基本介紹
- 中文名：電火箭發動機
- 外文名：Electric Rocket Engine
發展歷程,組成結構,發動機分類,試驗套用情況,整體評價,
發展歷程
1906年美國R.H.戈達德提出用電能加速帶電粒子產生推力的構想，並於1916年進行了初步試驗。電火箭發動機的推力很小，不可能用它從地面發射任何有效載荷，因此一直未能進入實用階段。直到1957年第一顆人造地球衛星上天以後，電火箭發動機的研究才逐漸引起重視。1960年以後，蘇聯、美國研製出各種電火箭發動機，並進行了多次空間飛行試驗。中國和其他一些國家也相繼開展了電火箭發動機的研究和製造。已研製成功100多個不同類型、不同尺寸的發動機，使電火箭發動機進入了實用階段。
電火箭發動機
電火箭發動機隨著空間事業的不斷發展，人們對空間探測器和衛星的壽命提出了更高的要求。而電火箭具有高比沖、低推力、長壽命等優點，所以它特別適宜在長壽命衛星上使用。美國國家空間委員會把它列為未來50年空間六大關鍵技術之一。從本世紀六十年代起，歐美和日本等不少國家積極開展了這方面的工作。我國在六十年代末期也開展了這方面的研製工作。截止1986年，已召開了18屆國際電推進會議。
組成結構
電火箭發動機由電源、電源交換器、電源調節器、工質供應系統和電推力器組成。電源和電源交換器供給電能；電源調節器的功用是按預定程式起動發動機，並不斷調整電推力器的各種參數，使發動機始終處於規定的工作狀態，工質供應系統則是貯存工質和輸送工質，電推力器的作用是將電能轉換成工質的動能，使其產生高速噴氣流而產生推力。
發動機分類
電火箭發動機按工質加速方式可分為三種類型：電熱火箭發動機、靜電火箭發動機和電磁火箭發動機。
電熱火箭發動機
電熱火箭發動機利用電能加熱（電阻加熱或電弧加熱）工質(氫、胺、肼等），使其氣化，經噴管膨脹加速後，由噴口排出而產生推力。
電阻加熱方式的電熱火箭發動機，受金屬電熱絲熔點的限制（如鎢的熔點為3650K)，工質溫度一般低於3000K，所以比沖不可能提髙，一般在3000m/s左右。電弧加熱方式不受電熱絲熔點的影響，工質溫度可高達5000〜10000K，比沖可達6000〜16000m/s，但熱損失大，效率只有40%左右。電熱火箭發動機的推力一般為0.01〜0.1N。
靜電火箭發動機
靜電火箭發動機的工質（汞、銫、氫等）從貯箱輸入電離室被電離成離子，然後在電極的靜電場作用下加速成髙速離子流而產生推力。
發動機工質的中性粒子從儲箱輸出後進入電離室被分解為正、負離子，帶正電的離子在聚焦電極和加速電極靜電場的作用下被加速成離子射束。在出口處離子射束與中和器發射的電子耦合成中性的高速射流，噴射而產生推力。
靜電火箭發動機在理論上沒有受熱問題，比沖可高達85000〜200000m/s,效率也比較高。但在空間條件下，要保證出口離子束的穩定和中和，建立能可靠提供數萬伏電壓的電源，技術上還存在許多困難。
電磁火箭發動機
電磁火箭發動機是利用電磁場加速被電離工質（氫、氦、氬、鋰蒸氣等），在髙溫條件下電離成具有導電性的中性電漿。載流電漿在磁場的作用下產生洛倫茲力，使電漿加速噴出產生推力。
電磁火箭發動機有自身感應磁場和外加磁場2種構造形式，2種形式的工作原理相同，僅構造和性能有所差異。圖5-16為自身磁場式電磁發動機原理示意圖。電流從環形陽極流向中心圓柱形陰極，工質從燃燒室後部進入，隨機被電離加速。電漿內軸向電流分量Jz感應產生自身磁場B0和徑向電流分量Jz互相作用，產生軸向的洛倫茲力Fz使電漿加速產生推力，目前電磁火箭發動機的比沖可達50000〜250000m/s，推力5MN左右，效率25%左右。
試驗套用情況
靜電式電火箭發動機由於比沖最高，且在白瓦級（這是現行太陽能電池容易給出的功率）功耗下的效率又高，因而是世界各國發展的重點。進行過的著名實驗有8厘米電火箭發動機的15000小時循環壽命試驗。700系列30厘米電火箭發動機的10000小時壽命試驗。這兩個試驗都是在地面進行的。在空間進行的試驗有美國的“空間電火箭試驗Ⅰ號”衛星(SERT-Ⅰ)和日本的“工程試驗衛星Ⅰ號”（ETS-Ⅰ）。在SERT-Ⅰ上裝有兩台15厘米的汞離子發動機，它們在空間工作和貯存了11年之久，實際分別工作了7939和6665小時。在ETS-Ⅰ上裝有兩台5厘米的汞離子發動機，分別工作了53和220小時。這些試驗證明：①汞離子發動機在空間工作和在地面一樣具有長壽命和多次起動能力，性能幾乎不隨時間變化。②直接和間接推力測量表明，發動機在空間的推進性能與所預測的一樣，完全適於作衛星的位置保持、軌道轉移等任務。③從衛星的工作情況和太陽電池的衰減情況來看，汞離子發動機和衛星是相容的。④離子發動機工作時，衛星的表面電位被鉗制在較低值，因而兼有保護衛星的功能。
美國空軍在“林肯衛星”上進行過微牛頓級的聚四氟乙烯脈衝電漿電火箭發動機試驗。日本在技術試驗衛星4號”上進行過試驗。我國於1982年首次進行了脈衝電漿電火箭發動機的飛行試驗，其參數為：元衝量6.5mg、比沖2800m/s、功耗5W。蘇聯從60年代以來進行過多次電火箭發動機的飛行試驗。在“探測器2號”上裝有6台脈衝電漿電火箭發動機，用於衛星對太陽定向。在氣象衛星“流星”號上裝有2台穩態電漿電火箭發動機作衛星的實驗性修正系統。在電離層自動探測器“琥珀”1~1號上進行過以氬為工質的電子轟擊式離子電火箭發動機試驗。
美國已將電熱肼電火箭發動機安裝在“國際通訊衛星V號”上正式作為衛星的位置保持使用；還計畫將兩台8厘米汞離子電火箭發動機放在空軍的衛星上進行進一步實驗。西德的電火箭研究計畫已納入歐空局的“尤里卡”計畫，他們的感應式離子電火箭發動機RITA計畫在1990年後正式使用，截止到1990年，RITA的研究經費為6000萬美元；同時進行的RIT35於1993年投入使用。日本1986年初推出以汞為工質的5厘米和以氙為工質的12厘米離子發動機產品，生產廠“三菱電器公司”；平均功率為1kW的磁電漿（MPD)電火箭發動機由“石川島播重工業株式會社”生產。日本計畫：①80年代末把平均功率為1kW的MPD電火箭發動機用於月球極軌道飛行器上；②平均功率為2.5kW、5kW的MPD電火箭發動機於90年代初在空間站上進行試驗；③在2000年左右用MPD電火箭發動機作空間探測器的空間主推進火箭發動機；④以氙為工質的12厘米離子電火箭發動機於1992年在ETS-Ⅵ衛星上進行試驗；⑤以氙為工質的離子電火箭發動機於90年代初在空間站上進行實驗。我國的8厘米汞離子電火箭實驗性樣機於1986年9月通過鑑定。
電火箭發動機與原子火箭發動機比較
電火箭及原子火箭發動機無論是在比沖、排氣速度和有效負載上都比化學火箭優越得多。電火箭發動機是一種高比沖的火箭發動機。但是由於它的動力機械所占的重量很大，推力受到限制，因此它適合於作小推力的發動機。由於它可能承載比其他火箭更多的有效負載，所以電火箭發動機的實現，對於星際航行有很大的作用。但是我們也應看到電火箭發動機不管從基本觀論上或是試驗技術上，都不及原子發動機成，熟因而還需要等這些基本問題得到解決後，電火箭才能全面地實現。實際上這裡也不單是理論問題，就其實驗設備而言，也是龐大而複雜的：因為除了它需要有一個幾千以至上萬千瓦的原子能發電站及其相應的附屬和保護設備外，還需要有一套規模巨大而真空度又很高的真空系統，來創造模擬真實情況和電火箭所需要的特殊條件。因此，在基本實驗設備沒有解決以前，也難於對它展開系統而全面的研究。
整體評價
電火箭發動機克服了目前化學火箭發動機的能量限制，為星際探測和長壽命衛星提供了新的推進手段。但它的結構比化學火箭複雜，可靠性差，套用還不是很廣泛，僅適用於太空飛行器的姿態控制、位置保持。隨著科學技術的不斷發展，特別是超大規模積體電路的使用，將會大大簡化發動機電源，提髙整個發動機系統的可靠性。此外，太陽能電池轉換效率的不斷提高，也將為電火箭提供足夠的能源，電火箭發動機將可望廣泛地使用在衛星和空間站上。
