CC BY
64
ДИНАМИКА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ. ТРАНСПОРТНЫЕ И КОСМИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
УДК 629.764
ИССЛЕДОВАНИЕ ЭНЕРГОВООРУЖЕННОСТИ ЭЛЕКТРОТЕРМИЧЕСКОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ МАНЕВРИРУЮЩЕЙ СПУТНИКОВОЙ ПЛАТФОРМЫ НАНОСПУТНИКОВ
В. Н. Блинов, И. С. Вавилов, В. В. Косицын, А. И. Лукьянчик, В. И. Рубан, В. В. Шалай
Омский государственный технический университет, г. Омск, Россия
DOI: 10.25206/2310-9793-2017-5-2-04-16
Аннотация - На основе проведенных исследований двигательной установки (ДУ) с электротермическим микродвигателем (ЭТМД) рассмотрено направление решения актуальной задачи по созданию маневрирующих спутниковых платформ (МСП) для наноспутникв массой до 10 кг с энерговооружением ДУ не более 8 Вт (ЭТМД 5 Вт, испаритель 2 Вт, электроклапан менее 1 Вт) с реализацией характеристической скорости не менее 60 м/с. Целью исследований является подтверждение технической возможности создания наноспутников массой 10 кг с энерговооружением 8 Вт с реализацией характеристической скорости не менее 60 м/с на основе экспериментальных исследований опытного образца ДУ. В ходе исследований решены задачи по определению конструктивной схемы ДУ и ЭТМД в составе МСП наноспутника, по определению электрических параметров ДУ в зависимости от потребляемой электрической мощности, определяющих величину удельного импульса тяги ЭТМД, по оценке реализуемой характеристической скорости наноспутника. Разработана конструктивная схема ДУ для наноспутника массой 10 кг, изготовлен экспериментальный образец ДУ и проведены экспериментальные исследования ДУ при работе на азоте. При энергопотреблении ЭТМД 5 Вт при работе на азоте достигнута температура 200 °С за время 900 с, что эквивалентно удельному импульсу тяги ЭТМД на аммиаке при выходе на режим и при работе на стационарном режиме 124/136 с. Реализуемая характеристическая скорость наноспутника составила 63 м/с. Экспериментально обосновано энергопотребление двухзаходного испарителя жидкого аммиака в 2 Вт. Использование ступенчатой циклограммы управления электроклапаном позволило снизить среднее энергопотребление до 1 Вт.
Ключевые слова: двигательная установка, маневрирующий малый космический аппарат, наноспут-ник, удельный импульс тяги, электротермический микродвигатель.
I. Введение
В настоящее время актуальность создания МСП с аммиачными ДУ приобретает все большую значимость, поскольку современные наноспутники создаются для решения широкого круга задач, включая задачи орбитального маневрирования: ликвидация ошибок выведения наноспутника ракетными средствами выведения, поддержание орбитальных параметров, межорбитальное маневрирование, построение орбитальных группировок наноспутников и МКА, увод наноспутника на орбиту утилизации. Существует и ряд специфических задач прикладного и научного значения: инспектирование других МКА и орбитальных объектов, наблюдение за околоземным космическим пространством, увод космических объектов на орбиту захоронения и др. [1-3].
Использование аммиачных ДУ в наноспутниках обусловлено возможностью получения высоких значений удельного импульса тяги ЭТМД при минимальном энергопотреблении. Это ведет к снижению массы топлива, расходуемого на реализацию заданной характеристической скорости ДУ в составе наноспутника при выполнении орбитальных маневров, а также массы самой ДУ и средств ее адаптации в наноспутник.
Созданные в последнее время аммиачные ДУ с ЭТМД входили в состав МКА "Угатусат" (Россия, 2008 г.) массой 35 кг и МКА"ВХ-2" (Китай, 2016 г.) массой 47 кг. Данные аммиачные ДУ могут рассматриваться в качестве аналогов ДУ для наноспутников.
В МКА "Угатусат" масса заправляемого аммиака составляла 0.4 кг, потребляемая мощность ЭТМД - 30 Вт. В состав автоматики ДУ входили: электроклапан, испаритель, редуктор, заправочная и дренажная муфты.
Перевод аммиака в газообразное состояние осуществлен предварительной газификайцией аммиака в испарителе и окончательным нагревом в ЭТМД. Тяга ДУ составляла 30 мН, удельный импульс тяги -до 200 с [1].
Перевод аммиака в газообразное состояние в ДУ МКА "ВХ-2" осуществлен за счет нагрева аммиака солнечным излучением. В состав ДУ введены испаритель, сепаратор и редуктор. Тяга ДУ составляла 85 мН, удельный импульс тяги - 100 с.
Аммиачные ДУ созданы в Украине для МКА «СИЧ - 2М» (2011-2012 г.) и МКА «Микросат».
На этапе проектирования маневрирующего наноспутника при ограничении его массы с реализацией заданной характеристической скорости ставится задача перераспределения заданной массы на максимально возможную массу ДУ и минимально возможную массу электронных компонентов и конструкции наноспутника.
В свою очередь, масса ДУ перераспределяется на максимально возможную массу заправляемого аммиака и минимально возможную массу конструкции ДУ.
Такой подход к созданию аммиачной ДУ приводит к отказу от резервирования элементов пневмогидравли-ческой системы ДУ и к использованию высоконадежной «холодной» схемы включения ЭТМД.
Связанной с массовой является задача выбора оптимального энерговооружения наноспутника из условия получения заданной характеристической скорости.
Затраты характеристической скорости на реализацию типовых орбитальных маневров наноспутника массой 10 кг могут составлять:
- ликвидация ошибок выведения (по наклонению орбиты, периоду обращения и высоте) - 12 м/с;
- поддержание времени существования 1 год на круговой орбите 600 км, 700 км - 3 м/с, 1.1 м/с;
- маневр с круговой орбиты 600 км на 650 км - 27 м/с;
- увод на орбиту утилизации с временем существования 25 лет с круговой орбиты 700 км - 31 м/с.
Анализ затрат характеристической скорости свидетельствует о том, что выбор задач орбитального маневрирования наноспутника должен осуществляться, исходя из возможностей наноспутника по располагаемым запасам характеристической скорости с учетом ограничения по энерговооружению.
Например, наноспутник CAN-X4 (Канада) имеет запас характеристической скорости всего 14 м/с при массе 7 кг. Система энергоснабжения наноспутника обеспечивает "пиковый" приход мощности до 10 Вт.
Наноспутник построен на платформе Generic NanosateLlite Bus фирмы Sel. Платформа имеет кубическую форму со стороной 20 см и снабжена ДУ CNAPS.
Силовой модуль ДУ CNAPS имеет размеры 18*12.5*7 см. В качестве рабочего тела использован жидкий гексафторид серы, подаваемый из двух баков емкостью 300 мл каждый.
Рабочее тело газифицируется и выбрасывается через четыре сопла, управляемые самостоятельно. Удельный импульс тяги сопла составляет 35 с.
При ограничении габаритов наноспутника запасы топлива определяются компоновкой МСП с ДУ и ЭТМД.
В соответствии с рис. 1 приведены компоновки ДУ с ЭТМД по классической схеме, при которой топливный бак ДУ выполнен цилиндрической формы с торосферическими днищами, а ЭТМД расположен вблизи бака. Такая компоновка увеличивает габариты ДУ на величину длины ЭТМД.
2
1 2
Рис. 1. Компоновки ДУ классической схемы: 1 - топливный бак; 2 - ЭТМД
Длина ЭТМД определяется компоновкой его нагревательной зоны и зоны токовыводов. При их соосном расположении длина ЭТМД получается максимальной (рис. 2). Сокращение длины ЭТМД получается при Т-образной компоновки нагревательной зоны и зоны токовыводов (рис. 3). Наибольшую длину имеет ЭТМД с совмещенной с испарителем схемой. В таком ЭТМД функции ЭТМД и испарителя рабочего тела реализованы в одной конструкции (рис. 4) [1, 4, 5].
Рис. 2. Схема ЭТМД с соосным расположением нагревательной зоны и зоны токовыводов:
1 - сопло профилированное; 2 - корпус; 3 - корпус внутренний с газоводами; 4 - формирователь газового потока; 5 - нагреватель; 6 - узел крепления микродвигателя;
7 - фланец нагревателя
Рис. 3. ЭТМД с Т-образным расположением нагревательной зоны и зоны токовыводов 1 - сопло профилированное; 2 - трубчатый нагревательный элемент (основной и резервный); 3 - корпус; 4 - стакан с буртиком; 5 - газовод; 6 - термопара; 7 - корпус токовыводов
Рис. 4. Общий вид ЭТМД совмещенной с испарителем схемой: 1 -сопло; 2 - газовод; 3 - завихритель ЭТМД; 4 - корпус ЭТМД; 5 - нагреватель;
6 - завихритель испарителя; 7 - корпус испарителя, 8 - корпус нагревателя;
9 - одноканальная металлическая трубка с термопарой; 10 - нагреватель; 11 - фланец
Созданные аммиачные ЭТМД с тягой 30 мН характеризуются ценой тяги до 2 Вт/мН и использованы в составе ряда МКА массой 30-120 кг. Удельный импульс тяги таких ЭТМД при энергопотреблении 60 Вт не превышает 250 с. Схемное их исполнение с соответствующими доработками позволяет их использовать в составе ДУ для наноспутника [4, 5].
Созданные ЭТМД для малых космических аппаратов отличаются своим конструктивным многообразием и типом используемых топлив [5-9]. Часто в ЭТМД могут использовать в качестве рабочего тела сжатый азот, обладающий экологической безопасностью. Рабочее тело на основе азота используется в практике наземной экспериментальной отработки аммиачных ЭТМД, а также в некоторых летных КДУ. Так фирмой 88ТЬ (Великобритания) для МКА «ШЗАТ 12» создан ЭТМД типа «Resistojet» с рабочим телом окись азота.
В ЭТМД типа «Resistojet» окись азота испаряется с помощью электронагревательного элемента, получающего электропитание от батарей МКА. При удельном импульсе тяге 127 с, тяге 93 мН (9.5 гс) и энергопотреблении 90 Вт ЭТМД обеспечивает суммарное приращение скорости МКА «UoSAT 12» в 10.4 м/с.
В общем случае, энергопотребляющими элементами ДУ являются электроклапан, испаритель и ЭТМД. При создании ДУ для наноспутника ставится задача сокращения энергопотребления ЭТМД, электроклапана и испарителя.
Одной из важных характеристик ДУ является время разового включения. Увеличение длительности разового включения ДУ позволяет сократить количество включений ДУ при выработке рабочего тела. Критичным элементом при этом является электроклапан из-за возможного его перегревания во время работы.
В ряде работ возможность создания маневрирующих наноспутников базируется на результатах автономных исследований ЭТМД в диапазонах энергопотребления 5 Вт-30 Вт. Вместе с тем актуальность представляют исследования ЭТМД в составе ДУ.
II. Постановка задачи
Ставится задача определения путей создания и совершенствования проектно-конструктивного облика аммиачной ДУ с ЭТМД для МСП наноспутников.
Методической основой формирования проектно-конструктивного облика ДУ является многоцелевой метод структурного проектирования [5].
В основе принятой методологии создания аммиачной ДУ для МСП наноспутника заложена экспериментальная отработка новых технических решений в условиях, отвечающим требованиям безопасности. Поэтому, в качестве модельного рабочего тела ДУ вместо токсичного аммиака выбран сжатый азот.
В этой связи практический интерес в целях создания ДУ для МСП наноспутника составляют следующие экспериментальные исследования:
- электрические испытания ДУ в вакуумной камере при работе на азоте;
- автономные электрические испытания электроклапана с управлением потребляемой мощности на режимах открытия и удержания в открытом состоянии.
III. Теория
ДУ создана многоцелевым методом структурного проектирования, при котором топливный бак является комплектующей структурой ДУ и разрабатывается оптимальным под конкретную целевую задачу [1, 5].
Конструкция ДУ для МСП наноспутника рассмотрена при ограничениях габаритов наноспутника 200*200*200 мм. При создании конструкции ДУ использована компоновка повышенной плотности за счет выполнения топливного бака торообразной формы с размещением ЭТМД во внутренней полости бака (рис. 5).
Рис. 5. Принципиальная схема ДУ повышенной плотности компоновки для МСП наноспутника с ЭТМД с совмещенной с испарителем схемой: 1 - топливный бак; 2 - ЭТМД с совмещенной с испарителем схемой; 3 - дроссельный узел; 4 - электроклапан; 5 - плата с электронными компонентами
Для проведения экспериментальных исследований была разработана схема ДУ с двухзаходным испарителем, электроклапаном, регулятором давления и изготовленным экспериментальным образцом ДУ (рис. 6, 7, 8).
2
3
5
6
7
Рис. 6. Схема ДУ МСП наноспутника повышенной плотности компоновки для проведения экспериментальных исследований: 1 - ДУ; 2 - корпус наноспутника; 3 - топливный бак; 4 - электроклапан; 5 - регулятор давления; 6 - испаритель; 7 - ЭТМД
1 2 8 Рис. 7. Экспериментальная ДУ МСП наноспутника повышенной плотности компоновки для проведения экспериментальных исследований: 1 - заправочная и дренажная муфта; 2 - корпус наноспутника; 3 - топливный бак; 4 - рама ДУ; 5 - ЭТМД; 6 - электроклапан; 7 - регулятор давления; 8 - электроразъемы
1 2 3 4
Рис. 8. Экспериментальный ЭТМД: 1 - сопло; 2 - титановый платик; 3 - штуцер подвода рабочего тела; 4 - стойки; 5 - теплоизоляция; 6 - вход газа в ЭТМД; 7 - токовыводы (нагревательного элемента и термопары); 8 - автономный нагревательный элемент со встроенной термопарой
1
7
8
Пневмогидравлическая схема представлена в соответствии с рис. 9.
Рис. 9. Пневмогидравлическая схема ДУ: ФН - фильтр наземный, МД - муфта дренажная; МЗ - муфта заправочная; ДТ - трубка дренажная; ТБ - топливный бак; ФБ - фильтр бортовой; КЭ - электроклапан; ИД - испаритель двухзаходный; РД - регулятор давления; ДД - датчик давления; ЭТМД - электротермический микродвигатель
Характеристики ДУ приведены в табл. 1.
ТАБЛИЦА 1 ХАРАКТЕРИСТИКИ ДУ
№ Параметр Значение
1 Тяга ДУ, мН до 30
2 Тип ЭТМД с автономным нагревателем
3 Масса конструкции, кг 2.28
4 Давление в топливном баке, МПа 1.9
5 Объем топливного бака, л 0.917
6 Объем заправляемого рабочего тела, л 0.78
7 Объем газовой подушки, л 0,137
8 Среднее значение заправляемого аммиака, кг 0.484
9 Диапазон потребляемых мощностей, Вт 5-30
Диапазон потребляемых мощностей принят равным 10-30 Вт и проведен с целью определения величины потерь нагрева рабочего тела (потерь характеристической скорости) при повышенных мощностях 20-30 Вт, трудно реализуемых в системе электроснабжения наноспутника.
Электрические испытания ДУ проведены с целью исследований:
- динамики нагрева ЭТМД и испарителя без подачи рабочего тела при нормальных атмосферных условиях;
- динамики нагрева ЭТМД и испарителя без подачи рабочего тела в вакуумной камере;
- динамики нагрева ЭТМД и испарителя с подачей рабочего тела в вакуумной камере (холодный способ запуска);
- функционирования ДУ в соответствии с циклограммой (горячий способ запуска).
При проведении исследований использована стендовая база научно-исследовательской лаборатории «Двигательные установки микротяги малых космических аппаратов» ОмГТУ (рис. 10, 11).
Рис. 10. Экспериментальный стенд для исследований ДУ на воздухе без подачи рабочего тела: 1 - экспериментальный образец ДУ; 2 - многоканальный источник питания ЛР8-7205Ь; 3 - многоканальный измеритель температуры МИТ-8; 4 - система охлаждения; 5 - персональный компьютер
Рис. 11. Экспериментальный стенд для исследований ДУ в вакуумной камере с подачей рабочего тела: 1 - шланг трубопровода подвода рабочего тела к КДУ; 2 - экспериментальный образец КДУ; 3 - вакуумная камера; 4 - баллон с рабочим телом (азот)
Для уменьшения циклов заправки ДУ азотом реализована схема испытаний с подключенным к ДУ баллоном
1 - баллон с азотом; 2, 6, 7 - вентиль; 3 - манометр; 4 - редуктор; 5 - фильтр; 8 - манометр; 9, 10 - заправочные полумуфты; 11 - дренажная полумуфта; 12 - топливный бак ДУ; 13 - фильтр; 14 - электроклапан
В качестве отсечного клапана подачи рабочего тела ДУ используется нормально закрытый соленоидный электроклапан. Сопротивление обмотки соленоида R = 160 Ом, при этом номинальное напряжение, соответствующее открытию клапана с полным подъемом штока, составляет 27В, а мощность, потребляемая клапаном, составляет 3,5 Вт.
Удержание клапана в открытом состоянии требует заведомо более низкого напряжения питания и, соответственно, меньшей потребляемой мощности, что позволяет сократить общую потребляемую мощность ДУ. Для этого использована ступенчатая циклограмма включения электроклапана, с кратковременной подачей гарантированного напряжения открытия клапана, с последующим ступенчатым его уменьшением до величины гарантированного удержания в открытом состоянии.
Управление напряжением, подаваемым на обмотку клапана, осуществлялось по схеме, приведенной на рис. 13.
К ШИМ мк
ТИ1 ОиТ1
иьы 2003
ПИП сом
К АЦП МК ->
+5В
»
К АЦП МК
п
+20 В
источник
питания
К АЦП М
Рис. 13. Принципиальная электрическая схема управления электроклапаном
На вход электроклапана подавалось давление 1,9 МПа, соответствующее максимальному давлению рабочего тела в баке ДУ. Открытие фиксировалось с помощью поплавкового ротаметра, установленного после электроклапана.
Увеличение времени работы электроклапана в составе ДУ может достигаться его охлаждением аммиаком путем контактного съема тепла винтовым расходным трубопроводом с аммиаком (рис. 14).
Рис. 14. Пусковой электроклапан с системой охлаждения: 1 - электроклапан; 2 - рубашка охлаждения; 3 - трубка с аммиаком; 4 - штуцер входа аммиака из бака; 5 - испаритель; 6 - регулятор давления; 7 - ЭТМД; 8 - датчик давления
Взаимодействие массовых характеристик наноспутника, тяги ЭТМД, удельного импульса тяги, времени функционирования и количества включений ЭТМД (ДУ) описано выражением [1]:
(
V = - е0 • РВД1П
Р
Р.
этмд тр(к- 1 ' этмд твк
Л
рр
руд
Рв
руд
т НС ТР •(К-1)
1уд
(
- еору>
р Р ^
рэтмд твк- рэтмд тРк рв т К рр т К
руд_руд_
р.
этмд
руд
Тв • N
где, V - характеристическая скорость, реализуемая ДУ в составе наноспутника (НС); Руд - средний удельный импульс тяги ЭТМД при выходе на режим;
- средний удельный импульс тяги ЭТМД после выхода на режим;
0,1
91 к
91 к
и клапана
10 к
и источника
10 к
I клапана
2
т НС -
тнс -
шнс - стартовая масса наноспутника;
Pэтмд - тяга ЭТМД; ТВ - время выхода ЭТМД на режим; ТР - время работы ЭТМД на режиме; N - количество включений ЭТМД (ДУ).
IV. Результаты экспериментов Ниже приведены результаты проведенных исследований испарителя и ЭТМД в составе ДУ, а также результаты автономных испытаний электроклапана ДУ.
Результаты экспериментов по исследованию температуры испарителя ДУ приведены в табл. 2.
ТАБЛИЦА2
РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ДИНАМИКИ НАГРЕВА ИСПАРИТЕЛЯ
№ Характеристика Значение
1 Мощность испарителя, Вт 2 3 4 5
2 Максимальная температура испарителя при работе в нормальных условиях без газа, 0С 76.36 87.79 98.55 105.68
3 Максимальная температура испарителя при работе в нормальных условиях без газа в вакууме, 0С 120.74 142.23 150 156.17
4 Максимальная температура испарителя при работе в вакууме с подачей рабочего тела, 0С 89.88 101.73 110 112.3
5 Время набора максимальной температуры испарителя, с 1200 1200 1200 1200
6 Время набора до 90 % максимальной температуры испарителя, с 600-800
Результаты по исследованию температуры ЭТМД при холодной схеме запуска приведены на рис. 15 - 17.
Рис. 15. Зависимость температуры ЭТМД от времени нагревания при различной подаваемой мощности без газа при нормальных атмосферных условиях
Рис. 16. Зависимость температуры ЭТМД от времени нагревания при различной подаваемой мощности без газа в вакууме с ограничением температуры нагрева 700 0С
Рис. 17. Зависимость температуры ЭТМД от времени нагревания при различной подаваемой мощности с подачей газа при холодном способе запуска в условиях вакуума с ограничением температуры нагрева 700 0С
Сопротивление обмотки соленоида используемого электроклапана составляет 160 Ом, при этом номинальное напряжение, соответствующее открытию электроклапана с полным подъемом штока, составляет 27 В, а мощность, потребляемая клапаном, составляет 3.5 Вт.
Исследования показали, что удержание электроклапана в открытом состоянии требует заведомо более низкого напряжения питания и меньшей потребляемой мощности, что позволяет сократить общую потребляемую мощность ДУ. Для этого использована ступенчатая циклограмма включения электроклапана. Осуществлялась кратковременная подача гарантированного напряжения открытия клапана, с последующим ступенчатым его уменьшением до величины гарантированного удержания в открытом состоянии.
На вход электроклапана подавалось давление 1.9 МПа, соответствующее максимальному давлению рабочего тела в баке ДУ. Открытие фиксировалось с помощью поплавкового ротаметра, установленного после электроклапана.
В результате проведенного эксперимента получена циклограмма, включающая в себя этапы (рис. 18):
- подачи напряжения открытия электроклапана длительностью 3 с, с потребляемой мощностью 1.85 Вт;
- плавного уменьшения напряжения, подаваемого на электроклапан, в течение 7 с, с уменьшением мощности до величины удержания электроклапана;
- удержания электроклапана, с требуемой длительностью работы ДУ, с потребляемой мощностью 0.12 Вт.
Рис. 18. Циклограмма работы электроклапана
V. Обсуждение результатов Рассматриваемая энерговооруженность наноспутника складывается из энергопотребления испарителя, ЭТМД и электроклапана.
Основная цель испарителя - газификация поступающего из топливного бака ДУ жидкого аммиака. В соответствии с рис. 9 испаритель выполнен двухзаходным, что позволяет газифицировать жидкий аммиак с минимальным энергопотреблением (рис. 19) [10].
4 2
4 5
Рис. 19. Испаритель жидкого аммиака двухзаходный: 1 - нагревательный элемент; 2, 5 - штуцеры входа/выхода аммиака; 6,7 - корпус наружный и внутренний; 8 - канал подачи аммиака в виде двухзаходной резьбы; 9 - завихритель
Исследования показали:
- при изменении мощности потребления испарителя от 2 Вт до 5 Вт максимальная температура корпуса составляет 90 0С - 112 0С;
- время набора 90 % максимальной температуры испарителя составляет 600 с - 800 с.
С учетом того, что автономный нагревательный элемент испарителя позволяет использовать горячую схему включения (запуск до подачи рабочего тела), испаритель необходимо включать до включения ЭТМД на 600 с - 800 с для его разогрева. При этом энергопотребление испарителя можно принять равным 2 Вт.
Другой мерой сокращения энергопотребления ДУ является использование ЭТМД совмещенной с испарителем схемой (рис. 4).
Основным рассмотренным энергопотребляющим элементом ДУ является ЭТМД.
Полученные экспериментальные значения температур ЭТМД для энергопотребления 5 Вт, 10 Вт, 20 Вт, 30 Вт позволили оценить удельный импульс тяги ЭТМД при выходе на режим () и на режиме (р^д) при работе на азотабле (табл. 3).
ТАБЛИЦА3
РЕЗУЛЬТАТЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ ЭТМД
5
№ Удельный импульс тяги на азоте, с Энергопотребление ЭТМД, Вт
5 10 20 30
1 рв руд 100 105 120 144
2 р р руд 105 114 133 164
В табл. 4 приведены расчетные удельные импульсы тяги ЭТМД с автономным нагревательным элементом и профилированным соплом при использовании азота и аммиака.
ТАБЛИЦА4
РАСЧЕТНЫЕ ЗНАЧЕНИЯ УДЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА ТЯГИ ПРИ РАЗЛИЧНОМ УРОВНЕ ЭНЕРГОПОТРЕБЕЛЕНИЯ
№ Температура, 0С 47 127 207 287 367 447 527 607
1 Удельный импульс тяги на азоте, с 85 95 105 114 123 131 139 147
2 Удельный импульс тяги на аммиаке, с 107 122 136 149 161 173 183 194
Из таблицы следует, что использование аммиака предпочтительнее по удельному импульсу тяги ЭТМД.
Увеличение удельного импульса тяги ЭТМД достигается за счет увеличения энергопотребления до 10 Вт - 30 Вт. Это может быть достигнуто только за счет увеличения массы наноспутника (за счет увеличения размеров и массы батареи солнечной - БС). Для стационарных БС удельная масса БС может достигать до 4.93 кг/м2.
Оценим целесообразность использования в составе наноспутника энергопотребления ДУ 10 Вт - 30 Вт. В качестве критерия примем реализуемую характеристическую скорость ДУ в составе наноспутника приведенной массы, учитывающей массу БС рассматриваемой мощности (табл. 5).
ТАБЛИЦА 5
ЗАВИСИМОСТЬ ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКОЙ СКОРОСТИ ОТ УДЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА ТЯГИ И ЭНЕРГОПОТРЕБЛЕНИЯ
№ Энергопотребление ЭТМД, Вт Характеристика наноспутника
Масса нано- Удельный Время Масса Характеристическая
спутника, кг импульс тяги работы, аммиака, скорость наноспут-
на аммиаке грВу грР кг ника, м/с
ЭТМД, с
рв /рр , с руд руд
1 5 10.0 124/136 63
2 10.5 65
10 11.0 136/149 62
12.0 57
3 12.0 900/300 0.484 68
20 13.0 159/196 63
14.0 58
4 30 14.0 187/220 68
15.0 63
Проведенный анализ показал, что стремление реализовать на наноспутнике энергопотребление для ДУ 10 Вт - 30 Вт не дает существенных преимуществ по реализуемой характеристической скорости по сравнению с наноспутником массой 10 кг и энергопотреблением ДУ 5 Вт.
В этой связи в дальнейшем необходимо использовать энергопотребление ЭТМД 5 Вт. Совершенствование конструкции ЭТМД в части снижения его массы для увеличения температуры при ограничении энергопотребления заодно с изготовлением ЭТМД по аддитивной технологии.
Исследования потребляемой мощности электроклапана показали, что на режиме удержания его в открытом состоянии потребляемая мощность может составлять 0.12 Вт. Ступенчатая циклограмма управления мощностью электроклапана может быть реализована бортовым комплексом управления наноспутника с минимальными массовыми затратами.
Использование полученной циклограммы позволит сократить общее энергопотребление ДУ.
Кроме того, совместно с применением системы охлаждения электроклапана (рис. 14) может быть увеличена длительность единичного включения за счет уменьшения тепловыделения электроклапана при уменьшенной мощности энергопотребления.
На практике для обеспечения гарантированного открытия и удержания электроклапана в открытом состоянии, при проектировании бортового комплекса управления, величины управляющих напряжений следует увеличить на 10-20% от определенных в ходе эксперимента.
VI. Выводы и заключение
1. В результате проведенных экспериментальных исследований ДУ подтверждена возможность создания нано-спутниковой маневрирующей платформы с аммиачной ДУ и ЭТМД
2. Реализуемая характеристическая скорость наноспутника с аммиачной ДУ с энергопотреблением ЭТМД 5 Вт, испарителя 2 Вт и электроклапана менее 1 Вт оценена в 63 м/с.
3. Определены режимы функционирования ДУ:
- ЭТМД - запуск по холодной схеме с одновременным подачей напряжения и рабочего тела (возможен и горячий способ запуска);
- испаритель - запуск по горячей схеме с предварительным разогревом в течение 600 с - 800 с;
- электроклапан - ступенчатая циклограмма подачи напряжения.
4. Определены конструктивные пути улучшения ДУ:
- выполнение топливного бака торообразной формы с размещением ЭТМД во внутренней полости бака;
- выполнение ЭТМД совмещенной с испарителем схемой;
- оснащение электроклапана системой охлаждения аммиаком;
- выполнение испарителя двухзаходным;
- изготовление ЭТМД по аддитивной технологии для снижения массы.
Источник финансирования. Благодарности
Работа выполнена в рамках II Регионального конкурса «Молодой учёный» № НИР 17085В.
Список литературы
1. Блинов В. Н. [и др.]. Исследования электротермических микродвигателей корректирующих двигательных установок маневрирующих малых космических аппаратов : моногр. Омск, 2014. 264 с.
2. Блинов В. Н., Сеченов Ю. Н., Шалай В. В. Малые космические аппараты : справ. Пособие. Омск: Изд-во ОмГТУ, 2015. 184 с.
3. Волоцуев В. В., Ткаченко И. С., Сафронов С. Л. Выбор проектных параметров универсальных платформ малых космических аппаратов // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета им. С. П. Королева. Самара, 2012. № 2. С. 35-47.
4. Blinov V. N. [et al.]. Design features and research of Electrothermal Microthrusters with Autonomous Heating Elements for the Purposes of Small Space Vehicle Orbital Manoeuvring // Indian Journal of Science and Technology, Vol 8(27), IPL0581, October 2015.
5. Blinov V. N. [et al.]. The studies of Small Space Vehicles Ammoniac Electrothermal Engine Units Design and Structural Layout // Modern Applied Science. Vol. 9, no. 5. 2015. ISSN 1913-1844, E-ISSN 1913-1852. Published be canadian Center of Science and Education. DOI: 10.5539/mas.v9n5p337.
6. Coxhill I., Gibbon D., Drube M. The Evolution of Xenon Resistojet Propulsion Systems at SSTL Surrey Satellite //5th International Spacecraft Propulsion Conference, Crete, May 2008.
7. Gibbon D., Ward J., Ray N. The Design, Development and Testing of a Propulsion System for the SNAP-1 Nanosatellite // 14th Annual AIAA/USU Conference on Small Satellites, Logan, Utah, August 2000.
8. Sweetin M. N., Lawrence T., Leduc J. Low-cost maneuvers for minisatellites using novel resistojet thrusters // Proceedings Institution of Mechanical Engineers, 1999. Vol. 213, part GP. Р. 223-231.
9. Ходненко В. П., Хромов А. В. Корректирующие двигательные установки для малого космического аппарата // Вопросы электромеханики. 2009. Т. 109. С. 27-32.
10. Зубарев С. И., Назаренко Л. Н., Пиюков С. А. Пути оптимизации конструкции нагревателя электротермического микродвигателя // Проблемы разработки, изготовления и эксплуатации ракетно -космической и авиационной техники: материалы VI Всерос. науч. техн. конф. Омск, 2011. С. 86-89.
