第 2.4 节 - 热机
严格来说，带有膨胀喷嘴的内燃机也是热机，因为它们依赖于热气体。为了讨论的目的，我们将这一组放在上一页，而这一页则讨论非燃烧热机。理论上可以将两者结合成一个装置，但这通常不考虑实际设计的原因。性能始终很重要，而轻分子在给定温度下具有更高的排气速度。因此，倾向于使用氢气，如果实际，因为它是最轻的分子。液态氢需要极低的温度（14K 或 -435F），因此长时间存储对于小型储罐来说不实用。较大的系统具有更好的表面积与体积比，并且可以使用主动冷却来使其保持液体状态。
电热方法将外部提供的电力转换为推进剂的加热。
其他名称：电热冲压发动机
类型：电力线加热气流
描述：由轨道提供的电压高电通过发动机中的钨热交换器短路。这会加热由在轨道之间移动的车辆携带的氢气。假设轨道设置在斜坡上。性能与核热火箭相同，约为 9 公里/秒的排气速度，因为两者都使用受发动机部件熔点限制的加热氢气。它需要非常高的功率水平才能为大型车辆提供动力：44 兆瓦/吨/ g 加速度。由于动力来自车辆外部，因此它可以产生足够的推力以从地球上发射。由于氢气燃料只存储很短时间，因此绝缘和沸腾不是主要问题。这种方法将与其他地面加速器类型系统竞争，例如气体枪或电磁线圈。
状态：目前仅为概念。
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参考文献
- Wilbur, P. J.；Mitchell, C. E.；Shaw, B. D. "电热冲压发动机"，AIAA 论文编号 82-1216，于 1982 年 6 月 21-23 日在克利夫兰州克利夫兰举行的 AIAA/SAE/ASME 第 18 届联合推进大会上发表。
其他名称
类型：光伏阵列加热气流
描述：在这种方法中，阳光产生电力，用于加热经过或穿过加热元件的气体，通常在可存储燃料催化分解成较轻的气体之后。原则上它类似于电轨火箭，但用于轨道上的小型推力器，配有太阳能电池板作为电源。这限制了推力，因此它没有强大的动力用于发射。与化学推力器相比，它获得了大约 50% 更好的排气速度[1]
状态：这种方法用于延长通信卫星的使用寿命，因为它们为其主要任务配备了大型太阳能电池板。最近的趋势是使用离子推力器，其性能更好。
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参考文献
- Louviere, Allen J. 等 "有人照管平台的水推进剂电阻喷射器"，NASA 技术备忘录 100110，1987 年。
这一组使用来自自然或人工来源的直接电磁辐射（光子）来加热推进剂。
其他名称
类型：太阳能通量加热气流
描述：在这种方法中，阳光由反射镜或透镜集中，然后加热吸收器。吸收器将热量传递给工作流体，通常是氢气。然后氢气通过喷嘴膨胀。如果吸收器是管子的形式，则排气速度限制在约 9 公里/秒。如果吸收器是粒子床的形式，它不需要机械强度，可以使用耐火碳化物。假设钽铪碳化物，化学式 Ta4HfC5，的熔点为 4488 K（7619 F），这将为粒子床法设定上限。在测试该材料方面存在明显的困难，因为没有其他容器可以在熔化时容纳它。床体旋转以防止粒子被吹出，氢气流从外部流入，然后流出喷嘴。阳光集中在内表面，然后是温度最高点。氢气在 3000K 以上解离成单个原子，导致排气速度略高于 10 公里/秒。
太阳能聚光器可以非常轻，并且使用所有太阳光谱。因此，它们可以达到比电热推力器更高的功率水平。与电热通常一样，它们更适合于主要推进而不是轨道维持。太阳的方向通常与推力的方向不同，并且会随着时间变化。因此，太阳能热系统需要一种方法来指向聚光器。一种处理方法是使车辆绕推力轴滚动，以及绕垂直轴旋转聚光器。聚光器通常很大，因此需要在轨道上组装或展开。
状态：美国空军已对组件进行了测试。由于其排气速度高 3-5 倍，因此离子推力器和等离子体推力器已成为首选。
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参考文献
- Gartrell, C. F. "未来的太阳能轨道转移飞行器概念"，IEEE 航天电子系统汇刊，第 AES-19 卷第 5 期第 704-10 页，1983 年。
其他名称
类型：激光加热气流
描述：来自外部来源的激光束穿过一个窗口进入一个腔室。然后它被热交换器吸收或聚焦以在气流中产生激光维持等离子体。然后，热气体通过喷嘴排出。通过使用对推进剂外部的强大能量源，可以使用高推力质量比实现约 10 公里/秒的排气速度。在地球上实现这一点的一种方法是使用大型地面激光器。或者，激光器可以位于地面，并且一个导向镜位于一座高塔的顶部。一个真空管道连接两者。额外的高度可以避免大气扭曲，并允许更大的距离到地平线。仅在上面级使用激光推进将允许使用比一级系统所需的激光器更小的激光器。即便如此，目前还没有足够强大的激光器，这限制了该方法的使用。其他向车辆供能的方法可能成本更低。
状态：目前仅为概念。
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参考文献
- Abe, T.；Shimada, T. "空间飞行器单元上的激光辅助推进系统实验"，第 38 届国际宇航联合会会议论文编号 IAF-87-298，1987 年。
- Abe, T.；Kuriki, K. "空间站上的激光推进测试"，空间太阳能动力评论第 5 卷第 2 期第 121-5 页，1985 年。
- Jones, L. W.；Keefer, D. R. "NASA 的激光推进项目"，航天学与航空学，第 20 卷第 9 期第 66-73 页，1982 年。
其他名称
类型：激光等离子体
描述： 在此方法中，推进剂是一个底部平坦的固体块。第一个激光脉冲蒸发一层推进剂。第二个更大的脉冲产生等离子体爆炸波，该波冲击并加热推进剂层。该层膨胀并抵靠在剩余推进剂固体块的底部。当等离子体消散并且激光能够再次到达块体时，脉冲模式重复。由于不需要燃料箱或发动机，这些车辆的成本可能非常低，但它需要强大的激光才能运行。例如，使用 20 公里/秒的排气速度等离子体波以 2 g 的加速度加速 10 公斤的车辆需要平均功率为 2 兆瓦的脉冲激光，而大型工业脉冲激光约为 600 瓦[2]。由于推进剂温度不受任何容器的限制，因此它可以比其他热方法更高，因此性能更好。
10 公斤是这种类型车辆的可行尺寸，如果激光可以一直聚焦到它到达轨道速度。理论上这将向轨道提供大约 6 公斤。对于更大的有效载荷，例如载客，激光需要扩展到吉瓦功率水平，这导致了航天推进领域中常见的俗语“激光推进没有问题，除了缺少吉瓦激光”。从地球发射公吨或更大有效载荷的所有发射方法通常都需要类似的功率水平。例如，航天飞机主发动机，航天飞机轨道器使用了三个，每个发动机的功率为 9.2 吉瓦。
状态： 一些爆炸实验已经在实验室的小范围内进行。
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参考文献
- Kare, J.T. "SDIO/DARPA 激光推进研讨会，第一卷：执行摘要" 劳伦斯利弗莫尔国家实验室报告编号 DE87-003254，1987 年。
其他名称
类型： 通过微波加热气体流动
描述： 对于这种方法，来自外部源的微波被热交换器吸收或被波导集中到发动机中。氢气流过发动机，吸收能量，然后通过喷嘴排出。地面上的大型相控阵微波阵列可以将能量聚焦到数百公里范围内火箭大小的区域。鉴于将微波能量耦合到氢气等工作流体的方法，这种类型的推进可以提供显著的发射载具速度。高功率微波放大器以多种形式存在，效率高达 75%，功率水平高达 1 兆瓦。与激光热相比，主要的优势是在相对较低的成本下能够获得高功率微波源。一个缺点是微波的波长比激光大得多，因此在远处保持聚焦更难。
- 设计示例：10 米直径接收器，5 厘米波长，1 公里相控阵，射程 = 200 公里。
状态： 目前只是一个概念。
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参考文献
这一组使用核反应堆来加热推进剂。它们在反应堆堆芯的物理状态（固体、液体或气体）上有所不同。
其他名称
类型： 通过裂变反应堆加热气体流动
描述： 氢气通过一个临界核反应堆加热，然后以高速从喷嘴排出。氢气的低分子量允许比燃烧火箭更高的排气速度，约为 9 公里/秒。优点包括高功率水平和高总存储能量。
核热的问题包括
- 对于单次任务，当氢气消耗完时，反应堆的能量几乎没有被利用，留下一个现在具有放射性的堆芯，如果要进行另一次任务，则需要对其进行处理。
- 需要对机组人员和货物进行辐射屏蔽。在一定程度上，这可以由对自然空间辐射环境的屏蔽需要来缓解。
- 任何类型的核装置都会引发广泛的安全和环境问题，即使它是在轨道上才被激活，即使从技术角度来看并不真正需要。解决此问题的办法是在地球以外开采并使用裂变材料。例如，月球表面部分地区的钍浓度为百万分之十。如果用作反应堆燃料，这可以提供 350 兆焦/公斤未加工月球土壤的净能量，大约是地球上汽油能量密度的 7 倍。当然，经过加工的燃料的能量密度将高出 100,000 倍，但未加工矿石的能量密度表明了开采它的可行性。
与离子推进器和等离子体推进器相比，核热具有大约 3-5 倍的低排气速度，但推力水平高得多。相对于核热轨道时间而言的近乎瞬时的燃烧，与电推进器相比，持续燃烧的优势降低了 30%，但仍然是 2.1-3.5 高。方法的选择将取决于燃料质量的重要性，燃料质量通常很高，因此如今通常更喜欢电推进器。与太阳热相比，在排气速度方面具有大约相同的性能，但推力水平更高。
历史 1960 年代美国主要的两次反应堆开发工作是 KIWI 和 NERVA。除了用于技术开发的 3.28 亿美元，在内华达州的核火箭发展站花费了 9000 万美元，以及在其他测试设施花费了 1.53 亿美元外，从 1955 年到 1972 年，核火箭开发总共花费了近 14 亿美元（按当时的美元计算）（请参阅附录 2：参考数据）。尽管进行了大量的发动机测试，但固体堆芯燃料在高温（这对性能有利）下损坏的问题没有得到解决。
状态： 核火箭在 1960 年代的 NERVA 计划下进入了测试阶段。由于任务中没有实际需求，以及对任何核武器的担忧不断上升，导致开发工作停止。从那时起，只进行了一些小的研究。
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- LOX 增压核热火箭推进 在氢气被反应堆堆芯加热后，注入氧气[3]。这将推力提高了大约 3 倍，这对于初始发射很有用，然后在后期过渡到纯氢以获得更高的效率。由于生成的排气的分子量较高，添加氧气会导致排气速度降低约 1/3。
- 颗粒床核发动机 - 尽管核火箭计划在几年前停止了，但布鲁克海文国家实验室最近在流化颗粒床反应堆方面的工作值得考虑将其用于发射载具。较小的颗粒尺寸（.3 毫米）允许工作流体（氢气）具有很高的传热速率，因此可能具有很高的推力重量比。较小的颗粒也可能解决了燃料损坏问题，因为细粉中裂纹的范围较小。排气速度略微提高到 10 公里/秒。
参考文献
- Thomas, Ulrich "核渡船 - 未来月球空间运输选择", 空间技术 (牛津) 第 7 卷第 3 期第 227-234 页，1987 年。
- Holman, R.R.; Pierce, B. L. "NERVA 反应堆用于太空核推进的开发", 在 AIAA/ASME/SAE/ASEE 第 22 届联合推进大会上发表，阿拉巴马州亨茨维尔，1986 年 6 月 16-18 日，AIAA 论文编号 86-1582，1986 年。
- Thom, K. 等人 "裂变等离子体用于太空动力和推进的物理学和潜力", 宇宙航行学报第 3 卷第 7-8 期第 505-16 页，1976 年 7 月 - 8 月。
- DiStefano, E. "太空核推进 - 未来应用和技术", 第二次太空核动力系统研讨会，新墨西哥州阿尔伯克基，1985 年 1 月 14 日，第 331-342 页，1987 年。
其他名称
类型： 通过裂变反应堆加热气体流动
描述： 为了获得比固体堆芯火箭更高的性能，反应堆堆芯被提高到足够高的温度以使其成为液体。氢气被鼓泡到液体中，然后从喷嘴排出。氢气首先用于冷却反应堆容器，因此温度限制由容器而不是堆芯的熔点决定。预期排气速度高达 13-15 公里/秒，但这种类型的发动机的开发和测试将很困难，因为测试失败很容易将堆芯流体从喷嘴中喷出。
状态： 目前只是一个概念。
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参考文献
其他名称
类型： 通过裂变反应堆加热气体流动
描述: 在这种版本中，反应堆堆芯的温度足够高，以至于处于气态。氢气流中掺杂了吸收材料，以直接吸收来自堆芯的热辐射。堆芯通过透明容器（核灯泡）、利用铀和氢之间密度差的流动涡流或利用铀和氢之间电离差的磁分离来防止从喷嘴泄漏。预期性能范围从石英容器的 15-20 公里/秒到流动涡流的 30-50 公里/秒。后者在离子或等离子推进器的范围内，但开发和测试与液核一样困难，因为在测试过程中有喷射堆芯的可能性。固体核反应堆为电推进器产生电力将具有与气核核反应堆相同的性能，但开发问题较少。
状态： 目前只是一个概念。
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参考文献
- 维基百科文章: 核灯泡