。 そのため、各タイプを個別に考慮する必要があります。

ロケットエンジンの主な動作特性の中で、比推力、つまりジェット推力の量と単位時間あたりに消費される作動流体の質量の比に特別な注意が払われます。 比推力値はエンジンの効率と経済性を表します。

化学ロケットエンジン（CRE）

このタイプのエンジンは現在、宇宙船を宇宙に打ち上げるために広く使用されている唯一のエンジンであり、さらに軍事産業でも応用されています。 化学エンジンはロケット燃料の物理的状態に応じて固体燃料と液体燃料に分けられます。

創作の歴史

最初のロケット エンジンは固体燃料で、数世紀前に中国で登場しました。 当時、彼らは宇宙とはほとんど関係がありませんでしたが、彼らの助けを借りて軍事ロケットを発射することが可能でした。 使用された燃料は火薬と同様の組成の粉末で、成分の割合のみが変更されました。 その結果、酸化中、粉末は爆発せずに徐々に燃焼し、熱を放出してジェット推力を生み出しました。 このようなエンジンは改良され、改良され、さまざまな成功を収めましたが、その比推力は依然として小さいままでした。つまり、設計は非効率的で非経済的でした。 すぐに、より大きな比推力とより大きな推力を可能にする新しいタイプの固体燃料が登場しました。 ソ連、アメリカ、ヨーロッパの科学者が 20 世紀前半にその作成に取り組みました。 すでに 40 年代後半には、現代の燃料のプロトタイプが開発され、現在でも使用されています。

RD-170 ロケット エンジンは液体燃料と酸化剤で動作します。

液体ロケットエンジンは K.E. の発明です。 ツィオルコフスキーは 1903 年に宇宙ロケットの動力装置としてそれらを提案しました。 20年代に米国で、そして30年代にソ連で液体ロケットエンジンの開発が行われ始めました。 第二次世界大戦が始まるまでにすでに最初の実験サンプルが作成され、終戦後は液体燃料ロケット エンジンが量産され始めました。 これらは弾道ミサイルを装備するために軍事産業で使用されました。 1957年、人類史上初めてソ連の人工衛星が打ち上げられた。 打ち上げにはロシア鉄道が装備したロケットが使用された。

化学ロケットエンジンの設計と動作原理

固体燃料エンジンは、ハウジング内に燃料と酸化剤が固体の集合体状態で入っており、燃料の入った容器は燃焼室でもあります。 燃料は通常、中央に穴のある棒のような形をしています。 酸化プロセス中、ロッドは中心から外周に向かって燃焼し始め、燃焼によって生じたガスがノズルから排出され、ドラフトが形成されます。 これはすべてのロケット エンジンの中で最も単純な設計です。

液体ロケット エンジンでは、燃料と酸化剤は 2 つの別々のタンク内で液体の凝集状態にあります。 供給チャネルを通って、それらは燃焼室に入り、そこで混合され、燃焼プロセスが発生します。 燃焼生成物はノズルから排出され、ドラフトを形成します。 通常、液体酸素は酸化剤として使用され、燃料は灯油、液体水素などさまざまです。

化学RDの長所と短所、その適用範囲

固体燃料ロケットエンジンの利点は次のとおりです。

• デザインのシンプルさ。
• 生態学的観点からの比較的安全性。
• 低価格;
• 信頼性。

固体燃料ロケットエンジンの欠点:

• 動作時間の制限: 燃料は非常に早く燃焼します。
• エンジンの再始動、停止、トラクションの調整が不可能。
• 2000～3000m/sの範囲の低比重。

固体燃料ロケットモーターの長所と短所を分析すると、中出力のパワーユニットが必要な場合にのみ使用が正当化され、かなり安価で実装が簡単であると結論付けることができます。 その使用範囲は、弾道ミサイル、気象ミサイル、MANPADS、および宇宙ロケットのサイドブースター（アメリカのミサイルには装備されている。ソ連やロシアのミサイルには使用されていない）である。

液体 RD の利点:

• 高い比推力（約 4500 m/s 以上）。
• トラクションを調整し、エンジンを停止および再始動する機能。
• 軽量かつコンパクトなため、数トンの大きな荷物でも軌道に打ち上げることが可能になります。

ロケットエンジンの欠点:

• 複雑な設計と試運転。
• 無重力状態では、タンク内の液体が無秩序に移動する可能性があります。 それらの堆積には追加のエネルギー源を使用する必要があります。

液体推進剤エンジンは軍事目的には高価すぎるため、液体推進剤エンジンの応用範囲は主に宇宙飛行です。

これまでのところ、ロケットを宇宙空間に打ち上げることができるのは化学ロケットエンジンだけであるという事実にもかかわらず、それをさらに改良することは事実上不可能です。 科学者や設計者は、すでにその能力の限界に達しており、高い比推力を備えたより強力なユニットを得るには、他のエネルギー源が必要であると確信しています。

核ロケットエンジン (NRE)

このタイプのロケット エンジンは、化学ロケット エンジンとは異なり、燃料の燃焼によってエネルギーを生成するのではなく、核反応のエネルギーによって作動流体を加熱した結果としてエネルギーを生成します。 核ロケットエンジンは同位体、熱核、核です。

創作の歴史

原子力推進エンジンの設計と動作原理は 50 年代に開発されました。 すでに70年代には、ソ連と米国で実験サンプルが準備され、テストに成功しました。 推力3.6トンのソビエト固相RD-0410エンジンはベンチベースでテストされ、月計画へのスポンサーシップが停止される前にアメリカのNERVA原子炉がサターンVロケットに搭載される予定だった。 同時に、気相原子力推進エンジンの開発も進められました。 現在、核ロケットエンジンを開発するための科学的計画が進行中であり、宇宙ステーションで実験が行われています。

したがって、核ロケットエンジンの実用的なモデルはすでに存在しますが、これまでのところ、それらはいずれも研究室や科学基地の外で使用されていません。 このようなエンジンの可能性は非常に高いですが、使用に伴うリスクも大きいため、現時点ではプロジェクト内でのみ存在します。

装置と動作原理

核ロケットエンジンは、核燃料の凝集状態に応じて、気相、液相、固相になります。 固相原子力推進エンジンの燃料は原子炉と同じ燃料棒です。 それらはエンジンハウジング内に配置されており、核分裂性物質の崩壊中に熱エネルギーを放出します。 作動流体（水素ガスまたはアンモニア）は燃料要素と接触すると、エネルギーを吸収して加熱し、体積が増加して圧縮され、その後高圧でノズルから排出されます。

液相原子力推進エンジンの動作原理とその設計は固相原子力推進エンジンと似ていますが、燃料が液体状態であるため温度を上げ、推力を高めることができる点のみが異なります。

気相原子力推進エンジンは、気体状態の燃料で作動します。 通常はウランを使用します。 気体燃料は、電場によってハウジング内に保持することも、密閉された透明なフラスコ（核ランプ）内に配置することもできます。 前者の場合、作動流体と燃料の接触があり、燃料の部分的な漏れがあるため、大量の燃料に加えて、エンジンには定期的な補充用の予備が必要です。 原子力ランプの場合、漏れがなく、燃料は作動流体の流れから完全に隔離されています。

原子力エンジンの長所と短所

原子力ロケットエンジンには、比推力が高いという化学エンジンに比べて大きな利点があります。 固相モデルの場合、その値は 8000 ～ 9000 m/s、液相モデルの場合 - 14,000 m/s、気相モデルの場合 - 30,000 m/s です。 同時に、それらの使用は放射性物質の放出による大気の汚染を伴います。 現在、安全で環境に優しく、効率的な原子力エンジンを開発する作業が進行中であるが、この役割の主な「候補者」は核ランプを備えた気相原子力エンジンであり、放射性物質は密閉されたフラスコ内にあり、外部に侵入することはない。ジェットフレームで消します。

電気ロケットエンジン (ERM)

化学スラスタのもう 1 つの潜在的な競合相手は、電気エネルギーを使用して動作する電気スラスタです。 電気推進は、電熱式、静電式、電磁式、またはパルス式で行うことができます。

創作の歴史

最初の電気推進エンジンは、1930 年代にソ連の設計者 V.P. によって設計されました。 グルシュコ、そのようなエンジンを作成するというアイデアは20世紀初頭に現れました。 60年代には、ソ連と米国の科学者が電気推進エンジンの開発に積極的に取り組み、70年代にはすでに最初のサンプルが宇宙船の制御エンジンとして使用され始めました。

設計と動作原理

電気ロケット推進システムは、その種類に応じて構造が異なる電気推進エンジン自体、作動流体供給システム、制御および電源で構成されます。 電熱 RD は、発熱体または電気アークによって発生する熱により作動流体の流れを加熱します。 使用される作動流体はヘリウム、アンモニア、ヒドラジン、窒素、その他の不活性ガスですが、水素も使用されることはあまりありません。

静電 RD はコロイド、イオン、プラズマに分類されます。 この中で、作動流体の荷電粒子は電場によって加速されます。 コロイドまたはイオン RD では、イオナイザー、高周波電場、またはガス放電チャンバーによってガスのイオン化が行われます。 プラズマ RD では、作動流体 (不活性ガス キセノン) が環状アノードを通過し、カソード補償器を備えたガス放電チャンバーに入ります。 高電圧では、アノードとカソードの間でスパークがフラッシュし、ガスがイオン化されてプラズマが発生します。 正に帯電したイオンがノズルから高速で出て、電場による加速によって取得され、電子は補償器の陰極によって外側に除去されます。

電磁スラスターには外部または内部の独自の磁場があり、作動流体の荷電粒子を加速します。

パルススラスターは、放電の影響下で固体燃料を蒸発させることによって動作します。

電気推進エンジンの長所と短所、使用範囲

ERD の利点には次のようなものがあります。

• 比推力が高く、その上限は事実上無制限です。
• 燃料消費量が少ない（作動油）。

欠点:

• 高いレベルの電力消費。
• 設計の複雑さ。
• わずかなトラクション。

現在、電気推進エンジンの利用は宇宙衛星への搭載に限定されており、その電源として太陽電池が使用されています。 同時に、これらのエンジンは宇宙探査を可能にする発電所となるため、多くの国で新型エンジンの開発が盛んに進められています。 SF 作家が宇宙の征服をテーマにした作品の中で最も頻繁に言及するのはこれらの発電所であり、SF 映画にも登場します。 今のところ、人々がまだ星に旅行できるという希望は電気推進によるものである。

コースワーク

このトピックにおいて：

" 電気ロケットイオンエンジン "

電気ロケットエンジン(ERE)の一般理論

電気推進の一般原理

宇宙飛行学の創始者K.E. ツィオルコフスキーは 1911 年に、電気の助けを借りてジェット装置から放出される粒子に膨大な速度を与えることができるという考えを初めて表明しました。 その後、この原理に基づいたエンジンの一種が電気ロケット エンジンと呼ばれるようになりました。 しかし、電気推進について、一般に受け入れられ完全に明確な定義はまだありません。

物理百科事典では、電気推進エンジンは、主に電磁場によって加速されるイオン化ガス (プラズマ) を作動流体とするロケット エンジンです。 百科事典「宇宙航行学」では、これは、宇宙船の搭載発電所によって生成された電気エネルギーが、推力を生み出すためのエネルギー源として使用されるエンジンです。工科大学辞典には、電気推進の定義の 3 番目のバージョンが記載されています。電気エネルギーを利用して作動流体を高速に加速するジェットエンジンです。

電気エネルギーを使用して作動流体を加速する電気ロケット エンジンをエンジンと呼ぶのが最も合理的であり、エネルギー源は宇宙船 (SC) の内部と外部の両方に配置できます。 後者の場合、エネルギーは外部源から加速システムに直接供給されるか、電磁放射の集束ビームを使用して宇宙船に伝達されます。

電気推進に関するこの見解は、宇宙飛行学の先駆者である Yu.V. も共有していました。 コンドラチュク、G. オベルト、F.A. ザンダー副社長 グルシュコ。 Yu.Vの作品では Kondratyuk 1 は、集中した光線が当たる宇宙船と、グラファイト粉末などの大きな荷電粒子の静電加速に基づく電気ジェット エンジンを検討しました。 同じ研究では、真空中でのプラズマ接触と加速を使用して電気力学的質量加速器 (EDMA) の効率を高める具体的な方法を示しています。 1929 年に、G. Oberth 2 がイオン エンジンについて説明しました。 1929 ～ 1931 年 初めて、パルス電熱電気推進エンジンが実験室で作成され、テストされました。その著者はロケットエンジン製造の創始者である V.P. でした。 グルシュコ。 彼はまた、「電気ロケットエンジン」という用語も提案しました。

しかし、当時は光と効率的なエネルギー源が不足していたため、電気推進に関する研究はさらに発展しませんでした。 これらの作業は、1957年に我が国で最初の地球人工衛星が打ち上げられ、1961年にソ連国民であるYu.A.さんによる初の宇宙飛行が行われた後、ソ連内外で再開された。 ガガーリン。 この数年間、S.P.の主導により、 コロリョフと I.V. クルチャトフは、さまざまなタイプの電気推進エンジンに関する研究開発作業の包括的なプログラムを採用しました。 同時に、宇宙船用の効率的なエネルギー源（太陽電池、化学電池、燃料電池、原子炉、放射性同位元素源）を作成する取り組みが開始されました。 このプログラムで策定された研究の主な方向性は、科学的基盤の開発と、地球近傍宇宙の産業開発の問題を解決し、太陽系の科学研究を支援するように設計された電気推進システムの高効率モデルの作成でした。

以下の科学的および技術的アイデアは、現代の電気推進理論の形成に最も重要でした。

1957 年に LA によって提案された電気力学的加速の原理。 アルシモヴィッチと彼の共同研究者は、ガス状および固体の作動物質を使用するパルス電気推進エンジン、定置型大電流電気推進エンジンなど、さまざまなクラスの加速器の基礎として使用されました。

自己無撞着な電場による磁化プラズマ内のイオンの散逸加速の原理。 このメカニズムは、方位角電子ドリフトを備えたプラズマ エンジン、エンド ホール スラスター、およびある程度までは電磁プラズマ加速を備えたパルス エンジンに実装されています。 最も安定した形式では、この加速方法は、方位角電子ドリフトを備えたエンジンの最適なバリエーションであるアノード層エンジン (ALE) に実装されます。 DAS のアイデアは、元の形では A.V. によって定式化されました。 50年代後半のザリノフ。 その後、このアイデアに基づいて、多くの発明が追加されて、高効率の 2 段および 1 段アジマスドリフト エンジンが開発されました。

米国では、G. カウフマンがプラズマ イオン エンジン (PID) の原理を提案しました。この原理では、イオンも縦方向電場によって加速されますが、DAS とは異なり、イオンは内部で振動する電子によるプラズマ放電から事前に抽出されます。縦磁場。 プラズマイオンエンジンは効率や寿命は高いものの、汎用性や性能特性の制御範囲の点でDASに劣ります。

近年行われている宇宙太陽光発電所の設計研究に関連して、外部電源からのエネルギー供給による電気推進方式への関心が再び高まっている。 K.E.のアイデアを発展させる ツィオルコフスキーと Yu.V. コンドラチュク、G.I. 1943 年の Babat 1 は、地上または宇宙船からよく集束されたマイクロ波放射のビームの形で航空機に送信されるエネルギーを使用することを提案しました。 1971 年に、A. Kantrowitz は同じ目的でレーザー照射を検討しました。

1975 年、J. O. ニールは、電気力学的質量加速器 (EDMA) を使用して、宇宙太陽光発電所の建設を目的とした物質を月の表面から宇宙に輸送することを提案しました。地球近傍のエネルギー生産インフラの軌道上の物体の建設。

低推力推進システムの特長

電気推進エンジンにおけるエネルギー源と作動物質の分離により、比較的低い排気速度という化学エンジンに固有の制限を克服することが可能になります。 しかしその一方で、車載エネルギー源を使用する場合、推力が比較的低いという別の制限が必然的に生じます。 したがって、今のところ特別なケース、例えば軽量エンジンを考慮しない場合、電気推進エンジンは、わずかな加速しか提供できない低推力エンジンとして分類されるべきであり、したがって、外部で直接さまざまな輸送作業を実行するのに適しています。空間。 電気推進エンジンは、通常、低推力の宇宙ロケット エンジンです。

たとえば、エンジンが 10 N の推力を発生するとします。 宇宙船の質量が 10 トンの場合、宇宙船が生み出す加速度は 10" 3 m/s 2、つまり 10" 3 m/s 2 になります。 約10インチ4 g 0 ( 行く – 地表での自由落下の加速）。 もちろん、そのようなエンジンは地球から人工衛星の軌道に宇宙船を打ち上げるのには適していません。

この状況は、効率的なレーザー エンジンや電気力学的質量加速器が作成されると変わる可能性があります。その際立った特徴は、エネルギー源が必ずしも宇宙船に搭載されているわけではないことです。 この場合、高い排気速度と高い加速を同時に提供する電気推進エンジンについて話す必要があります。

宇宙エンジンとしての電気推進エンジンの他の具体的な特徴を特定するために、地球に近い 2 つの円軌道の間の移行の問題を考えてみましょう。 ツィオルコフスキー方程式に目を向けましょう

(1.1)

(1.1)

(1.1)

ここで、u" と v はそれぞれ宇宙船の速度と作動物質の流量の増分です。 も –宇宙船の初期質量。 M k = M o – 山 – 最終軌道の質量 K A。 ここ t– 軌道間の移行時間。 た -作動物質の大量消費。 (1.1) から速度増分

(1.2)

飛行中の宇宙船の運動エネルギーの変化は、ある速度で起こります。

一連の電気推進エンジン、作動流体貯蔵供給システム（SHiP）、自動制御システム（ACS）、および電源システム（SPS）で構成される複合体は、と呼ばれます。 電気推進システム (EPS).

導入

加速のためにジェットエンジンの電気エネルギーを使用するというアイデアは、ロケット技術の開発のほぼ初期に生まれました。 このような考えはK. E. ツィオルコフスキーによって表明されたことが知られています。 1917 年に R. ゴダードが最初の実験を実施し、20 世紀の 30 年代にソ連で副大統領グルシュコの指導の下、最初の実用的な電気推進エンジンの 1 つが作成されました。

当初から、エネルギー源と加速物質を分離することで、作動流体（PT）の排出速度が速くなり、また、宇宙船の質量（SC）の減少による軽量化が実現すると考えられていました。貯蔵された作動流体の質量。 実際、他のロケットエンジンと比較して、電気推進エンジンは宇宙船の有効寿命（AS）を大幅に延長すると同時に、推進システム（PS）の質量を大幅に削減することができ、それに応じて宇宙船の寿命を延ばすことができます。ペイロードを向上させたり、宇宙船自体の重量寸法特性を改善したりすることができます。

計算によると、電気推進の使用により、遠くの惑星への飛行時間が短縮される（場合によってはそのような飛行が可能になる）、または同じ飛行時間でペイロードが増加することが示されている。

• 高電流（電磁、磁気力学的）モーター。
• インパルスモーター。

ETD は、電気加熱 (END) エンジンと電気アーク (EDA) エンジンに分類されます。

静電エンジンは、イオン (コロイドを含む) エンジン (ID、CD)、つまり単極ビームの粒子加速器と準中性プラズマの粒子加速器に分類されます。 後者には、閉じた電子ドリフトと拡張 (UZDP) または短縮 (UZDU) 加速ゾーンを備えた加速器が含まれます。 最初のものは通常、定置型プラズマ エンジン (SPD) と呼ばれ、その名前も (ますます少なくなってきていますが) リニア ホール エンジン (LHD) と呼ばれます。西洋の文献ではホール エンジンと呼ばれています。 超音波モーターは通常、陽極加速モーター (LAM) と呼ばれます。

大電流 (マグネトプラズマ、磁気力学的) モーターには、独自の磁場を持つモーターと外部磁場を持つモーター (エンドマウント ホール モーター - THD) が含まれます。

パルス エンジンは、放電における固体の蒸発によって生成されるガスの運動エネルギーを使用します。

あらゆる液体と気体、およびそれらの混合物を電気推進エンジンの作動流体として使用できます。 ただし、エンジンの種類ごとに作動流体があり、それを使用することで最良の結果を達成できます。 アンモニアは伝統的に ETD に、キセノンは静電に、リチウムは高電流に、フッ素樹脂はパルスに使用されてきました。

キセノンの欠点は、年間生産量が少ないため (世界中で年間 10 トン未満)、コストがかかることです。そのため、研究者は同様の特性を持つ、より安価な他の RT を探す必要があります。 アルゴンは代替の主な候補として検討されています。 これも不活性ガスですが、キセノンとは異なり、原子質量が低く、イオン化エネルギーが高くなります。 加速質量単位あたりのイオン化に費やされるエネルギーは、効率損失の原因の 1 つです。

簡単な技術仕様

電気推進エンジンは、低い RT 質量流量と、加速された粒子流の高い流出速度によって特徴付けられます。 排気速度の下限は化学エンジンジェットの排気速度の上限とほぼ一致しており、約３０００ｍ／ｓである。 上限は理論的には無制限（光速以内）ですが、有望なエンジンモデルの場合は 200,000 m/s を超えない速度が考慮されます。 現在、各種エンジンにおいて最適な排気速度は16,000～60,000m/sと考えられています。

電気推進エンジンの加速プロセスは加速チャネル内の低圧で行われるため (粒子濃度が 10 20 粒子/m3 を超えない)、推力密度が非常に低く、電気推進エンジンの使用が制限されます。 : 外部圧力が加速チャネル内の圧力を超えてはならず、宇宙船の加速度が非常に小さい (10 分の 1、さらには 100 分の 1) g ）。 この規則の例外は、小型宇宙船の EDD かもしれません。

電気推進エンジンの電力は、数百ワットからメガワットまでの範囲に及びます。 現在宇宙船で使用されている電気推進エンジンの出力は 800 ～ 2,000 W です。

展望

電気ロケットエンジンは液体燃料ロケットに比べて推力が低いものの、長時間の稼働が可能で、長距離をゆっくりと飛行することが可能です。