Космические двигатели будущего

В первую группу входят жидкостные и другие химические ракетные двигатели, ядерные и термоядерные двигатели, во вторую — космические двигатели, использующие для ускорения рабочего тела энергию лазеров или сверхвысокочастотных генераторов, расположенных вне космического аппарата, а также двигатели, в той или иной форме использующие энергию Солнца. Наконец, к третьей группе относятся двигатели, в которых в качестве рабочего тела используется атмосфера, межпланетная среда, горные породы планет и астероидов.

АВТОНОМНЫЕ ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ

Возможности автономных двигательных систем. Роль ракетного двигателя заключается в преобразовании какого-либо вида энергии в кинетическую энергию ракеты. В соответствии с известным принципом реактивного движения это преобразование может быть реализовано путем отбрасывания вспомогательной массы, т. е. путем сообщения рабочему телу двигателя некоторой скорости. Таким образом, любая двигательная система должна включать в себя источник энергий, источник отбрасываемой массы (рабочее тело двигателя) и собственно двигатель — устройство, в котором энергия источника преобразуется в кинетическую энергию рабочего тела.

В некоторых схемах двигателей источник энергии и рабочее тело могут быть совмещены. Например, в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) энергия выделяется за счет химической реакции компонентов рабочего тела. Если же источник энергии и рабочее тело располагаются на борту ракеты, то такие двигательные системы называются автономными.

Из закона сохранения энергии следует, что минимальный се запас на борту ракеты должен равняться сумме кинетической энергии полезного груза и работы, затрачиваемой на преодоление силы тяжести и сопротивления воздуха при старте ракеты с поверхности Земли. Например, затраты на вывод массы 1 кг при запуске искусственного спутника на орбиту высотой 300 км составляют 4,5 · 10⁷ Дж.

Поскольку на разгон источника энергии также требуются затраты работы, то желательно использовать такие источники, которые обладали бы максимальным энерговыделением на единицу массы. Энергия может быть запасена в самой разнообразной форме — механической, электрической, магнитной, химической, ядерной. Наилучшие характеристики имеют источники энергии, использующие химические и ядерные реакции.

Удельные энергии для реакций, использующихся в настоящее время, и перспективных реакций, приведены в табл. 1.

Таблица 1

Параметры источников энергии для различных типов ракетных двигателей

Источники и используемые реакции	Энерговыделение, МДж/кг	Скорость истечения, км/с	Удельная тяга, с
Химические реакции: 1) 2Н2 + О2 = 2Н2О	10	4,5	456
2) Н2 + F2 = 2HF	11,5	4,8	490
Реакции свободных радикалов (Н + Н = Н2)	436	29	3000
Радиоизотопные источники энергии (Ро210 → Рв206)	5 · 105	103	105
Ядерные реакции деления (U235 → 2 осколка)	8 · 107	12,6 · 103	12,8 · 105
Ядерные реакции синтеза (Д + Т → Не42 + Н)	3,36 · 108	2,59 · 104	2,64 · 106
Аннигиляция вещества (р+ + р— → γ)	9 · 1010	3 · 105	3 · 107

Из нее можно сделать вывод, что для запуска на орбиту спутника Земли массой 1 кг, казалось бы, достаточно энергии, выделяющейся при реакции кислородводородной смеси массой 3,5 кг или при расщеплении урана-235 массой 0,5 мг. Однако полное превращение энергии, запасенной на борту ракеты, в ее кинетическую энергию на практике неосуществимо.

Во-первых, это связано с тем, что КПД преобразования запасенной энергии в кинетическую энергию рабочего тела всегда меньше 100 %. Часть энергии (в случае электрических двигателей — большая часть) бесполезно рассеивается в пространстве в виде теплового излучения, а другая — уносится в виде внутренней энергии отбрасываемой массы (тепла, энергии диссоциации и т. д.). Эти потери характеризуются КПД двигательной установки.

Во-вторых, полное использование кинетической энергии отбрасываемой массы возможно лишь в том случае, когда ее скорость противоположна и равна скорости ракеты, т. е. если эта масса после ее выхода из двигателя остается неподвижной относительно точки старта ракеты. Потери, вызываемые разностью абсолютных величин скоростей отбрасываемой массы и ракеты, характеризуются так называемым тяговым КПД.

На рис. 1 приведена схема энергетического баланса для различных ракетных двигателей. Примерные значения относительных потерь даны для ЖРД, а также для электрического двигателя (в скобках).