Космические двигуни третього тисячоліття

Космические двигуни третього тысячелетия

Валентин Подвысоцкий Достижения в освоєнні космічного простору залежать від міри розвитку рухових систем. Визначальним чинником ефективності двигунів космічних апаратів, є їхньою енергетичні характеристики. По виду використовуваної енергії рухові установки поділяються чотирма типу: термохимические, ядерні, електричні, солнечно-парусные. Нині основою космонавтики є потужні термохимические двигуни. Електричні і ядерні установки перебувають у стадії розвитку, у майбутньому зможуть знайти широке використання у космічної техніці. Те ж саме згадати і солнечно-парусных двигунах та інших перспективних силових установках.

В цій статті розглядається новим типом двигунів, працівників кінетичною енергії космічного апарату (чи зустрічного потоку речовини, залежно від вибору системи координат). Принцип дії двигуна грунтується на захопленні і гальмуванні зустрічного потоку речовини. Захоплене речовина потрапляє всередину двигуна. У результаті його гальмування, виділяється енергія. Частина цієї енергії, тим чи іншим чином, можна використовувати з прискорення бортових запасів реактивної маси. При певних умов, реактивна сила тяги перевищує силу гальмування, і космічний апарат збільшує швидкість польоту. Швидкість космічного апарату зростає, яке маса, імпульс і кінетична енергія зменшуються (відповідно до законами сохранения).

Возможны різні варіанти рухових установок нових типів. Наприклад, кінетичний двигун, у якому відбувається безпосереднє перетворення частини кінетичній енергії зустрічного потоку газу енергію робочого тіла. Цей двигун складається з таких, об'єднаних за одну конструктивне ціле частей:

массозаборника, і диффузора, для гальмування захопленого газу;

камеры, в якої нагрітий, внаслідок гальмування, до дуже високою температури газ змішується під робочою тілом;

реактивного сопла, крізь який, розширяючись, минає отримана суміш.

Кинетический двигун можна використовувати при польотах у атмосфері планет-велетнів. Припустимо, космічний апарат летить у верхніх шарах атмосфери Урана, зі швидкістю 20км/с. Космічний апарат перебуває у аеродинамічній тіні розтруба массозаборника. Через массозаборник, всередину двигуна потрапляє 1 кг водню. Його кінетична енергія 200тыс. кДж, імпульс 20тыс. кг?м/с. ККД двигуна 70%. Через війну гальмування захопленого газу, його кінетична енергія перетворюється на теплову енергію. Щоб самому отримати максимальну питому тягу, витрата робочого тіла має становити 2,422 кг. Розпечений водень змішується під робочою тілом, і яка утворювалася суміш у кількості 3,422 кг, минає через реактивне сопло. Її кінетична енергія 140тыс. кДж, швидкість закінчення 9045м/с, імпульс 30 955 кг? м/с. Якщо різницю імпульсів (10 955кг?м/с), розділити на витрата робочого тіла (2,422кг), одержимо ефективну швидкість закінчення 4523м/с. Якщо ефективну швидкість закінчення на коефіцієнт 9,81м/с², одержимо питому тягу 460с.

Эффективность массозаборника значно зросте, якщо забезпечити двигун джерелом магнітного поля (соленоидом). Рух частинок плазми впоперек силових ліній магнітного поля утруднено, і магнітне полі ж виконує функцію воронки, спрямовуючої потоки заряджених частинок в двигун. Через війну, ефективне перетин массозаборника може підвищитися в тисячі разів. З іншого боку, з’явиться додатковий енергетичний ефект. Магнітна воронка ж виконує функцію своєрідного фільтра, спрямовуючи в двигун лише які мають значної енергією іонізовані частки. Усередині двигуна іонізований газ змішується під робочою тілом. Відбувається гальмування і рекомбінація захоплених частинок, виділяється значну кількість тепла. Таким образам, бортові запаси робочого тіла будуть нагріватися як з допомогою кінетичною енергії захопленого газу, але і завдяки його хімічної енергії. Оскільки, яка утворювалася газова суміш складається переважно з нейтральних частинок, магнітне полі двигуна нічого очікувати перешкоджати її завершені через реактивне сопло.

Кинетический двигун, оснащений магнітної воронкою, можна використовувати при польотах в атмосфері планет земної групи. На висоті близько 300 км над Землею, концентрація іонізованих частинок сягає максимального значення (приблизно 1 млн іонів кисню в 1см³). Для захоплення щомиті 1 кг плазми, при швидкості польоту 8км/с, потрібна магнітна воронка діаметром близько 110 км. Створення ж такої воронки, пов’язаний з певними труднощами. Втім, щільність плазми значно зростає у періоди активності Сонця. З іншого боку, можна використовувати штучні джерела плазми. В багатьох випадках, досить використовувати магнітну вирву значно меншого диаметра.

С метою дослідження магнітного поля Землі, проводилися досліди зі створення штучної комети. Супутник ИРМ, створений інститутом їм. Макса Планка, випустив в розквіті 110 тисячі кілометрів, хмару заряджених частинок барію. Хмару спочатку було зеленим, а ще через півхвилини стало фіолетовим з допомогою іонізації під впливом сонячних променів. Через 8 хвилин від хмари протягнувся хвіст на 20 тисяч кілометрів, а швидкість частинок барію під тиском сонячних променів досягла кілька десятків кілометрів на секунду. Зростання щільності газу, підвищить ефективність магнітної воронки. З іншого боку, під тиском сонячних променів, зростає швидкість і енергія що надходить двигун газу. Такий спосіб доцільно застосовувати на навколоземних орбітах, й у центральних областях Сонячної системы.

Следующий спосіб залежить від використанні розпечених газів, викинутих з реактивного двигуна, встановленого іншою космічному апараті. Можна організувати політ в такий спосіб, щоб космічні апарати рухалися назустріч одна одній. Така схема можна використовувати для доставки вантажів на навколоземну орбіту. Припустимо, на навколоземній орбіті рухається космічна станція, викидаючи собі потік плазми. Космічний апарат доставляється багаторазовим носієм на задану висоту, й починає рухатися назустріч потоку плазми, з допомогою кінетичного двигуна. Носій повертається на Землю.

Ставиться завдання, збільшити швидкість космічного апарату з 0км/с до 8км/с. Швидкість космічної станції 8км/с, швидкість закінчення плазми 10км/с. Через війну складання швидкостей, швидкість що надходить двигун плазми зростає 18км/с до 26км/с. При ККД кінетичного двигуна 70%, і оптимальному режимі його роботи, маса космічного апарату зменшиться зі 100 т до 20 т. Маса робочого тіла 80 т, обсяг 40м³ (при щільності 2000кг/м³).

Предположим, тривалість розгону 400 секунд, середня витрата бортових запасів робочого тіла 200кг/с. Ракетний двигун космічної станції загалом повинен витрачати щонайменше 83кг/с маси. При швидкості закінчення 10км/с це відповідає потужності більш 4млнкВт. До сформування потоку плазми такий потужності, можна використовувати термоелектричний двигун, із сонячною чи ядерної энергоустановкой. За деякими оцінками, питома маса таких систем, приблизно 1кг/кВт. Отже, маса космічної станції становитиме щонайменше 4000 т. Якщо корисного навантаження космічного апарату 5 т, така транспортна система забезпечить вантажопотік порядку 500 т на добу (з огляду на те, що половині ресурсів є і часу, витрачається корекцію орбіти станции).

Для багаторазового використання кінетичних двигунів, необхідно створити недорогий атмосферно-космический апарат, здатний повертатися на Землю. Його повернення то можна організувати в такий спосіб, щоб аеродинамічна сила була спрямована до центра Землі, перешкоджаючи передчасному виходу апарату з атмосфери. Апарат зможе його зробити кілька витків навколо Землі, рухаючись на оптимальної висоті у верхніх шарах атмосфери, зі швидкістю значно перевищує першу космічну. У цьому надлишок тепла приділятимуть з допомогою випромінювання, швидкість польоту поступово зменшиться, без стресів від перенесених перегріву конструкції. Це дозволить спростити теплозащиту, знизити необхідний запас міцності. Через війну зменшиться маса кафе і вартість атмосферно-космического апарату, збільшиться його служби. Після погашення надлишкової швидкості польоту, потрібно направити аеродинамічну силу у напрямі. Це можна здійснити з допомогою повороту апарату навколо подовжньої осі на 180°, чи шляхом зміни геометрії його несучих поверхонь (крыльев).

Указанный вище вантажопотік, значно перевищує потреби найближчого майбутнього. Мабуть, реалізація таких транспортних систем зможе здійснюватися у рамках програм космічної енергетики. Основне завдання полягає у створенні потоку плазми (а не пересуванні космічної станції просторі). Тому, велика маса кафе і розміри енергоустановки та ракетної двигуна, є нездоланним перешкодою. Більше серйозні проблеми поповнення запасів маси. При грузопотоке 500 т витрати маси створення потоку плазми, перевищують 7000 т. Втім, якщо доставляти масу з Місяця, видатки її транспортування становитимуть трохи більше 15…20% загальних витрат энергии.

Интересный спосіб розгону з допомогою реактивної струменя, політ у кільватері іншого космічного апарату, на оптимальній відстані. Такий політ може бути, якщо «провідний» апарат оснащений ракетним двигуном, зі швидкістю закінчення газів десятки кілометрів на секунду. Лише цього разі кінетичний двигун, встановлений на «відомому» космічному апараті, розвиватиме досить високу питому тягу. Захоплений газ складається з часток отримують за високим рівнем іонізації, при рекомбінації яких вирізняється дуже багато додаткової енергії. Отже, при швидкості захопленого газу 20км/с, максимально можлива питома потяг кінетичного двигуна значно вища 460с (при ККД 70%).

Кроме кінетичного двигуна, можливі інші виходи рухових установок нового типу. Наприклад, двигун ЭОЛ. Цей двигун складається з массозаборника, МГД-генератора і электрореактивного рушія. Принцип дії наступний. Захоплений магнітної воронкою іонізований газ проходить через канал МГД-генератора і крізь реактивне сопло, випливає назовні. При частковому гальмуванні газу каналі МГД-генератора, виробляється електричний струм, який спричиняє дію реактивний рушій і всі бортові системи. Сила тяги электрореактивного рушія, перевищує силу, виникає внаслідок гальмування газу всередині каналу МГД-генератора. Через війну, космічний апарат збільшуватиме швидкість польоту, відкидаючи частину свого массы.

Чтобы отримати найбільшу питому тягу, відпрацьований газ повинен спливати з реактивного сопла зі швидкістю, рівної швидкості закінчення робочого тіла з реактивного рушія. До сформування сили тяги доцільно використовувати термоелектричні рушії. У цих движителях електричний струм нагріває робоче тіло до високої температури, внаслідок швидкість закінчення може становити кілька десятків кілометрів на секунду. Регулюючи температуру робочого тіла, можна регулювати його закінчення. З іншого боку, термоелектричний рушій розвиває значну силу тяги.

Плотность міжпланетної середовища змінна величина, і може коливатися на вельми широких межах. При незначною щільності близько 10−17кг/м³, ефективність вхідного устрою буде низькою. Щоб якось забезпечити надходження щомиті близько 1 кг плазми, при швидкості польоту 50км/с, потрібна магнітна воронка діаметром близько 1600 км. Створення подібного устрою є дуже проблематичним. Вочевидь, в міжпланетному просторі застосування двигуна ЭОЛ можна, лише за наявності відповідних сприятливих обставин. Ці обставини, можуть бути внаслідок різних космічних процесів, чи створюватися штучним путем.

При проходженні ядра комети поблизу Сонця, утворюється газово-пылевое хмару. Гази, у тому числі воно полягає, ионизируются під впливом сонячних променів і може бути захоплено магнітної воронкою. Крім твердого ядра розміром 10…50км, у структурі комет виділяють газово-пылевую оболонку (розміри досягають іноді 2млн км), і хвіст (він простирається іноді на 150млнкм). Якщо великі та малі планети обертаються навколо Сонця одному напрямку, то комети не дотримуються ніяких правил. Зокрема, комета Галлея рухається практично назустріч Землі. Під час чергового проходження комети Галлея поблизу Сонця березні 1986 року, автоматичні міжпланетні станції «Вега-1» і «Вега-2» пролетіли з відривом лише кілька тисячі кілометрів від ядра, через щільну газово-пылевую оболонку зі швидкістю близько 80км/с.

Предположим, середня щільність плазми в газово-пылевом хмарі 10−14кг/м³. Магнітна воронка діаметром близько 40 км, забезпечить щомиті надходження 1 кг плазми. При швидкості 80км/с, кінетична енергія 1 кг плазми 3200тыс.кДж. При загальному ККД системи «магнітна воронка — МГД-генератор» 70%, одержимо 2240тыс. кДж електричного струму. У тому числі 50тыс. кДж, витрачає холодильна установка. Інші 2190тыс. кДж витрачає электрореактивный рушій. При ККД рушія 70%, кінетична енергія реактивної струменя становитиме 1533тыс.кДж. Припустимо, струмінь реактивного рушія минає зі швидкістю 25 740м/с, її маса 4,628 кг (імпульс прискорення 119 125 кг? м/с). Захоплена плазма проходить через канал МГД-генератора, і випливає в міжпланетне простір зі швидкістю 25 740м/с, її маса 1 кг (імпульс гальмування 54 260 кг? м/с). Якщо прирощення імпульсу (64 865кг?м/с) на витрата бортових запасів реактивної маси (4,628кг), одержимо ефективну швидкість закінчення (14 016м/с). Якщо ефективну швидкість закінчення, на коефіцієнт 9,81м/с², одержимо питому тягу 1430с. Тягове зусилля рухової системи 6618 кг.

Принимая масу космічного апарату рівної 500 т, отримуємо прискорення 0,130м/с². Якщо протяжність газово-пылевого хмари 1 млн км, тривалість роботи рухової установки приблизно 210 хвилин (за відносної середньої швидкості польоту 80км/с). Загальне прирощення швидкості становитиме лише 1625м/с. Тягове зусилля рухової установки (прискорення космічного апарату) можна значно збільшити, з допомогою деякого зниження удільної тяги. Простий розрахунок показує таке. Якщо збільшити ежесекундный витрата бортових запасів реактивної маси удесятеро (46,28кг/с), питома потяг зменшиться в 2,1 разу (670с). Тягове зусилля зросте у 4,7 разу (31 000кг). Прискорення космічного апарату становитиме 0,608м/с², загальне прирощення швидкості близько 7600м/с.

В процесі роботи рухової установки, потрібно забезпечити відвід від її частин, певної кількості теплової енергії. Припустимо, цю енергію дорівнює 160тыс. кДж (чи 5% кінетичною енергії захопленої плазми). У космічному просторі відвід тепла можлива лише випромінюванням (енергетична світність пропорційна четвертого ступеня температури). Якщо тем-пература випромінюючої поверхні дорівнюватиме 400К, площа випромінюючої поверхні становитиме 110тыс. м². Отже, система відводу тепла, а то й найважча, то сама громіздка частина енергоустановки. З іншого боку, висока ймовірність влучення метеоритів, що може змінити нормальну роботу системи. Великі розміри змушують збільшувати швидкість руху теплоносія, що обмежує розміри випромінюючої поверхні, отже, і потужність энергоустановки.

В двигуні ЭОЛ проблема відводу тепла вирішується значно більше ефективно. Таку можливість йому з’являється у результаті прямого (безпосереднього) перетворення, що становить головну особливість МГД-генератора, яка відрізняє його від электромашинного генератора. Частини двигуна ЭОЛ, працюють при різною температурі. Найменш гаряча частина це соленоид магнітної воронки, трохи вища температура МГД-генератора, і найбільш гаряча частина це термоелектричний рушій. Потік теплоносія можна направити спочатку для охолодження більш холодних, потім більш гарячих частин рухової системи, маршрутом: магнітна воронка — МГД-генератор — термоелектричний движитель.

Предположим, в кінці циклу охолодження (на виході з охолоджувальній сорочки термоелектричного рушія), температура теплоносія дорівнює 1200К. Площа випромінюючої поверхні становитиме 1360м². Її можна додатково зменшити з допомогою холодильної установки. При витратах енергії 50тыс. кДж, холодильна установка збільшить температуру теплоносія до 1575К (не враховуючи ККД холодильної установки). Сумарна енергія теплового випромінювання становитиме 210тыс. кДж (160тыс.кДж + 50тыс. кДж), площа випромінюючої поверхні зменшиться до 600м².

Возникновение досить великої (із високим щільністю плазми) газово-пылевого хмари, досить рідкісне явище. Наведений вище приклад служить переважно для ілюстрації можливостей двигуна ЭОЛ. Більше сприятливі умови щодо його постійного застосування, в системах планет-велетнів. Щільність газу системі планет-велетнів явно вище, як її межами. Перша космічна швидкість для Юпітера близько 60км/с. Оскільки питома потяг двигуна ЭОЛ прямо пропорційна швидкості польоту, її максимально можливе значення (при ККД 70%), становитиме щонайменше 1070с (1430с?60/80). Що ж до прискорення космічного апарату (що залежить від щільності оточуючої плазми і діаметра магнітної воронки), при польотах в системах планет-велетнів, його величина немає вирішального значення. Космічний апарат зможе залишити систему планети-гіганта, як отримає другу космічну скорость.

Конечной метою систематичних польотів до різним космічним об'єктах, є освоєння цих об'єктів. У віддаленому майбутньому, тут можна розмістити і використовуватиме формування потоку плазми, електричні ракетні двигуни (ЕРД). На космічних базах штучного чи природного походження, можуть працювати ЕРД практично будь-який потужності. Наприклад, лежить на поверхні Місяця можна побудувати ядерну чи сонячну електростанцію, і прихилити потрібну кількість ЕРД різних типів. З їхньою допомогою, космічний апарат зможе здійснити посадку на Місяць, злет з Місяця космічне пространство.

Эти маневри можуть здійснюватися практично без витрат бортових запасів робочого тіла; невеликі витрати робочого тіла знадобляться тільки до стабілізації становища космічного апарату у просторі, і корекції його курсу. Такий результат, характеризується досить великої потужності МГД-генератора, коли сила, що виникає внаслідок гальмування потоку плазми, перевищує силу тяжіння Місяця. При недостатню потужність МГД-генератора, вироблену електричний струм буде забезпечувати дію реактивний рушій. І тут, космічний апарат здійснить злет — і посадку, з допомогою бортових запасів робочого тіла. Сила, що виникає внаслідок гальмування плазми, і сила тяги электрореактивного рушія, діятимуть щодо одного направлении.

ЭРД з низькою швидкістю закінчення робочого тіла (электротермические) забезпечать запуск космічних апаратів із поверхні Місяця, польоти з Місяця на Землю і навпаки, посадку на поверхню Місяця. ЕРД із швидкістю закінчення робочого тіла (електромагнітні; електростатичні), використовуватимуться переважно задля забезпечення особливо складних та далеких космічних полетов.

Для створення потоку плазми, ЕРД можна розмістити лежить на поверхні тих небесних тіл Сонячної системи, які внаслідок невеличкий сили тяжкості немає щільною атмосфери. Це найменші планети Меркурій, Марс і Плутон, природні супутники більш великих планет, і навіть астероїди і комети. Освоєння всіх планет Сонячної системи може здійснюватися з допомогою таких ракетно-космічних комплексів, як у Місяці. Єдине виняток Венера, що має щільна атмосфера немає і природних спутников.

В міжпланетному просторі, потрібні інші джерела надходження речовини: штучна комета, реактивна струмінь космічного апарату, ядерний вибух тощо. Коли борту космічного апарату розмістити ядерні заряди, з допомогою можна здійснювати будь-які маневри та пересування. За необхідності, ядерний вибуховий пристрій підривається на оптимальній відстані від космічного апарату. Для зменшення швидкості що виникла у вибуху плазми, вибухове пристрій споряджається балластными речовинами. Їх кількість повинна бути такою, щоб у результаті не утворилися тверді частки. Чи потрібно використовувати систему знищення (відхилення) метеоритів. З’являється реальна можливість поповнити запаси маси з допомогою практично будь-яких матеріалів. На борту можна зберігати лише ядерні заряди, а запаси баластових речовин поповнювати під час експедиції (на будь-якому космічному объекте).

Ядерные вибухові пристрої можна попередньо розмістити вздовж траєкторії польоту космічного апарату. У цьому вийде розганяти масу самих вибухових пристроїв. Вибух іде за рахунок спеціальному сигналу, коли космічний апарат пролетів поблизу вибухового пристрою, і пішов від цього на деяке відстань. Продукти вибуху (плазма із високим щільністю), захоплюють магнітної воронкою. Сила, що виникає під час гальмування захопленої плазми в каналі МГД-генератора, і сила тяги электрореактивного рушія, можуть діяти у одному напрямку (той самий результат можна було одержати, використовуючи інші штучні джерела). Основна проблема під час використання вибухових пристроїв, нерівномірність одержуваного потоку плазми. Для ефективної роботи двигуна ЭОЛ, може знадобитися потужний бортовий акумулятор електричного тока.

Если вдасться вирішити проблеми, швидкість космічного апарату визначатися лише кількістю вибухових пристроїв. Вибухові устрою можуть бути з уніфікованого ядерного (термоядерного) заряду, і оболонки різної маси. У результаті, яка утворювалася плазма рухатиметься із швидкістю при кожному вибуху. Політ організується те щоб в останній момент прольоту апарату біля кожного вибухового пристрою, створений у результаті потік плазми рухався щодо апарату з певною оптимальної скоростью.

Допустим, космічний апарат масою 10 т, розганяється до швидкості 20тыс. км/с. При кожному вибуху, плазма рухається щодо апарату, з середньої швидкістю 1100км/с. У каналі МГД-генератора, її швидкість зменшується до 100км/с. З урахуванням зростання швидкості апарату від 0км/с до 20тыс. км/с, среднеквадратическая швидкість плазми приблизно 12тыс. км/с. Якщо на тягу электрореактивного рушія, для розгону апарату необхідно пропустити через канал МГД-генератора близько 200 т плазми. Вибух то, можливо організований в такий спосіб, щоб переважна більшість плазми рухалася у двох протилежних напрямах. Якщо космічний апарат перебуває в відстані, рівному діаметру магнітної воронки, кількість захопленої плазми може становити 50%. Отже, сумарна маса вибухових пристроїв щонайменше 400 т. З урахуванням среднеквадратической швидкості, сумарна енергія вибухів 2,88?1016кДж (у тротиловому еквіваленті 6,9тыс. Мт).

В справжнє час людство має достатнім потенціалом для вибухових пристроїв зазначеної сумарною потужності. Наприкінці 1980 року, за оцінками експертів ООН, сумарна потужність ядерної зброї світі становила 13тыс. Мгт. Вочевидь, у майбутньому, буде можливості розміщення вздовж траєкторії польоту космічного апарату більш 400 т вантажу. Черга за створенням двигуна ЭОЛ з досить високими характеристиками. Виникаючі у своїй технічні проблеми значно менше, аніж за створенні іншого двигуна аналогічного призначення. Є також підстави вважати, що вартість запуску міжзоряного апарату з допомогою двигуна ЭОЛ, може бути найнижчою серед інших всіх конкуруючих схем.

Список литературы

Для підготовки даної роботи було використані матеріали із російського сайту internet.