Высокоэффективные химические ракеты, а также гипотетические ядерные тепловые ракеты с газовым сердечником могут работать при температуре камеры выше точки отказа любого доступного вещества, поскольку внутреннее охлаждение и пленочное охлаждение позволяют стенкам камеры и соплу быть холоднее, чем газ. в упорной камере.
ISP тепловой ракеты в основном основан на температуре — чем выше, тем лучше.
В концептуальных проектах термоядерных ракет обычно используется магнитное сопло, но в какой момент (в ISP) физические сопла становятся невозможными для использования, и насколько различен этот момент — это конкретный ISP для конкретного топлива или тяжелый вариант? по сносной массе, тяге и т.д?
Дело в том, что улучшенные материалы и конструкции дают только убывающую отдачу по отношению к температуре. Это квадратичный закон, где Isp пропорционален квадратному корню из температуры.
Если какой-нибудь чудодейственный прорыв в науке о материалах приведет к тому, что материалы будут выдерживать в два раза более высокие температуры, это все равно просто повысит эффективность тепловых ракет на 40%, чего все еще не хватает ионным двигателям.
Как вы подозревали, это также зависит от топлива с молярной массой ( ) является решающим фактором. Более легкие молекулы движутся быстрее при равных температурах.
(соответствие пропорциональности: это также зависит от коэффициента теплоемкости молекулы)
Это главная мотивация использования в ядерных ракетах, так как он имеет вторую самую низкую молярную массу среди всех молекул. Выше Isp 1000s, начинает распадаться на одноатомные . Таким образом, повышение рабочей температуры ядерных ракет масштабируется несколько лучше, чем можно было бы предположить только путем масштабирования температуры, поскольку водород начинает диссоциировать. Но дальше этого момента никакие улучшения молярной массы невозможны.
Химические ракеты ограничены не температурой сопла, а содержанием энергии в топливе.
Само охлаждение сопряжено с некоторыми проблемами масштабирования. В космосе это можно сделать только двумя способами:
Вариант 1) гораздо более эффективен, чем 2), но единственный способ сделать это таким образом, чтобы не снижать производительность, - это использовать само топливо в качестве охлаждающей жидкости.
Но расход топлива ограничен. Когда двигатель просто работает горячее, требования к охлаждению увеличиваются без увеличения количества доступной охлаждающей жидкости. Единственный способ компенсировать это - отметить, что площадь поверхности сопла увеличивается пропорционально квадрату размера двигателя, а тяга и массовый расход увеличиваются пропорционально кубу. Это обратная проблема двигателей детандерного цикла , которые имеют максимально возможную тягу. Двигатели с рекуперативным охлаждением имеют минимальную тягу, растущую пропорционально кубу температуры.
В какой-то момент огромный размер минимального движка становится больше, чем вы можете себе позволить.
Вариант 2), с другой стороны, начинается намного хуже, но масштабируется менее плохо, чем вариант 1). Пространство является эффективным изолятором, поэтому для избавления от большого количества избыточного тепла необходимы большие радиаторы. Это накладывает ограничения на тягу, так как масса радиаторов просто становится слишком большой. Космический корабль с узким местом из-за радиаторов имеет низкое ускорение.
Тем не менее, увеличение потребности в охлаждающей жидкости только линейно увеличивается с радиаторами. В два раза больше тепла, в два раза больше радиаторов. Усовершенствования в области материаловедения даже приносят весьма благоприятный прирост эффективности, поскольку излучение пропорционально четвертой степени температуры.
Тепловые ракеты были продемонстрированы примерно до 1000 с. Даже с небольшим ускорением от диссоциации водорода 2000 секунд кажутся совершенно недостижимыми, поскольку для этого потребуются материалы с почти учетверенными характеристиками. Даже 1500 — это очень оптимистично.
икрасе