CC BY
69Малые космические аппараты: производство, эксплуатация и управление
УДК 629.7.036.74
ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ИСПЫТАНИЯ ВЫСОКОЧАСТОТНОГО ИОННОГО ДВИГАТЕЛЯ ДЛЯ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Я. Ю. Харлан*, А. В. Оссовский, А. А. Харлан
ООО «Авант - Спэйс Системс» Российская Федерация, 143026, г. Москва, Территория Инновационного центра Сколково, ул. Луговая, 4/7
*E-mail: [email protected]
Посвящена экспериментальному исследованию высокочастотного индуктивного ракетного двигателя с целью оптимизации его параметров для низкоорбитальных космических миссий.
Ключевые слова: ионный двигатель, высокочастотный разряд, электрический ракетный двигатель.
EXPLORATORY TESTING OF A RADIO-FREQUENCY THRUSTER FOR SMALL SATELLITES
Ya.Yu. Kharlan*, А.У. Ossovsky, A. A. Kharlan
"Avant - Space Systems" Ltd. 4/7, Lugovaya Str., Skolkovo Innovation Centre, Moscow, 143026, Russian Federation
*E-mail: [email protected]
This paper introduces an exploratory test of an RF thruster currently under development aimed at optimizing its performance for low earth orbit spaceflight.
Keywords: Ion thruster, RF discharge, electric propulsion system.
На более ранних этапах развития космической техники для точного позиционирования аппаратов на орбите, а также для поддержания орбитальных параметров космического аппарата (КА) использовались, в основном, однокомпонентные жидкостные ракетные двигатели (ЖРД). Их основным недостатком является слишком низкий удельный импульс, что естественным образом приводит к ограничению срока активного существования (САС) КА. Сегодня, с появлением бортовой радиоэлектронной аппаратуры (БРЭА), способной работать в условиях космического пространства десятки лет, возрастают требования к САС КА. Разрабатываемые в настоящее время электроракетные двигательные установки (ЭРДУ) малой тяги с высоким удельным импульсом открывают возможность удовлетворить этим требованиям.
В данной статье представлены результаты экспериментальной работы по исследованию параметров ВЧ ионного двигателя вТ-100 компании «Авант -Спэйс Системс». Целевые технические характеристики разрабатываемого изделия были определены в рамках предшествующего испытаниям анализа баллистических задач для МКА [1].
Были рассмотрены 4 типа маневров: поддержание орбиты, утилизация КА, фазирование и разведение КА по орбитам [2]. Задача разведения аппаратов на низких орбитах по плоскостям не является тривиальной, и к настоящему моменту не запущено ни одной группировки, где это было бы реализовано, однако о необходимости развития таких подходов говорят все без исключения разработчики группировок на каком-либо из этапов развития своих проектов. Энерговооруженность КА, используемая в расчетах -
5 Вт/кг - является оптимистичной оценкой энергетических возможностей перспективных КА.
В целом, расчеты показывают, что для малых КА, обладающих сравнительно невысокой парусностью, использование ЭРДУ для коррекции орбиты не является критичным (в особенности для орбит выше 500 км). При рассмотрении задач утилизации, напротив, с повышением высоты орбиты возникает острая необходимость в использовании двигателя с высоким удельным импульсом, дающего серьезный выигрыш в массе топлива. Стоит отметить, что современные производители низкоорбитальных КА (например, OneWeb) гарантируют сведение своих аппаратов с орбиты в течение 15-20 лет после окончания эксплуатации.
Из рассмотренных в ходе анализа расчетных случаев можно сделать выводы о требуемых технических характеристиках двигательных установок малой тяги (см. таблицу). Следует учитывать, что немаловажную роль при принятии решения о типе ДУ играют следующие факторы: стоимость, надежность, а также простота интеграции ДУ в КА.
Также следует отметить, что для всех рассмотренных типов маневров одним из ключевых требований является необходимость обеспечения цены тяги не выше 30 Вт/мН.
На основании полученных данных были проведены исследовательские испытания разрабатываемой ЭРДУ с целью минимизации цены тяги двигателя. Обобщение некоторых экспериментальных данных представлено на рисунке (потребляемая ВЧ-мощность равна 110 Вт, В - напряженность внешнего магнитного поля).
Решетневскуе чтения. 2017
Требуемые технические характеристики ЭРДУ
Масса КА, кг Виды маневров Мощность, Вт Тяга, мН Удельный импульс, с
до 150 Коррекция, утидизация до 300 до 12 > 1000
до 800 Коррекция, утилизация до 1000 до 60 > 1000
до 800 Разведение и фазирование до 3000 до 120 > 3000
МО
100-|—i——,——,——,——,——i——,——,— —,— 20 ЭО 40 50 50 ÍO И) SO 100 110
L (mm)
Зависимость ионного тока от длины газоразрядной камеры (ГРК)
Разработка эффективного ВЧ ионного двигателя требует решения нескольких взаимосвязанных задач: организация эффективного вложения ВЧ мощности в плазму, создание плазмы максимальной плотности при заданной мощности, обеспечение определенного пространственного распределения плотности плазмы по радиусу ГРК [3].
Рассматриваемый ВЧ ионный двигатель состоит из диалектической ГРК, ВЧ антенны, ионно-оптической системы и магнитной системы. В результате проведенных экспериментов получены зависимости ионного тока от мощности ВЧ генератора, длины ГРК, расхода рабочего газа, частоты ВЧ генератора и напряженности внешнего магнитного поля (В, мТл).
Оптимизация всех перечисленных параметров позволила обеспечить значение цены тяги ионного двигателя в диапазоне от 24 до 30 Вт/мН при значении удельного импульса свыше 2000 с.
References
1. Vallado D. Fundamentals of Astrodynamics and Applications, Ed. 3. Springer-Verlag New York. 2007.
2. A. Kharlan, V. Ruchenkov, V. Teplyakov Mobile Satellite Communication System Based on New Digital Phased Array Beamforming Technology // 66th International Astronautical Congress. 2015.
3. Aleksandrov A. F., Antonova T. B., Bugrov G. E., Vorobjev N. F., Kralkina E. A., Kondranin S. G., Obuk-hov V. A., Ruhadze A. A. The revealing of optimal regimes of HF low power input in limited magnetoactive plasma for development of HF ion thruster of the new type. IEPC. 1995.
© Харлан Я. Ю., Оссовский А. В., Харлан А. А., 2017
