Двигательная установка на ксеноне

Опубликовано: 13.05.2024

Аннотация научной статьи по электротехнике, электронной технике, информационным технологиям, автор научной работы — Лесневский Владимир Александрович, Махова Лариса Ивановна, Михайлов Максим Валентинович, Ходненко Владимир Павлович, Хромов Александр Викторович

Описана первая электрореактивная двигательная установка для малого космического аппарата «Канопус-В». Ее особенностями являются малая масса и тяга, широкий диапазон входного напряжения и повышенная точность стабилизации напряжения разряда. Рассмотрены задачи проведения огневых испытаний, показаны основные измерительные средства, схема и результаты испытаний.

Текст научной работы на тему «Электрореактивная двигательная установка космического аппарата «Канопус-В» и ее огневые испытания»

ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА «КАНОПУС-В» И ЕЕ ОГНЕВЫЕ ИСПЫТАНИЯ

В.А. Лесневский*, Л.И. Махова*, М.В. Михайлов, В.П. Ходненко**, А.В. Хромов**

ОАО «Научно-производственный центр «Полюс», г. Томск *ФГУП Опытно-конструкторское бюро «Факел», г. Калининград **ФГУП НПП «Всероссийский научно-исследовательский институт электромеханики», г. Москва

Стационарный плазменный двигатель, электрореактивная двигательная установка, система питания иуправления, электродинамический имитатор тягового модуля.

Stationary plasma thruster, electrojet thruster device, power processing unit, electro-dynamic simulator of a thrust module, fair tests.

Практическое использование электрореактив-ных двигательных установок началось в России с 1971 г. Они предназначены для выдачи импульсов тяги при коррекции ошибок выведения, а также при поддержании параметров орбиты в течение срока активного существования. Все эксплуатирующиеся на сегодняшний день установки предназначены для работы в составе космических аппаратов массой более одной тонны, что обуславливает их значительную массу (более 100 кг) и параметр тяги более 40 мН. Однако в последнее время заказчики проявляют интерес к малым космическим аппаратам (КА) масса которых не превышает 500 кг, это связано со значительной экономией средств на запуск и эксплуатацию таких спутников. Для удержания орбиты малых КА требуется значительно меньшее усилие, поэтому использование имеющихся установок приведет к необоснованному увеличению расхода рабочего тела и массы, что негативно отразится как на стоимости самого аппарата, так и на стоимости запуска.

Двигательная установка для малого космического аппарата впервые разработана ОКБ «Факел» и применена на аппарате «Канопус-В». В состав двигательной установки входят два стационарных плазменных двигателя СПД-50 (СПД), два модуля газораспределения, блок подачи ксенона, межблочные трубопроводы с проверочными горловинами, блок хранения ксенона, система питания и управления. Масса заправленной двигательной установки (с учетом рабочего тела - ксенона) составляет 26 кг, а номинальное значение тяги - 14 мН.

Для обеспечения удобства монтажа блоков двигательной установки на борт КА, а также для возможности сварки межблочных трубопроводов на предприятии-изготовителе принято решение объединить двигатели, модули газораспределения, блок подачи ксенона и трубопроводы в блок коррекции орбиты КА (рис. 1). Все сварные соедине-

ния трубопроводов производились при сборке блока коррекции и обвязке его трубопроводами. Блок коррекции соединен с блоком хранения рабочего тела при помощи штуцерно-ниппельного соединения, что обеспечивает простоту установки блоков двигательной установки на КА и возможность снятия блока хранения ксенона для заправки. Созданный блок коррекции орбиты КА прошел огневые испытания совместно с летной системой электропитания и управления.

В соответствии со сложившейся практикой применения корректирующих двигательных установок (КДУ) в составе отечественных КА огневые испытания летных комплектов данных установок, систем их питания и управления проводятся на предприятиях-изготовителях КДУ [1], поскольку они имеют технические средства, позволяющие проводить такого рода испытания.

Цель испытаний - подтвердить соответствие действительных значений параметров КДУ-КВ требуемым.

Для достижения поставленной цели необходимо проверить следующее:

• работоспособность системы питания и управления (СПУ-КВ) при штатных нагрузках, создаваемых КДУ-КВ;

• прием и исполнение команд управления;

• формирование и выдачу аналоговой, сигнальной функциональной и телеметрической информации, провести сравнение параметров, выдаваемых СПУ-КВ, со значениями, регистрируемыми стендовыми средствами;

• работоспособность КДУ-КВ при ее управлении от СПУ-КВ;

• требуемые значения напряжений и токов потребляющих элементов КДУ-КВ;

• работу схемы поддержания разрядного тока в заданных пределах (при замкнутой схеме регулирования);

Рис. 1. Внешний вид блока коррекции орбиты КА «Канопус-В»

• характеристики пусковых и переходных процессов в разрядной цепи комплекса «СПУ-КДУ»;

• пульсации пусковых и переходных процессов в электрических цепях по шинам питания СПУ-КВ.

Средства проведения огневых испытаний КДУ по функциональной значимости можно подразделить на три группы: 1 - основные; 2 - средства измерения тяги и расхода ксенона КДУ; 3 - вспомогательные.

К первой группе относятся:

• вакуумная камера с крионасосом, в которой проводится включение КДУ-КВ;

• средства управления и обработки результатов испытаний;

• средства энергетического обеспечения.

Для проведения огневых испытаний КДУ-КВ использовалась горизонтально ориентированная вакуумная камера объемом 20 м3 (ОКБ «Факел»). Рабочий отсек вакуумной камеры откачивается криогенными насосами, обеспечивающими безмасля-ный вакуум и имитируя натурные условия: статическое давление - не более 0,7 мПа; динамическое давление - не более 27 мПа.

Средства управления и обработки результатов испытаний включают контрольно-проверочную аппаратуру (КПА КДУ-КВ), поставляемую с СПУ-КВ (НПЦ «Полюс»), обеспечивающую выдачу команд управления и прием телеметрической информации, а также стендовые средства измерения, предназначенные для проверки параметров КДУ-КВ (ОКБ «Факел»).

Средства энергетического обеспечения - стендовые источники питания, обеспечивающие пода-

чу требуемого напряжения на вход СПУ (ОКБ «Факел»). При необходимости исследования взаимного влияния бортовых источников питания и нагрузки в качестве средств энергетического обеспечения могут использоваться элементы бортовой системы электропитания (НПП ВНИИЭМ).

Ко второй группе относится тягоизмерительное устройство (ОКБ «Факел»). Тяга двигателя - один из основных параметров КДУ, причем двигатель должен выдавать как кратковременные импульсы тяги длительностью от нескольких секунд, так и длительные - до нескольких часов. Устройство позволяет оперативно измерять тягу в течение заданного времени.

Для КДУ-КВ, кроме требования к параметру тяги (12,6. 15,4 мН), предъявляется требование к ограничению значения угла отклонения вектора тяги. Это обусловлено тем, что при отклонении вектора тяги от заданного направления в процессе работы КДУ неизбежно появление боковых составляющих вектора тяги и, как следствие, паразитных вращающих моментов, воздействующих на КА в целом. Требования к величине углов отклонения вектора тяги жесткие: значения допустимых отклонений для КДУ-КВ не должны превышать одного градуса.

В течение нескольких лет тягоизмерительное устройство успешно используется в ОКБ «Факел». Работает оно по принципу крутильных весов и может определять тягу и ее составляющие одновременно двух двигательных блоков на базе СПД, размещенных на его подвеске [2]. Результаты измерений тяги при проведении огневых испытаний в ОКБ «Факел» почти совпадают с полученными при лет-

Рис. 2. Электрическая схема огневых испытаний КДУ КА «Канопус-В»: УУК - устройство управления и контроля из состава КПА КДУ-КВ; БКП - блок коммутации питания (блок СП У-КВ); УУП-КВ - устройство управления и питания (блок СПУ-КВ); БПК - блок подачи ксенона; МГР - модуль газораспределения; СПД - стационарный плазменный двигатель; БПС -блок приёма сигналов; 1-26 - соединительные кабели; СИУ - система измерения ускорения

ной эксплуатации космических аппаратов «Галс», «Экспресс», БББАТ, «Экспресс-А», «Экспресс-АМ».

В третью группу входят вспомогательные средства для проведения испытаний: пневматическое оборудование (газовые баллоны, пульты, магистрали подачи и устройства измерения давления газа), кабельная сеть, приборы для измерения пульсаций, пусковых и переходных процессов в цепях электропитания, устройства охлаждения объектов испытаний и т. п. (ОКБ «Факел»).

На рис. 2 приведена электрическая схема огневых испытаний КДУ КА «Канопус-В».

В рамках огневых испытаний КДУ-КВ выполнено четыре включения длительностью 30 мин и четыре включения по 2 ч с перерывами между включениями не менее 30 мин, которые необходимы, чтобы двигатель успел остыть к следующему включению. Результаты испытаний показаны в таблице.

Температура корпуса двигателя изменялась от 37 до 116 °С, что не превысило расчетную величину 120 °С. Особенность огневых испытаний заключалась в том что схема испытаний (рис. 2) не предусматривала прямое измерение токов в цепях нагрузки, поскольку для этого необходимо подключать дополнительные кабели и делать петлю снаружи вакуумной камеры. В этом случае длина кабелей будет значительно превышать штатную, а токи в низкоомных цепях (нагреватель катода, термодроссель и магнитная катушка) отличаться

от реальных значений. Для измерения токов в ходе огневых испытаний использовались показания аналоговой телеметрии, представляющей собой гальванически развязанное постоянное напряжение 0. 6 В, амплитуда которого изменяется пропорционально величине измеряемого параметра.

Помимо малой массы и тяги важной особенностью КДУ-КВ является широкий диапазон изменения входного напряжения (17 % от номинального значения) и повышенная точность стабилизации напряжения разряда (не хуже 2,7 %). В эксплуатируемых установках оба этих параметра составляют около 5 %. В следствие чего СПУ-КВ имеет более сложные схемотехнические решения, позволяющие выполнить эти требования.

По результатам огневых испытаний (см. табл.) видно, что все параметры КДУ-КВ были в пределах нормы, так точность поддержания напряжения разряда составила 1,1%, а тяга не опускалась ниже 14,1 мН.

СПУ является неотъемлемой частью любой КДУ на базе СПД, которая формирует требуемые режимы электропитания для всех элементов КДУ, каждый из которых отличается режимом и мощностью потребляемой электроэнергии, а также характером процессов в трактах передачи энергии [3]. В связи с этим для каждого типа потребителей КДУ в СПУ создаются формирователи требуемого режима электропитания и отдельные каналы передачи энергии. Поэтому большинство контролируемых

Таблица. Результаты огневых испытаний КДУ-КВ

Наименование параметра Требуемые значения Измеренные значения Средство измерения Примечание

Напряжение питания, В 24. 34 24,2.33,7 Вольтметр М2017 Устанавливается оператором

Ток потребления,А 8,5.12,1 8,6.12,0 Милливольтметр М1105 В обратной зависимости от напряжения питания

Ток нагревателя катода, А 11,25.11,75 11,52.11,58 КПА КДУ-КВ Я = 0,60.0,73 Ом

11,0.12,0 Я = 0,19.0,25 Ом

Напряжение разряда, В 180.190 184.187 GDM-8246 Рабочий режим

<350 209.305 Режим подготовки

Ток разряда, А 1,20.1,30 1,20.1,24 КПА КДУ-КВ Телеметрия

Ток магнитной катушки, А 1,3.1,4 1,34.1,37 КПА КДУ-КВ Я = 1,4.3,1 Ом. Телеметрия

Ток регулятора расхода,А 1,3.1,5 1,37.1,40 КПА КДУ-КВ Режим подготовки, Я = 0,19.0,40 Ом. Телеметрия

0; 3,6.4,0 0; 3,67.3,75 Рабочий режим, Я = 0,19.0,40 Ом. Телеметрия

Напряжение питания клапанов блока подачи ксенона и электроклапанов двигателя, В 22,5.33 22,8.32,5 Мультиметр АРРА-207 Напряжение открытия

8.13 8,6.10,4 Напряжение удержания

Мощность потребления системы СПУ-КВ, Вт <292 <291 Вольтметр М2017, Милливольтметр М1105 Рабочий режим

Погрешность аналоговой телеметрии, % <5 <3 Мультиметр АРРА-207, КПА КДУ-КВ В диапазоне рабочих значений

Расход ксенона, мг/с 1,5.1,8 1,61.1,69 СИР 400.487.0000.00, АРРА-207, КСП-4

Тяга, мН 12,6.15,4 14,1.15,0 СИУ 72.160.4500.00, КСП-4 Рабочий режим

параметров (см. табл.) обеспечивает СПУ. Соответствие этих параметров гарантирует требуемое значение тяги - основной выходной параметр КДУ.

Из вышеизложенного следует, что для проверки работоспособности КДУ требуется использование сложного стендового оборудования с большими энергетическими и материальными затратами. Заменив СПД, модуль газораспределения, блок подачи ксенона и блок хранения ксенона проверочными устройствами (имитирующими их работу), можно решить большинство рассмотренных задач с существенно меньшими затратами средств и времени. В качестве имитирующего устройства можно использовать электродинамический имитатор тягового модуля [4], который предполагается использовать в качестве нагрузки, имитирующей работу СПД и основных модулей системы подачи рабочего тела. Его возможности позволяют проводить проверки в широком диапазоне уровней разрядного тока, имитировать все режимы работы системы электропитания, а также моделировать варианты запуска СПД с различными типами термодросселей.

1. Яковлев Е.А. Испытания космических электроракетных двигательных установок. - М.: Машиностроение, 1981. - 212 с.

2. Способ испытаний электрореактивного двигателя по определению тяги и составляющих вектора тяги и устройство для его осуществления: пат. 2243516 Рос. Федерация. № 2002129009/02; заявл. 19.11.02; опубл. 27.12.04, Бюл. № 36. - 5 с.

3. Боязитов С.Ю., Вастрюков В.Ф., Деев В.Е., Катасонов Н.М., Михайлов М.В., Подоплелов И.А. Система электропитания

В России создана первая корректирующая двигательная установка для малого космического аппарата на базе двух стационарных плазменных двигателей СПД-50. Особенностью установки является малая масса 26 кг (у аналогов свыше 100 кг) и небольшая тяга 14 мН (у аналогов не менее 40 мН). Показано, что при изменении напряжения разряда двигателя на 17 % от номинального значения точность стабилизации не хуже 1,1 %, что превосходит существующий уровень более чем в 4 раза.

Огневые испытания установки проведены на стенде, оборудованном горизонтально ориентированной вакуумной камерой объемом 20 м3 с криогенными насосами, обеспечивающими безма-сляный вакуум: статическое давление - не более 0,7 мПа; динамическое - не более 27 мПа. Значения напряжений нагрузок контролировались прямыми измерениями, а токов - по показаниям телеметрии. Диапазон изменения тяги двигателя составил 14,1. 15,0 мН, что соответствует заявленным требованиям.

корректирующей двигательной установки малого космического аппарата // Известия Томского политехнического университета. - 2010. - Т 316. - № 4. - С. 97-101.

4. Лесневский В.А., Румянцев А.В., Соколов В.В. Имитатор электродинамических характеристик тягового модуля // Вестник Российского государственного университета им. И. Канта. -2010. - № 10. - С. 132-137.

Изобретение относится к области электроракетных двигателей (ЭРД).

Электроракетные двигатели, такие, как стационарные плазменные двигатели (СПД), двигатели с анодным слоем (ДАС), ионные двигатели (ИД) традиционно используют плазмообразующие вещества с большим атомным весом и низким потенциалом ионизации.

Это прежде всего металлы с большим атомным весом, такие, как ртуть, цезий, имеющие отличные для ЭРД физические параметры: большую плотность 13,5 и 3,9 г/см 3 и низкий потенциал ионизации 10,4 и 3,9 эВ соответственно [1]. Однако применение их в качестве рабочих тел ЭРД для космических аппаратов (КА) невыгодно из-за чрезвычайной токсичности и неизбежности конденсации на поверхности КА и загрязнения оптики, солнечных батарей и полезной нагрузки на борту КА.

В настоящее время во всем мире предпочтение отдают инертным газам в качестве рабочего тела указанных выше ЭРД, в частности ксенону, имеющему наибольший атомный вес (131,3) и сравнительно низкий потенциал ионизации (12,1 эВ). По своим физическим свойствам и складированию он превосходит все остальные газы (при давлении 760 мм рт.ст. и температуре 20°С плотность составляет 0,00589 г/см 3 ), при этом значительно уступая металлам. Он химически инертен и не конденсируется на элементах конструкции КА. Ксенон как рабочее тело ЭРД принят за прототип [2].

Однако ксенон высокой чистоты является одним из самых дорогих рабочих тел. В ценах 2000 года 1 кг ксенона стоит около 1550 долларов США. С увеличением активного срока существования КА, а также при решении транспортных задач существенно возрастают потребные запасы рабочего тела, а следовательно, и стоимость заправляемого ксенона.

Кроме того, мировое производство ксенона составляет около 20 т в год. При развертывании широкомасштабных космических программ, таких как полет к Марсу, может возникнуть острый дефицит ксенона.

Особенностью функционирования рассматриваемых ЭРД является эксплуатация их в условиях глубокого вакуума не выше 10 -4 мм рт.ст., при этом откачка вакуумной камеры, в которой работает ЭРД при наземной отработке, должна быть безмасляной, поскольку наличие паров масла снижает тяговые характеристики ЭРД и может привести к отказу двигателя. В связи с этим система откачки ксенона должна быть криогенной. Причем учитывая физические свойства ксенона (давление насыщенного пара ксенона 10 -5 мм рт.ст. при температуре 63К), требуется установка гелиевых криопанелей, что значительно удорожает и усложняет особенно ресурсные испытания рассматриваемых ЭРД.

Электроракетная двигательная установка, работающая на рабочем теле ксенона и принятая за прототип [2], содержит электроракетный двигатель, например СПД, включающий разрядную камеру в виде тора, образованную кольцевыми изоляторами, и кольцевой анод, одновременно выполняющий функцию газораспределителя, магнитную систему и катод, и систему хранения и подачи рабочего тела (СХП), включающую арматуру и баллон, содержащий ксенон высокой чистоты, соединенный трубопроводом с катодом и анодом.

Недостатком такой ЭРДУ является использование единого для катода и анода рабочего тела, что приводит к серьезным ограничениям в выборе последнего. Это связано с чувствительностью термоэмиссионного полого катода к примесям, содержащимся в рабочем теле, в частности в ксеноне. Например, допускаемые объемные доли кислорода, углекислого газа, азота, метана, водяных паров не должны превышать десятитысячных долей. При этом доля ксенона, подаваемого в катод, не превышает 8-10% от суммарного расхода рабочего тела, что вынуждает 92-90% дорогостоящего ксенона без необходимости подавать в анод.

Кроме того, единая СХП обязывает на катодном и анодном трубопроводах установить электроизоляторы, снижающие вероятность пробоя между катодной и анодной частями СХП, зависящей от рабочего тела, длины изолятора и разрядного напряжения.

К недостаткам ЭРДУ-прототипа следует отнести наличие в СХП баллонов высокого давления (порядка 70 атм) для увеличения плотности складируемого ксенона до разумной величины (около 1 г/см 3 ). Это приводит к значительному увеличению массы СХП.

Способ эксплуатации ЭРДУ [3], принятой за прототип, состоит в том, что предварительно нагревают катод, подают в него ксенон высокой чистоты и плазмообразующее вещество (ксенон высокой чистоты) в анод разрядной камеры, включают разрядное напряжение и затем подают напряжение поджига на катод. При достижении номинального значения разрядного тока выключают нагреватель катода.

Недостатком способа эксплуатации ЭРДУ-прототипа является необходимость многоступенчатого понижения давления от баллонов к ЭРД, например в геостационарном спутнике «Ямал» - двукратное, что приводит к наличию многочисленной арматуры, увеличивающей массу и габариты ЭРДУ.

Задачей предлагаемого изобретения является снижение стоимости рабочего тела и наземной экспериментальной отработки ЭРДУ, использование более распространенного на Земле рабочего тела, его нетоксичность, снижение массогабаритных характеристик ЭРДУ, исключение конденсации рабочего тела на элементах КА.

Задача решается следующим образом:

в качестве рабочего тела электроракетной двигательной установки на основе плазмообразующего вещества используют иод;

в электроракетной двигательной установке, содержащей электроракетный двигатель, включающий разрядную камеру и катод, и систему хранения и подачи рабочего тела, включающую арматуру и баллон, содержащий ксенон высокой чистоты, соединенный трубопроводом, снабженным арматурой, с катодом, дополнительно установлена снабженная нагревателем емкость, содержащая иод, соединенная с анодом разрядной камеры трубопроводом, снабженным арматурой и нагревателем, причем между анодом и торцевой стенкой разрядной камеры установлен нагреватель;

в способе эксплуатации электроракетной двигательной установки, состоящем в том, что предварительно нагревают катод, подают в него ксенон высокой чистоты и плазмообразующее вещество в анод разрядной камеры, включают разрядное напряжение и затем подают напряжение поджига на катод, подачу плазмообразующего вещества осуществляют в виде газообразного иода, получаемого путем возгонки из твердого состояния, причем температуру иода устанавливают и поддерживают в диапазоне от 70 до 110°С, при этом одновременно с разогревом катода нагревают трубопровод анода разрядной камеры и анод до температуры, величину которой устанавливают не ниже температуры иода, и после выхода двигателя на номинальный режим прекращают нагрев анода.

На чертеже представлена электроракетная двигательная установка, в качестве рабочего тела которой используют иод.

Она включает ЭРД (СПД) и СХП. Двигатель содержит разрядную камеру 1, выполненную из изолятора и имеющую форму открытого с одной стороны тора, внутри которой установлен кольцевой анод 2, снабженный нагревателем 3, катод 4 и магнитную систему 5. Рабочее тело катода (ксенон высокой чистоты) заправлено в баллон высокого давления 6, соединенный трубопроводом 7 с катодом 4, причем трубопровод 7 содержит арматуру: клапаны 8, редукторы 9 (на чертеже показан один), жиклеры 10, а также трубопровод снабжен электроизолятором 11. Емкость с иодом 12, снабженная нагревателем 13 и содержащая иод в твердом состоянии 14, соединена трубопроводом 15, содержащим клапан 16 и нагреватель 17, с анодом 2 разрядной камеры 1.

Предлагаемая ЭРДУ работает следующим образом.

ЭРДУ монтируют в вакуумной камере, которую окачивают до давления порядка 10 -5 мм рт.ст. Предварительно нагревают катод 4, анод 2 нагревателем 3, емкость с иодом 12 нагревателем 13 и трубопровод 15 нагревателем 17.

Иод 14, находящийся в твердом состоянии в емкости 12, нагревают до температуры 70-110°С, чтобы возгонкой из твердого состояния создать соответствующее давление в емкости порядка 10-100 мм рт.ст., достаточное для обеспечения заданного значения расхода рабочего тела и устанавливаемое в зависимости от величины гидравлического сопротивления трубопровода и арматуры. При этом одновременно с разогревом катода 4 нагревают трубопровод 15 анода 2 разрядной камеры 1 и анод 2 до температуры, величину которой устанавливают не ниже температуры иода, но ниже температуры плавления иода (113,7°С), что позволяет исключить конденсацию иода во всем диапазоне рабочих давлений двигателя. Открывают клапаны 8 и 16 и подают заданным расходом ксенон в катод 4 и иод в анод 2 двигателя. Включают разрядное напряжение (между катодом и анодом) и подают напряжение поджига. После запуска двигателя и выхода его на номинальный режим выключают подогрев катода и анода. При этом учитывая близкие значения атомных весов ксенона и иода (131,3 и 126,9 соответственно) и потенциалов ионизации (12,1 и 10,44), уровень соотношения расходов в катод и в анод примерно равны их величинам для случая, когда в катод и анод подают ксенон, т.е. расход иода в анод устанавливают в диапазоне 85-95% от суммарного расхода рабочего тела.

К преимуществам предполагаемого изобретения можно отнести следующее:

Стоимость одного килограмма иода составляет примерно 17 долларов США, а стоимость одного килограмма ксенона высокой чистоты - 1550 долларов США;

Годовой объем добычи иода порядка 10000 т, а производство ксенона не превышает 20 т.

В отличие от многих металлов (таких, как кадмий и ртуть) иод не ядовит и не отравляет вакуумную систему стендовой базы.

В отличие от ЭРДУ на ксеноне, для наземной отработки которых требуется охлаждать криопанели вакуумных камер жидким гелием, при работе ЭРДУ на иоде криопанели достаточно охлаждать жидким азотом (т.к. для достижения давления 10 -5 мм рт.ст. при работе на ксеноне требуется температура минус 210°С, а при работе на иоде - минус 61°С).

Плотность иода составляет 4,9 г/см 3 , а ксенона - порядка 1 г/см 3 при давлении 70 атм, что приведет к значительному снижению объема и массы СХП при использовании иода.

Иод в отличие от многих металлов не конденсируется на конструкции КА, т.к. при окружающем давлении порядка 10 -6 мм рт.ст. температура конденсации составляет минус 74°С.

Газообразный иод получают в СХП возгонкой из твердого состояния, что не требует многоступенчатой системы понижения давления и, следовательно, приводит к снижению количества потребной арматуры, т.е. к уменьшению габаритов и массы СХП.

1. Экспресс-информация. Астронавтика и ракетодинамика. 1981. №21. Использование электроракетных двигателей для транспортировки крупногабаритных космических конструкций. С.16-18.

2 М.Day, N.Maslennikov, T.Randolph, W.Rogers. SPT-100 subsystem qualification status. AIAA 96-2713. 32 nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. July 1-3, 1996 / Lake Buena Vista, FL.

3 Технические условия. Часть четвертая. Алгоритм функционирования. 262У.173.000.00ТУ3. ОКБ "Факел". 1994 г.

МОСКВА, 19 марта. /ТАСС/. Исследовательский центр им. М. В. Келдыша (входит в Роскосмос) планирует изучить вопрос использования альтернативы ксенону в ионных двигателях. Об этом сообщил ТАСС генеральный директор предприятия Владимир Кошлаков.

"Мы сейчас планируем изучать вопросы использования альтернативных ксенону рабочих тел, в ближайшее время на борту наших космических аппаратов они не востребованы", - сказал Кошлаков.

По словам гендиректора центра, ксенон используется, потому что на орбите стоимость килограмма ксенона очень близка к стоимости килограмма условного "воздуха" (с учетом стоимости выведения этого килограмма на орбиту). Более того, ксенон очень хорошо хранится длительное время, обеспечивая наилучшую эффективность решения задач двигательной установкой космического аппарата.

"Насчет количества газа - это вопрос каждой конкретной задачи и миссии", - пояснил Кошлаков.

В качестве примера он привел двигатель ИД-200КР, предназначенный для коррекции орбит геостационарных аппаратов. Его мощность составляет 3 кВт, а расход - 2 мг/ с. "При планируемом ресурсе в 10 000 часов, что эквивалентно более чем одному году непрерывной работы, один двигатель может израсходовать около 70 кг ксенона", - добавил гендиректор предприятия.

Стоимость одного двигателя будет зависеть от его параметров. "Называть стоимость изделий под конкретные требования заказчиков не позволяют условия сохранения коммерческой тайны, но открыто опубликовано, что стоимость двух блоков коррекции на базе ионного двигателя для последующего проведения автономных испытаний, согласно сайту госзакупок, составляла 26 млн 605 тыс. рублей в 2019 году", - сказал Кошлаков.

Ионные двигатели

Ионный двигатель - один из типов электроракетных двигателей. Он представляет собой ускоритель частиц, в котором разделены процессы ионизации и ускорения, что позволяет добиться высоких скоростей истечения рабочего тела и эффективного преобразования электрической мощности в кинетическую энергию струи, однако плотность тяги ограничена.

Ранее в Центре Келдыша рассказали ТАСС, что предприятие создало изделия мощностью от 200 Вт до 35 кВт. В настоящий момент подтверждаются их ресурсные характеристики. Также ведется предварительная проработка создания двигателя мощностью 100 кВт. Проведение летных испытаний новых российских ионных двигателей запланировано в 2025-2030 годах.

В двигателе космического корабля двигатель с эффектом Холла (HET) представляет собой тип ионного двигателя, в котором топливо ускоряется электрическим полем . Двигатели на эффекте Холла (основанные на открытии Эдвина Холла ) иногда называют двигателями Холла или двигателями Холла . Двигатели на эффекте Холла используют магнитное поле для ограничения осевого движения электронов, а затем используют их для ионизации топлива, эффективного ускорения ионов для создания тяги и нейтрализации ионов в шлейфе. Двигатель малой тяги на эффекте Холла классифицируется как космическая двигательная установка с умеренным удельным импульсом (1600 с), и с 1960-х годов в ней были проведены обширные теоретические и экспериментальные исследования.

Двигатели Холла работают на различных видах топлива, наиболее распространенными из которых являются ксенон и криптон . Другие представляющие интерес пропелленты включают аргон , висмут , йод , магний и цинк .

Двигатели Холла способны разгонять свой выхлоп до скорости от 10 до 80 км / с (удельный импульс 1000–8000 с), при этом большинство моделей работают от 15 до 30 км / с (удельный импульс 1500–3000 с). Производимая тяга зависит от уровня мощности. Устройства, работающие на 1,35 кВт, создают тягу около 83 мН. Мощные модели продемонстрировали в лаборатории до 5,4 Н. Уровни мощности до 100 кВт были продемонстрированы для ксеноновых двигателей Холла.

По состоянию на 2009 год двигатели с эффектом Холла имели уровни входной мощности от 1,35 до 10 киловатт и имели скорость истечения 10-50 километров в секунду, тягу 40-600 миллиньютон и эффективность в диапазоне 45-60 процентов. Применение двигателей на эффекте Холла включает в себя управление ориентацией и положением орбитальных спутников и их использование в качестве главного двигателя для роботизированных космических аппаратов среднего размера.

СОДЕРЖАНИЕ

История

Двигатели Холла изучались независимо в США и Советском Союзе . Впервые они были публично описаны в США в начале 1960-х годов. Однако двигатель Холла был впервые разработан в Советском Союзе в качестве эффективной двигательной установки. В США ученые сосредоточились на разработке ионных двигателей с решеткой .

В Советском Союзе были разработаны два типа двигателей Холла:

двигатели с широкой зоной разгона, СПД ( русский : СПД, стационарный плазменный двигатель ; английский: СПД , стационарный плазменный двигатель ) в КБ Факел
двигатели с узкой зоной ускорения, DAS ( русский : ДАС, двигатель с анодным слоем ; английский: TAL , Двигатель с анодным слоем) в Центральном научно-исследовательском институте машиностроения (ЦНИИМАШ).

Разработкой СПТ в значительной степени занимался А. И. Морозов. Первый СПД, работающий в космосе, СПТ-50 на борту советского космического корабля «Метеор» , был запущен в декабре 1971 года. Они в основном использовались для стабилизации спутников в направлениях север-юг и восток-запад. С тех пор до конца 1990-х годов 118 двигателей SPT выполнили свою задачу и около 50 продолжали эксплуатироваться. Тяга двигателей СПТ первого поколения, СПТ-50 и СПТ-60 составляла 20 и 30 мН соответственно. В 1982 году были внедрены СПТ-70 и СПТ-100 с тягой 40 и 83 мН соответственно. В постсоветской России были внедрены мощные (несколько киловатт ) СПТ-140, СПТ-160, СПТ-200, Т-160 и маломощные (менее 500 Вт) СПТ-35.

Советские и российские двигатели типа ТАЛ включают Д-38, Д-55, Д-80 и Д-100.

Двигатели советской постройки были представлены на Западе в 1992 году после того, как группа специалистов по электродвигателям из Лаборатории реактивного движения НАСА , Исследовательского центра Гленна и Исследовательской лаборатории ВВС при поддержке Организации противоракетной обороны посетила российские лаборатории и провела эксперименты. оценил СПД-100 (т.е. двигатель СПД диаметром 100 мм). За последние тридцать лет на советских / российских спутниках было запущено более 200 двигателей Холла. На орбите ни разу не было сбоев. Двигатели Холла продолжают использоваться на российских космических кораблях, а также на европейских и американских космических кораблях. Компания Space Systems / Loral , американский производитель коммерческих спутников, теперь запускает Fakel SPT-100 на своем космическом корабле связи GEO.

С момента своего появления на Западе в начале 1990-х годов двигатели Холла были предметом большого количества исследовательских работ в США, Франции, Италии, Японии и России (многие меньшие усилия были разбросаны по разным странам по всему миру). . Исследования двигателей Холла в США проводятся в нескольких государственных лабораториях, университетах и частных компаниях. Государственные и правительственные финансируемая центры включают в себя НАСА Лаборатория реактивного движения , НАСА Исследовательский центр Гленн , в научно - исследовательской лаборатории ВВС США (Edwards AFB, CA) и The Aerospace Corporation . Университеты включают Технологический институт ВВС США , Мичиганский университет , Стэнфордский университет , Массачусетский технологический институт , Принстонский университет , Мичиганский технологический университет и Технологический университет Джорджии . Значительные разработки ведутся в таких отраслях, как IHI Corporation в Японии, Aerojet и Busek в США, SNECMA во Франции, LAJP в Украине, SITAEL в Италии и Satrec Initiative в Южной Корее.

Первым использованием двигателей Холла на лунной орбите была лунная миссия SMART-1 Европейского космического агентства (ESA) в 2003 году.

Двигатели Холла были впервые продемонстрированы на западном спутнике космического корабля STEX Морской исследовательской лаборатории (NRL), на котором летал российский Д-55. Первым американским двигателем Холла, который полетел в космос, был Busek BHT-200 на демонстрационном космическом корабле TacSat-2 . Первым полетом американского подруливающего устройства Холла в рамках оперативной миссии стал самолет Aerojet BPT-4000, который был запущен в августе 2010 года на военном спутнике связи Advanced Extremely High Frequency GEO. При мощности 4,5 кВт BPT-4000 также является самым мощным двигателем Холла, когда-либо летавшим в космос. Помимо обычных задач по удержанию на месте, BPT-4000 также обеспечивает возможность подъема на орбиту космического корабля. X-37B был использован в качестве испытательного полигона для подруливающим Холла для AEHF спутника серии. Несколько стран по всему миру продолжают попытки квалифицировать технологию подруливающих устройств Холла для коммерческого использования. SpaceX Starlink созвездие, крупнейший спутник созвездие в мире, использует подруливающее Hall. Они также включены в конструкцию космического корабля "Психея" для исследования астероидов.

Принцип действия

Основной принцип работы холловского двигателя заключается в том, что он использует электростатический потенциал для ускорения ионов до высоких скоростей. В двигателе Холла притягивающий отрицательный заряд создается электронной плазмой на открытом конце двигателя, а не сеткой. Радиальное магнитное поле около 100–300 Гс (0,01–0,03 Тл ) используется для ограничения электронов, где комбинация радиального магнитного поля и аксиального электрического поля заставляет электроны дрейфовать по азимуту, образуя холловский ток, из которого устройство получает свое имя.

Схема холловского двигателя малой тяги показана на соседнем изображении. Электрический потенциал от 150 до 800 вольт подается между анодом и катодом .

Центральный стержень образует один полюс электромагнита и окружен кольцевым пространством, а вокруг него находится другой полюс электромагнита с радиальным магнитным полем между ними.

Пропеллент, такой как газообразный ксенон , подается через анод, который имеет множество небольших отверстий, которые действуют как газораспределитель. Когда нейтральные атомы ксенона диффундируют в канал двигателя малой тяги, они ионизируются за счет столкновений с циркулирующими электронами высокой энергии (обычно 10–40 эВ, или около 10% от напряжения разряда). Большинство атомов ксенона ионизируются до чистого заряда +1, но заметная часть (

20%) имеет чистый заряд +2.

Затем ионы ксенона ускоряются электрическим полем между анодом и катодом. При разрядном напряжении 300 В ионы достигают скорости около 15 км / с (9,3 м / с) за удельный импульс 1500 секунд (15 кН · с / кг). Однако при выходе ионы увлекают за собой равное количество электронов, создавая плазменный шлейф без общего заряда.

Радиальное магнитное поле должно быть достаточно сильным, чтобы существенно отклонять электроны с малой массой, но не ионы с большой массой, которые имеют гораздо больший гирорадиус и которым практически не препятствуют. Таким образом, большинство электронов застревают на орбите в области сильного радиального магнитного поля около выходной плоскости двигателя малой тяги, захваченные в E × B (осевое электрическое поле и радиальное магнитное поле). Это орбитальное вращение электронов является циркулирующим холловским током , и именно поэтому холловский двигатель получил свое название. Столкновения с другими частицами и стенками, а также нестабильность плазмы позволяют некоторым электронам освободиться от магнитного поля, и они дрейфуют к аноду.

Около 20–30% разрядного тока составляет электронный ток, который не создает тяги, что ограничивает энергетический КПД двигателя малой тяги; остальные 70–80% тока приходится на ионы. Поскольку большинство электронов захвачено током Холла, они имеют длительное время пребывания внутри двигателя малой тяги и способны ионизировать почти все ксеноновое топливо, что позволяет использовать 90–99% массы. Эффективность массового использования двигателя малой тяги, таким образом, составляет около 90%, в то время как эффективность тока разряда составляет около 70%, для комбинированного КПД двигателя малой тяги около 63% (= 90% × 70%). Современные подруливающие устройства Холла достигли КПД 75% благодаря усовершенствованной конструкции.

По сравнению с химическими ракетами тяга очень мала, порядка 83 мН для типичного двигателя малой тяги, работающего при 300 В, 1,5 кВт. Для сравнения, вес монеты, такой как четверть доллара США или монета 20 центов евро, составляет примерно 60 мН. Как и во всех формах двигателей космических аппаратов с электрическим приводом , тяга ограничивается доступной мощностью, эффективностью и удельным импульсом .

Однако двигатели Холла работают при высоких удельных импульсах , типичных для электрических движителей. Одно из особых преимуществ двигателей Холла по сравнению с ионным двигателем с сеткой состоит в том, что генерация и ускорение ионов происходит в квазинейтральной плазме, поэтому нет ограничения по току насыщения заряда (пространственного заряда) Чайлда-Ленгмюра на плотность тяги. Это позволяет использовать двигатели гораздо меньшего размера по сравнению с ионными двигателями с сеткой.

Еще одно преимущество состоит в том, что эти двигатели могут использовать более широкий спектр топлива, подаваемого на анод, даже кислород, хотя на катоде необходимо что-то легко ионизируемое.

Пропелленты

Ксенон

Ксенон был типичным выбором топлива для многих электрических силовых установок, включая двигатели Холла. Ксеноновое топливо используется из-за его высокого атомного веса и низкого потенциала ионизации . Ксенон относительно легко хранить, и поскольку газ при рабочих температурах космического корабля не требует испарения перед использованием, в отличие от металлических ракетных топлив, таких как висмут. Высокий атомный вес ксенона означает, что отношение энергии, затрачиваемой на ионизацию на единицу массы, низкое, что приводит к более эффективному двигателю.

Криптон

Криптон - еще один выбор топлива для двигателей Холла. Ксенон имеет потенциал ионизации 12,1298 эВ, а криптон имеет потенциал ионизации 13,996 эВ. Это означает, что двигатели, использующие криптон, должны тратить немного больше энергии на молекулу для ионизации, что снижает эффективность. Кроме того, криптон - более легкая молекула, поэтому удельная масса на энергию ионизации еще больше уменьшается по сравнению с ксеноном. Однако, ксенон может быть более чем в десять раз дороже, криптон за килограмм , что делает криптон более экономичный выбор для создания из созвездия спутников , как у SpaceX «s Starlink , чей зал подруливающие подпитываются криптоном.

Варианты

Цилиндрические подруливающие устройства Холла

Хотя обычные (кольцевые) двигатели Холла эффективны в режиме киловаттной мощности, они становятся неэффективными при масштабировании до небольших размеров. Это связано с трудностями, связанными с поддержанием постоянных параметров масштабирования характеристик при уменьшении размера канала и увеличении приложенной напряженности магнитного поля . Это привело к созданию цилиндрического двигателя Холла. Цилиндрический двигатель Холла легче масштабировать до меньших размеров благодаря нетрадиционной геометрии разрядной камеры и соответствующему профилю магнитного поля . Цилиндрический двигатель Холла легче поддается миниатюризации и работает с низким энергопотреблением, чем обычный (кольцевой) двигатель Холла. Основная причина использования цилиндрических двигателей Холла заключается в том, что трудно получить обычный двигатель Холла, который работает в широком диапазоне от

100 Вт при сохранении эффективности 45-55%.

Подруливающее устройство Холла с внешним разрядом

Распылительная эрозия стенок разрядного канала и полюсных наконечников, защищающих магнитную цепь, вызывает сбой в работе двигателя. Следовательно, кольцевые и цилиндрические подруливающие устройства Холла имеют ограниченный срок службы. Хотя было показано, что магнитное экранирование значительно снижает эрозию стенки разрядного канала, эрозия полюсного наконечника все еще вызывает беспокойство. В качестве альтернативы была представлена нетрадиционная конструкция холловского двигателя, называемого холловским двигателем с внешним разрядом или плазменным двигателем с внешним разрядом (XPT). Двигатель Холла с внешним разрядом не имеет стенок разрядного канала или полюсных наконечников. Плазменный разряд создается и поддерживается полностью в открытом пространстве за пределами конструкции двигателя, и, таким образом, достигается работа без эрозии.

Приложения

Двигатели Холла летают в космос с декабря 1971 года, когда Советский Союз запустил СПТ-50 на спутнике «Метеор». С тех пор более 240 двигателей совершили полеты в космос со 100% -ным успехом. Подруливающие устройства Холла в настоящее время обычно используются на коммерческих спутниках связи LEO и GEO, где они используются для вывода на орбиту и поддержания станции .

Первым двигателем Холла, который полетел на западном спутнике, был российский Д-55, построенный в ЦНИИМАШ на космическом корабле NRO STEX , запущенном 3 октября 1998 года.

Солнечная электрическая двигательная система Европейского космического агентства «s SMART-1 космических аппаратов использовали Snecma PPS-1350 -G Hall подруливающее устройство. SMART-1 был миссией по демонстрации технологий, которая вращалась вокруг Луны . Это использование PPS-1350-G, начавшееся 28 сентября 2003 г., было первым использованием холловского двигателя за пределами геостационарной околоземной орбиты (GEO). Как и большинство двигательных установок Холла, используемых в коммерческих приложениях, двигатель Холла на SMART-1 может регулироваться в диапазоне мощности, удельного импульса и тяги. Он имеет диапазон мощности разряда 0,46–1,19 кВт, удельный импульс 1100–1600 с и тягу 30–70 мН.

Многие небольшие спутники кластера SpaceX Starlink используют двигатели Холла, работающие на криптоне, для удержания позиции и спуска с орбиты.

Космическая станция Tiangong оснащена двигателями на эффекте Холла. Основной модуль Tianhe приводится в движение как химическими двигателями, так и четырьмя ионными двигателями , которые используются для регулировки и поддержания орбиты станции. Разработка двигателей на эффекте Холла считается деликатной темой в Китае, и ученые «работают над улучшением технологии, не привлекая внимания». Двигатели на эффекте Холла созданы с учетом безопасности пилотируемых полетов с целью предотвращения эрозии и повреждений, вызванных ускоренными ионными частицами. Магнитное поле и специально разработанный керамический экран были созданы для отражения повреждающих частиц и поддержания целостности двигателей. По данным Китайской академии наук , ионный привод, используемый на Тяньгуне, непрерывно работал в течение 8 240 часов без сбоев, что указывает на их пригодность для 15-летнего срока службы китайской космической станции.

Лаборатория реактивного движения (JPL) предоставила эксклюзивное коммерческое лицензирование Apollo действия термоядерного во главу с Майком Кэссиди , для его Магнитен экранированной миниатюры или MASMI Hall подруливающей технологии. В январе 2021 года Apollo Fusion объявили, что они заключили контракт с York Space Systems на заказ своей последней версии под названием «Apollo Constellation Engine».

Первые двигатели Холла НАСА в миссии, рассчитанной на человека, будут представлять собой комбинацию двигателей Холла мощностью 6 кВт, предоставленных Busek, и двигателей Холла Advanced Electric Propulsion System (AEPS) NASA . Они будут служить в качестве основного движения на Maxar «s силы и Propulsion элементе (PPE) для лунного шлюза под НАСА программы Артемиды . Высокий удельный импульс двигателей Холла позволит эффективно поднимать орбиту и удерживать станцию на полярной почти прямолинейной гало-орбите Lunar Gateway .

В развитие

Самым мощным двигателем на эффекте Холла, находящимся в разработке, является подруливающее устройство Холла X3 с вложенным каналом мощностью 100 кВт, разработанное Мичиганским университетом . Подруливающее устройство имеет диаметр около 80 см, вес 230 кг и демонстрирует тягу 5,4 Н.

Среди других двигателей большой мощности - усовершенствованная электрическая двигательная установка НАСА мощностью 40 кВт (AEPS), предназначенная для выполнения крупномасштабных научных миссий и перевозки грузов в глубоком космосе.

«Мы сейчас планируем изучать вопросы использования альтернативных ксенону рабочих тел, в ближайшее время на борту наших космических аппаратов они не востребованы», — сказал Кошлаков.

По словам гендиректора Центра, ксенон используется, потому что на орбите стоимость килограмма ксенона очень близка к стоимости килограмма условного «воздуха» (с учетом стоимости выведения этого килограмма на орбиту). Более того, ксенон очень хорошо хранится длительное время, обеспечивая наилучшую эффективность решения задач двигательной установкой космического аппарата.

«Насчет количества газа — это вопрос каждой конкретной задачи и миссии», — пояснил Кошлаков.

В качестве примера он привел двигатель ИД-200КР, предназначенный для коррекции орбит геостационарных аппаратов. Его мощность составляет 3 кВт, а расход — 2 мг/ с. «При планируемом ресурсе в 10 000 часов, что эквивалентно более чем одному году непрерывной работы, один двигатель может израсходовать около 70 кг ксенона», — добавил гендиректор предприятия.

Стоимость одного двигателя будет зависеть от его параметров.

«Называть стоимость изделий под конкретные требования заказчиков не позволяют условия сохранения коммерческой тайны, но открыто опубликовано, что стоимость двух блоков коррекции на базе ионного двигателя для последующего проведения автономных испытаний, согласно сайту госзакупок, составляла 26 млн 605 тыс. рублей в 2019 году», — сказал Кошлаков.

Ионный двигатель — один из типов электроракетных двигателей, который может быть создан в том числе с ядерной энергоустановкой. Он представляет собой ускоритель частиц, в котором разделены процессы ионизации и ускорения, что позволяет добиться высоких скоростей истечения рабочего тела и эффективного преобразования электрической мощности в кинетическую энергию струи, однако плотность тяги ограничена.

Читайте также: