CC BY
81УДК 629.78.036.72
сравнительный анализ выбора эрду большой мощности на основе отечественных эрд и перспективы их применения в системах межорбитальной транспортировки и для исследования дальнего космоса
© 2019 г. гусев Ю.г., пильников А.в., Суворов С.Е.
АО «Центральный научно-исследовательский институт машиностроения» (АО «ЦНИИмаш») Ул. Пионерская, 4, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,
e-mail: [email protected]
Представляются схемные решения для электроракетных двигательных установок повышенной и большой мощности для применения в средствах межорбитальной транспортировки и перспективных космических аппаратах. Рассмотрены характеристики их составных частей с точки зрения решения целевой задачи — обеспечения довыведения космических аппаратов на целевые орбиты, осуществления транспортных операций к орбите Луны и исследования дальнего космоса. Рассматриваются основные критерии и методики отбора составных частей, а также проблемные вопросы их создания и наземной экспериментальной отработки.
Проанализированы достоинства и недостатки применения различных вариантов двигательных установок на основе электроракетных двигателей средней и большой мощности, состояние разработок их составных частей, а также технические возможности наземной экспериментальной отработки.
Ключевые слова: электроракетный двигатель, двигательная установка, двигательный модуль, система хранения рабочего вещества, система электропитания и управления, вакуумная камера, вакуумная система.
DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2019-4-45-55
TRADEOFF ANALYSIS OF HIGH-pOwER ELECTRIC propulsion systems based
on domestic electric propulsion engines
AND pOTENTIAL FOR their uSE IN ORBIT-TO-ORBIT
transfer systems and deep space exploration
Gusev Yu.G., pilnikov A.v., Suvorov S.E.
Joint Stock Company Central Research Institute for Machine Building (JSC TsNIIMash) 4 Pionerskaya str, Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]
The paper discusses design solutions for increased-power and high-power electric rocket propulsion systems to be used in orbit-to-orbit transfer vehicles and advanced spacecraft. It reviews characteristics of their components from the standpoint of the mission to reboost the spacecraft to their target orbits, to perform the operations of transportation to the lunar orbit and to explore deep space. It discusses key criteria and procedures for selection of components, as well as problem areas in their development and ground developmental testing.
ГУСЕВ Юрий Геннадьевич — и. о. начальника отдела АО «ЦНИИмаш», e-mail: [email protected]
GUSEV Yury Gennadyevich — Acting Head of Department at JSC TsNIIMash, e-mail: [email protected]
ПИЛЬНИКОВ Александр Васильевич — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник АО «ЦНИИмаш», e-mail: [email protected] PILNIKOV Aleksandr Vasilyevich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at JSC TsNIIMash, e-mail: [email protected]
СУВОРОВ Сергей Евгеньевич — инженер 2 категории АО «ЦНИИмаш», e-mail: [email protected]
SUVOROV Sergey Evgenyevich — Engineer 2 category at JSC TsNIIMash, e-mail: [email protected]
The paper analyses pros and cons of using various versions of propulsion systems based on medium- and high-power electrical propulsion engines, the current status of their component development, as well as the technical feasibility of conducting developmental tests on the ground.
Key words: electric propulsion engine, propulsion system, propulsion module, propellant storage system, power supply and control system, vacuum chamber, vacuum system.
ГУСЕВ Ю.г. пильников А.в. СУВОРОВ С.Е.
Введение
В нашей стране и за рубежом в настоящее время все большее развитие получают работы по созданию двигательных установок (ДУ) с электроракетными двигателями (ЭРД) средней (1...5 кВт) и большой (свыше 10 кВт) мощности [1, 2].
Объектом исследования предлагаемой работы являются вопросы разработки и создания электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) повышенной и большой мощности на основе ЭРД российских разработок.
Основными направлениями возможного применения рассматриваемых ЭРДУ в настоящее время являются следующие:
• ЭРДУ довыведения космических аппаратов (КА) с промежуточных геопереходных (переходных) орбит на целевые орбиты, включая геостационарную (ГСО).
• ЭРДУ межорбитальной транспортировки КА и их элементов с радиационно-безопасных орбит на ГСО и обратно или так называемый многоразовый межорбитальный буксир (ММБ).
• ЭРДУ многоразового лунного буксира (МЛБ) для транспортировки грузов с радиационно-безопасных на лунные орбиты или в окрестность точки либрации L1 системы «Земля-Луна».
• ЭРДУ межпланетного транспортного комплекса (МТК).
Актуальность предлагаемых системных исследований заключается в анализе возможных схемных решений компоновки ЭРДУ повышенной и большой мощности, массо-энергетических характеристик их составных частей с учетом требований, характерных для КА повышенной энергетики и транспортных буксиров, а также требований
к экспериментальной базе для наземной экспериментальной отработки.
двигательная установка довыведения КА
Впервые ЭРДУ коррекции в качестве ДУ довыведения была использована на российских КА «Ямал-100» в 1999 г. и «Ямал-200» в 2003 г. для их «установки в рабочие точки» на ГСО (49 и 90° в. д.) при перемещении по околостационарной орбите [3]. Время довы-ведения составляло более одного месяца. В качестве исполнительных элементов были использованы тяговые модули объединенной двигательной установки на базе электроракетных двигателей СПД-70 разработки ОКБ «Факел» [4]. В 2011 г. при отказе маршевой ДУ довыведения на основе двухкомпонентного жидкостного ракетного двигателя была осуществлена уникальная многомесячная операция по доставке американского КА AEHF-1 на ГСО [5]. На первом этапе использовались однокомпонентные гидра-зиновые жидкостные ракетные двигатели систем ориентации. Затем с помощью ЭРДУ коррекции на двух двигателях BPT-4000 компании Aerojet, разработанных по технологии российских плазменных двигателей типа СПД, был поднят перигей, и орбита доведена до синхронной.
За рубежом разработаны космические платформы с ЭРДУ довыведения мощностью ~18—20 кВт на базе кластера двигателей СПД-140Д разработки ОКБ «Факел» и солнечной энергетической установкой. Они прошли успешные летные испытания в составе КА Eutelsat 172 B в 2017 г. [6] и SES-12 в 2018 г. [7]. На КА Eutelsat 172 B во время маневра довы-ведения включались пять двигателей СПД-140Д в режиме ограниченной мощности 3,2 кВт каждый.
Таким образом, в настоящее время наиболее близка к реализации универсальная космическая платформа довыве-дения КА массой 5 000-6 000 кг на ГСО с помощью ЭРДУ на основе СПД-140Д. Основная проблема создания данного типа ЭРДУ большой мощности заключается в отсутствии в России летного образца системы электропитания и управления (СПУ) мощностью более 20 кВт.
На рис. 1 представлен внешний вид двигателя СПД-140Д [8].
Рис. 1. Двигатель СПД-140Д
Двигательная установка межорбитальной транспортировки КА
Предварительные расчеты и энергобаллистический анализ с учетом уровня технологической готовности показали, что ЭРДУ ММБ наиболее эффективны при электрической мощности не менее 200-250 кВт [9, 10].
Исходя из уровня разработок и технологической готовности в настоящий момент и на ближайшее десятилетие, можно с уверенностью рассматривать компоновку ЭРДУ таких мощностей на базе трех типов ЭРД:
1. ЭРДУ на основе четырех маршевых ионных двигателей ИД-500 мощностью по 35 кВт, работающих одновременно, и четырех ионных двигателей коррекции ИД-200 мощностью по 5 кВт, работающих попарно.
Двигатели ИД-500 и ИД-200 разработаны ГНЦ «Центр Келдыша» и в настоящее время проходят этап наземной экспериментальной отработки (НЭО) [11, 12]. Они наиболее близки при реализации ЭРДУ на их основе в проекте создания летного демонстратора ММБ.
На рис. 2 представлен внешний вид стендового образца двигателя ИД-500 [12].
Основная проблема в создании летного образца ЭРДУ предложенной компоновки заключается в отсутствии экспериментальной базы для полной НЭО всей ДУ, включая ресурсные испытания. Существующая отечественная экспериментальная база, по оценкам авторов, даже при некоторой доработке стендов по производительности вакуумной системы
не может быть использована при полной НЭО как для единичных ИД-500, так и для автономных двигательных модулей (ДМ) на их основе, ввиду недостаточных габаритов вакуумных камер. И второй немаловажной проблемой является отсутствие отечественной высоковольтной электронной компонентной базы и опыта разработок высоковольтных СП У, систем преобразования и распределения электрической энергии большой мощности космического применения.
Рис. 2. Двигатель ИД-500
2. ЭРДУ на основе восьми маршевых одновременно работающих плазменных двигателей и четырех резервных СПД-230 мощностью по 20 кВт, а также четырех работающих попарно двигателей коррекции СПД-140Д мощностью по 4,5 кВт.
В настоящее время двигатель СПД-230, разработанный ОКБ «Факел», проходит этап НЭО [13].
На рис. 3 представлен внешний вид стендового образца маршевого двигателя СПД-230 [13].
Основные технические характеристики двигателей СПД-140Д [2], ИД-500 [12] и СПД-230 [2] приведены в табл. 1.
Рис. 3. Двигатель СПД-230
Таблица 1
основные технические характеристики двигателей Спд-140д, ид-500 и Спд-230
Параметр/тип ЭРД СПД-140Д ИД-500 СПД-230
Тяга, мН 290 750 750
Удельный импульс тяги, м/с 17 700 70 000 31 000
Потребляемая электрическая мощность, Вт 4 500 35 000 20 000
Энергетическая цена тяги, кВт/Н 15,5 46,7 26,6
Рабочее напряжение, В 300 4 500 800
Расход ксенона, мг/с 16,7 11 24,2
Маршевая ЭРДУ в данном случае может быть скомпонована из четырех автономных, независимых друг от друга ДМ. Каждый ДМ должен иметь двигательный блок (ДБ) с двумя одновременно работающими СПД-230 и одним СПД-230, находящимся в холодном резерве. Двигательный модуль также должен иметь свой блок подачи ксенона и свою СПУ. Все автономные ДМ подключаются к одному общему блоку хранения ксенона (БХК) с помощью трубопроводов подачи и к общему блоку коммутации высоковольтных цепей преобразователя энергии ядерной энергетической установки (ЯЭУ) с помощью бортовой кабельной сети. Модульная компоновка маршевой ЭРДУ на основе СПД-230 позволяет упростить разработку и НЭО, проводя ее помодуль-но. Однако отсутствие в настоящее время экспериментальной базы препятствует созданию даже отдельных автономных ДМ большой мощности.
Описанная схема компоновки маршевой ЭРДУ мощностью 160 кВт представлена на рис. 4.
Рис. 4. Схема компоновки маршевой ЭРДУ на основе двигателей СПД-230: 1 — блок коммутации высоковольтных цепей; 2 — блок хранения ксенона; 3 — двигательный блок; 4 — блок рабочих двигателей; 5 — резервный двигатель; 6 — система электропитания и управления; 7 — блок подачи ксенона; 8 — бортовая кабельная сеть; 9 — трубопроводы подачи ксенона
3. ЭРДУ на основе высокочастотных ионных двигателей (ВЧ ИД) с высоким прогнозируемым ресурсом.
Проектный облик ВЧ ИД мощностью 35 кВт и ЭРДУ мегаваттного класса на его основе предложены в работе [14]. Однако, современное отечественное стендовое оборудование не позволяет проводить наземную отработку даже одиночных двигателей таких мощностей. В рамках существующего в настоящее время вакуумного оборудования реальная возможность разработки и создания опытного образца ВЧ ИД определяется мощностью ~15—18 кВт. Проектный анализ показывает, что предполагаемая величина тяги такого двигателя составляет ~0,42-0,51 Н при удельном импульсе 35 000-45 000 м/с. Маршевая ЭРДУ в этом случае может быть скомпонована аналогично блочно-модульной схеме, представленной на рис. 4. В настоящее время ВЧ ИД как средней, так и большой мощности для создания ММБ находятся на начальной стадии разработки и имеют самый низкий уровень технологической готовности в сравнении с другими двигателями практически при одинаковых технических характеристиках. При этом СПУ ВЧ ИД (в особенности рассчитанная на большие мощности) довольно сложна и не имеет аналогов среди отечественных разработок. Таким образом, создание летного образца маршевой ЭРДУ на основе ВЧ ИД большой мощности представляет собой отдаленную перспективу.
Основные характеристики ДМ и скомпонованных из них маршевых ЭРДУ для ММБ на основе рассмотренных двигателей ИД-500, СПД-230, а также ВЧ ИД, представлены в табл. 2.
Сравнительный анализ показал, что по совокупности признаков наиболее эффективной при создании ММБ является ЭРДУ на основе двигателей СПД-230. Единственным недостатком такой системы является большой расход ксенона. Расчеты показывают, что при непрерывной эксплуатации ММБ в течение 10 000 ч доля ксенона в общей массе ЭРДУ составляет ~70%. Проблема может быть решена путем дозаправки системы хранения рабочим веществом (РВ), в т. ч. с заменой общего БХК.
Сравнение двигателей производилось по следующим критериям:
• уровень технологической готовности конкретного двигателя;
• удельная мощность двигателя;
• величина тяги;
• приемлемый уровень удельного импульса для решения конкретной задачи.
Таблица 2
Основные характеристики ДМ и скомпонованных из них маршевых ЭРДУ для ММБ
Параметр / тип ЭРД ИД-500 СПД-230 ВЧ ИД
Количество ДМ в ЭРДУ 1 4 4
Количество работающих ЭРД в ДМ 1 2 2
Тяга ДМ, Н 0,75 1,5 0,8-1,0
Мощность ДМ NДМ, кВт 35 40 30-36
Расход ксенона в ДМ, мг/с 11 48,4 22-24
Общая мощность ЭРДУ ■^РДУ. кВт 140 160 120-144
Суммарная тяга ЭРДУ Fv Н 3,0 6,0 3,2-4,0
Энергетическая цена тяги, кВт/Н 46,7 26,6 35,6
Удельный импульс ЭРДУ, м/с 70 000 31 000 35 000-45 000
Рабочее напряжение, В 4 500 800 2 200
Полный расход ксенона в ЭРДУ, мг/с 44 193,6 88-96
Количество ЭРД в ЭРДУ 4 12 12
Рабочее вещество Ксенон
Примечание. Обозначения см. в тексте.
Следует отметить, что выбор в качестве РВ ксенона не является безальтернативным [15].
Так, при выборе РВ следует основываться на следующих критериях:
• эффективность работы двигателя (требуется высокая атомная масса РВ и низкий потенциал ионизации);
• хранение РВ на КА (учитывается баковый коэффициент);
• сложность системы подачи РВ;
• наличие необходимых условий для проведения наземной экспериментальной отработки (нетоксичность, совместимость с имеющейся экспериментальной базой).
• совместимость с КА (РВ должно иметь минимальную химическую активность и не загрязнять поверхности КА).
В любом случае, выбор РВ для ЭРДУ будет влиять как на характеристики самого двигателя (например, на величину тяги, удельный импульс тяги, цену тяги), так и на сложность и размеры всей ДУ. Идеальное РВ для ЭРД должно объединить низкие значения потенциала ионизации с высоким сечением ионизации;
высокую молекулярную массу (для сокращения требуемого запаса РВ); доступность и относительно невысокую стоимость; удобство в хранении на борту КА; низкую степень загрязнения систем КА.
На сегодняшний день как альтернативу ксенону для использования в качестве РВ можно рассматривать такие вещества, как иод, криптон, криптон-ксеноновую смесь.
Перспективным направлением является использование аргона в качестве альтернативного РВ, учитывая его доступность и невысокую стоимость (~$5/кг) по сравнению с ксеноном ($1 200/кг), а также удобство в эксплуатации и низкий уровень влияния на системы КА. Использование аргона в качестве рабочего вещества при многократных транспортных операциях с большими объемами его использования будет иметь значительный экономический эффект.
Однако, существенным недостатком аргона является его низкая плотность (0,0018 г/см3). Если повысить плотность аргона (например, путем перевода его в твердую фазу) и произвести доработку двигателей ЭРДУ для работы на аргоне, то его использование может стать приоритетным среди других рабочих веществ.
В данной статье рассматривались ДУ на РВ ксенон.
Выполненные авторами оценки показывают, что необходимые характеристики вакуумных стендов для отработки ДМ на основе рассмотренных трех типов двигателей представлены в табл. 3, параметры стендов для отработки ЭРДУ в целом — в табл. 4.
Таблица 3
характеристики вакуумных стендов для отработки дм
Параметр/тип ЭРД ИД-500 СПД-230 ВЧ ИД
Мощность ДМ Ыт, кВт 35 40 32
Расход ксенона в ДМ тДМ, мг/с 11 48,4 23
Диаметр вакуумной камеры для отработки ДМ ДВК, м 4,83 7,7 4,6
Длина вакуумной камеры для отработки ДМ Ьж, м 16,1 12,9 15,4
Объем вакуумной камеры для отработки ДМ УВК, м3 295 600 256
Необходимый уровень динамического вакуума в вакуумной камере РК, Па 1,33103 1,33102 1,33103
Требуемая производительность вакуумной системы для ДМ СН, л/с 154103 67,5-103 320 103
Примечание. Обозначения см. в тексте.
Таблица 4
характеристики вакуумных стендов для отработки эрду
Параметр/тип ЭРД ИД-500 СПД-230 ВЧ ИД
Общая мощность ЭРДУ ЖЭРДУ, кВт 140 160 128
Расход ксенона в ЭРДУ m ЭРДУ, мг/с 44 193,6 92
Диаметр вакуумной камеры для отработки ЭРДУ DBK, м 9,66 15,5 9,24
Длина вакуумной камеры для отработки ЭРДУ LBK, м 32,2 25,8 30,8
Объем вакуумной камеры для отработки ЭРДУ УВК, м3 2 359 4 866 2 064
Требуемая производительность вакуумной системы для ЭРДУ СН, л/с 615103 270-103 1 284-103
Примечание. Обозначения см. в тексте.
Как видно из табл. 3 и 4, создание вакуумных стендов для полной НЭО в обозримом будущем реализуемо только на уровне ДМ. Стенды для отработки всей ЭРДУ будут технически сложными и дорогими как в создании, так и в эксплуатации.
двигательная установка лунной транспортировки кА
Как показывает предварительный энергобаллистический анализ, предпочтительной для МЛБ является энергодвигательная установка с ядерным источником энергии, т. е. ЯЭУ и ЭРДУ мощностью ~800 кВт [16]. При этом ЭРДУ должна обладать как высокой тяговооружен-ностью, так и относительно высоким значением удельного импульса тяги. Этим требованиям при компоновке ЭРДУ из отечественных ЭРД в наибольшей степени удовлетворяют плазменные двухступенчатые двигатели с анодным слоем (ДАС) разработки АО «ЦНИИмаш». Эти двигатели являются высоковольтными, имеют достаточно высокие характеристики по сравнению с остальными разработанными в настоящее время отечественными ЭРД и занимают некоторое промежуточное положение между ИД и СПД по удельному импульсу.
На рис. 5 представлен внешний вид стендового образца маршевого двигателя
ТМ-50. Его основные технические характеристики, полученные в Glenn Research Center (NASA) в 1999 г. [17]: тяга 0,96 Н; удельный импульс тяги 34 000 м/с; потребляемая
электрическая мощность 25 кВт
энергетическая цена тяги 26 кВт/Н
рабочее напряжение 713 В
расход ксенона 29,6 мг/с.
Рис. 5. Двигатель ТМ-50
Маршевая ЭРДУ может быть скомпонована из четырех ДМ по три ДБ. Из них два работающих блока и один — в «холодном» резерве. В каждом ДБ находится по два ТМ-50, запуск и работа которых происходит одновременно. Таким образом, потребляемая мощность ДБ составит NД-Б = 50 кВт, а общая мощность ДМ с двумя рабочими ДБ составляет ^цМ = 100 кВт. Электропитание и управление каждого модуля происходит от своей СПУ, а распределение и подача РВ — от своего блока подачи ксенона. Таким образом, ДМ представляет собой полностью автономную самостоятельную единицу с общим источником РВ (БХК).
Схема компоновки маршевой ЭРДУ на основе двигателей ТМ-50 приведена на рис. 6.
ЭРДУ коррекции может быть в данном случае скомпонована из четырех попарно работающих СПД-140Д мощностью по 5 кВт [8].
Основные характеристики ДМ и маршевой ЭРДУ на основе двигателей ТМ-50 согласно рис. 6, а также основные характеристики вакуумных стендов для их отработки приведены в табл. 5.
Рис. 6. Схема компоновки маршевой ЭРДУ на основе двигателей ТМ-50: 1 — блок коммутации высоковольтных цепей; 2 — блок хранения ксенона; 3, 4 — рабочие двигательные блоки (ДБ); 5 — резервный ДБ; 6 — система электропитания и управления; 7 — блок подачи ксенона; 8 — трубопроводы подачи ксенона; 9 — бортовая кабельная сеть
Таблица 5
Характеристики ЭРДУ на основе двигателей ТМ-50
Параметр ДМ на основе ТМ-50 ЭРДУ на основе ТМ-50
Общее количество ЭРД 6 24
Количество работающих ЭРД 4 16
Тяга, Н 3,86 15,45
Удельный импульс, м/с 34 000 34 000
Мощность, кВт 100 400
Расход ксенона, мг/с 118,4 473,6
Необходимый уровень динамического вакуума в вакуумной камере Р , Па 1,33102 1,33102
Диаметр вакуумной камеры Dж, м 12,2 24,5
Длина вакуумной камеры Lж, м 20,4 40,8
Объем вакуумной камеры УВК, м3 2 384 19 225
Требуемая производительность вакуумной системы СН, л/с 165,3103 661,1103
Примечание. Обозначения см. в тексте.
Из табл. 5 видно, что НЭО даже автономных ДМ мощностью 100 кВт на основе четырех ТМ-50 в настоящее время технически крайне затруднительна. Создание стенда соответствующих размеров требует существенных материальных и временных затрат. Из существующих
в мировои практике вакуумных стендов самый большой объем вакуумноИ камеры имеет стенд VF6 в Glenn Research Center (NASA) [18]. Ее объем составляет VBK - 950 м3; производительность вакуумноИ системы СН - 900-103 л/с. То есть, для реальной технической реализации НЭО, включая ресурсные испытания, маршевая ЭРДУ на основе ТМ-50 должна иметь автономные ДМ мощностью 50 кВт, состоящие из двух двигателей ТМ-50. Размеры вакуумной камеры и производительность вакуумной системы стенда, соответственно, будут составлять: DBK - 8,7 м; LBK - 14,5 м; VBK - 850 м3; СН - 82,6-103 л/с.
Таким образом, принципиальная схема построения маршевой ЭРДУ для МЛБ мощностью 400-800 кВт, состоящая, с учетом симметричности, из восьми (400 кВт), 12 (600 кВт) и 16 (800 кВт) независимых ДМ мощностью Nm = 50 кВт, является в настоящее время технически реализуемой. Следует отметить, что такая схема построения приведет к некоторому увеличению массы и усложнению ЭРДУ по сравнению с единой ДУ без разделения на двигательные модули. Однако, блочно-модульный подход упростит ее разработку и, главное, позволит провести гарантированную полноценную НЭО, включая подтверждение ресурса.
Однако, работы по двигателю ТМ-50 в настоящее время не проводятся, и его разработка будет практически новой, несмотря на наличие конструкторской документации и работающей инженерной модели двигателя, переданной в 1990-х гг. АО «ЦНИИмаш» в ОКБ «Факел».
двигательная установка межпланетных транспортных комплексов
Для разработки МТК, в т. ч. пилотируемых, необходимо создание сверхмощных ЭРДУ электрической мощностью ~1-5 МВт [19-23]. Для этого необходимы ДБ с мощностями единичных двигателей ~100, 200 и 500 кВт, которые также должны обладать и достаточно высоким значением удельного импульса. Такими характеристиками, как правило, обладают только магнитоплазмодинамические двигатели (МПД), которые из всех типов ЭРД обладают максимальной плотностью тяги. Уровень мощности единичного двигателя может достигать ~500 кВт. Его ресурс, экспериментально подтвержденный в стендовых условиях, составляет до 500 ч.
В качестве РВ в таком МПД использовался литий [24]. В условиях длительных полетов МТК наиболее целесообразно использование в качестве РВ аргона с двигателями типа МПД [25]. В настоящее время наиболее высокие характеристики МПД мощностью 100 и 200 кВт получены именно на аргоне. Однако, при больших расходах РВ, характерных для мощных МПД, необходимы его значительные запасы на борту МТК в условиях длительных полетов. Таким образом, как уже отмечалось выше, использование аргона для МТК возможно только при его переводе в твердую фазу. В доработке двигателей ЭРДУ, как для ММ Б и МЛБ на аргоне, нет необходимости, поскольку тип разряда, используемый в МПД, из безопасных и нейтральных газов, на аргоне наиболее эффективен.
Несмотря на достаточно высокие характеристики МПД, данный тип ЭРД в настоящее время представляет собой лабораторные либо стендовые образцы, характеризуется наименьшей степенью отработки и технологической готовности. Большая теплонапряженность конструкции, сложность теплоотвода с внутренних ее элементов при одновременном обеспечении низких температур (до уровня сверхпроводимости) внешнего индуктора и, как следствие, малый продемонстрированный ресурс, а также многое другое, сдерживает практическое применение МПД в ЭРДУ КА.
Разработанный в настоящее время трехканальный холловский ЭРД типа Х-3 (NASA) мощностью 100 кВт [26], работающий на ксеноне, представляет из себя также стендовый образец, применение которого в летных ЭРДУ имеет отдаленную перспективу.
Таким образом, задачами ближайшего будущего по созданию МТК являются разработка проектного облика, разработка макета, стендового прототипа ЯЭРДУ, создание испытательной стендовой базы.
заключение
Анализ характеристик, уровень технической готовности и наземной экспериментальной отработки в настоящее время позволяет рекомендовать для создания ЭРДУ большой мощности три варианта ЭРД: ИД-500, СПД-230 и ТМ-50, имеющие достаточно высокий уровень технологической готовности.
Двигатель ИД-500 обладает наиболее высоким уровнем технической готовности летного образца. К тому же, этот ЭРД имеет наивысшие значения удельного импульса тяги (из рассматриваемых). Двигательную установку на основе ИД-500, как наиболее быстро реализуемую, можно рекомендовать для создания летного демонстратора КА высокой энерговооруженности.
Двигатель СПД-230 с повышенным удельным импульсом, обладающий высокой тяговой эффективностью, относительно малыми массой и габаритами, может быть рекомендован для создания многоразового межорбитального буксира высокой энерговооруженности.
Двигатель ТМ-50 (высоковольтный двухступенчатый ДАС) позволяет обеспечить самую высокую тяговую эффективность и относительно высокие значения удельного импульса (-35 000...50 000 м/с) в диапазоне мощностей 25...50 кВт. Двигатель может быть рекомендован для разработки ЭРДУ мощностью 400-800 кВт лунного транспортного буксира. Конструкторская документация и инженерная модель двигателя были переданы в 1990-х гг. в ОКБ «Факел», и, к сожалению, с тех пор работы по данному направлению не ведутся.
Анализ проблем создания ЭРДУ сверхвысокой мощности (1-5 МВт) показывает потенциал технологии МПД. Однако, опубликованной до настоящего времени информации по проведенным экспериментальным работам в области МПД недостаточно для полного представления о тяговых, массогабаритных и, в особенности, их ресурсных характеристиках. Использование ЭРД типа МПД требует проведения дополнительных исследований для решения перечисленных проблем и создания образцов с подтвержденным ресурсом свыше 10 000 ч. После этого возможно сделать вывод о целесообразности применения данного типа ЭРД. Однако, уже сейчас можно сделать вывод о том, что наземная экспериментальная отработка опытных и летных образцов МПД мощностью 200-500 кВт является технически нереализуемой задачей ввиду отсутствия, даже в перспективе, соответствующей экспериментальной базы.
Список литературы
1. Schmidt G., Jacobson D., Patterson M., Ganapathi G., Brophy J., Hofer R. Electric
propulsion research and development at NASA // Space Propulsion Conference 2018, Seville, Spain, May 14-18, 2018. SP2018_00389.
2. Mitrofanova O., Saevets P., Gnizdor R., Pridannikov S., Zhasan V., Koryakin А. Developed and perspective stationary plasma thruster by EBD Fakel // Space Propulsion Conference 2018, Seville, Spain, May 14-18, 2018. SP2018_448.
3. Ганзбург М.Ф., Кропотин С.А., Му-рашко В.М., Попов А.Н., Севастьянов Н.Н., Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Сухов Ю.И. Итоги десятилетней эксплуатации электроракетных двигательных установок в составе двух телекоммуникационных космических аппаратов «Ямал-200» на геостационарной орбите // Космическая техника и технологии. 2015. № 4(11). С. 25-39.
4. Козубский К.Н., Корякин А.И., Му-рашко В.М. История космических стационарных плазменных двигателей и их применение в России, США и Европе. Новые вызовы для стационарных плазменных двигателей. К 40-летию первых космических испытаний стационарных плазменных двигателей // Электронный журнал «Труды МАИ». 2012. № 60.
5. Полярный П. Спасение AEHF-1 // Новости космонавтики. 2011. № 12. С. 47.
6. Журавин Ю. Вернуться, чтобы взлететь. В полете Viasat-2 и Eutelsat-172 B // Новости космонавтики. 2017. № 8. С. 28-31.
7. Лисов И. SES-12: крупнейший из электросатов // Новости космонавтики. 2018. № 8. С. 39-40.
8. Бойкачев В.Н., Гусев Ю.Г., Жасан В.С., Ким В.П., Мартынов М.Б., Мурашко В.М., Нестерин И.М., Пильников А.В., Попов Г.А. О возможности создания электроракетной двигательной установки мощностью 10-30 кВт на базе двухрежимного двигателя СПД-140Д // Космическая техника и технологии. 2014. № 1(4). С. 48-59.
9. Грибков А.С., Евдокимов Р.А., Лего-стаев В.П., Лопота В.А., Максимов В.А., Островский В.Г., Синявский В.В., Туга-енко В.Ю. Электроракетный транспортный аппарат для обеспечения больших грузопотоков в космосе // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 2. С. 101-111.
10. Лопота В.А., Масленников А.А., Синявский В.В. Система ядерных электроракетных транспортных аппаратов для удаления с геостационарной орбиты пассивных космических аппаратов // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 1. C. 3-12.
11. Lovtsov A.S., Shagayda A.A, Muravlev V.A., Selivanov M.Y. Ion thrusters development
for a Transport and Power Generation Module Project // 34th International Electric Propulsion Conference, Hyogo-Kobe, Japan, July 4-10, 2015. IEPC-2015-291.
12. Koroteev A.S., Lovtsov A.S., Muravlev V.A., Selivanov M.Y. and Shagayda A.A. Development of ion thruster IT-500 // The European Physical Journal D. 2017. V. 71. № 5. DO110.1140/epjd/e2017_ 70644_6.
13. Zhasan V., Gnizdor R., Lipinskii M., Lesnevskiy V., Pyatykh I., Mitrofanova O., Kolyaskin V. Results of the test of the SPT-230 thruster in a wide range of discharge power // 7th Russian-German Conference on Electric Propulsion and Their Application, Rauischholzhausen, Germany, October 21-26, 2018.
14. Loeb H.W., Feilli D, Popov G.A., Obukhov V.A., Balashov V.V., Mogulkin A.I., Murashko V.M., Nesterenko A.N., Khatrov S.A. Design of High-Power High-Specific Impulse RF-Ion Thruster // 32th International Electric Propulsion Conference, Wiesbaden, Germany, September 11-15, 2011. IEPC-2011-290.
15. Fazio N., Gabriel S.B., Golosnoy I.O. Alternative propellants for gridded ion engines // Space Propulsion Conference, Seville, Spain, May 15-18, 2018. SP2018_00102.
16. Косенко А.Б., Синявский В.В. Оценка удельной стоимости доставки полезного груза с поверхности Земли на орбиту назначения транспортной системой с многоразовым электроракетным буксиром // Известия РАН. Энергетика. 2011. № 3. С. 53-64.
17. Jacobson D.T., Jankovsky R.S. Performance evaluation of a 50 kW Hall thruster // AIAA Journal, December 1999. AIAA_9 9 _0457.
18. Peterson P. Reconfiguration of NASA GRC's vacuum facility 6 for testing of Advanced Electric Propulsion System (AEPS) hardware // 35th International Electric
Propulsion Conference, Georgia Institute of Technology, Atlanta, Georgia, USA, October 8-12, 2017. IEPC-2107-028.
19. Синявский В.В., Юдицкий В.Д. Одноразовые ядерные электроракетные буксиры для доставки на орбиту Марса неделимых грузов большой массы // Известия РАН. Энергетика. 2012. № 2. С. 75-81.
20. Синявский В.В. Научно-технический задел по ядерному электроракетному межорбитальному буксиру «Геркулес» // Космическая техника и технологии. 2013. № 3. С. 25-45.
21. Кубарев Ю.В. Полеты на Марс, электрореактивные двигатели настоящего и будущего // Наука и технологии в промышленности. 2006. № 2. С. 19-35.
22. Коротеев А.С., Акимов В.Н., Попов С.А. Проект создания транспортно-энергетического модуля на основе ядерной энергодвигательной установки мега-ваттного класса // Полет. 2011. № 4. C. 93-99.
23. Афанасьев И.Б. Ядерный космос России // Новости космонавтики. 2010. № 2. C. 44-47.
24. Агеев В.П., Островский В.Г. Маг-нитоплазменный двигатель большой мощности непрерывного действия на литии // Известия РАН. Энергетика. 2007. № 3. С. 82-95.
25. Squire J.P., Cassady L.D., Chang Diaz F.R., et al. Superconducting 200 kW VASIMR experiment and integrated testing // 31th International Electric Propulsion Conference, Michigan, USA, 2009.
26. Jackson J., Cassady J., Allen M., Myers R. Development of high power Hall thruster systems to enable the NASA Exploration Vision // Spase Propulsion Conference 2018, Seville, Spain, May 14-18, 2018. SP2018_00429. Статья поступила в редакцию 09.07.2019 г.
Reference
1. Schmidt G., Jacobson D., Patterson M., Ganapathi G., Brophy J., Hofer R. Electric propulsion research and development at NASA. Space Propulsion Conference 2018, Seville, Spain, May 14-18, 2018. SP2018 00389.
2. Mitrofanova O., Saevets P., Gnizdor R., Pridannikov S, Zhasan V., Koryakin A. Developed and perspective stationary plasma thruster by EBD Fakel. Space Propulsion Conference 2018, Seville, Spain, May 14-18, 2018. SP2018 448.
3. Ganzburg M.F., Kropotin S.A., Murashko V.M., Popov A.N., Sevast'yanov N.N., Smolentsev A.A., Sokolov B.A., Sukhov Yu.I. Itogi desyatiletnei ekspluatatsii elektroraketnykh dvigatel'nykh ustanovok v sostave dvukh telekommunikatsionnykh kosmicheskikh apparatov «Yamal-200» na geostatsionarnoi orbite [Results of ten years of operation of electric thrusters within two telecommunication spacecraft Yamal-200 in geostationary orbit]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 4(11), pp. 25-39.
4. Kozubskii K.N., Koryakin A.I., Murashko V.M. Istoriya kosmicheskikh statsionarnykh plazmennykh dvigatelei i ikh primenenie v Rossii, SShA i Evrope. Novye vyzovy dlya statsionarnykh plazmennykh dvigatelei. K 40-letiyu pervykh kosmicheskikh ispytanii statsionarnykh plazmennykh dvigatelei [The history of space
stationary plasma engines and their application in Russia, the USA and Europe. New challenges to stationary plasma engines. The 40th anniversary of the first space tests of stationary plasma engines], Elektronnyi zhurnal Trudy MAI, 2012, no, 60,
5, Polyarnyi P, Spasenie AEHF-1 [The AEHF-1 salvation], Novosti kosmonavtiki, 2011, no, 12, pp, 47,
6, Zhuravin Yu, Vernut'sya, chtoby vzletet', V polete Viasat-2 i Eutelsat-172 B [Return to take off. Viasat-2 and Eutelsat-172 B are in flight]. Novosti kosmonavtiki, 2017, no, 8, pp, 28-31,
7, Lisov I, SES-12: krupneishii iz elektrosatov [SES-12: the largest of electrosats], Novosti kosmonavtiki, 2018, no, 8, pp, 39-40,
8, Boikachev V,N,, Gusev Yu,G,, Zhasan V,S,, Kim V,P,, Martynov M,B,, Murashko V,M,, Nesterin I,M,, Pil'nikov A,V,, Popov G,A, O vozmozhnosti sozdaniya elektroraketnoi dvigatel'noi ustanovki moshchnost'yu 10-30 kVt na baze dvukhrezhimnogo dvigatelya SPD-140D [On the possibility to develop a 10 to 30 kW electric propulsion system based on dual-mode thruster SPD-140D]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2014, no, 1(4), pp, 48-59,
9, Gribkov A,S,, Evdokimov R,A,, Legostaev V,P,, Lopota V,A,, Maksimov V,A,, Ostrovskii V,G,, Sinyavskiy V,V,, Tugaenko V,Yu, Elektroraketnyi transportnyi apparat dlya obespecheniya bol'shikh gruzopotokov v kosmose [Electric rocket transport vehicle to support large cargo traffic in space]. Izvestiya RAN, Energetika, 2009, no, 2, pp, 101-111,
10, Lopota V,A,, Maslennikov A,A,, Sinyavskiy V,V, Sistema yadernykh elektroraketnykh transportnykh apparatov dlya udaleniya s geostatsionarnoi orbity passivnykh kosmicheskikh apparatov [The system of nuclear electric rocket transport vehicles for removal of passive spacecraft from geostationary orbit]. Izvestiya RAN, Energetika, 2009, no, 1, pp, 3-12,
11, Lovtsov A,S,, Shagayda A,A, Muravlev V,A,, Selivanov M,Y, Ion thrusters development for a Transport and Power Generation Module Project, 34th International Electric Propulsion Conference, Hyogo-Kobe, Japan, July 4-10, 2015, IEPC-2015-291,
12, Koroteev A,S,, Lovtsov A,S,, Muravlev V,A,, Selivanov M,Y, and Shagayda A,A, Development of ion thruster IT-500, The European PhysicalJournal D, 2017, vol, 71, no, 5, DOI 10,1140/epjd/e2017_70644_6,
13, Zhasan V,, Gnizdor R,, Lipinskii M,, Lesnevskiy V,, Pyatykh I,, Mitrofanova O,, Kolyaskin V, Results of the test of the SPT-230 thruster in a wide range of discharge power, 7th Russian-German Conference on Electric Propulsion and Their Application, Rauischholzhausen, Germany, October 21-26, 2018,
14, Loeb H,W,, Feilli D,, Popov G,A,, Obukhov V,A,, Balashov V,V,, Mogulkin A,I,, Murashko V,M,, Nesterenko A,N,, Khatrov S,A, Design of high-power high-specific impulse RF-Ion thruster, 32th International Electric Propulsion Conference, Wiesbaden, Germany, September 11-15, 2011, IEPC-2011-290,
15, Fazio N,, Gabriel S,B,, Golosnoy I,O, Alternative propellants for gridded ion engines, Space Propulsion Conference, Seville, Spain, May 15-18, 2018, SP2018 00102,
16, Kosenko A,B,, Sinyavskii V,V, Otsenka udel'noi stoimosti dostavki poleznogo gruza s poverkhnosti Zemli na orbitu naznacheniya transportnoi sistemoi s mnogorazovym elektroraketnym buksirom [Estimation of a specific cost of the payload delivery from the Earth surface to the destination orbit by the transportation system with a reusable electric rocket tug]. Izvestiya RAN, Energetika, 2011, no, 3,pp, 53-64,
17, Jacobson D,T,, Jankovsky R,S, Performance evaluation of a 50 kW Hall thruster, AIAA Journal, December 1999, AIAA_99_0457,
18, Peterson P, Reconfiguration of NASA GRC's vacuum facility 6 for testing of Advanced Electric Propulsion System (AEPS) hardware, 35th International Electric Propulsion Conference, Georgia Institute of Technology, Atlanta, Georgia, USA, October 8-12, 2017, IEPC-2107-028,
19, Sinyavskiy V,V,, Yuditskiy V,D, Odnorazovye yadernye elektroraketnye buksiry dlya dostavki na orbitu Marsa nedelimykh gruzov bol'shoi massy [Expendable nuclear electric rocket tugs to deliver indivisible bulk cargo to Mars orbit]. Izvestiya RAN, Energetika, 2012, no, 2, pp, 75-81,
20, Sinyavskiy V,V, Nauchno-tekhnicheskii zadel po yadernomu elektroraketnomu mezhorbital'nomu buksiru «Gerkules» [Advanced technology for nuclear electric propulsion orbital transfer vehicle HERCULES]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2013, no, 3, pp, 25-45,
21, Kubarev Yu,V, Polety na Mars, elektroreaktivnye dvigateli nastoyashchego i budushchego [Flights to Mars, the present and the future electric jet-propulsion engines]. Nauka i tekhnologii v promyshlennosti, 2006, no, 2, pp, 19-35,
22, Koroteev A,S,, Akimov V,N,, Popov S,A, Proekt sozdaniya transportno-energeticheskogo modulya na osnove yadernoi energodvigatel'noi ustanovki megavattnogo klassa [The project of creating a logistics-power module based on a megawatt class nuclear power propulsion system]. Polet, 2011, no, 4, pp, 93-99,
23, Afanas'ev I,B, Yadernyi kosmos Rossii [Nuclear space of Russia]. Novosti kosmonavtiki, 2010, no, 2, pp, 44-47,
24, 24, Ageev V,P,, Ostrovskiy V,G, Magnitoplazmennyi dvigatel' bol'shoi moshchnosti nepreryvnogo deistviya na litii [High-power magnetoplasma engine using lithium of continuous operation]. Izvestiya RAN, Energetika, 2007, no, 3, pp, 82 -95,
25, Squire J,P,, Cassady L,D,, Chang Diaz F,R,, et al, Superconducting 200 kW VASIMR experiment and integrated testing, 31th International Electric Propulsion Conference, Michigan, USA, 2009,
26, Jackson J,, Cassady J,, Allen M,, Myers R, Development of high power Hall thruster systems to enable the NASA Exploration Vision, Space Propulsion Conference 2018, Seville, Spain, May 14-18, 2018, SP2018 00429,
