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자체 자기장을 갖춘 전자기 로켓 엔진. 전기 로켓 엔진. 무효전력 계산

전기 로켓 모터, 전기 로켓 엔진(ERD) - 로켓 엔진, 우주선에 탑재된 발전소(보통 태양열 또는 배터리 배터리)의 전기 에너지를 에너지원으로 사용하여 추력을 생성합니다. 작동 원리에 따라 전기 추진 엔진은 다음과 같이 구분됩니다. 전열 로켓 엔진, 정전기 로켓 모터그리고 전자기 로켓 엔진. 전열 RD에서는 전기 에너지를 사용하여 작동 유체(WM)를 가열하여 온도 1000-5000K의 가스로 변환합니다. 제트 노즐(화학 로켓 엔진의 노즐과 유사)에서 흘러나오는 가스가 추력을 생성합니다. 예를 들어 이온 제트와 같은 정전기 제트 엔진에서는 RT가 먼저 이온화되고 그 후 양이온이 정전기장에서 가속되고(전극 시스템 사용) 노즐 밖으로 흘러나와 추력을 생성합니다(전하를 중화시키기 위해). 제트 기류에 전자가 주입됩니다). 전자기 RD(플라즈마)에서 작동 유체는 교차된 전기장과 자기장의 암페어 힘으로 인해 가속되는 모든 물질의 플라즈마입니다. 표시된 전기 추진 엔진의 주요 유형(클래스)을 기반으로 특정 적용 조건을 가장 잘 충족하는 다양한 중간 및 결합 옵션을 생성할 수 있습니다. 또한 일부 전기 추진 엔진은 전원 공급 장치 모드가 변경될 때 한 클래스에서 다른 클래스로 "전환"될 수 있습니다.

전기 추진 엔진은 최대 100km/s 이상의 매우 높은 비충격을 가지고 있습니다. 그러나 필요한 큰 에너지 소비(추력 1~100kW/N)와 제트 기류의 단면적에 대한 추력의 작은 비율(100kN/m 2 이하)로 인해 실제 최대 추력이 제한됩니다. 수십 뉴턴의 전기 추진 엔진. 전기 추진 엔진은 ~0.1m의 크기와 몇 킬로그램 정도의 질량을 특징으로 합니다.

전기 추진 엔진의 작동 유체는 이러한 엔진의 다양한 유형에서 발생하는 프로세스의 본질에 따라 결정되며 매우 다양합니다. 이들은 저분자량이거나 쉽게 해리되는 가스 및 액체(전열 추진기에서)입니다. 알칼리성 또는 중금속, 쉽게 증발하는 금속 및 유기 액체(정전기 RD에서); 다양한 가스 및 고체(전자기 RD). 일반적으로 RT를 갖춘 탱크는 단일 추진 장치(모듈)에서 전기 추진 엔진과 구조적으로 결합됩니다. 에너지원과 RT의 분리는 높은 특정 임펄스 값을 유지하면서 넓은 범위에 걸쳐 전기 추진 엔진의 추력을 매우 정밀하게 제어하는 데 기여합니다. 많은 전기 추진 엔진은 반복적으로 스위치를 켜면 수백, 수천 시간 동안 작동할 수 있습니다. 원리에 따라 펄스 추진 엔진인 일부 전기 추진 엔진은 수천만 개의 포함을 허용합니다. 전기 추진 작업 과정의 효율성과 완벽성은 효율성 계수의 값과 견인 가격, 전기 추진 치수 - 값 추력 밀도.

일부 전기 추진 매개변수의 특성값

옵션	전기추진형
옵션	전기열	전자기	정전기의
추력, N	0,1 — 1	0,0001 — 1	0,001 — 0,1
특정 충격량(km/s)	1 — 20	20 — 60	30 — 100
추력 밀도(최대), kN/m 2	100	1	0,03 — 0,05
공급 전압, V	단위 - 수십	수십~수백	수만의
공급 전류 강도, A	수백 - 수천	수백 - 수천	단위의 분수
추력 가격, kW/N	1 — 10	100	10 — 40
능률	0,6 — 0,8	0,3 — 0,5	0,4 — 0,8
전력, W	수만 - 수천	단위 - 천	수십~수백

전기 추진 엔진의 중요한 특징은 전원 공급 매개변수입니다. 대부분의 기존 및 미래의 온보드 발전소는 상대적으로 낮은 전압(단위 - 수십 볼트) 및 높은 전력(최대 수백, 수천 암페어)의 직류를 생성하는 것이 특징이므로 가장 쉬운 방법은 전원 공급 장치 문제를 해결하려면 주로 저전압 및 고전류인 전열 RD가 필요합니다. 이러한 RD는 교류 전원으로부터 전원을 공급받을 수도 있습니다. 전원 공급에 있어 가장 큰 어려움은 정전기 RD를 사용할 때 발생합니다. 이 RD의 작동에는 강도는 낮지만 높은(최대 30-50kV) 전압의 직류가 필요합니다. 이 경우 리모콘의 질량을 대폭 증가시키는 변환장치를 마련할 필요가 있다. 전기 추진 전원 공급 장치와 관련된 작동 요소의 추진 시스템 존재 및 전기 추진 추력의 낮은 값은 이러한 엔진을 갖춘 우주선의 추력 대 중량 비율이 극도로 낮은 것을 결정합니다. 따라서 화학 추진기 또는 핵 추진기를 사용하여 1차 탈출 속도에 도달한 후에는 우주선에서만 전기 추진 엔진을 사용하는 것이 합리적입니다(또한 일부 전기 추진 엔진은 일반적으로 우주 진공에서만 작동할 수 있습니다).

제트 추력을 생성하기 위해 전기 에너지를 사용한다는 아이디어는 K. E. Tsiolkovsky와 다른 우주 비행 선구자들에 의해 논의되었습니다. 1916~17년에 R. Goddard는 실험을 통해 이 아이디어의 현실성을 확인했습니다. 1929-33년에 V. P. Glushko는 실험적인 전열 RD를 만들었습니다. 그러다가 전기 추진 엔진을 우주로 전달할 수 있는 수단이 부족하고 허용 가능한 매개변수를 갖춘 전원 공급 장치를 만드는 어려움으로 인해 전기 추진 엔진의 개발이 중단되었습니다. 그들은 50년대 후반과 60년대 초반에 재개되었습니다. 그리고 우주 비행과 고온 플라즈마 물리학(제어된 열핵융합 문제와 관련하여 개발됨)의 성공에 자극을 받았습니다. 80년대 초. 소련과 미국에서는 약 50가지의 서로 다른 전기 추진 시스템 설계가 우주선 및 고고도 대기 탐사선의 일부로 테스트되었습니다. 1964년에는 전자기(소련) 및 정전기(미국) 추진기가 비행 중에 처음으로 테스트되었으며, 1965년에는 전열 추진기(미국)가 테스트되었습니다. 전기 추진 엔진은 우주선 궤도의 위치와 수정을 제어하고 우주선을 다른 궤도로 이동시키는 데 사용되었습니다(자세한 내용은 다양한 유형의 전기 추진 엔진에 대한 기사 참조). 영국, 독일, 프랑스, 일본 및 이탈리아에서 전기 추진 엔진 제작에 상당한 진전이 이루어졌습니다. 설계 연구에서는 장기 작동(수년)을 위해 설계된 우주선 제트 제어 시스템뿐만 아니라 복잡한 지구 근처 궤도 전환 및 행성 간 비행을 수행하는 우주선용 추진 엔진에 전기 추진 엔진을 사용할 수 있는 가능성이 있음을 보여주었습니다. 이러한 목적으로 화학 추진기 대신 전기 추진 엔진을 사용하면 우주선 탑재량의 상대적 질량이 증가하고 경우에 따라 비행 시간이 단축되거나 비용이 절약됩니다.

전기 엔진에 의해 우주선에 전달되는 낮은 가속도로 인해 전기 추진 추진 장치를 갖춘 추진 시스템은 수개월(예: 우주선이 저궤도에서 지구 동기 궤도로 이동할 때) 또는 수년(행성 간 비행 중) 동안 지속적으로 작동해야 합니다. ). 예를 들어, 미국에서는 태양광 발전소에서 구동되는 135mN의 추력과 최대 30km/s의 특정 충격량을 갖춘 여러 이온 전기 추진 엔진을 갖춘 추진 추진 시스템이 연구되었습니다. 전기 추진 수와 RT(수은) 보유량에 따라 추진 시스템은 우주선을 혜성과 소행성으로 비행하고, 우주선을 수성, 금성, 토성, 목성 궤도로 발사하는 것을 보장할 수 있습니다. 화성의 토양을 지구로 전달할 수 있는 우주선, 외부 대기 행성과 위성으로 연구 탐사선 보내기, 황도면 외부의 태양주위 궤도로 우주선 발사 등. 특히 6개의 전기 추진 장치가 있는 버전의 추진 시스템 엔진과 530kg의 RT 예비력은 Encke-Backlund 혜성 근처에서 410kg(60kg의 과학 장비 포함) 페이로드를 비행할 수 있습니다.

원자력 발전소에서 구동되는 전기 추진 엔진을 갖춘 PS도 연구되고 있습니다. 매개변수가 외부 조건에 의존하지 않는 이러한 설비의 사용은 우주선의 전력이 100kW를 초과할 때 적절한 것으로 보입니다. 표시된 추진 시스템은 지구 근처의 수송선의 기동은 물론 지구와 달 사이의 비행, 외부 행성에 대한 자세한 연구를 위한 우주선 보내기, 행성 간 유인 우주선 비행 등을 제공할 수 있습니다. 예비 연구에 따르면, 초기 질량이 20-30 톤인 우주선, 원자로, 수백 kW의 출력을 가진 발전소 및 수십 N의 추력을 가진 소수의 펄스 전자기 전기 추진 엔진이 장착되어 목성을 자세히 연구할 수 있습니다. 8~9년 내에 시스템을 구축하여 위성의 토양 샘플을 지구로 전달합니다. 그러나 그러한 우주선용 추진 시스템의 높은 설계 특성을 달성하려면 많은 문제를 해결해야 합니다.

전기 추진 엔진의 개발은 이론적 문제의 해결과 산업 기술 프로세스, 전기 공학, 전자, 레이저 기술, 열핵 물리학의 개발에 매우 중요한 특수 재료, 기술, 프로세스, 요소 및 장치의 생성에 기여합니다. , 가스 역학, 우주, 화학 및 의학 연구.

이 광범위한 종류의 엔진은 현재 매우 집중적으로 개발되고 있는 다양한 유형의 엔진을 결합합니다. 작동 유체는 전기 에너지를 사용하여 특정 배기 속도로 가속됩니다. 에너지는 우주선에 탑재된 원자력 또는 태양광 발전소에서 얻습니다(원칙적으로 화학 배터리에서도 가능). 다양한 유형의 온보드 추진 시스템을 생각해 볼 수 있습니다.

개발 중인 전기 모터의 디자인은 매우 다양합니다. 우리는 작동 유체가 로켓에서 분출되는 방식이 다른 세 가지 주요 전기 모터 그룹을 살펴보겠습니다. (그러나 전기 모터를 분류하는 다른 방법도 가능합니다.

전열 엔진. 지금까지 우리가 고려한 모든 엔진과 마찬가지로 이러한 엔진은 열 엔진입니다. 고온으로 가열된 작동유체(수소)는 전기적으로 중성인 혼합물인 플라즈마로 변합니다.

양이온과 전자. 전기 가열 방법은 다를 수 있습니다. 전기 아크 가열(그림 10), 텅스텐 가열 요소 사용, 방전 등을 통한 가열

쌀. 10. 전기 아크 모터 다이어그램

전기 아크 엔진의 실험실 테스트에서 수십 배의 배기 속도가 달성되었습니다. 플라즈마를 추력 챔버의 벽에서 자기적으로 분리할 수 있다면 플라즈마 온도가 매우 높아져 배기 속도가 전열 엔진의 반응 가속도는 다음과 같습니다.

세계 최초의 전열 엔진은 1929~1933년에 개발되었습니다. 유명한 가스 역학 연구소의 V.P. Glushko 지도력하에 소련에서.

정전기(이온) 엔진. 이러한 엔진에서 우리는 처음으로 작동 유체의 "저온" 가속에 직면하게 됩니다. 작동 유체의 입자(루비듐이나 세슘과 같이 쉽게 이온화되는 금속 쌍)는 이온화 장치에서 전자를 잃고 전기장에서 고속으로 가속됩니다. 장치 뒤의 하전 입자 제트의 전하가 추가 유출을 방해하지 않도록 이 제트는 원자에서 가져온 전자의 방출에 의해 장치 외부에서 중화됩니다(그림 11).

쌀. 11. 엔진의 개략도

이온 엔진에는 온도 제한이 없습니다. 따라서 원칙적으로 광속에 가까운 배기속도까지 임의로 높은 배기속도를 달성하는 것이 가능하다. 그러나 배기 속도가 너무 높으면 선박에 탑재된 발전소에서 막대한 전력이 필요하므로 고려 대상에서 제외되어야 합니다.

쌀. 12. "펄스" 플라즈마 엔진에서 움직이는 플라스모이드의 형성 계획 11.18].

이 경우 추진 시스템의 질량은 추력보다 훨씬 더 증가하고 결과적으로 반응 가속도가 크게 감소합니다. 우주 비행의 목적, 기간, 발전소의 품질에 따라 주어진 작업에 대한 최적의 배기 속도가 결정됩니다. 일부 저자에 따르면 한계 내에 있고 다른 저자에 따르면 , . 이온 엔진은 .

일부 전문가들은 특별한 유형의 정전 모터인 콜로이드 모터에 큰 기대를 걸고 있습니다. 이 엔진은 큰 전하를 띤 분자는 물론 직경이 약 1미크론인 분자 그룹이나 먼지 입자까지 가속합니다.

쌀. 13. 교차장이 있는 자기유체역학 엔진의 다이어그램.

자기유체역학(전기역학, 전자기, 자석-플라즈마, "플라즈마") 엔진. 이 엔진 그룹은 자기장을 변경하거나 전기장과 자기장의 상호 작용을 통해 플라즈마가 특정 유출 속도로 가속되는 매우 다양한 방식을 결합합니다. 플라즈마를 가속하고 획득하는 구체적인 방법은 매우 다릅니다. 플라즈마 엔진(그림 12)에서 플라즈마 응고("플라스모이드")는 자기압에 의해 가속됩니다. 플라즈마를 통한 "전기장과 자기장이 교차하는 엔진"(그림 13)에서는,

자기장에 배치되면 전류가 흐르고(플라즈마는 좋은 전도체임) 결과적으로 플라즈마는 속도를 얻습니다(자기장에 전류가 배치된 와이어 프레임과 같습니다). 자기유체역학 엔진의 최적 배기 속도는 제트 가속도 정도일 가능성이 높습니다.

자기유체역학 엔진의 실험실 테스트에서 배기 속도는 최대 .

많은 경우 엔진을 한 등급 또는 다른 등급으로 분류하기가 어렵다는 점에 유의해야 합니다.

상부 대기로부터 작동 유체를 흡입하는 전기 모터. 상층 대기에서 이동하는 항공기는 희박한 외부 환경을 전기 모터의 작동 유체로 사용할 수 있습니다. 이러한 전기 모터는 화학 엔진 클래스의 공기 흡입 엔진과 유사합니다. 공기 흡입구를 통해 유입되는 가스는 직접적으로 또는 탱크에 축적된 후(그리고 액화될 수도 있음) 작동 유체로 사용될 수 있습니다. 작동 유체가 한 항공기의 탱크에 축적된 다음 다른 항공기의 탱크로 펌핑되는 것도 가능합니다.

모든 유형의 전기 모터의 중요한 장점은 견인력 조정이 용이하다는 것입니다. 심각한 어려움은 원자로에서 발생하는 과도한 열을 제거해야 한다는 것입니다. 이 초과분은 작동 유체에 의해 제거되지 않으며 실제 세계 공간에는 없는 환경에 제공되지 않습니다. 표면이 넓은 라디에이터를 통해서만 제거할 수 있습니다.

1964년 미국은 탄도 궤적을 따라 발사된 컨테이너에 장착된 이온 엔진에 대해 31분간 최초로 성공적인 테스트를 실시했습니다. 실제 우주 조건에서 이온 및 플라즈마 엔진은 1964년에 발사된 소련 우주선 Voskhod-1과 소련 스테이션 Zond-2("Zond-2" - 화성 방향)에서 처음 테스트되었습니다. 기존 시스템과 함께 오리엔테이션 시스템에 사용되었습니다. 1965년 4월, 미국 지구 위성의 Snap-10A 원자로와 함께 액체 세슘 이온 엔진이 테스트되어 추력을 개발했습니다(계산된 조정 가능한 추력을 갖춘 세슘 이온 엔진 대신 액체 암모니아를 작동 유체로 사용하고 추력을 개발하는 전열 엔진). 이전에는 1966년 이후 미국에서 발사된 일련의 위성에서 다양한 성공을 거두며 테스트되었습니다.

"로켓 엔진"이라는 말을 들으면 가장 먼저 떠오르는 것은 무엇입니까? 물론 신비한 우주, 행성 간 비행, 새로운 은하계의 발견, 먼 별들의 매혹적인 빛도 마찬가지입니다. 하늘은 언제나 풀리지 않은 미스터리로 남아 있으면서도 사람들을 그 자체로 끌어당겼지만, 최초의 우주 로켓의 탄생과 발사는 인류 연구의 새로운 지평을 열었습니다.

로켓 엔진은 본질적으로 한 가지 중요한 특징을 지닌 일반 제트 엔진입니다. 즉, 제트 추력을 생성하기 위한 연료 산화제로 대기 산소를 사용하지 않습니다. 작동에 필요한 모든 것은 본체 또는 산화제 및 연료 공급 시스템에 직접 위치합니다. 우주 공간에서 로켓 엔진을 사용할 수 있게 해주는 것이 바로 이 기능입니다.

로켓 엔진에는 다양한 유형이 있으며 설계 기능뿐만 아니라 작동 원리도 서로 눈에 띄게 다릅니다. 그렇기 때문에 각 유형을 별도로 고려해야 합니다.

로켓 엔진의 주요 작동 특성 중 특정 충격량(단위 시간당 소비되는 작동 유체 질량에 대한 제트 추력량의 비율)에 특별한 주의가 기울여집니다. 특정 임펄스 값은 엔진의 효율성과 경제성을 나타냅니다.

화학 로켓 엔진(CRE)

이 유형의 엔진은 현재 우주선을 우주로 발사하는 데 널리 사용되는 유일한 엔진이며, 또한 군사 산업에도 적용됩니다. 화학엔진은 로켓 연료의 물리적 상태에 따라 고체연료와 액체연료로 구분된다.

창조의 역사

최초의 로켓 엔진은 고체 연료였으며 수세기 전에 중국에 나타났습니다. 당시 그들은 우주와 거의 관련이 없었지만 그들의 도움으로 군사 로켓을 발사하는 것이 가능했습니다. 사용된 연료는 화약과 성분이 유사한 분말이었으며, 성분의 비율만 변경되었습니다. 그 결과 산화 과정에서 분말이 폭발하지 않고 점차 연소되어 열을 방출하고 제트 추력이 발생했습니다. 이러한 엔진은 다양한 성공을 통해 세련되고 개선되었으며 개선되었지만 특정 추진력은 여전히 작았습니다. 즉, 설계가 비효율적이고 비경제적이었습니다. 곧 새로운 유형의 고체 연료가 등장하여 더 큰 추진력과 더 큰 추력을 가능하게 했습니다. 소련, 미국, 유럽의 과학자들이 20세기 전반에 그 창조에 참여했습니다. 이미 40년대 후반에 현대식 연료의 프로토타입이 개발되었으며, 이는 오늘날에도 여전히 사용되고 있습니다.

RD-170 로켓 엔진은 액체 연료와 산화제로 작동됩니다.

액체 로켓 엔진은 K.E.의 발명품입니다. 치올코프스키는 1903년에 우주 로켓의 동력 장치로 이를 제안했습니다. 20년대에는 액체 로켓 엔진 제작 작업이 미국에서, 30년대에는 소련에서 수행되기 시작했습니다. 이미 제2차 세계 대전이 시작될 무렵 최초의 실험 샘플이 만들어졌고, 전쟁이 끝난 후 액체 추진 로켓 엔진이 대량 생산되기 시작했습니다. 그들은 탄도 미사일을 장착하기 위해 군사 산업에서 사용되었습니다. 1957년에는 인류 역사상 처음으로 소련의 인공위성이 발사됐다. 발사에는 러시아 철도를 장착한 로켓이 사용됐다.

화학 로켓 엔진의 설계 및 작동 원리

고체연료 엔진은 하우징에 고체 집합체 상태의 연료와 산화제를 담고 있으며, 연료가 담긴 용기도 연소실이다. 연료는 일반적으로 중앙에 구멍이 있는 막대 모양입니다. 산화 과정에서 막대는 중앙에서 주변으로 연소되기 시작하고 연소로 인한 가스는 노즐을 통해 빠져나가 통풍을 형성합니다. 이것은 모든 로켓 엔진 중 가장 단순한 디자인입니다.

액체 로켓 엔진에서 연료와 산화제는 두 개의 별도 탱크에 액체 집합체 상태로 있습니다. 공급 채널을 통해 연소실로 들어가 혼합되고 연소 과정이 발생합니다. 연소 생성물은 노즐을 통해 빠져나가 통풍구를 형성합니다. 액체 산소는 일반적으로 산화제로 사용되며 연료는 등유, 액체 수소 등 다를 수 있습니다.

화학 RD의 장단점, 적용 범위

고체 연료 로켓 엔진의 장점은 다음과 같습니다.

디자인의 단순성;
생태학적 측면에서 비교 안전성;
저렴한 가격;
신뢰할 수 있음.

고체 추진 로켓 엔진의 단점:

작동 시간 제한: 연료가 매우 빨리 연소됩니다.
엔진 재시동, 정지 및 견인 조절 불가능;
2000-3000 m/s 범위의 낮은 비중.

고체 추진 로켓 모터의 장단점을 분석해 보면 중전력 동력 장치가 필요하고 상당히 저렴하고 구현하기 쉬운 경우에만 그 사용이 정당화된다는 결론을 내릴 수 있습니다. 사용 범위는 탄도, 기상 미사일, MANPADS 및 우주 로켓의 측면 부스터입니다 (미국 미사일에는 장착되어 있으며 소련 및 러시아 미사일에는 사용되지 않았습니다).

액체 RD의 장점:

높은 비충격(약 4500m/s 이상);
견인력을 조절하고 엔진을 정지 및 재시동하는 기능;
더 가벼운 무게와 콤팩트함으로 인해 수톤에 달하는 대형 화물도 궤도에 발사할 수 있습니다.

로켓 엔진의 단점:

복잡한 설계 및 시운전;
무중력 상태에서는 탱크 안의 액체가 혼란스럽게 움직일 수 있습니다. 증착을 위해서는 추가적인 에너지원을 사용해야 합니다.

액체 추진제 엔진의 적용 범위는 주로 우주 비행에 있습니다. 왜냐하면 이러한 엔진은 군사 목적으로 사용하기에는 너무 비싸기 때문입니다.

지금까지 화학 로켓 엔진이 로켓을 우주로 발사할 수 있는 유일한 엔진이라는 사실에도 불구하고 이를 더 이상 개선하는 것은 사실상 불가능합니다. 과학자와 설계자는 자신의 능력이 이미 한계에 도달했으며 특정 충동이 높은 더 강력한 장치를 얻으려면 다른 에너지 원이 필요하다고 확신합니다.

핵 로켓 엔진(NRE)

이러한 유형의 로켓 엔진은 화학 엔진과 달리 연료를 연소하는 것이 아니라 핵반응 에너지로 작동 유체를 가열하여 에너지를 생성합니다. 핵 로켓 엔진에는 동위원소, 열핵 및 핵이 있습니다.

창조의 역사

핵 추진 엔진의 설계와 작동 원리는 1950년대에 개발되었습니다. 이미 70년대에 소련과 미국에서 실험 샘플이 준비되어 성공적으로 테스트되었습니다. 추력 3.6톤의 소련 고체상 RD-0410 엔진은 벤치 베이스에서 테스트되었으며, 달 프로그램 후원이 중단되기 전에 미국 NERVA 원자로가 Saturn V 로켓에 설치될 예정이었습니다. 동시에 기상 핵 추진 엔진 제작에 대한 작업이 수행되었습니다. 현재 핵 로켓 엔진을 개발하기 위한 과학 프로그램이 진행 중이며 우주 정거장에서 실험이 진행되고 있습니다.

따라서 이미 작동 중인 핵 로켓 엔진 모델이 있지만 지금까지 그 중 어느 것도 실험실이나 과학 기지 외부에서 사용된 적이 없습니다. 이러한 엔진의 잠재력은 상당히 높지만 사용과 관련된 위험도 상당하므로 현재는 프로젝트에만 존재합니다.

장치 및 작동 원리

핵로켓 엔진은 핵연료의 응집 상태에 따라 기체상, 액체상, 고체상으로 나뉜다. 고체상 핵 추진 엔진의 연료는 원자로와 마찬가지로 연료봉입니다. 이들은 엔진 하우징에 위치하며 핵분열성 물질이 붕괴되는 동안 열 에너지를 방출합니다. 작동 유체(수소 가스 또는 암모니아)는 연료 요소와 접촉하여 에너지를 흡수하고 가열되어 부피가 증가하고 압축된 후 고압 하에서 노즐을 통해 배출됩니다.

액상 핵 추진 엔진의 작동 원리와 설계는 고상 엔진과 유사하며, 연료만 액체 상태이므로 온도를 높이고 추력을 높일 수 있습니다.

가스상 핵추진 엔진은 가스 상태의 연료로 작동합니다. 그들은 보통 우라늄을 사용합니다. 기체 연료는 전기장에 의해 하우징에 보관되거나 밀봉된 투명 플라스크(핵램프)에 보관될 수 있습니다. 첫 번째 경우에는 작동 유체가 연료와 접촉하고 후자의 부분 누출이 있으므로 대량의 연료 외에도 엔진에 정기적인 보충을 위한 여유 공간이 있어야 합니다. 핵램프의 경우 누출이 없으며, 연료는 작동유체의 흐름과 완전히 분리된다.

원자력 엔진의 장점과 단점

핵 로켓 엔진은 화학 로켓 엔진에 비해 큰 이점을 가지고 있습니다. 이는 높은 특정 충동입니다. 고체상 모델의 경우 해당 값은 8000-9000m/s, 액체상 모델의 경우 14,000m/s, 기체상 모델의 경우 30,000m/s입니다. 동시에, 이들의 사용은 방사성 방출로 인한 대기 오염을 수반합니다. 이제 안전하고 환경 친화적이며 효율적인 원자력 엔진을 만들기 위한 작업이 진행 중이며 이 역할의 주요 "경쟁자"는 핵 램프가 있는 가스상 원자력 엔진입니다. 여기서 방사성 물질은 밀봉된 플라스크에 들어 있으며 누출되지 않습니다. 제트 불꽃으로 밖으로 나갑니다.

전기 로켓 엔진(ERM)

화학적 추진기의 또 다른 잠재적 경쟁자는 전기 에너지를 사용하여 작동하는 전기 추진기입니다. 전기 추진은 전열, 정전기, 전자기 또는 펄스 방식일 수 있습니다.

창조의 역사

최초의 전기 추진 엔진은 1930년대 소련 디자이너 V.P.에 의해 설계되었습니다. Glushko는 그러한 엔진을 만드는 아이디어가 20 세기 초에 나타났습니다. 60년대에는 소련과 미국의 과학자들이 전기 추진 엔진 제작에 적극적으로 참여했으며 이미 70년대에 첫 번째 샘플이 우주선에서 제어 엔진으로 사용되기 시작했습니다.

설계 및 작동 원리

전기 로켓 추진 시스템은 전기 추진 엔진 자체로 구성되며 그 구조는 유형, 작동 유체 공급 시스템, 제어 및 전원 공급 장치에 따라 다릅니다. 전열 RD는 가열 요소 또는 전기 아크에서 발생하는 열로 인해 작동 유체의 흐름을 가열합니다. 사용되는 작동 유체는 헬륨, 암모니아, 히드라진, 질소 및 기타 불활성 가스이며 덜 자주 수소입니다.

정전기 RD는 콜로이드, 이온 및 플라즈마로 구분됩니다. 그 안에서 작동 유체의 하전 입자는 전기장으로 인해 가속됩니다. 콜로이드 또는 이온 RD에서 가스 이온화는 이온화 장치, 고주파 전기장 또는 가스 방전 챔버에 의해 제공됩니다. 플라즈마 RD에서 작동 유체(불활성 가스 크세논)는 환형 양극을 통과하고 음극 보상기가 있는 가스 방전 챔버로 들어갑니다. 고전압에서는 양극과 음극 사이에 스파크가 발생하여 가스를 이온화하여 플라즈마를 생성합니다. 전기장에 의한 가속으로 인해 양전하를 띤 이온이 노즐을 통해 고속으로 빠져나가고 전자는 보상기 음극에 의해 바깥쪽으로 제거됩니다.

전자기 추진기는 외부 또는 내부에 자체 자기장이 있어 작동 유체의 하전 입자를 가속합니다.

펄스 추진기는 방전의 영향으로 고체 연료를 증발시켜 작동합니다.

전기추진엔진의 장점과 단점, 사용범위

ERD의 장점은 다음과 같습니다.

높은 비임펄스(상한은 사실상 무제한);
낮은 연료 소비(작동 유체).

결점:

높은 수준의 전력 소비;
디자인 복잡성;
약간의 견인력.

오늘날 전기 추진 엔진의 사용은 우주 위성에 설치하는 것으로 제한되며, 태양 전지는 전력 공급원으로 사용됩니다. 동시에 우주 탐사를 가능하게 하는 발전소가 될 수 있는 엔진이 바로 이러한 엔진이므로 이를 이용한 새로운 모델을 만드는 작업이 많은 국가에서 활발히 진행되고 있습니다. 공상 과학 작가들이 우주 정복에 전념하는 작품에서 가장 자주 언급 한 것은 바로 이러한 발전소였으며 공상 과학 영화에서도 볼 수 있습니다. 현재로서는 전기 추진력이 사람들이 별까지 여행할 수 있다는 희망입니다.

코스 작업

이 주제에 대해:

" 전기 로켓 이온 엔진 "

전기로켓엔진의 일반이론(ERE)

전기 추진의 일반 원리

우주 비행사 K.E. Tsiolkovsky는 1911년에 처음으로 전기의 도움으로 제트 장치에서 방출되는 입자에 엄청난 속도를 부여하는 것이 가능하다는 아이디어를 표현했습니다. 나중에 이 원리에 기초한 엔진 종류를 전기 로켓 엔진이라고 부르게 되었습니다. 그러나 전기 추진에 대해 일반적으로 받아 들여지고 완전히 명확한 정의는 아직 없습니다.

물리 백과사전 사전에서 전기 추진 엔진은 작동 유체가 주로 전자기장에 의해 가속되는 이온화 가스(플라즈마)인 로켓 엔진입니다. 백과사전 "Cosmonautics"에서 - 이것은 우주선의 탑재 발전소에서 생성된 전기 에너지를 에너지원으로 사용하여 추력을 생성하는 엔진입니다. Polytechnic Dictionary는 전기 추진 정의의 세 번째 버전을 제공합니다. 전기에너지를 이용하여 작동유체를 고속으로 가속시키는 제트엔진입니다.

작동 유체를 가속하기 위해 전기 에너지를 사용하는 전기 로켓 엔진을 엔진이라고 부르는 것이 가장 논리적이며, 에너지 원은 우주선 (SC) 내부와 외부 모두에 위치할 수 있습니다. 후자의 경우, 에너지는 외부 소스로부터 가속 시스템에 직접 공급되거나 집중된 전자기 방사선 빔을 사용하여 우주선으로 전달됩니다.

전기 추진에 대한 이러한 견해는 우주 비행의 선구자인 Yu.V.도 공유했습니다. Kondratyuk, G. Obert, F.A. 잰더, V.P. 글루시코. Yu.V. Kondratyuk 1은 집중된 빛의 광선이 떨어지는 우주선과 흑연 분말과 같은 큰 하전 입자의 정전기 가속을 기반으로 하는 전기 제트 엔진을 고려했습니다. 동일한 연구는 플라즈마 접촉과 진공에서의 가속을 사용하여 전기역학적 질량 가속기(EDMA)의 효율성을 높이는 구체적인 방법을 나타냅니다. 1929년에 G. Oberth 2는 이온 엔진을 기술했습니다. 1929~1931년 처음으로 펄스 전열 전기 추진 엔진이 실험실에서 만들어지고 테스트되었으며, 그 저자는 로켓 엔진 건설 V.P.의 창시자였습니다. 글루시코. 그는 또한 "전기 로켓 엔진"이라는 용어를 제안했습니다.

그러나 그 당시에는 빛과 효율적인 에너지원이 부족하여 전기 추진에 대한 연구가 더 이상 개발되지 않았습니다. 이 작업은 1957년 우리나라에서 최초의 인공 지구 위성이 발사되고 1961년 소련 시민 Yu.A.가 우주로 첫 비행을 한 후 소련과 해외에서 재개되었습니다. 가가린. 이 기간 동안 S.P. Korolev 및 I.V. Kurchatov는 다양한 유형의 전기 추진 엔진에 대한 연구 개발 작업의 포괄적인 프로그램을 채택했습니다. 동시에 우주선을 위한 효율적인 에너지원(태양전지, 화학전지, 연료전지, 원자로, 방사성동위원소 소스)을 만들기 위한 작업이 시작되었습니다. 이 프로그램에서 공식화된 연구의 주요 방향은 지구 근처 우주의 산업 발전 문제를 해결하고 태양계의 과학적 연구를 지원하기 위해 설계된 과학적 기반의 개발과 고효율 전기 추진 시스템 모델의 생성이었습니다.

다음과 같은 과학적, 기술적 아이디어는 현대 전기 추진 이론의 형성에 가장 중요했습니다.

1957년 L.A.가 제안한 전기역학적 가속도의 원리 Artsimovich와 그의 협력자들은 기체 및 고체 작동 물질을 사용하는 펄스 전기 추진 엔진, 고정 고전류 전기 추진 엔진 등 다양한 클래스의 가속기의 기초로 사용되었습니다.

일관된 전기장에 의해 자화된 플라즈마에서 이온의 소산 가속 원리. 이 메커니즘은 방위각 전자 드리프트가 있는 플라즈마 엔진, 엔드 홀 추진기 및 어느 정도 전자기 플라즈마 가속이 있는 펄스 엔진에서 구현됩니다. 가장 일관된 형태로 이 가속 방법은 방위각 전자 드리프트가 있는 엔진의 최적 변형인 ALE(양극층 엔진)에서 구현됩니다. 원래 형태로 DAS의 아이디어는 A.V. 50년대 후반의 자리노프(Zharinov); 나중에 이 아이디어를 바탕으로 수많은 발명품이 추가되어 고효율 2단 및 1단 방위각 드리프트 엔진이 개발되었습니다.

미국에서는 G. Kaufman이 플라즈마 이온 엔진(PID)의 원리를 제안했는데, 이 엔진에서는 이온도 종방향 전기장에 의해 가속되지만 DAS와 달리 전자가 진동하면서 플라즈마 방전에서 사전 추출됩니다. 세로 자기장. 플라즈마 이온 엔진은 효율성과 수명이 높지만 성능 특성 제어 범위와 다양성이 DAS에 비해 뒤떨어집니다.

최근 우주 태양광 발전소의 설계 연구와 관련하여 외부 에너지원으로부터 에너지를 공급받는 전기 추진 방식에 대한 관심이 다시 부각되고 있습니다. K.E.의 아이디어 개발 Tsiolkovsky 및 Yu.V. 콘드라티육, G.I. Babat 1은 1943년에 지상이나 우주선에서 잘 집중된 마이크로파 방사선의 형태로 항공기에 전달되는 에너지를 사용할 것을 제안했습니다. 1971년에 A. Kantrowitz는 동일한 목적으로 레이저 방사선을 고려했습니다.

1975년 J. O. Neill은 우주 태양광 발전소 건설을 위해 전기역학적 질량 가속기(EDMA)를 사용하여 달 표면에서 물질을 우주로 수송할 것을 제안했습니다. 지구 근처 에너지 생산 인프라의 궤도 물체 건설.

저추력 추진 시스템의 특징

전기 추진 엔진에서 에너지원과 작동 물질을 분리하면 화학 엔진에 내재된 한계인 상대적으로 낮은 배기 속도를 극복할 수 있습니다. 그러나 반면에 온보드 에너지 원을 사용하는 경우 상대적으로 낮은 추력이라는 또 다른 제한이 필연적으로 발생합니다. 따라서 지금으로서는 가벼운 엔진, 전기추진 엔진 등의 특별한 경우를 고려하지 않는다면 약간의 가속도만 제공할 수 있는 저추력 엔진으로 분류되어야 하므로 외부에서 직접 다양한 운송 작업을 수행하는 데 적합합니다. 공간. 일반적으로 전기 추진 엔진은 저추력 우주 로켓 엔진입니다.

예를 들어, 엔진이 10N의 추력을 발생시킨다면; 우주선의 질량이 10톤이라면 우주선이 생성하는 가속도는 10" 3 m/s 2입니다. 즉, 약 10" 4 g 0 ( 가다 – 지구 표면의 자유 낙하 가속). 물론 이러한 엔진은 지구에서 인공위성 궤도로 우주선을 발사하는 데 적합하지 않습니다.

이러한 상황은 효율적인 레이저 엔진이나 전기역학적 질량 가속기가 만들어지면 바뀔 수 있으며, 그 독특한 특징은 에너지원이 반드시 우주선에 위치할 필요가 없다는 것입니다. 이 경우, 높은 배기 속도와 높은 가속도를 동시에 제공하는 전기 추진 엔진에 대해 이야기해야 합니다.

전기 추진 엔진의 다른 특정 기능을 우주 엔진으로 식별하기 위해 지구에 가까운 두 원형 궤도 사이의 전환 문제를 고려해 보겠습니다. Tsiolkovsky 방정식을 살펴 보겠습니다.

(1.1)

여기서 u"와 v는 각각 우주선 속도의 증가분과 작업 물질의 유속입니다. 모 –우주선의 초기 질량; 남 k = 남 o - 산 – 마지막 궤도의 질량 K A. 여기 티- 궤도 사이의 전환 시간; 티-작동 물질의 대량 소비. (1.1)에서 속도 증가

(1.2)

비행 중 우주선의 운동 에너지 변화는 다음과 같은 속도로 발생합니다.

전기추진엔진 세트와 작동유체저장공급시스템(SHiP), 자동제어시스템(ACS), 전원공급시스템(SPS)으로 구성된 복합체를 말한다. 전기 추진 시스템(EPS).

소개

가속을 위해 제트 엔진에 전기 에너지를 사용한다는 아이디어는 로켓 기술 개발 초기에 거의 나타났습니다. 그러한 아이디어는 K. E. Tsiolkovsky가 표현한 것으로 알려져 있습니다. -1917년에 R. Goddard가 첫 번째 실험을 수행했고, 20세기 30년대 소련에서 V.P. Glushko의 지휘 하에 최초의 작동 전기 추진 엔진 중 하나가 만들어졌습니다.

처음부터 에너지원과 가속물질의 분리로 인해 작동유체(PT)의 배기 속도가 빨라지고 우주선(SC)의 질량 감소로 인해 질량이 감소할 것으로 가정했습니다. 저장된 작동 유체의 질량. 실제로 다른 로켓 엔진과 비교하여 전기 추진 엔진은 우주선의 활성 수명(AS)을 크게 늘리는 동시에 추진 시스템(PS)의 질량을 크게 줄여서 우주선의 수명을 크게 늘릴 수 있습니다. 탑재량을 늘리거나 우주선 자체의 중량 치수 특성을 향상시킵니다.

계산에 따르면 전기 추진력을 사용하면 먼 행성으로의 비행 시간이 단축되거나(어떤 경우에는 비행이 가능하기도 함) 동일한 비행 시간으로 탑재량이 증가하는 것으로 나타났습니다.

고전류(전자기, 자기역학) 모터;
임펄스 모터.

ETD는 전기 가열(END) 엔진과 전기 아크(EDA) 엔진으로 구분됩니다.

정전기 엔진은 이온(콜로이드 포함) 엔진(ID, CD), 즉 단극 빔의 입자 가속기와 준중성 플라즈마의 입자 가속기로 구분됩니다. 후자에는 폐쇄형 전자 드리프트와 확장(UZDP) 또는 단축(UZDU) 가속 영역이 있는 가속기가 포함됩니다. 첫 번째 엔진은 일반적으로 고정 플라즈마 엔진(SPD)이라고 불리며 선형 홀 엔진(LHD)이라는 이름도 나타납니다(점점 덜 자주 사용됨). 서양 문헌에서는 홀 엔진이라고 합니다. 초음파 모터는 일반적으로 양극 가속 모터(LAM)라고 합니다.

고전류(자기플라즈마, 자기동역학) 모터에는 자체 자기장이 있는 모터와 외부 자기장이 있는 모터가 포함됩니다(예: 말단 장착형 홀 모터 - THD).

펄스 엔진은 방전 시 고체가 증발하여 생성된 가스의 운동 에너지를 사용합니다.

모든 액체와 가스 및 그 혼합물은 전기 추진 엔진의 작동 유체로 사용될 수 있습니다. 그러나 각 유형의 엔진에는 작동 유체가 있으며 이를 사용하면 최상의 결과를 얻을 수 있습니다. 암모니아는 전통적으로 ETD에, 크세논은 정전기에, 리튬은 고전류에, 불소수지는 펄스에 사용되었습니다.

크세논의 단점은 연간 생산량이 적기 때문에(전 세계적으로 연간 10톤 미만) 가격이 비싸다는 것입니다. 이로 인해 연구자들은 비슷한 특성을 가지지만 가격이 더 저렴한 다른 RT를 찾아야 합니다. 아르곤은 주요 대체 후보로 간주되고 있다. 또한 불활성 가스이지만 크세논과 달리 원자 질량이 낮고 이온화 에너지가 더 높습니다. 가속된 질량 단위당 이온화에 소비되는 에너지는 효율성 손실의 원인 중 하나입니다.

간략한 기술 사양

전기 추진 엔진은 낮은 RT 질량 유량과 가속된 입자 흐름의 높은 유출 속도를 특징으로 합니다. 배기 속도의 하한은 화학 엔진 제트의 배기 속도의 상한과 거의 일치하며 약 3,000m/s입니다. 상한은 이론적으로 빛의 속도 내에서 무제한이지만, 유망 엔진 모델의 경우 속도는 200,000m/s를 초과하지 않는 것으로 간주됩니다. 현재 다양한 유형의 엔진에 대한 최적의 배기 속도는 16,000~60,000m/s로 간주됩니다.

전기 추진 엔진의 가속 과정은 가속 채널의 낮은 압력에서 발생하기 때문에(입자 농도는 10 20 입자/m3을 초과하지 않음) 추력 밀도가 매우 낮아 전기 추진 엔진의 사용이 제한됩니다. : 외부 압력은 가속 채널의 압력을 초과해서는 안 되며 우주선의 가속도는 매우 작습니다(10분의 1 또는 100분의 1까지) g ). 이 규칙의 예외는 소형 우주선의 EDD일 수 있습니다.

전기 추진 엔진의 전력 범위는 수백 와트에서 메가와트에 이릅니다. 현재 우주선에 사용되는 전기 추진 엔진의 출력은 800~2,000W입니다.

전망

전기로켓 엔진은 액체연료 로켓에 비해 추력은 낮지만 장시간 작동이 가능하고 장거리를 천천히 비행할 수 있다.