Движение космического корабля - Spacecraft propulsion

Удаленная камера фиксирует крупный план RS-25 во время испытательной стрельбы на Космический центр Джона К. Стенниса в Хэнкок Каунти, штат Миссисипи.

Двухкомпонентная ракета двигатели Лунный модуль Аполлона система управления реакцией (RCS)

Движение космического корабля любой метод, используемый для ускорения космический корабль и искусственный спутники. Космическая двигательная установка или двигательная установка в космосе имеет дело исключительно с двигательными установками, используемыми в космическом вакууме, и ее не следует путать с ракеты-носители. Было разработано несколько методов, как прагматических, так и гипотетических, каждый из которых имеет свои недостатки и преимущества.

Большинство спутников имеют простые надежные двигатели с химическим двигателем (часто монотопливные ракеты ) или же реактивные ракеты за орбитальная станция и некоторые используют импульсные колеса за контроль отношения. Спутники советского блока использовали электрическая тяга в течение десятилетий, и более новые западные геоорбитальные космические корабли начинают использовать их для удержания станций север-юг и подъема на орбиту. Межпланетные аппараты в основном также используют химические ракеты, хотя некоторые из них использовали ионные двигатели и Двигатели на эффекте Холла (два разных типа электрическая тяга ) к большому успеху.

Требования

Искусственные спутники на первом месте запущен на желаемую высоту с помощью обычных жидкостных / твердотопливных ракет, после чего спутник может использовать бортовые двигательные установки для удержания на орбите. Попав на желаемую орбиту, им часто требуется какая-то форма контроль отношения так, чтобы они были правильно указаны относительно земной шар, то солнце, и, возможно, некоторые астрономический объект интереса.^[1] Они также подлежат тащить из тонких атмосфера, так что для того, чтобы оставаться на орбите в течение длительного периода времени, иногда необходимо какое-то движение, чтобы внести небольшие поправки (орбитальная станция ).^[2] Многие спутники время от времени необходимо переводить с одной орбиты на другую, и это также требует движения.^[3] Срок службы спутника обычно заканчивается, когда он исчерпал свою способность корректировать свою орбиту.

За межпланетное путешествие, космический корабль может использовать свои двигатели, чтобы покинуть орбиту Земли. В этом нет особой необходимости, поскольку начального ускорения, создаваемого ракетой, гравитационной рогаткой, двигательной установкой с монотопливным / двускатным двигателем, достаточно для исследования Солнечной системы (см. Новые горизонты ). Как только он это сделает, он должен каким-то образом добраться до места назначения. Современные межпланетные космические аппараты делают это с помощью серии краткосрочных корректировок траектории.^[4] 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 является Переходная орбита Хомана: космический аппарат начинает движение по примерно круговой орбите вокруг Солнца. Короткий период толкать в направлении движения ускоряет или замедляет космический корабль на эллиптической орбите вокруг Солнца, которая 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.^[5] Специальные методы, такие как аэротормоз или для этой окончательной корректировки орбиты иногда используется аэрозахват.^[6]

Художественная концепция солнечного паруса

Некоторые методы движения космического корабля, такие как солнечные паруса обеспечивают очень низкую, но неиссякаемую тягу;^[7] межпланетный аппарат, использующий один из этих методов, будет следовать по совершенно другой траектории, либо постоянно толкаясь против своего направления движения, чтобы уменьшить его расстояние от Солнца, либо постоянно толкаясь вдоль своего направления движения, чтобы увеличить расстояние от Солнца. Концепция успешно прошла испытания японцами. ИКАРОС солнечный парус космического корабля.

Нет космических аппаратов, способных к короткой продолжительности (по сравнению с жизнью человека) межзвездное путешествие еще не построен, но обсуждались многие гипотетические конструкции. Поскольку межзвездные расстояния очень велики, необходима огромная скорость, чтобы доставить космический корабль к месту назначения за разумное время. Получение такой скорости при запуске и избавление от нее по прибытии остается сложной задачей для конструкторов космических кораблей.^[8]

Эффективность

В космосе цель силовая установка изменить скорость, или v, космического корабля. Поскольку это сложнее для более массивных космических аппаратов, конструкторы обычно обсуждают характеристики космических аппаратов в величина изменения количества движения на единицу израсходованного топлива также называемый удельный импульс.^[9] Чем выше удельный импульс, тем выше КПД. Ионные маршевые двигатели имеют высокий удельный импульс (~ 3000 с) и малую тягу.^[10] тогда как химические ракеты любят одноразовое топливо или же двухкомпонентное топливо ракетные двигатели имеют малый удельный импульс (~ 300 с), но большую тягу.^[11]

При запуске космического корабля с Земли метод движения должен преодолевать более высокую гравитационный тянуть, чтобы обеспечить положительное чистое ускорение.^[12]На орбите любой дополнительный импульс, даже очень крошечный, приведет к изменению траектории орбиты.

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

2) Перпендикулярно плоскости орбиты - Изменения Наклонение орбиты

Скорость изменения скорость называется ускорение, а скорость изменения импульс называется сила. 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 импульса большой силы за короткое время или небольшой силы за долгое время. Это означает, что для маневрирования в космосе метод движения, который производит крошечные ускорения, но работает в течение длительного времени, может производить тот же импульс, что и метод движения, который дает большие ускорения в течение короткого времени. При запуске с планеты крошечные ускорения не могут преодолеть гравитационное притяжение планеты и поэтому не могут быть использованы.

Поверхность Земли расположена довольно глубоко в гравитационный колодец. В скорость убегания для выхода из него требуется 11,2 км / сек. Поскольку человеческие существа эволюционировали в гравитационном поле 1g (9,8 м / с²), идеальной двигательной установкой была бы такая, которая обеспечивает непрерывное ускорение 1 г (хотя человеческие тела могут переносить гораздо большие ускорения в течение коротких периодов времени). Обитатели ракеты или космического корабля с такой двигательной установкой были бы свободны от всех вредных последствий свободное падение, например тошнота, мышечная слабость, снижение вкусовых ощущений или выщелачивание кальция из костей.

Закон сохранение импульса означает, что для того, чтобы метод движения изменил импульс космического корабля, он должен изменить импульс чего-то еще. Некоторые конструкции используют такие вещи, как магнитные поля или световое давление, чтобы изменить импульс космического корабля, но в свободном космосе ракета должна приносить некоторую массу, чтобы ускориться, чтобы продвинуться вперед. Такая масса называется реакционная масса.

Чтобы ракета работала, ей нужны две вещи: реакционная масса и энергия. Импульс от запуска частицы реакционной массы, имеющей массу м на скорости v является мв. Но эта частица имеет кинетическую энергию мв² / 2, который должен откуда-то взяться. В обычном твердый, жидкость, или же гибридная ракета, топливо сгорает, обеспечивая энергию, и продукты реакции выходят обратно, обеспечивая реакционную массу. В ионный двигатель, электричество используется для ускорения ионов, выходящих обратно. Здесь какой-то другой источник должен обеспечивать электрическую энергию (возможно, солнечная панель или ядерный реактор ), тогда как ионы обеспечивают реакционную массу.^[12]

Обсуждая эффективность силовой установки, конструкторы часто сосредотачиваются на эффективном использовании реактивной массы. Реактивная масса должна переноситься вместе с ракетой и безвозвратно расходуется при использовании. Одним из способов измерения количества импульса, который может быть получен от фиксированного количества реакционной массы, является удельный импульс, импульс на единицу веса на Земле (обычно обозначается ${displaystyle I_ {ext {sp}}}$ ). Единица измерения этого значения - секунды. Поскольку вес реактивной массы на Земле часто не имеет значения при обсуждении космических аппаратов, удельный импульс можно также рассматривать в терминах импульса на единицу массы. В этой альтернативной форме удельного импульса используются те же единицы, что и для скорости (например, м / с), и фактически он равен эффективной скорости выхлопа двигателя (обычно обозначаемой ${displaystyle v_ {e}}$ ). Как ни странно, оба значения иногда называют удельным импульсом. Эти два значения различаются в несколько раз. грамм_п, стандартное ускорение свободного падения 9,80665 м / с² ( ${displaystyle I_ {ext {sp}} g_ {mathrm {n}} = v_ {e}}$ ).

Ракета с высокой скоростью истечения может достичь того же импульса с меньшей реактивной массой. Однако энергия, необходимая для этого импульса, пропорциональна скорости выхлопа, так что более экономичные по массе двигатели требуют гораздо больше энергии и обычно менее энергоэффективны. Это проблема, если двигатель должен обеспечивать большую тягу. Чтобы генерировать большое количество импульсов в секунду, он должен использовать большое количество энергии в секунду. Таким образом, двигатели с высокой массой и эффективностью требуют огромного количества энергии в секунду для создания большой тяги. В результате большинство конструкций двигателей с высоким КПД также обеспечивают более низкую 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.

Двигатели реакции

А двигатель реакции это двигатель, который обеспечивает движение за счет вытеснения реакционная масса, в соответствии с Третий закон движения Ньютона. Этот закон движения чаще всего перефразируют так: «На каждое действие существует равное и противоположное противодействие».

Примеры включают оба канальные двигатели и ракетные двигатели, и более необычные варианты, такие как Двигатели на эффекте Холла, ионные приводы и массовые водители. Очевидно, что канальные двигатели не 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 массовые отношения от конечной скорости, рассчитанной по уравнению ракеты

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

Если скорость истечения постоянна, то общая ${displaystyle Delta v}$ транспортного средства можно рассчитать с помощью уравнения ракеты, где M масса пороха, п - масса полезной нагрузки (включая конструкцию ракеты), и ${displaystyle v_ {e}}$ это скорость истечения ракеты. Это известно как Уравнение ракеты Циолковского:

{displaystyle Delta v = v_ {e} ln left ({frac {M + P} {P}} ight).}

По историческим причинам, как обсуждалось выше, ${displaystyle v_ {e}}$ иногда пишется как

{displaystyle v_ {e} = I_ {ext {sp}} g_ {0}}

куда ${displaystyle I_ {ext {sp}}}$ это удельный импульс ракеты в секундах, и ${displaystyle g_ {0}}$ это гравитационное ускорение на уровне моря.

Для миссии с высоким дельта-v большая часть массы космического корабля должна составлять реактивную массу. Поскольку ракета должна нести всю свою реакционную массу, большая часть первоначально израсходованной реакционной массы идет на ускорение реакционной массы, а не на полезную нагрузку. Если у ракеты есть полезная нагрузка массой п, космическому аппарату необходимо изменить свою скорость на ${displaystyle Delta v}$ , а ракетный двигатель имеет скорость истечения v_е, то реакционная масса M которое необходимо, можно рассчитать, используя уравнение ракеты и формулу для ${displaystyle I_ {ext {sp}}}$ :

{displaystyle M = Pleft (e ^ {frac {Delta v} {v_ {e}}} - 1ight).}

За ${displaystyle Delta v}$ намного меньше чем v_е, это уравнение примерно линейный, и требуется небольшая реакционная масса. Если ${displaystyle Delta v}$ сопоставимо с v_е, то топлива должно быть примерно вдвое больше, чем вместе взятой полезной нагрузки и конструкции (включая двигатели, топливные баки и т. д.). Помимо этого, рост идет по экспоненте; скорости, намного превышающие скорость выхлопа, требуют очень высокого отношения массы топлива к полезной нагрузке и массе конструкции.

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

Некоторые эффекты, такие как Эффект Оберта могут существенно использоваться только двигателями большой тяги, такими как ракеты; то есть двигатели, которые могут производить перегрузка (тяга на единицу массы, равная дельта-v в единицу времени).

Использование мощности и тяговая эффективность

Для всех двигатели реакции (например, в ракетах и ионных двигателях) некоторая энергия должна идти на ускорение реакционной массы. Каждый двигатель будет тратить немного энергии, но даже при условии 100% эффективности, чтобы ускорить выхлоп, двигателю потребуется энергия в размере

{displaystyle {frac {1} {2}} {точка {m}} v_ {e} ^ {2}}

^[13]

Эта энергия не обязательно теряется - часть ее обычно превращается в кинетическую энергию транспортного средства, а остальная часть тратится на остаточное движение выхлопных газов.

Из-за энергии, уносимой в выхлопе, энергоэффективность реактивного двигателя изменяется в зависимости от скорости выхлопа относительно скорости транспортного средства, это называется тяговая эффективность

Сравнение уравнения ракеты (которое показывает, сколько энергии заканчивается в конечном транспортном средстве) и приведенного выше уравнения (которое показывает общую требуемую энергию) показывает, что даже при 100% КПД двигателя, конечно, не вся поставляемая энергия попадает в транспортное средство - некоторые его, а на самом деле обычно большая его часть, оказывается кинетической энергией выхлопа.

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

если ${displaystyle I_ {ext {sp}}}$ фиксировано, для миссии delta-v есть особый ${displaystyle I_ {ext {sp}}}$ что сводит к минимуму общую энергию, используемую ракетой. Это приводит к скорости истечения примерно ⅔ дельта-v миссии (см. энергия, вычисленная 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 времени она была равна скорости транспортного средства и была противоположна ей, то достигается абсолютное минимальное потребление энергии. Когда это достигается, выхлоп останавливается в космосе. ^[2] 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 диски (например, ВАСИМР или же безэлектродный плазменный двигатель ) действительно могут существенно изменить 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. Предлагаемый ион и плазма приводы обычно имеют скорость выхлопа намного выше идеальной (в случае VASIMR самая низкая заявленная скорость составляет около 15000 м / с по сравнению с дельта-v миссии с высокой околоземной орбиты на Марс около 4000 РС ).

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

Ибо хотя солнечная энергия и ядерная энергия - практически неограниченные источники энергия, максимум мощность они могут поставлять по существу пропорционально 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 ${displaystyle v_ {e}}$ что желательно для экономии массы пороха, оказывается, что максимальное ускорение обратно пропорционально ${displaystyle v_ {e}}$ . Следовательно, время для достижения требуемой дельта-v пропорционально ${displaystyle v_ {e}}$ . При этом последний не должен быть слишком большим.

Энергия

График мгновенного тягового КПД (синий) и общего КПД для транспортного средства, ускоряющегося из состояния покоя (красный) в процентах от КПД двигателя

В идеальном случае ${displaystyle m_ {1}}$ полезная нагрузка и ${displaystyle m_ {0} -m_ {1}}$ реакционная масса (соответствует пустым резервуарам без массы и т. д.). Требуемая энергия может быть просто вычислена как

{displaystyle {frac {1} {2}} (m_ {0} -m_ {1}) v_ {ext {e}} ^ {2}}

Это соответствует кинетической энергии, которую выбрасываемая реакционная масса имела бы при скорости, равной скорости выхлопа. Если бы реактивная масса должна была быть ускорена с нулевой скорости до скорости выхлопа, вся произведенная энергия ушла бы в реакционную массу, и ничего не осталось бы для получения кинетической энергии ракетой и полезной нагрузкой. Однако, если ракета уже движется и ускоряется (реакционная масса выбрасывается в направлении, противоположном направлению движения ракеты), к реакционной массе добавляется меньшая кинетическая энергия. Чтобы убедиться в этом, если, например, ${displaystyle v_ {e}}$ = 10 км / с и скорость ракеты составляет 3 км / с, тогда скорость небольшого количества израсходованной реактивной массы изменяется с 3 км / с вперед до 7 км / с назад. Таким образом, хотя требуемая 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 целом:

{displaystyle dleft ({frac {1} {2}} v ^ {2} ight) = vdv = vv_ {ext {e}} {frac {dm} {m}} = {frac {1} {2}} left [v_ {ext {e}} ^ {2} -left (v-v_ {ext {e}} ight) ^ {2} + v ^ {2} ight] {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 равен энергии, произведенной топливом, за вычетом выигрыша в энергии реакции. масса. Чем больше скорость ракеты, тем меньше выигрыш в энергии реакционной массы; если скорость ракеты превышает половину скорости истечения, реакционная масса даже теряет энергию при выталкивании в пользу увеличения энергии ракеты; чем больше скорость ракеты, тем больше потери энергии реакционной массой.

У нас есть

{displaystyle Delta epsilon = int v, d (Delta v)}

куда ${displaystyle epsilon}$ - удельная энергия ракеты (потенциальная плюс кинетическая энергия) и ${displaystyle Delta v}$ это отдельная переменная, а не просто изменение ${displaystyle v}$ . В случае использования ракеты для замедления; т.е. выбрасывая реакционную массу в направлении скорости, ${displaystyle v}$ следует считать отрицательным.

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

Если энергия производится самой массой, как в химической ракете, стоимость топлива должно быть ${displaystyle scriptstyle {v_ {ext {e}} ^ {2} / 2}}$ , где в качестве топлива необходимо также учитывать массу окислителя. Типичное значение ${displaystyle v_ {ext {e}}}$ = 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 ${displaystyle E}$ является

{displaystyle E = {frac {1} {2}} m_ {1} left (e ^ {frac {Delta v} {v_ {ext {e}}}} - 1ight) v_ {ext {e}} ^ {2 }}

Выводы:

за ${displaystyle Delta vll v_ {e}}$ у нас есть ${displaystyle Eapprox {frac {1} {2}} m_ {1} v_ {ext {e}} Delta v}$
для данного ${displaystyle Delta v}$ , минимальная энергия нужна, если ${displaystyle v_ {ext {e}} = 0,6275Delta v}$ , требуя энергии

{displaystyle E = 0,772 м_ {1} (Delta v) ^ {2}}

.

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

Эти результаты относятся к фиксированной скорости выхлопа.

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

Кроме того, для данной цели, такой как переход с одной орбиты на другую, требуется ${displaystyle Delta v}$ может сильно зависеть от скорости, с которой двигатель может производить ${displaystyle Delta v}$ и маневры могут быть даже невозможны, если эта скорость слишком низкая. Например, запуск в Низкая околоземная орбита (LEO) обычно требует ${displaystyle Delta v}$ ок. 9,5 км / с (в основном для достижения скорости), но если двигатель может производить ${displaystyle Delta v}$ со скоростью чуть больше, чем грамм, это будет медленный запуск, требующий в целом очень большого ${displaystyle Delta v}$ (подумайте о зависании без увеличения скорости или высоты, это будет стоить ${displaystyle Delta v}$ 9,8 м / с каждую секунду). Если возможная ставка только ${displaystyle g}$ или меньше маневр вообще не может быть выполнен с этим двигателем.

В мощность дан кем-то

{displaystyle P = {frac {1} {2}} mav_ {ext {e}} = {frac {1} {2}} Fv_ {ext {e}}}

куда ${displaystyle F}$ это тяга и ${displaystyle a}$ ускорение из-за этого. Таким образом, теоретически возможная тяга на единицу мощности равна 2, деленному на удельный импульс в м / с. В эффективность тяги это фактическая тяга в процентах от этого.

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

за ${displaystyle Delta vll v_ {ext {e}}}$ у нас есть ${displaystyle tapprox {frac {mv_ {ext {e}} Delta v} {2P}}}$

Примеры:

мощность, 1000 W; масса, 100 кг; ${displaystyle Delta v}$ = 5 км / с, ${displaystyle v_ {ext {e}}}$ = 16 км / с, занимает 1,5 месяца.
мощность, 1000 W; масса, 100 кг; ${displaystyle Delta v}$ = 5 км / с, ${displaystyle v_ {ext {e}}}$ = 50 км / с, занимает 5 месяцев.

Таким образом ${displaystyle v_ {ext {e}}}$ не должно быть слишком большим.

Соотношение мощности и тяги

Соотношение мощности и тяги просто:^[13]

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

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

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

Пример

Предположим, на Марс будет отправлен космический зонд массой 10 000 кг. Требуемый ${displaystyle Delta v}$ из ЛЕО составляет примерно 3000 м / с, используя Переходная орбита Хомана. В качестве аргумента предположим, что можно использовать следующие двигатели:

Двигатель	Эффективный выхлоп скорость (км / с)	Специфический импульс (s)	Масса, топливо (кг)	Энергия требуется (ГДж)	Удельная энергия, пропеллент (Дж / кг)	Минимум^[а] мощность / тяга	Генератор энергии масса / тяга^[b]
Твердая ракета	1	100	190,000	95	500×10³	0,5 кВт / Н	Нет данных
Двухкомпонентная ракета	5	500	8,200	103	12.6×10⁶	2,5 кВт / Н	Нет данных
Ионный двигатель	50	5,000	620	775	1.25×10⁹	25 кВт / Н	25 кг / Н

^ Предполагая 100% энергетический КПД; На практике более типично 50%.
^ Предполагается удельная мощность 1 кВт / кг.

Обратите внимание, что более экономичные двигатели могут потреблять гораздо 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 несколькими теоретическими электрическими приводами, двигатель должен быть снабжен мощностью от одной до нескольких гигаватт, что эквивалентно крупной столичной генерирующая станция. Из таблицы видно, что это явно непрактично с текущими источниками питания.

Альтернативные подходы включают некоторые формы лазерная тяга, где реакционная масса не обеспечивает энергию, необходимую для его ускорения, вместо этого энергия поступает от внешнего лазера или другого силовая установка с лучевым приводом система. Небольшие модели некоторых из этих концепций были запущены, хотя инженерные проблемы сложны, а наземные энергосистемы не являются решенной проблемой.

Вместо этого может быть включен гораздо меньший и менее мощный генератор, который потребует гораздо больше времени для выработки всей необходимой 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, потребовалось СМАРТ-1 чтобы добраться до Луны, потребуется больше года, тогда как с химической ракетой требуется несколько дней. Поскольку ионному двигателю требуется гораздо меньше топлива, общая начальная масса обычно ниже, что обычно приводит к снижению общих затрат, но путешествие занимает больше времени.

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

Ракетные двигатели

SpaceX с Двигатель пустельги проверено

Большинство ракетных двигателей внутреннее сгорание тепловые двигатели (хотя существуют негорючие формы). Ракетные двигатели обычно производят высокотемпературную реакционную массу в виде горячего газа. Это достигается сжиганием твердого, жидкого или газообразного топлива с окислителем в камере сгорания. Затем очень горячий газ выходит за счет высокой степени расширения. сопло. Это колоколообразное сопло придает ракетному двигателю характерную форму. Эффект сопла заключается в резком ускорении массы, преобразовании большей части тепловой энергии в кинетическую. Обычно скорость выхлопа в 10 раз превышает скорость звука на уровне моря.

Ракетные двигатели обеспечивают, по сути, самую высокую удельную мощность и высокую удельную тягу среди всех двигателей, используемых для приведения в движение космических кораблей.

Ракеты с ионной силовой установкой могут нагревать плазму или заряженный газ внутри магнитная бутылка и отпустите его через магнитное сопло, так что никакие твердые вещества не должны контактировать с плазмой. Конечно, механизмы для этого сложны, но исследования термоядерная реакция разработал методы, некоторые из которых были предложены для использования в двигательных установках, а некоторые были испытаны в лаборатории.

Видеть ракетный двигатель для 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 динамика жидкостей для ускорения реакционной массы до высоких скоростей существует множество методов, использующих электростатические или электромагнитный заставляет непосредственно ускорять реакционную массу. Обычно реакционная масса представляет собой поток ионы. Такой двигатель обычно использует электроэнергию, сначала для ионизации атомов, а затем для создания градиента напряжения для ускорения ионов до высоких скоростей выхлопа.

Идея электродвигателя возникла в 1906 году, когда Роберт Годдард рассматривал возможность в своей личной записной книжке.^[14]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 топлива.

Для некоторых миссий, особенно достаточно близко к Солнцу, солнечная энергия может быть достаточно, и он очень часто использовался, но для других, находящихся дальше или с большей мощностью, ядерная энергия необходима; двигатели, получающие энергию от ядерного источника, называются ядерные электрические ракеты.

С любым текущим источником электроэнергии, химическим, ядерным или солнечным, максимальное количество энергии, которое может быть произведено, ограничивает количество тяги, которое может быть произведено, до небольшого значения. Выработка энергии значительно увеличивает массу космического корабля, и, в конечном итоге, вес источника питания ограничивает его характеристики.

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

Холловское подруливающее устройство мощностью 6 кВт работает на НАСА Лаборатория реактивного движения.

Некоторые электромагнитные методы:

Ионные двигатели (сначала ускоряют ионы, а затем нейтрализуют ионный пучок потоком электронов, испускаемым из катода, называемого нейтрализатором)
Электротермические двигатели (электромагнитные поля используются для генерации плазмы для увеличения высокая температура объемного топлива, тепловая энергия, сообщаемая газу-ракетному топливу, затем преобразуется в кинетическую энергию посредством сопло конструкции из физического материала или с помощью магнитных средств)
Электромагнитные двигатели (ионы ускоряются Лоренц Форс или из-за воздействия электромагнитных полей, когда электрическое поле направлено не в направлении ускорения)
Массовые драйверы (для движения)

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

Без внутренней реакционной массы

Исследование НАСА солнечного паруса. Парус будет шириной полкилометра.

В закон сохранения из импульс обычно подразумевается, что любой двигатель, не использующий реактивную массу, не может ускорять центр масс космического корабля (с другой стороны, изменение ориентации возможно). Но космос не пуст, особенно пространство внутри Солнечной системы; есть гравитационные поля, магнитные поля, электромагнитные волны, Солнечный ветер и солнечная радиация. В частности, известно, что электромагнитные волны содержат импульс, несмотря на отсутствие массы; в частности, плотность потока импульса п электромагнитной волны в 1 / c ^ 2 раза больше Вектор Пойнтинга S, т.е. п = S/ c ^ 2, где c - скорость света. Полевое движение Таким образом, методы, которые не полагаются на реакционную массу, должны попытаться воспользоваться этим фактом путем взаимодействия с несущим импульс полем, таким как электромагнитная волна, которая существует поблизости от летательного аппарата. Однако, поскольку многие из этих явлений носят диффузный характер, соответствующие силовые установки должны быть пропорционально большими.^{[оригинальное исследование? ]}

Есть несколько различных космических двигателей, для работы которых требуется небольшая реактивная масса или вообще не требуется ее. А тросовый двигатель В системе используется длинный кабель с высокой прочностью на разрыв для изменения орбиты космического корабля, например, путем взаимодействия с магнитным полем планеты или путем обмена импульсом с другим объектом.^[15] Солнечные паруса полагаться на радиационное давление от электромагнитной энергии, но для их эффективного функционирования требуется большая поверхность сбора. В магнитный парус отклоняет заряженные частицы от Солнечный ветер магнитным полем, тем самым сообщая космическому кораблю импульс. Вариант - это мини-магнитосферный плазменный двигатель система, которая использует небольшое облако плазмы, удерживаемое в магнитном поле, для отклонения заряженных частиц Солнца. An Электронный парус будет использовать очень тонкие и легкие провода, удерживающие электрический заряд, чтобы отклонять эти частицы, и может иметь более контролируемую направленность.

В качестве доказательства концепции НаноПарус-D стал первым наноспутником на орбите земной шар.^[16] 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.^[17]Cubesail станет первой миссией, которая продемонстрирует солнечное плавание на низкой околоземной орбите, и первой миссией, которая продемонстрирует полное трехосное управление ориентацией солнечного паруса.^[18]

Япония также запустила собственный космический корабль на солнечном парусе. ИКАРОС в мае 2010 г. ИКАРОС успешно продемонстрировал тягу и наведение и продолжает летать по сей день.

Спутник или другой космический аппарат подлежит закон сохранения момента количества движения, который удерживает тело от чистое изменение в угловая скорость. Таким образом, чтобы автомобиль мог изменить свое относительная ориентация без расхода реактивной массы другая часть автомобиля может вращаться в противоположном направлении. Неконсервативные внешние силы, в первую очередь гравитационные и атмосферные, могут вносить до нескольких градусов в день в угловой момент,^[19] поэтому вторичные системы предназначены для «отвода» нежелательной энергии вращения, накопленной с течением времени. Соответственно, многие космические аппараты используют колеса реакции или же гироскопы контрольного момента управлять ориентацией в пространстве.^[20]

А гравитационная рогатка может нести Космический зонд далее по другим направлениям без потери реактивной массы. Используя гравитационную энергию других небесных объектов, космический корабль может собирать кинетическую энергию.^[21] Однако еще больше энергии можно получить от гравитационного ассистента, если используются ракеты.

Силовая установка с лучевым приводом еще один метод движения без реактивной массы. Балочная силовая установка включает паруса, толкаемые лазер, микроволновое излучение или пучки частиц.

Планетарная и атмосферная двигательная установка

Успешное доказательство концепции Лайткрафт test, подмножество силовая установка с лучевым приводом.

Механизмы помощи при запуске

Было предложено много идей для механизмов помощи при запуске, которые могут значительно снизить стоимость выхода на орбиту. Предложил неракетный запуск в космос Механизмы помощи при запуске включают:

Skyhook (требуется суборбитальная ракета-носитель многоразового использования, что технически невозможно с использованием имеющихся в настоящее время материалов)
Космический лифт (Трос с поверхности Земли на геостационарную орбиту, не может быть построен из существующих материалов)
Цикл запуска (очень быстро замкнутая вращающаяся петля высотой около 80 км)
Космический фонтан (очень высокое здание, поддерживаемое потоком масс, выпущенных с его основания)
Орбитальное кольцо (кольцо вокруг Земли со спицами, свисающими с подшипников)
Электромагнитная катапульта (рельсотрон, койлган ) (электрическая пушка)
Запуск ракетных санок
Космическая пушка (Проект HARP, плунжерный ускоритель ) (химический пистолет)
Силовая установка с лучевым приводом ракеты и реактивные самолеты, приводимые в движение с земли через луч
Высотные платформы помочь на начальном этапе

Воздушные двигатели

Исследования обычно показывают, что обычные воздушно-реактивные двигатели, такие как ПВРД или же турбореактивные двигатели в основном слишком тяжелые (имеют слишком низкое соотношение тяги к массе), чтобы обеспечить значительное улучшение характеристик при установке на самой ракете-носителе. Однако ракеты-носители могут быть запущен в воздух от отдельных лифтов (например, В-29, Ракета Пегас и Белый рыцарь ), которые действительно используют такие силовые установки. Реактивные двигатели, установленные на пусковой планке, также могли использоваться.

С другой стороны, были предложены очень легкие или очень быстроходные двигатели, которые используют воздух во время подъема:

САБРА - легкий турбореактивный двигатель на водороде с предварительным охладителем^[22]
ATREX - легкий турбореактивный двигатель на водороде с предварительным охладителем^[23]
Двигатель с жидкостным воздушным циклом - водородный реактивный двигатель, который сжижает воздух перед сжиганием в ракетном двигателе.
Scramjet - реактивные двигатели, использующие сверхзвуковое сгорание
Шкрамджет - аналогично ГПВРД, однако в нем используются ударные волны, создаваемые летательным аппаратом в камере сгорания, для повышения общей эффективности.

Обычные ракеты-носители летают почти вертикально, прежде чем перевернуться на высоте нескольких десятков километров перед тем, как полететь боком на орбиту; этот начальный вертикальный набор высоты тратит топливо, но он оптимален, поскольку значительно снижает аэродинамическое сопротивление. Двигатели с воздушным дыханием сжигают топливо намного более эффективно, и это позволит получить гораздо более плоскую траекторию запуска, транспортные средства обычно летят приблизительно по касательной к поверхности Земли, пока не покинут атмосферу, а затем выполняют сжигание ракеты, чтобы преодолеть последний дельта-v к орбитальной скорости.

Для космических аппаратов, уже находящихся на очень низкой орбите, воздушно-реактивный двигатель будет использовать остаточные газы в верхних слоях атмосферы в качестве топлива. Электродвигатель с воздушным движением может сделать возможным на Земле новый класс долгоживущих низкоорбитальных миссий. Марс или же Венера.^[24]^[25]

Планетарный заход и посадка

Тестовая версия системы подушек безопасности MARS Pathfinder

Когда аппарат должен выйти на орбиту вокруг своей планеты назначения или когда он должен приземлиться, он должен отрегулировать свою скорость. Это можно сделать, используя все перечисленные выше методы (при условии, что они могут генерировать достаточно высокую тягу), но есть несколько методов, которые могут использовать преимущества планетарных атмосфер и / или поверхностей.

Аэробрейкинг позволяет космическому аппарату снижать высшую точку эллиптической орбиты за счет повторяющихся соприкосновений с атмосферой в нижней точке орбиты. Это может сэкономить значительное количество топлива, потому что для выхода на эллиптическую орбиту требуется гораздо меньше дельта-V по сравнению с низкой круговой орбитой. Поскольку торможение происходит на многих орбитах, нагрев сравнительно невелик, и тепловой экран не требуется. Это было сделано в нескольких марсианских миссиях, таких как Mars Global Surveyor, 2001 Марс Одиссея, и Марсианский разведывательный орбитальный аппарат, и хотя бы одна миссия на Венеру, Магеллан.
Захват это гораздо более агрессивный маневр, преобразовывающий входящую гиперболическую орбиту в эллиптическую за один проход. Для этого требуется тепловой экран и гораздо более сложная навигация, потому что это должно быть выполнено за один проход через атмосферу, и в отличие от аэродинамического торможения предварительный просмотр атмосферы невозможен. Если намерение состоит в том, чтобы оставаться на орбите, то после аэрозахвата требуется как минимум еще один движущий маневр - в противном случае нижняя точка полученной орбиты останется в атмосфере, что в конечном итоге приведет к возвращению в атмосферу. Аэрозахват еще не был опробован в планетарной миссии, но повторный вход пропустить к Зонд 6 и Зонд 7 после возвращения на Луну это были маневры с воздушным захватом, потому что они превратили гиперболическую орбиту в эллиптическую. В этих миссиях, поскольку не было попытки поднять перигей после аэрозахвата, полученная орбита все еще пересекала атмосферу, и повторный вход в атмосферу происходил в следующем перигее.
А баллют это надувное устройство.
Парашюты может посадить зонд на планету или луну с атмосферой, обычно после того, как атмосфера сбросила большую часть скорости, используя тепловой экран.
Подушки безопасности может смягчить финальную посадку.
Литобаркинг, или остановка при ударе о поверхность 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 приводится краткое изложение некоторых наиболее популярных и проверенных технологий, за которыми следуют все более спекулятивные методы.

Показаны четыре числа. Первый - это эффективная скорость истечения: 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. Тем не мение:

если дельта-v намного больше, чем скорость выхлопа, то необходимо непомерное количество топлива (см. раздел о расчетах 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 занимает пропорционально больше времени

Вторая и третья - это типичные значения тяги и типичное время работы метода. Вне гравитационного потенциала небольшое количество тяги, приложенное в течение длительного периода, даст тот же эффект, что и большая тяга в течение короткого периода. (Этот результат неприменим, если объект находится под значительным влиянием силы тяжести.)

Четвертый - это максимальная дельта-v, которую может дать эта техника (без постановки). Для ракетных двигательных установок это функция массовой доли и скорости истечения. Массовая доля ракетоподобных систем обычно ограничивается массой силовой установки и массой бака. Чтобы система достигла этого предела, обычно полезная нагрузка должна составлять незначительный процент от транспортного средства, поэтому практический предел для некоторых систем может быть намного ниже.

Способы движения
Метод	Эффективный выхлоп скорость (км / с)	Толкать (N)	Стрельба продолжительность	Максимум дельта-v (км / с)	Технологии уровень готовности
Ракета на твердом топливе	<2.5	<10⁷	Минуты	7	9: Проверено полетом
Гибридная ракета	<4		Минуты	>3	9: Проверено полетом
Монотопливная ракета	1 – 3^[26]	0.1 – 400^[26]	Миллисекунды - минуты	3	9: Проверено полетом
Жидкостная ракета	<4.4	<10⁷	Минуты	9	9: Проверено полетом
Электростатический ионный двигатель	15 – 210^[27]^{[требуется полная цитата ]}		Месяцы - годы	>100	9: Проверено полетом
Подруливающее устройство на эффекте Холла (HET)	До 50^[28]		Месяцы - годы	>100	9: Проверено полетом^[29]
Ракета Resistojet	2 – 6	10⁻² – 10	Минуты	?	8: Допущен к полету^[30]
Ракета Arcjet	4 – 16	10⁻² – 10	Минуты	?	8: Допущен к полету^{[нужна цитата ]}
Автоэлектронная эмиссия электрическая тяга (FEEP)	100^[31] – 130	10⁻⁶ – 10⁻³^[31]	Месяцы - годы	?	8: Допущен к полету^[31]
Импульсный плазменный двигатель (PPT)	20	0.1	80 - 400 дней	?	7: Прототип продемонстрирован в космосе
Ракета с двухрежимной силовой установкой	1 – 4.7	0.1 – 10⁷	Миллисекунды - минуты	3 – 9	7: Прототип продемонстрирован в космосе
Солнечные паруса	299792, свет	9 / км² в 1 Австралия 230 / км² в 0,2 AU 10⁻¹⁰/ км² в 4 лы	Неопределенный	>40	9.Проверенный полет с контролем положения с легким давлением 6. В космосе продемонстрировано только развертывание 5: Легкий парус, проверенный в среднем вакууме
Трехкомпонентная ракета	2.5 – 5.3^{[нужна цитата ]}	0.1 – 10⁷^{[нужна цитата ]}	Минуты	9	6: Прототип продемонстрирован на земле^[32]
Магнитоплазмодинамический подруливающее устройство (MPD)	20 – 100	100	Недели	?	6: Модель, 1 кВт продемонстрирована в космосе^[33]
Ядерно-тепловая ракета	9^[34]	10⁷^[34]	Минуты^[34]	>20	6: Прототип продемонстрирован на земле
Пропульсивный массовые водители	0 – 30	10⁴ – 10⁸	Месяцы	?	6: Модель, 32 МДж продемонстрирована на земле
Тросовая тяга	Нет данных	1 – 10¹²	Минуты	7	6: Модель, 31,7 км продемонстрирована в космосе^[35]
Ракета с воздушным усилением	5 – 6	0.1 – 10⁷	Секунды - минуты	>7?	6: Прототип продемонстрирован на земле^[36]^[37]
Жидкостно-воздушный двигатель	4.5	10³ – 10⁷	Секунды - минуты	?	6: Прототип продемонстрирован на земле
Импульсно-индуктивный двигатель (ЯМА)	10 – 80^[38]	20	Месяцы	?	5: Компонент подтвержден в вакууме^[38]
Переменный-удельный-импульс магнитоплазменная ракета (ВАСИМР)	10 – 300^{[нужна цитата ]}	40 – 1,200^{[нужна цитата ]}	Дни - месяцы	>100	5: Компонент, 200 кВт, подтвержден в вакууме
Осциллирующее магнитное поле усиленный двигатель	10 – 130	0.1 – 1	Дни - месяцы	>100	5: Компонент подтвержден в вакууме
Солнечно-тепловая ракета	7 – 12	1 – 100	Недели	>20	4: Компонент проверен в лаборатории^[39]
Радиоизотопная ракета	7 – 8^{[нужна цитата ]}	1.3 – 1.5	Месяцы	?	4: Компонент проверен в лаборатории
Ядерно-электрическая ракета	В качестве электродвигателя использован метод				4: Компонент, 400 кВт подтверждено в лаборатории
Орион проект (Ближайшее ядерная импульсная тяга)	20 – 100	10⁹ – 10¹²	Дней	30 – 60	3: Подтверждено, испытание концепции 900 кг^[40]^[41]
Космический лифт	Нет данных	Нет данных	Неопределенный	>12	3: Подтвержденное доказательство концепции
Двигатели реакции SABRE^[22]	30/4.5	0.1 – 10⁷	Минуты	9.4	3: Подтвержденное доказательство концепции
Электрические паруса	145 - 750, солнечный ветер	?	Неопределенный	>40	3: Подтвержденное доказательство концепции
Магнитные паруса	145 - 750, солнечный ветер	2/т^[42]	Неопределенный	?	3: Подтвержденное доказательство концепции
Мини-магнитосфера плазменный двигатель	200	1 / кВт	Месяцы	?	3: Подтвержденное доказательство концепции^[43]
С питанием от луча /лазер	Как метод движения с балкой				3: Подтверждено, 71 м доказательство концепции
Цикл запуска /орбитальное кольцо	Нет данных	10⁴	Минуты	11 – 30	2: Технологии концепция сформулирована
Ядерный импульсный двигатель (Проект Дедал ' водить машину)	20 – 1,000	10⁹ – 10¹²	Годы	15,000	2: Сформулирована технологическая концепция
Ракета-реактор с газовым сердечником	10 – 20	10³ – 10⁶	?	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Ядерная ракета с морской водой	100	10³ – 10⁷	Полчаса	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Деление паруса	?	?	?	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Осколочная ракета	15,000	?	?	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Ядерно-фотонная ракета	299,792	10⁻⁵ – 1	Годы - десятилетия	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Термоядерная ракета	100 – 1,000^{[нужна цитата ]}	?	?	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Катализируемый антивеществом ядерная импульсная тяга	200 – 4,000	?	Дни - недели	?	2: Сформулирована технологическая концепция
Ракета на антивеществе	10,000 – 100,000^{[нужна цитата ]}	?	?	?	2: Сформулирована технологическая концепция
ПВРД Bussard	2.2 – 20,000	?	Неопределенный	30,000	2: Сформулирована технологическая концепция
Паровой двигатель	?	?	?	?	4: Лаборатория компонентов и / или макетов утверждена. Ожидаемый TRL 5 в 2019 году.^[44]
Метод	Эффективный выхлоп скорость (км / с)	Толкать (N)	Стрельба продолжительность	Максимум дельта-v (км / с)	Технологии уровень готовности

Тестирование

Силовые установки космических кораблей часто сначала проходят статические испытания на поверхности Земли, в атмосфере, но для многих систем для полного испытания требуется вакуумная камера. Ракеты обычно испытывают в испытательная установка ракетных двигателей вдали от жилья и других построек по соображениям безопасности. Ионные приводы намного менее опасны и требуют гораздо менее строгих мер безопасности, обычно требуется только большая вакуумная камера.

Известные места проведения статических испытаний можно найти на Ракетные наземные испытательные комплексы

Некоторые системы не могут быть должным образом испытаны на земле, и испытательные запуски могут быть выполнены на Место запуска ракеты.

Спекулятивные методы

Художественная концепция конструкции варп-двигателя

Было рассмотрено множество гипотетических методов движения, которые требуют более глубокого понимания свойств пространства, в частности инерциальные системы отсчета и состояние вакуума. На сегодняшний день такие методы весьма умозрительны и включают:

Оценка НАСА его Прорывная программа по физике силовых установок делит такие предложения на те, которые нежизнеспособны для двигательных целей, те, которые имеют неопределенный потенциал, и те, которые не являются невозможными в соответствии с текущими теориями.^[45]

Смотрите также

Примечания

^ Когда вещи движутся по орбитам и ничто не остается на месте, вполне разумно задать вопрос: стационарно относительно чего? Ответ заключается в том, чтобы энергия была равна нулю (и в отсутствие силы тяжести, что несколько усложняет проблему), выхлоп должен останавливаться относительно исходный движение ракеты до включения двигателей. Можно проводить расчеты из других систем отсчета, но необходимо учитывать кинетическую энергию выхлопных газов и топлива. В механике Ньютона начальное положение ракеты - это центр масс кадра для ракеты / топлива / выхлопа и имеет минимальную энергию любого каркаса.

внешняя ссылка

[14] Предполагая 100% энергетический КПД; На практике более типично 50%.

[15] Предполагается удельная мощность 1 кВт / кг.

[3] Когда вещи движутся по орбитам и ничто не остается на месте, вполне разумно задать вопрос: стационарно относительно чего? Ответ заключается в том, чтобы энергия была равна нулю (и в отсутствие силы тяжести, что несколько усложняет проблему), выхлоп должен останавливаться относительно исходный движение ракеты до включения двигателей. Можно проводить расчеты из других систем отсчета, но необходимо учитывать кинетическую энергию выхлопных газов и топлива. В механике Ньютона начальное положение ракеты - это центр масс кадра для ракеты / топлива / выхлопа и имеет минимальную энергию любого каркаса.

[1] Hess, M .; Мартин, К. К .; Рачул, Л. Дж. (7 февраля 2002 г.). "Двигатели сначала точно направляют спутник EO-1 в космос". НАСА. Архивировано из оригинал на 2007-12-06. Получено 2007-07-30.

[2] Филлипс, Тони (30 мая 2000 г.). "Солар С'Морес". НАСА. Архивировано из оригинал 19 июня 2000 г.. Получено 2007-07-30.

[3] Олсен, Кэрри (21 сентября 1995 г.). "Переезд Хомана и смена самолета". НАСА. Архивировано из оригинал на 2007-07-15. Получено 2007-07-30.

[4] Персонал (24 апреля 2007 г.). «Межпланетный круиз». 2001 Марс Одиссея. НАСА. Архивировано из оригинал 2 августа 2007 г.. Получено 2007-07-30.

[5] Дуди, Дэйв (7 февраля 2002 г.). «Глава 4. Межпланетные траектории». Основы космического полета. Лаборатория реактивного движения НАСА. Архивировано из оригинал 17 июля 2007 г.. Получено 2007-07-30.

[6] Хоффман, С. (20–22 августа 1984 г.). «Сравнение аэротормозных и аэрозащитных аппаратов для межпланетных полетов». AIAA и AAS, Конференция по астродинамике. Сиэтл, Вашингтон: Американский институт аэронавтики и астронавтики. стр.25 с. Архивировано из оригинал 27 сентября 2007 г.. Получено 2007-07-31.

[7] Анонимный (2007). «Основные факты о космосе 1 и солнечном плавании». Планетарное общество. Архивировано из оригинал 3 июля 2007 г.. Получено 2007-07-26.

[8] Ралс, Чак (7 декабря 2005 г.). "Межзвездный космический полет: возможно ли?". Physorg.com. Получено 2007-07-31.

[9] Зобель, Эдвард А. (2006). "Краткое изложение вводных уравнений импульса". Zona Land. Архивировано из оригинал 27 сентября 2007 г.. Получено 2007-08-02.

[10] "Двигатели ксенон-ионной двигательной установки (XIPS)" (PDF). L3 Technologies. Архивировано из оригинал (PDF) 17 апреля 2018 г.. Получено 16 марта 2019.

[11] "Семейство двигателей на химическом топливе" (PDF). Ариан Групп. Получено 16 марта 2019.

[beginners_guide-12] а ^б Бенсон, Том. «Экскурсии: Руководство по ракетам для новичков». НАСА. Получено 2007-08-02.

[sutton1-13] а ^б уравнение 19-1 Элементы силовой установки ракеты 7-е издание - Саттон

[choueiri-16] Choueiri, Эдгар Ю. (2004). «Критическая история электрического движения: первые 50 лет (1906–1956)». Журнал движения и мощности. 20 (2): 193–203. CiteSeerX 10.1.1.573.8519. Дои:10.2514/1.9245.

[17] Драхлис, Дэйв (24 октября 2002 г.). «НАСА призывает промышленность и научные круги к инновациям в космических силовых установках». НАСА. Архивировано из оригинал 6 декабря 2007 г.. Получено 2007-07-26.

[18] ttp://www.nasa.gov/mission_pages/tdm/solarsail. Отсутствует или пусто | название = (помощь)

[19] ttps://www.nasa.gov/mission_pages/tdm/solarsail/index.html. Отсутствует или пусто | название = (помощь)

[20] «Управление космическим аппаратом». Университет Суррея. Получено 8 августа 2015.

[21] Кинг-Хеле, Десмонд (1987). Спутниковые орбиты в атмосфере: теория и применение. Springer. п. 6. ISBN 978-0-216-92252-5.

[22] Tsiotras, P .; Shen, H .; Холл, К. Д. (2001). «Спутниковое управление ориентацией и отслеживание мощности с помощью колес энергии / импульса» (PDF). Журнал наведения, управления и динамики. 43 (1): 23–34. Bibcode:2001JGCD ... 24 ... 23 т. CiteSeerX 10.1.1.486.3386. Дои:10.2514/2.4705. ISSN 0731-5090.

[23] Dykla, J. J .; Cacioppo, R .; Гангопадхьяя, А. (2004). «Гравитационная рогатка». Американский журнал физики. 72 (5): 619–000. Bibcode:2004AmJPh..72..619D. Дои:10.1119/1.1621032.

[SABRE-24] а ^б Анонимный (2006). "Паровозик" Сабля ". Reaction Engines Ltd. Архивировано с оригинал на 2007-02-22. Получено 2007-07-26.

[25] Harada, K .; Tanatsugu, N .; Сато, Т. (1997). «Исследование развития двигателя ATREX». Acta Astronautica. 41 (12): 851–862. Bibcode:1997AcAau..41..851T. Дои:10.1016 / S0094-5765 (97) 00176-8.

[26] «Впервые в мире запускается воздушно-реактивный двигатель». Космическая техника и технологии. Европейское космическое агентство. 5 марта 2018 г.. Получено 7 марта 2018.

[27] Эскизный проект воздушно-воздушной электродвигательной установки. В архиве 2017-04-04 в Wayback Machine. (PDF). 30-й Международный симпозиум по космической технике и науке. 34-я Международная конференция по электрическому движению и 6-й симпозиум по наноспутникам. Хиого-Кобе, Япония, 4 июля 2015 года.

[:0-28] а ^б "Семейство двигателей на химическом топливе на одном топливе" (PDF). Ариан Групп. Получено 16 марта 2019.

[29] Портал ЕКА - ЕКА и АНУ совершают прорыв в космических силовых установках

[30] [1]

[31] Двигатели на эффекте Холла использовались на советских / российских спутниках на протяжении десятилетий.

[32] Ксеноновая резистивная двигательная установка для микроспутников (Космический центр Суррея, Университет Суррея, Гилфорд, Суррей)

[feep-33] а ^б ^c Альта - Космическая двигательная установка, системы и услуги - Электродвигательная установка с полевой эмиссией

[34] РД-701 В архиве 2010-02-10 на Wayback Machine

[35] переводчик Google

[rd0410-36] а ^б ^c РД-0410 В архиве 2009-04-08 на Wayback Machine

[Tether-37] Спутник молодых инженеров 2 В архиве 2003-02-10 на Wayback Machine

[38] Гном В архиве 2010-01-02 в Wayback Machine

[39] НАСА GTX В архиве 22 ноября 2008 г. Wayback Machine

[PIT-40] а ^б Импульсный индукционный двигатель PIT MKV

[41] Pratt & Whitney Rocketdyne выиграла контракт на 2,2 миллиона долларов на ракетный двигатель с солнечным тепловым движением (Пресс-релиз, 25 июня 2008 г., Pratt & Whitney Rocketdyne )^{[мертвая ссылка ]}

[42] «Операция Plumbbob». Июль 2003 г.. Получено 2006-07-31.

[43] Браунли, Роберт Р. (июнь 2002 г.). «Учимся сдерживать подземные ядерные взрывы». Получено 2006-07-31.

[44] PSFC / JA-05-26: Физика и технология осуществимости плазменных парусов, Журнал геофизических исследований, сентябрь 2005 г.

[45] MagBeam

[Honeybee_Spider_2018-46] Система извлечения воды паук. Робототехника Honeybee. 2018.

[47] Миллис, Марк (3–5 июня 2005 г.). «Оценка потенциальных достижений в двигательной установке» (PDF). Новые тенденции в астродинамике и приложениях II. Принстон, штат Нью-Джерси.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]

[11]

[12]

[13]

[2]

[а]

[b]

[14]

[15]

[16]

[17]

[18]

[19]

[20]

[21]

[22]

[23]

[24]

[25]

[26]

[27]

[28]

[29]

[30]

[31]

[32]

[33]

[34]

[35]

[36]

[37]

[38]

[39]

[40]

[41]

[42]

[43]

[44]

[45]