ОТ «ГОРЯЧЕГО» К «ХОЛОДНОМУ» ЭЛЕКТРИЧЕСТВУ 5


Ртуть, содержащаяся в титановом баке, выдавливается из него для подачи в двигатель упругой диафрагмой из неопренового каучука). На 5-й конференции по электроракетным двигателям в США (март 1966 г.) фирма Хьюз доложила о разработанном ею жидкометаллическом катоде для ртутных ионных двигателей центра Льюиса); в этом катоде, подобном уже давно применяемом в ртутных выпрямителях и дуговых газоразрядных лампах, используется принудительная подача (поршневым насосом) рабочего вещества (ртути) для работы в условиях невесомости). Ртуть вытекает через небольшое отверстие в молибденовом катоде, образуя мениск). Ресурсные испытания катода длились более 5000 часов, из них более 4000 часов — на ионном двигателе.

Удельный импульс при этом находился в диапазоне 3000—8000 сек. Фирма работает также над двигателями с плоским ленточным ионным пучком).

В последнее время Лаборатория уделяет значительное внимание разработке ионных двигателей, предназначенных для длительных полетов в глубины космоса, например, межпланетных. С одной стороны, эта работа связана с повышением надежности двигателей, увеличением их ресурса, продолжительности работы, возможным уменьшением габаритов и веса.

Одним из примеров подобных «летных» двигателей является изображенный на рис. 96; этот двигатель с газоразрядным ионным источником был испытан

*) Missiles and Rockets, 11. IV. 1966.

) J. Spacecraft, V, 1967, t. 4, № 5, стр. 599.

) «Ракетная техника и космонавтика», VIII, 1967, т. 5, № 8, стр. 128.

) Space/Aeronautics, VI, 1967, стр. 92.

) J. Spacecraft, V, 1967, т. 4, № 5, стр. стр. 610.

■ИГ*

IP—k***'®^ Ф riw

Рис. 96. Ионный двигатель Центра им. Льюиса, работающий на

ртути.

1 — тяговая камера, 2 — устройство подачи ртути, 3 — резервуар с ртутью, 4 — испаритель, 5 — изолятор.

фирмой Хьюз в течение 500 часов; он работает на ртути ); об испытаниях другого двигателя, мощностью 1 кет, в течение 8189 часов, проведенных в лаборатории фирмы Хьюз, говорилось выше. Другое направление этих работ заключается в попытках увеличения мощности двигателей, как путем создания блоков-связок из ряда двигателей меньшей мощности (рис. 97), так и разработкой единичных двигателей большой мощности. Двигатель больших размеров, изображенный на рис. 98 вместе с обычным двигателем, примерно в шесть раз меньшим, имеет диаметр 50 см, мощность его реактивной ионной струи равна 27 кет, удельный импульс 9100 сек, к. п. д. 79%, удельный вес 0,7 кГ/квт ). Тяга двигателя находится в диапазоне 0,5—1 кГ. Правда, для совершения межпланетного полета требуется еще гораздо более мощный двигатель, мощностью порядка мегаватт. Характерно в этом смысле сообщение, сделанное на конференции по электроракетным двигателям в США в сентябре 1967 г., о проведенных экспериментах с ионным двигателем кауфмановского типа диаметром 1,5 м). Из других докладов на этой конференции следует отметить доклады, посвященные: усовершенствованию термоэлектронных катодов для двигателей этого же типа; ионным двигателям с жидким ртутным катодом; ионным двигателям, в которых вместо обычных электродов применен слой электронов, вращающихся в магнитном поле; ионным двигателям с контактной ионизацией и радиоизотопным подогревом ионизатора и др.).

Ионный двигатель центра Льюиса был первым электроракетным двигателем США, прошедшим летные испытания. Эти испытания были проведены в июле 1964 г. с помощью ракеты «Скаут», совершившей суборбитальный космический полет. Двигатель с электронной бомбардировкой тягой 2,3 Г) работал на ртути, его вес составлял 5,3 кГ, диаметр 18,8 см, удельный импульс 5900 сек (рис. 99). Один из двух установленных на ракете и испытывающихся ионных двигателей (фирмы Хьюз), как об этом упоминалось выше, не сработал из-за короткого замыкания, другой (центра Льюиса) работал хорошо

*) J, Spacecraft, V, 1967, т. 4, № 5, стр. 603.

) New Scientist, 23. VII. 1964, № 401, стр. 222.

) «Вопросы ракетной техники», II, 1968, № 2.

) AIAA Bull., 1967, т. 4, № 9, стр. 128.

) По другим данным 2, 9 Г (Missiles and Rockets, 26. VII. 1963),

Рис. 97. Блок девяти ионных двигателей Центра Льюиса. Установка подготавливается для испытания в барокамере (Flight, 17. IX. 1964).

Рис. 98. Мощный ионный двигатель с электронной бомбардировкой Центра Льюиса (Aviation Week, 27. VII. 1964, т. 21, № 4? стр. 46)

в течение 30 минут, причем его останавливали и снова запускали по команде с земли. Основной задачей испытания была проверка работы системы нейтрализации ионного пучка. Вся испытательная установка, смонтированная на носке ракеты (она получила обозначение SERT 1), весила примерно 170 кГ, ракета достигла высоты 4000 км, общая длительность полета достигла 50 мин*) (рис. 100). На рис. 101 приведены принципиальные схемы обоих двигателей установки

SERT 1.

Летные испытания двигателей по программе SERT предполагалось продолжить в

1968—1969 гг. с помощью ракеты-носителя «Торад - Аджена». В Центре Льюиса разработана экспериментальная установка SERT 2 высотой 0,6 м и диаметром 1,5 м с двумя усовершенствованны м и ртутными ионными двигателями мощностью 1 кет и тягой по 2,8 Г; диаметр каждого двигателя 15 см, удельный импульс 4500 сек). Из -за малой мощности солнечной энергоустановки (по разным сообщениям от0,5 до 1,5 кет) двигатели могут работать лишь поочередно. К. п. д. двигателя равен 0,86). На рис. 102 приведен рисунок установки SERT 2, которая 4 февраля 1970 г. была

Рис. 99. Разрез ионного двигателя Центра Льюиса, испытывавшегося в суборбитальном космическом полете 20 июля 1964 г.

1 — испаритель ртути, 2 — магнитная катушка, 3 — распределительная пластина, 4 — ионная (газоразрядная) камера, 5 — анод, 6 — катод, 7 — экран, 8 — ускоряющий электрод. (J. Spacecraft, VI—VII, 1965, т. 2, № 4* стр. 577).

*) Raumfahrtforschung, 1964, Н. 4, стр. 188.

) Aerospace Technology, 18. XII. 1967, т. 21, № 13, стр. 34; Missile/Space Daily, 1967, т. 26, №13.

) Aerospace Technology, 20. XI. 1967, т. 21, № 11, стр. 58.

) Luftfahrttechnik. Raumfahrttechnik, XII, 1967, т. 13, № 12, стр. 308. По другим данным 81% (Raumfahrtforschung, I, 1968, № 1, стр. 46).

выведена на орбиту с высотой апогея 978 км и высотой перигея 910 км (сообщение агентства ЮПИ, 4 февр. 1970 г.). В дальнейшем по программе SERT 2 предполагается запуск ракет с электрическими ракетными двигателями в сторону Марса и других планет). При этом основные надежды связаны с ионными цезиевыми двига-

Рис. 100. Схематический рисунок испытательной установки SERT 1. Слева на ней показан ионный двигатель фирмы Хьюз (неработающий), справа — испытанный двигатель Центра им.

Льюиса (Flight, 30. VII. 1964, стр. 196).

телями, как наиболее доведенными (общая наработка трех таких двигателей в NACA превысила 14 000 часов) и обладающими наименьшим удельным весом и наибольшим к. п. д. из всех известных электроракетных двигателей ).

Фирма Юнайтед Эркрафт (США) работает над рядом ионных двигателей с использованием разработанного ею ионного источника с колеблющимися электронами, о котором упоминалось выше. Катод этого ионного источника представляет собой никелевый экран с покрытием из гекса-

*) Electronics, 17. X. 1966, т. 39, № 21, стр. 33.

) AIAA Paper, 1967, № 67—52.

9 К. А. Гильз-ив

борида лантана для увеличения эмиссии электронов. Под действием подводимого к катоду переменного тока генерируются колеблющиеся в трубке электроны, вызывающие

_|W|_>

Рис. 101. Схемы ионных двигателей установки SERT 1. Сверху — схема цезиевого двигателя с контактной ионизацией фирмы Хьюз, снизу — ртутного двигателя с электронной бомбардировкой Центра им. Льюса.

1 — испаритель, 2 — нейтральные атомы цезия, з — пористый вольфрамовый ионизатор, 4 — путь электронов, 5 — электрический генератор, 6 — фокусирующий электрод, потенциал +4500 в, 7 — ускоряющий электрод, потенциал — 2000 в, 8 — замедляющий электрод, потенциал 0 в, 9 — ионы цезия, 10 — танталовый эмиттер электронов (нейтрализатор), и — электроны, 12 — нейтральные атомы ртути, 13 — экранирующий электрод, потенциал +2500 в, 14 — катод, 15 — ионы ртути (Flight, 30. VII, 1964, стр. 196 и др.).

ионизацию вводимого внутрь трубки рабочего вещества. Для предотвращения радиального перемещения электронов к стенкам трубки, что вызвало бщ потери электронов, вокруг трубки расположена катушка, создающая удерживаю

щее магнитное поле. Ускоряющая система выводит образовавшиеся ионы из трубки с большой скоростью, причем, как утверждается, вытекающая струя ионов захватывает

Рис. 102. Рисунок космического летательного аппарата с испытательной установкой SERT 2. Один из двух ионных двигателей установки показан работающим (Journal of Space Flight, И, 1967, стр. 45).

и электроны в таком количестве, что обеспечивается ее полная нейтрализация без обычных для этого процесса трудностей. Удельный импульс при этом составляет от 2000 до 10000 сек. Тяга одного из испытуемых двигателей составляет 4,5 Г, к. п. д. 10—25%, но указывается, что он может быть повышен до 50—60%. В качестве преимуществ двигателя с колеблющимися электронами отмечаются меньшая величина рабочего напряжения (1000 в по сравнению с 30000—50000 в для цезиевого двигателя), большой

9* 259

к. п. д. при меньших значениях удельного импульса, о чем уже упоминалось выше, возможность использования различных рабочих веществ (например, по мнению специалистов Техасского университета в США, применение в качестве рабочего вещества сплава калия и натрия позволит повысить тягу примерно на порядок*).

В частности, сообщается, что фирма испытывает и двигатель на углекислоте, имея в виду потенциальные возможности, связанные с использованием в качестве рабочего вещества- этого и других продуктов жизнедеятельности человеческого организма. Аналогичные работы ведут и другие фирмы США.

Работы в области ионных двигателей ведутся, как уже отмечалось выше, и в ряде других стран. Так, в Англии в Научно-исследовательском центре в Фарнборо разрабатываются ионные двигатели с электронной бомбардировкой на ртути и цезии); сообщается, что летные испытания ионного двигателя системы ориентации искусственного спутника предполагается осуществить с помощью ракеты «Блек Эрроу». Запуск спутника S. 3 с таким двигателем намечен на 1973 г.).

Во Франции работы по ионным двигателям ведутся с 1961 г. рядом организаций, но концентрируются в основном в исследовательской организации ONERA); в частности, в 1965 г. специалисты этой организации провели в барокамере, в условиях, имитирующих высоту 180 км, испытание экспериментального ионного ртутного газоразрядного двигателя в течение 100 часов). Тяга этого микроракетного двигателя (рис. 103) составляла 0,2 Г, мощность 250 вт, удельный импульс примерно 5200 сек), расход ртути около 0,07 мг/сек.

В ФРГ работы по ионным двигателям ведутся с 1960 г.). Так, в Институте космических реактивных двигателей DFL в Брауншвейге разработан ртутный двигатель с газоразрядной ионизацией (рис. 104). Диаметр этого двигателя равен 30 см, диаметр ионного пучка примерно

*) Science News, 8. VII. 1967, т. 92, № 2, стр. 35.

) New Scientist, 12. X. 1967. т. 36, № 566, стр. 74.

) Flight, 24. VIII. 1967, № 3050, стр. 283.

) Interavia Air Letter, 22. X. 1965, № 5860, стр. 5.

) Missiles and Rockets, 22. XI. 1965. ) Flight, 4. XI. 1965.

) AIAA Bull, 1967, t. 4, № 9, стр. 128.

28 см, мощность 2—4 кет, удельный импульс 2000— 4000 сек)*» двигатель испытывается с апреля 1967 г.), Другой созданный двигатель имеет контактный ионизатор. Ведутся работы по дуоплазматронному ионному источнику ). Ионный газоразрядный ртутный двигатель разработан и исследуется в Гессенском университете); в нем применен высокочастотный безэлектродный разряд; тяга этого двигателя доведена до 1 Г, к. п. д. до

82,5%.

Помимо рассмотренных выше основных «классических» типов электростатических двигателей, в зарубежной технической литературе встречаются сообщения и о различных «экзотических» схемах таких двигателей, предлагаемых или изучающихся за рубежом. Так, например, фирма Радиокорпорейшн оф Америка построила и испытала двигатель, в котором отсутствуют ускоряющие электроды — в

ртутной плазме, захваченной в «магнитной бутыли», с помощью пересекающихся электрических и

Рис. 103. Ионный двигатель, испытывавшийся в барокамере во Франции (Aviation Week, 15. XI 1965, т. 83, № 20, стр. 98).

магнитных полей разгоняются электроны, движущиеся по спиральным траекториям (циклотронный резонанс); затем электроны вылетают наружу через сопло, захватывая и частицы плазмы. Подоб

ный двигатель работал 1000 часов с удельным импульсом 1000 сете, к. п. д. 30% и мощностью 100 вт). В одном

*) Luftfahrttechnik. Raumfahrttechnik, XII, 1967, т. 13, № 12, стр. 305.

) Interavia Air Letter, 23. I. 1968, № 6428, стр. 9.

*■) New Scientist, I. IV. 1965, t. 26, № 437, стр. 24.

) Raumfahrtforschung, 1966, H. 4, стр. 174.

) Electronics, 14. II. 1964, стр. 19.

американском патенте ионного двигателя используется радиоизотопный источник электроэнергии, создающий разность потенциалов для ускорения ионов)* Еще один исследуемый в США метод создания реактивной тяги с высоким удельным импульсом заключается в бомбардировке монокристалла ионами с тем, чтобы выбиваемые из

Рис. 104. Ионный двигатель DFL (ФРГ), установленный для испытаний в барокамере. Справа — испаритель и система подачи ртути, в середине — двигатель, слева — экспериментальное устройство для исследования ионного пучка (Luftfahrttech-nik. Raumfahrttechnik, XII, 1967).

кристалла при такой бомбардировке нейтральные атомы имели одно какое-либо преимущественное направление, определяемое структурой кристаллической решетки и, таким образом, создавалась реактивная сила) (рис. 105). В проведенных опытах при бомбардировке кристалла меди положительными ионами аргона были получены значения реактивной* ‘"силы 4,5 дин/ма при удельном импульсе 2300 сек и к. п. д. до 50%. Простота, возможность использования в качестве рабочего вещества конструктивных

*) Product Engineering, 4. VII. 1966.

) Astronautica Acta, V—VI, 1966, т. 12, № 3, стр. 199; № 4, стр. 272.

металлических элементов ракеты, устранение ряда трудностей, характерных для ионных двигателей (эрозия, нейтрализация и др.), делают предложенную идею в принципе весьма интересной для ряда применений на космических летательных аппаратах, когда требуется малая тяга и сравнительно небольшой удельный импульс. Для системы ориентации спутника весом 450 кГ такой двигатель должен иметь диаметр 3,5 см и длину 10 см. Однако, разумеется, эти идеи пока еще далеки от реализации.

Рис. 105. Электро ракетный двигатель с выбиванием атомов путем ионной бомбардировки кристалла. Слева — принципиальная схема, иллюстрирующая предпочтительные направления вылета атомов при бомбардировке; справа — модель космического двигателя с ионной бомбардировкой.

1 — направления плотной упаковки атомов в кристалле, 2 — атомная решетка, 3 — направление движения выбиваемых атомов, 4 — зона образующейся плазмы, 5 — отложение выбитых атомов, 6 — поверхность коллектора для улавливания выбиваемых атомов при опытах.

Даже этот далеко не полный перечень уже разработанных моделей ионных двигателей, размах работ по их теоретическим и экспериментальным исследованиям, а также ведущаяся разработка проектов космических ракет с ионными двигателями показывают, что за рубежом эти двигатели считают весьма перспективными. Однако всякий ионный двигатель, как, впрочем, и любой другой электрора-кетный двигатель, нуждается для своей работы в электроэнергии. До сих пор мы об этом даже не упоминали, считая само собой разумеющимся. Но как в действительности может быть решена задача питания электроракетных двигателей необходимой электроэнергией?



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



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