| Motor de cohete eléctrico | |
|---|---|
| Uso | |
| Desarrollo | adecuado para vuelos a los planetas exteriores del sistema solar [1] |
Características de peso y tamaño. |
|
| Características de funcionamiento | |
Un motor de cohete eléctrico (EP) es un motor de cohete , cuyo principio de funcionamiento se basa en la conversión de energía eléctrica en energía cinética dirigida de partículas [2] . También hay nombres que incluyen las palabras chorro y propulsión .
El complejo, que consta de un conjunto de motores de propulsión eléctrica, un sistema para almacenar y suministrar un fluido de trabajo (SHiP), un sistema de control automático (ACS), un sistema de suministro de energía (EPS), se denomina sistema de propulsión de cohete eléctrico (EPP). ) .
La idea de utilizar energía eléctrica en motores a reacción para la aceleración surgió casi al comienzo del desarrollo de la tecnología de cohetes. Se sabe que tal idea fue expresada por K. E. Tsiolkovsky . En 1916 - 1917, R. Goddard realizó los primeros experimentos, y en los años 30 del siglo XX , se creó uno de los primeros motores de propulsión eléctrica en funcionamiento en la URSS bajo el liderazgo de V.P. Glushko .
Desde el principio, se asumió que la separación de la fuente de energía y la sustancia acelerada proporcionaría una alta velocidad de salida del fluido de trabajo (RT), así como una menor masa de la nave espacial (SC) al reducir la masa de el fluido de trabajo almacenado . De hecho, en comparación con otros motores de cohetes, los ERE pueden aumentar significativamente la vida activa (SAS) de la nave espacial, al tiempo que reducen significativamente la masa del sistema de propulsión (PS), lo que, en consecuencia, le permite aumentar la carga útil o mejorar el peso . y características de tamaño de la propia nave espacial [3 ] .
Los cálculos muestran que el uso de un motor de propulsión eléctrica permitirá reducir la duración de un vuelo a planetas distantes (en algunos casos incluso posibilitará tales vuelos) o, con la misma duración de vuelo, aumentará la carga útil.
A partir de mediados de la década de 1960 , comenzaron las pruebas a gran escala de motores de propulsión eléctrica en la URSS y los Estados Unidos , y a principios de la década de 1970, los motores de propulsión eléctrica comenzaron a usarse como sistemas de propulsión estándar.
En la actualidad, los ERE se utilizan ampliamente tanto en los sistemas de propulsión de satélites terrestres como en los sistemas de propulsión de naves espaciales interplanetarias.
La clasificación de EJE no se ha establecido, sin embargo, en la literatura en idioma ruso, generalmente se acostumbra clasificar EJE de acuerdo con el mecanismo predominante de aceleración de partículas. Distinguir los siguientes tipos de motores :
Los ETD, a su vez, se dividen en motores de calefacción eléctrica (END) y motores de arco eléctrico (EDD).
Los propulsores electrostáticos se dividen en propulsores iónicos (incluidos los coloidales) (ID, KD) : aceleradores de partículas en un haz unipolar y aceleradores de partículas en un plasma casi neutro. Estos últimos incluyen aceleradores con una deriva de electrones cerrada y una zona de aceleración extendida (USDA) o acortada (USDA). Los primeros generalmente se denominan propulsores de plasma estacionarios (SPD), el nombre también se encuentra (cada vez más raro): un propulsor Hall lineal (LHD), en la literatura occidental se llama propulsor Hall . Los SPL se conocen comúnmente como motores de aceleración de lecho anódico (ALS).
Los motores de alta corriente (magnetoplasmáticos, magnetodinámicos) incluyen motores con su propio campo magnético y motores con un campo magnético externo (por ejemplo, un motor Hall final - THD).
Los motores de impulsos utilizan la energía cinética de los gases que aparecen cuando un cuerpo sólido se evapora en una descarga eléctrica.
Todos los líquidos y gases , así como sus mezclas, pueden utilizarse como fluido de trabajo en un motor de propulsión eléctrica. Sin embargo, para cada tipo de motor existen fluidos de trabajo, cuyo uso le permite lograr los mejores resultados. Para ETD, tradicionalmente se usa amoníaco , para electrostática - xenón , para alta corriente - litio , para pulso - fluoroplástico .
La desventaja del xenón es su coste, debido a la pequeña producción anual (menos de 10 toneladas anuales en todo el mundo), lo que obliga a los investigadores a buscar otros RT de similares características pero menos costosos. El argón es considerado como el principal candidato de reemplazo . También es un gas inerte, pero, a diferencia del xenón, tiene una energía de ionización más alta con una masa atómica más baja (la energía gastada en ionización por unidad de masa acelerada es una de las fuentes de pérdidas de eficiencia ).
Los EJE se caracterizan por un bajo caudal másico de la RT y una alta velocidad del flujo de partículas acelerado. El límite inferior de la velocidad de salida coincide aproximadamente con el límite superior de la velocidad de salida del chorro del motor químico y es de unos 3000 m/s. El límite superior es teóricamente ilimitado (dentro de la velocidad de la luz), sin embargo, para modelos avanzados de motores, se considera una velocidad que no supere los 200.000 m/s. En la actualidad, para motores de varios tipos, la velocidad de escape de 16 000 a 60 000 m/s se considera óptima.
Debido a que el proceso de aceleración en el EJE tiene lugar a baja presión en el canal de aceleración (la concentración de partículas no supera las 1020 partículas /m³), la densidad de empuje es bastante baja, lo que limita el uso del EJE: el la presión no debe exceder la presión en el canal de aceleración, y la aceleración de la nave espacial es muy pequeña (décimas o incluso centésimas de g ). Una excepción a esta regla puede ser EDD en naves espaciales pequeñas.
La potencia eléctrica de un motor de propulsión eléctrica oscila entre cientos de vatios y megavatios. Los EJE que se utilizan actualmente en las naves espaciales tienen una potencia de 800 a 2000 W.
EJE se caracterizan por la eficiencia - del 30 al 80%.
En 1964, en el sistema de control de actitud de la nave espacial soviética Zond-2, 6 calles de rodaje de impulso erosivo operadas con fluoroplasto funcionaron durante 70 minutos ; los racimos de plasma resultantes tenían una temperatura de ~30.000 K y expiraban a una velocidad de hasta 16 km/s (el banco de condensadores tenía una capacidad de 100 μF , la tensión de funcionamiento era de ~1 kV). En los Estados Unidos, se llevaron a cabo pruebas similares en 1968 en la nave espacial LES-6. En 1961, un motor de cohete de impulso pinch de la empresa estadounidense Republic Aviation desarrolló un empuje de 45 mN a una velocidad de escape de 10 a 70 km/s.
El 1 de octubre de 1966, el laboratorio ionosférico automático Yantar-1 fue lanzado a una altura de 400 km por un cohete geofísico 1Ya2TA de tres etapas para estudiar la interacción de la corriente en chorro de un motor de cohete eléctrico (EPR), que funciona con argón, con plasma ionosférico . El EJE experimental de iones de plasma se encendió por primera vez a una altitud de 160 km y, durante el vuelo posterior, se llevaron a cabo 11 ciclos de funcionamiento. Se logró una velocidad de corriente en chorro de aproximadamente 40 km/s. El laboratorio de Yantar alcanzó la altitud de vuelo objetivo de 400 km, el vuelo duró 10 minutos, el EJE trabajó de manera constante y desarrolló un empuje de diseño de cinco gramos de fuerza. La comunidad científica se enteró de los logros de la ciencia soviética gracias a un informe de TASS .
Se usó nitrógeno en la segunda serie de experimentos . La velocidad de escape se incrementó a 120 km/s. En 1966 - 1971, se lanzaron cuatro dispositivos de este tipo (según otras fuentes, hasta 1970 y seis dispositivos).
En el otoño de 1970, superó con éxito las pruebas en vuelo real con un motor de propulsión eléctrica accionado por aire de flujo directo . En octubre de 1970, en el XXI Congreso de la Federación Astronómica Internacional, científicos soviéticos - Profesor G. Grodzovsky , Candidatos de Ciencias Técnicas Yu. Danilov y N. Kravtsov, Candidatos de Ciencias Físicas y Matemáticas M. Marov y V. Nikitin, Doctor en Ciencias Técnicas V. Utkin - informó sobre la prueba de un sistema de propulsión de aire. La velocidad registrada de la corriente en chorro alcanzó los 140 km/s.
En 1971, en el sistema de corrección del satélite meteorológico soviético Meteor , dos motores de plasma estacionarios desarrollados por el Instituto de Energía Atómica. I. V. Kurchatov y Design Bureau Fakel, cada uno de los cuales, con una fuente de alimentación de ~ 0,4 kW, desarrolló un empuje de 18–23 mN y una velocidad de escape de más de 8 km/s. El RD tenía un tamaño de 108 × 114 × 190 mm, una masa de 32,5 kg y una reserva de RT (xenón comprimido) de 2,4 kg. Durante una de las inclusiones, uno de los motores funcionó continuamente durante 140 horas, este sistema de propulsión eléctrica se muestra en la figura.
Además, los motores de cohetes eléctricos se utilizan en la misión Dawn y en el proyecto BepiColombo .
Aunque los motores de cohetes eléctricos tienen un empuje bajo en comparación con los cohetes de combustible líquido , pueden operar durante mucho tiempo y realizar vuelos lentos en largas distancias [4] [1] . Los motores de cohetes eléctricos más avanzados hasta la fecha tienen ΔV de hasta 100 km/s y, cuando se utilizan fuentes de energía nuclear, son adecuados para vuelos a los planetas exteriores del sistema solar , pero no lo suficientemente potentes para vuelos interestelares [4] [1] . Si hablamos de vuelo interestelar, entonces se consideró un motor de cohete eléctrico con un reactor nuclear para el proyecto Daedalus , pero fue rechazado debido al bajo empuje, el gran peso necesario para convertir la energía nuclear en energía eléctrica, equipos y, como resultado, una pequeña aceleración que tardaría siglos en alcanzar la velocidad deseada [5] [6] [7] . Sin embargo, el método de cohete eléctrico de vuelo interestelar es teóricamente posible con una fuente de alimentación externa a través de un láser a las baterías solares de la nave espacial [8] [9] [10] .
En la actualidad, muchos países están investigando la creación de naves espaciales interplanetarias tripuladas con sistemas de propulsión eléctrica. Los EJE existentes no son óptimos para su uso como motores de propulsión para tales barcos y, por lo tanto, en un futuro cercano deberíamos esperar un renovado interés en el desarrollo de EJE de alta corriente basados en metal líquido RT ( bismuto , litio , potasio , cesio ) con un motor eléctrico. potencia de hasta 1 MW, capaz de trabajar durante mucho tiempo a corrientes de hasta 5-10 kA. Estos motores cohete deberían desarrollar un empuje de hasta 20-30 N y una 30% o máseficiencia20-30 km/s con unaescapevelocidad de
Además de Rusia y EE . UU., el Reino Unido , Alemania , Francia , Japón e Italia también se dedican a la investigación y el desarrollo de la propulsión eléctrica . Las principales áreas de actividad de estos países son: ID (los desarrollos de Gran Bretaña y Alemania son los más exitosos, especialmente los conjuntos); SPD y DAS (Japón, Francia); ETD (Francia). Básicamente, estos motores están diseñados para satélites.
| Motores de cohetes soviéticos y rusos | ||
|---|---|---|
| motores de cohetes de baja altitud | ||
| motores de cohetes de gran altitud | ||
| YARDA | RD-0410 | |