ОТ «ГОРЯЧЕГО» К «ХОЛОДНОМУ» ЭЛЕКТРИЧЕСТВУ 3


Из всех возможных частиц в этом диапазоне целесообразнее, как указывалось выше, использовать более массивные частицы, позволяющие уменьшать размеры и вес двигателя. Судя по этому, выбор цезия (атомный вес 132,9) в качестве рабочего вещества является обоснованным. Если учесть и его достоинства, связанные с малой энергией ионизации, то станет понятным, почему именно на цезий ориентируется большинство авторов проектов ионных ракетных двигателей.

Правда, переход на более массивные частицы (точнее, на частицы с большим отношением массы к заряду) позволил бы еще уменьшить размеры и вес двигателя, но их применимость зависит от возможностей создания пригодного ионного источника.

Не удивительно, в этой связи, что за рубежом часто обсуждается проблема создания ионных двигателей, из которых вытекали бы заряженные частицы гораздо большей массы, чем атомы и молекулы, например, микроскопические капельки (масла и других жидкостей), пылинки или коллоидные частицы. Такие двигатели обычно называют коллоидными (можно представить себе и «пылевые»...), масса вытекающих из них частиц может достигать 10, т. е. почти в 10000 раз превышать массу ионов цезия. ^ Образование заряженных частиц такого рода основано( на создании сильных электрических полей в диэлектрических жидкостях* 1). В одном из коллоидных двигателей, созданном в центре им. Льюиса в США, частицы рабочего вещества — хлорида алюминия — диаметром 0,05 микрона приобретали заряд, проходя через коронный разряд).

Другими методами создания потока заряженных коллоидных частиц, изучаемыми за рубежом, являются конденсация таких частиц из парообразного состояния, аггло-мерация частиц, разбрызгивание частиц в виде эмульсии с одновременной их зарядкой при использовании полой иглы), электростатическое разбрызгивание) и др. Про-блема разработки оптимального метода является одной из важнейших для коллоидных двигателей. Перспективной

) Journal of Applied Physics, III, 1959.

) Astronautics, 1962, 7, № 6.

т ) Реферативный журнал «Авиационные и ракетные двигатели»,

I 1967, реф. 1. 34. 148-149.

) Luftfahrttechriik. Raumfahrttechnik, 111, 1966, т. 12, № 3, стр. 95.

* 227

кажется возможность разработки такого метода, при котором можно было бы регулировать массу образуемых коллоидных частиц и, таким образом, тягу двигателя); работы такого рода ведутся в США фирмой Ион Физике с использованием в качестве рабочего вещества натрия, лития, ртути. Фирма Космик (США) запатентовала коллоидный двигатель с частицами диаметром в тысячные доли микрона, отрывающимися под действием центробежной силы во вращающемся сопле в электрическом поле). Интерес вызвало сообщение о разработке Лабораторией авиационных двигателей ВВС США в 1966 г. безэлек-тродных коллоидных двигателей, в которых коллоидные частицы обоих знаков образуются с помощью матрицы из капиллярных металлических трубок; через эти трубки течет рабочее вещество, например, взвесь частиц натрия в глицероле). Устройство матрицы таково, что каждая трубка оказывается окруженной трубками с противоположным знаком электрического заряда, что приводит не только к образованию коллоидных заряженных частиц, но и к их ускорению без какого-либо ускоряющего электрода. Опыты с такими двигателями пока еще находятся в самом начале. Пожалуй, наиболее продвинуты работы по коллоидным двигателям, в которых происходит конденсация частиц из перенасыщенной паровой фазы при течении в сверхзвуковом сопле); такие двигатели исследуются в США и ФРГ. На рис. 74 показана фотография коллоидного двигателя такого типа, разработанного в ФРГ. Отчетливо видно сопло Лаваля, течение в котором заставляет парообразное рабочее вещество, получаемое в устройстве, подобном обычному ионному двигателю, расширяться и охлаждаться с образованием укрупненных коллоидных частиц). Считается, что при этом могут быть получены значения удельного импульса 3000— 14000 сек). В 1965 г. успешные испытания коллоидного двигателя тягой 4.5 Г при удельном импульсе 2000 сек и

*) Product Engineering, 20. I. 1964, стр. 41, и 18. I. 1965.

) Interavia Air Letter, 20. И. 1964, № 5437, стр. 11.

) Mechanical Engineering, 1966, стр. 53; Product Engineering, 5. XII. 1966.

) J. Spacecraft, I, 1967, т. 4, № 1, стр. 86.

) Raumfahrtforschung, III, 1967, t. 3, стр. 109.

) Экспресс-информация «Астронавтика и ракетодинамика»,

31. V. 1967, № 20.

к. п. д. 0,75 провела фирма STL); двигатель работал 2 часа при напряжении 100000 в.

Возможным преимуществом коллоидных двигателей перед обычными ионными являются уменьшенные размеры и вес в соответствии с отмеченной выше их зависимостью от массы частиц рабочего вещества (при одних и тех же размерах и силе тока тяга таких двигателей будет в -|00-—10000 раз больше, чем у ионных). Именно поэтому коллоидные двигатели перспективны и заслуживают

Рис. 74. Коллоидный электроракетный двигатель с конденсацией рабочего вещества в сопле Лаваля (Raumfahrtforschung, 1967, н. 3).

разработки и исследования, в особенности для случаев относительно невысокого потребного импульса. Но весьма серьезным препятствием на пути к их созданию является необходимость в очень высоком ускоряющем напряжении и связанная с этим опасность электрического пробоя. Удельный импульс таких двигателей будет, вероятно, меньшим, чем ионных, его величина составит 1000—5000 сек, но для многих целей, в частности полетов на Луну, именно такая величина окажется, вероятно, оптимальной, как об этом будет сказано подробнее в гл. 8. Кроме того, устраняются многие конструктивные трудности, характерные для ионных двигателей, создается возможность

) Missile/Space Daily, 25. VI. 1965, т. 13, № 39, стр. 306.

более простого увеличения мощности двигателей без чрезмерного увеличения их размеров, и т. д. Все это заставляет ученых уделять внимание коллоидным двигателям, хотя их разработка намного отстает от работы по ионным двигателям.

О возможной величине удельного импульса ионных двигателей уже говорилось выше — она может достигать 100000 сек, что на порядок превосходит обычно указываемые значения для плазменных двигателей. В большинстве случаев применения наивыгоднейшая величина удельного импульса окажется меньше этой, как будет показано в гл. 8. По существу, только в «холодном» ионном электростатическом двигателе могут быть достигнуты скорости истечения в сотни км/сек без чрезмерной теплопередачи в стенки, как это имеет место, когда вытекающие из двигателя газы нагреты до высокой температуры.

Что касается тяги двигателя, то ее величина, как и для всех электроракетных двигателей, очень невелика в связи с потребной затратой электрической энергии. Для созданных ионных двигателей величина тяги даже меньше, чем для электротермических и плазменных; обычно она составляет всего десятки граммов (у нас в стране испытывалась экспериментальная модель цезиевого двигателя тягой 0,5—0,6 Г). В связи с этим, естественно, продолжительность работы двигателя для разгона ракеты до заданной скорости должна быть больше. Типичная продолжительность работы ионных двигателей составляет несколько месяцев.

Величина тяги, отнесенная к единице площади, например к 1 см поперечного сечения тяговой камеры (удельная лобовая тяга) двигателя, зависит от ускоряющего напряжения. Поскольку это напряжение ограничивается опасностью электрического пробоя в камере, то этим определяется и максимальная величина лобовой тяги. Наибольшей допустимой напряженностью электрического поля можно считать 100000 в/см, что соответствует максимальному значению удельной лобовой тяги 8 Г/см (по Штулингеру и Зейтцу). Реальные значения лобовой тяги меньше этого и значительно ниже, чем в плазменных двигателях (до 100 раз).

Правда, как указывается, применение ряда последовательных ускоряющих электродов может привести к увеличению лобовой тяги ионного двигателя. Схема такого

двигателя (рис. 75), представляющего собой высоковольтный электростатический ускоритель, была предложена, в частности, американским ученым Д. Ромиком. В ней используются ионизация путем бомбардировки электронами

Рис. 75. Схема устройства ионного ракетного двигателя с линейным ускорителем по идее Ромика.

из электронной пушки и ряд последовательно расположенных ускоряющих элементов; разгон ионов осуществляется последовательными импульсами в результате согласования фаз питающего переменного тока. Как видно по приведенному рисунку, лобовая площадь двигателя весьма невелика, в отличие от обычных ионных двигателей, у которых длина мала по сравнению с диаметром. Интересно отметить, что аналогичного устройства линейные ускорители лабораторного назначения достигают иной раз очень большой длины. В частности, в США, в Станфордеком университете, построен электронный линейный ускоритель длиной более 3 км).

По величине коэффициента полезного действия ионные ракетные двигатели превосходят другие типы электрора-кетных двигателей в связи с меньшей величиной потерь. По данным проведенных испытаний и теоретическим оценкам для ионных двигателей к. п. д. может достигать 75— 90%, а для коллоидных двигателей даже 99% ).

*) Popular Science, XII, 1964, стр. 54.

) «Вопросы ракетной техники», X, 1967, № 10, сгр. 58 и др

Высокая экономичность ионных двигателей и установленная на опыте их большая надежность привлекают к ним значительное внимание за рубежом. Считается, что именно эти электроракетные двигатели будут первыми широко применяться на космических летательных аппаратах, сначала для целей их ориентации, стабилизации и корректировки орбиты, а затем и в качестве основных, маршевых, в межпланетных полетах. В настоящее время за рубежом, прежде всего в США, а также в Англии, Франции и ФРГ, построено и испытано значительное число ионных двигателей. Уже не раз они подвергались длительным наземным испытаниям в установках, имитирующих условия космического полета, а также и непосредственно в космическом полете. Уместно подчеркнуть, что впервые в реальном орбитальном полете ионные двигатели, как и плазменные, о чем упоминалось в предыдущей главе, испытывались советскими учеными в 1964 г. *). А в 1966 г. впервые в космосе на высотах 100—400 км испытывался газовый плазменно-ионный электроракетный двигатель, установленный на автоматической ионосферной лаборатории «Янтарь-1»* 2). Сначала двигатель работал на аргоне, а затем на атмосферном азоте, причем был достигнут удельный импульс 12 ООО). И здесь советская космическая наука прокладывала новые пути. Следует отметить, что в результате интенсивных исследований за последние несколько лет ионные двигатели, созданные за рубежом, удалось существенно усовершенствовать. Если в первых опытных моделях к. п. д. не превышал обычно 20—30%, длительность действия — нескольких часов, а плотность тока была незначительна (менее 1 ма/см), то сейчас достигнуты к. п. д. порядка 90%, продолжительность работы — в тысячи часов, плотность тока увеличена в десятки раз (до 20 ма/см) ).

В США работы по ионным электроракетным двигателям ведут десятки промышленных фирм (в том числе и специально для этого созданных) и правительственных научно-исследовательских организаций. О размахе ука

*) «Труд», 8 февраля 1968 г.; «Сельская жизнь», 14 мая 1969 г.

) «Космические исследования», XI—XII, 1968 г.

) «Правда», 21 октября 1969 г.

) «Вопросы ракетной техники», X, 1967, № 10, стр. 58.

занных работ может свидетельствовать, например, созыв обширной конференции по ионным двигателям в ноябре 1960 г.; на этой конференции были заслушаны десятки докладов и сообщений по теории, конструкции и испытаниям электростатических ракетных двигателей. Кстати сказать, такие конференции в США проводятся почти ежегодно, в 1966 г. состоялась уже 5-я конференция).

Опубликованы сведения о ряде построенных и исследуемых за рубежом образцов ионных двигателей. Пока

Схема двигателя

Распределитель 'цезиевого пара

Ионизцтцая

сетка

, ^,.уаб0,Иу"да Катодная Распределителе I Ускоряющий сетка (ускоритель)

\промежц ----^

,. ' да

Ионизующие сетки

Контакт

Стенка ( нержадеюшая сталь)

Опорное кольцо (изолятор)

' Нагреватель {

Эмиттер электронов

Катодная сетка Крепление

(ускоряющий электрод) ускорителя электронов ■

Узел

катодной сетки с эмиттером I электронШ _

( в перспективе)

Сетка ускорителя электронов

Рис. 76. Элементы ионного двигателя по проекту «Снупер» (Jet Propulsion, XI, 1958).

это главным образом экспериментальные модели для лабораторных исследований, а также летных испытаний.

Проект ионного двигателя, разработанного Штулинге-ром для ионной космической ракеты «Снупер», иллюстрируется приводимым рис. 76, на котором показаны некоторые детали конструкции двигателя, а также схема системы подачи цезия в двигатель, т. е. его «топливной» системы.

В цезиевом ионном двигателе американской фирмы Ро-кетдайн достигнута при испытаниях тяга 0,25 Г на 1 см2 площади ионного источника. Мощность ионного пучка *)

*) «Ракетная техника и космонавтика», VIII, 1967, т. 5. № 7. стр. 123,

составляет 177 вт на 1 см той же площади. Как показали эксперименты, в этом двигателе 90% всех атомов цезия ионизовалось на поверхности ионного источника и 70% этих атомов в виде ионов высокой скорости вытекало из двигателя, создавая реактивную тягу. Нейтрализация ионного пучка осуществлялась термоионным эмиттером электронов вблизи выходного отверстия двигателя. В 1958 г. фирма демонстрировала натурную модель ионного двигателя длиной около 600 мм и диаметром 230 мм с расчетной тягой 114 Г.

бачок с цезием

Ионный источник (пористый вольфрам)

Ускоряющий ^электрод

Электрод для нейтрализации ионного пучка

Сопло

выхода

ионов

Регулятор расхода Контактная Нагревательный элемент паров цезия ленто ионного источника

Рис. 77. Схема ионного ракетного двигателя фирмы Электро-Оптика л Системз (США) (Missiles and Rockets, 4. IY 1960).

В ионных двигателях фирмы Электро-Оптикал Системз, одной из наиболее активно работающих в США над ионными двигателями, в качестве рабочего вещества также использовался цезий или калий. При работе одного из первых двигателей фирмы (рис. 77) на калии сила тяги составляла 0,07 Г, ток в ионном пучке 12 ма. Ускоряющий потенциал равнялся 8 кв, тормозящий — 4 кв. Ионный пучок можно было фотографировать, так как он испускал голубое свечение, вызываемое, по-видимому, эффектами перезарядки между ионами и попадающими в пучок нейтральными атомами.

^ На рис. 78 показаны внешний вид и устройство другого из числа ранних двигателей фирмы. Тяга двигателя около 1 Г, его длина равна 340 мм, диаметр 102 мм, вес

0,91 кГ; двигатель имеет контактный ионный источник с вольфрамовой сеткой и графитовые электроды (впоследствии их предполагалось заменить бериллиевыми или танталовыми).

Рис. 78. Экспериментальный ионный двигатель фирмы Электр о-Опти-кал Системз (США).

а) Разобранный двигатель; б) внешний вид двигателя (Missiles and Rockets, 1. II. 1960).

Фирма разработала ряд цезиевых ионных двигателей с многими пучками, в частности с 7, 19 и 61. На рис. 79 показан внешний вид двух двигателей: с 19 и 61 пучками, и ионный источник последнего. По существу, все эти двигатели являются модификацией основной модели путем замены ионного источника, которым служат диски из пористого вольфрама (1, 7, 19 или 61 диск), припаянные

к молибденовой пластине. В двигателе с 61 пучком диаметр вольфрамовых дисков равен 4,76 мм, а расстояние

Рис. 79. Секционные ионные двигатели фирмы Электро-Оптикал с * Системз (США).

а) Двигатель с 19 пучками; б) с 61 пучком; в) его ионный источник (Astronautics, I, 1961; Missiles and Rockets, № 25, 8, 1961; Aviation Week, 12. Ill 1962).

между центрами дисков 6,5 мм. Пространство между дисками покрыто танталом и вторым слоем молибдена: тантал предназначен для теплозащиты, а внешний слой молиб

дена является фокусирующим электродом. Ускоряющие и замедляющие электроды изготовлены из меди в форме дисков с отверстиями. Двигатель с 61 пучком проработал 175 часов, развивая тягу 1,4 Г при удельном импульсе 8000 сек.

На рис. 80 приведены фотографии ионных пучков всех трех указанных выше двигателей. Сообщается также, что фирма создала и более мощный ионный двигатель тягой 200 Г с удельным импульсом 5500 сек *)•

В последнее время фирма Электро-Оптикал Системз усиленно работает над совершенствованием своих микро-ракетных ионных двигателей с контактной ионизацией на цезии. Так, в 1966 г. она провела длительные испытания в течение 1183 часов двигателя тягой 2,7 Г при удельном импульсе 5700 сек); двигатель испытывался в камере с «космическим» вакуумом 10~ торр. В другом двигателе такого же типа мощностью всего 25 вт (тяга 11 мГ) ) во время испытаний проверена возможность управления вектором тяги двигателя, т. е. отклонения его ионного пучка, путем воздействия на этот пучок электростатического поля. Такая возможность, свойственная только ионным двигателям, имеет большое значение для применения двигателя в системе стабилизации и ориентации искусственных спутников, для чего этот двигатель и предназначен; ведь если бы подобной возможности не существовало, то пришлось бы либо использовать сложную шарнирную (карданную) подвеску двигателя, либо же устанавливать на спутнике несколько неподвижных двигателей с периодическим их включением. Двигатель, о котором идет речь, имел длину примерно 30 см, диаметр 7,6 см и вес 0,9 кГ. Подача цезия к контактному ионному источнику — капиллярная), способная работать в условиях невесомости в космическом полете.

Два двигателя такого типа тягой по 10 мГ были установлены на спутнике ATS-D (рис. 81), запущенном в августе 1968 г.); было проведено 5 испытаний двигателей

*) VDI-Zeitschrift, 1963, 105, № 2.

) Technology Week, 24. X, 1966, т. 19, № 17, стр. 35.

) Missile/Space Daily, 23. III. 1966, т. 18, № 17, стр. 124. По другим данным 9 мГ (Aviation Week, 2. X. 1967, т. 87, № 14, стр. 87).

) Interavia Air Letter, 24. IV. 1966, № 5967, стр. 8.

) Space Flight, IV, 1969.

Рис. 80. Реактивные струи ионных ракетных двигателей фирмы

Электро-Оптикал Системз (США).

а) С 7 и 19 пучками; б) с 61 пучком (Astronautics, I, 1961; Missiles and

Rockets, 19. VI. 1961).

на орбите общей длительностью 23 часа. Направление тяги двигателей могло отклоняться на угол до 20° ).

Рис. 81. Ионный двигатель фирмы Электро-Оптикал Системз, установленный на спутнике ATS-D (Aviation Week, 2. X. 1967).

С целью совершенствования своих двигателей с контактной ионизацией фирма осуществила детальное исследование и модифицировала все основные элементы таких

) Aviation Week, 2. X. 1967, т. 87, № 14, стр. 87.

двигателей: ионный источник, систему подачи рабочего вещества к нему, ускоряющий электрод, нейтрализатор. Так, ионные источники в виде дисков из пористого вольфрама на молибденовой пластине (см. рис. 46) оказались недостаточно эффективными (пространство между дисками не используется для генерирования ионов) и были заменены источниками типа «заструги» *) (т. е. снежной поверхности, аэродированной ветром) со сплошной генерирующей поверхностью и периодически чередующимися индивидуальными «линзами» для фокусирования ионных пучков

Рис. 82. Ионные источники типа «заструги» фирмы Электро-Оптикал Системз (J. Spacecraft, V, 1966, т. 3,

№ 5, стр. 744).

(рис. 82). Такие источники изготовляются из вольфрама методами порошковой металлургии (из отдельных микрозерен размером 2—10 мк), размер спекаемых и механически обрабатываемых «линз» примерно 3,8 мм; источники, показанные на рис. 82, предназначены для двигателя тягой 0,45 Г, генерирующего 243 ионных пучка. На рис. 83 показан двигатель модель М-1 тягой 0,45 Г с резервуаром на 9 кг цезия, ионизатор двигателя имеет диаметр 76 мм, диаметр каждой «линзы» 3,1 мм, и другой, усовершенствованный двигатель такой же тяги с «линзами» диаметром 2,65 мм. Система подачи цезия в этих двигателях рассчитана на работу в условиях невесомости, нейтрализатор — газоразрядного типа, эмитирующий электроны в ионный пучок с нагретой поверхности, покрытой цезием (рис. 84).

*) J. Spacecraft, V, 1966, т. 3, № 5, стр. 744,

Работы по усовершенствованию ускоряющих электродов с целью уменьшения эрозии под действием быстро летящих ионов привели к созданию электрода, защищенного тонким поверхностным слоем жидкости *)> например, легкоплавкого металлического сплава. Наличие такого постоян

но восстанавливающегося слоя толщиной не менее нескольких атомов практически сняло проблему эрозии электрода и, таким образом, обеспечило его должный рабочий ресурс.

Рис. 83. Ионные двигатели фирмы Электро-Оптикал Системз тягой 0,45 Г с контактными ионизаторами типа «заструги». Слева — двигатель модель М-1 с баком на 9 кг цезия (J. Spacecraft, V, 1966, т. 3, № 5, стр. 744).

В декабре 1962 г. ВВС США осуществили первое летное испытание одного из многопучковых ионных цезиевых двигателей фирмы с контактной ионизацией. Этот двигатель весом 36 кГ и тягой порядка 45 .Г) был установлен в носовом отсеке ракеты «Блю Скаут», совершившей полет по баллистической траектории. Однако дефекты оборудования вызвали неудачу испытаний — нужная информация получена не была).

*) J. Spacecraft, VIII, 1966, т. 3, № 8, стр. 1269. ) Missiles and Rockets, 15. X. 1962. ) Missiles and Rocket?, 1963, № 1.



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



Блондинка за углом смотреть фильм
Маленькая Вера смотреть фильм
Любовь и голуби смотреть фильм