Двигательная установка на ксеноне

Добавил пользователь Владимир З.
Обновлено: 20.09.2024

КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ / SPACECRAFT / БЛОК ПОДАЧИ КСЕНОНА / БЛОК ХРАНЕНИЯ КСЕНОНА / XENON STORAGE UNIT / БАК / TANK / РАБОЧЕЕ ТЕЛО / WORKING BODY / БАКОВЫЙ КОЭФФИЦИЕНТ / TANK COEFFICIENT / XENON FEED UNIT

Аннотация научной статьи по механике и машиностроению, автор научной работы — Ермошкин Ю.М., Житник Ю.Н., Ладыгин А.П.

Рассмотрены результаты разработки пневмоарматуры нового поколения, блоков хранения и подачи ксенона с улучшенными характеристиками для электрореактивных двигательных подсистем КА.

DEVELOPING THE EQUIPMENT FOR STORAGE AND FEEDING OF THE WORKING BODY TO SPACECRAFTS ELECTRIC PROPULSION SYSTEMS

The research considers the results of new generation pneumoarmature development to xenon feed and storage unit with the improved performances for spacecrafts electric propulsion systems.

Повысить энерговооружённость космических аппаратов возможно путём использования комбинированного накопителя энергии 7, позволяющего компенсировать пиковое потребление в нештатных режимах работы КА и поддержать необходимое электропитание бортовой аппаратуры совместно с системой электропитания спутника. Для использования ЛИА на основе системы Li4Ti5Oi2 - LiFePO4 необходимо выполнить расчет частоты вращения накопителя энергии, при которой начинается поляризация неводного электролита аккумуляторов, и исследовать их поведение в поле центробежных сил.

1. Гущин В. Н. Основы устройства космических аппаратов : учебник для вузов. М. : Машиностроение, 2003. 272 с. : ил.

2. Химические источники тока : справочник / под ред. Н. В. Коровина и А. М. Скундина. М. : МЭИ. 2003. 740 с.

4. Сибиряков Р. В. Электрохимическое поведение и структура титаната лития, синтезированного различными способами : автореф. дис. . канд. техн. наук : 05.17.03. СПб., 2012. 24 с.

6. Надараиа Ц. Г., Бабкина Л. А., Шестаков И. Я., Фадеев А. А. Химико-кинетический накопитель энергии // Вестник СибГАУ. 2014. № 2(54). С. 56-61.

7. Vinogradov K. N., Shestakov I. Ya., Strekaleva T. V. The use of chemical-kinetic energy storage for maintenance of peak loadings of the space vehicle // Молодежь. Общество. Современная наука, техника и инновации : материалы XIII Междунар. науч. конф.

бакалавров, магистрантов и аспирантов (15 мая 2014, г. Красноярск) / под общ. ред. И. В. Ковалева, М. В. Савельевой, Н. А. Шумаковой ; Сиб. гос. аэро-космич. ун-т. Красноярск, 2014. С. 227-229.

8. Виноградов К. Н., Шестаков И. Я., Фадеев А. А., Надараиа Ц. Г. Особенности работы химико-кинетического накопителя энергии // Решетневские чтения : материалы XVIII Междунар. науч. конф., посвящ. 90-летию со дня рождения генер. конструктора ракет.-космич. систем акад. М. Ф. Решетнева (11-14 нояб. 2014, г. Красноярск) : в 3 ч. / под общ. ред. Ю. Ю. Логинова ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2014. Ч. 1. С. 125-126.

1. Guschin V. N. Osnovi ustroistva kosmicheskih apparatov. M., Maschinostroenie, 2003.

2. Korovin N. V., Skundin A. M. Khimicheskiye istochniki toka : spravochnik. Moscow, MEI, 2003.

3. Skundin A. M., Efimov O. N., Yarmolenko O. V. Sovremennoe sostoyanie i perspektivi razvitiya issledovanii litievich akkumulyatorov. Uspechi khimii, 2002.

4. Sibiryakov R. V. Elektrokhimicheskoye povedenie i struktura titanata litiya. Avtoreferat dissertatsii, SPb, 2012.

6. Nadaraia Ts. G., Babkina L. A., Shestakov I. Ya., Fadeev A. A. Vestnik SibGAU. 2014, no. 2(54), pp. 5661.

7. Vinogradov K. N., Shestakov I. Ya., Strekaleva T.

V. Materialy XIII Mezhdunarodnoy nauchnoy konferentsii bakalavrov, magistrantov, aspirantov. Krasnoyarsk, 2014. р^. 227-229.

8. Vinogradov K. N., Shestakov I. Ya., Fadeev A. A., Nadaraia Ts. G. Materialy XVIII Mezhdunarodnoy nauchnoy konferentsii Reschetnevskie chteniya. Krasnoyarsk, 2014, P. 1, рp. 125-126.

Ю. М. Ермошкин, Ю. Н. Житник, А. П. Ладыгин

Ключевые слова: космический аппарат, блок подачи ксенона, блок хранения ксенона, бак, рабочее тело, баковый коэффициент.

Решетнеескцие чтения. 2015

DEVELOPING THE EQUIPMENT FOR STORAGE AND FEEDING OF THE WORKING BODY TO SPACECRAFTS ELECTRIC PROPULSION SYSTEMS

Yu. M. Yermoshkin, Yu. N. Zhitnik, A. P. Ladygin

The research considers the results of new generation pneumoarmature development to xenon feed and storage unit with the improved performances for spacecrafts electric propulsion systems.

Keywords: spacecraft, xenon feed unit, xenon storage unit, tank, working body, tank coefficient.

При разработке нового БПК удалось добиться значительного снижения массы. Она находится на уровне лучших зарубежных образцов 1. Точность поддержания выходного давления также существенно выше, чем у образцов предыдущего поколения, что позволило в схеме подачи газа отказаться от дополнительного каскада регулирования.

Рис. 1. Схема БПК

Рис. 4. Горловина

Рис. 5. Клапан высокого давления

Рис. 2. Внешний вид БПК

Рис. 6. Клапан низкого давления

Характеристики блоков подачи ксенона

Давление на входе, кгс/см2 255 170-250

Давление на выходе, кгс/см2 2,6 1,75-2,6

Расход рабочего тела, мг/с 6-12 1,5-40

Масса, кг 11,85 2,7

Габариты, мм 485x326x210 465x230x83

Характеристики блоков хранения ксенона

Рабочее давление, кгс/см2 не более 255 не более 140 80-110

Вместимость, кг 31 71 350-570

Масса блока, кг 11,75 15,8 40-49

Баковый коэффициент (КБ) 0,3 0,12 0,07-0,1

Габариты, мм 375x375x380 795x320x320 1 155x700

Решетнееские чтения. 2015

Разработанные элементы могут быть применены не только на геостационарных телекоммуникационных КА, но и на изделиях другого назначения, например, на научных КА для полетов к планетам.

1. Freidl E., Müller W. Development and testing of electronic pressure regulator (EPR) assembly // Proc. 3th Int. Spacecraft Propulsion Conference, Cannes, France 10-13 October 2000.

2. Van Put P., Van der List M. C. A. M., Yüce V. Development of an advanced proportional xenon feed assembly for the GOCE spacecraft // Proc. 4th Int. Spacecraft Propulsion Conference, Cagliari, Sardinia, Italy 2-4 June 2004.

1. Freidl E., Müller W. Development and testing of electronic pressure regulator (EPR) assembly // Proc. 3th Int. Spacecraft Propulsion Conference, Cannes, France 10-13 October 2000.

ПОВЫШЕНИЕ УДЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА ЖРД ЗА СЧЁТ МЕТАЛЛОСОДЕРЖАЩЕГО ГОРЮЧЕГО

Е. А. Злобина, Р. М. Колегов

Рассматривается металлосодержащее горючее, которое выступает в качестве компонента горючего -раствор лития в аммиаке - как эффективное ракетное горючее.

Ключевые слова: жидкостный ракетный двигатель, удельный импульс, камера сгорания.

INCREASING THE SPECIFIC IMPULSE ROCKET ENGINE DUE TO THE METAL-CONTAINING FUEL

E. A. Zlobina, R. M. Kolegov

The research examines metal-containing fuel that acts as a component of fuel presented by lithium - in - ammonia solution. It is efficient rocket fuel.

Keywords: liquid rocket engine, the specific impulse,combustion chamber.

Повышение удельного импульса (1у) относится к первоочередным задачам, которые решаются при создании новых ЖРД и модернизации эксплуатируемых двигателей. Удельный импульс является важнейшим параметром жидкостного ракетного двигателя, характеризующим эффективность жидкого ракетного топлива и совершенство конструкции двигателя. От величины удельного импульса в конечном счёте зависит весовая отдача ракетной системы.

В настоящее время актуальной задачей является увеличение удельного импульса ЖРД при минимальных экономических затратах, т. е. с использованием уже отработанной технологии создания двигателей. Проведён анализ существующих топлив и конструкций ЖРД. В результате анализа установлено, что одним из путей решения указанной задачи является использование добавления раствора лития в аммиаке в качестве горючего компонента.

Ионный двигатель создает возможность разогнать космический аппарат в условиях невесомости до скоростей, которые и не снились жидкостным и химическим реактивным двигателям.

Этот двигатель основан на создании реактивной тяги ионизированного газа, разогнанного до невероятных скоростей в электрическом поле. Устройство такого двигателя описал русский ученый К.Э. Циолковский в 1906 г. В дальнейшем его теория дорабатывалась и уточнялась. Теперь она находит практическое применение на орбите.

Для выработки электричества в настоящее время используются солнечные батареи, но в дальнейшем планируется использовать термоядерные установки, которые быстрее появятся в космосе чем на земле. Отдельно про термоядерные двигатели читайте в этой статье .

Использование внешнего магнитного поля в ионном двигателе позволяет повысить энергоэффективность системы.

Итак, преимущества ионного двигателя:

– большой удельный импульс. У ионного двигателя он самый высокий из всех существующих двигателей, так как на свою мощность он тратит сопоставимо мало топлива, в отличие от тех же жидкостных движков.

– для функционирования ионного двигателя достаточно небольшой электрической мощности – от 150 до 500 Ватт. Двигатели мощностью от 150 до 500 Ватт могут быть установлены на малые космические аппараты,

Перспективы: когда полетим в дальние дали?

Применение ионных двигателей в космических аппаратах открывает новые перспективы развития космонавтики, в частности, запускаемых космических аппаратов. Современные перспективы таковы, что доля запускаемых тяжелых космических аппаратов массой больше 1 тонны неуклонно снижается и составляет не более 30% от всех запусков. Все более востребованными становятся малые космические аппараты весом от 100 кг до 500 кг, находящиеся на низкой околоземной орбите до 1000 км и функционирующие в течение 5-10 лет. К малым космическим аппаратам относятся спутники и системы мобильной связи и радионавигации, мониторинга Земли, атмосферы и околоземного космического пространства.

Ионные двигатели в ближайшем будущем позволят заменить двигатели орбитального движения малых космических аппаратов, что увеличит срок их эксплуатации в 2-3 раза и продлит срок их жизни до 5-10 лет.

В отдаленной перспективе планируется оснащать все, в том числе тяжелые, космические аппараты ионными двигателями, что позволит совершать путешествия к далеким планетам и звездам, пилотируемые экспедиции к планетам Солнечной системы, тяжелые транспортные перелеты. В данный момент ионные двигатели применяются для управления ориентацией и положением на орбите искусственных спутников Земли.

С течением технической проработки концепции двигателя он сможет в ближайшем будущем заменить главный тяговый двигатель тяжелых космических аппаратов.

Характеристики электроракетных двигателей определяются не только скоростью истечения заряженных частиц, но и плотностью тяги - значением силы тяги , приходящимся на единицу площади отверстия, через которое эти частицы истекают. Возможности ионных и аналогичных электростатических двигателей ограничиваются объемным зарядом , который налагает очень низкий предел на достижимую плотность тяги. Дело в том, что по мере прохождения положительных ионов через электростатические сетки двигателя между ними неизбежно накапливается положительный заряд, который уменьшает напряженность электрического поля, ускоряющего ионы.

Из-за этого тяга двигателя зонда Deep Space 1 эквивалентна примерно весу листа бумаги, что очень далеко от тяги двигателей в научно-фантастических фильмах вроде "Интерстеллар". Для разгона тонны веса с помощью такой силы от нуля до сотни при отсутствии сопротивления движению потребовалось бы более двух суток. В космическом вакууме, который не оказывает сопротивления, придать аппарату большую скорость способна даже очень слабая сила, если она действует достаточно долго.

Черепаха все равно побеждает

Кадр из фильма Такси:"Эй, Эйнштейн, читал Ля Фонтена? Да, большой заяц недоволен, что его обогнала глупая черепаха! А вот Пума будет довольна: давно она мечтала полакомиться зайчатиной!"

______________________________________________________________________________________

У такого двигателя нет топлива в привычном понимании, т.е. горючего и окислителя, необходимого для химической реакции с выделением тепла. СПД подходит практически любой газ, но лучше использовать химически неактивные и с высокой атомной массой, вроде аргона или ксенона. Плазменные двигатели обеспечивают очень высокую скорость выбрасываемой струи газа, например, для ксенона это около 30 км/с. Для сравнения, скорость выброса газа у одного из самых эффективных химических ракетных двигателей — кислород-водородного — около 4,5 км/с. Преимуществом химических двигателей является способность выбрасывать сразу много газа, что дает большую тягу. СПД же требует мощного источника электрической энергии, и даже с ним способен выбрасывать лишь незначительную массу газа за момент времени, то есть имеет очень малую тягу и требует много времени на разгон и торможение. Плазменные двигатели применяются только в космосе: оснащенные ими космические аппараты имеют относительно малый запас рабочего тела и большой размах солнечных батарей.

В начале XXI века калининградский СПД-100 прошел успешные испытания на лунном спутнике Европейского космического агентства Smart-1.

Калининградские СПД имеют довольно небольшой размер, но цикл их производства всё же требует немалых производственных площадей.

Цех механической обработки открывается современными станками ЧПУ.

— В некоторых случаях у нас токари пишут программы сами, — говорит генеральный конструктор предприятия Евгений Космодемьянский. И я понимаю, что пришло время выбросить свое удостоверение токаря второго разряда.

Однако в глубине зала работа идет на универсальных станках, где роль ручного труда сохраняет значение, и мои надежды на космическую карьеру возрождаются.

Необходимый этап создания космического двигателя — испытание. Для проверки СПД требуется смоделировать условия космоса, прежде всего вакуум.

В советские времена здесь разрабатывали самый мощный двигатель в своем классе — СПД-290. Сейчас создается сравнимый по мощности СПД-230.

Своими глазами работу плазменного двигателя увидеть, к сожалению, не удалось, но фото нам предоставили.

На этих кадрах, пожалуй, впервые миру показана работа плазменных двигателей СПД-70 в космосе.

Когда проходила моя экскурсия сотрудники предприятия не признавались кто заказчик ссылаясь на соглашение о неразглашении. Позже информация попала в СМИ и теперь мы знаем, что это OneWeb. Проект низкоорбитального спутникового интернета предполагает запуск почти тысячи космических аппаратов в течение трех-четырех лет. И на каждом спутнике будет российский плазменный двигатель.

Новый заказ требует перестройки всего производства, ведь надо создавать практически по двигателю в день. Специалистов на работу набирают даже из других городов. Такой нагрузки не было никогда, поэтому под проект OneWeb провели модернизацию с новыми станками ЧПУ и оборудовали новое современное чистое помещение для сборки.

За каждым столом собирается по двигателю.

Готовые изделия запираются в специальном шкафу, где поддерживается определенный режим температуры и влажности.

Работа почти ювелирная и неподготовленным взглядом воспринимается непривычно. Обычно под сборкой космических двигателей понимается что-то более масштабное.

Зато в результате получаются вот такие красавцы.

Разумеется, музейный образец не начинен полонием и не радиоактивен.

Термокаталитические двигатели имеют меньшую эффективность чем плазменные или даже химические двухкомпонентные, зато они позволяют создать более простую топливную систему. Обычно такие двигатели используются для ориентирования космических аппаратов и располагаются в блоках по несколько штук.

Особый интерес вызывает один музейный образец — стационарный плазменный двигатель, прошедший длительные испытания в вакуумной камере. Тысячи часов работы приводят к деградации поверхности двигателя под воздействием плазмы.

стационарный плазменный двигатель / электрореактивная двигательная установка / система питания и управления / электродинамический имитатор тягового модуля / stationary plasma thruster / electrojet thruster device / power processing unit / electro-dynamic simulator of a thrust module / fair tests

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

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

Методика обоснования параметров орбиты и характеристик двигательной установки малого космического аппарата дистанционного зондирования Земли

Системы питания и управления электрореактивными двигательными установками автоматических космических аппаратов

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

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.

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);

• 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.

Средства энергетического обеспечения - стендовые источники питания, обеспечивающие пода-

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 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

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

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.

Читайте также:

Двигательная установка на ксеноне

Аннотация научной статьи по механике и машиностроению, автор научной работы — Ермошкин Ю.М., Житник Ю.Н., Ладыгин А.П.

Похожие темы научных работ по механике и машиностроению , автор научной работы — Ермошкин Ю.М., Житник Ю.Н., Ладыгин А.П.

DEVELOPING THE EQUIPMENT FOR STORAGE AND FEEDING OF THE WORKING BODY TO SPACECRAFTS ELECTRIC PROPULSION SYSTEMS