Электрические двигатели.Введение.

Электричество можно использовать для нагрева рабочего тела. Примером такого двигателя может служить ионный двигатель, в котором используются высоковольтная дуга для ионизации рабочего тела, например аргона или паров ртути, и электрическое поле для ускорения потока ионов. Принципиальным преимуществом таких двигателей является очень высокий удельный импульс (до 5000 с, в зависимости от конструкции двигателя и используемого рабочего тела). Тяга электрических двигателей очень мала и обычно находится в диапазоне от 0,02 до 0,03 Н. Электрические двигатели предназначаются для длительных космических полетов, когда за месяцы работы в условиях невесомости получается значительный суммарный прирост скорости. Электрические двигатели нашли также применение на геостационарных спутниках, где они обеспечивают постоянный небольшой импульс, достаточный для управления положением и сохранения орбиты. В других схемах электрических ракетных двигателей используются высокоэнергетическая плазма и магнитогидродинамический эффект.

В электрическом двигателе электрическая энергия (от солнечных батарей или ядерного реактора) используется для разгона рабочего ракетного вещества (ракетного топлива), чтобы оно имело намного более высокие скорости истечения (V_e) чем те, что доступны в результате химических реакций. Как показоно в следующем рисунке, в итоге сокращется топливная потребность для данного изменения скорости космического корабля (V_S/C), или, аналогично, уменьшается отношение начальной( M_initiall )и конечной массы(M_final ) космического корабля. Для удобства, V_e часто выражается как удельный импульс (I_sp) посредством константы преобразования модуля (g_c); например, если I_sp измеряется в еденицах с/кг (секунды на килограм) и изменение скорости корабля в м\с, то g_c - 9.8 м/с²

Обратите внимание, что корабль с электрическим двигателем должен нести источник электропитания, чтобы обеспечить энергию для ракетного топлива; в противоположность у химического движителя энергия заключена в собственной массе ракетного топлива. Таким образом, полная энергоемкость h топлива такой ракеты равняется энергии извлекаемой из топлива энергоустановки, деленной на суммарную массу этого топлива и ракетного топлива (рабочего ракетного вещества) h=E/(m1+m2)

Естественно КПД такого двигателя ниже обычных химических ракет, но в пределах солнечной системы, когда основная часть электроэнергии может быть получена из солнечных батарей, они выигрывают у химических ракет в отношении полезной массы к массе топлива.