Електротермічний ракетний двигун

Електротермічний ракетний двигун — тип електричного ракетного двигуна, характеризується тим, що спочатку електрична енергія використовується для нагрівання робочого тіла (газу). Потім термічна енергія струменя перетворюється на кінетичну енергію струменя в соплі. Зазвичай це сопло Лаваля, що дозволяє прискорити газ до надзвукових швидкостей. Перша в світі діюча модель даного двигуна була отримана 1929 року газодинамічною лабораторією Ленінградського фізико-технічного інституту під керівництвом Глушка В. П.[1]

Короткі технічні характеристики

Двигуни поділяються за типом нагрівання газу. Найпростіший — електронагрівний. У ньому газ нагрівається завдяки теплообміну з нагрівальним елементом. Нагрівальний елемент робиться з електропровідного матеріалу, що витримує високі термічні навантаження (графіт, сплави вольфраму, молібдену, ренію). В електродуговому електричному двигуні газ нагрівається в електричній дузі постійного або змінного струму.

Оскільки газ не можна нагріти вище від температури нагрівача, найбільшу швидкість витікання можна одержати за тієї ж температури з газом малої молекулярної маси (водень, гелій). На практиці використання водню утруднене через складність його зберігання. Іноді використовується аміак або гідразин, які зберігаються в рідкому вигляді. Також можливе використання азоту та інших хімічно інертних газів.

Найбільша швидкість витікання в таких двигунах залежить від середньої молекулярної маси газів, що витікають, температури і показника адіабати:

де  — швидкість витікання,  — показник адіабати,  — універсальна газова стала,  — температура,  — молекулярна маса. Звідси видно, що для досягнення найбільшої швидкості потрібно використовувати газ з найменшою молекулярною масою (наприклад, водень) і нагрівати його до високої температури. електричній дузі газ можна нагріти до 15 000 К.

Використання

Нині електротермічні двигуни серії Aerojet MR-510 використовуються на супутниках Lockheed Martin A2100 з застосуванням гідразину як рушія[2], забезпечуючи понад 585 с середнього питомого імпульсу за потужності 2 кВт[3].

Примітки
  1. Арбузов И. А., Рахманин В. Ф., Судаков В. С., Чванов В. К. Творческий путь академика В. П. Глушко (к 110 й годовщине со дня рождения) // Двигатель : журнал. — 2018. — № 3 (117) (май-июнь). — С. 34.
  2. Lockheed Martin Awards Aerojet Rocketdyne Contract to Provide Propulsion Subsystems on A2100 Satellites. Nasdaq. Процитовано 13 серпня 2015.
  3. 30 Years of Electric Propulsion Flight Experience at Aerojet Rocketdyne. 33rd International Electric Propulsion Conference. с. 3.

Посилання
This article is issued from Wikipedia. The text is licensed under Creative Commons - Attribution - Sharealike. Additional terms may apply for the media files.