Курсовая работа
По теме:
" Электрические ракетные ионные двигатели "
Общая теория электрических ракетных двигателей (ЭРД)
Общие принципы ЭРД
Основоположник космонавтики К.Э. Циолковский впервые в 1911 г. высказал мысль, что с помощью электричества можно придавать громадную скорость частицам, выбрасываемым из реактивного прибора. Позже класс двигателей, основанных на этом принципе, стали называть электрическими ракетными двигателями [10]. Однако до сих пор не существует общепринятого и вполне однозначного определения ЭРД.
В Физическом энциклопедическом словаре ЭРД – это ракетный двигатель, в котором рабочим телом служит ионизированный газ (плазма), ускоряемый преимущественно электромагнитными полями; в энциклопедии «Космонавтика» – это двигатель, в котором в качестве источника энергии для создания тяги используется электрическая энергия, вырабатываемая бортовой энергоустановкой космического аппарата, в Политехническом словаре приводится третий вариант определения ЭРД: это реактивный двигатель, в котором рабочее тело разгоняется до высоких скоростей с использованием электрической энергии.
Наиболее логично электрическими ракетными двигателями называть двигатели, в которых для разгона рабочего тела используется электрическая энергия, причем источник энергии может находиться как на борту космического аппарата (КА), так и вне его. В последнем случае энергия либо непосредственно подводится к ускоряющей системе от внешнего источника, либо передается на КА с помощью сфокусированного пучка электромагнитного излучения.
Такого взгляда на ЭРД придерживались и пионеры космонавтики – Ю.В. Кондратюк, Г. Оберт, Ф.А. Цандер, В.П. Глушко. В работе Ю.В. Кондратюка1 рассматривался КА, на который падает сконцентрированный луч света, и электрический реактивный двигатель, основанный на электростатическом ускорении крупных заряженных частиц, например, графитового порошка. В той же работе указаны конкретные способы повышения эффективности электродинамического ускорителя массы (ЭДУМ) в применении плазменного контакта и разгона в вакууме. В 1929 г. Г. Оберт2 описал ионный двигатель. В 1929–1931 гг. впервые был создан и испытан в лаборатории импульсный электротермический ЭРД, автором которого является основоположник ракетного двигателестроения В.П. Глушко. Им же был предложен и сам термин «электрический ракетный двигатель».
Однако дальнейшего развития в тот период работы по ЭРД не получили из-за отсутствия легких и эффективных источников энергии. Эти работы были возобновлены в СССР и за рубежом после запуска в нашей стране в 1957 г. первого искусственного спутника Земли и первого полета в космос в 1961 г. человека – гражданина СССР Ю.А. Гагарина. В эти годы по инициативе С.П. Королева и И.В. Курчатова была принята, комплексная программа научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ по ЭРД разных типов. Одновременно были развернуты работы по созданию эффективных источников энергии для КА (солнечные батареи, химические аккумуляторы, топливные элементы, ядерные реакторы, радиоизотопные источники). Основное направление исследований, сформулированных в этой программе, состояло в разработке научных основ и создании высокоэффективных образцов ЭРД, предназначенных для решения задач промышленного освоения околоземного космического пространства и обеспечения научных исследований Солнечной системы.
Наиболее важное значение для формирования современной теории ЭРД имели следующие научно-технические идеи.
Принцип электродинамического ускорения, предложенный в 1957 г. Л.А. Арцимовичем и его сотрудниками [2], был положен в основу ускорителей разных классов – импульсных ЭРД на газообразном и твердом рабочем веществе, стационарных сильноточных ЭРД.
Принцип бездиссипативного ускорения ионов в замагниченной плазме самосогласованным электрическим полем. Этот механизм реализуется в плазменных двигателях с азимутальным дрейфом электронов, в торцевых холловских двигателях, в определенной степени в импульсных двигателях с электромагнитным разгоном плазмы. В наиболее последовательной форме этот метод ускорения реализован в двигателе с анодным слоем (ДАС) – оптимальном варианте двигателей с азимутальным дрейфом электронов. В первоначальной форме идея ДАС была сформулирована А.В. Жариновым в конце 50-х годов; позже на основе этой идеи, дополненной рядом изобретений, были разработаны высокоэффективные двух- и одноступенчатые двигатели с азимутальным дрейфом.
В США Г. Кауфман предложил принцип плазменно-ионного двигателя (ПИД), в котором ионы также разгоняются продольным электрическим полем, однако в отличие от ДАС они предварительно вытягиваются из плазменного разряда с электронами, осциллирующими в продольном магнитном поле. Плазменно-ионный двигатель обладает высоким КПД и ресурсом, но проигрывает ДАС в универсальности и диапазоне регулирования рабочих характеристик.
В связи с проводившимися в последние годы проектными исследованиями космических солнечных электростанций возродился интерес к схемам ЭРД с подводом энергии от внешнего источника. Развивая идеи К.Э. Циолковского и Ю.В. Кондратюка, Г.И. Бабат1 в 1943 г. предложил использовать энергию, передаваемую на летательный аппарат в виде хорошо сфокусированного пучка СВЧ-излучения с земли или космического аппарата. В 1971 г. А. Кантровиц для тех же целей рассматривал лазерное излучение.
В 1975 г. Дж О'Нейл предложил использовать электродинамический ускоритель массы (ЭДУМ) для транспортировки в космос с поверхности Луны материалов, предназначенных для строительства космических солнечных электростанций. Очевидно, эти проекты ориентированы на решение задач отдаленной перспективы, строительства орбитальных объектов околоземной энергопроизводственной инфраструктуры.
Особенности двигательных установок с малой тягой
Разделение в ЭРД источника энергии и рабочего вещества позволяет преодолеть ограничение, присущее химическим двигателям, – относительно невысокую скорость истечения. Но, с другой стороны, если используется бортовой источник энергии, неизбежно возникает другое ограничение – сравнительно малая тяга. Поэтому, если не рассматривать пока особых случаев, например, световых двигателей, ЭРД следует отнести к классу двигателей малой тяги, которые способны обеспечить лишь небольшое ускорение, а потому пригодны дан выполнения различных транспортных операций непосредственно в космическом пространстве. ЭРД, как правило, – это космические ракетные двигатели малой тяги.
Если, например, двигатель развивает тягу 10 Н,; масса КА 10 т, то создаваемое им ускорение составит 10» 3 м/с2 , т.е. примерно 10» 4g 0 ( go – ускорение свободного падения на поверхности Земли). Разумеется, такой двигатель не пригоден для выведения космических аппаратов с Земли на орбиты искусственных спутников.
Эта ситуация может измениться, когда будут соз1аны эффективные лазерные двигатели или электродинамические ускорители массы, отличительная особенность которых состоит в том, что источник энергии не обязательно находится на борту КА. В этом случае должно говорить об ЭРД, который обеспечивает высокую скорость истечения и большое ускорение одновременно.
Чтобы выявить другие специфические особенности ЭРД как космических двигателей, рассмотрим задачу перехода между двумя околоземными круговыми орбитами. Обратимся к уравнению Циолковского
(1.1) где и' и v– приращение скорости КА и скорость истечения рабочего вещества соответственно; Мо – начальная масса КА; Мк = Мо – mt – масса К А на конечной орбите. Здесь t – время перехода между орбитами; т – расход массы рабочего вещества. Из (1.1) приращение скорости
(1.2) Изменение кинетической энергии КА при полете происходит со скоростью
После подстановки значения w в последнее выражение из формулы 1.2
Получаем
(1.5) Траектория перехода между двумя круговыми орбитами имеет вид разворачивающейся спирали. При полете в гравитационном поле Земли вследствие работы двигательной установки происходит превращение тяги ЭРД постоянно совпадает по направлению со скоростью КА; сила тяготения при этом всегда перпендикулярна вектору скорости.
Потенциальная энергия КА при его движении по круговой траектории в центральном поле Земли равна
где М и М з – масса КА и Земли соответственно; у – гравитационная постоянная.
Обозначая радиус начальной круговой орбиты через Ro , а конечной – через R , потенциальную энергию К А при переходе между этими орбитами определяем по формуле
(1.6) Когда двигатель малой тяги работает непрерывно, происходит постоянное превращение кинетической энергии в потенциальную. Приравнивая на этом основании выражения (1.5) и (1.6), находим
а время перелета
(1.8) На рис. 1.1 для сравнения показаны соответствующие зависимости для двух типов двигательных установок – с большой и малой тягой соответственно, В случае малой тяги величина Мк /М0 оказывается в несколько раз больше, время перелета при этом, однако, значительно увеличивается. Это отличает ЭРД от других типов ракетных двигателей.
mirznanii.com
| пригоден для полетов к внешним планетам Солнечной системы[1] |
Электри́ческий раке́тный дви́гатель (ЭРД) — ракетный двигатель, принцип работы которого основан на преобразовании электрической энергии в направленную кинетическую энергию частиц[2]. Также встречаются названия, включающие слова реактивный и движитель.
Комплекс, состоящий из набора ЭРД, системы хранения и подачи рабочего тела (СХиП), системы автоматического управления (САУ), системы электропитания (СЭП), называется электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ).
Идея использовать для ускорения электрическую энергию в реактивных двигателях возникла практически в начале развития ракетной техники. Известно, что такую идею высказывал К. Э. Циолковский. В 1916—1917 годах Р. Годдард провёл первые эксперименты, а в 30-х годах XX столетия в СССР под руководством В. П. Глушко был создан один из первых действующих ЭРД.
С самого начала предполагалось, что разнесение источника энергии и ускоряемого вещества позволит обеспечить высокую скорость истечения рабочего тела (РТ), а также и меньшую массу космического аппарата (КА) за счёт снижения массы хранимого рабочего тела. Действительно, в сравнении с другими ракетными двигателями ЭРД позволяют значительно увеличить срок активного существования (САС) КА, существенно при этом снизив массу двигательной установки (ДУ), что, соответственно, позволяет увеличить полезную нагрузку, либо улучшить массо-габаритные характеристики самого КА.
Расчёты показывают, что использование ЭРД позволит сократить длительность полёта к дальним планетам (в некоторых случаях даже сделать такие полёты возможными) или, при той же длительности полёта, увеличить полезную нагрузку.
Начиная с середины 1960-х годов в СССР и в США начались натурные испытания ЭРД, а в начале 1970-х ЭРД стали использоваться как штатные ДУ.
В настоящее время ЭРД широко используются как в ДУ спутников Земли, так и в ДУ межпланетных КА.
Классификация ЭРД не устоялась, однако в русскоязычной литературе обычно принято классифицировать ЭРД по преобладающему механизму ускорения частиц. Различают следующие типы двигателей:
Принятая в русскоязычной литературе классификация электроракетных двигателей ЭТД, в свою очередь, делятся на электронагревные (ЭНД) и электродуговые (ЭДД) двигатели.
Электростатические делятся на ионные (в том числе коллоидные) двигатели (ИД, К
Идея использовать для ускорения электрическую энергию в реактивных двигателях возникла практически в начале развития ракетной техники. Известно, что такую идею высказывал К. Э. Циолковский. В 1916—1917 годах Р. Годдард провёл первые эксперименты, а в 30-х годах XX столетия в СССР под руководством В. П. Глушко был создан один из первых действующих ЭРД.
С самого начала предполагалось, что разнесение источника энергии и ускоряемого вещества позволит обеспечить высокую скорость истечения рабочего тела (РТ), а также и меньшую массу космического аппарата (КА) за счёт снижения массы хранимого рабочего тела. Действительно, в сравнении с другими ракетными двигателями ЭРД позволяют значительно увеличить срок активного существования (САС) КА, существенно при этом снизив массу двигательной установки (ДУ), что, соответственно, позволяет увеличить полезную нагрузку, либо улучшить массо-габаритные характеристики самого КА.
Расчёты показывают, что использование ЭРД позволит сократить длительность полёта к дальним планетам (в некоторых случаях даже сделать такие полёты возможными) или, при той же длительности полёта, увеличить полезную нагрузку.
Начиная с середины 1960-х годов в СССР и в США начались натурные испытания ЭРД, а в начале 1970-х ЭРД стали использоваться как штатные ДУ.
В настоящее время ЭРД широко используются как в ДУ спутников Земли, так и в ДУ межпланетных КА.
Классификация ЭРД не устоялась, однако в русскоязычной литературе обычно принято классифицировать ЭРД по преобладающему механизму ускорения частиц. Различают следующие типы двигателей:
Принятая в русскоязычной литературе классификация электроракетных двигателей ЭТД, в свою очередь, делятся на электронагревные (ЭНД) и электродуговые (ЭДД) двигатели.
Электростатические делятся на ионные (в том числе коллоидные) двигатели (ИД, КД) — ускорители частиц в униполярном пучке, и ускорители частиц в квазинейтральной плазме. К последним относятся ускорители с замкнутым дрейфом электронов и протяжённой (УЗДП) или укороченной (УЗДУ) зоной ускорения. Первые принято называть стационарными плазменными двигателями (СПД), также встречается (всё реже) наименование — линейный холловский двигатель (ЛХД), в западной литературе именуется холловским двигателем. УЗДУ обычно называются двигателями с ускорением в анодном слое (ДАС).
К сильноточным (магнитоплазменным, магнитодинамическим) относят двигатели с собственным магнитным полем и двигатели с внешним магнитным полем (например, торцевой холловский двигатель — ТХД).
Импульсные двигатели используют кинетическую энергию газов, появляющихся при испарении твёрдого тела в электрическом разряде.
В качестве рабочего тела в ЭРД могут применяться любые жидкост
ruwikiorg.ru
Электри́ческий раке́тный дви́гатель (ЭРД) — ракетный двигатель, принцип работы которого основан на преобразовании электрической энергии в кинетическую энергию частиц [1]. Также встречаются названия, включающие слова реактивный и движитель. Комплекс, состоящий из набора ЭРД, системы хранения и подачи рабочего тела (СХиП), системы автоматического управления (САУ), системы электропитания (СЭП), называется электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ).
Идея использовать для ускорения рабочего тела (РТ) в реактивных двигателях электрическую энергию возникла практически в начале развития ракетной техники. Известно, что такую идею высказывал К.Э. Циолковский. В 1916 — 1917 годах Р. Годдард провёл первые эксперименты, а в 30-х годах XX столетия в СССР под руководством В.П. Глушко был создан один из первых действующих ЭРД.
С самого начала предполагалось, что разнесение источника энергии и ускоряемого вещества позволит обеспечить высокую скорость истечения РТ, а также и меньшую массу космического аппарата (КА) за счёт снижения массы хранимого рабочего тела. Действительно, в сравнении с другими ракетными двигателями ЭРД позволяют значительно увеличить срок активного существования (САС) КА, существенно при этом снизив массу двигательной установки (ДУ), что, соответственно, позволяет увеличить полезную нагрузку (либо улучшить массо-габаритные характеристики самого КА).
Расчёты показывают, что использование ЭРД позволит сократить длительность полёта к дальним планетам (в некоторых случаях даже сделать такие полёты возможными) или, при той же длительности полёта, увеличить полезную нагрузку.
Начиная с середины 60-х годов в СССР и в США начались натурные испытания ЭРД, а в начале 70-х ЭРД стали использоваться как штатные ДУ.
В настоящее время ЭРД широко используются как в ДУ спутников Земли, так и в ДУ межпланетных КА.
Классификация ЭРД не устоялась, однако в русскоязычной литературе обычно принято классифицировать ЭРД по преобладающему механизму ускорения частиц. Различают следующие типы двигателей:
ЭТД, в свою очередь, делятся на электронагревные (ЭНД) и электродуговые (ЭДД) двигатели.
Электростатические делятся на ионные (в т.ч. коллоидные) двигатели (ИД, КД) — ускорители частиц в униполярном пучке, и ускорители частиц в квазинейтральной плазме. К последним относятся ускорители с замкнутым дрейфом электронов и протяжённой (УЗДП) или укороченной (УЗДУ) зоной ускорения. Первые принято называть стационарными плазменными двигателями (СПД), также встречается (всё реже) наименование — линейный холловский двигатель (ЛХД), в западной литературе именуется холловским двигателем. УЗДУ обычно называются двигателями с ускорением в анодном слое (ДАС).
К сильноточным (магнитоплазменным, магнитодинамическим) относят двигатели с собственным магнитным полем и двигатели с внешним магнитным полем (например, торцевой холловский двигатель — ТХД).
Импульные двигатели используют кинетическую энергию газов, появляющихся при испарении твёрдого тела в электрическом разряде.
В качестве рабочего тела в ЭРД могут применяться любые жидкости и газы, а также их смеси. Тем не менее, для каждого типа двигателей существуют рабочие тела, применение которых позволяет достигнуть наилучших результатов. Для ЭТД традиционно используется аммиак, для электростатических — ксенон, для сильноточных — литий, для импульсных — фторопласт.
Недостатком ксенона является его стоимость, обусловленная небольшим годовым производством (менее 10 тонн в год во всём мире), что вынуждает исследователей искать другие РТ, похожие по характеристикам, но менее дорогие. В качестве основного кандидата на замену рассматривается аргон. Он также является идеальным газом, но, в отличии от ксенона имеет большую энергию ионизации при меньшей атомной массе. Энергия, затраченная на ионизацию на единицу ускоренной массы, является одним из источников потерь КПД.
ЭРД характеризуются малым массовым расходом РТ и высокой скоростью истечения ускоренного потока частиц. Нижняя граница скорости истечения примерно совпадает с верхней границей скорости истечения струи химического двигателя и составляет около 3 000 м/с. Верхняя граница теоретически неограничена (в пределах скорости света), однако для перспективных моделей двигателей рассматривается скорость, не превышающая 200 000 м/с. В настоящее время для двигателей различных типов оптимальной считается скорость истечения от 16 000 до 60 000 м/с.
В связи с тем, что процесс ускорения в ЭРД проходит при низком давлении в ускорительном канале (концентрация частиц не превышает 1020 частиц/м3), плотность тяги довольно мала, что ограничивает применение ЭРД: внешнее давление не должно превышать давление в ускорительном канале, а ускорение КА очень мало (десятые или даже сотые g). Исключением из этого правила могут быть ЭДД на малых КА.
Электрическая мощность ЭРД колеблется от сотен ватт до мегаватт. Применяемые в настоящее время на КА ЭРД имеют мощность от 800 до 2 000 Вт.
ЭРД характеризуются не очень высоким КПД — от 30 до 60%.
mediaknowledge.ru
Группа изобретений относится к области электроракетных двигателей, в частности к стационарным плазменным двигателям, к двигателям с анодным слоем и к ионным двигателям. Электроракетный двигатель содержит разрядную камеру с анодом, соединенным трубопроводом с системой подачи рабочего тела, магнитную систему и установленный за выходным срезом разрядной камеры катод. Последний включает термоэмиссионный элемент, нагреватель и экраны. В катоде установлена кольцевая камера. Эта камера содержит барий и окись бария. Эта камера образована профилированным металлическим кольцом и герметично соединенным с ним термоэмиссионным элементом. Последний выполнен в виде кольца из пористого вольфрама. Снаружи кольцевой камеры установлен спиральный нагреватель. Нагреватель окружен экранами. Катод установлен коаксиально с разрядной камерой. Внутренний диаметр термоэмиссионного элемента больше внутреннего диаметра наружного кольца разрядной камеры. Имеется вариант выполнения электроракетного двигателя. В этом варианте наружный диаметр термоэмиссионного элемента выполнен меньше наружного диаметра внутреннего кольца разрядной камеры. Имеется способ эксплуатации электроракетного двигателя. Способ состоит в том, что включают разогрев катода, подают рабочее тело в анод двигателя и включают напряжение разряда, термоэмиссионный элемент катода нагревают до температуры 850-920°С. Группа изобретений направлена на увеличение удельных характеристик двигателя, упрощение конструкции катода, снижение требований к чистоте рабочего тела и уменьшение тепловых потерь в катод. 3 н.п. ф-лы. 2 ил. 
Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигателей (ЭРД).
Электроракетные двигатели, такие как стационарные плазменные двигатели (СПД), двигатели с анодным слоем (ДАС), ионные двигатели (ИД), традиционно используют полые катоды для нейтрализации истекающего из двигателя ионного пучка. Полый катод представляет собой конструктивно и технологически сложный агрегат [1], через который подается 8-10% высокочистого рабочего тела (ксенона), помимо того содержащий собственный узел для дополнительной очистки ксенона (геттер), а также эмиттер, выполненный из гексаборида лантана, нагреватель, поджигной электрод и систему тепловых экранов.
Поскольку, как правило, полый катод установлен несимметрично относительно продольной оси ЭРД, то существенное влияние на характеристики двигателя, его ресурс и запуск оказывает месторасположение катода. Известен ЭРД по патенту РФ №2024785, содержащий разрядную камеру с анодом, магнитную систему, полый катод, установленный снаружи двигателя под углом 45° к его продольной оси и на оптимальном расстоянии от среза ЭРД, что позволило уменьшить отклонение вектора тяги от геометрической оси двигателя.
За прототип (для варианта 1 ЭРД) принят электроракетный двигатель (например, СПД) [2], состоящий из четырех основных элементов: полого катода, анода, одновременно выполняющего функцию газораспределителя, разрядной камеры и магнитной системы. Разрядная камера выполнена в виде наружного и внутреннего колец из диэлектрика, образующих кольцевую полость, внутри которой установлен кольцевой анод, соединенный трубопроводом с системой подачи рабочего тела. В анод подается 90-92% рабочего тела (ксенона высокой чистоты). Остальная часть рабочего тела подается по трубопроводу в полый катод, включающий геттер, термоэмиссионный элемент (из гексаборида лантана), нагреватель, поджигной электрод и систему тепловых экранов.
Полый катод кроме нейтрализации ионного пучка выполняет функции катода, замыкая электрическую цепь.
ЭРД - прототип (для варианта 2 ЭРД) является двигателем с размещением катода внутри центрального магнитопровода (патент России №2030134). Если такое симметричное размещение полого катода конструктивно возможно, то это дает повышение тяговых характеристик на 5-7%.
Недостатком ЭРД-прототипов (для вариантов 1 и 2 ЭРД) является необходимость подачи до 10% рабочего тела (ксенона) в полый катод. Эта часть рабочего тела не ускоряется в двигателе, что существенно снижает характеристики (тягу, удельный импульс и кпд) ЭРД. Кроме того, в полый катод нужно подавать исключительно рабочее тело высокой степени очистки, а следовательно, учитывая, что рабочее тело анодной и катодной магистралей хранится в одном баллоне, до 90% рабочего тела анодной магистрали (без достаточной необходимости) также высокой чистоты, что значительно удорожает стоимость рабочего тела.
Конструкция полого катода является сложной. Она содержит геттер, тракты подачи рабочего тела, сложную систему тепловых экранов, так как эмиссионный элемент (выполненный из гексаборида лантана) полого катода работает при высокой температуре (порядка 1700°С).
Способ эксплуатации ЭРД [3], принятый за прототип, состоит в том, что предварительно нагревают эмиссионный элемент катода до температуры порядка 1700°С, подают в него и в анод ксенон высокой чистоты, включают разрядное напряжение и затем подают напряжение поджига на полый катод.
Недостатком способа эксплуатации ЭРД-прототипа является необходимость работы полого катода при высоких температурах, что значительно увеличивает тепловые потери, и необходимость подачи части рабочего тела в катод.
Задачей предполагаемого изобретения является увеличение удельных характеристик ЭРД, упрощение конструкции катода, снижение требований к чистоте рабочего тела и уменьшение тепловых потерь в катод.
Задача решается следующим образом:
в электроракетном двигателе (варианте 1), содержащем разрядную камеру с анодом, соединенным трубопроводом с системой подачи рабочего тела, магнитную систему и установленный за выходным срезом разрядной камеры катод, включающий термоэмиссионный элемент, нагреватель и экраны, в катоде установлена кольцевая камера, содержащая барий и окись бария и образованная профилированным металлическим кольцом и герметично соединенным с ним кольцевым термоэмиссионным элементом, выполненным в виде кольца из пористого вольфрама, причем снаружи кольцевой камеры установлен спиральный нагреватель, окруженный экранами, при этом катод установлен коаксиально с разрядной камерой, причем внутренний диаметр термоэмиссионного элемента больше внутреннего диаметра наружного кольца разрядной камеры;
в электроракетном двигателе (варианте 2), содержащем разрядную камеру с анодом, соединенным трубопроводом с системой подачи рабочего тела, магнитную систему со сквозным отверстием по продольной оси двигателя и установленный за выходным срезом разрядной камеры и коаксиально с ней катод, включающий термоэмиссионный элемент, нагреватель и экраны, в катоде установлена кольцевая камера, содержащая барий и окись бария и образованная профилированным металлическим кольцом и герметично соединенным с ним термоэмиссионным элементом, выполненным в виде кольца из пористого вольфрама, причем во внутренней полости катода снаружи кольцевой камеры расположен спиральный нагреватель, при этом наружный диаметр термоэмиссионного элемента меньше наружного диаметра внутреннего кольца разрядной камеры;
в способе эксплуатации электроракетного двигателя, состоящем в том, что включают разогрев катода, подают рабочее тело в анод двигателя, включают напряжение разряда, термоэмиссионный элемент катода нагревают до температуры 850-920°С.
На фиг.1 и 2 представлены первый и второй варианты предлагаемых электроракетных двигателей (например, СПД), где 1 - разрядная камера; 2 - кольцевой анод; 3 - трубопровод анодный; 4 - токоподводы; 5 - магнитная система; 6 - клапан; 7 - катод; 8 - кронштейн; 9 - изолятор; 10 - термоэмиссионный элемент катода; 11 - корпус двигателя; 12 - барий и окись бария; 13 - профилированное металлическое кольцо; 14 - спиральный нагреватель; 15 - электроразделитель; 16 - внутреннее кольцо разрядной камеры; 17 - наружное кольцо разрядной камеры; 18 - экраны.
На фиг.1 изображен первый вариант ЭРД, в котором катод охватывает истекающую из двигателя струю. Двигатель содержит выполненную из диэлектрика разрядную камеру 1 в виде открытого с одной стороны тора, образованную наружным 17 и внутренним 18 кольцами, внутри которой установлен кольцевой анод 2, одновременно выполняющий функцию газораспределителя и трубопроводом 3 связанный с системой хранения и подачи рабочего тела; магнитную систему 5; катодный и анодный токоподводы 4; катод 7 и клапан 6. Катод 7 с помощью кронштейна 8 через изолятор 9 крепится к корпусу двигателя 11. Катод 7 выполнен в виде кольца, внутренний диаметр которого больше внутреннего диаметра наружного кольца 17 разрядной камеры 1. При этом термоэмиссионный элемент 10 катода 7 выполнен в виде внутреннего кольца из пористого вольфрама (пористость от 15 до 30%), с наружной стороны герметично соединенного с профилированным металлическим (например, молибденовым) кольцом 13, образуя кольцевую камеру, содержащую барий и окись бария 12. Снаружи кольцевой камеры установлен спиральный нагреватель 14, окруженный экранами 18. Трубопровод 3 электроизолирован от системы хранения и подачи рабочего тела электроразделителем 15. При этом термоэмиссионный элемент катода 10 установлен коаксиально с разрядной камерой 1.
На фиг.2 изображен второй вариант электроракетного двигателя, магнитная система 5 которого имеет сквозное продольное отверстие, в котором расположен кронштейн 8 катода 7, через изолятор 9 прикрепленный к корпусу двигателя 11. Катод 7 выполнен в виде кольца, наружный диаметр которого меньше наружного диаметра внутреннего кольца 16 разрядной камеры 1. При этом термоэмиссионный элемент 10 катода 7 выполнен в виде кольца из пористого вольфрама, с внутренней стороны герметично соединенного с профилированным металлическим (например, молибденовым) кольцом 13, образуя кольцевую камеру, содержащую барий и окись бария 12. Причем во внутренней полости катода снаружи камеры расположен спиральный нагреватель 14.
Предлагаемые варианты электроракетного двигателя работают следующим образом. ЭРД монтируют в вакуумной камере, которую откачивают до давления порядка 10 -5 мм рт.ст. Нагревают термоэмиссионный элемент 10 катода 7 до температуры 850-920°С, открывают клапан 6 и подают рабочее тело (ксенон) по трубопроводу 3 в кольцевой анод 2 двигателя, подают разрядное напряжение между кольцевым анодом 2 и катодом 7 (на токоподводы 4), включают напряжение поджига. При работе катода при указанных температурах в кольцевой камере катода образуются пары бария с незначительным давлением. Поступление бария через поры вольфрамовой губки на ее наружную поверхность происходит как миграцией адсорбированных атомов, так и кнудсеновским течением паров. Достигнув эмитирующей поверхности, барий мигрирует от каждой поры на расстояние, определяемое коэффициентом миграции и временем жизни атомов на поверхности. Время жизни определяется энергией адсорбции бария на поверхности вольфрама и температурой поверхности. На поверхности вольфрама барий (и его окисел) заметно снижает работу выхода вольфрама. В течение срока службы катода барий медленно расходуется испарением с эмитирующей поверхности и течением из пор, пополняясь за счет запасенного в кольцевой камере катода 7 бария и окиси бария 12.
При рабочей температуре термоэмиссионного элемента такого катода 850-920°С плотность тока составляет порядка 0,1-0,3 А/см2. При этом образовавшийся пространственный заряд электронов, значительно уменьшающий эмиссию катода, может быть ликвидирован напряжением порядка 15-40 В. При традиционном использовании полых катодов с большой плотностью тока (порядка сотен A/см 2) устранение образования пространственного заряда происходит за счет примерно такого же по величине падения напряжения между катодом и истекающей из разрядной камеры струей ионов на плазменном «мостике», образующемся благодаря подаче рабочего тела в катод.
Таким образом, для преодоления ограничения пространственного заряда, определяемого уравнением Ленгмюра, в предложенном электроракетном двигателе плотность электронного тока на катоде, в который не подают рабочее тело, не должна превышать 0,1-0,3 А/см 2. Проведенные расчеты и экспериментальные данные показывают, что для такого пленочного бариевого катода температура термоэмиссионного элемента должна составлять, соответственно, 850-920°С. При этом общая скорость испарения бария (в виде бария и окиси бария) с эмитирующей поверхности катода с пористостью порядка 27% при температуре 900°С составляет примерно 0,01 мкг/см 2 ч, т.е. при токе разряда 2 А и плотности тока 0,2 A/см 2 за 10000 часов израсходуется порядка 1 мг бария.
Положительный эффект в предложенном электроракетном двигателе (его вариантах) и способе его эксплуатации заключается в следующем:
повышается удельный импульс и кпд (примерно на 10-15%) за счет исключения подачи рабочего тела в катод;
катод работает при низкой плотности разрядного тока, т.е. при низкой рабочей температуре, что практически исключает унос бария и значительно повышает ресурс и надежность катода и ЭРД;
симметричное относительно продольной оси двигателя расположение катода (как внутри, так и снаружи струи, истекающей из двигателя) позволяет устранить отклонение вектора тяги ЭРД от его геометрической оси, что дает повышение тяговых характеристик двигателя на 5-7%;
отсутствует необходимость работы ЭРД на рабочем теле высокой чистоты, т.к. оно не подается в катод, что может значительно снизить стоимость рабочего тела;
упрощается конструкция катода, благодаря отсутствию тракта подачи рабочего тела, устранению геттера и т. д.;
уменьшаются тепловые потери на разогрев катода, т.к. рабочая температура почти в два раза ниже температуры полого катода, т.е. сбрасываемый излучением тепловой поток с единицы поверхности катода в 24 или в 16 раз меньше, причем основной теплосброс (примерно 70%) с полого катода осуществляется излучением.
Использованная литература
1. Б.А.Архипов. Исследование и разработка катодов нового поколения для СПД. Автореферат диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук. Город Калининград, 1998 г.
2. М.Day, N.Maslennikov, Т.Randolph, W.Rogers. SPT-100 subsystem qualification status. AIAA 96-2713. 32 nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. July 1-3, 1996 / Lake Buena Vista, FL.
3. Технические условия. Часть четвертая. Алгоритм функционирования. 262У.173.000.00ТУ3. ОКБ «Факел». 1994 г.
1. Электроракетный двигатель, содержащий разрядную камеру с анодом, соединенным трубопроводом с системой подачи рабочего тела, магнитную систему и установленный за выходным срезом разрядной камеры катод, включающий термоэмиссионный элемент, нагреватель и экраны, отличающийся тем, что в катоде установлена кольцевая камера, содержащая барий и окись бария и образованная профилированным металлическим кольцом и герметично соединенным с ним термоэмиссионным элементом, выполненным в виде кольца из пористого вольфрама, причем снаружи кольцевой камеры установлен спиральный нагреватель, окруженный экранами, при этом катод установлен коаксиально с разрядной камерой, причем внутренний диаметр термоэмиссионного элемента больше внутреннего диаметра наружного кольца разрядной камеры.
2. Электроракетный двигатель, содержащий разрядную камеру с анодом, соединенным трубопроводом с системой подачи рабочего тела, магнитную систему со сквозным отверстием по продольной оси двигателя и установленный за выходным срезом разрядной камеры и коаксиально с ней катод, включающий термоэмиссионный элемент и нагреватель, отличающийся тем, что в катоде установлена кольцевая камера, содержащая барий и окись бария и образованная профилированным металлическим кольцом и герметично соединенным с ним кольцевым термоэмиссионным элементом, выполненным в виде кольца из пористого вольфрама, причем во внутренней полости катода снаружи кольцевой камеры расположен спиральный нагреватель, при этом наружный диаметр термоэмиссионного элемента меньше наружного диаметра внутреннего кольца разрядной камеры.
3. Способ эксплуатации электроракетного двигателя, состоящий в том, что включают разогрев катода, подают рабочее тело в анод двигателя, включают напряжение разряда, отличающийся тем, что термоэмиссионный элемент катода нагревают до температуры 850-920°С.
www.freepatent.ru
РАЗВИТИЕ И ОСОБЕННОСТИ СИСТЕМЫ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯПрактические работы над электроракетными двигателями, начатые в 1970-е гг., были связаны с ограниченными возможностями бортовых энергоустановок КА, максимальная электрическая мощность которых составляла около 1 кВт. Такой уровень мощности и предъявляемые к ЭРД требования обусловили целесообразность разработки стационарных плазменных двигателей (СПД) на основе холловского ускорителя плазмы с замкнутым дрейфом электронов. Первые образцы СПД были выполнены в Институте атомной энергии им. И.В. Курчатова, а затем в КБ "Факел". Эти двигатели имеют достаточно высокие характеристики при указанном уровне мощности и удельном импульсе тяги, равном примерно 20 км/с; рабочим телом является ксенон. В ближайшие одно-два десятилетия с помощью ЭРД будут решаться задачи коррекции орбиты космических аппаратов с целью устранения ошибок их выведения и ее поддержания (или изменения) в течение периода активного существования КА, компенсации возмущений, действующих на аппараты при их функционировании как на геостационарной, так и на низких околоземных орбитах; обеспечения высокоточной ориентации и стабилизации КА; доставки КА с опорной околоземной орбиты на более высокие, например, геостационарную. Впоследствии ЭРД должны найти широкое использование при обеспечении полетов космических аппаратов к Луне и планетам Солнечной системы. В настоящее время весьма эффективно и рентабельно применение ЭРД в составе геостационарных спутников связи. Оценки показывают, что замена ЖРД МТ, обеспечивающего коррекцию орбиты, на ЭРД позволит снизить массу типового спутника на 15 % при сроке его активного существования (САС) 5 лет и на 40 % при САС 15 лет, а при постоянной массе спутника - увеличить число каналов связи и объем передаваемой информации соответственно на 30 и более чем на 50 %. Анализ задач РКТ на ближайшую перспективу показывает,что для оснащения большинства КА потребуются ЭРД с электрической мощностью от 1 до 10 кВт (в дальнейшем - до 100 кВт), удельным импульсом тяги от 15 до 30 км/с и ресурсом работы порядка 10 000 ч. Указанный диапазон параметров ЭРД является оптимальным для выполнения задач коррекции и ориентации аппаратов различного назначения, межорбитальных перелетов, поддержания орбит низколетающих спутников и т.п. В числе перспективных направлений исследований ближайшего будущего необходимо отметить создание СПД, которые будут работать с использованием менее дефицитных, чем ксенон, веществ, так как запас рабочего тела, потребный, например, для средств межорбитальной буксировки, исчисляется десятками тонн. В более отдаленной перспективе, по мере решения глобальных энергетических и экологических проблем и роста масштабов межорбитальных транспортных операций, технический и экономический эффекты от использования ЭРД будут возрастать. Без подобных двигателей практически невозможна организация будущих пилотируемых межпланетных экспедиций, широкомасштабного освоения Луны. Поэтому совершенствование ЭРД с потребляемой мощностью десятки-сотни мегаватт, удельным импульсом тяги 15...80 км/с, ресурсом до 5 лет, способных надежно ра-ботать на основе таких доступных веществ, как аргон, криптон, литий, натрий, азот, представляется одним из наиболее перспективных и актуальных направлений развития космического двигателестроения. |
www.sovkos.ru
