반응 엔진

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반응 엔진은 뉴턴의 운동 제3법칙에 따라 반응 질량을 배출함으로써 추력을 발생시키는 엔진 또는 모터입니다.이 운동의 법칙은 일반적으로 "모든 작용력에는 동등하지만 반대되는 반작용력이 있다"라고 바꾸어 표현된다.

예로는 제트 엔진, 로켓 엔진, 펌프젯 및 홀 효과 스러스터, 이온 구동 장치, 매스 드라이버 및 핵 펄스 추진과 같은 더 흔치 않은 변형이 있다.

검출

반응 엔진의 발견은 루마니아 발명가 알렉산드루 시우르쿠와 프랑스 저널리스트 쥐스트 부아송[fr; ^[1]ro]의 덕분이다.

에너지 사용

추진 효율

온보드 추진제(로켓 엔진 및 전기 추진 구동 장치 등)를 탑재하는 모든 반응 엔진의 경우 일부 에너지가 반응 질량을 가속하는 데 사용되어야 합니다.모든 엔진은 약간의 에너지를 낭비하지만, 100% 효율을 가정하더라도 엔진은 다음 에너지까지 소비합니다.

${\displaystyle} {\frac {1} {2}} \ end { }MV_{e}^{2}}$

(여기서 M은 소비된 추진제의 $질량$이고 ${\displaystyle V_{}}$ e$(\$는 배기 속도입니다.) 이는 단순히 배기 가속을 위한 에너지입니다.

로켓 방정식(최종 차량에서 발생하는 에너지의 양을 나타내는)과 위의 방정식(필요한 총 에너지)을 비교하면 엔진 효율이 100%라고 해도 모든 에너지가 차량에 공급되는 것은 아니라는 것을 알 수 있습니다. 즉, 그 중 일부는 실제로 대부분 배기 가스의 운동 에너지로 끝납니다.

특정 임펄스(${\displaystyle I_{}}$ ${\displaystyle s_{}}$ p$\$가 고정되어 있는 경우 미션 델타-v에는 $로켓$에 의해 사용되는 전체적인 에너지를 최소화하는 특정 ${\displaystyle I_{}}$ p$(\$가 있습니다.이는 임무 델타-v의 약 µ의 배기 속도에 도달한다(로켓 방정식에서 계산한 에너지 참조).이온 스러스터와 같이 특정 임펄스가 높고 고정된 드라이브는 배기 속도가 이 이상보다 훨씬 더 높을 수 있으므로 동력 공급원이 제한되고 추력이 매우 낮습니다.$예$를 들어 태양광 또는 $원자력$이 사용되는 경우와 같이 차량 성능이 제한적인 경우 ${\displaystyle {최대}_{}}$ $가속도$는 그에 반비례합니다$.$따라서 필요한 delta-v에 도달하는 시간은 v $(\$에 비례합니다.따라서 후자는 너무 커서는 안 된다.

한편, 배기 속도가 매순간 차량 속도와 동일하고 반대되도록 변화할 수 있는 경우에는 절대 최소 에너지 사용량이 달성됩니다.이 경우 배기가스는 우주에서 정지하고 운동에너지가 없으며, 추진 효율은 100%가 됩니다(원칙적으로 이러한 구동은 100% 효율적이며, 실제로 구동 시스템 내부에서 열 손실이 발생하고 배기 내 잔류 열이 발생합니다).그러나 대부분의 경우 이는 비현실적인 양의 추진제를 사용하지만 이론적으로 유용한 고려 사항입니다.

일부 드라이브(VASIMR 또는 무전극 플라즈마 스러스터 등)는 실제로 배기 속도가 크게 달라질 수 있습니다.이는 추진제 사용을 줄이고 비행의 여러 단계에서 가속력을 개선하는 데 도움이 될 수 있습니다.그러나 배기 속도가 차량 속도에 가까울 때도 여전히 최고의 에너지 성능과 가속력을 얻을 수 있습니다.제안된 이온 및 플라즈마 드라이브는 일반적으로 이상보다 매우 높은 배기 속도를 가지고 있다(VASIMR의 경우 가장 낮은 인용 속도는 약 15km/s이며, 이는 지구 높은 궤도에서 화성까지의 임무 델타-v와 비교된다).

예를 들어, 임무를 위해, 행성에서 발사하거나 행성에 착륙할 때, 중력과 대기 중 항력의 영향은 연료를 사용하여 극복되어야 한다.이러한 효과와 다른 효과를 효과적인 임무 델타 v에 결합하는 것이 일반적이다.예를 들어, 지구 저궤도로의 발사 임무는 약 9.3-10km/s의 델타-v를 필요로 한다.이러한 미션 델타 vs는 일반적으로 컴퓨터에 수치적으로 통합되어 있습니다.

사이클 효율

모든 반응 엔진은 대부분 열로 인해 에너지를 잃습니다.

반응 엔진마다 효율성과 손실이 다릅니다.예를 들어, 로켓 엔진은 추진제를 가속하는 측면에서 최대 60-70%의 에너지 효율을 가질 수 있다.나머지는 주로 배기가스에서 열과 열 복사에 의해 손실됩니다.

오버스 효과

반응 엔진은 차량이 고속으로 주행할 때 반응 질량을 방출할 때 에너지 효율이 더 높습니다.

이는 생성되는 유용한 기계적 에너지가 단순히 힘 곱하기 거리이기 때문이며, 차량이 움직이는 동안 추력이 생성되면 다음과 같이 됩니다.

${\displaystyle E=F\times d\;}$

여기서 F는 힘, d는 이동 거리입니다.

움직임의 길이로 나누면 다음과 같은 결과가 나옵니다.

${\displaystyle {\frac {E}{t}}=P=frac {F\times d}{t}=F\times v}$

이 때문에,

${\displaystyle P=F\times v\;}$

여기서 P는 유용한 전력이고 v는 속도입니다.

따라서 v는 가능한 한 높아야 하며 정지된 엔진은 유용하게 ^{[NB 2]}작동하지 않습니다.

Delta-v 및 추진제

우주선의 사용 가능한 추진제를 모두 엔진을 통해 자유 공간에서 직선으로 배출하면 차량에 순 속도 변화가 발생합니다. 이 수치를 델타-v(${\displaystyle \delta }$v \$displaystyle \Delta$v $$)라고 합니다.

배기속도가 일정하면 M은 추진제 질량, P는 페이로드 질량(로켓 구조 포함), ${\displaystyle v_{}}$ e$${\$display$ style$$$v_{e}$는 로켓 배기가스 속도인 로켓 방정식을 이용하여 차량의 총 ${\displaystyle \delta }$ v$\delta$v를$$ 계산할 수 있다.이를 치올코프스키 로켓 방정식이라고 합니다.

$(\displaystyle \Delta v=v_{e}\ln \leftflac {M+P}{P}}\오른쪽).}$

위에서 설명한 바와 같이 역사적 이유로 v $(\$는 다음과 같이 쓰이기도 합니다.

${\displaystyle v_{e}=I_{\text{sp}}g_{0}}$

${\displaystyle {\text{여기}}_{}}$서 I$sp$는 로켓의 특정 충격$$(초 단위)이고 g 0$({$$0$$$})은 해수면에서의 중력 가속도입니다.

높은 델타-v 임무를 위해서는 우주선 질량의 대부분이 반응 질량이어야 한다.로켓은 모든 반응 질량을 운반해야 하기 때문에 초기에 팽창된 반응 질량의 대부분은 페이로드가 아닌 가속 반응 질량에 도달한다.로켓의 payload가 P이고, 우주선의 속도를 ${\displaystyle \delta }$v$\backslash$$displaystyle\Delta$v로 바꾸고, 로켓 엔진의 배기 속도_e v로 하면 필요한 반응 질량 M은 로켓 방정식과 $I_{\text{sp$의 공식으로 계산할 수 있다.

${\displaystyle M=P\left(e^{\frac {Delta v}{v_{e}}-1\오른쪽).}$

${\displaystyle \delta }$ v$\displaystyle \Delta$v가$$ v보다 훨씬_e 작을 경우 이 방정식은 대략 선형이며 반응 질량은 거의 필요하지 않습니다.${\displaystyle \delta }$ v$\displaystyle \Delta$v가$$ v에_e 필적할 경우 (엔진, 연료탱크 등을 포함하는) 페이로드와 구조물을 합친 것보다 약 2배의 연료가 필요합니다.이 밖에도, 성장은 기하급수적입니다. 배기 속도보다 훨씬 높은 속도는 페이로드 및 구조 질량에 대한 매우 높은 연료 질량의 비율을 요구합니다.

예를 들어, 임무를 위해, 행성에서 발사하거나 행성에 착륙할 때, 중력과 대기 중 항력의 영향은 연료를 사용하여 극복되어야 한다.이러한 효과와 다른 효과를 효과적인 임무 델타 v에 결합하는 것이 일반적이다.예를 들어, 지구 저궤도로의 발사 임무는 약 9.3-10km/s의 델타-v를 필요로 한다.이러한 미션 델타 vs는 일반적으로 컴퓨터에 수치적으로 통합되어 있습니다.

오버스 효과와 같은 일부 효과는 로켓과 같은 고추력 엔진에서만 크게 활용될 수 있다. 즉, 높은 g-force(단위 질량당 추진력, 단위 시간당 델타-v와 동일)를 생성할 수 있는 엔진이다.

에너지

이상적인 $경우{\displaystyle {}_{}}$ $({$${1$})은 유용한 payload이고${\displaystyle {}_{}{m0\mathrm{}}_{}}$ -$$m1({$displaystyle$m_{0}-$m_{$1$$})은 반응질량이다(이는 질량이 없는 빈 탱크 등에 해당한다).필요한 에너지는 다음과 같이 간단히 계산할 수 있습니다.

${\displaystyle {1}{2}}(m_{0}-m_{1})v_{\text{e}^{2}}$

이는 배출된 반응 질량이 배기 속도와 동일한 속도로 갖는 운동 에너지에 해당합니다.만약 반응 질량이 0 속도에서 배기 속도로 가속되어야 한다면, 생성된 모든 에너지는 반응 질량에 들어갈 것이고 로켓과 페이로드에 의해 운동 에너지를 얻을 수 있는 것은 아무것도 남지 않을 것이다.그러나 로켓이 이미 움직이고 가속하면(반응 질량은 로켓이 움직이는 방향과 반대 방향으로 배출됨) 반응 질량에 더 적은 운동 에너지가 추가됩니다.이를 위해 예를 들어 v ${\displaystyle e_{}}${\$displaystyle v_{e}}$ $=$ 10km/s이고 로켓의 속도가 3km/s일 $경우{\displaystyle {}_{}}$ 소량의 반응 질량이 전방 3km/s에서 후방 7km/s로 변화한다.따라서 필요한 에너지는 kg당 50 MJ이지만 반응 질량의 속도 증가에는 20 MJ만 사용된다.나머지 30 MJ는 로켓과 페이로드의 운동에너지의 증가이다.

일반적으로:

${\displaystyle d\frac {1}{2}\right}vdv=vv_{\text{e}}{\frac {dm}{m}=superfrac {1}{2}-\left(v-v_{\text{e}\right)^2}=vdv=vfrac {\frac {dm}{m}{1}{{m}{1}{{{{{{\text}}{{{{\right}}}}}{{{}}}}{{{{}}}}}}}{$

따라서 작은 시간 간격에서 로켓의 특정 에너지 이득은 남은 연료를 포함한 로켓의 에너지 이득으로, 에너지 이득은 연료에 의해 생성된 에너지에서 반응 질량의 에너지 이득을 뺀 값입니다.로켓의 속도가 클수록 반응 질량의 에너지 이득은 작아지고, 로켓 속도가 배기 속도의 절반 이상이면 반응 질량이 배출될 때 에너지를 잃게 되며, 로켓의 속도가 클수록 반응 질량의 에너지 손실은 커집니다.

우리는 가지고 있다.

$\displaystyle \Delta \silon =\int v,d(\Delta v)}$

여기서$\delta {\displaystyle }$(\$displaystyle \epsilon)$는 로켓의 특정 에너지(전위 + 운동에너지)이며 ${\displaystyle \delta }$v(\$displaystyle \Delta$ v$)$는 v$(\displaystyle$ v$)$의 $변화$가 아닌 별도의 변수이다. 즉, 속도 $방향$으로 로켓을 사용하는 경우, v(\displaystyle v)의 속도 방향으로 반응 질량을 방출하는 것이다.${\displaystyle$ v$}$은(는) 음성이어야 합니다.

이 공식은 다시 이상적인 경우를 위한 것으로, 열 등으로 에너지가 손실되지 않습니다.후자는 추력을 감소시키기 때문에 에너지 손실(감속)을 목적으로 할 때에도 단점이 된다.

에너지가 화학 로켓에서처럼 질량 자체에서 생성되는 경우 연료 ${\displaystyle {값}_{}^{}}$은 ${\displaystyle {}_{}^{}}$e 2/$({displaystyle$ \$scriptstyle$ {$v_{\text{$e}}^$2}/$2$\})$이어야 하며, 연료 값은 산화제의 질량도 고려해야 합니다.일반적인 값은 v ${\displaystyle e_{}}${\$displaystyle v_{\text{e}}}$ =$$ 4.5km/$s$이며, 연료 값은 10.1 MJ/kg입니다.실제 연료 값은 더 높지만, 노즐이 배출할 수 없었던 배기열로 인해 에너지의 상당 부분이 손실됩니다.

필요한 에너지 E{E\displaystyle}이다.

${\displaystyle E={\frac{1}{2}}m_ᆫ\left(e^{\frac{\Delta v}{{\text{e}}}}-1\rightv_)v_{\text{e}}^{2}}.$

결론:

• Δ v은 ≪ ve{\displaystyle \Deltav\ll v_{e}}우리가 가진 E≈ 12m1veΔ v{\displaystyle E\approx{\frac{1}{2}}m_{1}v_{\text{e}}\Delta v}.
• 주어진 Δ v{\displaystyle \Delta v}의 경우 최소 에너지가 필요한 경우 ve)0.6275Δ v{\displaystyle v_{\text{e}}=0.6275\Delta v}, 강요하는 것은 에너지의.

E=0.772 m1(Δ v)2{\displaystyle E=0.772m_{1}(\Delta v)^{2}}.

일정한 방향에서 가속도의 경우 0속도에서 시작되어 다른 세력이 없어서 이 54.4%유상 탑재량의 그냥 마지막 운동 에너지 이상이다.이 최적의 경우, 초기 질량은 80번 최종 물질

이러한 결과는 고정된 배기 속도에 적용된다.

그 오베르트 효과와 조금이라도 속도부터 때문에, 필요한 잠재력 에너지는 추진제에서 필요한 에너지의 차량과 유상 탑재량의 증가보다 작을 수 있다.는 반응 질량기 전에– 로켓이 전부 또는 일부 추진제의 초기 운동 에너지를 해방할 수 있는 것보다 퇴학을 당하고 후에 낮은 속도를 가지고 될 수 있는 사건이다.

또한 한 궤도에서 다른 궤도로 이동하는 것과 같은 주어진 목표의 경우, ${\displaystyle \mathrm{필요}}$한 ${\displaystyle \delta }$$$v \$Delta$v는$$ 엔진이 $\delta {\displaystyle \mathrm{}}$ v$$\Delta$v$를 $생성$할 수 있는 속도에 크게 좌우될 수 있으며, 그 속도가 너무 낮으면 기동도 불가능할 수 있습니다.예를 들어 Low Earth Orbit(LEO; 저궤도)로 발사하려면 일반적으로 약 9.5km/s(대부분 획득 속도)의 Ω v$\$$displaystyle$ \$Delta v)$가 필요하지만 엔진이 g를 약간 넘는 속도로 ${\displaystyle \Omega }$ v$\displaystyle$ \$Delta$v를$$ 생성할 수 있다면 ${\displaystyle V}$가 매우 느립니다.$yle \Delta$v}($$속도 또는 고도에 아무런 진전이 없는 상태에서 호버링한다고 가정하면 초당 9.8m/s의 ${\displaystyle \Omega }$ v$\displaystyle \Delta$ v$}$의 비용이 소요됩니다).가능한 비율이 g$(\display style$ g$)$ $이하$일 경우 이 엔진으로는 전혀 기동을 수행할 수 없습니다.

힘이 주어지다

${\displaystyle P=mavfrac {1}{2}}mav_{\text{e}}=mavfrac {1}{2}Fv_{\text{e}}}$

$여기$서 F$($디스플레이 스타일 F$)$는 추력이고$,$ F(디스플레이 $스타일$ A)따라서 단위 출력당 이론적으로 가능한 추력은 2를 m/s 단위의 특정 임펄스로 나눈 값이다.스러스트 효율은 실제 스러스트의 비율입니다.

예를 들어 태양광을 사용하는 경우$,$ 대형 $(\$displaystyle$$$v_{\text{e})$의 $경우{\displaystyle }$ $가능$한 가속도는 그에 반비례하므로 필요한 델타 v에 도달하는 시간은 100% 효율로 $(\$에 비례합니다.

• ${\displaystyle \delta }$ v$v$ ${\displaystyle v_{}}$e \$displaystyle$ \ $Delta$ v \ $ll$v _ { \$text$ { $e$} we$$ m ${\displaystyle \frac{e_{}}{}}$ ${\displaystyle \frac{\mathrm{}}{}}$ v ${\displaystyle \frac{2}{}}$P \ $displaystyle$ t $\ about$ \ $frac${ $mv$ _ { \ $text${ $e$} \ $Delta$v { $2$ } { 2 } { 2 ${\displaystyle \}}$ ${\displaystyle t\frac{}{}}$ t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t t$P}}}$

예:

• 출력, 1000W, 질량, 100kg, ${\displaystyle \delta }$v \$displaystyle \Delta$ v$$=$$ 5km/s, ${\displaystyle v_{}}$e {\$displaystyle v_{\text{e}}}$ =$$ 16km/s, 소요 시간은 1.5개월입니다.
• 출력, 1000W, 질량, 100kg, ${\displaystyle \delta }$v \$displaystyle \Delta$ v$$=$$ 5km/s, $v{\displaystyle {}_{}}$ {\$displaystyle v_{\text{e}}}$ =$$ 50km/s, 5개월 소요됩니다.

${\displaystyle {따라서}_{}}$ v e$${\$displaystyle v_{\text{e}}}$는 너무 크지 않아야 합니다.

동력 대 추력비

동력 대 추력비는 ^[2]다음과 같습니다.

${{displaystyle {\frac {P}{F}}={\frac {1}{2}}{\dot {m}}v}}{{\dot {m}}v}=flac {1}{2}}v}$

따라서 모든 차량 동력 P에 대해 제공할 수 있는 추력은 다음과 같다.

${\displaystyle F=black {P}{\flac {1}{2}}}=black {2P}{v}}}$

예

10,000 kg의 우주 탐사선이 화성에 보내진다고 가정해 보자.LEO에서 필요한 ${\displaystyle \delta }$ v$\displaystyle \Delta$v는$$ Hohmann 전달 궤도를 사용하여 약 3000m/s입니다.논의를 위해 다음과 같은 스러스터가 사용되어야 하는 옵션이라고 가정합니다.

엔진	유효배기 속도(km/s)	특정 임펄스	덩어리, 추진제(kg)	에너지 필수(GJ)	비에너지, 추진제(J/kg)	최소값[a] 전원/전원	발전기 질량/질량[b]
고체 로켓	1	100	190,000	95	500×103	0.5kW/N	—
이원제 로켓	5	500	8,200	103	12.6×106	2.5kW/N	—
이온 스러스터	50	5,000	620	775	1.25×109	25 kW/N	25 kg/N

연료 효율이 더 높은 엔진은 연료를 훨씬 적게 사용할 수 있습니다. 일부 엔진의 경우 그 질량은 거의 무시할 수 있습니다(탑재량과 엔진 자체의 질량과 비교).하지만, 이것들은 많은 양의 에너지를 필요로 합니다.지구발사의 경우 엔진은 추력 대 중량비가 1개 이상 필요합니다.이온 또는 그 이상의 이론적인 전기 드라이브로 이를 수행하려면 엔진에 주요 대도시 발전소와 동등한 1 ~ 수 기가와트의 전력이 공급되어야 합니다.이 표를 보면 현재 전원에서는 이것이 분명히 실용적이지 않다는 것을 알 수 있습니다.

대안적 접근법으로는 레이저 추진의 일부 형태가 있는데, 반응 질량이 레이저를 가속하는 데 필요한 에너지를 제공하지 않고 대신 외부 레이저 또는 다른 빔 동력 추진 시스템에서 에너지를 공급한다.엔지니어링 문제가 복잡하고 지상 전력 시스템이 해결된 문제는 아니지만, 이러한 개념의 일부 소형 모델이 비행하고 있습니다.

대신, 훨씬 작고 덜 강력한 발전기가 포함될 수 있으며, 필요한 총 에너지를 생성하는 데 훨씬 더 오래 걸립니다.이 낮은 출력은 1초에 아주 적은 양의 연료를 가속하기에 충분하고 지구에서 발사하기에 충분하지 않을 것이다.그러나 마찰이 없는 궤도에서 오랜 시간 동안 그 속도는 마침내 달성될 것이다.예를 들어, SMART-1이 달에 도달하는데 1년 이상이 걸린 반면 화학 로켓의 경우 며칠이 걸렸다.이온 구동 장치는 연료를 훨씬 적게 사용하기 때문에 일반적으로 총 발사 질량이 낮기 때문에 일반적으로 전체 비용이 절감되지만 여정은 더 오래 걸립니다.

따라서 미션 계획에는 프로젝트의 총비용을 최소화하기 위해 추진 시스템을 조정하고 선택하는 작업이 빈번히 수반되며, 발사 비용과 미션 지속 시간을 페이로드 비율과 비교할 수 있습니다.

반응 엔진의 종류

• 로켓 같은
  • 로켓 엔진
  • 이온 스러스터
• 공기 호흡
  • 터보젯
  • 터보팬
  • 펄스젯
  • 램젯
  • 스크램젯
• 액체.
  • 펌프 제트
• 로터리
  • 에어올리필레
• 고체 배기
  • 매스 드라이버

「 」를 참조해 주세요.

• 내연기관
• 제트력
• 제트 추진
• 플라즈마 물리학 기사 목록
• 스러스터(동음이의)

메모들

레퍼런스

외부 링크

• 대중과학 1945년 5월