Двигатель малой тяги на холодном газе

редактировать

A Двигатель малой тяги на холодном газе (или двигательная установка на холодном газе ) относится к типу ракетный двигатель, который использует расширение (обычно инертного) сжатого газа для создания тяги. В отличие от традиционных ракетных двигателей, двигатель малой тяги на холодном газе не имеет внутреннего сгорания и, следовательно, имеет более низкую тягу и эффективность по сравнению с обычными монотопливными и двухкомпонентными ракетными двигателями. Двигатели, работающие на холодном газе, были названы «простейшим воплощением ракетного двигателя», потому что их конструкция состоит только из топливного бака, регулирующего клапана, форсунки и небольшого количества необходимых трубопроводов. Это самые дешевые, самые простые и надежные двигательные установки, доступные для обслуживания орбиты, маневрирования и управления ориентацией..

Двигатели на холодном газе в основном используются для обеспечения стабилизации для небольших космических миссий, требующих работы без примесей. В частности, разработка двигательной установки CubeSat была в основном сосредоточена на системах холодного газа, потому что CubeSat имеет строгие правила в отношении пиротехники и опасных материалов.

Содержание

1 Дизайн
2 Производительность
- 2.1 Преимущества
- 2.2 Недостатки
- 2.3 Тяга
- 2.4 Удельный импульс
3 Топливо
4 Применение
- 4.1 Движение человека
  - 4.1.1 Ручной маневренный блок
  - 4.1.2 Пилотируемый маневренный блок
- 4.2 Вернье-двигатели
- 4.3 Автомобильная промышленность
5 Текущие исследования
6 См. Также
7 Ссылки

Конструкция

Схема двигателя на холодном газе система

Сопло двигателя малой тяги на холодном газе обычно представляет собой сходящееся-расходящееся сопло, которое обеспечивает необходимую тягу в полете. Форсунка имеет такую форму, что газ под высоким давлением и низкой скоростью, который входит в сопло, расширяется по мере приближения к горловине (самой узкой части сопла), где скорость газа соответствует скорости звука.

Характеристики

Подруливающие устройства на холодном газе выигрывают от их простоты; однако в других отношениях они не оправдывают ожиданий. В следующем списке перечислены преимущества и недостатки системы холодного газа.

Преимущества

Отсутствие сгорания в сопле двигателя малой тяги на холодном газе позволяет использовать его в ситуациях, когда обычные жидкостные ракетные двигатели будут слишком горячими. Это устраняет необходимость в разработке систем управления теплом.
Простая конструкция позволяет двигателям быть меньше, чем обычные ракетные двигатели, что делает их подходящим выбором для миссий с ограниченными требованиями к объему и весу.
Система холодного газа и его топливо недороги по сравнению с обычными ракетными двигателями.
Простая конструкция менее подвержена сбоям, чем традиционный ракетный двигатель.
Топливо, используемое в системе холодного газа. безопасны в обращении как до, так и после запуска двигателя. Если используется инертное топливо, система холодного газа является одним из самых безопасных ракетных двигателей.
Двигатели на холодном газе не накапливают чистый заряд космического корабля во время работы.
Для двигателей на холодном газе требуется очень мало электроэнергии для работы, что полезно, например, когда космический корабль находится в тени планеты, на которой он вращается.

Недостатки

Система холодного газа не может обеспечить высокую тягу, которую могут обеспечить ракетные двигатели внутреннего сгорания..
Двигатели малой тяги на холодном газе менее эффективны по массе, чем традиционные ракетные двигатели.
Максимальная тяга двигателя малой тяги на холодном газе зависит от давления в резервуаре для хранения. По мере израсходования топлива давление уменьшается, а максимальная тяга уменьшается.

Тяга

Тяга создается за счет обмена импульсом между выхлопом и космическим кораблем, который задается вторым законом Ньютона как $F = m ˙ V e {\ displaystyle F = {\ dot {m}} V_ {e}}$ ${\ displaystyle F = {\ dot {m}} V_ {e}}$ где $m ˙ {\ displaystyle {\ dot {m}}}$ ${\ dot {m}}$ - массовый расход, а $V e {\ displaystyle V_ {e}}$ $V_ {e}$ - скорость выхлопа.

В случае космического двигателя малой тяги на холодном газе, где двигатели рассчитаны на бесконечное расширение (так как давление окружающей среды равно нулю), тяга задается как

$F = A t P c γ [ (2 γ - 1) (2 γ + 1) (1 - P e P c)] + P e A e {\ displaystyle F = A_ {t} P_ {c} \ gamma \ left [\ left ({\ frac {2} {\ gamma -1}} \ right) \ left ({\ frac {2} {\ gamma +1}} \ right) \ left (1 - {\ frac {P_ {e}} {P_ {c }}} \ right) \ right] + P_ {e} A_ {e}}$ ${\ displaystyle F = A_ {t} P_ {c} \ gamma \ left [\ left ({\ frac {2} {\ gamma -1}} \ right) \ left ({\ frac { 2} {\ gamma +1}} \ right) \ left (1 - {\ frac {P_ {e}} {P_ {c}}} \ right) \ right] + P_ {e} A_ {e}}$

Где $A t {\ displaystyle A_ {t}}$ $A_ {t}$ - площадь горла, $P c {\ displaystyle P_ {c}}$ $P_ {c}$ - давление в камере в сопле, $γ {\ displaystyle \ gamma}$ $\ gamma$ - удельная теплоемкость, $P e {\ displaystyle P_ {e}}$ $P_ {e}$ - давление топлива на выходе, а $A e {\ displaystyle A_ {e}}$ $A_ {e}$ - площадь выхода из сопла.

Удельный импульс

Удельный импульс (Isp) ракетного двигателя является наиболее важным показателем эффективности; обычно желателен высокий удельный импульс. Двигатели с холодным газом имеют значительно более низкий удельный импульс, чем большинство других ракетных двигателей, потому что они не используют химическую энергию, запасенную в топливе. Теоретический удельный импульс для холодных газов определяется как

$I sp = C ∗ g 0 γ (2 γ - 1) (2 γ + 1) γ + 1 γ - 1 (1 - P e P c) γ - 1 γ {\ displaystyle I_ {sp} = {\ frac {C ^ {*}} {g_ {0}}} \ gamma {\ sqrt {\ left ({\ frac {2} {\ gamma -1}} \ right) \ left ({\ frac {2} {\ gamma +1}} \ right) ^ {\ frac {\ gamma +1} {\ gamma -1}} \ left (1 - {\ frac {P_ {e} } {P_ {c}}} \ right) ^ {\ frac {\ gamma -1} {\ gamma}}}}}$ ${\ displaystyle I_ {sp} = {\ frac {C ^ {*}} {g_ {0}}} \ gamma {\ sqrt {\ left ({\ frac {2} {\ gamma -1 }} \ right) \ left ({\ frac {2} {\ gamma +1}} \ right) ^ {\ frac {\ gamma +1} {\ gamma -1}} \ left (1 - {\ frac { P_ {e}} {P_ {c}}} \ right) ^ {\ frac {\ gamma -1} {\ gamma}}}}}$

где $g 0 {\ displaystyle g_ {0}}$ $g_ {0}$ - стандартная сила тяжести, а $C ∗ {\ displaystyle C ^ {*}}$ $C^*$ - характеристическая скорость, которая задается

$C ∗ знак равно a 0 γ (2 γ + 1) γ + 1 2 (γ - 1) {\ displaystyle C ^ {*} = {\ frac {a_ {0}} {\ gamma \ left ({\ frac {2}) {\ gamma +1}} \ right) ^ {\ frac {\ gamma +1} {2 (\ gamma -1)}}}}}$ ${\ displaystyle C ^ {*} = {\ frac {a_ {0}} {\ gamma \ left ({\ frac {2} {\ gamma +1}} \ right) ^ {\ frac {\ gamma +1} {2 (\ gamma -1)}}}}}$

где $a 0 {\ displaystyle a_ {0}}$ $a_ {0}$ - скорость звука пороха.

Пропелленты

Системы с холодным газом могут использовать систему хранения твердого, жидкого или газообразного топлива; но топливо должно выходить из сопла в газообразном виде. Хранение жидкого ракетного топлива может вызвать проблемы с ориентацией из-за хлестания топлива в баке.

При принятии решения, какое топливо использовать, необходимо учитывать высокий удельный импульс и высокий удельный импульс на единицу объема топлива.

В следующей таблице представлен обзор удельных импульсов различных топливо, которое можно использовать в двигательной установке на холодном газе

Топливо и эффективность
Холодный газ	Молекулярный. вес M. (u)	Теоретический. Isp. (сек)	Измерено. Isp. (сек)	Плотность. (г / см)
H2	2,0	296	272	0,02
He	4,0	179	165	0,04
Ne	20,2	82	75	0,19
N2	28,0	80	73	0,28
O2	32,0	?
Ar	40,0	57	52	0,44
Kr	83,8	39	37	1,08
Xe	131,3	31	28	2,74
CCl 2F2 (фреон-12)	120,9	46	37	Жидкость
CF4	88,0	55	45	0,96
CH4	16,0	114	105	0,19
NH3	17,0	105	96	Жидкость
N2O	44,0	67	61	Жидкость
CO2	44,0	67	71	Жидкость

Плотность в таблице при каком давлении и температуре?

Применение

Движение человека

Двигатели на холодном газе особенно хорошо подходят для силовых установок космонавтов из-за инертной и нетоксичной природы их топлива.

Ручной маневренный блок

Основная статья: Ручной маневренный блок

Ручной маневренный блок (HHMU), используемый на Gemini 4 и В 10 миссиях использовался сжатый кислород для облегчения работы астронавтов вне космического пространства. Хотя в патенте HHMU устройство не классифицируется как двигатель малой тяги на холодном газе, HHMU описывается как «двигательная установка, использующая тягу, развиваемую сжатым газом, выходящим из различных сопел».

Пилотируемый маневренный блок

Двадцать четыре двигателя с холодным газом, использующие сжатый газообразный азот, были использованы на пилотируемой маневренной установке (MMU). Двигатели обеспечивали астронавту с MMU полный контроль над шестью степенями свободы. Каждый двигатель обеспечивал тягу 1,4 фунта (6,23 Н). Два топливных бака на борту обеспечивали в общей сложности 40 фунтов (18 кг) газообразного азота при давлении 4500 фунтов на квадратный дюйм, что давало достаточно топлива для изменения скорости от 110 до 135 футов / с (от 33,53 до 41,15 м / с). При номинальной массе MMU имел поступательное ускорение 0,3 ± 0,05 фут / сек (9,1 ± 1,5 см / с) и ускорение вращения 10,0 ± 3,0 град / сек (0,1745 ± 0,052 рад / сек)

Vernier Engines

Основная статья: Vernier Engines

Большие двигатели на холодном газе используются для управления ориентацией первой ступени SpaceX Falcon 9 ракета, возвращающаяся на землю.

Automotive

В твите в июне 2018 года Илон Маск предложил использовать воздушные на базе двигателей на холодном газе для улучшения характеристик автомобиля.

В сентябре 2018 года Bosch успешно протестировал свою испытанную систему безопасности для предотвращения скольжения мотоцикла с помощью двигателей на холодном газе. Система обнаруживает боковую пробуксовку колес и использует боковой подруливающий двигатель на холодном газе, чтобы мотоцикл не скользил дальше.

Текущие исследования

Основное внимание в текущих исследованиях уделяется миниатюризации двигателей на холодном газе с использованием микроэлектромеханические системы.

См. Также

Ссылки