Двигатель — едва ли не самое важное в космическом аппарате. Без возможности активно маневрировать, набирать скорость и тормозить нельзя выбраться дальше околоземной орбиты, да и на орбите приходится бороться с различными уводящими аппарат в сторону эффектами. За прошедшие с момента запуска первого спутника почти шестьдесят лет технологии заметно шагнули вперед, и одними ракетами все давно не ограничивается.
— Ракетный двигатель
Принцип работы ракетного двигателя известен нам как минимум с 30-х годов прошлого века, а как максимум — со времен Древнего Китая. Конечно, бамбуковые ракеты, движимые энергией горения черного пороха, для космоса непригодны, но вот уже двигатели американца Роберта Годдарда (1926 год), россиянина Фридриха Цандера (СССР, рубеж 1920-х и 1930-х годов) или немца Германа Оберта (1930 год) работали на паре «жидкое топливо + окислитель» и уже имели узлы, без которых не обходится любой современный ракетный двигатель. Ракетный двигатель создает тягу при сжигании топлива: в соответствии с законом сохранения импульса движимый им аппарат приобретает импульс, равный импульсу выходящих в сопло продуктов сгорания. Отсюда можно определить рецепт увеличения тяги: сжигать больше топлива или добиться более высокой скорости реактивной. Установленный в двигателе турбонасосный агрегат раскручивает лопасти насосов при помощи жаростойкой газовой турбины, а насосы закачивают топливо и окислитель в камеру сгорания. Большой поток топлива и окислителя приводит к интенсивному сгоранию и выбросу мощной струи раскаленных газов. Теоретически при сжигании керосина в кислороде можно получить температуру до 3500 °С и добиться истечения струи со скоростью около трех километров в секунду — практические результаты сейчас близки к теории. Пары водород-кислород или гидразин — тетраоксид азота, два других часто используемых сочетания, дают сопоставимые значения, и это объясняет как достоинства, так и недостатки традиционных ракет.
Достоинством этого двигателя является его мощность, достигаемая сжиганием огромного объема топлива, ограниченная только размерами камеры сгорания. На американском «Сатурне-V» стояли двигатели F1, которые сжигали в единственной камере свыше полутора тонн кислорода и почти тонну керосина ежесекундно. Такое потребление давало тягу более 700 тонна-сил, а пять F1 с успехом доставляли ракету к Луне. Созданные позже советские РД-170 уступали по объему камеры сгорания, но зато камер было сразу четыре — их планировали использовать на сверхтяжелой ракете «Энергия» (носитель «Бурана»), которая могла бы вывести в космос до ста тонн полезной нагрузки. По сей день начальный этап любого космического полета, хоть на геостационарную орбиту, хоть к Плутону, совершается при помощи ракетных двигателей: ни один другой даже близко не приближается к требуемым для развития космической скорости. Но где достоинства, там и недостатки. Экстремальные условия в камере сгорания приводят к тому, что даже многочисленные инженерные хитрости вроде охлаждения стенок подаваемым топливом или отсекания от них основной горячей струи более «холодной» струей от турбонасоса не позволяют добиться сколько-нибудь продолжительной работы в сочетании с высокой надежностью. А внедрение в сплавы жаростойких добавок вплоть до металлов платиновой группы все равно не гарантирует успеха запуска ракеты: доля аварий у всех основных производителей в мире колеблется в районе нескольких процентов. Представьте, какова была бы авиация, если бы даже каждый сотый рейс заканчивался взрывом или падением самолета!
Изготовленные уже не для старта с Земли, а для полета в безвоздушном пространстве ракетные двигатели имеют не столь экстремальные параметры, но все равно регулярно подводят. Российские разгонные блоки ДМ и «Фрегат», например, имеют долю отказов в районе от одного до трех процентов. Последняя авария произошла в 2014 году, когда «Фрегат» вывел на нецелевую орбиту два спутника европейской навигационной системы Galileo. Хотя нельзя сказать, что российские блоки как-то особо ненадежны: американский Centaur отказывал больше десятка раз на двести с лишним запусков.
Статистическая оговорка: как можно заметить, многие числа нами указываются приблизительно. Это обусловлено тем, что говорить о точных значениях зачастую нельзя. Скажем, разгонные блоки многих семейств производятся с 1960-х годов с целым рядом модификаций, и обобщать статистику запусков за все время затруднительно. Тяга двигателя немного зависит от атмосферного давления, а температура сгорания топлива — от его состава и режима работы двигателя.
Ракетные двигатели крайне неэкономичны. Их КПД уступает паровозному: мы вынуждены тратить гигантские запасы горючего с окислителем для достижения цели. Хуже того, наши затраты нелинейно растут с увеличением дельта-V, той скорости, которую должен приобрести наш космический аппарат для достижения цели. Чтобы попасть к Луне и вернуться, потребовался уже упоминавшийся «Сатурн-V»; полет же к звездам или хотя бы к Облаку Оорта за разумное время потребует ракет, габариты которых выходят как за пределы возможностей современных технологий, так и за рамки здравого смысла.
— Ионы и плазма
Если снова обратиться к закону сохранения импульса, то становится ясно: чем быстрее покидает двигатель струя вещества, тем он эффективнее. Получить скорость струи свыше нескольких километров в секунду сжиганием чего-либо невозможно, однако двигатели, работающие на частицах со скоростью в десятки км/с, уже существуют. Они — ионные. Суть ионного двигателя заключается в том, что сначала газ превращается в плазму, смесь положительно заряженных ионов с электронами. Далее заряженные частицы разгоняются электромагнитным полем и выбрасываются наружу — таким образом удается разом обойтись без экстремальных условий внутри двигателя и превзойти скорость истечения продуктов даже самых «жестких» химических реакций вроде сжигания лития в атмосфере фтора. Правда, назвать ионные двигатели идеальными тоже нельзя. При более-менее достижимой на сегодня электрической мощности — а это, как правило, не более киловатта — их тяга не превышает считанных граммов. Двестикиловаттный VASIMIR, который одно время планировали поставить на МКС, выдавал на испытаниях в вакуумной камере около пяти ньютонов тяги — этого было бы достаточно для отрывания от Земли груза в полкилограмма. Даже в предположении, что ионному двигателю не мешает работать атмосфера, поднять с космодрома хотя бы свой собственный вес такое устройство не сможет. Но в дальнем космосе этого и не требуется. Там важна экономичность и надежность — то, чем как раз отличаются ионные двигатели. Многие из них способны буквально годами работать бесперебойно, а в пересчете на килограмм потраченного рабочего тела (говорить «топливо» уже не очень корректно, ведь ничего не сжигается) они дают намного больший результат. Аппараты на ионных двигателях поначалу отстают от взявших быстрый старт ракетных аналогов, но ракетного топлива хватает от силы на несколько часов, а ионный «мотор» растягивает запас инертного газа в баке на годы. Медленно, буквально по миллиметру в секунду, прибавляя скорость, «черепаха» на ионной тяге сначала догоняет, а потом и перегоняет ракетного «зайца» с опустевшими баками.
Аппарат «Рассвет», летавший к Весте и Церере, японская миссия «Хаябуса» по доставке на Землю образца астероидного грунта, российские двигатели для геостационарных спутников — все это далеко не полный перечень ионных и плазменных установок в космосе. Плазменные представляют собой вариант ионных: в них ионизированный газ ускоряется не при помощи электродов, а выходит наружу с большой скоростью после разогрева тем или иным способом. Существуют проекты мощных ионных или плазменных двигателей с электропитанием от большого массива солнечных батарей или ядерного реактора. Возможно, уже в ближайшие десятки лет мы получим установки, способные в разы сократить сроки перелетов между планетами. Разработка двигательной установки с ядерным реактором ведется в России силами предприятий Росатома и, по сообщениям осени 2016 года, может быть готова к испытаниям уже к концу 2018 года. Подобным же проектом занимаются и в Китае. А еще есть проекты плазменных двигателей, которые будут использовать в качестве рабочего тела водяной пар. Воду можно получать, используя астероиды или лунный грунт. Это разом решит проблему и дозаправки вдали от Земли, и дороговизны выведения на орбиту. Упомянутые выше ограничения ракетных двигателей ведут к тому, что сегодня килограмм груза даже на самой низкой орбите стоит тысячи долларов, а доставка на геостационарную орбиту сопоставима по цене с изготовлением такого же по массе спутника из чистого золота!
— Паруса
Идеальный двигатель должен по возможности весить как можно меньше, иметь нулевой расход топлива и полное отсутствие частей, которые могут сломаться во время работы. И подобные устройства существуют. Речь о парусах, призванных либо поймать поток заряженных частиц от Солнца, либо потянуть космический аппарат вперед под давлением света. В первом случае парус предполагается делать из тонких проволочек, создающих вокруг себя электрическое поле, а во втором случае сгодится любой легкий и блестящий материал вроде металлизированного пластика. Примечательно, что концепция солнечного паруса если не опередила появление жидкостного ракетного двигателя, то возникла примерно тогда же. В 1900 году Петр Лебедев впервые исследовал эффект давления солнечного света, а в 1920-х идея использовать это явление для движения космических аппаратов была озвучена Фридрихом Цандером. Тем самым, который разработал советский жидкостный ракетный двигатель. На практике «солнечным парусником» стал японский аппарат IKAROS в 2010 году, за ним последовал собранный американским «Планетарным сообществом» зонд Light Sail-1. Два других экспериментальных спутника, Cosmos-1 и NanoSail-D, пытались запустить в 2005 и 2008 годах, но оба раза подвели ракеты — один раз российская «Волна», а во второй — уже Falcon 1 Илона Маска. Кроме того, эффект давления света использовал вполне обычный межпланетный зонд MESSENGER, летевший к Меркурию. Для корректировки его курса инженеры предпочли использовать отражение солнечных лучей от блестящей поверхности солнечных батарей аппарата. Тяга в итоге получалась очень маленькой, но зато ей можно было очень точно управлять, для маневрирования не требовалось топлива и сберегался ресурс ракетных двигателей.
Отдельно стоит упомянуть и т.н. электрический парус: его толкает вперед взаимодействие электрического поля тонких проволочек с летящими от Солнца заряженными частицами. И первенство в этой области принадлежит не одной из признанных космических держав, а Эстонии: собранный в Университете Тарту ESTCube-1 вышел на орбиту в 2013 году и проработал два года. Правда об успехе эстонцев надо упоминать «со звездочкой»: раскрыть электрический парус им не удалось. Но сейчас эстонские инженеры работают над следующим аппаратом, ESTCube-2. Может, все-таки успеют стать по-настоящему первыми. Электрические паруса менее эффективны в сравнении с солнечными, однако они требуют куда меньше материала (тонкие проволоки вместо сплошной пленки). Легкие и компактные, они подходят для долговременных миссий — например, есть проект «электрического парусника» к Урану. Он сможет достичь этого ледяного гиганта всего за шесть лет. Для сравнения: «Вояджер-2» потратил девять лет, и при этом расположение планет было на редкость удачным.
chrdk.ru/tech/s…
Favoritekosmoturizm.ru
Двигательная установка космического аппарата — система космического аппарата, обеспечивающая его движение в пространстве. Преобразует различные виды энергии в механическую, при этом могут отличаться как источники энергии, так и сами способы преобразования. Каждый способ имеет свои преимущества и недостатки, их исследования и поиск новых вариантов продолжаются по сей день. Наиболее распространенный тип двигательной установки космического аппарата — химический ракетный двигатель, в котором газ с высокой скоростью истекает из сопла Лаваля.
Кроме этого, распространение получили реактивные установки без сжигания топлива, в том числе элетроракетные двигатели; силовые гироскопы и другие. Перспективными двигателями являются установки на основе солнечного паруса.
После выведения космического аппарата в космос его положение в пространстве нуждается в корректировке.
Задачей двигательной установки межпланетных аппаратов может являться разгон до второй космической скорости (иногда для этого используется последняя ступень ракеты-носителя). Корректировка траектории обычно осуществляется серией коротких запусков двигателя, между которыми аппарат находится в свободном полете. Наиболее эффективным способом перемещения космического аппарата с одной круговой орбиты на другую является эллиптическая переходная орбита, касательная к обеим круговым. Для её формирования на начальном участке используется серия ускорений, а на конечном — серия торможений, остальное время аппарат перемещается по инерции.[4] Иногда для торможения используются особые методы, например, торможение об атмосферу планеты.[5]
Некоторые типы двигательных установок, например, электроракетные двигатели или солнечный парус, [6] обеспечивают малое приращение скорости при длительном действии. В этом случае траектория межпланетного аппарата будет иной: постоянное ускорение на первой половине пути и постоянное торможение на второй. Солнечный парус в качестве движителя был успешно испытан на японском аппарате «IKAROS».[7]
Для межзвездных перелётов также требуются свои двигательные установки. В настоящее время таких устройств не существует, но ведётся обсуждение их возможных вариантов. Расстояние до ближайших к Солнцу звёзд чрезвычайно велико, и достижение цели за приемлемое время требует высокой скорости полёта. Разгон и торможение межзвёздного корабля является непростой задачей для конструкторов.[8]
Основная задача двигательной установки — изменять скорость космического аппарата. Поскольку требуемая для этого энергия зависит от массы аппарата, конструкторы используют понятие импульса, равного произведению массы на скорость.[9] Таким образом, двигательная установка изменяет импульс космического аппарата.
Для аппаратов, двигательная установка которых работает на участке выведения (например, у транспортной системы «Спейс Шаттл»), выбранный способ ускорения должен обеспечить преодоление земного притяжения — придать аппарату первую космическую скорость,[10] которая для Земли составляет около 7,9 км/с. При движении вокруг планеты воздействие двигательной установки приводит к изменению орбиты аппарата.
Достижение заданной скорости может быть обеспечено короткими периодами включения двигательной установки при больших ускорениях либо длительными периодами включения с малыми ускорениями. При этом второй метод малопригоден для выведения аппарата в космос, так как требует непомерных затрат энергии на преодоление планетарной гравитации. Однако тело, выводимое в космос, на начальном этапе траектории может, аналогично самолёту, использовать подъёмную силу крыла, пока не достигнет менее плотных слоёв атмосферы.
Для человека привычно воздействие гравитации, характеризуемой ускорением свободного падения примерно 9,8 м/с², или 1 g. Для пилотируемого аппарата идеальной двигательной установкой была бы система, обеспечивающая постоянное ускорение, равное этой величине, что устранило бы неприятные явления у экипажа: тошноту, ослабление мышц, вымывание кальция из костной ткани, потерю чувства вкуса. Однако обеспечить такое ускорение затруднительно: при выведении это привело бы к неэффективному расходу горючего, а в космосе не соответствовало бы основным задачам аппарата или приводило бы к слишком долгому времени полёта.
Закон сохранения импульса устанавливает, что при изменении импульса космического аппарата должен меняться импульс чего-то ещё, чтобы общий импульс системы был постоянным. Для двигательных установок, использующих энергию магнитных полей или давления света этой проблемы не существует, но большинство космических аппаратов вынуждены иметь на борту запас рабочего тела, за счет отбрасывания которого может меняться импульс самого аппарата. Двигательные установки, работающие на этом принципе, называются реактивными.
Для ускорения рабочего тела нужна энергия, которую можно получить из различных источников. В твердотопливных, жидкостных и гибридных ракетных двигателях энергия выделяется при химической реакции компонентов, а рабочим телом является образовавшийся в результате газ, под высоким давлением истекающий из сопла. В ионном двигателе для разгона частиц рабочего тела используется электрическая энергия, получаемая от солнечных батарей, ядерной силовой установки или из других источников.[10]
При оценке эффективности реактивных двигательных установок используют понятие удельного импульса, равного отношению создаваемого импульса к расходу рабочего тела. В системе СИ удельный импульс имеет размерность «метр в секунду», но на практике чаще используется размерность системы МКГСС — «секунда».
Более высокий удельный импульс соответствует более высокой скорости истечения рабочего тела, однако энергия, требуемая для ускорения рабочего тела, пропорциональна квадрату скорости, из-за чего с увеличением удельного импульса падает энергетическая эффективность двигательной установки. Это является недостатком двигателей большой мощности, в результате чего большинство двигателей с высоким удельным импульсом имеют малую тягу, как, например электроракетные двигатели.
Двигательные установки подразделяются на несколько типов в зависимости от физических принципов, лежащих в их основе.
Реактивная двигательная установка изменяет скорость космического аппарата за счет отбрасывания рабочего тела. При этом движение аппарата подчиняется закону сохранения импульса и следствиям из него.
Примерами реактивных двигателей могут служить ракетные двигатели, в том числе электрические, двигатели с использованием сжатого газа, а также экзотические варианты на основе электромагнитных ускорителей. На участке выведения космические аппараты могут использовать реактивные двигатели, работающие на атмосферном кислороде.
Большинство ракетных двигателей является двигателями внутреннего сгорания. Рабочим телом в них является горячий газ, который образуется при реакции горючего с окислителем в камере сгорания. В некоторых случаях в качестве топлива используются один или более двух компонентов. Продукты химической реакции из камеры сгорания попадают в сопло Лаваля, обеспечивающее максимальное преобразование тепловой энергии в кинетическую. Скорость газа на выходе обычно десятикратно превышает скорость звука на уровне моря.
Химические ракетные двигатели являются самыми мощными среди всех видов двигателей космических аппаратов. Они используются в том числе при выводе аппаратов в космос.
Проект ионного ракетного двигателя предполагает разогрев плазмы или ионизированного газа внутри «магнитной бутылки» и выпуск его через «магнитное сопло». При этом плазма не контактирует с частями аппарата. Создание подобного двигателя представляет собой чрезвычайно сложную задачу, но его принципы уже используются в ядерной физике или проходят апробацию в лабораторных условиях.
Помимо ускорения рабочего тела за счет газодинамических и гиродинамических сил, возможно использование прямого воздействия на его частицы. Для этого используются электромагнитные силы, а в качестве рабочего тела выбирается, как правило, газ. За счет электрической энергии газ сначала ионизируется, а затем ускоряется электрическим полем и с высокой скоростью выбрасывается из двигателя.
Возможность создания такого двигателя в 1906 году впервые упомянул Роберт Годдард в своей записной книжке.[11] В 1911 году подобную идею опубликовал Константин Циолковский.
Для электрических ракетных двигателей энергетическая эффективность обратно пропорциональна скорости истечения рабочего тела и создаваемой тяги. Из-за этого при современном развитии энергетики двигательные установки такого типа являются маломощными, но при этом практически не расходуют рабочее тело.
При полётах на относительно близких расстояниях от Солнца энергию для электрических ракетных двигателей можно получать с помощью солнечных батарей. При полетах в дальний космос требуется использовать другой источник энергии, например, ядерную установку.
Возможности энергетической установки являются основным сдерживающим фактором при использовании электрических ракетных двигателей, так как вместе с количеством вырабатываемой энергии растет и масса самой установки, что повышает массу космического аппарата и требуемую тягу для его ускорения.
Существующие ядерные силовые установки примерно в два раза легче солнечных батарей той же мощности при работе в окрестностях земной орбиты. Химические генераторы не используются из-за более короткого времени работы. Одним из перспективных вариантов электропитания космического аппарата является передача энергии в виде луча, но потери на рассеивание в этом случае делают такой способ неподходящим для дальних перелетов.
К электрическим ракетным двигателям относятся:
В электротермических и электромагнитных двигателях ионы и электроны ускоряются одновременно, что устраняет необходимость нейтрализации потока.
Закон сохранения импульса устанавливает, что без отбрасывания рабочего тела изменить положение центра масс космического аппарата невозможно. Однако в космосе действуют гравитационные силы, магнитные поля и солнечная радиация. Несколько двигательных установок основаны на их использовании, но из-за распределения этих сил в пространстве, установки имеют большой размер.
Существует несколько двигателей, не требующих или требующих крайне малое количество рабочего тела. К ним относятся тросовые системы,[12], солнечные паруса, использующие давление света, и магнитные паруса, отражающие солнечный ветер с помощью магнитного поля.
Космический аппарат подчиняется закону сохранения момента импульса, поэтому вместо вращения вокруг центра масс в качестве двигательной установки может быть использована часть этого аппарата, поворачиваемая в противоположную сторону. При этом не требуется расхода рабочего тела, однако на аппарат влияют внешние силы, например, гравитационные или аэродинамические,[13] из-за чего периодически требуется «разгрузка» основной двигательной установки другим способом, например, за счет реактивных двигателей. Реализацией данного принципа являются силовые гироскопы (гиродины).[14]
Ещё одним способом использования гравитационного поля планеты является инерционный двигатель. Он основан на изменении момента инерции аппарата на различных участках орбиты, однако для получения ощутимого эффекта размеры системы должны быть достаточно большими.
Также для изменения траектории космического аппарата используется гравитационный манёвр. В этом случае для разгона или торможения используется гравитация небесных тел.[15] При использовании ракетного двигателя эффективность гравитационного манёвра можно повысить.
Существует несколько гипотетических вариантов двигательных установок космических аппаратов, основанных на новых физических принципах и, возможно, не реализуемые на практике. К настоящему моменту особый интерес вызывают следующие:
Ниже приведена сравнительная таблица различных типов двигательных установок, включающая как проверенные, так и гипотетические варианты.
В первой колонке указан удельный импульс (равный скорости истечения рабочего тела), или эквивалентная ей величина для нереактивных двигателей, во второй колонке — тяга двигателя, в третьей — время работы двигателя, в четвертой — максимальное приращение скорости (для одноступенчатой системы), при этом:
В пятой колонке указан уровень готовности технологии:
| Твердотопливный ракетный двигатель | &0000000000000002.5000001 - 4 | &0000000000100000.000000103 - 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000007.000000~ 7 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Гибридный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001,5 – 4,2 | &0000000000001000.000000<0,1 – 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000003.000000> 3 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Однокомпонентный ракетный двигатель | &0000000000000002.0000001 - 3 | &0000000000000003.1622780,1 – 100 | &0000000000000001.000000миллисекунды/минуты | &0000000000000003.000000~ 3 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Жидкостный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001,0 – 4,7 | &0000000000001000.0000000,1 - 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000009.000000~ 9 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Ионный двигатель | &0000000000000112.50000015 - 210[16] | &0000000000000000.10000010−3 - 10 | &0000000009109894.427489месяцы/годы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Двигатель на эффекте Холла | &0000000000000029.0000008 - 50 | &0000000000000000.10000010−3 - 10 | &0000000009109894.427489месяцы/годы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09[17] |
| Резисторный ракетный двигатель | &0000000000000004.0000002 - 6 | &0000000000000000.31622810−2 - 10 | &0000000000000060.000000минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[18] |
| Электрический ракетный двигатель термический | &0000000000000010.0000004 - 16 | &0000000000000000.31622810−2 - 10 | &0000000000000060.000000минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[источник не указан 1049 дней] |
| Электростатический ракетный двигатель | &0000000000000115.000000100[19]-130 | &-1-1-1-1000000000000.00003210−6[19]-10−3[19] | &0000000009109894.427489месяцы/годы | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[19] |
| Пульсирующий плазменный двигатель | &0000000000000020.000000~ 20 | &0000000000000000.100000~ 0.1 | &0000000016099689.437998~2 000-10 000 ч | ? | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07 |
| Двухрежимный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001 - 4.7 | &0000000000001000.0000000.1 - 107 | &0000000000000001.000000миллисекунды/минуты | &0000000000000006.000000~ 3 - 9 | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07 |
| Солнечный парус | &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000 (давление света)145-750 (солнечный ветер) | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09/km2 на 1 а. е.230/km2 на 0,2 а. е.10−10/km2 на 4 св. годах | неограниченно | &0000000000000040.000000> 40 | &0000000000000006.6670009,6,5 |
| Трехкомпонентный ракетный двигатель | &0000000000000003.9000002,5 – 5,3 | &0000000000001000.0000000,1 - 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000009.000000~ 9 | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[20] |
| Магнетоплазмодинамический двигатель | &0000000000000060.00000020 - 100 | &&&&&&&&&&&&0100.&&&&&0100 | &0000000000604800.000000недели | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[21] |
| Ядерный ракетный двигатель | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09[22] | &0000000010000000.000000107[22] | &0000000000000060.000000минуты[22] | &0000000000000020.000000> ~ 20 | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Электромагнитный ускоритель | &0000000000000015.0000000 - ~30 | &0000000001000000.000000104 - 108 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Тросовая система | — | &0000000001000000.0000001 - 1012 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000007.000000~ 7 | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07[23] |
| Прямоточный воздушно-реактивный двигатель | &0000000000000005.5000005 - 6 | &0000000000001000.0000000.1 - 107 | &0000000000000007.745967секунды/минуты | &0000000000000007.000000> 7? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[24][25] |
| Двигатель с ожижением атмосферного воздуха | &&&&&&&&&&&&&&04.5000004,5 | &0000000000100000.000000103 - 107 | &0000000000000007.745967секунды/минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Пульсирующий индуктивный двигатель | &0000000000000045.00000010[26]-80[26] | &&&&&&&&&&&&&020.&&&&&020 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05[26] |
| Электромагнитный ускоритель с изменяемым удельным импульсом | &0000000000000155.00000010 - 300 | &0000000000000620.00000040 - 1,200 | &0000000000481054.840949дни/месяцы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05 |
| Плазменный двигатель | &0000000000000070.00000010 - 130 | &0000000000000000.3162280.1 - 1 | &0000000000481054.840949days - months | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05 |
| Солнечный ракетный двигатель | &0000000000000009.5000007 - 12 | &0000000000000010.0000001 - 100 | &0000000000604800.000000недели | &0000000000000020.000000> ~ 20 | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04[27] |
| Радиоизотопный ракетный двигатель | &0000000000000007.5000007 - 8 | &0000000000000001.4000001.3 - 1.5 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04 |
| Ядерный электрический ракетный двигатель | переменная | переменная | переменная | ? | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04 |
| Проект «Орион» (ядерный «взрыволёт») | &0000000000000060.00000020 - 100 | &0000031622776601.683998109 - 1012 | &0000000000604800.000000несколько дней | &0000000000000045.000000~30-60 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03[28][29] |
| Космический лифт | — | — | неограниченно | &0000000000000012.000000> 12 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Гибридный ракетный двигатель SABRE | &0000000000000017.25000030/4,5 | &0000000000001000.0000000.1 - 107 | &0000000000000060.000000minutes | &&&&&&&&&&&&&&09.4000009,4 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Магнитный парус | &0000000000000447.500000145-750 | &&&&&&&&&&&&&070.&&&&&070/40 тонн[30] | неограниченно | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Магнитносферический плазменный двигатель | &&&&&&&&&&&&0200.&&&&&0200 | &0000000000000400.000000~1 Н/кВт | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03[31] |
| Лучевой (лазерный) двигатель | переменная | переменная | переменная | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Пусковая петля/Космический мост | — | &0000000000010000.000000~104 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000020.500000>>11-30 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Проект «Дедал» | &0000000000000510.00000020 - 1,000 | &0000031622776601.683998109 - 1012 | &0000000031557600.000000годы | &0000000000015000.000000~15,000 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Газофазный ядерный реактивный двигатель | &0000000000000015.00000010 - 20 | &0000000000031622.776602103 - 106 | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива | &&&&&&&&&&&&0100.&&&&&0100 | &0000000000100000.000000103 - 107 | &0000000000001800.000000полчаса | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Парус на частицах ядерного распада | ? | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Ракетный двигатель на частицах ядерного распада | &&&&&&&&&&015000.&&&&&015 000 | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Фотонный двигатель | &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000 | &-1-100000000000000.00316210−5 - 1 | &0000000099793893.488530годы/десятилетия | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Термоядерный ракетный двигатель | &0000000000000550.000000100 – 1000 | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Каталитический ядерный импульсный ракетный двигательна антиматерии | &0000000000002100.000000200 - 4,000 | ? | &0000000000228592.913276дни/недели | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Межзвёздный прямоточный двигатель Бассарда | &0000000000010001.1000002.2 - 20,000 | ? | неограниченно | &0000000000030000.000000~30,000 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Гравитационно-электромагнитный тороидальный ускоритель | &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000:GEM | ? | ? | &0000000000300000.000000<300,000 | &&&&&&&&&&&&&&01.&&&&&01 |
| Гиперпривод | >300,000 | ? | ? | неограниченно | &&&&&&&&&&&&&&01.&&&&&01 |
dic.academic.ru
Двигательная установка космического аппарата — система космического аппарата, обеспечивающая его ускорение. Преобразует различные виды энергии в механическую, при этом могут отличаться как источники энергии, так и сами способы преобразования. Каждый способ имеет свои преимущества и недостатки, их исследования и поиск новых вариантов продолжаются по сей день. Наиболее распространенный тип двигательной установки космического аппарата — химический ракетный двигатель, в котором газ с высокой скоростью истекает из сопла Лаваля.
Кроме этого, распространение получили реактивные установки без сжигания топлива, в том числе электроракетные двигатели и другие. Перспективными двигателями являются установки на основе солнечного паруса.
После выведения космического аппарата в космос его положение в пространстве нуждается в корректировке. На начальном этапе это может быть связано с необходимостью переведения аппарата на заданную орбиту или траекторию, а также с обеспечением максимальной освещенности солнечных батарей, направленности антенн и систем наблюдения. В дальнейшем могут проводиться орбитальные манёвры[1], связанные как с использованием аппарата по назначению, так и вызванные технической необходимостью, например, в случае уклонения от других объектов[2]. Низкоорбитальные системы, кроме того, подвержены торможению атмосферой, из-за чего поддержание их орбиты в течение долгого времени требует наличия у аппарата двигательной установки[3]. После исчерпания возможностей манёвра период активной жизни аппарата считается завершённым.
Задачей двигательной установки межпланетных аппаратов может являться разгон до второй космической скорости (иногда для этого используется последняя ступень ракеты-носителя). Корректировка траектории обычно осуществляется серией коротких запусков двигателя, между которыми аппарат находится в свободном полете. Наиболее эффективным способом перемещения космического аппарата с одной круговой орбиты на другую является эллиптическая переходная орбита, касательная к обеим круговым. Для её формирования на начальном участке используется серия ускорений, а на конечном — серия торможений, остальное время аппарат перемещается по инерции[4]. Иногда для торможения используются особые методы — например, за счёт аэродинамического сопротивления атмосферы планеты[5].
Некоторые типы двигательных установок, например, электроракетные двигатели или солнечный парус[6], обеспечивают малое приращение скорости при длительном действии. В этом случае траектория межпланетного аппарата будет иной: постоянное ускорение в первой части пути и постоянное торможение во второй. Солнечный парус в качестве движителя был успешно испытан на японском аппарате «IKAROS»[7].
Для межзвездных перелётов также требуются свои двигательные установки. В настоящее время таких устройств не существует, но ведётся обсуждение их возможных вариантов. Расстояние до ближайших к Солнцу звёзд чрезвычайно велико, и достижение цели за приемлемое время требует высокой скорости полёта. Разгон и торможение межзвёздного корабля является непростой задачей для конструкторов.[8]
Основная задача двигательной установки — изменять скорость космического аппарата. Поскольку требуемая для этого энергия зависит от массы аппарата, конструкторы используют понятие импульса, равного произведению массы на скорость[9]. Таким образом, двигательная установка изменяет импульс космического аппарата.
Для аппаратов, двигательная установка которых работает на участке выведения (как, например, у транспортной системы «Спейс шаттл»), выбранный способ ускорения должен обеспечить преодоление земного притяжения — придать аппарату первую космическую скорость[10], которая для Земли составляет около 7,9 км/с. При движении вокруг планеты воздействие двигательной установки приводит к изменению орбиты аппарата.
Достижение заданной скорости может быть обеспечено короткими периодами включения двигательной установки при больших ускорениях либо длительными периодами включения с малыми ускорениями. При этом второй метод малопригоден для выведения аппарата в космос, так как требует непомерных затрат энергии на преодоление планетарной гравитации. Однако тело, выводимое в космос, на начальном этапе траектории может, аналогично самолёту, использовать подъёмную силу крыла, пока не достигнет менее плотных слоёв атмосферы.
Для человека привычно воздействие гравитации, характеризуемой ускорением свободного падения примерно 9,8 м/с², или 1 g. Для пилотируемого аппарата идеальной двигательной установкой была бы система, обеспечивающая постоянное ускорение, равное этой величине, что устранило бы неприятные явления у экипажа: тошноту, ослабление мышц, вымывание кальция из костной ткани, потерю чувства вкуса. Однако обеспечить такое ускорение затруднительно: при выведении это привело бы к неэффективному расходу горючего, а в космосе не соответствовало бы основным задачам аппарата или приводило бы к слишком долгому времени полёта.
Закон сохранения импульса устанавливает, что при изменении импульса космического аппарата должен меняться импульс чего-то ещё, чтобы общий импульс системы был постоянным. Для двигательных установок, использующих энергию магнитных полей или давления света, этой проблемы не существует, но большинство космических аппаратов вынуждены иметь на борту запас рабочего тела, за счет отбрасывания которого может меняться импульс самого аппарата. Двигательные установки, работающие на этом принципе, называются реактивными.
Для ускорения рабочего тела нужна энергия, которую можно получить из различных источников. В твердотопливных, жидкостных и гибридных ракетных двигателях энергия выделяется при химической реакции компонентов, а рабочим телом является образовавшийся в результате газ, под высоким давлением истекающий из сопла. В ионном двигателе для разгона частиц рабочего тела используется электрическая энергия, получаемая от солнечных батарей, ядерной силовой установки или из других источников.[10]
При оценке эффективности реактивных двигательных установок используют понятие удельного импульса, равного отношению создаваемого импульса к расходу рабочего тела. В системе СИ удельный импульс имеет размерность «метр в секунду», но на практике чаще используется размерность системы МКГСС — «секунда».
Более высокий удельный импульс соответствует более высокой скорости истечения рабочего тела, однако энергия, требуемая для ускорения рабочего тела, пропорциональна квадрату скорости, из-за чего с увеличением удельного импульса падает энергетическая эффективность двигательной установки. Это является недостатком двигателей большой мощности, в результате чего большинство двигателей с высоким удельным импульсом имеют малую тягу, как, например электроракетные двигатели.
Двигательные установки подразделяются на несколько типов в зависимости от физических принципов, лежащих в их основе.
Реактивная двигательная установка изменяет скорость космического аппарата за счет отбрасывания рабочего тела. При этом движение аппарата подчиняется закону сохранения импульса и следствиям из него.
Примерами реактивных двигателей могут служить ракетные двигатели, в том числе электрические, двигатели с использованием сжатого газа, а также экзотические варианты на основе электромагнитных ускорителей. На участке выведения космические аппараты могут использовать реактивные двигатели, работающие на атмосферном кислороде.
Большинство ракетных двигателей является двигателями внутреннего сгорания. Рабочим телом в них является горячий газ, который образуется при реакции горючего с окислителем в камере сгорания.l. В некоторых случаях в качестве топлива используются один или более двух компонентов. Продукты химической реакции из камеры сгорания попадают в сопло Лаваля, обеспечивающее максимальное преобразование тепловой энергии в кинетическую. Скорость газа на выходе обычно десятикратно превышает скорость звука на уровне моря.
Химические ракетные двигатели являются самыми мощными среди всех видов двигателей космических аппаратов. Они используются в том числе при выводе аппаратов в космос.
Проект ионного ракетного двигателя предполагает разогрев плазмы или ионизированного газа внутри «магнитной бутылки[en]» и выпуск его через «магнитное сопло». При этом плазма не контактирует с частями аппарата. Создание подобного двигателя представляет собой чрезвычайно сложную задачу, но его принципы уже используются в ядерной физике или проходят апробацию в лабораторных условиях.
Помимо ускорения рабочего тела за счёт газодинамических сил, возможно использование прямого воздействия на его частицы. Для этого используются электромагнитные силы, а в качестве рабочего тела выбирается, как правило, газ. За счет электрической энергии газ сначала ионизируется, а затем ускоряется электрическим полем и с высокой скоростью выбрасывается из двигателя.
Возможность создания такого двигателя в 1906 году впервые упомянул Роберт Годдард в своей записной книжке[11]. В 1911 году подобную идею опубликовал Константин Циолковский.
Для электрических ракетных двигателей энергетическая эффективность обратно пропорциональна скорости истечения рабочего тела и создаваемой тяги. Из-за этого при современном развитии энергетики двигательные установки такого типа являются маломощными, но при этом расходуют очень малое количество рабочего тела.
При полётах на относительно близких расстояниях от Солнца энергию для электрических ракетных двигателей можно получать с помощью солнечных батарей. При полетах в дальний космос требуется использовать другой источник энергии — например, ядерный реактор.
Возможности энергетической установки являются основным сдерживающим фактором при использовании электрических ракетных двигателей, так как вместе с количеством вырабатываемой энергии растет и масса самой установки, что повышает массу космического аппарата и требуемую тягу для его ускорения.
Существующие ядерные силовые установки примерно в два раза легче солнечных батарей той же мощности при работе в окрестностях земной орбиты. Химические генераторы не используются из-за более короткого времени работы. Одним из перспективных вариантов электропитания космического аппарата является передача энергии в виде луча, но потери на рассеивание делают такой способ неподходящим для дальних перелетов.
К электрическим ракетным двигателям относятся:
В электротермических и электромагнитных двигателях ионы и электроны ускоряются одновременно, что устраняет необходимость нейтрализации потока.
Закон сохранения импульса устанавливает, что без отбрасывания рабочего тела изменить положение центра масс космического аппарата невозможно. Однако в космосе действуют гравитационные силы, магнитные поля и солнечная радиация. Несколько двигательных установок основаны на их использовании, но из-за распределённости этих сил в пространстве установки имеют большой размер.
Существует несколько двигателей, не требующих рабочего тела или требующих крайне малое его количество. К ним относятся тросовые системы[en][12], солнечные паруса, использующие давление света, и магнитные паруса, отражающие солнечный ветер с помощью магнитного поля.
Космический аппарат подчиняется закону сохранения момента импульса, поэтому вместо вращения вокруг центра масс в качестве двигательной установки может быть использована часть этого аппарата, поворачиваемая в противоположную сторону. При этом не требуется расхода рабочего тела, однако на аппарат влияют внешние силы, например, гравитационные или аэродинамические[13], из-за чего периодически требуется «разгрузка» основной двигательной установки другим способом, например, за счет реактивных двигателей. Реализацией данного принципа являются силовые гироскопы (гиродины).[14]
Ещё одним способом использования гравитационного поля планеты является инерционный двигатель. Он основан на изменении момента инерции аппарата на различных участках орбиты, однако для получения ощутимого эффекта размеры системы должны быть достаточно большими.
Также для изменения траектории космического аппарата используется гравитационный манёвр. В этом случае для разгона или торможения используется гравитация небесных тел.[15] При использовании ракетного двигателя эффективность гравитационного манёвра можно повысить.
Существует несколько гипотетических вариантов двигательных установок космических аппаратов, основанных на новых физических принципах и, возможно, не реализуемых на практике. К настоящему моменту особый интерес вызывают следующие:
Ниже приведена сравнительная таблица различных типов двигательных установок, включающая как проверенные, так и гипотетические варианты.
В первой колонке указан удельный импульс (равный скорости истечения рабочего тела), или эквивалентная ему величина для нереактивных двигателей, во второй колонке — тяга двигателя, в третьей — время работы двигателя, в четвёртой — максимальное приращение скорости (для одноступенчатой системы), при этом:
В пятой колонке указан уровень готовности технологии:
| Твердотопливный ракетный двигатель | &0000000000000002.5000001 — 4 | &0000000000100000.000000103 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000007.000000~ 7 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Гибридный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001,5 — 4,2 | &0000000000001000.000000<0,1 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000003.000000> 3 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Однокомпонентный ракетный двигатель | &0000000000000002.0000001 — 3 | &0000000000000003.1622780,1 — 100 | &0000000000000001.000000миллисекунды/минуты | &0000000000000003.000000~ 3 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Жидкостный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001,0 — 4,7 | &0000000000001000.0000000,1 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000009.000000~ 9 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Ионный двигатель | &0000000000000112.50000015 — 210[16] | &0000000000000000.10000010−3 — 10 | &0000000009109894.427489месяцы/годы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Двигатель на эффекте Холла | &0000000000000029.0000008 — 50 | &0000000000000000.10000010−3 — 10 | &0000000009109894.427489месяцы/годы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09[17] |
| Резисторный ракетный двигатель[en] | &0000000000000004.0000002 — 6 | &0000000000000000.31622810−2 — 10 | &0000000000000060.000000минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[18] |
| Электрический ракетный двигатель термический | &0000000000000010.0000004 — 16 | &0000000000000000.31622810−2 — 10 | &0000000000000060.000000минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[источник не указан 3083 дня] |
| Электростатический ракетный двигатель | &0000000000000115.000000100[19] — 130 | &-1-1-1-1000000000000.00003210−6[19] — 10−3[19] | &0000000009109894.427489месяцы/годы | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[19] |
| Пульсирующий плазменный двигатель | &0000000000000020.000000~ 20 | &0000000000000000.100000~ 0.1 | &0000000016099689.437998~2 000-10 000 ч | ? | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07 |
| Двухрежимный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001 — 4,7 | &0000000000001000.0000000.1 — 107 | &0000000000000001.000000миллисекунды/минуты | &0000000000000006.000000~ 3 — 9 | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07 |
| Солнечный парус | &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000 (давление света)145 — 750 (солнечный ветер) | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 на 1 а. е.230 на 0,2 а. е.10−10 на 4 св. годах(для паруса площадью 1 км²) | неограниченно | &0000000000000040.000000> 40 | &0000000000000006.6670009, 6, 5 |
| Трехкомпонентный ракетный двигатель | &0000000000000003.9000002,5 — 5,3 | &0000000000001000.0000000,1 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000009.000000~ 9 | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[20] |
| Магнитоплазмодинамический двигатель | &0000000000000060.00000020 — 100 | &&&&&&&&&&&&0100.&&&&&0100 | &0000000000604800.000000недели | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[21] |
| Ядерный ракетный двигатель | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09[22] | &0000000010000000.000000107[22] | &0000000000000060.000000минуты[22] | &0000000000000020.000000> ~ 20 | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Электромагнитный ускоритель | &0000000000000015.0000000 — ~30 | &0000000001000000.000000104 — 108 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Тросовая система | — | &0000000001000000.0000001 — 1012 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000007.000000~ 7 | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07[23] |
| Прямоточный воздушно-реактивный двигатель | &0000000000000005.5000005 — 6 | &0000000000001000.0000000.1 — 107 | &0000000000000007.745967секунды/минуты | &0000000000000007.000000> 7? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[24][25] |
| Двигатель с ожижением атмосферного воздуха | &&&&&&&&&&&&&&04.5000004,5 | &0000000000100000.000000103 — 107 | &0000000000000007.745967секунды/минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Пульсирующий индуктивный двигатель | &0000000000000045.00000010[26] — 80[26] | &&&&&&&&&&&&&020.&&&&&020 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05[26] |
| Электромагнитный ракетный ускоритель | &0000000000000155.00000010 — 300 | &0000000000000620.00000040 — 1,200 | &0000000000481054.840949дни/месяцы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05 |
| Плазменный двигатель | &0000000000000070.00000010 — 130 | &0000000000000000.3162280.1 — 1 | &0000000000481054.840949дни/месяцы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05 |
| Солнечный ракетный двигатель | &0000000000000009.5000007 — 12 | &0000000000000010.0000001 — 100 | &0000000000604800.000000недели | &0000000000000020.000000> ~ 20 | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04[27] |
| Радиоизотопный ракетный двигатель | &0000000000000007.5000007 — 8 | &0000000000000001.4000001.3 — 1.5 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04 |
| Ядерный электрический ракетный двигатель | переменная | переменная | переменная | ? | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04 |
| Проект «Орион» (ядерный «взрыволёт») | &0000000000000060.00000020 — 100 | &0000031622776601.683998109 — 1012 | &0000000000604800.000000несколько дней | &0000000000000045.000000~ 30 — 60 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03[28][29] |
| Космический лифт | — | — | неограниченно | &0000000000000012.000000> 12 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Ракетный двигатель SABRE[en] | &0000000000000017.25000030/4,5 | &0000000000001000.0000000.1 — 107 | &0000000000000060.000000minutes | &&&&&&&&&&&&&&09.4000009,4 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Магнитный парус | &0000000000000447.500000145 — 750 | &&&&&&&&&&&&&070.&&&&&070/40 тонн[30] | неограниченно | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Мини-магнитосферный плазменный двигатель[en] | &&&&&&&&&&&&0200.&&&&&0200 | &0000000000000400.000000~1 Н/кВт | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03[31] |
| Лучевой (лазерный) двигатель | переменная | переменная | переменная | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Пусковая петля/космический мост | — | &0000000000010000.000000~104 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000020.500000≫ 11 — 30 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Проект «Дедал» | &0000000000000510.00000020 — 1000 | &0000031622776601.683998109 — 1012 | &0000000031557600.000000годы | &0000000000015000.000000~ 15 000 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Газофазный ядерный реактивный двигатель | &0000000000000015.00000010 — 20 | &0000000000031622.776602103 — 106 | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива | &&&&&&&&&&&&0100.&&&&&0100 | &0000000000100000.000000103 — 107 | &0000000000001800.000000полчаса | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Парус на частицах ядерного распада | ? | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Ракетный двигатель на частицах ядерного распада | &&&&&&&&&&015000.&&&&&015 000 | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Фотонный двигатель | &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000 | &-1-100000000000000.00316210−5 — 1 | &0000000099793893.488530годы/десятилетия | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Термоядерный ракетный двигатель | &0000000000000550.000000100 — 1000 | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Каталитический ядерный импульсный ракетный двигатель на антиматерии | &0000000000002100.000000200 — 4000 | ? | &0000000000228592.913276дни/недели | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Межзвёздный прямоточный двигатель Бассарда | &0000000000010001.1000002.2 — 20 000 | ? | неограниченно | &0000000000030000.000000~30 000 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Варп-двигатель | > 300 000 | ? | ? | неограниченно | &&&&&&&&&&&&&&01.&&&&&01 |
wikiredia.ru
| Твердотопливный ракетный двигатель | &0000000000000002.5000001 — 4 | &0000000000100000.000000103 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000007.000000~ 7 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Гибридный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001,5 — 4,2 | &0000000000001000.000000<0,1 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000003.000000> 3 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Однокомпонентный ракетный двигатель | &0000000000000002.0000001 — 3 | &0000000000000003.1622780,1 — 100 | &0000000000000001.000000миллисекунды/минуты | &0000000000000003.000000~ 3 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Жидкостный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001,0 — 4,7 | &0000000000001000.0000000,1 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000009.000000~ 9 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Ионный двигатель | &0000000000000112.50000015 — 210[16] | &0000000000000000.10000010−3 — 10 | &0000000009109894.427489месяцы/годы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Двигатель на эффекте Холла | &0000000000000029.0000008 — 50 | &0000000000000000.10000010−3 — 10 | &0000000009109894.427489месяцы/годы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09[17] |
| Резисторный ракетный двигатель[en] | &0000000000000004.0000002 — 6 | &0000000000000000.31622810−2 — 10 | &0000000000000060.000000минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[18] |
| Электрический ракетный двигатель термический | &0000000000000010.0000004 — 16 | &0000000000000000.31622810−2 — 10 | &0000000000000060.000000минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[источник не указан 3065 дней] |
| Электростатический ракетный двигатель | &0000000000000115.000000100[19] — 130 | &-1-1-1-1000000000000.00003210−6[19] — 10−3[19] | &0000000009109894.427489месяцы/годы | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[19] |
| Пульсирующий плазменный двигатель | &0000000000000020.000000~ 20 | &0000000000000000.100000~ 0.1 | &0000000016099689.437998~2 000-10 000 ч | ? | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07 |
| Двухрежимный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001 — 4,7 | &0000000000001000.0000000.1 — 107 | &0000000000000001.000000миллисекунды/минуты | &0000000000000006.000000~ 3 — 9 | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07 |
| Солнечный парус | &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000 (давление света)145 — 750 (солнечный ветер) | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 на 1 а. е.230 на 0,2 а. е.10−10 на 4 св. годах(для паруса площадью 1 км²) | неограниченно | &0000000000000040.000000> 40 | &0000000000000006.6670009, 6, 5 |
| Трехкомпонентный ракетный двигатель | &0000000000000003.9000002,5 — 5,3 | &0000000000001000.0000000,1 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000009.000000~ 9 | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[20] |
| Магнитоплазмодинамический двигатель | &0000000000000060.00000020 — 100 | &&&&&&&&&&&&0100.&&&&&0100 | &0000000000604800.000000недели | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[21] |
| Ядерный ракетный двигатель | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09[22] | &0000000010000000.000000107[22] | &0000000000000060.000000минуты[22] | &0000000000000020.000000> ~ 20 | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Электромагнитный ускоритель | &0000000000000015.0000000 — ~30 | &0000000001000000.000000104 — 108 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Тросовая система | — | &0000000001000000.0000001 — 1012 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000007.000000~ 7 | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07[23] |
| Прямоточный воздушно-реактивный двигатель | &0000000000000005.5000005 — 6 | &0000000000001000.0000000.1 — 107 | &0000000000000007.745967секунды/минуты | &0000000000000007.000000> 7? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[24][25] |
| Двигатель с ожижением атмосферного воздуха | &&&&&&&&&&&&&&04.5000004,5 | &0000000000100000.000000103 — 107 | &0000000000000007.745967секунды/минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Пульсирующий индуктивный двигатель | &0000000000000045.00000010[26] — 80[26] | &&&&&&&&&&&&&020.&&&&&020 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05[26] |
| Электромагнитный ракетный ускоритель | &0000000000000155.00000010 — 300 | &0000000000000620.00000040 — 1,200 | &0000000000481054.840949дни/месяцы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05 |
| Плазменный двигатель | &0000000000000070.00000010 — 130 | &0000000000000000.3162280.1 — 1 | &0000000000481054.840949дни/месяцы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05 |
| Солнечный ракетный двигатель | &0000000000000009.5000007 — 12 | &0000000000000010.0000001 — 100 | &0000000000604800.000000недели | &0000000000000020.000000> ~ 20 | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04[27] |
| Радиоизотопный ракетный двигатель | &0000000000000007.5000007 — 8 | &0000000000000001.4000001.3 — 1.5 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04 |
| Ядерный электрический ракетный двигатель | переменная | переменная | переменная | ? | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04 |
| Проект «Орион» (ядерный «взрыволёт») | &0000000000000060.00000020 — 100 | &0000031622776601.683998109 — 1012 | &0000000000604800.000000несколько дней | &0000000000000045.000000~ 30 — 60 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03[28][29] |
| Космический лифт | — | — | неограниченно | &0000000000000012.000000> 12 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Ракетный двигатель SABRE[en] | &0000000000000017.25000030/4,5 | &0000000000001000.0000000.1 — 107 | &0000000000000060.000000minutes | &&&&&&&&&&&&&&09.4000009,4 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Магнитный парус | &0000000000000447.500000145 — 750 | &&&&&&&&&&&&&070.&&&&&070/40 тонн[30] | неограниченно | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Мини-магнитосферный плазменный двигатель[en] | &&&&&&&&&&&&0200.&&&&&0200 | &0000000000000400.000000~1 Н/кВт | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03[31] |
| Лучевой (лазерный) двигатель | переменная | переменная | переменная | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Пусковая петля/космический мост | — | &0000000000010000.000000~104 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000020.500000≫ 11 — 30 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Проект «Дедал» | &0000000000000510.00000020 — 1000 | &0000031622776601.683998109 — 1012 | &0000000031557600.000000годы | &0000000000015000.000000~ 15 000 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Газофазный ядерный реактивный двигатель | &0000000000000015.00000010 — 20 | &0000000000031622.776602103 — 106 | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива | &&&&&&&&&&&&0100.&&&&&0100 | &0000000000100000.000000103 — 107 | &0000000000001800.000000полчаса | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Парус на частицах ядерного распада | ? | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Ракетный двигатель на частицах ядерного распада | &&&&&&&&&&015000.&&&&&015 000 | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Фотонный двигатель | &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000 | &-1-100000000000000.00316210−5 — 1 | &0000000099793893.488530годы/десятилетия | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Термоядерный ракетный двигатель | &0000000000000550.000000100 — 1000 | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Каталитический ядерный импульсный ракетный двигатель на антиматерии | &0000000000002100.000000200 — 4000 | ? | &0000000000228592.913276дни/недели | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Межзвёздный прямоточный двигатель Бассарда | &0000000000010001.1000002.2 — 20 000 | ? | неограниченно | &0000000000030000.000000~30 000 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Варп-двигатель | > 300 000 | ? | ? | неограниченно | &&&&&&&&&&&&&&01.&&&&&01 |
www-wikipediya.ru
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам. Для создания реактивной тяги применяют источник энергии длительного действия, например ядерный реактор, и преобразователь энергии, содержащий излучатели энергии, парогенератор, насос, трубопровод, сопло, баллон с теплопроводными газонепроницаемыми стенками и преобразователь импульса (ПИ) выходящего из сопла парообразного рабочего тела (РТ) в другие виды энергии, который установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии О-О. ПИ выполнен в виде турбины с двумя равными в силовом отношении роторами с противоположными направлениями вращения, установленными на коаксиальных валах, каждый из которых соединен с одним из двух генераторов электрического тока (ГЭТ), имеющих одинаковую мощность и связанных между собой механической связью из трех зубчатых колес с передаточным отношением, равным единице импульса РТ, воздействующего на элементы ракетного двигателя. Изобретение позволяет обеспечивать длительное по времени создание реактивной тяги, снабжение космического аппарата электроэнергией, создание на космическом аппарате искусственной тяжести за счет его постоянного ускорения и при этом исключается возможность передачи на космический аппарат реактивного вращающего момента от турбины в связи с равной силовой нагруженности обоих ее роторов при вращении их в противоположных направлениях. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Изобретение относится к реактивным двигательным установкам и может быть использовано на космических аппаратах, преимущественно в качестве маршевого двигателя при межпланетных полетах.
Известен ракетный двигатель для космических полетов, содержащий источник энергии длительного действия, например ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии и создание при этом реактивной тяги (см. книгу Корлисса У.Р. "Ракетные двигатели для космических полетов", Издательство иностранной литературы, Москва, 1962, стр.425-426, фиг.142).
В описании этого двигателя отсутствует надлежащая проработка конкретных конструктивных признаков преобразователя энергии, обеспечивающих в конечном итоге создание реактивной тяги, что, в частности, отражено в пояснениях к схеме фиг.142 данного двигателя в указанном источнике.
Наиболее близким к заявленному изобретению по совокупности признаков является ракетный двигатель, содержащий источник энергии длительного действия, например ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии. Преобразователь энергии выполнен в виде парогенератора, насоса, сообщающегося с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, сопла, преобразователя импульса выходящего из сопла парообразного рабочего тела в другие виды энергии и баллона, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного материала, полость которого изолирована от окружающей среды и с одной стороны сообщается с соплом, а с противоположной стороны - с насосом, который соединен с трубопроводом, связывающим баллон с парогенератором, причем преобразователь импульса установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии. Преобразователь импульса парообразного рабочего тела выполнен в виде лопаточной машины, например турбины, которая связана с генератором электрического тока с возможностью последовательного преобразования на основе фундаментальных законов сохранения и законов термодинамики импульса рабочего тела в момент количества движения и электрическую энергию, преобразуемую в тепловое и электромагнитное излучение с соответствующим уменьшением после выхода из сопла импульса рабочего тела и его динамического давления на противоположную соплу стенку баллона. При этом в системе ракетного двигателя осуществляется термодинамический цикл в последовательности соответствующих круговых термодинамических процессов. В качестве рабочего тела используется вещество, способное после выхода из сопла и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние и конденсироваться из парообразного в жидкое состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон. Внутренние стенки баллона выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела. В полости баллона содержатся только пары и конденсат рабочего тела (патент РФ №2115022, МПК F 03 Н 5/00, 10.07.98).
К недостаткам этого ракетного двигателя относится то, что в нем происходит передача реактивного вращающего момента на космический аппарат от связанной с генератором электрического тока турбины, что с неизбежностью приведет космический аппарат в ускоренное вращение, не определена возможность беспрепятственного движения рабочего тела вдоль стенок баллона с целью надежного дополнительного охлаждения и полной конденсации рабочего тела после выхода из турбины, не предусмотрено единство направлений электромагнитного излучения и истечения рабочего тела из сопла, что определяет действие их импульсов в одном направлении.
Предлагаемое изобретение позволяет получить технический результат, заключающийся в устранении указанных выше недостатков известного ракетного двигателя, являющегося ближайшим аналогом, и обеспечить при этом создание реактивной тяги с применением источника энергии длительного действия с одновременным созданием искусственной тяжести на космическом аппарате (корабле) за счет его практически неограниченного по времени ускорения и обеспечением его электрической энергией.
Указанный технический результат достигается тем, что ракетный двигатель для космических аппаратов содержит источник энергии длительного действия, например ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии. Преобразователь энергии выполнен в виде парогенератора, насоса, сообщающегося с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, сопла, преобразователя импульса выходящего из сопла парообразного рабочего тела в другие виды энергии и баллона, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного материала, полость которого изолирована от окружающей среды и с одной стороны сообщается с соплом, а с противоположной стороны - с насосом, который соединен с трубопроводом, связывающим баллон с парогенератором. Преобразователь импульса установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии и выполнен в виде лопаточной машины, например паровой турбины, которая связана с генератором электрического тока с возможностью последовательного преобразования на основе фундаментальных законов сохранения и законов термодинамики импульса рабочего тела в момент количества движения и электрическую энергию, преобразуемую в тепловое и электромагнитное излучение с соответствующим уменьшением после выхода из сопла импульса рабочего тела и его динамического давления на противоположную соплу стенку баллона. При этом в системе ракетного двигателя осуществляется термодинамический цикл в последовательности соответствующих круговых термодинамических процессов. В качестве рабочего тела используется вещество, способное после выхода из сопла и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон. Внутренние стенки баллона выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела. В полости баллона содержатся только пары и конденсат рабочего тела.
Согласно изобретению, турбина выполнена из двух равнонагруженных в силовом отношении роторов с противоположными направлениями вращения, установленных на коаксиальных валах. Преобразователь импульса дополнительно снабжен вторым генератором электрического тока одинаковой мощности. Каждый из этих генераторов соответственно соединен с одним из коаксиальных валов турбины. Возможность равной по величине силовой нагруженности обоих роторов турбины и обеспечение при этом одинаковой мощности обоих генераторов электрического тока помимо их одинаковых соответствующих силовых характеристик осуществляется также их механической связью с передаточным отношением, равным единицы, которая размещена между генераторами электрического тока и выполнена, например, из зацепляющихся трех конических зубчатых колес: -двух центральных одинакового диаметра и одного промежуточного. Центральные колеса раздельно установлены соответственно на разных коаксиальных валах роторов турбины, а промежуточное колесо расположено между центральными колесами с возможностью вращения на оси, установленной в корпусе преобразователя импульса перпендикулярно линии оси турбины. Применение упомянутых двух равнонагруженных роторов турбины исключает возможность передачи на космический аппарат реактивного вращающего момента. Охлаждение и возможность конденсации парообразного рабочего тела в жидкое состояние осуществляется путем уменьшения его энергии при прохождении через турбину, а также обеспечивается за счет возможности отвода теплоты от ракетного двигателя через теплопроводные стенки баллона, для чего между преобразователем импульса и стенками баллона создается свободное пространство с возможностью беспрепятственного движения рабочего тела. Стенки баллона имеют площадь поверхности, обеспечивающую необходимый по величине лучистый теплообмен с внешним пространством, исходя при этом из необходимости обеспечения полной конденсации парообразного рабочего тела в жидкое его состояние и соблюдения соответствующих положений второго начала термодинамики, определяющего возможность работоспособности любой тепловой машины только при условии отвода от нее части тепловой энергии. Излучатели энергии направлены в одну сторону с движением рабочего тела через сопло с возможностью создания при этом реактивной тяги, исходя из упомянутых выше превращений и излучения энергии, обеспечивающих возможность преобразования полного импульса вытекающего из сопла рабочего тела в меньший по величине и не выполняющий полезной работы остаточный импульс, воздействующий на элементы ракетного двигателя.
Турбина сообщается с полостью баллона через выполненное в корпусе преобразователя импульса круговое относительно осевой линии турбины отверстие с возмоиностью выхода пара и конденсата из второго ротора турбины равномерно во все стороны в радиальных направлениях.
В состав рабочего тела введены центры конденсации, например, в виде пылинок, частиц вещества или ионов.
Ядерный реактор, преобразователь энергии в целом и излучатели энергии жестко соединены друг с другом.
На приведенной схеме показано в общем виде устройство ракетного двигателя для космических аппаратов и его действие. Сопло, баллон, турбина, корпус преобразователя импульса и один из генераторов электрического тока на схеме приведены в разрезе. Соответствующими стрелками показано движение рабочего тела из сопла, преобразователя импульса, в полости баллона и по трубопроводу, а также направление излучения электромагнитной и тепловой энергии в пространство излучателями энергии.
Ракетный двигатель для космических аппаратов содержит источник энергии длительного действия, например ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии. Преобразователь энергии выполнен в виде парогенератора 1, насоса 2, сообщающегося с трубопроводом 3 для перемещения жидкого рабочего тела, сопла 4, преобразователя импульса выходящего из сопла парообразного рабочего тела в другие виды энергии и баллона 5, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного материала, полость которого изолирована от окружающей среды и с одной стороны сообщается с соплом 4, а с противоположной стороны - с насосом 2, который соединен с трубопроводом 3, связывающим баллон 5 с парогенератором 1. Преобразователь импульса установлен в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии О-О и выполнен в виде лопаточной машины, например турбины 6, которая связана с генератором электрического тока 7 с возможностью последовательного преобразования на основе фундаментальных законов сохранения и законов термодинамики импульса рабочего тела в момент количества движения и электрическую энергию, преобразуемую в тепловое и электромагнитное излучение с соответствующим уменьшением после выхода из сопла 4 импульса рабочего тела и его динамического давления на противоположную соплу стенку баллона 5. При этом в системе ракетного двигателя осуществляется термодинамический цикл в последовательности соответствующих круговых термодинамических процессов. В качестве рабочего тела используется вещество, способное после выхода из сопла 4 и при последующем расширении и понижении температуры изменять агрегатное состояние при температуре выше температуры окружающей среды, в которой находится баллон 5. Внутренние стенки баллона выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела. В полости баллона 5 содержатся только пары и конденсат рабочего тела.
Турбина 6 выполнена из двух равнонагруженных в силовом отношении роторов с противоположными направлениями вращения, установленных на коаксиальных валах 8. Преобразователь импульса дополнительно снабжен вторым генератором электрического тока 7 одинаковой мощности. Каждый из этих генераторов 7 соответственно соединен с одним из коаксиальных валов 8 турбины 6. Возможность равной по величине силовой нагруженности обоих роторов турбины и обеспечение при этом одинаковой мощности обоих генераторов электрического тока помимо их одинаковых соответствующих силовых характеристик осуществляется также их механической связью с передаточным отношением, равным единице, которая размещена между генераторами электрического тока 7 и выполнена, например, из зацепляющихся трех конических зубчатых колес: -двух центральных 9 одинакового диаметра и одного промежуточного 10. Центральные колеса раздельно установлены соответственно на разных коаксиальных валах 8 роторов турбины, а промежуточное колесо 10 расположено между центральными колесами 9 с возможностью вращения на оси, установленной в корпусе 11 преобразователя импульса перпендикулярно линии оси О-О турбины. Применение упомянутых двух равнонагруженных роторов турбины 6 исключает возможность передачи на космический аппарат реактивного вращающего момента.
Охлаждение и возможность конденсации парообразного рабочего тела в жидкое состояние осуществляется путем уменьшения его энергии при прохождении через турбину, а также обеспечивается за счет возможности отвода теплоты от ракетного двигателя через теплопроводные стенки баллона 5, для чего между преобразователем импульса и стенками баллона создается свободное пространство с возможностью беспрепятственного движения рабочего тела. Стенки баллона имеют площадь поверхности, обеспечивающую необходимый по величине лучистый теплообмен с внешним пространством, исходя при этом из необходимости обеспечения полной конденсации парообразного рабочего тела в жидкое его состояние и соблюдения соответствующих положений второго начала термодинамики, определяющего возможность работоспособности любой тепловой машины только при условии отвода от нее части тепловой энергии.
Излучатели 12 энергии направлены в одну сторону с движением рабочего тела через сопло 4 с возможностью создания при этом реактивной тяги, исходя из упомянутых выше превращений и излучения энергии, обеспечивающих возможность преобразования полного импульса вытекающего из сопла рабочего тела в меньший по величине и не выполняющий полезной работы остаточный импульс, воздействующий на элементы ракетного двигателя.
Турбина 6 сообщается с полостью баллона 5 через выполненное в корпусе 11 преобразователя импульса круговое относительно осевой линии О-О турбины отверстие 13 с возможностью выхода пара и конденсата из второго ротора турбины равномерно во все стороны в радиальных направлениях.
В состав рабочего тела введены центры конденсации, например, в виде пылинок, частиц вещества или ионов.
Ядерный реактор, преобразователь энергии в целом и излучатели энергии жестко соединены друг с другом.
Ракетный двигатель для космических аппаратов работает следующим образом.
Жидкое рабочее тело в парогенераторе 1 нагревается за счет источника энергии длительного действия и превращается в пар, который направляется в сопло 4, где рабочее тело в связи с увеличением скорости приобретает полный импульс, относящийся к начальной форме энергии в описываемом ракетном двигателе, преимущественно обеспечивающей в конечном итоге возможность создания реактивной тяги в ходе последующих превращений и излучения энергии. Вышедшая из сопла 4 в полость баллона 5 струя парообразного рабочего тела воздействует на связанную с генераторами 7 электрического тока двухроторную турбину 6 и приводит роторы турбины во вращение в противоположных направлениях. Вращение от роторов турбины при помощи коаксиальных валов 8 передается на каждый из генераторов 7 электрического тока. Равнонагруженность в силовом отношении обоих роторов турбины 6 и обоих генераторов 7 электрического тока исключает возможность передачи реактивного вращающего момента на космический аппарат. Одинаковую по величине силовую нагруженность обоих роторов турбины 6 обеспечивает также указанная выше их механическая связь с передаточным отношением, равным единице.
Турбина б осуществляет превращение векторного полного импульса выходящего из сопла 4 рабочего тела в скалярный момент количества движения (момент импульса) относительно оси, который последовательно преобразуется в электрическую энергию при помощи генераторов 7 электрического тока на основе всеобщего фундаментального закона сохранения и превращения энергии. При этом упомянутый полный импульс рабочего тела соответственно превращается в меньший по величине остаточный импульс, воздействующий на элементы преобразователя импульса и стенки баллона в противоположном направлении реактивной тяги. Уменьшению отрицательного воздействия остаточного импульса способствует также направление рабочего тела при выходе из турбины через круговое отверстие 13 в корпусе 11 в радиальных направлениях относительно осевой линии О-О преобразователя импульса.
Полная конденсация парообразного рабочего тела в жидкое состояние осуществляется путем уменьшения его совокупной (тепловой и механической) энергии, а соответственно и температуры нагрева, при прохождении через турбину, а также обеспечивается за счет отвода теплоты от ракетного двигателя путем излучения через теплопроводные стенки баллона в окружающее пространство. При этом одновременно обеспечивается соблюдение упомянутых выше положений второго начала термодинамики.
Полной конденсации рабочего тела способствует введение в его состав центров конденсации, например, в виде пылинок, малых частиц вещества или ионов, а также то, что в полости баллона содержатся только пары и конденсат рабочего тела.
Внутренняя поверхность стенок баллона 5 не смачивается жидким конденсатом рабочего тела. В связи с этим конденсат оседает на внутреннюю поверхность стенок баллона в виде капель, которые имеют возможность свободного перемещения в сторону насоса 2 в связи с ускоренным движением космического аппарата под воздействием реактивной тяги. Отсутствие на внутренней поверхности стенок баллона пленки жидкого рабочего тела с малой теплопроводностью способствует увеличению теплового потока через стенки баллона. Образующийся конденсат рабочего тела при помощи насоса 2 и трубопровода 3 отводится в парогенератор 1.
Согласно известному принципу эквивалентности, ускорение космического аппарата под действием реактивной тяги создает на космическом аппарате искусственное тяготение.
Часть выработанной генераторами электрического тока электрической энергии используется на внутренние потребности космического аппарата, в том числе на приведение в действие насоса 2.
Согласованные по направлению движение рабочего тела через сопло 4 и излучение электромагнитной и тепловой энергии при помощи соответствующих излучателей 12 обеспечивают создание реактивной тяги, исходя из упомянутых выше превращений и излучения энергии.
Известно, что изменение энергии не зависит от того, каким способом (в результате каких взаимодействий) происходит переход, т.е. энергия - однозначная функция состояния системы ("Физический энциклопедический словарь" под редакцией А.М.Прохорова, М., "Советская энциклопедия", 1984, стр.902/3-903/1). Источником всех видов энергии в описываемом ракетном двигателе служит, например, ядерный реактор. Начальной формой энергии, обеспечивющей в конечном итоге непосредственную возможность создания реактивной тяги, является наряду с тепловой энергией полный импульс истекающего из сопла 4 парообразного рабочего тела. Преобразователь импульса обеспечивает указанные выше необходимые последовательные превращения начальной формы энергии на основе всеобщих законов сохранения и превращения энергии с последующим ее отводом и излучением. Это приводит к соответствующему уменьшению остаточного импульса рабочего тела, воздействующего на элементы ракетного двигателя. Вместе с тем, по тем же причинам уменьшается температура рабочего тела, что способствует его конденсации в жидкое состояние. Исходя из этого следует, что величина создаваемой ракетным двигателем тяги в конечном итоге зависит от фактически использованной части указанной выше начальной формы энергии, т.е. преимущественно от разности в величинах полного импульса исходящего из сопла парообразного рабочего тела и остаточного импульса рабочего тела, воздействующего на элементы ракетного двигателя, с учетом эффективности использования начальной формы энергии на выполнение полезной работы по созданию реактивной тяги при всех упомянутых выше известных превращениях энергии и указанных способах ее отвода и излучения.
1. Ракетный двигатель для космических аппаратов, содержащий источник энергии длительного действия, например, ядерный реактор, связанный с преобразователем энергии, соединенным с антеннами электромагнитного излучения и тепловыми элементами, обеспечивающими излучение энергии, преобразователь энергии, выполненный в виде парогенератора, насоса, сообщающегося с трубопроводом для перемещения жидкого рабочего тела, сопла, баллона, стенки которого выполнены из газонепроницаемого теплопроводного материала, и с одной стороны сообщается с соплом, а с противоположной стороны - с насосом, который соединен с трубопроводом, связывающим баллон с парогенератором, преобразователя импульса, выходящего из сопла парообразного рабочего тела, в другие виды энергии, установленного в полости баллона за выходом из сопла симметрично его осевой линии и выполненного в виде лопаточной машины, например турбины, которая связана с генератором электрического тока с возможностью преобразования импульса рабочего тела в момент количества движения и электрическую энергию, преобразуемую в тепловое и электромагнитное излучение с соответствующим уменьшением после выхода из сопла импульса рабочего тела и его динамического давления на противоположную соплу стенку баллона, внутренние стенки которого выполнены из материала, не смачиваемого жидким конденсатом рабочего тела, отличающийся тем, что турбина выполнена из двух равнонагруженных в силовом отношении роторов с противоположными направлениями вращения, установленных на коаксиальных валах, а преобразователь импульса дополнительно снабжен вторым генератором электрического тока одинаковой мощности, каждый из генераторов соответственно соединен с одним из коаксиальных валов турбины с обеспечением возможности равной по величине силовой нагруженности обоих роторов турбины и одинаковой мощности обоих генераторов электрического тока, осуществляемых их механической связью с передаточным отношением, равным единице, которая размещена между генераторами электрического тока и выполнена, например, из зацепляющихся трех конических зубчатых колес - двух центральных одинакового диаметра и одного промежуточного, причем центральные колеса раздельно установлены соответственно на разных коаксиальных валах роторов турбины, а промежуточное колесо расположено между центральными колесами с возможностью вращения на оси, установленной в корпусе преобразователя импульса перпендикулярно линии оси турбины.
2. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что турбина сообщается с полостью баллона через выполненное в корпусе преобразователя импульса круговое относительно осевой линии турбины отверстие с возможностью выхода пара и конденсата из второго ротора турбины равномерно во все стороны в радиальных направлениях.
3. Ракетный двигатель по п.1, отличающийся тем, что в состав рабочего тела введены центры конденсации, например, в виде пылинок, частиц вещества или ионов.
www.findpatent.ru
Оглавление:1. Двигательная установка космического аппарата2. Назначение3. Эффективность4. Типы двигательных установок5. Сравнение двигательных установок
Двигательные установки подразделяются на несколько типов в зависимости от физических принципов, лежащих в их основе.
Реактивная двигательная установка изменяет скорость космического аппарата за счет отбрасывания рабочего тела. При этом движение аппарата подчиняется закону сохранения импульса и следствиям из него.
Примерами реактивных двигателей могут служить ракетные двигатели, в том числе электрические, двигатели с использованием сжатого газа, а также экзотические варианты на основе электромагнитных ускорителей. На участке выведения космические аппараты могут использовать реактивные двигатели, работающие на атмосферном кислороде.
Испытания двигателя «Кестрел» компании «SpaceX»
Большинство ракетных двигателей является двигателями внутреннего сгорания. Рабочим телом в них является горячий газ, который образуется при реакции горючего с окислителем в камере сгорания. В некоторых случаях в качестве топлива используются один или более двух компонентов. Продукты химической реакции из камеры сгорания попадают в сопло Лаваля, обеспечивающее максимальное преобразование тепловой энергии в кинетическую. Скорость газа на выходе обычно десятикратно превышает скорость звука на уровне моря.
Химические ракетные двигатели являются самыми мощными среди всех видов двигателей космических аппаратов. Они используются в том числе при выводе аппаратов в космос.
Проект ионного ракетного двигателя предполагает разогрев плазмы или ионизированного газа внутри «магнитной бутылки» и выпуск его через «магнитное сопло». При этом плазма не контактирует с частями аппарата. Создание подобного двигателя представляет собой чрезвычайно сложную задачу, но его принципы уже используются в ядерной физике или проходят апробацию в лабораторных условиях.
Испытания ионного двигателя
Помимо ускорения рабочего тела за счет газодинамических и гиродинамических сил, возможно использование прямого воздействия на его частицы. Для этого используются электромагнитные силы, а в качестве рабочего тела выбирается, как правило, газ. За счет электрической энергии газ сначала ионизируется, а затем ускоряется электрическим полем и с высокой скоростью выбрасывается из двигателя.
Возможность создания такого двигателя в 1906 году впервые упомянул Роберт Годдард в своей записной книжке. В 1911 году подобную идею опубликовал Константин Циолковский.
Для электрических ракетных двигателей энергетическая эффективность обратно пропорциональна скорости истечения рабочего тела и создаваемой тяги. Из-за этого при современном развитии энергетики двигательные установки такого типа являются маломощными, но при этом практически не расходуют рабочее тело.
При полётах на относительно близких расстояниях от Солнца энергию для электрических ракетных двигателей можно получать с помощью солнечных батарей. При полетах в дальний космос требуется использовать другой источник энергии, например, ядерную установку.
Возможности энергетической установки являются основным сдерживающим фактором при использовании электрических ракетных двигателей, так как вместе с количеством вырабатываемой энергии растет и масса самой установки, что повышает массу космического аппарата и требуемую тягу для его ускорения.
Существующие ядерные силовые установки примерно в два раза легче солнечных батарей той же мощности при работе в окрестностях земной орбиты. Химические генераторы не используются из-за более короткого времени работы. Одним из перспективных вариантов электропитания космического аппарата является передача энергии в виде луча, но потери на рассеивание в этом случае делают такой способ неподходящим для дальних перелетов.
К электрическим ракетным двигателям относятся:
В электротермических и электромагнитных двигателях ионы и электроны ускоряются одновременно, что устраняет необходимость нейтрализации потока.
По данным NASA, размер космического паруса должен быть порядка полукилометра
Закон сохранения импульса устанавливает, что без отбрасывания рабочего тела изменить положение центра масс космического аппарата невозможно. Однако в космосе действуют гравитационные силы, магнитные поля и солнечная радиация. Несколько двигательных установок основаны на их использовании, но из-за распределения этих сил в пространстве, установки имеют большой размер.
Существует несколько двигателей, не требующих или требующих крайне малое количество рабочего тела. К ним относятся тросовые системы,, солнечные паруса, использующие давление света, и магнитные паруса, отражающие солнечный ветер с помощью магнитного поля.
Космический аппарат подчиняется закону сохранения момента импульса, поэтому вместо вращения вокруг центра масс в качестве двигательной установки может быть использована часть этого аппарата, поворачиваемая в противоположную сторону. При этом не требуется расхода рабочего тела, однако на аппарат влияют внешние силы, например, гравитационные или аэродинамические, из-за чего периодически требуется «разгрузка» основной двигательной установки другим способом, например, за счет реактивных двигателей. Реализацией данного принципа являются силовые гироскопы.
Ещё одним способом использования гравитационного поля планеты является инерционный двигатель. Он основан на изменении момента инерции аппарата на различных участках орбиты, однако для получения ощутимого эффекта размеры системы должны быть достаточно большими.
Также для изменения траектории космического аппарата используется гравитационный манёвр. В этом случае для разгона или торможения используется гравитация небесных тел. При использовании ракетного двигателя эффективность гравитационного манёвра можно повысить.
Полет через червоточину в представлении художника
Существует несколько гипотетических вариантов двигательных установок космических аппаратов, основанных на новых физических принципах и, возможно, не реализуемые на практике. К настоящему моменту особый интерес вызывают следующие:
Просмотров: 3735
www.vonovke.ru
| Твердотопливный ракетный двигатель | &0000000000000002.5000001 — 4 | &0000000000100000.000000103 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000007.000000~ 7 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Гибридный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001,5 — 4,2 | &0000000000001000.000000<0,1 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000003.000000> 3 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Однокомпонентный ракетный двигатель | &0000000000000002.0000001 — 3 | &0000000000000003.1622780,1 — 100 | &0000000000000001.000000миллисекунды/минуты | &0000000000000003.000000~ 3 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Жидкостный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001,0 — 4,7 | &0000000000001000.0000000,1 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000009.000000~ 9 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Ионный двигатель | &0000000000000112.50000015 — 210[16] | &0000000000000000.10000010−3 — 10 | &0000000009109894.427489месяцы/годы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Двигатель на эффекте Холла | &0000000000000029.0000008 — 50 | &0000000000000000.10000010−3 — 10 | &0000000009109894.427489месяцы/годы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09[17] |
| Резисторный ракетный двигатель[en] | &0000000000000004.0000002 — 6 | &0000000000000000.31622810−2 — 10 | &0000000000000060.000000минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[18] |
| Электрический ракетный двигатель термический | &0000000000000010.0000004 — 16 | &0000000000000000.31622810−2 — 10 | &0000000000000060.000000минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[источник не указан 3065 дней] |
| Электростатический ракетный двигатель | &0000000000000115.000000100[19] — 130 | &-1-1-1-1000000000000.00003210−6[19] — 10−3[19] | &0000000009109894.427489месяцы/годы | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[19] |
| Пульсирующий плазменный двигатель | &0000000000000020.000000~ 20 | &0000000000000000.100000~ 0.1 | &0000000016099689.437998~2 000-10 000 ч | ? | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07 |
| Двухрежимный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001 — 4,7 | &0000000000001000.0000000.1 — 107 | &0000000000000001.000000миллисекунды/минуты | &0000000000000006.000000~ 3 — 9 | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07 |
| Солнечный парус | &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000 (давление света)145 — 750 (солнечный ветер) | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 на 1 а. е.230 на 0,2 а. е.10−10 на 4 св. годах(для паруса площадью 1 км²) | неограниченно | &0000000000000040.000000> 40 | &0000000000000006.6670009, 6, 5 |
| Трехкомпонентный ракетный двигатель | &0000000000000003.9000002,5 — 5,3 | &0000000000001000.0000000,1 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000009.000000~ 9 | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[20] |
| Магнитоплазмодинамический двигатель | &0000000000000060.00000020 — 100 | &&&&&&&&&&&&0100.&&&&&0100 | &0000000000604800.000000недели | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[21] |
| Ядерный ракетный двигатель | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09[22] | &0000000010000000.000000107[22] | &0000000000000060.000000минуты[22] | &0000000000000020.000000> ~ 20 | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Электромагнитный ускоритель | &0000000000000015.0000000 — ~30 | &0000000001000000.000000104 — 108 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Тросовая система | — | &0000000001000000.0000001 — 1012 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000007.000000~ 7 | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07[23] |
| Прямоточный воздушно-реактивный двигатель | &0000000000000005.5000005 — 6 | &0000000000001000.0000000.1 — 107 | &0000000000000007.745967секунды/минуты | &0000000000000007.000000> 7? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[24][25] |
| Двигатель с ожижением атмосферного воздуха | &&&&&&&&&&&&&&04.5000004,5 | &0000000000100000.000000103 — 107 | &0000000000000007.745967секунды/минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Пульсирующий индуктивный двигатель | &0000000000000045.00000010[26] — 80[26] | &&&&&&&&&&&&&020.&&&&&020 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05[26] |
| Электромагнитный ракетный ускоритель | &0000000000000155.00000010 — 300 | &0000000000000620.00000040 — 1,200 | &0000000000481054.840949дни/месяцы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05 |
| Плазменный двигатель | &0000000000000070.00000010 — 130 | &0000000000000000.3162280.1 — 1 | &0000000000481054.840949дни/месяцы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05 |
| Солнечный ракетный двигатель | &0000000000000009.5000007 — 12 | &0000000000000010.0000001 — 100 | &0000000000604800.000000недели | &0000000000000020.000000> ~ 20 | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04[27] |
| Радиоизотопный ракетный двигатель | &0000000000000007.5000007 — 8 | &0000000000000001.4000001.3 — 1.5 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04 |
| Ядерный электрический ракетный двигатель | переменная | переменная | переменная | ? | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04 |
| Проект «Орион» (ядерный «взрыволёт») | &0000000000000060.00000020 — 100 | &0000031622776601.683998109 — 1012 | &0000000000604800.000000несколько дней | &0000000000000045.000000~ 30 — 60 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03[28][29] |
| Космический лифт | — | — | неограниченно | &0000000000000012.000000> 12 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Ракетный двигатель SABRE[en] | &0000000000000017.25000030/4,5 | &0000000000001000.0000000.1 — 107 | &0000000000000060.000000minutes | &&&&&&&&&&&&&&09.4000009,4 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Магнитный парус | &0000000000000447.500000145 — 750 | &&&&&&&&&&&&&070.&&&&&070/40 тонн[30] | неограниченно | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Мини-магнитосферный плазменный двигатель[en] | &&&&&&&&&&&&0200.&&&&&0200 | &0000000000000400.000000~1 Н/кВт | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03[31] |
| Лучевой (лазерный) двигатель | переменная | переменная | переменная | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Пусковая петля/космический мост | — | &0000000000010000.000000~104 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000020.500000≫ 11 — 30 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Проект «Дедал» | &0000000000000510.00000020 — 1000 | &0000031622776601.683998109 — 1012 | &0000000031557600.000000годы | &0000000000015000.000000~ 15 000 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Газофазный ядерный реактивный двигатель | &0000000000000015.00000010 — 20 | &0000000000031622.776602103 — 106 | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива | &&&&&&&&&&&&0100.&&&&&0100 | &0000000000100000.000000103 — 107 | &0000000000001800.000000полчаса | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Парус на частицах ядерного распада | ? | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Ракетный двигатель на частицах ядерного распада | &&&&&&&&&&015000.&&&&&015 000 | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Фотонный двигатель | &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000 | &-1-100000000000000.00316210−5 — 1 | &0000000099793893.488530годы/десятилетия | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Термоядерный ракетный двигатель | &0000000000000550.000000100 — 1000 | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Каталитический ядерный импульсный ракетный двигатель на антиматерии | &0000000000002100.000000200 — 4000 | ? | &0000000000228592.913276дни/недели | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Межзвёздный прямоточный двигатель Бассарда | &0000000000010001.1000002.2 — 20 000 | ? | неограниченно | &0000000000030000.000000~30 000 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Варп-двигатель | > 300 000 | ? | ? | неограниченно | &&&&&&&&&&&&&&01.&&&&&01 |
http-wikipediya.ru
