Тепловая ракета

— Тепловая ракета это ракетный двигатель , в котором используется топливо, которое нагревается снаружи перед прохождением через сопло для создания тяги , а не внутри, за счет окислительно-восстановительной реакции ( сгорания ), как в химической ракете .

Тепловые ракеты теоретически могут иметь высокие характеристики в зависимости от используемого топлива и конструктивных особенностей, и было проведено большое количество исследований различных типов. Однако, за исключением простого двигателя на холодном газе и паровой ракеты, ни одна из них не прошла стадию испытаний.

Теория

Для ракетного двигателя эффективность использования топлива (количество импульса, производимого на массу топлива) измеряется удельным импульсом ( $I_{sp}$ ), что пропорционально эффективной скорости истечения . Для тепловых ракетных систем удельный импульс увеличивается пропорционально квадратному корню из температуры и обратно пропорционально квадратному корню из молекулярной массы выхлопных газов. В простом случае, когда тепловой источник нагревает идеальную реакционную массу одноатомного газа , максимальный теоретический удельный импульс прямо пропорционален тепловой скорости нагретого газа:

I_{sp}=V_{e}/g_{o}={\frac {1}{g_{o}}}{\sqrt {\frac {3k_{b}T}{m}}}

где $g_{o}$ стандартная гравитация , $k_{b}$ — постоянная Больцмана , T — температура (абсолютная), m — масса выхлопных газов (на молекулу). Для реакционной массы, которая не является одноатомной, часть тепловой энергии может сохраняться в виде внутренней энергии выхлопных газов, и это уравнение будет модифицироваться в зависимости от степени диссоциации в выхлопных газах, потерь в замороженном потоке и других внутренних потерь, но общая пропорциональность квадратного корня сохранится. Более подробное уравнение максимальной производительности тепловой ракеты можно найти в разделе « Сопло Лаваля» или в книге «Чанг». ^[1]

Таким образом, эффективность теплового двигателя максимизируется за счет использования максимально возможной температуры (обычно ограниченной свойствами материалов) и выбора низкой молекулярной массы реакционной массы.

Холодный газовый двигатель

Простейшим случаем тепловой ракеты является случай, когда сжатый газ содержится в баке и выпускается через сопло. Это известно как двигатель с холодным газом . Источником тепла в данном случае является просто энергия, содержащаяся в теплоемкости газа.

Паровая ракета

Паровая ракета (также известная как «ракета с горячей водой») — это тепловая ракета, в которой используется вода, находящаяся в сосуде под давлением при высокой температуре, так что давление ее насыщенных паров значительно превышает давление окружающей среды. Вода выходит в виде пара через сопло ракеты для создания тяги . Этот тип тепловых ракет использовался в дрэг-рейсинге. ^[2]

Ядерная тепловая ракета

В ядерной тепловой ракете рабочее тело, обычно жидкий водород , нагревается до высокой температуры в ядерном реакторе , а затем расширяется через сопло ракеты , создавая тягу . Энергия ядерного реактора заменяет химическую энергию реактивных химикатов в химическом ракетном двигателе . Из-за более высокой плотности энергии ядерного топлива по сравнению с химическим топливом около 10 ⁷ раз результирующий удельный импульс двигателя как минимум в два раза превосходит химические двигатели. Общая стартовая масса ядерной ракеты составляет примерно половину массы химической ракеты, и, следовательно, при использовании ее в качестве верхней ступени она примерно удваивает или утраивает полезную нагрузку, выводимую на орбиту.

Ядерный двигатель некоторое время рассматривался как замена J-2, используемому на S-II и S-IVB ступенях ракет «Сатурн V» и «Сатурн I» . Первоначально предполагалось, что «вставные» замены будут иметь более высокие характеристики, но позже изучалась более крупная замена ступени S-IVB для миссий на Марс и других профилей с высокой нагрузкой, известная как SN. Ядерно-тепловые транслунные или межпланетные космические «челноки» планировались как часть космической транспортной системы для доставки полезных грузов из склада топлива на низкой околоземной орбите на Луну и другие планеты. Роберт Бассард предложил одноступенчатый выведенный на орбиту корабль «Аспен», использующий ядерную тепловую ракету в качестве двигательной установки и жидкое водородное топливо для частичной защиты от обратного рассеяния нейтронов в нижних слоях атмосферы. ^[3] Советы изучали ядерные двигатели для своих лунных ракет, особенно верхние ступени Н-1 , хотя они никогда не участвовали в обширной программе испытаний, подобной той, которую США проводили на протяжении 1960-х годов на полигоне в Неваде . Несмотря на множество успешных запусков, американские ядерные ракеты не взлетели до окончания космической гонки .

На сегодняшний день ни одна ядерная тепловая ракета не летала, хотя NERVA NRX/EST и NRX/XE были построены и испытаны с использованием компонентов летной конструкции. Весьма успешный проект Rover в США , работавший с 1955 по 1972 год, наработал более 17 часов. NERVA NRX/XE, признанный SNPO последним реактором «технологической разработки», необходимым перед переходом к летным прототипам, проработал более 2 часов, включая 28 минут на полной мощности. ^[4] Советский Союз также утверждал, что российская ядерная тепловая ракета РД-0410 прошла серию испытаний на ядерном полигоне. 50 ° 10'12 "N 78 ° 22'30" E / 50,170 ° N 78,375 ° E / 50,170; 78.375 под Семипалатинском . ^[5]^[6]

Соединенные Штаты испытали двадцать различных размеров и конструкций в ходе проекта «Ровер» и программы НАСА NERVA с 1959 по 1972 год на испытательном полигоне в Неваде, получившем обозначение «Киви», «Фебус», NRX/EST, NRX/XE, «Пьюи», «Пьюи-2» и «Ядерная печь», постепенно более высокая плотность мощности, кульминацией которой стали Pewee (1970) и Pewee 2 . ^[4] Испытания улучшенной конструкции Pewee 2 были отменены в 1970 году в пользу более дешевой ядерной печи (NF-1), а американская ядерная ракетная программа официально завершилась весной 1973 года. С тех пор исследования ядерных ракет спокойно продолжались. НАСА. Текущие (2010 г.) эталонные конструкции с тягой 25 000 фунтов (NERVA-Derivative Rockets, или NDR) основаны на Pewee и имеют удельный импульс 925 секунд.

Радиоизотопная тепловая ракета

Вариантом является радиоизотопная тепловая ракета , в которой реакционная масса нагревается радиоизотопным источником тепла вместо ядерного реактора.

Солнечная тепловая ракета

Солнечная тепловая тяга — это форма движения космического корабля , которая использует солнечную энергию для непосредственного нагрева реакционной массы и, следовательно, не требует электрического генератора, как большинство других форм движения на солнечной энергии. Солнечная тепловая ракета должна нести только средства улавливания солнечной энергии, такие как концентраторы и зеркала . Нагретое топливо подается через обычное сопло ракеты для создания тяги. Тяга двигателя напрямую связана с площадью поверхности солнечного коллектора и местной интенсивностью солнечного излучения. ^{[ нужна ссылка ]}

В краткосрочной перспективе солнечные тепловые двигатели предлагались как для более долговечных, недорогих и более гибких криогенных ракет - носителей , так и для орбитальных складов топлива . Солнечная тепловая двигательная установка также является хорошим кандидатом для использования в многоразовых межорбитальных буксирах, поскольку представляет собой высокоэффективную систему с малой тягой, которую можно относительно легко дозаправить.

Лазерная тепловая ракета

Лазерная тепловая ракета — это одновременно разновидность лучевой двигательной установки и тепловая ракета. Источником тепловой энергии является лазер , который нагревает рабочее тело в теплообменнике. Затем рабочая жидкость расширяется через сопло для создания тяги. В зависимости от мощности лазера лазерная тепловая ракета может иметь тяговооруженность, аналогичную химическим ракетам, при этом достигая удельного импульса, аналогичного ядерным тепловым ракетам. ^[7] Для наземно-орбитальных запусков лазерным источником такой ракеты будет стационарная установка, способная осуществлять высокочастотные пуски, при этом ракеты могут содержать инертное топливо.

Микроволновая тепловая ракета

СВЧ -тепловая ракета аналогична лазерной тепловой ракете, за исключением того, что она приводится в действие источником микроволнового излучения, например, наземной фазированной решеткой. По сравнению с лазерами основным преимуществом использования микроволн является то, что источники в настоящее время стоят на 1-3 порядка меньше за ватт. Основным недостатком является то, что директор микроволнового луча должен иметь гораздо больший диаметр, чем директор лазерного луча, из-за эффектов дифракции луча.

Микроволновая тепловая ракета была изобретена Кевином Л.Г. Паркином в 2002 году и стала предметом его докторской диссертации. диссертация. ^[8] В период с мая 2012 года по март 2014 года проект DARPA/NASA по тепловому запуску в миллиметровом диапазоне (MTLS) продолжал эту работу, кульминацией которой стал первый запуск микроволновой тепловой ракеты в феврале 2014 года. Было предпринято несколько запусков, но проблем с направителем луча устранить не удалось. решено до того, как в марте 2014 года закончилось финансирование.

Ссылки

↑ Чанг, Винчелл, «Выберите свой двигатель» , Atomic Rockets (по состоянию на 9 января 2015 г.).
^ «Текаэромекс-паровые ракеты» . Архивировано из оригинала 24 ноября 2019 г. Проверено 13 апреля 2011 г.
^ Дьюар, Джеймс и Бассард, Роберт, Ядерная ракета: сделать нашу планету зеленой, мирной и процветающей , Apogee Books, Берлингтон, Онтарио, Канада, 2009 г.
^ Перейти обратно: ^а ^б Дьюар, Джеймс. «На край Солнечной системы: история ядерной ракеты», «Апогей», 2003 г.
^ Уэйд, Марк. «РД-0410» . Энциклопедия астронавтики . Архивировано из оригинала 25 июня 2002 года . Проверено 25 сентября 2009 г.
^ " "Конструкторское бюро Химавтоматики" - Научно-исследовательский комплекс / РД0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные ракеты-носители" . КБХА — Конструкторское бюро химической автоматики . Проверено 25 сентября 2009 г.
^ http://www.niac.usra.edu/files/studies/final_report/897Kare.pdf ^{[ пустой URL PDF ]}
^ Паркин, Кевин, Микроволновой тепловой двигатель и его применение для решения проблемы запуска (докторская диссертация)

[1] Чанг, Винчелл, «Выберите свой двигатель» , Atomic Rockets (по состоянию на 9 января 2015 г.).

[2] «Текаэромекс-паровые ракеты» . Архивировано из оригинала 24 ноября 2019 г. Проверено 13 апреля 2011 г.

[dewar2-3] Дьюар, Джеймс и Бассард, Роберт, Ядерная ракета: сделать нашу планету зеленой, мирной и процветающей , Apogee Books, Берлингтон, Онтарио, Канада, 2009 г.

[dewar-4] Перейти обратно: ^а ^б Дьюар, Джеймс. «На край Солнечной системы: история ядерной ракеты», «Апогей», 2003 г.

[astronautix1-5] Уэйд, Марк. «РД-0410» . Энциклопедия астронавтики . Архивировано из оригинала 25 июня 2002 года . Проверено 25 сентября 2009 г.

[KBKhA-6] " "Конструкторское бюро Химавтоматики" - Научно-исследовательский комплекс / РД0410. Ядерный ракетный двигатель. Перспективные ракеты-носители" . КБХА — Конструкторское бюро химической автоматики . Проверено 25 сентября 2009 г.

[7] ttp://www.niac.usra.edu/files/studies/final_report/897Kare.pdf ^{[ пустой URL PDF ]}

[parkin-8] Паркин, Кевин, Микроволновой тепловой двигатель и его применение для решения проблемы запуска (докторская диссертация)

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]