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[ред. | ред. код]
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[ред. | ред. код]
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[ред. | ред. код]
- ↑ 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.
- ↑ Lockheed Martin Awards Aerojet Rocketdyne Contract to Provide Propulsion Subsystems on A2100 Satellites. Nasdaq. Архів оригіналу за 12 липня 2015. Процитовано 13 серпня 2015.
- ↑ 30 Years of Electric Propulsion Flight Experience at Aerojet Rocketdyne. 33rd International Electric Propulsion Conference. с. 3.
