CC BY
30УДК 629.78.036.7:629.783
электротермическая двигательная установка наноспутника
© Белоконов и.в., ивлиев А.в., Ключник в.н., Кумарин А.А.,
Гимранов з.и., Кяримов р.р., 2022
Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва (Самарский университет) Московское шоссе, 34, г. Самара, Российская Федерация, 443086,
e-mail: ssau@ssau.ru
В статье изложены основные результаты разработки экспериментальной импульсной электротермической двигательной установки (ЭТДУ) наноспутника с автоколебательным рабочим процессом. Рабочим телом выбрана вода с добавкой этилового спирта для незамерзаемости. Рассчитаны удельный импульс тяги ЭТДУ и запас характеристической скорости в зависимости от концентрации спирта. Разработаны и изготовлены конструкция и система управления ЭТДУ. Разработана и изготовлена система измерения основных параметров ЭТДУ: тяги, температурного состояния нагревателя, а также напряжения на промежуточном накопителе энергии — батарее суперконденсаторов. Разработана и реализована на управляющем компьютере автоматизированная система проведения эксперимента. Предложено применить для исследуемой ЭТДУ автоколебательный режим работы, эффективность которого подтверждена экспериментально. Эксперимент выполнялся для рабочего тела, содержащего добавку 40% по массе спирта, обеспечивающего работоспособность практически для всех околоземных орбит полёта. Получен удельный импульс тяги 1300 м/с при среднем потреблении электроэнергии не более 1 Вт и практически полной технической и экологической безопасности на всех этапах жизненного цикла. Основные конструкционные решения запатентованы в Российской Федерации. Разработанная ЭТДУ может служить прототипом создания лётного варианта двигательной установки наноспутника.
Ключевые слова: электротермический двигатель, импульсный режим, супер -конденсаторы, наноспутник, коррекция орбиты.
EDN: ZLHAXC
electrothermal propulsion system
for a nanosatellite Belokonov i.V., ivliev A.V., Klyuchnik V.N., Kumarin A.A., Gimranov Z.i., Kyarimov R.R.
Samara National Research University named after academician S.P. Korolev 34 Moskovskoye shosse, Samara, 443086, Russian Federation, e-mail: ssau@ssau.ru
The paper presents principal results of an effort to develop an experimental pulsed mode electrothermal propulsion system with self-oscillating operation. Selected as propellant was water doped with ethyl alcohol to prevent freezing. Specific impulse of the propulsion system thrust and delta velocity were calculated for various
alcohol concentrations. The propulsion system structure and control system were developed and built. Also developed and built was a system for measuring key parameters of the propulsion system: thrust, thermal state of the heater, as well as the voltage across the intermediate energy storage unit — a bank of supercapacitors. An automated system for conducting an experiment was developed and implemented on a control computer. It was proposed to use for the propulsion system a self-oscillating operational mode which had been experimentally proven to be highly efficient. The experiment was run for the propellant that contained a 40% by mass of alcohol dopant, which made it serviceable in virtually all near-Earth orbits. Specific impulse of 1300 m/s was obtained at average power consumption of no more than 1 W with virtually complete engineering and environmental safety through all the phases of the life cycle. The key design solutions were patented in the Russian Federation. This propulsion system may serve as prototype for developing a flight model of the propulsion system for a nanosatellite.
Key words: electrothermal thruster, pulsed mode, supercapacitors, nanosatellite, orbital correction.
БЕЛОКОНОВ И.В.
ИВЛИЕВ А.В.
КЛЮЧНИК В.Н.
КУМАРИН А.А.
ГИМРАНОВ З.И.
КЯРИМОВ Р.Р.
БЕЛОКОНОВ Игорь Витальевич — доктор технических наук, профессор,
заведующий межвузовской кафедрой космических исследований Самарского университета,
e-mail: ibelokonov@mail.ru
BELOKONOV Igor Vitalyevich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Head of the Inter-university department of space research at Samara University, e-mail: ibelokonov@mail.ru
ИВЛИЕВ Александр Владимирович — кандидат технических наук, старший научный сотрудник НИЛ-102 Самарского университета, e-mail: ivlievav@mail.ru
IVLIEV Aleksandr Vladimirovich — Candidate of Science (Engineering), Senior research scientist at Scientific laboratory-102 at Samara University, e-mail: ivlievav@mail.ru
КЛЮЧНИК Виталий Николаевич — инженер-конструктор НИЛ-102 Самарского университета, e-mail: klju53@mail.ru
KLYUCHNIK Vitaly Nikolaevich — Engineer-designer at Scientific laboratory-102 at Samara University, e-mail: klju53@mail.ru
КУМАРИН Алексей Андреевич — аспирант Самарского университета, e-mail: alky_samara@mail.ru
KUMARIN Aleksey Andreevich — Postgraduate at Samara University, e-mail: alky_samara@mail.ru
ГИМРАНОВ Зафар Ильясович — младший научный сотрудник НИЛ-102 Самарского университета, e-mail: zafargimranov86@gmail.com
GIMRANOV Zafar Ilyasovich — Junior research scientist at Scientific laboratory-102 at Samara University, e-mail: zafargimranov86@gmail.com
КЯРИМОВ Рустам Равильевич — аспирант Самарского университета, e-mail: rustam9395@mail.ru
KYARIMOV Rustam Ravilevich — Postgraduate at Samara University, e-mail: rustam9395@mail.ru
введение
Достижения в области электроники позволили создать такой класс космических аппаратов (КА) как наноспут-ники (НС). Наиболее популярный их формат в наши дни — CubeSat. Он позволяет снизить стоимость и сложность проекта путём использования стандартных транспортно-пусковых контейнеров. CubeSat Ш наиболее просты и обычно не требуют управления движением. 2U и 3U — аппараты, которые являются наиболее популярным выбором для университетских спутников и спутников малых компаний — уже могут требовать управление движением центра масс аппарата. Для этого требуется двигательная установка (ДУ). Разработка ДУ для НС с необходимыми характеристиками в настоящее время признана одной из критических проблем развития наноспутниковых технологий.
Цель данной работы состояла в разработке экспериментальной ДУ применительно к научно-образовательным НС стандарта О^вВМ формата 3U, обеспечивающего практически полную безопасность для персонала и окружающей среды на всех этапах жизненного цикла, а также минимальное потребление энергии от бортовой сети НС. Впоследствии разработанная экспериментальная ДУ должна послужить прототипом для разработки лётного варианта ДУ.
Задачи работы:
• выбрать схему и рассчитать удельный импульс тяги ДУ и общий запас характеристической скорости;
• спроектировать и изготовить ДУ выбранной конструкции;
• спроектировать и изготовить систему управления ДУ;
• спроектировать и изготовить экспериментальную автоматизированную установку для наземных испытаний ДУ;
• провести экспериментальную верификацию выполненных расчётов путём проведения автономных наземных испытаний ЭТДУ в условиях вакуума.
Требовалось обеспечить следующие параметры ДУ для НС формата 3U сухой массой 3,5 кг: запас характеристической скорости не менее 50 м/с;
изменение скорости полёта за один этап коррекции ~0,1 м/с;
масса ДУ не более 2 кг;
размеры не более 1,5 ^
среднее потребление энергии не более 1 Вт.
выбор схемы, расчёт удельной тяги и запаса характеристической скорости
Анализу применимости двигателей разных схем для оснащения малых космических аппаратов, в т. ч. НС, посвящено несколько работ [1-5].
При выборе схемы ДУ для НС одно из требований — обеспечение практически полной технической безопасности —
серьёзно препятствует выбору двигателя на газообразном рабочем теле (РТ), поскольку для наличия достаточного запаса газообразного РТ необходимо его хранение под высоким давлением, которое обуславливает опасность такой ДУ.
Ионные двигатели обладают высокой удельной тягой, но значения тяги небольшие — порядка единиц миллиньютона. Эти двигатели отличаются высоким потреблением электроэнергии, в среднем 20...100 Вт [3, 4]. Малая тяга и большое электропотребление препятствуют выбору ионного двигателя.
Перспективным может быть применение импульсного плазменного двигателя. Однако трудности обеспечения его работы на малой мощности и другие технические проблемы не позволили нам выбрать его для данной работы, хотя некоторые поисковые проработки нами производились [6].
Для настоящего исследования на основе ранее выполненных работ [7-11] была выбрана электротермическая ДУ. Выбрана схема ЭТДУ, работающая в импульсном режиме, с рабочим телом — смесью дистиллированной воды с добавкой для незамерзаемости этилового спирта (40% по массе). Такая добавка позволяет обеспечивать работоспособность вытеснительной системы подачи РТ вплоть до температуры -28 °С. Структурная схема ЭТДУ приведена на рис. 1.
Рис. 1. Выбранная структурная схема ЭТДУ
Рабочее тело в баке с вытеснитель-ной подачей при открытии отсечного клапана по команде системы управления двигателем поступает в предварительно разогретый нагреватель, где РТ вначале нагревается до температуры кипения и испаряется. Затем РТ перегревается до возможно большей температуры в том же нагревателе и истекает из сопла Лаваля, создавая тягу. Система управления реализует необходимую циклограмму работы ЭТДУ. Электропитание осуществляется от автономной системы.
Рассчитаем удельный импульс тяги (в м/с) электротермической двигательной установки по известным формулам [12]:
TR 2k
v = ,
e 1 M k - 1
Г p \(k - i)/k
Р
где юе — скорость газа на выходе из сопла, м/с; Т — абсолютная температура газа на входе, К; Я — универсальная газовая постоянная, Я = 8 314,5 Дж/(кмоль-К) М — молярная масса газа, кг/кмоль к — показатель адиабаты, к = ср /сю ср — молярная теплоёмкость при постоянном давлении, Дж/(кмоль-К); сх) — молярная теплоёмкость при постоянном объёме, Дж/(кмоль-К); ре — абсолютное давление газа на выходе из сопла, Па; р — абсолютное давление газа на входе в сопло, Па.
Для этого вначале найдем отношение абсолютных давлений на выходе из сопла и входе в него, ре /р, которое зависит только от геометрической степени расширения газа в сопле:
5
ср
S
k -л_ 2
k + i k -1
k + 1
k + 1
(Ре) k
[р)
где S
ср
сопла; S
7 кр
ния сопла.
площадь сечения среза площадь критического сече-
Это уравнение аналитического решения не имеет. Поэтому его решение выполнялось численным методом бисекции. Найденная зависимость ре /р от показателя адиабаты приведена на рис. 2.
Далее рассчитаем удельный импульс тяги ЭТДУ для воды, а также для добавок спирта этилового и метилового. Результаты расчётов приведены на рис. 3 и 4.
1
2
2
k
Й 10
-з
1,6
1,4 1,2 А. 1,0 ¿С' 0,8 0,6 0,4 0,2
-V —$ /5 = 100 сру кр /5 = 150
5 /5 = 200 ср/ кр
—5 /5 - 250 срх кр
—
1,0
1,1
1,2 1,3
1,4
1,6
Рис. 2. Зависимость отношения показателя адиабаты к
давлений ре /р от
400 500 600 700 800 900 1000 1100 Температура, К
а)
о 10 15 20 25 30 35 Концентрация этанола, %
б)
Рис. 3. Зависимости скорости газа при работе ЭТДУ на рабочем теле «дистиллированная вода с добавками спирта»: а — от температуры; б — от концентрации спирта в рабочем теле Примечание. Б /Б = 100.
Г ср кр
400 500 600 700 800 900 1000 1 100 Температура, К а)
О 10 15 20 25 30 35 40 Концентрация этанола, %
б)
Рис. 4. Зависимость характеристической скорости, обеспечиваемой ЭТДУ: а — от температуры; б — от концентрации спирта в рабочем теле
Примечание. Б /Б = 100. Сухая масса спутника
1 ср кр ^ ^
3,5 кг, заправленного рабочим телом — 3,67 кг.
Метиловый спирт имеет меньшую молекулярную массу, чем этиловый. Кроме того, для обеспечения незамер-заемости РТ его потребуется несколько меньше, чем этилового. Соответственно, метиловый спирт в составе РТ позволяет обеспечить уровни удельного импульса тяги и запаса характеристической скорости выше, чем этиловый. Однако, метиловый спирт представляет опасность химического отравления персонала при проведении испытаний ЭТДУ, а также экипажа МКС в случае запуска НС космонавтами с её борта,
что неприемлемо. Поэтому для обеспечения незамерзаемости воды были выбраны добавки этилового спирта.
разработка конструкции
Бак РТ оригинальной конструкции изготовлен из стали 12Х18Н10Т. Вытеснение РТ производится поршнем, давление на который осуществляется тремя соосно установленными пружинами. Средняя из них имеет направление навивки, противоположное направлению навивки внутренней и наружной пружин, что предотвращает возможное заедание между витками соседних пружин. Пружины при полном баке обеспечивают избыточное давление 0,27 МПа, при практически пустом баке — 0,17 МПа. Выбранное для вытеснения РТ из бака устройство обеспечивает высокую надёжность работы и отсутствие опасного фактора — давления газа, обычно применяемого в системе вытеснения.
Для заправки бака разработано и изготовлено заправочное устройство с вытеснительной системой подачи. Заправка осуществляется через заправочный штуцер. Полнота заправки контролируется съёмным щупом. Максимальное количество заправленной смеси (вода дистиллированная с этиловым спиртом — 40% по массе), доступное для подачи в нагреватель, составило 0,17 кг.
Отсутствие утечки из заправленного бака проверялось весовым методом периодически в течение года, в т. ч. при нахождении в вакууме в течение 24 ч (три эксперимента при вакуумировании до 0,13 • 10-3 Па продолжительностью 8 ч), остальное время — в условиях атмосферы. Температура во всех экспериментах составляла около +20°. Утечки из заправленного бака, содержащего 0,17 кг РТ, за всё время эксперимента обнаружено не было (чувствительность прибора 2 • 10-4 кг).
Бак одновременно является несущей конструкцией, на которой размещаются отсечной клапан, нагреватель с соплом, силовые электрические ключи на основе полевых транзисторов, подключающие нагреватель к батарее из восьми суперконденсаторов, а также кабельная сеть и трубопроводы подачи РТ к отсечному клапану. Стыковка с рамой спутника осуществляется фланцами квадратной формы.
На рис. 5 представлен внешний вид конструкции электротермической двигательной установки.
Нагреватель ЭТДУ был выполнен из капиллярных трубопроводов из стали 12Х18Н10Т, нагреваемых пропусканием электрического тока непосредственно через трубопровод. Конструкция нагревателя запатентована [13, 14]. Испарённое и перегретое РТ из нагревателя подводилось к соплу Лаваля. Сопло не-профилированное, с углом раскрытия 20°, геометрическая степень расширения 100. Критическое сечение 00,4 мм, выходное сечение 04,0 мм. Изготовлено из стали 12Х18Н10Т.
б)
Рис. 5. Конструкция ЭТДУ: а — электротермический двигатель; б — отсечной клапан МЭК (АО «ОКБ «Факел»)
Наиболее сложной технологической операцией оказалась сборка блока нагревателя с помощью лазерной сварки, поскольку соединение между собой капиллярных трубопроводов, имеющих наружный диаметр 1,5 мм, толщину стенки 0,25 мм и нагревающихся до температуры вплоть до 900 °С, выполнить другим методом не представлялось возможным. Технология ранее была отработана на кафедре «Технологии двигателей» Самарского университета в лаборатории аддитивных технологий [15]. Сотрудники лаборатории, выполнявшие сварку нагревателя и других элементов конструкции ЭТДУ в порядке технической помощи, применяли технологическую установку, включающую в себя импульсный твердотельный М^УАО-лазер с длиной волны излучения 1,06 мкм, частотой следования импульсов излучения 1...20 Гц, диаметром сфокусированного пучка 0,2.2,0 мм. Общий вид оборудования лаборатории, на котором производилась сварка, представлен на рис. 6.
Для экспериментальной отработки нагревателя необходимо было определять температуру (до +900 °С) тонкостенных капиллярных трубок, по которым кратковременно мог протекать электрический ток боль-
(тип «К» по международной классификации), выполненные из одной партии хромелевых и алюмелевых проводников, 00,2 мм. Термопары изолировались от капилляров с помощью высокотемпературного герметика с термостойкостью до +1 600 °С, обладающего электрическим сопротивлением более 10 МОм. По длине нагревателя было установлено шесть таких термопар, сигнал которых подводился к стандартным термопреобразователям. Погрешность измерения температуры составляла ±2 °С.
Система управления
Для обеспечения работы ЭТДУ по требуемой циклограмме была разработана электронная система управления, представленная на рис. 7.
Рис. 6. Оборудование лаборатории для выполнения лазерной сварки: 1 —
силовой блок; 2 — блок циркуляционного водяного охлаждения установки;
шой силы (40 А и более). з — лазерный блок и блок координатной системы с пультом управления
В таком случае необ-
ходимо электрически изолировать термопару от детали, температура которой измеряется. Доступные нам промыш-ленно выпускаемые изолированные термопары имеют большую тепловую инерцию, что будет искажать результаты измерений теплового состояния миниатюрных деталей. Нам пришлось изготовить малоинерционные изолированные термопары самостоятельно.
Для измерения были Рис. 7. Структурная схема системы управления ЭТДУ: МК — микроконт-выбраны ХА-термопары роллер; СК — суперконденсатор
Она основана на микроконтроллере серии Xmega компании Atmel. Микроконтроллер отвечает за принятие решений, отсчёт времени, получение и обработку данных с датчиков, выдачу управляющих сигналов и информации на бортовой компьютер. В качестве датчиков выступают термопара со специальным преобразователем и датчик давления. В качестве исполнительных устройств выступают блок силовых ключей, выдающих питание на нагревательный элемент, а также электроклапан подачи РТ в нагреватель. Для обеспечения необходимой мгновенной мощности на нагревателе был применён дополнительный накопитель энергии — батарея суперконденсаторов (СК; supercapacitor — SC) [9-11].
Мы применяли СК отечественного производителя «Феникс» [16]. ЭТДУ содержит восемь конденсаторов ёмкостью по 100 Ф каждый. Максимальное напряжение заряда 3 В. Конденсаторы были соединены по два параллельно, а затем все четыре пары — последовательно. В результате получается батарея конденсаторов ёмкостью 50 Ф, напряжением 12 В. Энергия полностью заряженной батареи Шэл = 3,6 кДж. Энергию разряда батареи Шразр можно регулировать, меняя остаточное напряжение.
Например, при остаточном напряжении 2 В остаточная энергия батареи составит Шост = 0,1 кДж. При КПД разрядной цепи, например, празр = 0,8; Шразр = 0,8 • 3,5 = 2,8 кДж. Для заряда используется устройство, представляющее из себя импульсный регулятор тока. Кроме того, поскольку батарея СК последовательная, предусмотрена её балансировка. Она осуществляется балансировочным устройством. Питание зарядного устройства осуществляется от бортовой сети преобразователем на 3,3 В.
Система измерения фиксирует напряжение на каждой из четырёх включённых последовательно секций батареи СК, максимальное напряжение на каждой из которых не должно превышать 3 В. Соответственно, напряжение на полностью заряженной батарее СК перед выдачей импульса тяги составляет 12 В.
Экспериментальная установка
Наземные автономные испытания ЭТДУ для определения тяги и удельной
тяги проводились в термовакуумной камере УП-125ТХД при давлении 0,65 Па. Для измерения тяги была разработана установка, позволяющая измерять импульс струи газа, истекающего из сопла ЭТДУ. Схема и фотография этой установки приведены на рис. 8.
а)
б)
Рис. 8. Установка измерения тяги ЭТДУ: а — схема установки: 1 — датчик; 2 — основание; 3 — крепление; 4 — диск; б — размещение установки в термовакуумной камере
Измерение выполняется с помощью тензометрического датчика. Измеряемый диапазон тяги — 1.400 мН. Датчик снабжён диском, воспринимающим давление реактивной струи ЭТДУ во время испытаний. Вертикальное размещение ЭТДУ над датчиком позволяет повысить точность калибровки, которая выполняется с помощью набора разновесов, устанавливаемых непосредственно в центр диска. Случайная погрешность калибровки составляла менее ±0,1%.
Увеличение скорости струи на участке от сопла до приёмного диска измерителя тяги за счёт силы тяжести составляет максимум 0,1% от измеряемых скоростей струи, что существенно меньше суммарной случайной ошибки определения тяги, составляющей ±3%.
Расход РТ измерялся весовым методом. ЭТДУ взвешивалась перед проведением эксперимента, а затем — после выполнения 15 раз подряд циклов выдачи корректирующих импульсов. Масса испытываемой ЭТДУ с полностью заряженным баком, монтируемой на установку измерения тяги, составляла 1,45 кг. Погрешность определения такой массы на имеющихся электронных весах составляла ±0,1 • 10-3 кг.
результаты экспериментальной отработки
Один из типичных результатов, получаемых в ходе испытаний, приведён на рис. 9. Такие результаты были получены после перевода рассматриваемой ЭТДУ в автоколебательный режим работы за счёт отказа от установки обратного клапана перед нагревателем.
а)
Время, с б)
Время, с в)
Рис. 9. Типичный результат измерений при выдаче импульса тяги: а — запись результата измерения тяги; б — зависимость температуры нагревателя от времени: 1, 2, 3, 4, 5, 6 — точки измерения температуры, расположенные равномерно по длине нагревателя (1 — со стороны сопла, 6 — со стороны подачи РТ); в — изменение напряжения на каждом из четырёх последовательно включённых конденсаторов
При отсутствии обратного клапана поступившее РТ испаряется и перегревается, создавая давление перед соплом, превышающее давление в баке. Это давление побуждает истечение РТ через сопло, создавая тягу, а также препятствует поступлению новых порций РТ, вытесняя его обратно в бак. Далее давление в нагревателе становится меньше давления в баке, и цикл повторяется. Возникают автоколебания, частота которых в эксперименте составляла ~3,4 Гц. Автоколебания интенсифицируют процесс теплообмена и приводят к увеличению температуры перегревания РТ отчасти за счёт увеличения времени пребывания РТ в нагревателе. Через 3,2 с отсечной клапан закрывается.
При выборе рассмотренного автоколебательного режима работы ЭТДУ потерь РТ не происходит, опасного действия на конструкцию не отмечено, по-видимому, из-за малой размерности двигателя. Такой режим для «больших» реактивных двигателей совершенно недопустим.
Количество движения, переданное НС за один корректирующий импульс ЭТДУ Р (Н-с), составляет:
2
Р = |
где tl, t2 — время начала и окончания импульса тяги соответственно (с); Г^) — функция зависимости тяги (Н) от времени (с).
Интегрирование экспериментально полученной функции Г^) производили численно для 15 испытаний ЭТДУ с одинаковыми циклограммами. В результате получили среднее значение Р = 0,33 Н • с.
Для расчётов массу НС с РТ приняли М1 = 3,67 кг, массу НС без РТ — М2 = 3,5 кг. Тогда в начале полёта приращение скорости НС за один импульс коррекции составит ЛУг = Р/М = 0,33/3,67 = 0,09 (м/с). В конце полёта приращение скорости НС за один импульс коррекции составит Л^ = Р/М2 = 0,33/3,5 = 0,094 (м/с).
Чтобы изменить приращение скорости за один импульс коррекции, необходимо регулировать длительность открытия отсечного клапана, определяемую системой управления ЭТДУ.
Минимальный импульс ограничивается только скоростью срабатывания отсечного электроклапана. Максимальная длительность открытия ограничивается запасом тепла нагревателя. Экспериментально было установлено, что запас тепла нагревателя и продолжающийся нагрев от разряда конденсаторов при выбранной циклограмме работы позволяет выполнить подряд два открытия отсечного клапана, сопровождающихся выдачей двух практически одинаковых импульсов тяги без промежуточного заряда батареи СК.
Термометрирование нагревателя позволило оценить температуру поступающего в сопло перегретого рабочего тела в 773 К, что соответствует V = 1 300 м/с. Тогда запас характеристической скорости разработанного экспериментального ЭТДУ составит
= ое 1п(М1/М2) =
= 1 300 1п (3,67/3,5) = 61,7 (м/с).
Масса РТ, затрачиваемого на выдачу одного импульса тяги, составляла 0,25 • 10-3 кг. При запасе РТ, равном 0,17 кг, максимальное количество импульсов тяги, выдаваемых исследуемой ЭТДУ, составит 680.
Средняя потребляемая мощность ЭТДУ от бортовой системы электропитания при необходимости выдачи одного импульса коррекции за виток длительностью 1,4 ч составит не более 1 Вт, один раз за два витка, соответственно, 0,5 Вт.
Заключение
Отметим, что предложенная экспериментальная электротермическая двигательная установка с автоколебательным рабочим процессом может служить прототипом для разработки лётного варианта. Она обеспечивает техническую и экологическую безопасность на всех этапах жизненного цикла: при проведении наземных испытаний, транспортировке, хранении, запуске с Международной космической станции и других носителей, полёте по орбите и утилизации. Обеспечивает минимальное потребление электроэнергии. Конструкция запатентована в Российской Федерации.
Работа выполнена в рамках проекта 0777-2020-0018, финансируемого из средств государственного задания победителям конкурса научных лабораторий образовательных организаций высшего образования, подведомственных Минобрнауки РФ.
Список литературы
1. Павлов А.М., Попов A.C. Термоэлектрический двигатель для малых и сверхмалых космических аппаратов // Наука и образование. 2012. № 11. С. 207-215.
2. Leslabay P., Lauretta R, Pedreira P. The ResistoJet as a simple and cost-effective propulsion system for nano- and microsatellites // 1st IAA Latin American symposium on small satellites. Advanced technologies and distributed systems. Buenos Aires: ITBA, 2017, IAA-LA-13-03. Режим доступа: https://unsam.edu.ar/institutos/colomb/ Presentaciones/Session.13/IAA-LA-13-03.pdf (дата обращения 12.09.2022 г.).
3. O'Reilly D., Herdrich G., Kavanagh D.F. Electric propulsion methods for small satellites: a review // Aerospace. 2021. V. 8, 22. Режим доступа: https:// doi.org/10.3390/aerospace8010022 (дата обращения 12.09.2022 г.).
4. Кульков В.М., Обухов В.А., Егоров Ю.Г., Белик А.А., Крайнов А.М. Сравнительная оценка эффективности применения перспективных типов электроракетных двигателей в составе малых космических аппаратов // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. академика С.П. Королёва. 2012. № 3-1(34). C. 187-195.
5. Рыжков В.В., Сулинов А.В. Двигательные установки и ракетные двигатели малой тяги на различных физических принципах для систем управления малых и сверхмалых космических аппаратов // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2018. Т. 17. № 4. С. 115-128. Режим доступа: https://doi.org/10.18287/2541-7533-2018-17-4-115-128 (дата обращения 12.09.2022 г.).
6. Патент 2769484 С1 Российская Федерация, МПК F03H 1/00. Электротермический двигатель / Белоконов И.В., Ключник В.Н., Ивлиев А.В., Баринова Е.В.; заявитель и патентообладатель Самарский национальный исследовательский университет имени академика
С.П. Королёва. № 20201130409; заявл. 18.10.2021; опубл. 01.04.2022, Бюл. № 10. 7 с.
7. Блинов В.Н., Вавилов И.С., Коси-цын В.В., Лукьянчик А.И., Рубан В.И., Ячменёв П.С. Экспериментальные исследования электротермических микродвигателей для корректирующей двигательной установки маневрирующего наноспутника // Проблемы разработки, изготовления и эксплуатации ракетно-космической техники и подготовки инженерных кадров для авиакосмической отрасли: материалы X Всероссийской научной конференции, посвящённой памяти главного конструктора ПО «Полёт» А.С. Клинышкова. Омск: ОмГТУ, 2016. С. 16-23.
8. Белоконов И.В., Ивлиев А.В., Богатырёв А.М., Кумарин А.А., Ломака И.А., Симаков С.П. Выбор проектного облика двигательной установки наноспутника // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2019. Т. 18. № 3. С. 29-37.
9. Belokonov I., Ivliev A. Development of a propulsion system for a maneuvering module of a low-orbit nanosatellite // Procedia Engineering. 2017. V. 185. P. 366-372.
10. Kumarin A.A., Kudryavtsev I.A. Modelling the EDLC-based power supply module for a maneuvering system of a nanosatellite // IOP Conference Series Materials Science and Engineering. 2018. V. 302. № 1. P. 1-6. Режим доступа: https://doi.org/10.1088/1757-899X/302/ 1/012044 (дата обращения 12.09.2022 г.).
11. Belokonov I.V., Avariaskin D.P. Project of the technology testing of the formation flight of low-orbit nanosatellites // Advances in the Astronautical Sciences. 2018. V. 163. P. 657-663.
12. Феодосьев В.И., Синярев Г.Б. Введение в ракетную технику. М.: Оборонгиз, 1961. 506 с.
13. Патент 2759164 С1 Российская Федерация, МПК B646 1/26. Электротермический двигатель / Белоконов И.В., Ивлиев А.В., Баринова Е.В., Ключник В.Н.; заявитель и патентообладатель — Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва. № 2020132528; заявл. 30.09.2020; опубл. 09.11.2021, Бюл. № 27. 5 с.
14. Патент 2769485 С1 Российская Федерация, МПК F02K 7/00, B64G 1/26. Импульсный электротермический двигатель / Белоконов И.В., Ключник В.Н.,
Ивлиев А.В., Баринова Е.В.; заявитель и патентообладатель — Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва. № 2021100272; заявл. 11.01.2021; опубл. 01.04.2022, Бюл. № 9. 7 с.
15. Смелое В.Г., Сотов А.В., Львов М.В. Особенности лазерной сварки тонких деталей авиационно-космической техники // Вестник Самарского государственного
аэрокосмического университета им. академика С.П. Королёва (национального исследовательского университета). 2014. № 5-2(47). С. 201-206.
16. ООО «Ультраконденсаторы Феникс»: сайт. Режим доступа: кЫрз:// ultrakondensatory-feniks.blizko.ru/about (дата обращения 12.09.2022 г.). Статья поступила в редакцию 27.06.2022 г. Окончательный вариант — 02.08.2022 г.
References
1. Pavlov A.M., Popov A.S. Termoelektricheskii dvigatel' dlya malykh i sverkhmalykh kosmicheskikh apparatov [Thermoelectric thruster for small and super-small spacecraft]. Science and Education, 2012, no. 11, pp. 207-215 (in Russian).
2. Leslabay P., Lauretta R., Pedreira P. The ResistoJet as a simple and costeffective propulsion system for nano- and microsatellites. 1st IAA Latin American Symposium on Small Satellites. Advanced Technologies and Distributed Systems, Buenos Aires, ITBA, 2017. Available at: https://unsam.edu.ar/institutos/colomb/Presentaciones/Session.13/IAA-LA-13-03.pdf (accessed 12.09.2022).
3. O'Reilly D., Herdrich G., Kavanagh D.F. Electric propulsion methods for small satellites: a review. Aerospace, 2021, V. 8(1), 22. Available at: https://doi.org/10.3390/aerospace8010022 (accessed 12.09.2022).
4. Kulkov V.M., Obukhov V.A., Egorov Yu.G., Belik A.A., Krainov A.M. Sravnitel'naya otsenka effektivnosti primeneniya perspektivnykh tipov elektroraketnykh dvigatelei v sostave malykh kosmicheskikh apparatov [Comparative evaluation of the effectiveness of the application of perspective types of electric propulsion thrusters in the small spacecraft]. Vestnik SSAU, 2012, vol. 11, no. 3-1, pp.187-195 (in Russian).
5. Ryzhkov V.V., Sulinov A.V. Dvigatel'nye ustanovki i raketnye dvigateli maloi tyagi na razlichnykh fizicheskikh printsipakh dlya sistem upravleniya malykh i sverkhmalykh kosmicheskikh apparatov [Propulsion systems and low-thrust rocket engines based on various physical principles for control systems of small and micro-spacecraft]. Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering, 2018, vol. 17, no. 4. pp. 115-128 (in Russian).
6. Belokonov I.V., Klyuchnik V.N., Ivliev A.V., Barinova E.V. Elektrotermicheskii dvigatel' [Electrothermic thruster]. Patent Russian Federation, no. 2769484, 2022 (in Russian).
7. Blinov V.N., Vavilov I.S., Kositsyn V.V., Lukyanchik A.I., Ruban V.I., Yachmenev P.S. Eksperimental'nye issledovaniya elektrotermicheskikh mikrodvigatelei dlya korrektiruyushchei dvigatel'noi ustanovki manevriruyushchego nanosputnika [Experimental studies of electrothermal micro thrusters for corrective propulsion system of a maneuvering nanosatellite]. Problemy razrabotki, izgotovleniya i ekspluatatsii raketno-kosmicheskoi tekhniki i podgotovki inzhenernykh kadrov dlya aviakosmicheskoi otrasli: materialy X Vserossiiskoi nauchnoi konferentsii, posvyashchennoi pamyati glavnogo konstruktora PO «Polet» A.S. Klinyshkova [Problems in Development, Manufacturing and Operation of Rocket and Space Hardware and Training Engineering Personnel for Aerospace Industry. Proceedings of the 10 All-Russia Scientific Conference in memory of the chief designer of PO "Polyot" A.S.Klinyshkov]. Omsk, OmSTU, 2016, pp. 16-23 (in Russian).
8. Belokonov I.V., Ivliev A.V., Bogatyrev A.M., Kumarin A.A., Lomaka I.A., Simakov S.P. Vybor proektnogo oblika dvigatel'noi ustanovki nanosputnika [Selection of project structure for nanosatellite propulsion system]. Vestnik of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering, 2019, vol. 18, no. 3, pp. 29-37 (in Russian).
9. Belokonov I., Ivliev A. Development of a propulsion system for a maneuvering module of a low-orbit nanosatellite. Procedia Engineering, 2017, vol. 185, pp. 366-372.
10. Kumarin A.A., Kudryavtsev I.A. Modelling the EDLC-based power supply module for a maneuvering system of a nanosatellite. IOP Conference Series Materials Science and Engineering, 2018, vol. 302, no. 1. pp. 1-6. Available at: https://doi.org/10.1088/1757-899X/302/V012044 (accessed 12.09.2022).
11. Belokonov I.V., Avaryaskin D.P. Project of the technology testing of the formation light of low-orbit nanosatellites. Advances in the Astronautical Sciences, 2018, vol. 163, pp. 657-663.
12. Feodosiev V.I., Sinyarev G.B. Vvedenie v raketnuyu tekhniku [Introdution to Rocket Technology]. Moscow, Oborongiz, 1961, 506 p. (in Russian).
13. Belokonov I.V., Ivliev A.V., Barinova E.V., Klyuchnik V.N. Elektrotermicheskii dvigatel' [Electrothermic thruster]. Patent Russian Federation, no. 2759164, 2021 (in Russian).
14. Belokonov I.V., Klyuchnik V.N., Ivliev A.V., Barinova E.V. Impul'snyi elektrotermicheskii dvigatel' [Electrothermic thruster]. Patent Russian Federation, no. 2769485, 2022 (in Russian).
15. Smelov V.G., Sotov A.V., L'vov M.V. Osobennosti lazernoi svarki tonkikh detalei aviatsionno-kosmicheskoi tekhniki [Peculiarities of laser welding of thin parts of aerospace equipment]. Vestnik SSAU, 2014, vol. 13, no. 5-2, pp. 201-206 (in Russian).
16. OOO "Ul'trakondensatory Feniks" [Limited Liability Company "Phoenix Ultracapacitors"]. Available at: https://ultrakondensatory-feniks.blizko.ru/about (accessed 12.09.2022) (in Russian).
