CC BY
71Ракетно-космические двигатели, энергетические установки летательными космических аппаратов
Матрица испытаний
№ п/п Виды испытаний МП 47199 CN4K А16423А АМ8 06
1 Определение радиационной стойкости монтажных проводов + + + -
2 Определение стойкости монтажных проводов к воздействию изменения температуры среды, в том числе после радиационного воздействия + + + +
3 Испытания в камере тепла при атмосферном давлении + + + +
4 Испытания на воздействие низкоэнергетичной плазмы стационарного плазменного двигателя + + - -
5 Сравнительные испытания проводов на безотказность (кратковременно) при температуры 350 °С + + - +
6 Определение запасов по рабочему напряжению кабелей на основе соединителей РП 10-22 с монтажными проводами при рабочей температуре до 120 °С - + + -
В докладе представлены результаты испытаний проводов, проведенных в ОКБ «Факел» с 2007 по 2015 гг. Объем и виды испытаний монтажных проводов, изложены в матрице испытаний (см. таблицу).
Результаты испытаний показали, что из четырёх видов монтажных проводов наилучшими характеристиками обладают провода МП 47-199 и АМ806.
Провод МП 47-199 прошёл все виды испытаний, предусмотренные российским стандартом ОСТ 16 0.800.365-76 и полностью соответствует требованиям, предъявляемым к монтажным проводам в составе высокоимпульсных двигателей.
© Лесневский В. А., 2015
УДК 629.7.054.03
СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ И ЗАРУБЕЖНЫХ СИСТЕМ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ ПЛАЗМЕННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
М. В. Михайлов1, А. А. Мошняков2*
Акционерное общество «Научно-производственный центр «Полюс» Российская Федерация, 634050, г. Томск, просп. Кирова, 56в Национальный исследовательский Томский политехнический университет Российская Федерация, 634050, г. Томск, просп. Ленина, 30. E-mail: moshnyakovaa@yandex.ru
Электропитание плазменных двигателей осуществляется с помощью системы преобразования и управления. Несмотря на однотипность двигателей, структуры систем отечественных и зарубежных производителей значительно отличаются, что существенно усложняет идентификацию удельных характеристик.
Ключевые слова: электрореактивный двигатель, система преобразования и управления.
COMPARATIVE ANALYSIS OF RUSSIAN AND FOREIGN POWER SUPPLY
FOR PLASMA THRUSTERS
M. V. Mikhaylov1, A. A. Moshnyakov2*
1Stock Company «Scientific & Industrial Centre «Polyus» 56 «v», Kirova Av., Tomsk, 634050, Russian Federation
2Polytechnic University of Tomsk 30, Lenin Av., Tomsk, 634050, Russian Federation. E-mail: moshnyakovaa@yandex.ru
Power processing unit provides power supply for electric propulsion thrusters. Many different thrusters have similar electrical parameters, but design of Russian and foreign power processing units have significant difference, it is difficult to identify specific characteristics.
Keywords: electric propulsion, power processing unit.
Электропитание и управление электрореактивными плазменными двигателями осуществляется с помощью системы преобразования и управления (СПУ), которая обычно включает в себя шесть преобразователей: источник питания анода и катода, стабилизатор тока нагревателя катода, генератор поджигающих
импульсов, источник питания магнитных катушек, источник питания клапанов двигателя и блока газораспределения, формирователь тока термодросселя.
Поскольку нагрузкой СПУ является двигательная установка с определенным количеством электрореактивных плазменных двигателей и однотипным набо-
Решетнеескцие чтения. 2015
ром элементов электропитания, то сравнительный анализ таких систем целесообразно проводить по уровню выходной мощности и количеству обслуживаемых двигателей.
На массу СПУ наибольшее влияние оказывает выходная мощность, которая определяется требуемыми параметрами цепи разряда: напряжением и током, а также уровнем и формой тока нагревателя катода. Помимо выходной мощности на массу существенное влияние оказывает количество обслуживаемых двигателей, что обусловлено значительной массой коммутаторов. В ряде случаев блоки коммутаторов и фильтров не входят в состав СПУ, а выполнены в виде отдельных устройств.
Такая практика широко распространена за рубежом, поэтому масса PPU (Power Processing Unit - иностранный аналог СПУ) зачастую меньше, однако при этом требуется установка дополнительных устройств. Подобные конструктивные отличия существенно затрудняют сравнение массогабаритных характеристик СПУ и PPU.
Еще одним фактором, препятствующим сравнению, является разный подход к оценке надежности и
структуры резервирования приборов. Российские разработки обычно выполнены по двух- или трехканаль-ной схеме на случай единичного отказа любого элемента. Зарубежные аналоги чаще имеют один канал с резервированием наиболее нагруженных узлов, и для обеспечения работы системы при отказе любого элемента необходим еще один такой же прибор [1]. В рекламных проспектах зарубежные фирмы-разработчики стараются не говорить об этом, что еще более усложняет сравнение.
В качестве примера ниже показаны основные характеристики отечественных СПУ и их зарубежных аналогов (см. таблицу). Для двигателей мощностью ниже 1 кВт наиболее подходящими являются СПУ-КВ [2] разработки АО «НПЦ «Полюс» и PPU для КА DubaiSat-2 [3] корейской фирмы Satrec. На основании имеющихся данных можно сделать вывод, что СПУ мощностью до 1 кВт разработки АО «НПЦ «Полюс» не уступает по техническим характеристикам зарубежным аналогам.
Для двигателей мощностью от 1 до 2 кВт наиболее подходят СПУ-М разработки АО «НПЦ «Полюс» и PPU КА Stentor [4].
Параметры СПУ для различных типов двигателей
Наименование СПУ Начало эксплуатации Двигатель Масса СПУ, кг Шина питания, В Параметры цепи разряда Ток нагревателя катода 1нк, А
Тип Кол-во Од-новр. работа Up, В 1р, А Pp, кВт
СПУ для двигателей мощностью ниже 1 кВт
СПУ-КВ (НПЦ «Полюс») 2012 СПД-50 2 1 6,9 24-34 190 1,3 0,25 12 (DC)
PPU (Satrec Initiative) для КА DubaiSat-2 2013 THU 1 1 6,6 28 250 Нет данных 0,26 Нет данных
АПУ (ОАО «АВЭКС») для КА «Ямал-200» 2003 М-70 8 2 32 28 300 2,23 0,66 0-12 (AC)
СПУ для двигателей мощностью 1-2 кВт
СПУ-2ЭА (НПЦ «Полюс») 2013 СПД-100 8 1 27,1 27, 100 300 4,5 1,4 12 (DC)
СПУ-М (НПЦ «Полюс») 2015 СПД-100 2 1 17 24-34; 46,9-65,3 300 4,5 1,35 12 (DC)
PPU Mk1 для КА Stentor 2002 СПД-100 или PPS-1350 2 1 10,4 100 или 50 300 или 350 4,5 (3-5) 1,6 14 (DC)
PPU Mk1 для КА Smart-1 2003 PPS1350-G 1 1 10,9 50 175350 Нет данных 0,3061,225 Нет данных
СПУ для двигателей мощностью выше 2 кВт
PPU (Aerojet Rocketdyne) для КА AEHF-1 2010 BPT-4000 1 1 12,5 70-140 150800 Нет данных 0,6-4,5 Нет данных
PPU EM2 (MELCO) Разработан в 2009 250mN HET 1 1 11,9 100 250350 7-18 4,5 2-4 (DC)
СПУ-140Д (НПЦ «Полюс») 2015 СПД-140 1 1 19 100 300 15 4,5 17,5 (DC)
Ракетно-космические двигатели, энергетические установки летательныхи космических аппаратов
Значительное различие этих приборов по массе вызвано принципиально разной структурой построения. PPU КА Stentor содержит один канал источников питания и модуль коммутаторов на два двигателя, единичный отказ любого элемента приводит к отказу всей системы.
В КА Stentor осуществляется только «холодное» резервирование за счет двух PPU на борту, подключенных параллельно каждому двигателю. В свою очередь, СПУ-М содержит два канала источников питания и не имеет коммутации, а отказ любого элемента к отказу системы не приводит.
Судя по электрическим характеристикам и тяге, двигатели BPT-4000 (294 мН) [5], 250 mN HET и СПД-140 (290 мН) относятся к одному типу.
Отличие в значениях тока нагревателя катода указывает на то, что использованы разные материалы катодов. Однако это не оказывает существенного влияния на удельные характеристики СПУ, поскольку мощность источника питания нагревателя катода существенно меньше мощности источника питания разряда.
Структуры двух систем: американской Aerojet Rocketdyne [6] и японской MELCO одинаковы. Незначительное отличие по массе обусловлено широким диапазоном входного и разрядного напряжения американской модели, что неизбежно приводит к увеличению массы. Дополнительно PPU требует установки блока фильтров.
СПУ разработки АО «НПЦ «Полюс» имеет весь необходимый набор фильтров и не требует установки дополнительных блоков. Кроме того, у двигателя СПД-140 два катода (основной и резервный), которые необходимо коммутировать, а у BPT-4000 и 250 mN HET только один катод.
По предварительным расчетам, суммарная масса зарубежных систем электропитания и управления мощными плазменными двигателями составляет 15-16 кг, что на 3-4 кг меньше, чем у российских аналогов.
В заключение можно сделать следующие выводы:
1. Несмотря на однотипность двигателей и схожесть выходных электрических характеристик, структуры СПУ отечественных и зарубежных производителей значительно отличаются, что существенно усложняет идентификацию удельных характеристик.
2. Подавляющее большинство зарубежных аналогов СПУ имеют выносной блок фильтров, масса которого не учитывается в PPU.
3. Для двигателей малой и средней мощности удельные показатели систем преобразования и управления отечественного и зарубежного производства
не имеют значительных отличий. Удельные характеристики российских СПУ для мощных двигателей заметно уступают зарубежным. Это вызвано, главным образом, отсутствием совершенных электронных компонентов отечественного производства.
Библиографические ссылки
1. Stentor Plasma Propulsion System Experience / Garnero P. [et al.] // 28th International Electric Propulsion Conference, 2003.
2. Система электропитания корректирующей двигательной установки малого космического аппарата / С. Ю. Боязитов [и др.] // Изв. Том. политехн. ун-та. 2010. № 4(316). С. 97-101.
3. Anoohi K. I., Choo W., Jeong Y. The Development of 260 W Power Processing Units for Hall Effect Propulsion System // 33nd International Electric Propulsion Conference, 2011.
4. Bourguignon E., Scalais T., Thomas J. High Power Processing Unit For Stationary Plasma Thruster // 4th International Spacecraft Propulsion Conference, 2004.
5. The Development and Qualification of a 4,5 kW Hall Thruster Propulsion System for GEO Satellite Applications / Fisher J. [et al.] // 27th International Electric Propulsion Conference, 2001.
6. Development of a Modular Hall Thruster Power Converter / Sultan A. [et al.] // 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2011.
References
1. Stentor Plasma Propulsion System Experience / Garnero P. [et al.] // 28th International Electric Propulsion Conference, 2003.
2. Boyazitov S. Y. [et al.]. [Power supply of electric propulsion for small spacecraft]. Izvestia tomskogo politehnicheskogo universiteta. 2010. № 4, p. 97-101.
3. Anoohi K. I., Choo W., Jeong Y. The Development of 260 W Power Processing Units for Hall Effect Propulsion System // 33nd International Electric Propulsion Conference, 2011.
4. Bourguignon E., Scalais T., Thomas J. High Power Processing Unit For Stationary Plasma Thruster // 4th International Spacecraft Propulsion Conference, 2004.
5. The Development and Qualification of a 4,5 kW Hall Thruster Propulsion System for GEO Satellite Applications / Fisher J. [et al.] // 27th International Electric Propulsion Conference, 2001.
6. Development of a Modular Hall Thruster Power Converter / Sultan A. [et al.] // 47th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2011.
© Михайлов М. В., Мошняков А. А., 2015
