Движение космического корабля

редактировать

Метод использования для ускорения космического корабля

Удаленная камера фиксирует изображение RS-25 <403 крупным планом>во время испытательных стрельб в Космическом центре Джона К. Стенниса в округе Хэнкок, штат Миссисипи.

Двухкомпонентные ракетные двигатели двигателей лунного модуля Apollo система управления реакцией (RCS)

Движение космического корабля - это любой метод, использование для ускорения космического корабля и искусственных . Космическая двигательная установка или двигательная установка в космосе исключительно с двигательными установками, используемыми в космическом вакууме, и не должны путаться с ракетами-носителями. Было разработано несколько методов, как прагматических, так и гипотетических, каждый из которых имеет свои недостатки и преимущества.

Большинство спутников имеют простые надежные химические двигатели (монотопливные ракеты ) или реактивные реактивные ракеты для поддержания орбитальной станции, а некоторые используют колеса импульса для управления ориентацией. Спутники советского блока использовали электрическую тягу на протяжении десятилетий, а новые западные геоорбитальные космические корабли начинают использовать их для удержания станций с севера на юг и вывода на орбиту. Межпланетные корабли в основном используют химические ракеты, хотя некоторые из них с большим успехом использовали ионные двигатели и двигатели на эффекте Холла (два разных типа электрических движителей )..

Содержание

1 Требования
2
3 Методы
- 3.1 Реакционные двигатели
  - 3.1.1 Delta-v и топливо
  - 3.1.2 Энергопотребление и тяговая эффективность
  - 3.1.3 Энергия
  - 3.1.4 Отношение мощности к тяге
  - 3.1.5 Пример
  - 3.1.6 Ракетные двигатели
  - 3.1.7 Электромагнитная тяга
- 3.2 Без внутренней реактивной массы
4 Планетарный и атмосферная тяга
- 4.1 Вспомогательные механизмы запуска
- 4.2 Пневматические двигатели
- 4.3 Прилет и посадка планет
5 Таблица методов
6 Испытания
7 Спекулятивные методы
8 См. также
9 Примечания
10 Ссылки
11 Внешние ссылки

Требования

Искусственные спутники сначала запускаются на желаемую высоту с помощью обычных жидкостных / твердотопливных ракет после которые спутник может использовать бортовые двигательные установки для поддержания орбитальной позиции. Попав на желаемую орбиту, им часто требуется какая-то форма управления ориентацией, чтобы они правильно указывали относительно Земли, Солнца и, возможно, некоторые астрономический интересующий объект. Они также подвержены сопротивлению из тонкой атмосферы, так что для того, чтобы оставаться на орбите в течение длительного периода времени, иногда требуется какая-то движущая сила для внесения небольших исправлений (орбитальная станция сопровождения ). Многие спутники время от времени необходимо переводить с одной орбиты на другую, и это также требует движения. Срок службы спутника обычно заканчивается, когда он исчерпал свою способность корректировать свою орбиту.

Для межпланетного путешествия космический корабль может использовать свои двигатели, чтобы покинуть орбиту Земли. В этом нет особой необходимости, начального ускорения, создаваемой ракетой, гравитационной рогаткой, двигательной установкой с монотопливом / двухтактным двигателем, достаточно для исследования солнечной системы (см. New Horizons ). Как только он сделает это, он должен каким-то образом добраться до места назначения. Современные межпланетные космические аппараты делают это с помощью серии краткосрочных корректировок траектории. В промежутках между этими регулировками космический аппарат просто движется по своей траектории с постоянной скоростью. Наиболее экономичным способом перехода с одной круговой орбиты на другую переходная орбита Хомана : космический корабль начинает движение примерно по круговой орбите вокруг Солнца. Короткий период тяги в направлении движения ускоряет или замедляет космический аппарат на эллиптической орбите вокруг Солнца, который является касательной к его предыдущей орбите, а также к орбите пункта назначения. Космический корабль свободно падает по этой эллиптической орбите, пока не достигнет пункта назначения, где еще один короткий период тяги ускоряет или замедляет его, чтобы он соответствовал орбите пункта назначения. Для окончательной корректировки орбиты иногда используются специальные методы, такие как аэродинамическое торможение или аэрозахват.

Художественная концепция солнечного паруса

Некоторые методы движения космического корабля, такие как солнечные паруса, обеспечивают очень высокую низкую, но неиссякаемую тяга; Межпланетный аппарат, использующий один из этих методов, будет следовать совершенно другой траектории, либо постоянно толкаясь против своего направления движения, чтобы уменьшить его расстояние от Солнца, либо толкаясь вдоль своего направления движения, чтобы увеличить расстояние от Солнца. Концепция успешно прошла испытания на японском космическом корабле с солнечным парусом IKAROS.

Никаких космических аппаратов, способных к короткой продолжительности жизни (по сравнению с жизнью) межзвездных путешествий, еще не построено, но многие гипотетические конструкции обсуждались. Для того, чтобы доставить космический корабль к месту назначения за разумное время, необходимо доставить космический корабль к месту назначения. Получение скорости при запуске и устранение сложной сложной задачи для конструкторов космических кораблей.

Эффективность

В космосе цель двигательной установки заключается в изменении скорости или в космическом корабле. Конструкторы обычно обсуждают характеристики космических аппаратов в виде изменения количества движения на единицу потребляемого топлива, также называемого удельным импульсом. Чем выше удельный импульс, тем выше КПД. И двигатели имеют высокий удельный импульс (~ 3000 с) и низкую тягу, тогда как химические ракеты, такие как монотопливные или двухкомпонентные ракетные двигатели, имеют низкий удельный импульс (~ 300 с), большую тягу.

При запуске космического корабля с Земли метод движения должен преодолевать более высокое гравитационное притяжение, чтобы обеспечить положительное чистое ускорение. На орбите любой дополнительный импульс, даже очень крошечный, к изменению траектории орбиты.

1) Prograde / Retrogade (т.е. ускорение в тангенциальном / противоположном тангенциальном направлении) - Увеличивает / уменьшает высоту орбиты

2) Перпендикулярно плоскости орбиты - Изменяет Наклонение орбиты

Скорость изменения скорость называется ускорением, а скорость изменения количества движения называется силой. Чтобы достичь заданной скорости, можно применить небольшое ускорение в течение длительного периода времени или можно применить большое ускорение в течение короткого времени. Точно так же можно достичь заданного момента большой силы за короткое время или небольшую силу за долгое время. Это означает, что для маневрирования в космосе метод движения, который производит крошечные ускорения, но работает в течение длительного времени, может продавать тот же импульс, что и метод движения, который дает большие ускорения в течение короткого времени. При запуске с планеты крошечные ускорения могут быть использованы попытки преодоления гравитационного притяжения планеты и поэтому не могут быть использованы.

Земная поверхность распространяется довольно глубоко в гравитационный колодце. космическая скорость, необходимая для выхода из него, составляет 11,2 км / сек. Временное ускорение 1g (хотя человеческие тела могут выдерживать большие ускорения за короткие периоды). Обитатели ракеты или космического корабля, оснащенные такой двигательной установкой, свободны от всех вредных последствий свободного падения, таких как тошнота, мышечная слабость, снижение вкусовых ощущений или выщелачивание кальция из костей.

Закон сохранение количества движения означает, что для того, чтобы двигательная установка изменила импульс космического корабля, он должен изменить импульс чего-то еще. Некоторые конструкции используют такие вещи, как магнитные или световое давление, чтобы изменить импульс космического корабля, но в свободном космосе ракета должна принести некоторую массу, чтобы ускориться, чтобы продвинуться вперед. Такая масса называется реакционной массой.

. Чтобы две ракета работала, ей нужны вещи: реакционная масса и энергия. Импульс, создаваемый запуском частиц реакционной массы m со скоростью v, равен mv. Но эта частица имеет кинетическую энергию mv² / 2, которая должна откуда-то исходить. Обычная твердой, жидкой или гибридной ракете топливо сжигается, энергия, продукты реакции могут вытекать обратно, обеспечение реакционной массы. В ионном двигателе электричество используется для ускорения ускорения, выходящих сзади. Здесь какой-то другой источник должен обеспечивать электроэнергию (например, солнечная панель или ядерный реактор ), как тогда ионы обеспечивают реакционную массу.

При обсуждении эффективности эффективной установки конструкторы часто сосредотачиваются на эффективном использовании реактивной массы. Реактивная масса должна переноситься вместе с ракетой и безвозвратно расходуется в мире. Одним из способов измерения количестваса, который может быть получен из фиксированного количества реакционной массы, является удельный импульс, импульс на единицу веса на Земле (обычно обозначается $I sp {\ displaystyle I _ {\ text { sp}}}$ $I _ {\ text {sp}}$ ). Единица измерения этого значения - секунды. Указание на космическую массу на Земле не имеет значения при обсуждении космических аппаратов, удельный импульс можно рассматривать в терминах космической массы на единицу массы. В этой альтернативной форме удельного импульса используются те же единицы, что и для скорости (например, м / с), фактически она соответствует эффективной скорости выхлопа двигателя (обычно обозначается $ve {\ displaystyle v_ {e}}$ $v_ {e }$ ). Как ни странно, оба значения иногда называют удельным импульсом. Эти два значения различаются на коэффициент gn, стандартное ускорение свободного падения 9,80665 м / с² ( $I sp gn = ve {\ displaystyle I _ {\ text {sp}} g _ {\ mathrm {n}} = v_ {e}}$ ${\ displaystyle I _ {\ text {sp}} g _ {\ mathrm {n}} = v_ {e}}$ ).

Ракета с высокой скоростью истечения может дать такой же импульс с меньшей реактивной массой. Однако энергия, необходимая для этого импульса, влияет на скорость выхлопа, так что более экономичные по массе двигатели требуют больше энергии и обычно менее энергоэффективны. Это проблема, если двигатель должен большую тягу. Чтобы генерировать большое количество импульсов в секунду, он должен использовать большое количество энергии в секунду. Таким образом, мощным двигателям требуется огромное количество энергии в секунду для создания большой тяги. В результате различных конструкций с высоким КПД также обеспечивает меньшую тягу из-за отсутствия большого количества энергии.

Методы

Методы движения могут быть классифицированы на основе их средств ускорения реакционной массы. Есть также несколько специальных методов для запусков, заходов на посадку и приземлений.

Реакционные двигатели

A реактивные двигатели - это двигатели, которые обеспечивают движение за счет вытеснения реактивной массы в соответствии с третьим законом движения Ньютона. Этот закон чаще всего перефразируют так: «На каждое действие есть равная и противоположная реакция».

Примеры включают как канальные двигатели, и ракетные двигатели, так и более необычные варианты, такие как двигатели на эффекте Холла, ионные приводы и массовые драйверы. Очевидно, что канальные двигатели используются для космических двигателей из-за недостатка воздуха; однако некоторые предлагаемые космические аппараты имеют такие двигатели для облегчения взлета и посадки.

Дельта-v и топливо

Ракета Соотношение масс в зависимости от конечной скорости, рассчитанное по уравнению ракеты

Вытяжка всего пригодного для использования топлива космического корабля через двигатели по прямой линии в свободном пространстве к изменению чистой скорости транспортных средств; это число называется дельта-v ( $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ ).

Если скорость выхлопа постоянна, то общее $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ транспортные средства можно рассчитать с помощью уравнений ракеты, где M - масса топлива, P - масса полезного груза (включая конструкцию ракеты), а $ве {\ displaystyle v_ {e}}$ $v_ {e }$ - скорость истечения ракеты. Это известно как уравнение ракеты Циолковского :

Δ v = v e ln ⁡ (M + P P). {\ displaystyle \ Delta v = v_ {e} \ ln \ left ({\ frac {M + P} {P}} \ right).}

\ Delta v = v_e \ ln \ left (\ frac {M + P} { P} \ right).

По историческим причинам, как обсуждалось выше, $ve {\ displaystyle v_ {e}}$ $v_ {e }$ иногда записывается как

ve = I sp g 0 {\ displaystyle v_ {e} = I _ {\ text {sp}} g_ {0}}

{\ displaystyle v_ {e} = I _ {\ text {sp}} g_ {0}}

где $I sp {\ displaystyle I _ {\ text {sp}}}$ $I _ {\ text {sp}}$ - удельный импульс ракеты, измеренный в секундах, а $g 0 {\ displaystyle g_ { 0}}$ $g_ {0}$ - это ускорение свободного падения на уровне моря.

Для миссии с высокой дельта-v большая часть массы космического корабля должна составлять реактивную массу. Ракета должна нести всю свою реакционную массу, большая часть используемой реакционной массы идет на ускорение реакционной массы, а не на полезную нагрузку. Если ракета имеет полезную нагрузку массы P, космическому аппарату необходимо изменить свою скорость на $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ , и ракетный двигатель имеет скорость истечения v e, то M может быть рассчитана с использованием уравнения системы необходимой формулы для $I sp {\ displaystyle I _ {\ text {sp}}}$ $I _ {\ text {sp}}$ :

M = P (e Δ vve - 1). {\ displaystyle M = P \ left (e ^ {\ frac {\ Delta v} {v_ {e}}} - 1 \ right).}

{\ di splaystyle M = P \ left (e ^ {\ frac {\ Delta v} {v_ {e}}} - 1 \ right).}

Для $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ намного меньше, чем v e, это уравнение примерно линейно, и требуется небольшая реакционная масса. Если $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ сравнимо с v e, то топлива должно быть примерно вдвое больше, чем комбинированная полезная нагрузка и конструкция (включая двигатели, топливные баки) и так далее). Помимо этого, рост идет по экспоненте; скорости, превышающие скорость выхлопа, требуют очень высокого отношения массы топлива к полезной нагрузке и массе конструкции.

Для миссии, например, при запуске или приземлении на планете, эффекты гравитационного притяжения и любое атмосферное сопротивление должны быть преодолены с помощью топлива. Эффекты этих и других эффектов обычно объединяются в эффективную миссию delta-v. Например, для запуска миссии на низкую околоземную орбиту требуется дельта-v около 9,3–10 км / с. Эти дельта-против миссий обычно численно интегрируются в компьютер.

Некоторые эффекты, такие как эффект Оберта, могут быть признаны известными только двигателями большой тяги, такими как ракеты; то есть двигатели, которые могут быть объявленной перегрузочную силу (тяга на единицу массы, равную дельта-v в единицу времени).

Энергопотребление и тяговая эффективность

Для всех реактивных двигателей (таких как ракеты и ионные двигатели) некоторая энергия должна идти на ускорение реакционной массы. Каждый двигатель будет тратить некоторую энергию, но даже при 100% -ном КПД для ускорения выхлопа двигателю потребуется энергия в размере

1 2 m ˙ ve 2 {\ displaystyle {\ frac {1} {2}} {\ dot {m }} v_ {e} ^ {2}}

{\ displaystyle {\ frac {1} {2}} {\ dot {m}} v_ {e} ^ {2}}

Эта энергия не обязательно теряется - часть ее обычно превращается в кинетическую энергию транспортных средств, а остальная часть расходуется на остаточное движение выхлопных газов.

Из-за энергии, уносимой в выхлопе, энергоэффективность реактивного двигателя изменяется в зависимости от скорости выхлопа транспортных средств скорости, это называется который тяговая

Сравнение уравнений ракеты (показывает, сколько энергии попадает в конечный автомобиль), а приведенное выше уравнение показывает, что даже при 100% КПД двигателя определенно не вся поставляемая энергия попадает в транспортное средство - некоторая ее часть, действительно, обычно большая ее часть превращается в кинетическую энергию выхлопных газов.

Точная сумма зависит от конструкции машины и миссии. Однако есть несколько полезных фиксированных точек:

, если $I sp {\ displaystyle I _ {\ text {sp}}}$ $I _ {\ text {sp}}$ зафиксировано, для задачи delta-v существует конкретный $I sp. {\ displaystyle I _ {\ text {sp}}}$ $I _ {\ text {sp}}$ , который сводит к минимуму общую энергию, используемую ракетой. Это приводит к скорости истечения примерно дельта-v миссии (см. энергию, вычисленную из уравнения ракеты). Приводы с удельным импульсом, который является как высоким, так и фиксированным, например ионные двигатели, имеют скорость выхлопа, которая может быть намного выше, чем этот идеальный вариант для многих миссий.
если скорость выхлопа может быть изменена так, чтобы в каждый момент она равна скорости транспортного средства и противоположна ей, тогда достигается абсолютный минимум потребления энергии. Когда это достигается, выхлоп останавливается в космосе и не имеет кинетической энергии; а тяговый КПД составляет 100% - вся энергия попадает в транспортное средство (в принципе такой привод будет иметь 100% КПД, на практике будут тепловые потери внутри системы привода и остаточное тепло в выхлопе). Однако в большинстве случаев при этом используется непрактичное количество топлива, но это полезное теоретическое соображение. В любом случае, перед применением метода транспортное средство должно двигаться.

Некоторые приводы (такие как VASIMR или безэлектродный плазменный двигатель ) действительно могут значительно изменять скорость их истечения. Это может помочь снизить расход топлива или улучшить ускорение на разных этапах полета. Однако наилучшие энергетические характеристики и ускорение по-прежнему достигаются, когда скорость выхлопа близка к скорости автомобиля. Предлагаемые ионные и плазменные приводы обычно имеют скорость истечения, значительно превышающую идеальную (в случае VASIMR самая низкая заявленная скорость составляет около 15000 м / с по сравнению с полетом delta-v с высокой околоземной орбиты на Марс). около 4000 м / с ).

Можно подумать, что добавление мощности по выработке электроэнергии полезно, и хотя изначально это может улучшить производительность, это неизбежно увеличивает вес источника энергии и, в конечном итоге, массу источника энергии и связанных с ним двигателей и топлива. преобладает над массой автомобиля, а затем увеличение мощности не дает значительного улучшения.

Ибо, хотя солнечная энергия и ядерная энергия являются практически неограниченными источниками энергии, максимальная мощность, которую они могут предоставить, по существу пропорциональна массе силовой установки (т.е. удельная мощность принимает в основном постоянное значение, которое зависит от конкретной технологии силовой установки). Для любой заданной удельной мощности с большим $ve {\ displaystyle v_ {e}}$ $v_ {e }$ , что желательно для экономии массы пороха, оказывается, что максимальное ускорениеобратно пропорционально $ve {\ displaystyle v_ {e}}$ $v_ {e }$ . Следовательно, время для достижения необходимой дельта-v пропорционально $v e {\ displaystyle v_ {e}}$ $v_ {e }$ . При этом последний не должен быть слишком большим.

Энергия

График мгновенной тяговой эффективности (синий) и общая эффективность для транспортных средств, ускоряющего из состояния покоя (красный) в процентах от эффективности двигателя

В идеальном случае $м 1 {\ displaystyle m_ {1}}$ $m_ {1}$ - полезная нагрузка, а $m 0 - m 1 {\ displaystyle m_ {0} -m_ {1}}$ $m_0-m_1$ - реакционная масса (соответствует пустые цистерны без массы и т. д.). Требуемая энергия может быть просто вычислена как

1 2 (m 0 - m 1) ve 2 {\ displaystyle {\ frac {1} {2}} (m_ {0} -m_ {1}) v _ {\ text {e}} ^ {2}}

{\ displaystyle {\ frac {1} {2}} (m_ {0} -m_ {1}) v _ {\ text {e}} ^ {2}}

Это соответствует кинетической энергии, выбрасываемой реакционной массой бы при скорости, скорости выхлопа. Не осталось бы ничего, чтобы ускорить нулевую скорость до скорости выхлопа, чтобы получить кинетическую энергию ракетой и полезной нагрузкой. Однако, если ракета уже движется и ускоряется (реакционная масса выбрасывается в направлении, противоположном направлении движения ракеты), к реакционной массе добавляется меньше кинетической энергии. Чтобы убедиться в этом, если, например, $ve {\ displaystyle v_ {e}}$ $v_ {e }$ = 10 км / с и скорость ракеты составляет 3 км / с, то скорость небольшой величины израсходованной реактивной массы изменяется с 3 км / с вперед до 7 км / с назад. Таким образом, хотя необходимая энергия составляет 50 МДж на кг реакционной массы, только 20 МДж используется для увеличения скорости реакционной массы. Остальные 30 МДж - это увеличение кинетической энергии ракеты и полезной нагрузки.

В общем:

d (1 2 v 2) = vdv = vvedmm = 1 2 [ve 2 - (v - ve) 2 + v 2] dmm {\ displaystyle d \ left ({\ frac {1} {2}} v ^ {2} \ right) = vdv = vv _ {\ text {e}} {\ frac {dm} {m}} = {\ frac {1} {2}} \ left [v _ {\ text {e}} ^ {2} - \ left (vv _ {\ text {e}} \ right) ^ {2} + v ^ {2} \ right] {\ frac {dm} {m}}}

{\ displaystyle d \ left ({\ frac {1} {2}} v ^ {2} \ right) = vdv = vv _ {\ text {e}} {\ frac { dm} {m}} = {\ frac {1} {2}} \ left [v _ {\ text {e}} ^ {2} - \ left (v-v _ {\ text {e}} \ right) ^ {2} + v ^ {2} \ right] {\ frac {dm} {m}}}

Таким образом, удельный выигрыш в энергии ракеты за любой небольшой интервал времени представляет собой выигрыш в энергии ракеты, включая оставшееся топливо, деленный на ее массу, где выигрыш в энергии равенстве энергии, произведенной топливом. минус прирост энергии реакционной массы. Чем больше скорость ракеты, тем меньше выигрыш в энергии реакционной массы; если скорость ракеты увеличивает половину скорости истечения, реакционная масса даже теряет энергию при выбросе, увеличивая объем энергии ракеты; чем больше скорость ракеты, тем больше потери энергии реакционной массой.

У нас есть

Δ ϵ = ∫ vd (Δ v) {\ displaystyle \ Delta \ epsilon = \ int v \, d (\ Delta v)}

\ Delta \ epsilon = \ int v \, d (\ Delta v)

где $ϵ { \ displaystyle \ epsilon}$ $\ epsilon$ - удельная энергия ракеты (потенциальная плюс кинетическая энергия), а $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ - отдельная переменная, а не только изменение в $v {\ displaystyle v}$ $v$ . В случае использования ракеты для замедления; т.е. при вытеснении реакционной массы в направлении скорости, $v {\ displaystyle v}$ $v$ следует принять отрицательное значение.

Формула опять же для идеального случая, без энергии на тепло и т. Д. Последнее приводит к снижению тяги, поэтому это недостатком, даже когда целью является потеря энергии (замедление).

Если энергия создается самой массой, как в химической ракете, расход топлива должен быть $ve 2/2 {\ displaystyle \ scriptstyle {v _ {\ текст {e}} ^ {2} / 2}}$ $\ scriptstyle {v_ \ text {e} ^ 2 / 2}$ , где в качестве топлива необходимо использовать массу лителя. Типичное значение: $v e {\ displaystyle v _ {\ text {e}}}$ $v_ {\ text {e}}$ = 4,5 км / с, что соответствует расходу топлива 10,1 МДж / кг. Фактическая ценность топлива выше, но большая часть энергии теряется в виде отработанного тепла в выхлопных газах, которое сопло не может отвести.

Требуемая энергия $E {\ displaystyle E}$ $E$ равна

E = 1 2 m 1 (e Δ vve - 1) ve 2 {\ displaystyle E = {\ frac {1} {2}} m_ {1} \ left (e ^ {\ frac {\ Delta v} {v _ {\ text {e}}}} - 1 \ right) v _ {\ text {e}} ^ {2}}

{\ displaystyle E = {\ frac {1} {2}} m_ {1} \ left (e ^ {\ frac {\ Delta v} {v _ {\ text {e}}}} - 1 \ right) v _ {\ text {e}} ^ {2}}

Выводы:

для $Δ v ≪ ve {\ displaystyle \ Delta v \ ll v_ {e}}$ $\ Delta v \ ll v_e$ имеем $E ≈ 1 2 м 1 ве Δ v {\ displaystyle E \ приблизительно {\ frac {1} {2}} m_ {1} v _ {\ text {e}} \ Delta v}$ ${\ displaystyle E \ приблизительно {\ frac {1} {2}} m_ {1} v _ {\ text {e}} \ Delta v}$
для данного $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ , минимальная энергия необходима, если $ve = 0,6275 Δ v {\ displaystyle v _ {\ text {e}} = 0,6275 \ Delta v}$ ${\ displaystyle v _ {\ text {e}} = 0,6275 \ Delta v}$ , требуется энергия

E = 0,772 м 1 (Δ v) 2 {\ displaystyle E = 0,772m_ {1} (\ Delta v) ^ {2}}

E = 0,772 м_1 (\ Delta v) ^ 2

В случае ускорения в фиксированном направлении и запуске от нулевой скорость и в отсутствие других сил это на 54,4% больше, чем просто конечная кинетическая энергия нагрузки. В этом оптимальном случае начальная масса в 4,92 раза больше конечной массы.

Эти результаты применимы для фиксированной скорости выхлопа.

Из-за эффект Оберта и начиная с ненулевой скорости потенциальная потенциальная энергия, необходимая для топлива, может быть меньше, чем увеличение энергии в транспортном средстве и полезной нагрузке. Это может быть в том случае, когда реакционная масса после выброса имеет более низкую скорость, чем раньше - ракеты могут высвободить часть или всю начальную кинетическую энергию топлива.

Кроме того, для данной цели, такой как перемещение одной орбиты на другое, требуемое $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ может сильно зависеть от скорости, с которой двигатель может выполнять $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ , и маневры могут быть невозможны, если эта скорость слишком мала. Например, для запуска на низкую околоземную орбиту (LEO) обычно требуется $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ прибл. 9,5 км / с (в основном для достижения скорости), но если бы двигатель мог выдавать $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ со скоростью лишь немногим более g, это будет медленный запуск, требующий в целом очень большого $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ (подумайте о зависании без увеличения скорости или высоты, это будет стоить $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ 9,8 м / с каждую секунду). Если возможная скорость составляет всего $g {\ displaystyle g}$ $g$ или меньше, маневр может быть выполнен с этим двигателем.

степень определяет как

P = 1 2 mave = 1 2 F ve {\ displaystyle P = {\ frac {1} {2}} mav _ {\ text {e }} = {\ frac {1} {2}} Fv _ {\ text {e}}}

{\ displaystyle P = {\ frac {1} {2}} mav _ {\ text {e}} = {\ frac {1} {2}} Fv _ {\ text {e}}}

где $F {\ displaystyle F}$ $F$ - тяга, а $a {\ displaystyle a}$ $a$ связанное с ним ускорение. Таким образом, теоретически возможная тяга на единицу мощности равна 2, деленному на удельный импульс в м / с. Эффективность тяги - это фактическая тяга в процентах от этого.

Если, например, используется солнечная энергия, это ограничивает $a {\ displaystyle a}$ $a$ ; в случае $ve {\ displaystyle v _ {\ text {e}}}$ $v_ {\ text {e}}$ возможное ускорение обратно большого пропорционально ему, следовательно, время для достижения требуемой дельта-v пропорционально $ве {\ displaystyle v _ {\ text {e}}}$ $v_ {\ text {e}}$ ; со 100% эффективностью:

для $Δ v ≪ ve {\ displaystyle \ Delta v \ ll v _ {\ text {e}}}$ $\ Delta v \ ll v_ \ text {e}$ мы имеем $t ≈ mve Δ v 2 P {\ displaystyle t \ приблизительно {\ frac {mv _ {\ text {e}} \ Delta v} {2P}}}$ ${\ displaystyle t \ приблизительно {\ frac {mv _ {\ текст {e}} \ Delta v} {2P}}}$

Примеры:

мощность, 1000 Вт; масса, 100 кг; $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ = 5 км / с, $ve {\ displaystyle v _ {\ text {e}}}$ $v_ {\ text {e}}$ = 16 км / s, занимает 1,5 месяца.
мощность, 1000 Вт; масса, 100 кг; $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ = 5 км / с, $ve {\ displaystyle v _ {\ text {e}}}$ $v_ {\ text {e}}$ = 50 км / s, занимает 5 месяцев.

Таким образом, $ве {\ displaystyle v _ {\ text {e}}}$ $v_ {\ text {e}}$ не должно быть слишком большим.

Отношение мощности к тяге

Отношение мощности к тяге просто:

PF = 1 2 м ˙ v 2 м ˙ v = 1 2 v {\ displaystyle {\ frac {P} { F}} = {\ frac {{\ frac {1} {2}} {{\ dot {m}} v ^ {2}}} {{\ dot {m}} v}} = {\ frac {1 } {2}} v}

{\ displaystyle {\ frac {P} {F}} = {\ frac {{\ frac {1} {2}} {{\ dot {m}} v ^ {2}}} {{\ точка {m}} v}} = {\ frac {1} {2}} v}

Таким образом, для любой мощности P транспортные средства можно обеспечить тягу:

F = P 1 2 v = 2 P v {\ displaystyle F = {\ frac {P} {{\ frac {1} {2}} v}} = {\ frac {2P} {v}}}

{\ displaystyle F = {\ frac {P} {{\ frac {1} {2}} v}} = {\ frac {2P} {v}}}

Пример

Предположим, космический зонд массой 10 000 кг будет отправлен на Марс. Требуемый $Δ v {\ displaystyle \ Delta v}$ $\ Delta v$ от LEO составляет приблизительно 3000 м / с при использовании переходной орбиты Хомана. В качестве аргумента предположим, что можно использовать следующие подруливающие устройства:

>231>

Двигатель	Эффективная скорость выхлопа. (км / с)	Удельный. импульс (с)	Масса,. пропеллент (кг)	Требуемая энергия. (ГДж)	Удельная энергия,. пропеллент (Дж / кг)	Минимальная. мощность / тяга	Электрогенератор. масса / тяга
Ракета твердого тела	1	100	190 000	95	12,6 × 10	2,5 кВт / Н	Н / Д
Ионный двигатель малой тяги	50	5000	620	775	1,25 × 10	25 кВт / Н	25 кг / Н

Обратите внимание, что более экономичные двигатели могут использовать меньше топлива; их масса практически ничтожна (относительно массы полезной нагрузки и самого двигателя) для некоторых двигателей. Однако для этого требуется большое количество энергии. Для запуска с Земли двигателям требуется отношение тяги к массе больше единицы. Чтобы сделать это с ионным или теоретическими электрическими приводами, двигатель должен быть снабжен мощностью от одного до нескольких гигаватт, что эквивалентно крупной столичной генерирующей станции. Из таблицы видно, что это явно непрактично с текущими источниками питания.

Альтернативные подходы включают некоторые лазерной тяги, где реакционная масса не использует форму, необходимую для ее ускорения, а энергию вместо этого предоставляется от внешнего источника. лазер или другая силовая установка с приводом от луча. Были запущены небольшие модели некоторых из этих концепций, хотя инженерные проблемы сложны, наземные энергосистемы не решены.

Вместо этого может быть установлен меньший и менее мощный генератор, который потребует больше времени для использования большой энергии. Эта более низкая мощность достаточна только для ускорения крошечного количества топлива в секунду и будет недостаточной для запуска с Земли. Однако в течение длительных периодов на орбите, где нет трения, скорость в конце концов будет достигнута. Например, SMART-1 потребовалось больше года, чтобы достичь Луны, тогда как с химической ракетой это займет несколько дней. Расходы на рассылку по телефону, расходуемых на рассылку, по расходу топлива.

Поэтому планирование миссии часто включает настройку и выбор двигательной установки, чтобы минимизировать общую стоимость проекта, и может быть включен компромисс между затратами на запуск и продолжительностью миссии и долей полезной нагрузки.

Ракетные двигатели

SpaceX Двигатель Kestrel испытан

Большинство ракетных двигателей внутреннего сгорания тепловых двигателей (хотя существуют негорючие формы). Ракетные двигатели обычно производятотемпературную реакционную массу в виде горячего газа. Это достигается за счет сжигания твердого, жидкого или газообразного топлива с помощью окислителя в камере сгорания. Чрезвычайно горячий газ выходит через сопло с высокой степенью расширения. Это колоколообразное сопло придает ракетному двигателю характерную форму. Эффект сопла заключается в резком ускорении, преобразовании большей части тепловой энергии в кинетическую энергию. Скорость выхлопа в 10 раз больше скорость звука на уровне моря.

Ракетные двигатели обеспечивают самую высокую удельную мощность и высокую удельную тягу среди всех двигателей, используемых для приведения в движение космического корабля.

Ракеты с ионной силовой установкой могут нагревать плазму или заряженный газ внутри магнитной бутылки и выпускать ее через магнитное сопло, так что твердые вещества не контактируют с плазмой. Конечно, оборудование для этого сложное, но в рамках исследования ядерного синтеза были разработаны методы, некоторые из которых были предложены для использования в двигательных установках, а некоторые были испытаны в лаборатории.

См. ракетный двигатель для получения списка различных типов ракетных двигателей, использующих различные методы нагрева, включая химический, электрический, солнечный и ядерный.

Электромагнитная тяга

Этот испытательный двигатель ускоряет ионы с помощью электростатических сил

Вместо того, чтобы полагаться на высокую температуру и гидродинамику для ускорения реактивной массы до высоких скоростей, существует множество методов, которые используют электростатические или электромагнитные силы для непосредственного ускорения реакционной массы. Обычно реакционная масса представляет собой поток ионов. Такой двигатель обычно использует электрическую энергию, сначала для ионизации атомов, а затем для создания градиента напряжения для ускорения ионов до высоких скоростей выхлопа.

Идея электрического двигателя восходит к 1906 году, когда Роберт Годдард рассмотрел возможность в своем личном блокноте. Константин Циолковский опубликовал идею в 1911 году.

Для этих приводов при самых высоких скоростях выхлопа энергетический КПД и тяга обратно пропорциональны скорости выхлопа. Их очень высокая скорость истечения означает, что они требуют огромного количества энергии и, таким образом, с практичными источниками энергии обеспечивают низкую тягу, но практически не используют топливо.

Для некоторых миссий, особенно достаточно близко к Солнцу, солнечной энергии может быть достаточно, и она очень часто использовалась, но для других дальних или более мощных ядерная энергия необходима. ; двигатели получение энергии от ядерного источника называется ядерными электрическими ракетами.

. Присутствует максимальное количество энергии, которое может быть произведено, ограничивает количество тяги, которое может быть значительным к небольшому значению. Выработка энергии значительно увеличивает объем космического корабля, и в итоге, вес источника питания ограничивает его характеристики.

Современные ядерные генераторы энергии составляют примерно половину веса солнечных панелей на ватт поставки энергии на земных расстояниях от Солнца. Химические генераторы энергии не используются из более низкой общей доступной энергии. Переданная мощность космического корабля показывает некоторый потенциал.

Холловский двигатель мощностью 6 кВт в эксплуатации в NASA Лаборатории реактивного движения.

Некоторые электромагнитные методы:

Ионные двигатели (сначала ускоряют ионы, а нейтрализуют ионный пучок с с помощью потока электронов, испускаемый катодом, называемым нейтрализатором)
Электротермические двигатели (электромагнитные поля используются для генерации плазмы для увеличения требуемая энергия основного топлива, тепловая энергия, передача газу-вытеснителю, преобразуется в кинетическую энергию с помощью сопла либо конструкции из физического материала, либо с помощью магнитных средств)
Электромагнитные двигатели (ионы ускоряются л ибо силой Лоренца, либо поле направленного электромагнитных полей, где электрическое поле направлено не в сторону ускорения)
Привод массы (для двигателя)

В электротермических и электромагнитных двигателях ионы и электроны ускоряются одновременно, нейтрализатор не требуется.

Без внутренней реакционной массы

Исследование НАСА солнечного паруса. Парус должен иметь ширину полкилометра.

Закон сохраняет количество движения обычно, что любой двигатель, не использующий реактивную массу, не может разогнать центр масс космический (изменение ориентации, с другой стороны, возможна). Но космос не пуст, особенно пространство внутри Солнечной системы; есть гравитационные поля, магнитные поля, электромагнитные волны, солнечный ветер и солнечное излучение. В частности, известно, что электромагнитные волны импульс, несмотря на отсутствие массы; в особенности, плотность потока импульса P электромагнитной волны вектора количества в 1 / c ^ 2 умножена на Пойнтинга S, то есть P= S/ c ^ 2, где c - скорость света. Полевые методы движения, которые могут использовать этот фактом, взаимодействуя с импульсным полем, таким как электромагнитная волна, которая существует в непосредственной близости от корабля. Однако, поскольку многие из этих явлений имеют диффузную природу, соответствующие силовые установки должны быть большими.

Есть несколько различных космических двигателей, для функционирования которых требуется небольшая реактивная масса или вообще не требуется. В системе движения троса используется длинный кабель с высокой прочностью на разрыв для орбиты космического корабля, например, за счет взаимодействия с магнитным полем планеты или посредством обмена сигналами с другими объектами. Солнечные паруса полагаются на давление излучения от электромагнитной энергии, но для их эффективного функционирования требуется большая поверхность сбора. Магнитный парус отклоняет заряженные частицы от солнечного ветра с помощью магнитного поля, самым тем передавая импульс космическому кораблю. Вариантом является система мини-магнитосферной плазменной двигательной установки, которая использует небольшое облако плазмы, удерживаемое в магнитном поле для отклонения заряженных частиц Солнца. Электронный парус будет использовать очень тонкие и легкие провода, удерживая электрический заряд для отклонения этих частиц.

В качестве концепции, NanoSail-D стал первым наноспутником на орбите Земли. По состоянию на август 2017 года НАСА подтвердило, что проект солнечного паруса Sunjammer был завершен в 2014 году с извлеченными уроками для будущих проектов космического паруса. Cubesail станет первой миссией, которая представляет собой солнечное плавание на низкой околоземной орбите, которая является контролем полной трехосевой ориентации солнечного паруса.

Япония также запустила свой собственный космический корабль с солнечным парусом ИКАРОС в мае 2010 года. ИКАРОС успешно провал тягу и на и продолжает летать по сей день.

Спутник или другой космический аппарат подчиняется закону сохранение углового момента, ограничивает тело от чистого изменения в угловой скорости. Таким образом, транспортное средство может изменить свою относительную ориентацию без расхода реактивной массы, другое транспортное средство может перемещаться в противоположном направлении. Неконсервативные внешние силы, в очередь гравитационные и атмосферные силы, могут вносить вклад до первых градусов в угловой момент, поэтому вторичные системы предназначены для «отвода» отрицательной энергии вращения, накопленной с течением времени. Соответственно, многие космические аппараты используют реактивные или гироскопы управления моментом для управления ориентацией в пространстве.

A гравитационная рогатка может нести космический зонд вперед, чтобы по другим направлениям потери без реактивной массы. Используя гравитационную энергию других объектов, космический корабль может собирать кинетическую энергию. Однако еще больше энергии можно получить от гравитационного ассистента при использовании ракет.

Силовая установка с лучевым приводом - еще один метод приведения в движение без реактивной массы. Пучковая силовая установка включает паруса, толкаемые лазером, микроволновым излучением или лучами частиц.

Планетарная и атмосферная силовая установка

Успешное подтверждение концепции Испытание Lightcraft, подмножество силовой установки с пучковым приводом.

Вспомогательные механизмы запуска

Было предложено много идей для механизмов помощи при запуске, которые могут снизить стоимость выхода на орбиту. Предлагаемые неракетные космические пусковые механизмы вспомогательные механизмы включают:

Skyhook (требуется многоразовая суборбитальная ракета-носитель, что технически невозможно с использованием настоящего времени материалов)
Космический лифт ( привязь от Поверхность Земли на геостационарную орбиту, не может быть построена из имеющихся материалов)
Стартовая петля (очень быстро замкнутая вращающаяся петля высотой около 80 км)
Космический фонтан (очень высокое здание, обеспечиваемое потоком масс, выпущенных из его основания)
Орбитальное кольцо (кольцо вокруг Земли со спицами, свисающими с подшипниками)
Электромагнитная катапульта (рельсотрон, койлган ) (электрическая пушка)
Запуск ракетных саней
Космическая пушка (Проект ХАРП, ускоритель таран ) (пушка с химическим приводом)
Силовая установка с лучевым приводом Ракеты и реактивные двигатели, п риводимые в движение с земли с помощью луча
Высотные платформы для помощи на начальной стадии

Воздушно-реактивные двигатели

Исследования показывают обычно, что обычный воздух -b Такие двигатели, как прямоточные воздушно-реактивные двигатели или турбореактивные двигатели, в основном слишком тяжелые (имеют слишком низкое соотношение тяги к весу), чтобы дать какое-либо значительное улучшение характеристик при установке на самую ракете-носителе. Однако ракеты-носители могут быть запущены в воздух отдельными с подъемными машинами (например, B-29, Pegasus Rocket и White Knight ), что использовать такие двигательные установки. Реактивные двигатели, установленные на пусковой планке, также Заявители.

С другой стороны, были предложены очень легкие или очень высокоскоростные двигатели, которые используют преимущества воздуха во время подъема:

SABRE - легкий турбореактивный двигатель на водородном топливе с предварительным охладителем
ATREX - легкий турбореактивный двигатель на водородном топливе с предварительным охладителем
Жидкостный двигатель с воздушным циклом - водородный реактивный двигатель, который сжижает воздух перед его сжиганием в ракетном двигателе
Scramjet - реактивные двигатели, использующие сверхзвуковые сгорание
Шкрамджет - похоже на прямоточный воздушно-реактивный двигатель, однако он использует ударные волны, создаваемые самолетом в камере сгорания, чтобы помочь в повышении общей эффективности.

Обычные ракеты-носители летают почти вертикально, прежде чем перевернуться на высоту несколько десятков километров до выхода на орбиту боком; этот начальный вертикальный набор высоты тратит топливо, но он оптимален, поскольку снижает аэродинамическое сопротивление. Двигатели с воздушным воздушным путем сжигают намного более эффективно, и это позволяет получить более эффективную плоскую траекторию запуска, аппараты обычно летят по касательной к поверхности Земли, воздушные ракеты, перекрыть последнюю дельта-v до орбитальная скорость.

Для космического корабля, уже находящегося на очень низком орбите, воздушно-реактивный электрический движитель будет использовать остаточные газы в качестве верхних слоях атмосферы в качестве топлива. Электродвигатель с воздушным движением может сделать возможным выполнение нового класса долгоживущих низкоорбитальных миссий на Земле: Марс или Венера.

Прибытие и посадка планет

Тестовая версия Система подушек безопасности MARS Pathfinder

Когда автомобиль должен выйти на орбиту вокруг своей планеты назначения или приземлиться, он должен отрегулировать свою скорость. Это можно сделать, используя все перечисленные выше методы, которые могут использовать несколько благоприятных тягу.

Аэродинамическое торможение позволяет космическому аппарату снижать высшую точку эллиптической орбиты за счет повторяющихся соприкосновений с атмосферой в нижней точке орбиты. Это может значительно увеличить количество топлива, потому что для выхода на эллиптическую орбиту требуется намного меньше дельта-V по с низкой круговой орбитой. Торможение происходит на многих орбитах, нагрев сравнительно невелик. Это было сделано в нескольких марсианских миссиях, таких как Mars Global Surveyor, 2001 Mars Odyssey и Mars Reconnaissance Orbiter, и по крайней мере в одной миссии на Венеру, Магеллан.
Aerocapture - это намного более агрессивный маневр, преобразовывающий приближающуюся гиперболическую орбиту в эллиптическую за один проход. Это должно быть выполнено за один проход через атмосферу, в отличие от аэродинамического торможения предварительный просмотр атмосферы невозможен. В конечном итоге, чтобы оставаться в атмосфере, должно остаться в конечном итоге, что в конечном итоге произойдет возвращение в атмосферу. Аэрозахват еще не был опробован в планетарной миссии, но повторный вход Зонд 6 и Зонд 7 при возвращении на Луну были маневрами по воздушному захвату, потому что они превратились в гиперболическую орбиту в эллиптическую. В этих миссиях, поскольку не было попыток поднять перигей после аэрозахвата, в результате была получена среда, которая происходит в следующем перигее.
A баллют представляет собой надувное тормозное устройство.
Парашюты могут приземлить зонд на планете или луне с атмосферой, обычно после того, как сбросит большую часть скорости, использование теплового экрана.
подушки безопасности может смягчить окончательную посадку.
Литобороз или остановка ударом по поверхности обычно происходит случайно. Однако это может быть сделано намеренно с зондом, который, как ожидается, выживет (см., Например, Deep Impact (космический корабль) ), и в этом случае требуются очень прочные зонды.

Таблица методов

Ниже представлено краткое изложение некоторых наиболее популярных проверенных технологий, за которыми следуют все более спекулятивные методы.

разрешено четыре числа. Первый - это эффективная скорость выхлопа : эквивалентная скорость, с которой топливо покидает транспортное средство. Это не обязательно самая важная характеристика метода движения; тяга и потребляемая мощность и другие факторы могут быть. Однако:

если дельта-v намного больше, чем скорость выхлопа, тогда необходимо непомерное количество топлива (см. Раздел расчетов выше)
если оно намного больше, чем дельта-v тогда требуется пропорционально больше энергии; если мощность ограничена, как в случае с солнечной энергией, это означает, что путешествие занимаето больше времени.

Второе и третье - это типичные значения тяги и типичное время работы метода. Вне гравитационного небольшого количества тяги, приложенное в течение длительного периода, даст тот же эффект, что и большая тяга в течение короткого периода. (Этот результат неприменим, когда объект находится под значительным воздействием силы тяжести.)

Четвертый - это максимальное значение delta-v, которое может дать этот метод (без постановки). Для ракетных двигательных установок это функция доли и скорости истечения. Массовая доля ракетоподобных систем обычно ограничивается массой силовой установки и массой бака. Чтобы снизить нагрузку на транспортные средства, она может значительно снизить нагрузку на транспортные средства.

Методы движения
Метод		(км / с)	Тяга (Н)	Продолжительность выстрела.	Максимум. дельта-v (км / с)
Ракета на твердом топливе	<2.5	<10	Минуты	7	9: Летные испытания
Гибридная ракета	<4		Минуты	>3	9: Проверено в полетах
Ракета на монотопливе	1-3	0,1 - 400	Миллисекунды - минуты	3	9: Проверенные в полете
Ракета на жидком топливе	<4.4	<10	Минуты	9	9: Проверенные в полете
Электростатический ионный двигатель	15 - 210		Месяцы - годы	>100	9: Проверено в полетах
подруливающее устройство на эффекте Холла (HET)	до 50		месяцев - лет	>100	9: Проверенные в полете
Ракета Resistojet	2-6	10-10	Минут	?	8 : Летная квалификация
Ракета Arcjet	4–16	10–10	Минут	?	8: Доп ущен к полетам
Полевая эмиссия. электрическая силовая установка (FEEP)	100–130	10–10	Месяцы - годы	?	8: Летные испытания
Импульсный плазменный двигатель (PPT)	20	0,1	80-400 дней	?	7: Прототип ожидания в космосе
Двойной- Ракета с двигательной установкой	1 - 4,7	0,1 - 10	Миллисекунды - минуты	3 - 9	7: Прототип безопасностиан в космосе
Солнечные паруса	299792, свет	9 / км при 1 AU. 230 / км при 0,2 а.е.. 10 / км при 4 ly	Неопределенный	>40	9: Полет с контролем ориентации под легким давлением доказан 6: В космосе возможно только развертывание 5: Легкий парус подтвержден в среднем вакууме
Трехкомпонентная ракета	2,5 - 5,3	0,1 - 10	Минут	9	6: Прототип допустиман на земле
Магнитоплазмодинамическое. подруливающее устройство (MPD)	20-100	100	Недели	?	6: Модель, 1 кВт в космосе
Ядерно-тепловая ракета	9	10	Минут	>20	6: Прототип ориентировано на земле
Движущие силы массовые приводы	0 - 30	10-10	Месяцы	?	6: Режим 1, 32 МДжано на земле
Движущая сила привязи	Н / Д	1-10	Минуты	7	6: Модель, 31,7 км проявано в космосе
Воздух -увеличенная ракета	5-6	0,1 - 10	Секунды - минуты	>7?	6: Прототипы на земле
Жидкостный двигатель с воздушным циклом	4,5	10-10	Секунды - минуты	?	6: Прототип Указан на земле
Импульсно-индуктивный двигатель малой тяги (PIT)	10 - 80	20	Месяцы	?	5: Компонент валидирован в вакууме
Магнитоплазменная ракета с переменным удельным импульсом.. (VASIMR)	10 - 300	40 - 1,200	Дни - месяцы	>100	5: Компонент, 200 кВт, подтвержденный в вакууме
Осциллирующий магнитное поле. подруливающее устройство с усилением	10-130	0,1 - 1	Дни - месяцы	>100	5: Компонент подтвержден в вакууме
Солнечно-тепловая ракета	7-12	1-100	Недели	>20	4: Компонент прошел проверку в лаборатории
Радиоизотопная ракета	7-8	1,3 - 1,5	Месяцы	?	4: Компонент прошел проверку в лаборатории
Яде рно-электрическая ракета	В качестве метода электрического движения использовалась				4: Компонент, 400 кВт, подтвержденный в лаборатории
Проект Орион (краткосрочная. ядерная импульсная тяга)	20-100	10-10	Дней	30-60	3: Подтверждено, 900 кг, доказательство концепции
Космический лифт	Н / Д	Н / Д	Неопределенный	>12	3: Подтвержденная проверка концепции
Реакционные механизмы SABRE	30 / 4,5	0,1 - 10	Минуты	9,4	3: Подтвержденное доказательство концепции
Электрические паруса	145-750, солнечный ветер	?	Неопределенный	>40	3: Подтвержденное доказательство- концепция
Магнитные паруса	145-750, солнечный ветер	2/t	Неопределенный	?	3: Подтвержденное доказательство концепции
Мини-магнитосфера. плазменный движитель	200	1 / кВт	Месяцы	?	3: По дтвержденная концепция
Лучевой двигатель / лазер	В качестве метода движения с питанием от луча				3: Подтверждено, 71 м, доказательство концепции
Стартовая петля / орбитальное кольцо	Н / Д	10	Минуты	11-30	2: Технология сформулирована концепция
Ядерная импульсная тяга. (Проект Дедал 'привод)	20-1000	10-10	Годы	15000	2 : Сформулирована технологическая концепция
Ракета-реактор с газовым сердечником	10-20	10-10	?	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Ядерная ракета с морской водой	100	10-10	Полчаса	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Парус деления	?	?	?	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Ракета осколочного деления	15000	?	?	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Ядерно-фотонная ракета	299,792	10–1	Годы - десятилетия	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Термоядерная ракета	100 - 1000	?	?	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Катализируемая антиматерией. ядерная импульсная тяга	200 - 4000	?	Дни - недели	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Ракета на антивеществе	10,000 - 100,000	?	?	?	2: Сформулирована технологическая концепция
ПВРД Bussard	2,2 - 20,000	?	Неопределенная	30,000	2: Сформулирована технологическая концепция
Ste am thruster	?	?	?	?	4: Лаборатория компонентов и / или макетов аттестована. Ожидаемое значение TRL 5 в 2019 году.
Метод	Эффективная скорость выхлопа. (км / с)	Тяга (Н)	Продолжительность выстрела.	Максимум. дельта-v (км / с)	Технология. уровень готовности

Испытания

Двигательные установки космических кораблей часто сначала проходят статические испытания на Поверхность Земли, в атмосфере, но для многих систем требуется вакуумная камера для полного тестирования. Ракеты обычно испытываются на испытательном стенде ракетных двигателей вдали от жилья и других зданий по соображениям безопасности. Ионные приводы гораздо менее опасны и требуют гораздо меньшей безопасности, обычно требуется только большая вакуумная камера.

Знаменитые места статических испытаний можно найти на Ракетных полигонах

. Некоторые системы невозможно должным образом протестировать на земле, и тестовые запуски могут быть выполнены с Стартовой площадки.

Спекулятивные методы

Художественная концепция конструкции варп-двигателя

Были рассмотрены различные гипотетические методы движения, которые требуют более глубокого понимания свойств пространства, в частности инерциальные системы и вакуум состояние. На сегодняшний день такие методы весьма условны и включают:

оценка НАСА его прорывной программы физики движения делит такие предложения на те, которые нежизнеспособны для двигательных целей, те, которые имеют неопределенный потенциал, и те, которые не являются невозможными согласно текущим теориям.

См. также

Портал космических полетов

Примечания

Ссылки

Внешние ссылки