Іонно-плазмові двигуни з високо-частотної безелектродний іонізацією робочого тіла

[ виправити ] текст може містити помилки, будь ласка перевіряйте перш ніж використовувати.

скачати

Міністерство освіти України

Державний аерокосмічний університет

імені М.Є. Жуковського

«Харківський авіаційний інститут»

Кафедра 402

РЕФЕРАТ

на тему: Іонно-плазмові двигуни з високочастотної безелектродний іонізацією робочого тіла

Виконав:

________ Юрченко С.А.

1999-03-03

Харків 19 вересня 9 м.

Зміст

лист

Введення

3

1. Порівняльний аналіз ЕРДУ

6

1.1 Застосування ЕРД

7

1.2 Застосування РІД

9

1.3 Загальні переваги РІД

9

1.4 Радіочастотний іонний рушій РІД -10

10

1.5 Радіочастотний іонний рушій РІД -26

11

1.6 Радіочастотний двигун з магнітним полем (РМД)

11

2 Розробка чисельної моделі електроракетні двигуна з ВЧ нагріванням робочого тіла

13

2.1 Математичний апарат чисельної моделі термогазод інаміческіх процесів, що мають місце в камері і сопловому апараті ракетного двигуна

13

2.2 Термодинамічні процеси, що протікають в камері еле ктронагревного рушія

16

Висновок

20

Перелік умовних позначень, символів, одиниць, скорочень і терм інів

22

Список використаних джерел інформації

23

Введення

Як було показано останніми дослідженнями, енергетика (енергозабезпечення) космічних апаратів з ресурсом 1-20 років завжди буде першорядною проблемою. Двигуни малих тяг, які здійснюють корекцію і стабілізацію таких космічних апаратів, мають деякими особливостями, наприклад, тривалим ресурсом, високою надійністю, оптимальної «ціною» тяги (відношення енергетичних витрат до одиниці тяги). Для забезпечення довгострокового ресурсу необхідно зменшити температуру конструктивних елементів плазмових рушіїв, плазма не повинна взаємодіяти з елементами конструкції. В основному швидкість минає плазми (характеристична швидкість) визначає питомий імпульс рушія. Чим більше значення характеристичної швидкості, тим більше і питомий імпульс. Для здійснення тривалих робіт (програм) в космосі необхідно мати надійні, високоефективні електроракетні двигуни зі швидкостями закінчення плазми 10 3 -10 5 м / с і більше.

Ми отримали наступні результати: при швидкостях закінчення робочого тіла 1000-9000 м / с термоелектричні рушії працюють надійно, а в даний час створюються рушії зі швидкостями закінчення робочого тіла 2000-20000 м / с.

Використання електродугових плазмових рушіїв для цих цілей продемонструвало, що в даному діапазоні швидкостей негативні явища спостерігаються лише внаслідок експлуатації рушія більше заданого часу ресурсу.

Підвищення температури плазми в рушіях такого типу призводять до підвищення питомої імпульсу. Але майже 50% електричної енергії підводиться до електродів, перетворюється в тепло і не бере участі у підвищенні швидкості плазмового пучка, а електроди випаровуються (зменшуються), що зменшує ресурс рушія.

У нашому університеті багато років ведеться детальна розробка таких рушіїв. Порівняння сучасних досягнень за типовими рушія наведено в таблиці 1.

Одним із сучасних напрямків розвитку плазмових прискорювачів є розробка двигунів малих тяг, що працюють на принципі безелектродні створення електромагнітної сили у формі ВЧ-і СВЧ-полів у плазмовому обсязі, утримання плазми і її прискорення в магнітному полі заданої форми. У цьому випадку пропонується концепція термоелектричного рушія з високочастотним нагрівом робочого тіла, такого як водень. Це дозволяє істотно зменшити взаємодія плазми на елементи плазмового прискорювача, виключити втрати енергії на електродах і використання магнітного сопла значно підвищать ККД рушія. Таким чином, переваги цього типу рушіїв очевидні. Вони полягають в наступному:

  • високий ККД (0,4 - 0,5);

  • тривалий ресурс роботи на борту (до 2-х років);

  • висока надійність і безпека;

  • використання екологічно чистого палива;

  • такі рушії забезпечують характеристичну швидкість в необхідному діапазоні швидкостей витікання, яку рушії інших типів не можуть забезпечити;

  • масові характеристики, «ціна» тяги і вартість збірки не перевищують існуючих.

Це може стати можливим, якщо ми будемо використовувати деякі досягнення сучасної технології і врахуємо деякі нюанси:

  1. З усіх робочих тіл водень має мінімальної атомною масою, тобто швидкість витікання водневої плазми з ВЧ-прискорювача буде максимальною.

  2. Водень - екологічно чисте робоча речовина і необхідність його використання незаперечна.

  3. Зараз у нас є технологія безпечного зберігання пов'язаного водню у вигляді гібридів металів на борту космічного літального апарату. Це збільшує ККД рушія і підвищує ефективність роботи системи в цілому.

  4. Відомо, що при іонізації водню в будь-якому типі електричного розряду втрати при передачі енергії від електронної компоненти до іонної мінімальні через мінімальні масових відмінностей і тому, що для атомів водню можлива лише одноразова іонізація.

У таблиці 1 наведені основні характеристики іонних двигунів розробляються і що застосовуються в Європі в даний час.

Таблиця 1

п.п

Характеристики рушія

Тип рушія

Робоче тіло

Характеристична тяга, г

Характеристична швидкість, м / с

Ціна тяги, Вт / г

ККД,%

Особливості, що обмежують ресурс

Примітка

1

Стаціонарний плазмовий рушій (СПД)

Ксенон

(Газ)

1 ... 5

18000 ...

25000

150

30 ... 50

Ресурс катода компенсатора і керамічних ізоляторів


2

Рушій з анодним шаром (ДАС)

Газ, рідкий метал

1 ... 3

25000 ...

35000

200

30 ... 45

Ресурс катода компенсатора, ресурс електродів


3

Плазмовий іонний рушій (ПІД)

Газ, рідкий метал

1 ... 10 і більше

30000 ...

100000

300

30 ... 45

Ресурс катода компенсатора і іонно-оптичної системи

Збільшення тяги приводить до збільшення розмірів

4

Торцевий холовскій рушій (ТХД)

Газ, рідкий метал

1 ... 3

25000 ...

35000

300

25 ... 40

Електроди і катодний вузол

Збільшення тяги пропорційно зменшенню ресурсу

5

Електро-нагревний рушій (ЕНД)

Газ

1 ... 5

1000 ...

4000

50 ... 150

20 ... 30

Нагрівач


6

ВЧ-рушій

Газ

1 ... 10

3000 ...

15000

30 ... 100

40 ... 50

Відсутні


1Сравнітельний аналіз ЕРДУ

Застосування іонних плазмових двигунів малої тяги на геостаціонарних супутниках має такі переваги: ​​зменшення стартової маси, збільшення маси корисного вантажу і ресурсу супутника.

Порівняння ЕНД, СПД та РІД, що використовуються в системі стабілізації Північ - Південь, проведено на малюнку 1 і малюнку 2.

Малюнок 1,2. Стартова маса супутника і залежність сухий маси супутника від застосовуваної на ньому рухової установки.

Як показано на малюнку 1, стартова маса супутника, що включає в себе суху масу супутника (без маси ЕРДУ), складе:

4050 кг при використанні ЕНД;

3900 кг - СПД;

3670 кг - РІД.

Це означає, що стартова маса супутника при використанні РІД замість електродугового двигуна або СПД зменшується на 380 і 230 кг відповідно. Зменшення маси призводить до зниження вартості запуску.

На рис. 2 показана залежність сухий маси супутника від маси застосовуваної на ньому рухової установки (стартова маса - 4050 кг):

2090 кг при використанні ЕНД;

2170 кг - СПД;

2310 кг - РІД.

Маса корисного вантажу може бути збільшена при використанні РІД:

на 220 кг в порівнянні з ЕНД;

на 140 кг - з СПД.

Обидва переваги: ​​зменшення стартової маси і збільшення маси корисного вантажу, - призводять до зменшення вартості супутника.

РІД з діаметром іонізатора 10 см і тягою 10 мН був запущений на EURECA. Зараз такий самий двигун, але з тягою 15 мН проходить кваліфікаційні випробування для використання його на експериментальному супутнику зв'язку ESA Artemis. Його висновок на орбіту планується в 2000 році японським ракетоносієм Н-2. Комерційна версія цього двигуна зможе створювати тягу на рівні 25 мН.

РІД з діаметром іонізатора 15 см і тягою 50 мН зараз досліджується в Гессенського університету.

РІД 26 із тягою до 200 мН розробляють в Dasa / ESA Technology. Планується його використання як основного рушія.

1.1Прімененіе ЕРД

Основні завдання, що виконуються за допомогою РД, на геостаціонарних супутниках:

- Перехід на більш високу орбіту 1500 м / с за маневр;

- Системи стабілізації Північ - Південь 47 м / с в рік;

- Системи стабілізації Захід - Схід <5 м / с в рік;

- Орієнтування ЛА <5 м / с в рік;

- Сходження з орбіти 5 м / с.

Розглянемо завдання для ЕРД, які характеризуються великими збільшеннями швидкості:

Перехід на більш високу орбіту. При використанні хімічних двигунів 40% стартової маси супутника складає паливо. Для перекладу супутника з проміжної орбіти на гео-орбіту потрібно 10 днів.

Якщо для цього маневру використовувати ЕРД, то буде потрібно близько трьох місяців. У цьому випадку тяга повинна бути на рівні 400 мН і більше. Така тяга може бути отримана одним двигуном або зв'язкою.

Рівень тяг обмежений потужність сонячних батарей (10 - 15 кВт).

Висновок КЛА на орбіти вище геосинхронну призведе до зменшення зміни швидкості.

Системи стабілізації Північ - Південь. Середнє збільшення швидкості на 47 м / с в рік призводить до загального v = 750 м / с.

Рівень тяги повинен забезпечувати виконання цього завдання, принаймні, за 3 години на день. Ця вимога обумовлює необхідну тягу 25 мН і більше.

Враховуючи сучасний рівень розвитку іонних двигунів, введення ЕРД в експлуатацію на комерційних геостаціонарних супутниках може проводитися за наступною схемою:

1) Використовувати плазмові іонні двигуни з тягою 25 мН для систем стабілізації Північ - Південь. Решта завдань, як і раніше, здійснювати за допомогою хімічних двигунів.

2) Системи супутника використовуються в тому вигляді, в якому вони існують зараз, тобто додаткові розробки припиняються.

Використання ЕРД для виведення супутників на орбіти зажадає двигунів з великими тягами, що спричинить за собою необхідність у зміні конструкції систем супутника. Незважаючи на це, застосування ЕРД для цих цілей розглядається як другий крок у програмі введення в експлуатацію двигунів цього типу, який вимагатиме повної зміни систем супутника і додаткових доробок іонних рушіїв.

Кінцева мета програми - виконання всіх космічних завдань за допомогою ЕРД в поєднанні з маховиками і карданними механізмами, «всі супутники на ЕРД». Це сильно вплине на конструкцію систем супутників, як і в другому випадку.

1.2Прімененіе РІД

Вже багато років РІД розробляються в багатьох країнах. Були досліджені ГРК діаметрами від 10 до 35 см. Найбільш вивчений РІД 10, що дозволяє отримати тягу до 25 мН.

Для застосування цих двигунів в космічних цілях рівень тяг повинен бути піднятий до 25 мН. Конструкція в подальшому може бути вдосконалена для серійного виробництва, тобто необхідно зменшити собівартість виробництва до ціни, що задовольняє вимогам ринку.

Великі тяги можуть бути отримані шляхом збільшення діаметра ГРК, що дозволяє збільшити діаметр іонного пучка.

У нашому університеті досліджується РІД 15, який може створювати тягу 50 мН.

Використовуючи ГРК діаметром 20 см можна отримати тягу 80 мН.

Чинна модель РІД 26 із тягою 200 Мн готова до випробувань. У цьому двигуні використовується принцип ВЧ іонізації і ИОС, виготовлена ​​з молібдену.

1.3Общіе переваги РІД

У порівнянні з іншими двигунами Ріду володіють наступними перевагами:

1) Не потрібно емітер електронів. Для ВЧ іонізації робоче тіло іонізується в ГРК ВЧ полем з частотою 10 МГц. Електрони, що народжуються в ГРК або надходять з нейтралізатора, використовуються для організації сутичок з нейтральними атомами газу.

2) Висока надійність нейтралізатора. Порожні катоди добре вивчені і продемонстрували високу надійність експлуатації і великий ресурс.

3) Використовується трехсеточная ИОС. При прискоренні іонів в трехсеточной ИОС отримуємо:

  • постійну швидкість витікання іонів;

  • точний напрям вектора тяги;

  • мале розсіювання пучка.

4) Простота регулювання тяги. Ток іонного пучка встановлюється регулюванням ВЧ потужності двигуна.

5) Прискорювальник електрод виготовлений з вуглецю, що значно збільшує ресурс.

6) Проста система контролю витрат робочого тіла.

7) Зменшення маси системи.

1.4Радіочастотний іонний рушій РІД -10

Радіочастотний іонний рушій досліджується в нашому університеті протягом останніх 2 років. Це двигун РІД-10, який був розроблений для розрядної камери діаметром 10 см. (малюнок 1).

Своєю назвою двигун РІД зобов'язаний використовуваному в ньому принципом іонізації. Нейтральне робоче тіло Xe надходить в розрядну камеру через ізолятори і анод. Для ініціації розряду анод знаходиться під великим позитивним потенціалом, щоб притягати електрони нейтралізатора. При проходженні через розрядну камеру ці електрони накопичують енергію від високочастотного поля (1 0 МГц подається на котушку поза камерою). Збуджені таким чином електрони непружно стикаються з нейтральними атомами палива, іонізуючи їх. Потенціал анода зменшують, а в камері встановлюється самопідтримуючий розряд, який використовує електрони, що народжуються в непружних зіткненнях. Позитивні іони мігрують до електрода, що підтримує розряд, на виході з камери і прискорюються парою ускоряюще-уповільнюють електродів. У РІД 10 використовується порожнистий катод-нейтралізатор. Номінальна тяга РІД-10 -15 мН, під час випробувальних запусків була отримана тяга порядку 0,3 - 18 мН. Максимальна тяга - близько 24 мН. Номінальний питомий імпульс 3150 з; він становить приблизно I уд = 1120 с при P = 1 мН і при максимальній тязі - I уд = 3324 с. Двигун включає радіочастотний генератор, блок регулювання потужності, блок паливного контролю. Енергоспоживання такої установки 70 Вт, при P = 15 мН - 510 Вт Контроль тяги проводиться за допомогою контрольних параметрів: первинних (вхідна потужність), вторинних (витрата палива).

1.5Радіочастотний іонний рушій РІД-26

Цей двигун інтегрує в собі весь досвід, накопичений у цій області. Радіочастотний безелектродний розряд і іонно-оптична система, розроблена для ПІД 10, і нейтралізатор утворюють ядро ​​цього двигуна. Споживаючи 6 кВт енергії, цей двигун може розвинути тягу до 200 мН.

1.6Радіочастотний двигун з магнітним полем (РМД)

В останні роки був розроблений новий підхід до радіочастотним іонним двигунам. Він заснований на використанні високочастотного поля і осесимметричного магнітного поля в розрядній камері для іонізації палива (малюнок 3). В установці магнітні поля розташовуються в такий спосіб: є дві колінеарних магнітних котушки, одна з них розташована в задній частині розрядної камери, а інша - на зовнішній стінці камери. Робоче тіло надходить в камери через вхідний отвір і газораспределителей, потім за допомогою катода-нейтралізатора ініціюється розряд. Після встановлення стійкого розряду в плазмі в місці розташування оптимального значення напруженості магнітного поля виникає стояча хвиля. У цьому випадку струм пучка максимальний. Двигун розвиває тягу на рівні 1 -10 мН і питома імпульс I уд = 3000 с. Дані, отримані в результаті експерименту, показують ціну тяги близько 35 Вт / мН; таким чином цей двигун відноситься до тієї ж категорії, що й два інших іонних двигуна, концепція яких представлена ​​вище. Контроль тяги можливо проводити за тією ж схемою, що і в РІД, а саме за допомогою вимірювання ВЧ потужності і витрати робочого тіла. Додатково для підвищення ККД можливо використовувати кругові струми. Ця особливість справді дасть можливість двигуну працювати з максимальним ККД навіть при дуже низьких рівнях тяги, що є вдосконаленням порівняно з попередніми концепціями.

2Разработка чисельної моделі електроракетні двигуна з ВЧ нагріванням робочого тіла

2.1Математіческій апарат чисельної моделі термогазодінаміческіх процесів, що мають місце в камері і сопловому апараті ракетного двигуна

Фізична модель процесів, що протікають в електронагревном реактивному двигуні, описується загальною системою рівнянь гідрогазовой динаміки. Однак на практиці найчастіше використовується не вона, а набір напівемпіричних формул, отриманих на підставі обробки великої кількості експериментальних даних, а також деякі рівняння із загальної системи, наведені до простішого виду завдяки введенню нижче перерахованих допущень:

  • вважається, що швидкість робочого тіла, що надходить в камеру РД, дорівнює нулю (w к = 0);

  • робоче тіло належить підпорядковується законам ідеального газу, тобто для нього справедливі рівняння стану ідеального газу;

  • приймають, що в процесі руху робочого тіла уздовж сопла не відбувається теплообміну між робочим тілом і стінками сопла, тобто процес закінчення Адіабатні (Q = 0);

  • нехтують дією зовнішніх сил на потік робочого тіла (F вн = 0);

  • нехтують в'язкістю робочого тіла (ν = 0);

  • процес підведення енергії до робочого тіла в камері у високочастотному розряді вважають відбувається в ефективному обсязі камери, що становить 20% від загального обсягу камери.

Наведемо основні залежності параметрів робочого тіла в камері РД з урахуванням вищевикладених припущень. Швидкість витікання газу з реактивного сопла:

(2.1)

де k - показник адіабати робочого тіла;

R μ = 8314 Дж / ​​(кмоль К), універсальна газова постійна;

μ - молекулярна маса робочого тіла, кмоль;

Т к - температура в камері згоряння, К;

р а - тиск на зрізі сопла, Па;

р а - тиск у камері, Па.

Площа зрізу сопла визначається виразом:

або

(2.2)

де f кр - питома площа критичного перерізу сопла, м 2 с / кг;

f а - питома площа зрізу сопла, м 2 с / кг;

- Ступінь розширення робочого тіла в соплі.

Питома імпульс двигуна:

, (2.3)

де р н - тиск навколишнього середовища, Па;

- Питома площа зрізу сопла, м 2 с / кг.

Тяга двигуна визначається за формулою:

, (2.4)

де - Витрата робочого тіла через камеру, кг / с;

F a - площа зрізу сопла, м.

Питома площа довільного перерізу камери згоряння і сопла визначається за формулою:

, (2.5)

де - Число Маха в даному перетині сопла;

w - швидкість течії робочого тіла в даному перетині сопла, м / с;

- C Швидкісь звуку в даному перетині, м / с.

Залежність між ступенем розширення робочого тіла в соплі ε і числом Маха на зрізі сопла виражається наступною формулою:

. (2.6)

Залежність між поперечними розмірами сопла на зрізі f a і ступенем розширення газу в соплі ε визначається так:

, (2.7)

Нерозрахованих режим роботи сопла, коли р ан, називається режимом перерасшіренія і супроводжується проникненням стрибків ущільнення всередину сопла. Початок цього проникнення збігається з моментом появи стрибків ущільнення на зрізі сопла, при р а <(0,2 - 0,4) р н. У ході експериментів було встановлено, що число Маха в перерізі, де розташовується кордон стрибків ущільнення при їх проникненні всередину сопла, може бути знайдено з рівняння:

, (2.8)

де М х - число Маха в перетині кордону стрибків ущільнення;

ξ - поправочний коефіцієнт.

Після знаходження з цього рівняння числа М х можемо визначити:

  • місце розташування перетину Х:

, (2.9)

  • питомий імпульс двигуна:

, (2.10)

  • швидкість потоку робочого тіла в перетин Х:

, (2.11)

  • температуру робочого тіла в перетині Х:

(2.12)

2.2Термодінаміческіе процеси, що протікають в камері електронагревного рушія

Узагальнено можна уявити ТД процеси, що протікають в ЕРД з ВЧ нагріванням робочого тіла, наступним чином (див. малюнок 17):

Малюнок 3. Схема електронагревного ракетного рушія

Запишемо рівняння балансу енергії в інтегральній формі для проміжку часу в припущенні усталеного процесу роботи двигуна:

, (2.13)

де Q рас-втрати енергії в двигуні, пов'язані з розсіюванням її в стінки камери і сопла та ін;

З р0, С ра - Ізобаричний теплоємності робочого тіла відповідно при температурах робочого тіла на вході в камеру і на виході з сопла, Дж / ​​(кг * К);

Т 0, Т а - температури робочого тіла відповідно на вході в камеру і на виході з сопла, К;

w 0, w а - швидкості потоку робочого тіла відповідно на вході в камеру і на виході з сопла, м / с.

Розділимо всі члени записаного рівняння на ( ), Тобто наведемо його до питомої формі:

, (2.14)

Його можна записати інакше:

, (2.15)

де .

Зв'язок параметрів робочого тіла на зрізі сопла з параметрами в камері визначається такою залежністю:

або

. (2.16)

З урахуванням допущення про ідеальність робочого тіла:

. (2.17)

Виходячи з припущення адіабатного течії, отримаємо:

, (2.18)

хоча насправді течія є ізоентропним, в даній формулі, так само як і в наступних, слід замість k писати n з, причому n з <k.

Виходячи з вищенаведених формул, маємо:

. (2.19)

Зв'язок параметрів робочого тіла в критичному перетині сопла з параметрами в камері:

або

,

, (2.20)

,

.

Визначимо зв'язок параметрів робочого тіла в камері з площею критичного перерізу сопла. З рівняння:

, (2.21)

отримаємо:

. (2.22)

Моделювання основних газодинамічних процесів в ЕНД з ВЧ нагріванням робочого тіла, в якості якого використовувалися різні водень містять і водень не містять гази, здійснювалося з використанням вищенаведених формул.

Висновок

З використанням наведених вище формул були проведені чисельні розрахунки робочих характеристик реактивного двигуна для робочих тіл (як водень містять Н 2, N Н 3, Н 2 О, так і водень не містять СО 2, N 2, Не 2, А r). Всі розрахунки проводилися для однакових термодинамічних параметрів в камері двигуна, для одних і тих же геометричних розмірів камери і сопла, і балонів системи зберігання та подачі робочого тіла. Отриманий позичальником результати розрахунку зведені в таблицю 2 і графічно представлені на малюнку 4. На малюнку 4 представлені залежності питомої імпульсу ракетного двигуна, маси необхідного робочого тіла, маси СХП цього робочого тіла, і сумарної маси СХП, і робочого тіла від роду робочого тіла (простіше кажучи, від М і до робочого тіла). З цієї залежності випливає висновок про переважне використання в якості робочих тел речовин з низькою молекулярною масою. Одним з найбільш доступних і широко поширених речовин з низькою молекулярною масою є молекулярний водень. Тут же представлена ​​залежність маси потрібного робочого тіла і маси необхідної для його зберігання СХП балонного типу від роду робочого тіла.

Таблиця 2

Параметр

Газ

Водо-

рід

Гелій

Ам-

Миака

Азот

Віз-

дух

Аргон

Ксе-

нон

Хім. формула

Н 2

Не 2

N Н 3

N 2


Ar

Xe

Молекулярна маса, кг / моль

2

4

17

28

29

40

131

Газова постійна, Дж / ​​(кг К)

4157

2078,5

489,06

296,93

286,69

207,85

63,466

Показник аді Абате

1,4

1,66

1,29

1,4

1,4

1,66

1,66

Питома і мпульс, з

5197,4

3191,5

1949

1388,8

1365,9

1010,6

567,06

Маса РТ, кг

9,6203

15,66

25,65

36

36,607

48,05

80,76

Маса СХП, кг

212,64

181,02

89,512

90,623

90,339

101,75

115,86

Маса всієї сист прийоми, кг

222,26

196,68

115,16

126,62

126,94

149,8

196,62

З аналізу цього графіка випливає, що за критерієм мінімальної маси системи зберігання і робочого тіла найкращим робочим тілом є аміак. Однак слід взяти до уваги той факт, що у разі застосування як СХП водню такої системи зберігання як, наприклад, зберігання водню в металогідридів або у зв'язаному стані, сумарна маса такої СХП робочого тіла водню може бути знижена і стане нижче маси газобалонної СХП інших робочих тел. Необхідно враховувати той факт, що на відміну від аміаку, який є хімічно активним і, відповідно, вимагає для своїх СХП використання дорогих конструкційних матеріалів і систем запобігання витоку, і має досить низький питомий імпульс, не токсичний і не хімічно активний водень дозволяє спростити структуру СХП .

Р
ісунок 4. Залежності питомого імпульсу РД, маси необхідного робочого тіла, маси СХП цього робочого тіла, і сумарної маси СХП і робочого тіла від роду робочого тіла.

При використанні водню як робочого тіла ми можемо досягти більших значень швидкостей закінчення (тобто більшу питому імпульсу) і одержати більш безпечну систему з точки зору зберігання робочого тіла та експлуатації рухової установки. Крім того при розгляді в якості варіанту нагріву робочого тіла в камері РД способу ВЧ нагрівання слід враховувати той факт, що для досягнення найбільшого ККД процесу передачі енергії від ВЧ розряду до робочого тіла необхідна повна або часткова іонізація, або активація останнього, що в разі аміаку являє собою досить серйозну проблему.

Перелік умовних позначень, символів, одиниць, скорочень і термінів

Позначення

Індекси

а - швидкість звуку, м / с;

* - Рівноважний параметр;

В - індукція магнітного поля, Тл;

а - вихідна перетин параметра;

F - сила, Н;

кр - критичне перетин сопла;

I с - струм котушки, А;

к - перетин камери згоряння

I b - струм іонного пучка, А;

реактивного двигуна;

k - показник адіабати;

max - максимальний;

m - маса, кг;

min - мінімальний;

- Масова витрата, кг / с;

opt - оптимальний;

N-потужність, Вт;

б - бак;

n-концентрація часток, м -1;

к - камера;

P - тиск, Па;

0 - початковий;

T - температура, К;


U - напруга, В;


W - швидкість, м / с;


 - густина, кг / м 3;


P, R - тяга ракетного двигуна, Н;


 - тяговий ККД;


 - приріст за часом, с;


 - потенціал іонізації, еВ;


 - перетин іонізації, см 2;


 - частота, 1 / с;


Скорочення

Аед - автоемісійним двигун;

ВЧ - високочастотний;

ВПС - імпульсний плазмовий двигун;

КА - космічний апарат;

ККД - коефіцієнт корисної дії;

ПІД - плазмовий іонний двигун;

РД - ракетний двигун;

РІД - радіочастотний іонний двигун;

РМД - радіочастотний іонний двигун з магнітним полем;

СПД - стаціонарний плазмовий двигун;

СПУ - стаціонарний плазмовий прискорювач;

СХПРТ - система зберігання і подачі робочого тіла;

ЕРС - електрорушійна сила;

ЕРД - електроракетні двигун;

ЕТД - електротермічний двигун.

Список використаних джерел інформації

  1. Безелектродний розряд високого тиску. ЖТФ, № 36, т.5, 1966р., С.913-919

  2. Особливості розвитку імпульсних НВЧ розрядів у різних газах. ЖТФ, № 4, т.68, 1998г, с.33-36

  3. Отримання атомарного водню в високочастотному газовому розряді і мас-спектрометрична діагностика процесу. ЖТФ, № 5, т.67, 1997р., С.140-142

  4. KH Groh, HJ Letter. RIT 15 - a medium range radio-frequency ion thruster.

27


Додати в блог або на сайт

Цей текст може містити помилки.

Астрономія | Реферат
82.2кб. | скачати


Схожі роботи:
Про вибір раціональних розмірів сегнетоелектричної робочого тіла імпульсного генератора напруги
Визначення та обчислення об єму тіла за площами паралельних перерізів об єм тіла обертання
Плазмові печі
Психологія тіла Біоенергетичний аналіз тіла Лоуен
Іонно-парна хроматографія
Іонно парна хроматографія
Методи вимірювання робочого загасання і робочого посилення чотириполюсника
Система частотної автопідстроювання
Визначення частотної дисперсії скляної призми за допомогою гоніометра
© Усі права захищені
написати до нас