CC BY
34УДК 629.78.036.72
О ВОЗМОЖНОСТИ СОЗДАНИЯ ЭЛЕКТРОРАКЕТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ
МОЩНОСТЬЮ 10...30 КВТ НА БАЗЕ ДВУХРЕЖИМНОГО ДВИГАТЕЛЯ СПД-140Д © 2014 г. Бойкачев В.Н.5, Гусев Ю.Г.1, Жасан В.С.3, Ким В.П.4, Мартынов М.Б.2, Мурашко В.М.3, Нестерин И.М.2, Пильников А.В.1, Попов Г.А.4
1ФГУП «Центральный научно-исследовательский институт машиностроения» (ЦНИИмаш) Ул. Пионерская, 4, г. Королев, Россия, 141070, e-mail: corp@tsniimash.ru
2ФГУП «НПО имени С.А. Лавочкина» Ул. Ленинградская, 24, г. Химки, Россия, 141400, e-mail: nesterin@laspace.ru
3ФГУП Опытно-конструкторское бюро «Факел» (ОКБ «Факел») Московский проспект, 181, г. Калининград (обл.), Россия, 236001, e-mail: fakel@gazinter.net
4Научно-исследовательский институт прикладной механики и электродинамики МАИ (НИИ ПМЭ МАИ) Ленинградское шоссе, 5, г. Москва, Россия, 125080, e-mail: riame@sokol.ru
5Автономная некоммерческая организация «Научно-технический инновационный центр «ТЕХКОМ» (НТИЦ «ТЕХКОМ») Варшавское шоссе, 125, стр. 1, г. Москва, Россия, 117587, e-mail: techcom.space@gmail.com
На основе анализа современного состояния разработок в российских организациях электроракетных двигателей мощностью 4,5...6 кВт показано, что в ближайшие годы могут быть созданы летные образцы двухрежимного стационарного плазменного двигателя СПД-140Д и многофункциональная электроракетная двигательная установка мощностью 10.30 кВт на его основе. Приведены результаты испытаний опытных образцов СПД-140Д и технологического образца источника питания разряда при работе двигателя на двух режимах. Показано состояние разработки основных элементов системы хранения и подачи ксенона.
Ключевые слова: стационарный плазменный двигатель, мощность, тяга, удельный импульс тяги, тяговый КПД, ресурс, электроракетная двигательная установка, источник питания разряда.
ON THE POSSIBILITY TO DEVELOP A 10 TO 30 KW ELECTRIC PROPULSION SYSTEM BASED ON DUAL-MODE THRUSTER SPD-140D
Boykachev V.N.5, Gusev Y.G.1, Zhasan V.S.3, Kim V.P.4, Martynov M.B.2,
Murashko V.M.3, Nesterin I.M.2, Pilnikov A.V.1, Popov GA.4
1Central Engineering Research Institute TsNIImash (CERI TsNIImash) 4 Pionerskaya Street, Korolev, Moscow region, Russia, 141070, e-mail: corp@tsniimash.ru
2Federal State Unitary Enterprise "Scientific and Production Association. SA Lavochkin" (SPA SA Lavochkin)
24 Leningradskaya Street, Khimki, Moscow region, Russia, 141400, e-mail: nesterin@laspace.ru
3Federal State Unitary Enterprise Experimental Design Bureau FAKEL (EDB FAKEL) 181 Moskovskiy prospect, Kaliningrad (reg.), Russia, 236001, e-mail: fakel@gazinter.net
4Research Institute
of Applied Mechanics and Electrodynamics of Moscow Aviation Institute (RIAME MAI) 5 Leningradskoye shosse, Moscow, Russia, 125080, e-mail: riame@sokol.ru
5Autonomous nonprofit organization "Scientific and Technological Innovation Center "TECHCOM" (STIC TECHCOM) 125/1 Varshavskoye shosse, Moscow, Russia, 117587, e-mail: techcom.space@gmail.com
On base of analysis of the modern state of the electric propulsion thruster development with powers 4,5...6 kW by Russian institutions it is shown that in the nearest future the flight version of the dual mode stationary plasma thruster SPD-140D and multifunctional Electric Propulsion Systems (EPS) with powers 10.30 kW could be created. Some results of the SPD-140D tests and breadboard discharge power supply unit ensuring operation of thruster under both modes as well as state of development of the propellant storage and management units are considered in the paper.
Key words: stationary plasma thruster, power, thrust, specific impulse, thrust efficiency, life time, electric propulsion system, discharge power supply.
БОЙКАЧЕВ Владислав Наумович — ктн, директор АНО «НТИЦ "ТЕХКОМ"», e-mail: lisalira@yandex.ru
BOYKACHEV Vladislav Naumovich — Candidate of Science (Engineering), Director of STIC TECHCOM
ГУСЕВ Юрий Геннадьевич — начальник отделения ФГУП ЦНИИмаш, e-mail: uggusev@mail.ru GUSEV Yury Gennadyevich — Head of Department at CERI TsNIImash
ЖАСАН Валерий Семенович — заместитель генерального конструктора ФГУП ОКБ «Факел», e-mail: fakel@gazinter.net
ZHASAN Valery Semenovich — Deputy General Designer of EDB FAKEL
КИМ Владимир Павлович — дтн, главный научный сотрудник НИИ ПМЭ МАИ, e-mail: riame4@sokol.ru
KIM Vladimir Pavlovich — Doctor of Science, Chief Research Scientist at RI AME MAI
МАРТЫНОВ Максим Борисович — ктн, заместитель генерального конструктора, руководитель ОКБ ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина», e-mail: maxim.martynov@laspace.ru MARTYNOV Maxim Borisovich — Candidate of Science (Engineering), Deputy General Designer, Head of EDB SPA SA Lavochkin
МУРАШКО Вячеслав Михайлович — ктн, генеральный конструктор ФГУП ОКБ «Факел», e-mail: fakel@gazinter.net
MURASHKO Vyacheslav Mikhailovich — Candidate of Science (Engineering), General Designer of EDB FAKEL
НЕСТЕРИН Иван Михайлович — руководитель проекта ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина», e-mail: nesterin@laspace.ru
NESTERIN Ivan Mikhailovich — Project Manager at SPA SA Lavochkin Experimental Design Bureau
ПИЛЬНИКОВ Александр Васильевич — ктн, ведущий научный сотрудник ФГУП ЦНИИмаш, е-mail: Dante1555@yandex.ru
PILNIKOV Alexander Vasilievich — Candidate of Science (Engineering), Lead Research Scientist at CERI TsNIImash
ПОПОВ Гарри Алексеевич — дтн, академик РАН, директор НИИ ПМЭ МАИ, e-mail: riame@sokol.ru
POPOV Garry Alexeyevich — Doctor of Science (Engineering), RAS academician, Director of RI AME MAI
Введение
В 2012 г. исполнилось 40 лет со дня первого испытания стационарного плазменного двигателя (СПД) в космосе. В процессе этих испытаний была решена практически важная задача, а именно: космический аппарат (КА) «Метеор», на борту которого проводились испытания, был переведен с помощью СПД на условно синхронную орбиту, благоприятную для привязки к местности метеорологической информации [1]. С тех пор СПД разработки ОКБ «Факел» успешно используются в системах коррекции орбит отечественных КА, а с 2004 г. они начали применяться и на зарубежных КА. К настоящему времени в космосе успешно отработало или работает свыше 300 отечественных СПД мощностью до 2 кВт.
В ОКБ «Факел» осуществляются разработки и новых двигателей, в т. ч. двух-режимного двигателя СПД-140Д [2] с номинальной мощностью 4,5 кВт. На базе этого двигателя могут быть созданы электроракетные двигательные установки (ЭРДУ) мощностью 10...30 кВт. Такие ЭРДУ могут быть использованы в составе перспективных транспортных модулей, автоматических межпланетных КА и тяжелых многофункциональных спутниковых платформ, таких как «Экспресс-4000» (разработки ОАО «Информационные спутниковые системы им. акад. М.Ф. Решетнева» [3]), которая будет оптимизирована для выведения на геостационарную (ГСО) и высокие эллиптические орбиты [4]. Выведение КА на ГСО с помощью ЭРДУ с высоким удельным импульсом тяги
дает значительное преимущество в массе КА по сравнению с выведением традиционными средствами [4]. Более того, довыведение тяжелых КА с промежуточной орбиты на ГСО с использованием ЭРДУ уже регулярно реализуется фирмой Boeing, США [5].
Применение ЭРДУ эффективно и при реализации межпланетных перелетов исследовательских КА. Для решения этой задачи предпочтительными являются двигатели с повышенным удельным импульсом тяги. Так, с помощью ионных двигателей с удельным импульсом тяги до 31 000 м/с в США успешно реализован полет к астероидам по проекту Deep Space 1, и реализуется проект Dawn [6, 7]. В Японии также с помощью ионных двигателей реализован проект забора и доставки на Землю образца грунта с астероида по проекту Hayabusa [8].
В России для решения задач, аналогичных рассмотренным, в ближайшие годы возможно использование ЭРДУ на основе двигателя СПД-140Д, удельный импульс которого должен составить не менее 27 000 м/с. В то же время, этот двигатель может эффективно работать и на режиме с большой тягой, т. е. он может использоваться в задачах межорбитальной транспортировки КА, в т. ч. при довыведении КА на ГСО.
Целью данной работы является оценка возможности создания таких ЭРДУ в ближайшие годы.
Краткая характеристика состояния разработки электроракетных двигателей мощностью 4,5...6 кВт в российских организациях
История разработки электроракетных двигателей (ЭРД) в СССР и России насчитывает уже более 50 лет. За это время был разработан целый ряд моделей двигателей разных схем и мощностей, включая модели СПД и двигатели с анодным слоем (ДАС) мощностью от единиц до десятков киловатт [9, 10]. В ОКБ «Факел» еще в 80-х годах, в СССР, была разработана и прошла стендовые испытания модель СПД-290, способная работать при мощностях 5...30 кВт при удельном импульсе тяги до 30 000 м/с, а в ЦнИИмаш — модель ДАС типа ТМ-50, способная работать в диапазоне мощностей 10.50 кВт с удельным импульсом тяги до 50 000 м/с [11]. В эти же годы в РКК «Энергия» был разработан и прошел успешные 500-часовые стендовые испытания магнито-плазмодинамический двигатель на литии мощностью до 500 кВт [12].
Были осуществлены разработки моделей и меньшей мощности в ряде организаций СССР и России [10, 11].
Из двигателей мощностью 4,5.6 кВт в настоящее время проходят наземную экспериментальную отработку в ОКБ «Факел» одноре-жимный двигатель СПД-140 и двухрежимный двигатель СПД-140Д. Поскольку двигатель СПД-140Д на режиме большой тяги имеет практически такие же параметры, что и двигатель СПД-140, то в дальнейшем рассматривается лишь двигатель СПД-140Д. Этот двигатель разрабатывался в рамках ОКР «Двигатели-ТМ» Федеральной космической программы России. В результате разработки созданы опытные образцы СПД-140Д, основные параметры которого представлены в табл. 1.
Таблица 1
Основные параметры двигателя СПД-140Д
Параметр Режим 1 (с большой тягой) Режим 2 (с высоким удельным импульсом тяги)
Разрядное напряжение и, В 300 800
Тяга Г, мН 290 180
Потребляемая мощность N Вт 4 500 4 800
Удельный импульс / , м/с 18 000 27 500
Проектный ресурс, ч 11 000 Не менее 7 000
Достигнутая наработка на ресурс, ч 5 600 1 000
ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» разрабатывается СПД типа КМ-7, имеющий сопоставимые с СПД-140Д параметры и способный работать при мощностях до 6 кВт [13], однако, по мнению авторов, его разработка отстает от разработки СПД-140Д. В ЦНИИ-маш в конце 1990-х гг. разрабатывались модели двухступенчатых ДАС типа Д-60, Д-80 и Д-80М мощностью до 4,5 кВт, а также Д-90 с номинальной мощностью 5 кВт [2]. Потенциальным преимуществом ДАС и, в частности, двигателя Д-90 перед СПД-140Д, является возможность получения более высокого удельного импульса тяги (табл. 2) [14].
Из перечисленных выше двигателей наиболее близкой к созданию летного образца, по мнению авторов, является разработка двигателя СПД-140Д (рис.1). Поэтому его можно рассматривать в качестве основы для создания ЭРДУ мощностью 10.30 кВт,
например, для решения задач межорбитальной транспортировки в околоземном пространстве.
Таблица 2
Основные параметры двигателя с анодным слоем Д-90
Параметр Режим 1 (с большой тягой) Режим 2 (с высоким удельным импульсом тяги)
Тяга F, мН 270 160
Потребляемая мощность N, Вт 5 000 5 000
Удельный импульс J , м/с ■'уд' ' 18 000 40 000
Напряжение на первой ступени U1, В — 75
Ток первой ступени I, А — 3,2
Напряжение на второй ступени U2, В 400 1 500
Ток второй ступени !2, А 12 3
Индукция магнитного поля, мТл 40 120
Примечание: Состояние разработки модель.
инженерная
Рис. 1. Опытный образец двигателя СПД-140Д
На базе двигателя СПД-140Д в рамках ОКР «Двина-ТМ» осуществлялась разработка ЭРДУ универсального транспортного модуля (УТМ) с электропитанием от солнечной батареи. Некоторые результаты этой разработки приведены в данной статье.
Состояние разработки двигателя СПД-140Д
Двигатель СПД-140Д имеет традиционную для СПД схему и конструкцию. Он состоит из анодного и одного или двух катодных блоков. ОКБ «Факел» для двигателей СПД-140 и СПД-140Д разработан катод типа КН-15, способный обеспечить работу двигателя СПД-140Д на обоих приведенных выше режимах. Проведены параметрические испытания опытных образцов СПД-140Д, определены характеристики его струи на основных режимах работы, проведены ресурсные испытания двух опытных образцов двигателя СПД-140Д (№ 01 и 02). На рис. 2 и 3 приведены данные об изменении параметров этих образцов в процессе их ресурсных испытаний, которые носят традиционный для СПД характер, а именно: значения тяги при постоянных разрядном токе и мощности разряда в начальный период несколько снижаются, а затем стабилизируются.
350
300 S 250 £ 200
150
100
00 В 3 00 В 2 85 В 515 В 30 OB
- S; * » » ¡Г *к * X г
I * = 10 А/и = , , . 1 . . . 800 В и-80 OB
0 500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 Наработка, ч
а)
500 1000 1500 2000 2500 3000 3500 4000 Наработка, ч
б)
1500 2000 2500 3000 3500 4000 Наработка, ч
в)
Рис. 2. Изменение параметров в процессе ресурсных испытаний опытного образца двигателя СПД-140Д № 01 (на режиме работы с большой тягой): а — параметров тяги; б — удельного импульса тяги; в — тягового КПД Примечание: ф — 800 В, х — 300 В.
В процессе испытаний периодически контролировались значения параметров при изменении режима работы двигателя при разных значениях разрядного напряжения, моделирующего возможные изменения этого напряжения из-за колебаний бортового напряжения. Устанавливались также рабочие параметры двигателя при изменении разрядного напряжения и расхода через ускорительный канал, определяющих возможности регулирования тяги, удельного импульса тяги, разрядного тока и мощности двигателя в процессе работы.
Значения удельного импульса тяги двигателя СПД-140Д на режиме большой тяги выше и более стабильны ^м. рис. 2), чем соответствующие значения у находящегося в летной эксплуатации двигателя СПД-100.
300 2 250
£
200
150
< * 1«
• 4ЙЯ -'II н.»^
200
400 600
Наработка, ч
а)
800
1000
о л
ч
^
=
2
»К 2 г л
ч
о £
30000 28000 26000 24000 22000 20000 18000 16000
0
**
*» | 9 ' Г* к « 5
200 400
Наработка, ч
б)
600
800
60 з
и
50 40
« 1 * МвИГ 11 а ао 4
200 400 600 800
Наработка, ч
>0
Рис. 3. Изменение параметров в процессе ресурсньж испытаний опытного образца двигателя СПД-140Д № 02 (на режиме работы с высоким удельным импульсом тяги): а — параметров тяги; б — удельного импульса тяги; в — тягового КПД Примечание: ф — 800 В, х — 300 В.
Но на режиме с высоким удельным импульсом тяги изменение этого параметра
в первые 900 ч аналогично его изменению у двигателей СПД-100, при этом относительная величина снижения удельного импульса тяги у СПД-140Д несколько выше и составляет примерно 10%, тогда как в случае СПД-100 она составляет 6-7%. Здесь, по-видимому, проявляется специфика работы при повышенном разрядном напряжении.
Ожидаемый ресурс двигателя СПД-140Д значительно выше приведенных значений наработки в испытаниях, поскольку толщина выходных участков стенок разрядной камеры (наиболее нагруженных элементов конструкции двигателя) составляет 16 мм. Скорость износа этих стенок снижается, а запасы толщины стенок после испытаний еще достаточно велики (см. рис. 4).
Более того, ресурс СПД обычно значительно превышает время износа выходных участков стенок разрядной камеры на полную толщину, а износ остальных элементов конструкции двигателей оказался незначителен. Поэтому представляется, что двигатель СПД-140Д может обеспечить проектный ресурс 11 000 ч на режиме работы с большой тягой и не менее 7 000 ч на режиме работы с большим удельным импульсом тяги.
На режиме работы № 1 (с большой тягой) расход ксенона составляет ~15 мг/с. Поэтому, например, за 2 500 ч работы при довыведе-нии КА на ГСО двигатель может выработать ~135 кг ксенона и создать суммарный импульс тяги ~2,43 МНс. На режиме № 2 (с высоким удельным импульсом тяги) он будет расходовать ~6 мг/с и за 7 000 ч работы может выработать ~150 кг ксенона. На этом режиме двигатель может быть использован для решения задачи стабилизации орбиты геостационарного КА после выведения на рабочую орбиту. Но для решения этой задачи предпочтительна будет работа двигателя на режимах с пониженной разрядной мощностью. Поэтому НИИ ПМЭ МАИ были проведены испытания двигателя СПД-140Д на режимах работы с пониженными мощностями. Эти испытания показали, что приемлемые тяговые характеристики могут быть получены изменением как разрядного напряжения, так и расхода ксенона через ускорительный канал при мощностях разряда, по крайней мере, до 1 кВт (см. рис. 5).
При определении характеристик двигателя СПД-140Д на различных режимах расход через катод обычно поддерживается постоянным. Поэтому для ряда режимов работы он не являлся оптимальным. С учетом этого ниже приведены характеристики двигателя, рассчитанные без учета расхода в катод (см. рис. 6).
«
Я го О Л
8 8
я
щ
о
о 10 12
14
♦ л 1-Я \
ч ж 1
\ \ \
\ \ А
4 ■ ■
\ \ ж \ ■ N
\ \ \
\ \ \ ■ 4
■ К
Ч 4
1
« я
со о а
X 10 О
16 14 12 10 8 6 4 2 0 Радиальная эрозия наружного изолятора, мм
а)
12
14 I
Г / Г;
i я / / У
// /
/ / у
i r^i ........x и
1
0 2 4 6 8 10 12 14 16 Радиальная эрозия внутреннего изолятора, мм
б)
Рис. 4. Изменение профилей выходных участков стенок разрядной камеры в процессе испытаний: а — образца двигателя СПД-140Д № 01 на режиме большой тяги; б — образца двигателя СПД-140Д № 02 на режиме с большим удельным импульсом тяги (к — 500 ч; ■ — 1 080 ч; X — 2 600 ч; ◊— 3 900 ч)
а)
б)
Рис. 5. Зависимость мощности разряда (а) и тяги (б) опытного образца двигателя СПД-140Д (рассчитанная с учетом расхода в катод) от разрядного напряжения и расхода ксенона: при расходе ксенона через ускорительный канал 1 — 2,65 мг/с; 2 — 4,08 мг/с; 3 — 5,43 мг/с
ЛД> м/с 30000
20000
10000
00
200
400
600
800 и, В
а)
Л
0,7 0,5 0,3 0,1
2
1
---
200
400
600
800 и, В
р
в)
Рис. 6. Зависимость удельного импульса тяги (а) и тягового КПД ()) (рассчитанных без учета расхода через катод) от разрядного напряжения и расхода ксенона через ускорительный канал: при расходе ксенона 1 — 2,65 мг/с; 2 — 4,08 мг/с; 3 — 5,43 мг/с
Как следует из приведенных данных, в разработке двигателя СПД-140Д достигнут значительный прогресс, который позволяет уже в настоящее время осуществлять разработку ЭРДУ на его основе для межорбитальной транспортировки КА. Дальнейшие работы по двигателю СПД-140Д представляется целесообразным направить на обеспечение и подтверждение достаточно большого его ресурса, особенно на режиме работы с высоким удельным импульсом тяги. Так, для реализации уже осуществленных полетов КА с ЭРД в дальний космос типичное требуемое значение ресурса ионных двигателей составляло 15 000...20 000 ч. Поскольку СПД обеспечивает более высокий уровень тяги, требуемый ресурс СПД-140Д будет меньше. Кроме того, в этих задачах двигатель значительную часть времени работает при пониженной мощности. Поэтому возможность обеспечения требуемого ресурса двигателя СПД-140Д для ряда полетов в дальний космос представляется реальной. При этом важно то, что технология СПД в России освоена, а также то, что ЭРДУ на его основе будет существенно дешевле аналогичных установок на основе ионного двигателя.
Результаты разработки блоков и подсистем ЭРДУ средней мощности на основе двигателя СПД-140Д
Состав ЭРДУ. ЭРДУ на основе СПД-140Д в общем случае будет содержать:
• двигательные блоки (ДБ) с входящими в их состав двигателями СПД-140Д и модулями регулирования расхода (МРР) рабочего тела;
• систему хранения и подачи (СХП) рабочего тела — ксенона — в двигательные блоки, содержащую баки хранения ксенона (БХК) и блоки подачи ксенона (БПК);
• систему преобразования и управления (СПУ);
• межблочные кабели и трубопроводы.
В состав двигательного блока маршевой ЭРДУ могут входить и модули ориентации двигателей для управления направлением их вектора тяги в процессе полета. Таким образом, для создания ЭРДУ необходимо разработать не только двигатель, но и названные выше блоки и подсистемы.
Двигательный блок. ОКБ «Факел» для маршевой ЭРДУ разработан и прошел наземную отработку модуль ориентации двигателей СПД-140 или СПД-140Д с массой не более 20 кг, позволяющий изменять направление вектора тяги в двух взаимно перпендикулярных плоскостях: в пределах -34...+14° в одной плоскости, и в пределах ±15° — во второй.
Для двигателя СПД-140Д разработаны и также прошли наземную отработку модули регулирования расхода в катод (МРР-К) и в анод (МРР-А). С учетом этого для маршевых ЭРДУ ОКБ «Факел» предлагает конструкцию двигательного блока на основе СПД-140Д, содержащего модуль ориентации двигателя, двигатель СПД-140Д и модули МРР-К и МРР-А, соединенные между собой необходимыми кабелями и трубопроводами (рис. 7), с общей массой около 29,3 кг. В этом случае нужен будет и блок управления модулем ориентации двигателей (БУ МОД).
Рис. 7. Двигательный блок с двигателем СПД-140Д
Система хранения и подачи ксенона. В
СХП важнейшим элементом, в значительной мере определяющим результирующие параметры этой подсистемы и ЭРДУ в целом, являются БХК. В настоящее время наилучшими характеристиками обладают композитные баки с металлическим лейнером, обмотанным углеродной нитью. В качестве примера можно привести параметры БХК разработки фирмы ЕАБ5 [15] для летного применения в космосе.
Параметры БХК фирмы ЕАБ5 АзЫпт:
• объем бака, л 70;
• сухая масса бака, кг 9,7;
• максимальная масса заправляемого ксенона при температуре 55 °С, кг 112;
• габаритные размеры (диаметр/длина), мм 340/740.
Как известно авторам, этой фирмой разработаны баки и большей размерности. Аналогичные разработки осуществляются и в России, и такими БХК могут быть укомплектованы рассматриваемые ЭРДУ. Как следует из данных, приведенных в работе [15], так называемый коэффициент складирования, представляющий собой отношение массы бака к массе заправляемого в него ксенона, составляет для современных БХК меньше 0,1.
В состав ЭРДУ, в зависимости от назначения, могут входить 2...6 БХК и 2...6 ДБ. Выработка ксенона из каждого бака может контролироваться с помощью летных образцов блока электроклапанов высокого давления разработки ОКБ «Факел» в соответствии с алгоритмом управления двигательной установки. В составе СХП могут использоваться также БПК, разработанные в ОКБ «Факел» и прошедшие наземную отработку. Для двухрежимного двигателя из-за большой разницы в уровне расходов ксенона через ускорительный канал (анодный блок) двигателя для каждого режима разработан свой блок подачи ксенона в анодный блок (БПК-А1 и БПК-А2). Отдельный блок подачи ксенона БПК-К разработан и для катодов. Из сказанного следует, что большая часть элементов системы питания двигателей рабочим газом к настоящему времени уже разработана за исключением БХК, которые, при необходимости, могут быть закуплены за рубежом.
Система преобразования и управления (СПУ). В состав СПУ для ЭРДУ на основе СПД входит несколько источников питания и элементы системы управления. Наиболее мощным и сложным блоком является источник питания разряда (ИПР). Сложность его в случае ЭРДУ на основе СПД-140Д определяется не только тем, что через него пропускается основная мощность, идущая на питание
двигателя, но и в достаточно высоком выходном напряжении на режиме № 2, а также в необходимости обеспечения работы двигателя при разных напряжениях и обеспечения его высокой надежности при негерметичном исполнении СПУ.
Обеспечение необходимой мощности источника и его надежности при функционировании в вакууме обеспечивается выбором схемных и конструкционных решений, а также подбором соответствующей элементной базы. Что касается необходимости обеспечивать работу ИПР при разных напряжениях, то она определяется прежде всего двухрежимностью двигателя СПД-140Д. Кроме того, зажигание разряда в двигателе при его работе с высокими разрядными напряжениями целесообразно осуществлять при относительно невысоких разрядных напряжениях. Это связано с тем, что амплитуда колебаний разрядного напряжения в разрядной цепи при зажигании и гашении разряда сопоставимы с его номинальным значением. Поэтому при запуске двигателя для работы с разрядным напряжением 800 В желательно запускать его сначала для работы с пониженным, например до 300 В, напряжением, а затем повышать разрядное напряжение до 800 В. Это требует разработки специальных процедур запуска двигателя и управления изменением напряжения разряда в процессе запуска. С учетом изложенного, в НТИЦ «ТЕХКОМ» по заказу НПО им. С.А. Лавочкина был разработан технологический образец программно управляемого ИПР (рис. 8) с шестью блоками преобразования, в котором требуемое разрядное напряжение 300 или 800 В может обеспечиваться включением в работу любых двух или всех шести блоков преобразования, каждый из которых обеспечивает напряжение на выходе, программно изменяемое в диапазоне 130. 150 В. ИПР имеет габариты 382*310*210 мм. Масса его составляет 22 кг, номинальная выходная мощность 5 кВт.
Рис. 8. Технологический образец ИПР
Имитатор двигателя. НТИЦ «ТЕХ-
КОМ» был также разработан и изготовлен имитатор двигателя как нагрузки ИПР, который позволял осуществлять проверку возможности обеспечения длительной работы ИПР на постоянную или изменяющуюся с частотой 5.10 кГц омическую нагрузку, а также предварительную отработку переходных режимов работы ИПР с двигателем. Для обеспечения плавного выхода на режим работы с разрядным напряжением 800 В с учетом исходных данных ОКБ «Факел» была разработана и отработана сначала с имитатором нагрузки, а затем в НИИ ПМЭ МАИ при совместной работе образца ИПР с двигателем СПД-140Д следующая процедура выведения разрядного напряжения на уровень 800 В при запуске двигателя:
• при поданном между катодом и анодом напряжении от двух заранее выбранных блоков преобразования, заранее подобранных токах в катушках намагничивания и подготовленном к запуску катоде подавалось напряжение на поджигающий электрод катода и зажигался разряд в двигателе (после зажигания разряда нагрев катода и поджигающее напряжение отключались);
• с подачей поджигающего напряжения запускалась программа изменения разрядного напряжения, в соответствии с которой контролировался разрядный ток, и если его величина в течение 5 с достигала значений не менее 4,5 А, начиналось повышение разрядного напряжения последовательным включением в работу через каждые 2,5 мс оставшихся блоков преобразования, и разряд переходил в установившийся режим с разрядным напряжением 800 В;
• если ток разряда в течение 5 с не выходил на уровень 4,5 А и выше, то разрядное напряжение отключалось выключением первичного питания блоков преобразования.
Проведенные испытания показали, что ИПР и программное обеспечение по управлению его работой позволяют успешно реализовать описанную выше процедуру запуска.
Достоинством разработанного образца ИПР является возможность программного выбора любого набора блоков преобразования для получения разрядных напряжений в диапазоне 300.900 В с шагом 130.150 В. Для режима работы с разрядным напряжением 300 В это означает, что два выбранных блока являются рабочими, а остальные блоки преобразования находятся в холодном резерве. Таким образом, достигается высокая надежность обеспечения двигателя напряжением разряда 300 В и любым другим напряжением
меньше 800 В. Кроме того, возможность программного изменения разрядного напряжения (шаг 10 В) позволяет оперативно влиять на закон изменения разрядного напряжения и вводить эти изменения на любой стадии эксплуатации ИПР.
Аналогичный подход использован НТИЦ «ТЕХКОМ» и при разработке других источников электропитания, входящих в состав СПУ: блоков питания клапанов СХП, цепи стартового подогрева катода, цепи поджига разряда и катушек намагничивания.
Таким образом, в настоящее время разработаны и проверены принципиальные технические решения по основным источникам питания ЭРДУ и программное обеспечение, которые могут быть использованы при разработке СПУ для ЭРДУ на основе двигателей СПД-140 и СПД-140Д. Масса технологического ИПР как основного источника составляет 4,4 кг/кВт. Поэтому можно оценить удельную массу блока СПУ в целом как ~5 кг/кВт.
В ЭРДУ в зависимости от ее архитектуры и структуры может входить несколько блоков СПУ и ДБ. Простейшим вариантом является структура, при которой число блоков СПУ равно числу ДБ. В этом случае каждый блок СПУ должен содержать все элементы управления работой двигателя. Но в этом варианте масса СПУ ЭРДУ в целом будет максимальной. Возможны и другие варианты построения системы преобразования и управления. Например, каждый блок СПУ может быть разработан для питания двух ДБ.
Массовые характеристики ЭРДУ. Для оценки ожидаемых массо-энергетических характеристик ЭРДУ ниже приведены массы основных блоков, которые необходимы или могут входить в ее состав, а именно:
• двигательные блоки, каждый из которых состоит из двигателя СПД-140Д, модулей регулирования расхода в анод МРР-А и в катод МРР-К;
• БХК типа описанных выше, каждый из которых снабжен блоками контроля расхода (БКР);
• блоки подачи ксенона в двигатели, включающие БПК для подачи ксенона на режиме большой тяги, БПК для подачи ксенона на режиме с большим удельным импульсом тяги и БПК для подачи ксенона в катоды;
• блок ресиверов (БРВ) для стабилизации давления в магистрали на входе в двигательные блоки;
• модуль ориентации двигателя с блоком управления ориентацией двигателей (в случае необходимости);
• блоки СПУ.
Все перечисленные блоки, за исключением БХК и СПУ, разработаны в ОКБ «Факел» для их летного применения. Как уже отмечалось выше, разработки БХК и СПУ в российских организациях продолжаются, а в случае необходимости БХК могут быть приобретены и за рубежом. Таким образом, готовность технических решений, необходимых для разработки ЭРДУ рассматриваемого класса, по мнению авторов, можно признать достаточной для того, чтобы завершить реальную разработку в течение пяти лет.
ЭРДУ мощностью 10.30 кВт может обеспечить выработку суммарного импульса тяги порядка 12 МНс при двух двигателях и порядка 36 МНс при шести двигателях СПД-140Д в ее составе. Эффективный удельный импульс тяги, определенный как отношение суммарного импульса тяги к массе заправленной ЭРДУ при удельной массе современной энергоустановки на основе солнечной батареи порядка 20 кг/кВт, может составить не менее 7 000-8 000 м/с, что значительно больше, чем у химических двигателей. Это обеспечит преимущество такой энергосиловой установки над химическими двигателями при решении ряда транспортных задач в космосе.
Масса блоков ЭРДУ на основе двигателя СПД-140Д:
• двигательный блок ДБ-140Д, кг 9,3;
• блок подачи ксенона в анод БПК-А1 для работы на режиме большой
тяги, кг 2,5;
• блок подачи ксенона в анод БПК-А2 для работы на режиме с большим удельным импульсом тяги, кг 3,0;
• блок подачи ксенона в катод БПК-К, кг 2,5;
• блок хранения ксенона, кг 9,7;
• блок клапанов для подачи ксенона
из баков, кг 0,6;
• блок ресиверов для стабилизации давления в магистрали подачи ксенона в двигатели, кг 1,7;
• модуль ориентации двигателей
с блоком управления, кг 26,9;
• блок СПУ для обеспечения
работы одного двигателя, кг 25;
• конструкция, кабели, Масса зависит трубопроводы от конструкции
КА в целом.
Заключение
Анализ состояния современных разработок ЭРД мощностью 4,5.6 кВт в ряде российских организаций показывает, что в
настоящее время наиболее близким к созданию летного образца является двигатель СПД-140Д разработки ОКБ «Факел». Создан значительный задел в разработке остальных блоков ЭРДУ на основе СПД-140Д, с использованием которых, по мнению авторов, в течение ближайших пяти лет возможно создание летных образцов ЭРДУ с мощностью 10.30 кВт. Они могут эффективно решать задачи довыведения тяжелых КА на геостационарную орбиту, транспортировки КА и грузов в околоземном пространстве, включая полеты КА к Луне, а также задачи обеспечения полетов в дальний космос.
Список литературы
1. Козубский К.Н., Мурашко В.Н., Ры-лов Ю.П., Трифонов Ю.В., Ходненко В.П., Ким В., Попов Г.А., Обухов В.А. СПД работают в космосе // Физика плазмы. 2003. Т. 29. № 3. С.277-292.
2. Novikov I.K. Main Directions of Electric Propulsion Development in Russia. Paper IEPC -2011-331 // 32nd International Electric Propulsion Conference. Wiesbaden (Germany), 11-15 September, 2011.
3. Афанасьев И.Б. «Экспресс-4000» : Создание российско-французской платформы // Новости космонавтики. 2008. Т. 18. № 2. С. 54-55.
4. Obukhov V.A., Petukhov V.G., Popov G.A. Application of Stationary Plasma Thrusters for Spacecraft Insertion into the Geostationary Orbit. Paper IAC-12-C4.4.3 // 63rd International Astronautical Congress. Napples (Italy), 1-5 October, 2012.
5. Kreiner K., Hairapetian G. Boeing's Xenon Ion Propulsion System (XIPS) // Presentation at 31st International Electric Propulsion Conference. Ann Arbor, MI (USA). 20-24 September, 2009.
6. Brophy J.R., Kakuda R.Y., Polk J.E. Ion Propulsion System (NSTAR) DS1 Technology Validation Report // Jet Propulsion Laboratory, Pasadena (USA). 2004.
7. Garner Ch, Reyman M. and Brophy J.R. The Dawn of Vesta Science. Paper IEPC-2011 -326 // 32nd International Electric Propulsion Conference. Wiesbaden (Germany), 11-15 September, 2011.
8. Kuninaka H., Nishiyama K., Shimizu Y., Funaki I., Koizumi H., Hosoda S., Nakata D. Hayabusa Asteroid Explorer Powered by Ion Engines on the way to Earth. Paper IEPC-2009-267 // 31st International Electric Propulsion Conference. University of Michigan, Ann Arbor, MI (USA), 20-24 September, 2009.
9. Kim V., Kozubsky K.N., Murashko V.M., Semenkin A.V. History of the Hall Thrusters Development in USSR. Paper IEPC-2007-142 // 30th International Electric Propulsion Conference. Florence (Italy), 17-20 September, 2007.
10. Arkhipov B., Maslennikov N, Murashko V., Veselovzorov A., Morozov A., Pokrovsky I., Gavryushin V., Khartov S., Kim V., Kozlov V. Development and Investigation of Characteristics of Increased Power SPT Models. Paper IEPC-93-222 // 23rd International Electric Propulsion Conference. Seattle (USA), 13-16 September, 1993. P. 2087-2096.
11. Semenkin A.V., Tverdokhlebov S.O., Garkusha V.I., Kochergin A.V., Chislov G.O., Shumkin B.V., Solodukhin A.V., Zakharenkov L.E. Operating Envelopes of Thruster with Anode Layer. Paper IEPC 2001-13.1//27th International Electric Propulsion Conference. Pasadena, CA (USA), 1419 October, 2001.
12. Агеев В.П., Островский В.Г. Магнито-плазменный двигатель большой мощности
непрерывного действия на литии // Известия Российской академии наук. Энергетика. 2007. № 3. С. 82-95.
13. Горшков О.А., Муравлев В.А., Шагай-да А.А. Холловские и ионные плазменные двигатели для космических аппаратов / Под ред. акад. РАН Коротеева А.С. М.: Машиностроение, 2008. 280 с.
14. Semenkin A.V., Zakharenkov L.E., Solodukhin A.E. Feasibility of High Power Multi-Mode EPS Development Based on the Thruster with Anode Layer. Paper IEPC-2011-064 // 32nd International Electric Propulsion Conference. Wiesbaden (Germany), 11-15 September, 2011.
15. Le Floc'h C., Aufaure J., Salome R., Tschofen J. New High Pressure Tank for Xenon Storage // 3rd Spacecraft Propulsion Conference. Cannes (France), 10-13 October, 2000. P. 543 -546.
Статья поступила в редакцию 25.11.2013 г.
