Электроракетный двигатель для разгона и коррекции траектории космических аппаратов

Полезная модель относится к области ракетно-космической техники и может быть использована в космосе для разгона и коррекции траектории космических аппаратов.
Известны ионные ракетные двигатели на газообразном топливе, относящиеся к электрическим ракетным двигателям, принцип работы которых заключается в ионизации газа и разгоне ионов электростатическим полем [1].
В известных ракетных двигателях источником ионов служит газ, например ксенон, аргон или водород. Газ из бака, стоящего в самом начале двигателя, подается в отсек ионизации (ионизатор), где образуется холодная плазма, которая разогревается в следующем отсеке посредством ионного циклотронного резонансного нагрева. После нагрева высокоэнергетическая плазма подается в магнитное сопло, где она формируется в поток посредством магнитного поля, разгоняется и истекает в окружающую среду. Таким образом, достигается тяга.
В ионизатор подается ксенон, который сам по себе нейтрален, но при столкновении с высокоэнергетическими электронами ионизуется. Таким образом, образуется смесь из положительных ионов и отрицательных электронов. Для «отфильтровывания» электронов может служить трубка с катодными сетками, которая притягивает к себе электроны.
Недостатком ионного двигателя является малая тяга (порядка 50-100 миллиньютонов), поэтому пока сферой их применения является управление ориентацией и положением на орбите искусственных спутников Земли.
Известен также импульсный плазменный электрический реактивный двигатель, работающий на жидких рабочих средах, использующих электронно-детонационный тип разряда. Двигатель состоит из анода и катода с разрядным промежутком в виде рабочей поверхности из диэлектрика, контактирующей с источником подачи жидкого или гелеобразного рабочего тела. В качестве рабочего тела применяют жидкофазный диэлектрик с низким значением давления насыщенных паров, например вакуумное масло, а рабочую поверхность выполняют из смачиваемого рабочим телом диэлектрического материала, например керамики или капролона [2].
Недостатком известного технического решения является то, что увеличение импульса тяги требует больших затрат энергии для разгона космической станции до больших скоростей. Это требует увеличения площади солнечных батарей, что трудно достичь в космических условиях.
Наиболее близким по технической сущности к заявляемому объекту является плазменный двигатель на наночастицах металлов или металлоидов, который содержит последовательно расположенные камеру сгорания, один вход в которую служит для ввода твердых наночастиц металла или металлоида в качестве топлива, а другой - для ввода окислителя топлива в виде водяного пара или кислорода, при смешении которых в камере возникает горение, хемоионизационные реакции окисления, дающие тепловой эффект, высокие температуры и образование нагретой плазмы, содержащей жидкие оксиды металлов или металлоидов, устройство охлаждения плазмы до температуры ниже температуры плавления полученных оксидов и образования в нагретой плазме твердых пылевых отрицательно заряженных оксидов металлов или металлоидов, электростатическое или электромагнитное разгонное устройство, которое разгоняет электростатическим или электромагнитным полем истекающую из устройства охлаждения нагретую плазму и создает высокоскоростной поток нагретой пылевой плазмы с высокоскростными отрицательно заряженными оксидами металлов или металлоидов, которые, истекая в окружающую среду, создают реактивную тягу двигателя. Металл может быть применен любым из ряда алюминий, бериллий, цирконий, железо, титан, металлоид - из ряда бор, кремний [3].
Известный плазменный двигатель обеспечивает увеличение удельного импульса тяги двигателя за счет дополнительного включения тепловой энергии хемоионизационных реакций, и массы более тяжелых отрицательно заряженных оксидов металлов или металлоидов пылевидной плазмы.
Данный двигатель, как, впрочем, и все известные плазменные двигатели, чрезвычайно сложен. Другим недостатком подобных двигателей является то, что расходуемые в полете рабочие материалы (ксенон, аргон, аммиак, фторопласт, а также различные оксиды металлов или металлоидов и т.д.), не могут восполняться в космическом пространстве, потому что их там просто нет. К тому же данные материалы являются дефицитными и дорогостоящими, а объемы их производства в мире являются ничтожными. Так, например, годовой объем производства более приемлемого рабочего материала - ксенона, составляет менее 10 тон в год, и это во всем мире.
Другим наиболее близким аналогом к заявляемому устройству является ускорительная система и метод ускорения частиц, в котором в качестве рабочего тела используется лунная пыль, частицы которой выводятся из резервуара источника, в котором они содержатся, в специальную разрядную камеру за счет предварительного формирования заряда на частицах пыли [4].
Известная ускорительная система и сам метод ускорения частиц в разгонном устройстве являются также достаточно сложными и дорогостоящими.
Целью полезной модели является упрощение конструкции электроракетного двигателя и снижение энергетических затрат за счет использования особой конструкции камеры сгорания, выполненной в виде электрической спирали, а в качестве рабочего материала - использование базальтовой пыли, обладающей низкой температурой возгонки (~1280°С) в условиях космического вакуума.
Поставленная цель достигается тем, что в известном электроракетном двигателе для разгона и коррекции траектории космических аппаратов, характеризующемся тем, что содержит корпус с накопителем и загрузочным устройством, расположенную в корпусе камеру сгорания с рабочим материалом, в качестве которого используется, преимущественно, пылеобразный материал, взятый с поверхности космических тел (луны, комет, астероидов и т.д.), высокотемпературный источник для получения твердых нано- и микрочастиц из рабочего материала в условиях вакуума, зарядную камеру, и примыкающее к нему с торца разгонное устройство, где размещена система электродов, в котором первый по потоку электрод (катод) заряжен отрицательно, а последующий по потоку электрод (анод) заряжен положительно, при этом электроды подключены к внешнему высоковольтному источнику тока, для создания разности электрических потенциалов между электродами, обеспечивающих поток нано- и микрочастиц в окружающую среду, и создающих тем самым реактивную тягу двигателя, согласно полезной модели в качестве высокотемпературного источника нагрева используется, преимущественно, электрический нагреватель открытого типа, выполненный в виде спирали, витки которого размещены друг относительно друга с зазором и образуют замкнутую по внешнему контуру камеру сгорания, где под воздействием высоких температур и вакуума происходит формирование твердых нано- и микрочастиц из рабочего материала, и одновременно их зарядка за счет эмиссии тепловых электронов при прохождении через зазор между витками спирали, при этом для подачи рабочего материала из накопителя в камеру сгорания используется дозатор механического или индукционного типа с регулируемой производительностью.
Технический результат достигается и тем, что корпус электроракетного двигателя выполнен из прочной тугоплавкой керамики - карбонитрида гафния, внутренняя поверхность которой снабжена отражающими элементами, изготовленными из полированной высокопрочной стали.
Технический результат достигается также и тем, что в качестве рабочего материала используется, преимущественно, базальтовая пыль, обладающая низкой температурой возгонки (~1280°С) в условиях космического вакуума.
Технический результат достигается также и тем, что электроды разгонного устройства выполнены решетчатого типа и из прочного титанового сплава.
На рисунке показана принципиальная схема электроракетного двигателя для разгона и коррекции траектории космических аппаратов.
Двигатель содержит корпус 1, выполненный из прочной тугоплавкой керамики - карбонитрида гафния, с температурой плавления 4200°С. внутренняя поверхность которой снабжена отражающими элементами 2, изготовленными из полироманной высокопрочной стали. Внутри корпуса двигателя размещена камера сгорания 3, корпус которого выполнен в виде электрической спирали открытого тина, витки 4 которого размещены друг относительно друга с зазором и образуют полость 5 для размещения пылеобразного рабочего материала 6.
Двигатель содержит с торца разгонное устройство 7, где размещена система электродов 8 и 9, в котором первый электрод 8 (катод), несущий на себе отрицательный заряд, размещен на входе разгонного устройства, а второй электрод 9 (анод), несущий на себе положительный заряд, размещен на его выходе.
Выводы электродов 8 и 9 подключены к внешнему высоковольтному источнику тока (на рисунке источник не показан) и размещены друг от друга на расстоянии, исключающем электрический пробой между ними.
В верхней части двигателя размещен накопитель 10 с загрузочным устройством 11, обеспечивающим загрузку рабочего материала из грузового отсека космического аппарата в накопитель 10 (аппарат на рисунке не показан). Для подачи рабочего материала 6 из накопителя 10 в камеру сгорания 3 используется винтовой дозатор с регулируемой производительностью 12.
Для повышения КПД, безопасности и надежности работы электроракетного двигателя корпус двигателя выполнен из прочной тугоплавкой керамики - карбонитрида гафния, с температурой плавления ~4200°С, внутренняя поверхность которой снабжена отражающими элементами, изготовленными из полированной высокопрочной стали.
В качестве рабочего материала используется, преимущественно, базальтовая пыль, обладающая низкой температурой возгонки (~1280°С) в условиях космического вакуума, что является малозатратным и экономически выгодным.
Двигатель работает следующим образом.
Предварительно, рабочий материал 6, в качестве которого используется базальтовая пыль, загружается из грузового отсека космического аппарата в накопитель 10 через загрузочное устройство 11. Для этой цели могут быть использованы различные транспортные средства, но наиболее приемлемым, на наш взгляд, является электромагнитный транспортер, описанный в работе [5], который может успешно работать в условиях невесомости и вакуума.
Далее, рабочий материал 5 с помощью винтового дозатора 12 непрерывно подается в камеру сгорания 2, где под воздействием высоких температур (1600-1800°С) и глубокого вакуума происходит ее возгонка (сублимация), в результате чего происходит формирование твердых нано- и микрочастиц и одновременно их зарядка за счет эмиссии тепловых электронов, при прохождении через зазор между витками электрической спирали 4. Этому процессу способствуют также ионы газов (кислорода, водорода и т.д.), выделяющиеся при возгонке материала, которые являются переносчиками зарядов от витков электрической спирали 3 к микрочастицам. Отрицательно заряженные частицы рабочего вещества, находясь в полости ракетного двигателя, отталкиваясь друг от друга подобно газу, создают некоторое избыточное давление в ее полости. Этому способствует «запирающее усилие» катода 8, расположенного на входе в разгонное устройство 7, который также заряжен отрицательно. Данное давление, в полости двигателя начинает расти и, при превышении «запирающего усилия», создаваемого катодом 8, отрицательно заряженные частички, преодолев сопротивлении электрического поля катода 8, поступают в канал разгонного устройства 7, где под действием электростатического поля разгоняются до высоких скоростей, и выбрасываются в окружающую среду, создавая тем самым реактивную тягу двигателя. Частички рабочего материала при этом, достигнув анода 9, отдают ей заряд и становятся нейтральными.
Авторами проведена приблизительная оценка порядка величин, определяющих скорость истечения частиц рабочего вещества из канала разгонного устройства и тягу электроракетного двигателя. При этом были приняты следующие условные значения входных расчетных параметров:
- расстояние между электродами разгонного устройства (r) - 0, 25 м;
- разность потенциалов между электродами - 25000 В;
-6
- средний диаметр частицы d=1 мкм (10м);
3
- средняя плотность материала частицы для базальта ~300 кг/м [6].
Предварительно определяем скорость истечения частиц рабочего вещества из канала разгонного устройства. Для этого по известной формуле определяем вес одной частицы по формуле
Определяем заряд одной частицы рабочего вещества.
6
5
-19
e
Согласно данным (стр. 21 [7]), частица пыли диаметром 1 мкм при бомбардировке мощным пучком электронов может нести на себе до 10электронов. Для нашего случая, когда зарядка частиц происходит только за счет эмиссии тепловых электронов, принимаем заряд частички равным заряду 10электронов. Учитывая, что заряд одного электрона составляет q=1,6⋅10 Кулон, суммарный заряд одной частички пыли будет равен:
ч
5
-19
-14
q=10⋅1,6⋅10=1,6⋅10Кл.
Далее определяем скорость частицы на выходе из разгонного устройства. Для этого используем уравнение баланса энергий:
ч
Левая часть в выражении (2) представляет собой кинетическую энергию частицы на выходе из разгонного устройства, а правая - энергию электрического поля, затраченную на разгон частицы в разгонном устройстве до скорости ν
Из выражения (2) находим скорость частицы на выходе разгонного устройства
1
2
ч
ч
-14
-15
Из условия задачи имеем: (ϕ-ϕ)=25000 В; q=1,6⋅10 Кл; m=1,26⋅10 кг; r=0,25 м.
Подставляя данные исходные данные в формулу (3), находим скорость частицы на выходе разгонного устройства
После нахождения скорости частицы на выходе разгонного устройства, переходим к определению тяги ракетного двигателя.
Для этого воспользуемся уравнением, где в левой части представлен импульс силы, а в правой - изменение количества движения всех частиц за время Δτ,
где Ρ - тяга ракетного двигателя, Н;
Δτ- время пролета частицы между электродами, м/с;
с
m - суммарная масса движущихся частиц, проходящих между электродами за время Δτ;
ч
ν - скорость частиц на выходе из разгонного устройства;
1
ν - начальная скорость частиц у входа в разгонное устройство.
ч
1
ν=1600 м/с; ν=0 м/c.
с
Из формулы (4) находим тягу двигателя, предварительно определив Δτ и m.
с
-5
Принимаем условно расход рабочего вещества m=10 кг/с.
Тогда средняя скорость движения частицы в канале разгонного устройства составит
Далее определяем значение Δτ по формуле
После этого находим тягу ракетного двигателя
Проведенный расчет свидетельствует о том, что конструкция электроракетного двигателя может обеспечить приемлемую скорость истечения частиц рабочего вещества из канала разгонного устройства и соответствующую тягу электроракетного двигателя.
Использование в качестве топлива пылеобразного базальтового материала, взятого с поверхности космических тел, например, луны, комет, астероидов и т.д., решает задачу обеспечения длительных полетов космических аппаратов в космическом пространстве.
Базальты - самые распространенные магматические породы на поверхности Земли и на других планетах Солнечной системы.
Их достаточно много на поверхности астероидов. Температура плавления базальта составляет примерно 1280°С, что делает процесс возгонки данного материала в условиях космического вакуума реализуемым и энергетически малозатратным.
Современный уровень развития космической техники позволяет успешно решать проблему забора грунтов с поверхности космических тел. Данная проблема была уже решена 50 лет назад, во время миссии «Аполлон-17», которая продлилась 12 дней. Астронавтам тогда удалось получить рекордное количество лунного грунта (базальта) для исследования их состава на Земле, а 20 октября 2020 года Зонд OSIRIS-Rex взял пробы пород с поверхности астероида Бену. Данный зонд уже в 2023 году должен доставит собранные образцы в земные лаборатории.
Предлагаемый электроракетный двигатель для разгона и коррекции траектории космических аппаратов отличается от прототипа и аналогов простотой конструкции, за счет использования особой формы камеры сгорания, выполненной в виде электрической спирали, а также снижением энергетических затрат за счет использования в качестве рабочего материала базальтовой пыли, обладающей низкой температурой возгонки (~1280°С) в условиях космического вакуума.
Источники информации
1. Эдгар Чуэйри. Новый рассвет электрических ракет. - Журнал «В мире науки», №5, 2009, стр. 34-42.
2. Патент РФ №2358153. МПК F03H 1/00. Опубл.: 10.06.2009. Бюл. №16.
3. Патент РФ №2534762. Опубл.: 10.12.2014. Бюл. №34.
4. «Ускорительная система и метод ускорения частиц (Accelerator system and method of accelerating particles)» US 7773362 (B1), МПК B05B 5/053, ECLA F03H 1/00 D2, опубл. 10.08.2010.).
5. Патент РФ №2508473. МПК F03H 99/00. Опубл. 27.02.2014 г. Бюл. №6. 6 Источник: www.mining-enc.ru/b/bazalt.
7. А.В. Филиппов. Сверхвысокая зарядка пылевых частиц в неравновесной плазме [Текст] / А.В. Филиппов, Μ.Н. Васильев, А.В. Гавриков, А.Ф. Паль, О.Ф. Петров, А.Н. Старостин, В.Е. Фортов // Письма в ЖЭТФ, том 86, вып. 1, с. 16-21 © 2007 г. 10 июля.