Электрореактивные двигатели

Salo · 30.12.2012 23:52:34

http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35380

ЦитироватьОпыт создания электроракетных двигателей большой мощности в ОАО «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королева»
Авторы: Островский В. Г., Смоленцев А. А., Соколов Б. А.

Аннотация
Исследования и разработка электроракетных двигателей большой мощности в РКК «Энергия» им. С.П. Королева имеют более чем полувековую историю. Приведены основные этапы разработки магнитоплазмодинамических двигателей на литии, завершившиеся созданием двигателя большой мощности (500 кВт) с высокими удельными характеристиками и большим ресурсом. Проведены 500-часовые испытания этого двигателя и космический эксперимент с его моделью. Впервые разработан радиационно охлаждаемый двигатель с анодным слоем, при испытании которого в ЦНИИМАШ на висмуте при мощности 34 кВт были достигнуты удельный импульс 5200 с и КПД 70 %. Предложено альтернативное рабочее тело (йод) для двигателей с замкнутым дрейфом электронов большой мощности и начаты испытания СПД на йоде

.
http://www.mai.ru/upload/iblock/f42/f429508f12819eba1a9362162319a772.zip

Salo · 30.12.2012 23:55:52

http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35376

ЦитироватьФорсирование СПД-100 по тяге
Авторы: Гниздор Р. Ю., Нестеренко А. Н., Митрофанова О. А.

Аннотация
Представлены результаты исследований параметров модернизированной модели двигателя СПД-100 в области низких разрядных напряжений. Определена область рабочих параметров данного двигателя для решения задач довыведения КА на целевые орбиты.

http://www.mai.ru/upload/iblock/682/682ca44e21713de24044a204d15c1c9e.zip

Salo · 30.12.2012 23:57:02

http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35335

ЦитироватьОбзор работ по электроракетным двигателям в Государственном научном центре ФГУП «Центр Келдыша»
Авторы: Васин А. И., Коротеев А. С., Ловцов А. С., Муравлев В. А., Шагайда А. А., Шутов В. Н.

Аннотация
Статья посвящена описанию работ по созданию электроракетных двигателей, проводящихся в Центре Келдыша. Приведен обзор достижений в области разработки холловских и ионных двигателей, а также исследования основных физических процессов, протекающих в двигателях данного типа. Дано краткое описание экспериментальной базы, позволяющей проводить полный цикл испытаний изделий на стадии наземной отработки.

http://www.mai.ru/upload/iblock/3df/3dfc3870a088766cb71de87e1cb10c3a.zip

Salo · 30.12.2012 23:59:54

http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35371

ЦитироватьКрупногабаритные высокочастотные ионные двигатели
Авторы: Лёб Х. В., Попов Г. А., Обухов В. А., Фейли Д., Коллингвуд Ш., Могулкин А. И.

Аннотация
Описывается крупногабаритный высокочастотный (ВЧ) ионный двигатель (ИД) ВЧИД-45 с ионизатором диаметром 48.6 см номинальной мощностью 35 кВт, тягой 760 мН и удельным импульсом 7000 с. Планируемый ресурс должен быть не менее 50000 часов. Указанные параметры реализуются при токе пучка 7.0 А и положительном ускоряющем напряжение 4.5 кВ.
Ядерная энергетическая установка (ЯЭУ) мощностью 1 МВт может обеспечить электроэнергией кластер из тридцати таких двигателей. Двигательная установка может быть основана на меньшем числе двигательных модулей большей размерности и большей мощности, например, с диаметром ионизатора в 65 см при мощности 70 кВт или при диаметре 80 см с мощностью 105 кВт. Такой двигатель может развивать тягу до 1.08 Н.
Двигатель ВЧИД-45 был сконструирован с использованием опыта создания двигателей семейства RIT меньшей размерности. Заложенные в конструкции характеристики были выведены из законов подобия, установленных при разработке двигателей семейства RIT.

http://www.mai.ru/upload/iblock/6b6/6b6e0ff0008c3bb442c14cfb86b54556.zip

Salo · 31.12.2012 00:06:39

http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35385

ЦитироватьРоль и место электроракетных двигателей в Российской космической программе
Авторы: Гусев Ю. Г., Пильников А. В.

Аннотация
Основные направления развития двигательных установок (ДУ) космических аппаратов (КА) с использованием электроракетных двигателей (ЭРД) для научных исследований и практического использования космоса можно условно сгруппировать в пять основных групп. Каждая группа определяется уровнем мощностей ДУ и соответственно уровнем мощностей и типов ЭРД. Первая группа служит для обеспечения функционирования малых КА (50...500 кг) для дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ), метеорологии, картографии, и т.д., которые, как правило, располагаются на низких околоземных орбитах. Электроракетные двигательные установки (ЭРДУ) этой группы имеют сравнительно небольшую мощность до нескольких сотен ватт. Вторая группа, базирующаяся на ЭРДУ малых и средних мощностей ЭРД (1...2 кВт) для обеспечения работы систем коррекции и поддержания орбит КА массой в несколько тонн. Третья группа, задачи которой – обеспечить выполнение маневров тяжелых (5 тонн и выше) межорбитальных платформ (4...6 кВт ЭРД). Четвертая группа – ДУ с ядерным реактором (ЯЭУ) и мощностями ЭРД в 20...30 кВт для транспортных околоземных и лунных операций. Пятая группа – сверхмощные ДУ мегаваттного класса с мощностью ЭРД в 50...100 кВт для исследований дальнего космоса, транспортных операций и межпланетных перелетов.

http://www.mai.ru/upload/iblock/b58/b58483d8e8156586e5a5814483b85f7a.zip

Salo · 31.12.2012 00:08:54

http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35387

ЦитироватьИмпульсные плазменные двигатели в России
Авторы: Казеев М. Н.

Аннотация
В статье приводится обзор современных исследовании и разработок абляционных импульсных плазменных двигателей и их применений в России. В НИИ ПМЭ МАИ создан ряд летных образцов электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) на основе абляционных импульсных плазменных двигателей нового поколения с энергией разряда от 8 Дж до 155 Дж. В Научном Исследовательском Центре (НИЦ) «Курчатовский институт» проводятся исследования физических процессов в мощных АИПД и разрабатывается технология модификации поверхностного слоя конструкционных материалов при воздействии мощных плазменных потоков.

http://www.mai.ru/upload/iblock/2bb/2bb17b2269c1ae345c9ada38fea8d071.zip

Salo · 31.12.2012 00:12:29

http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35389

ЦитироватьИстория 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
Авторы: Козубский K. H., Корякин А. И., Мурашко В. М.

Аннотация
Представлен обзор по истории создания и применения на российских и зарубежных космических аппаратах (КА) стационарных плазменных двигателей (СПД) – двигателей Морозова. Обзор охватывает события, включая первые космических испытаний СПД в составе КА «Метеор» и применение в составе российских и зарубежных КА до настоящего времени. Рассматриваются новые вызовы для СПД В ХХI веке: высокие удельный импульс и ресурс, большие и малые мощности.

http://www.mai.ru/upload/iblock/019/019feefe3fd363c42ce5155cd60f25c8.zip

Salo · 05.01.2013 16:56:47

http://www.iss-reshetnev.ru/images/File/magazin/2012/m15-screen.pdf

ЦитироватьНиколай Тестоедов, генеральный конструктор и генеральный директор ОАО «ИСС»:

Исторически в нашей стране сложилась практика так называемого прямого выведения, когда разгонный блок ракеты-носителя приводит спутник в точку, в которой он будет проходить орбитальные испытания или работать по целевому назначению.
В отсутствие апогейных двигателей, которые широко применяются на западных аппаратах, доставить больше полезного груза возможно путем вывода спутника ракетой космического назначения на геопереходную орбиту.
В этом случае до геостационара космический аппарат сможет «добраться» с помощью электрореактивной двигательной установки малой тяги, а процесс его «довыведения» будет занимать от 60 до 120 дней. Это позволит создавать спутники на несколько сот килограммов тяжелее и, как следствие, обеспечить больший ресурс для полезной нагрузки. Такой принцип ОАО «ИСС» будет использовать в своих проектах для повышения эффективности миссии связных космических аппаратов.

Salo · 09.01.2013 19:25:01

http://www.ihst.ru/%7Eakm/37.htm
XXXVII АКАДЕМИЧЕСКИЕ ЧТЕНИЯ ПО КОСМОНАВТИКЕ
Секция 4

Космическая энергетика и космические электроракетные двигательные системы – актуальные проблемы создания и обеспечения качества, высокие технологии

http://www.ihst.ru/~akm/37t4.pdf

ЦитироватьКОРРЕКТИРУЮЩИЕ ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ ДЛЯ ПЕРСПЕКТИВНЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ
В. П. Ходненко, М. В. Колосова (ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ»)

Космические спутники дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) в настоящее время имеют широкий спектр применения. Это метеорология, мониторинг природных катастроф, поиск полезных ископаемых, картография, изучение океанов и т. д. В настоящее время в качестве спутников ДЗЗ имеет смысл рассматривать два класса аппаратов, а именно большие и малые. Оба класса КА, как малые, так и большие имеют ряд своих преимуществ. Малые аппараты отличаются более низкими финансовыми и временными затратами на их создание, а так же более низкой стоимостью их выведения на орбиту. Большие спутники выгодно отличает большая полезная нагрузка, что создаёт возможность делать такие спутники более многоцелевыми. Для повышения срока активного существования (САС) требуется текущая коррекция основных рабочих характеристик его орбиты, таких как период обращения, наклонение, эксцентриситет, а так же компенсация аэродинамического
сопротивления. Кроме того корректирующая двигательная установка (КДУ) должна обеспечить сведение спутника с рабочей орбиты после окончания срока его активного существования. При этом актуальным представляется выбор оптимального типа электроракетного двигателя ЭРД для КДУ применительно к малым и тяжелым КА ДЗЗ.
Для малого космического аппарата целесообразно рассмотреть КДУ на базе стационарного плазменного двигателя СПД, термокаталитического двигателя на гидразине (ТКД), абляционного импульсного плазменного двигателя на фторопласте АИПД, и модифицированный стационарный плазменный двигатель КМ.
Серия СПД разработки ОКБ «Факел» отличается наиболее богатым опытом наземной отработки и летных испытаний. Эти двигатели были испытаны в космосе еще в 70-е годы прошлого века. К примеру у СПД-50 при достаточно высоком удельном импульсе 1200 с тяга двигателя 25 мН, а потребляемая мощность 300 Вт. При высокой топливной экономичности, обусловленной высоким удельным импульсом такой двигатель отличается, к сожалению, довольно высокой ценой тяги, порядка 200 Вт/г.
Термокаталитические двигатели же наоборот, отличаются низким удельным импульсом, порядка 220 с, и низкой ценой тяги порядка 10 Вт/г, т.е при низком электропотреблении потребуются большие запасы топлива на борту. Следует так же отметить и высокую токсичность гидразина – топлива для ТКД. Тем не менее, не смотря на высокую токсичность, гидразиновые двигатели много лет широко применяются в США в составе большого количества космических аппаратов.
Абляционный импульсный плазменный двигатель АИПД-95 (разрабатывается в ОАО «НИИЭМ» и НИИПМЭ) при потребляемой мощности 170 Вт, тяге 3,2 мн и удельном импульсе 1400 с (КА «Ионосфера») не очень выгодно отличается своей высокой ценой тяги. Однако, благодаря компактности твердого рабочего тела - фторопласта, его запаса в 3,15 кг достаточно для коррекции космического аппарата массой 200 кг и САС 8 лет, что позволяет улучшить габаритно–массовые характеристики КА.
Для перспективных космических аппаратов имеет смысл рассмотреть холловский двигатель с управляемым вектором тяги серии КМ, разрабатываемой в Центре Келдыша. Данная серия представляет собой модифицированный стационарный плазменный двигатель. Однако, следует отметить, что серия КМ имеет гораздо более короткую историю, чем СПД, большинство двигателей этой серии существуют только в виде лабораторных моделей. Так, например двигатель КМ-45, прошедший серию испытаний может обеспечить тягу 18 мн при потребляемой мощности 350 Вт и удельном импульсе 1450 с. Эта модель обладает еще более высокой ценой тяги, чем СПД-50, но отличается большим удельным импульсом, что позволит уменьшить запас топлива на борту.
В качестве КДУ для тяжелых КА, как и в случае с малыми аппаратами, целесообразно рассматривать двигатели серии СПД, разрабатываемые в ОКБ «Факел», но только уже более мощные модификации типа СПД 100. СПД 100 при потребляемая мощность 1350 Вт обеспечивает тягу 83 мн и удельный импульс 1600 с.
Другой тип двигателей – ионные так же имеет большую летную историю. В США этот тип двигателей успешно применяется с 1997 года.
Для наиболее тяжелых аппаратов с большим сроком активного существования имеет смысл рассматривать ионный двигатель на ксеноне ИД-300 (разрабатывается в Центре Келдыша в кооперации с МАИ). При потребляемой мощности порядка 1,9 КВт этот двигатель способен обеспечить тягу в диапазоне 63 - 92 мН, удельный импульс – 2800–4000. Проектный ресурс двигателя – 15000ч. Данная модель отличается высоким КПД (свыше 60%), а так же еще более высокой ценой тяги чем СПД.
Пока что данный двигатель существует только в виде лабораторной модели и прошел испытания в вакуумной камере.
Выбор наиболее удачного типа ЭРД как в классе малых, так и в классе тяжелых КА, в каждом конкретном случае осуществляется в зависимости от расчетного суммарного импульса тяги на все маневры по коррекции орбиты, и при необходимости, сведения с рабочей орбиты; расчетного значения массы КДУ, а так же в зависимости от возможностей электропитания и САС каждого конкретного КА.

Salo · 09.01.2013 19:39:37

Там же:

ЦитироватьФУНДАМЕНТАЛЬНЫЕ ОСНОВЫ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА И ЦЕЛЕСООБРАЗНОСТЬ ТЕХНИЧЕСКОЙ РАЗРАБОТКИ КОЛЛОИДНЫХ ЭЛЕКТРОРАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
А.Ф. Штырлин (Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет))

В настоящее время в Московском авиационном институте завершена поисковая научно-исследовательская работа по созданию фундаментальных научно-технических основ коллоидных электроракетных двигателей, в рабочем цикле которых для создания тяги используются наноразмерные заряженные частицы диаметром 10 – 30 нм. Для электростатического источника частиц разработана электрохимическая теория образования жидких заряженных частиц с высоким удельным зарядом, достигающим 104 Кл/кг, исследован энергетический баланс ускорения частиц в
электрическом поле с напряжением до десятков киловольт, нейтрализация электрического заряда обеспечивается термоэлектрическим нейтрализатором, исследованы свойства рабочего тела и разработана лабораторная модель двигателя.
По сравнению с известными схемами ионных, стационарных импульсных и других ЭРД, у нового для российской космонавтики типа двигателя имеются нижеследующие преимущества:

- скорость истечения рабочего тела 5 – 15 км/с, а в перспективе до 20 км/с;
- высокая тяговая эффективность, лежащая в пределах 0,33 – 0,67;
- низкая энергетическая цена тяги, равная 4,2 – 12,5 Вт/мН;
- холодный цикл и низкие тепловые потери, снижающие эрозию;
- ток нейтрализации уменьшается более чем в 10 раз;
- доступное в больших количествах и дешевое рабочее тело.

Параметры двигателя позволяют рассматривать его эффективное применение в космических аппаратах низкой и средней массы в пределах от нескольких до сотен килограмм. В ближайшие годы целесообразно провести техническую разработку двигателей двух размеров:

- мощность 1 – 10 Вт, скорость истечения рабочего тела 5 – 10 км/с, тяговый к.п.д. до 0,5, ресурс 1000 – 3000 часов;
- мощность 10 – 100 Вт, скорость истечения рабочего тела 15 – 20 км/с, тяговый к.п.д. до 0,6 – 0,7, ресурс 5000 – 10000 часов;

При соответствующем финансировании работ коллоидные двигатели с такими параметрами могут быть созданы до 2015 года. Возможно дальнейшее повышение энерготяговых параметров коллоидных электроракетных двигателей, в соответствии с эволюционным процессом развития любого нового технического устройства.

Salo · 10.01.2013 03:38:40

http://www.ihst.ru/%7Eakm/37.htm
XXXVII АКАДЕМИЧЕСКИЕ ЧТЕНИЯ ПО КОСМОНАВТИКЕ
Секция 14

http://www.ihst.ru/~akm/37t14.pdf

ЦитироватьОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ И ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ ЭЛЕКТРОНАГРЕВНОГО ДВИГАТЕЛЯ ДЛЯ СВЕРХМАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
А.М. Павлов, А.С. Попов (МГТУ им. Н.Э. Баумана)
pavlov_arseniy@mail.ru, www-sm2@yandex.ru

В настоящее время в мире активно ведется разработка новых двигательных установок (ДУ) для космических летательных аппаратов. Все большая миниатюризация элементов спутниковых систем выдвигает новые требования к эффективности и массогабаритным параметрам создаваемых двигателей.
Целью данной работы стояла разработка двигателя для сверхмалых космических аппаратов (СКА), таких как, например, университетские нано- и пикоспутники, обеспечивающего корректировку формы и высоты орбиты в пределах 500 км. Одним из примеров использования такой ДУ является, рассмотренный в работе перелет СКА, запущенного с борта Международной космической станции на орбиту высотой 650 км посредством реактивной тяги. Также возможно использование данной ДУ на борту микроспутников (масса до 100 кг), в целях ориентации и разгрузки маховиков.
В связи со спецификой применения, к разрабатываемой ДУ предъявляются следующие требования:
- простота и надежность конструкции;
- безопасность применения, в том числе возможность доставки на Международную космическую станцию для запуска спутника с ее борта;
- невысокое энергопотребление;
- высокая технологичность;
- низкая стоимость.
В данной работе был предложен, и спроектирован теплообменный двигатель, в качестве рабочего тела использующий пары этилового спирта.
По принципу работы данный двигатель относится к электронагревным двигателям. Нагрев и испарение жидкости происходит в капиллярном медном змеевике, подвод энергии к которому осуществляется за счет электронагревателя. Подача жидкого компонента осуществляется по вытеснительной схеме и контролируется электромагнитным клапаном.
Вытеснительная система состоит из бака с эластичным мешком. Пространство между стенкой бака и мешком заполнено диэтиловым эфиром, относительно высокое давление насыщенных паров которого, обеспечивает работу двигателя в расчетном режиме без использования внешних резервуаров высокого давления. Такая схема позволяет существенно снизить массу ДУ.
Работоспособность данного двигателя была подтверждена в результате экспериментов, описанных в изучаемой работе.
В докладе описана конструкция ДУ, энергетические, массогабаритные, а также иные характеристики. Помимо этого рассмотрены некоторые особенности применения и перспективы дальнейшего развития.

Salo · 11.01.2013 13:50:14

http://www.ihst.ru/%7Eakm/37.htm
XXXVII АКАДЕМИЧЕСКИЕ ЧТЕНИЯ ПО КОСМОНАВТИКЕ
Секция 18

http://www.ihst.ru/~akm/37t18.pdf

ЦитироватьРАЗРАБОТКА ЭЛЕКТРОРАКЕТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
И.В. Платов(ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина»)

В условиях быстрого развития электроники актуальность малых космических аппаратов растёт с каждым днём. В настоящее время малые КА решают различные научные и прикладные задачи, используются они и в качестве автоматических межпланетных станций – малая масса позволяет вывести их на высокоэнергетические орбиты и использовать в качестве маршевых ДУ двигатели малой тяги (электроракетные двигательные установки (ЭРДУ)).
Электроракетный двигательный модуль (ЭРДМ) является основной частью ЭРДУ малого космического аппарата (МКА) и предназначен для создания импульсов тяги в составе ЭРДУ в режимах марша, коррекций и разгрузки двигателей-маховиков (ДМ) КА.
На основании проведенного баллистического расчета для реализации задачи перелета по трассе «Земля – Луна» ЭРДМ предполагается разрабатывать с использованием двигателя КМ-60 (производства «Центра Келдыша»), а состав схемы преимущественно формировать на основании блоков производства ОКБ «Факел»:
двигательный блок на основе стационарного плазменного двигателя КМ-60 (Холловский двигатель КМ-60 отрабатывался под следующие номинальные параметры: напряжение разряда – 500 В; мощность разряда – 670 Вт; тяга – 36 мН (сдаточное значение); удельный импульс – 1716 с (сдаточное значение); средний за время ресурса удельный импульс – не менее 1850 с; общий суммарный импульс тяги – не менее 380 кН·с; масса двигателя – 3150 г.), который содержит два механизма регулировки расхода (МРР), механизм ориентации двигателя, КМ-60 при этом размещается на подвижной части механизма ориентации;
блок хранения ксенона представляет собой композитный шаробаллон объемом 42·10-3 м3 (42 л), массой – 13 кг и внешним диаметром 450 мм;
блок клапанов, соединяющих ЭРДМ с блоком хранения ксенона ЭРДУ;
блок управления расходом, обеспечивающий редуцированную подачу ксенона в системе;
три блока подачи ксенона:
- блок подачи ксенона в анод двигателя на маршевом режиме;
- блок подачи ксенона в катод двигателя;
- блок подачи ксенона в анод двигателя на режиме разгрузки ДМ.
А также: блок управления механизмом ориентации двигателя, межблочные кабели и трубопроводы, датчики температуры и давления, фильтры, двенадцать газовых двигателей (ГД-50) и блок подачи ксенона в ГД-50.
Несущей конструкцией для ЭРДУ служит корпус в форме параллелепипеда в виде рамы из сотопанелей. Конструктивно ЭРДМ состоит из композитного бака для хранения рабочего тела, расположенных в верхней части параллелепипеда. Бак имеет сферическую форму и фиксируются к несущей конструкции кронштейном в виде чаши. Двигательный блок расположен на нижней стенке аппарата, свободной от приводов солнечных батарей. Механизм ориентации двигателя позволяет направлять вектор тяги КМ-60 на 34º в сторону удаленной от приводов солнечных панелей аппарата (ось Х) и по 14º (ось Y). Газовые двигатели обеспечивают стабилизацию и ориентацию КА. Температура и давление газа в системе определяются датчиками.
Масса не заправленной ЭРДУ с приведенным перечнем элементов составила 45 кг (без трубопроводов и кабелей). Для снижения массы ЭРДМ предлагается применить в схеме ряд блоков производства ОАО «ИСС» и «Центра Келдыша». В результате схема ЭРДМ изменилась в части магистрали блоков обеспечения работоспособности КМ-60. Вместо блоков редуцирования и подготовки ксенона устанавливается блок подготовки ксенона, разработанный «ИСС», а МРР заменены на блок управления расходом, производства «Центра Келдыша». При реализации этой схемы масса не заправленной ЭРДУ составит 37,5 кг, что дает возможность, например, установить второй двигатель КМ-60, что существенно позволит повысить надежность и ресурс ЭРДУ разрабатываемого МКА.

Хомяк · 02.02.2013 11:24:58

ЦитироватьSalo пишет:
http://www.ihst.ru/%7Eakm/37.htm
XXXVII АКАДЕМИЧЕСКИЕ ЧТЕНИЯ ПО КОСМОНАВТИКЕ
Секция 18

http://www.ihst.ru/~akm/37t18.pdf
ЦитироватьРАЗРАБОТКА ЭЛЕКТРОРАКЕТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
И.В. Платов(ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина»)

В условиях быстрого развития электроники актуальность малых космических аппаратов растёт с каждым днём. В настоящее время малые КА решают различные научные и прикладные задачи, используются они и в качестве автоматических межпланетных станций – малая масса позволяет вывести их на высокоэнергетические орбиты и использовать в качестве маршевых ДУ двигатели малой тяги (электроракетные двигательные установки (ЭРДУ)).
Электроракетный двигательный модуль (ЭРДМ) является основной частью ЭРДУ малого космического аппарата (МКА) и предназначен для создания импульсов тяги в составе ЭРДУ в режимах марша, коррекций и разгрузки двигателей-маховиков (ДМ) КА.
На основании проведенного баллистического расчета для реализации задачи перелета по трассе «Земля – Луна» ЭРДМ предполагается разрабатывать с использованием двигателя КМ-60 (производства «Центра Келдыша»), а состав схемы преимущественно формировать на основании блоков производства ОКБ «Факел»:
двигательный блок на основе стационарного плазменного двигателя КМ-60 (Холловский двигатель КМ-60 отрабатывался под следующие номинальные параметры: напряжение разряда – 500 В; мощность разряда – 670 Вт; тяга – 36 мН (сдаточное значение); удельный импульс – 1716 с (сдаточное значение); средний за время ресурса удельный импульс – не менее 1850 с; общий суммарный импульс тяги – не менее 380 кН·с; масса двигателя – 3150 г.), который содержит два механизма регулировки расхода (МРР), механизм ориентации двигателя, КМ-60 при этом размещается на подвижной части механизма ориентации;
блок хранения ксенона представляет собой композитный шаробаллон объемом 42·10-3 м3 (42 л), массой – 13 кг и внешним диаметром 450 мм;
блок клапанов, соединяющих ЭРДМ с блоком хранения ксенона ЭРДУ;
блок управления расходом, обеспечивающий редуцированную подачу ксенона в системе;
три блока подачи ксенона:
- блок подачи ксенона в анод двигателя на маршевом режиме;
- блок подачи ксенона в катод двигателя;
- блок подачи ксенона в анод двигателя на режиме разгрузки ДМ.
А также: блок управления механизмом ориентации двигателя, межблочные кабели и трубопроводы, датчики температуры и давления, фильтры, двенадцать газовых двигателей (ГД-50) и блок подачи ксенона в ГД-50.
Несущей конструкцией для ЭРДУ служит корпус в форме параллелепипеда в виде рамы из сотопанелей. Конструктивно ЭРДМ состоит из композитного бака для хранения рабочего тела, расположенных в верхней части параллелепипеда. Бак имеет сферическую форму и фиксируются к несущей конструкции кронштейном в виде чаши. Двигательный блок расположен на нижней стенке аппарата, свободной от приводов солнечных батарей. Механизм ориентации двигателя позволяет направлять вектор тяги КМ-60 на 34º в сторону удаленной от приводов солнечных панелей аппарата (ось Х) и по 14º (ось Y). Газовые двигатели обеспечивают стабилизацию и ориентацию КА. Температура и давление газа в системе определяются датчиками.
Масса не заправленной ЭРДУ с приведенным перечнем элементов составила 45 кг (без трубопроводов и кабелей). Для снижения массы ЭРДМ предлагается применить в схеме ряд блоков производства ОАО «ИСС» и «Центра Келдыша». В результате схема ЭРДМ изменилась в части магистрали блоков обеспечения работоспособности КМ-60. Вместо блоков редуцирования и подготовки ксенона устанавливается блок подготовки ксенона, разработанный «ИСС», а МРР заменены на блок управления расходом, производства «Центра Келдыша». При реализации этой схемы масса не заправленной ЭРДУ составит 37,5 кг, что дает возможность, например, установить второй двигатель КМ-60, что существенно позволит повысить надежность и ресурс ЭРДУ разрабатываемого МКА.

Илюхин Алексей Иванович

ЦитироватьSalo пишет:
http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35371
ЦитироватьКрупногабаритные высокочастотные ионные двигатели
Авторы: Лёб Х. В., Попов Г. А., Обухов В. А., Фейли Д., Коллингвуд Ш., Могулкин А. И.

Аннотация
Описывается крупногабаритный высокочастотный (ВЧ) ионный двигатель (ИД) ВЧИД-45 с ионизатором диаметром 48.6 см номинальной мощностью 35 кВт, тягой 760 мН и удельным импульсом 7000 с. Планируемый ресурс должен быть не менее 50000 часов. Указанные параметры реализуются при токе пучка 7.0 А и положительном ускоряющем напряжение 4.5 кВ.
Ядерная энергетическая установка (ЯЭУ) мощностью 1 МВт может обеспечить электроэнергией кластер из тридцати таких двигателей. Двигательная установка может быть основана на меньшем числе двигательных модулей большей размерности и большей мощности, например, с диаметром ионизатора в 65 см при мощности 70 кВт или при диаметре 80 см с мощностью 105 кВт. Такой двигатель может развивать тягу до 1.08 Н.
Двигатель ВЧИД-45 был сконструирован с использованием опыта создания двигателей семейства RIT меньшей размерности. Заложенные в конструкции характеристики были выведены из законов подобия, установленных при разработке двигателей семейства RIT.
http://www.mai.ru/upload/iblock/6b6/6b6e0ff0008c3bb442c14cfb86b54556.zip

Salo,

ЦитироватьSalo пишет:
http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35371
ЦитироватьКрупногабаритные высокочастотные ионные двигатели
Авторы: Лёб Х. В., Попов Г. А., Обухов В. А., Фейли Д., Коллингвуд Ш., Могулкин А. И.

Аннотация
Описывается крупногабаритный высокочастотный (ВЧ) ионный двигатель (ИД) ВЧИД-45 с ионизатором диаметром 48.6 см номинальной мощностью 35 кВт, тягой 760 мН и удельным импульсом 7000 с. Планируемый ресурс должен быть не менее 50000 часов. Указанные параметры реализуются при токе пучка 7.0 А и положительном ускоряющем напряжение 4.5 кВ.
Ядерная энергетическая установка (ЯЭУ) мощностью 1 МВт может обеспечить электроэнергией кластер из тридцати таких двигателей. Двигательная установка может быть основана на меньшем числе двигательных модулей большей размерности и большей мощности, например, с диаметром ионизатора в 65 см при мощности 70 кВт или при диаметре 80 см с мощностью 105 кВт. Такой двигатель может развивать тягу до 1.08 Н.
Двигатель ВЧИД-45 был сконструирован с использованием опыта создания двигателей семейства RIT меньшей размерности. Заложенные в конструкции характеристики были выведены из законов подобия, установленных при разработке двигателей семейства RIT.
http://www.mai.ru/upload/iblock/6b6/6b6e0ff0008c3bb442c14cfb86b54556.zip

http://fondufos.ucoz.ru/
Теоретическая схема работы беталёта.
Илюхин Алексей Иванович

Предположим, что на космическом корабле установлена электронная пушка способная излучать электроны с энергией Ео в одном выбранном направлении.

Выстрелим из электронной пушки одним электроном, тогда потенциал корабля изменится от нулевого значения до значения

d f = q электрона / C

А выстреленный электрон полетит беспрепятственно в заданном направлении и будет удаляться от космического корабля на бесконечно большое расстояние.

Выстрелим из электронной пушки вторым электроном.

Потенциал на корпусе космического корабля увеличится и станет равным
d f = 2 х q электрона / С

Второй электрон полетит в том же направлении, что и первый на бесконечно большое расстояние, но с несколько меньшей скоростью, так как первый электрон будет подтормаживать его своим полем, да и поле заряда на космическом корабле будет притягивать его к себе.

Выстрелим третьим электроном. Происходить будет то же самое, только третий электрон будет подтормаживаться ещё больше уже двумя электронами и тройным зарядом на космическом корабле.

Происходить так будет до тех пор пока потенциал поля на поверхности космического корабля не достигнет значения энергии придаваемой электронам электронной пушкой

D f = Eо

С этого момента все последующие электроны станут возвращаться на космический корабль.

Предположим, что у нас на космическом корабле есть ещё и плазменный реактивный двигатель выстреливающей плазмой, то есть парами отдельных частиц протон и электрон.

Теперь выстрелив электроном из электронной пушки, и одновременно из электрореактивного двигателя парой протон-электрон, мы излучим одновременно три частицы две из которых – протон и электрон будут низкоэнергичными, а одна – электрон высокоэнергичной.

Теперь будет получаться такая картина – малоэнергичный электрон плазмы будет возвращаться на космический корабль, зато высокоэнергичный электрон из электронной пушки получит возможность удаляться от космического корабля на бесконечно большое расстояние и присоединиться к электронному облаку.
И главное, что протон плазмы будет двигаться ускоренно в электрическом поле между зарядом корпуса космического корабля и зарядом электронного облака набирая энергию Ео и следовательно будет создавать реактивную силу тяги!

Теперь предположим, что в космическом пространстве есть точка истока плазмы (элементарных пар протон-электрон) создающая плазму со скоростью одна пара в секунду. Тогда выключив электрореактивный двигатель и излучая из электронной пушки электроны с такой же частотой один электрон в секунду мы получим, что электрон плазмы будет притягиваться корпусом космического корабля, протон отталкиваться корпусом космического корабля и оба они вместе будут создавать непрерывный ток замыкающий злектронное облако на корпус космического корабля. И состоять этот ток будет из двух разнородных участков
1. от корпуса корабля до точки истока плазмы носителями тока будут электроны
2. от точки истока плазмы до электронного облака носителями тока будут протоны!

Что самое интересное, реактивная сила теперь будет создаваться без затраты рабочего тела запасённого на космическом корабле.

Если нам покажется , что создаваемая таким образом реактивная сила недостаточна, то мы можем включив электрореактивный двигатель и одновременно увеличив количество излучаемых электронной пушкой электронов, увеличить эту силу, но эта прибавка будет происходить уже с затратой рабочего тела запасённого на космическом корабле.

Для общности теории электрореактивный двигатель корабля можно условно считать рядовой точкой истока плазмы, но находящейся на корпусе корабля и потому электронам плазмы нет нужды совершать путешествие в вакууме, они просто перетекают на корпус космического корабля по элементам его конструкции.

В заключение отметим, что роль истока плазмы может играть
1. солнечный ветер
2. космические лучи
3. ионизация нейтральных молекул межзвёздного газа космическими лучами
4. ионизация нейтральных молекул межзвёздного газа потоком электронов излучаемых электронной пушкой.

Солнечный ветер состоит из потока плазмы плотностью 10 частиц в одном кубическом сантиметре пространства несущейся от солнца к периферии Солнечной системы со скоростью 500-700 километров в секунду.

Тогда через один квадратный метр площадки будет проноситься

100*100 * 10 *600*1000 *100= 6 *10Е12 протонов в секунду
Это составит поток частиц в
6*10Е12 / 6*10Е23 = 10Е-11 чисел Авогадро в секунду на метр квадратный площади.

Это будет составлять поток массы
При массе одного протона
mp = 1,6726485(86)x x10-27кг

1,67 х10-27кг х 6 х 10Е12 частиц / сек*метр2 = 10,02*10Е-15 кг / сек*метр2

поток заряда или ток в амперах

1,6•10-19Кл х 6 х 10Е12 частиц / сек*метр2 =
=9,6*10Е-5 Кл / метр2 *сек =9,6*10Е-5 ампер/метр2

Если мы сделаем сетку площадью гектар то есть
10000 метр2 , то через неё будет протекать поток массы
10,02*10Е-15 кг / сек*метр2 х 10000метр2=
=1,02*10е-10 кг / сек

А ток составит величину
9,6*10Е-5 ампер/метр2 х 10000 метр2 = 9,6*10Е-1 ампер,
то есть почти один ампер.
Если мы станем излучать электронной пушкой поток электронов величиной один ампер с энергией
Ео = 1мегаэлектрон вольт,
то мы приложим к внешней среде мощность 1 мегаватт.

Если с помощью магнитной ловушки нам удастся сконцентрировать на этой сетке поток частиц солнечного ветра с площади квадратный километр, то
Мы получим ток в 100 ампер!
И приложить к внешней среде мощность до ста меговатт!
Или тот же 1 меговатт, но при напряжении в 100 раз меньшем, что позволит при той же мощности получить значительно большую силу тяги!

А если мы не станем надеяться на солнечный ветер и будем расходовать рабочее тело запасённое на космическом корабле.
Предположим, что исток плазмы находится на корпусе космического корабля и из него вытекает m кг / сек водородной плазмы. Это будет означать, что в секунду будет образовываться
m х А
(А – число Авогадро)
свободных положительных ионов (свободных протонов) и столько же отрицательно заряженных частиц (свободных электронов). Поскольку на корпусе космического корабля мы создали положительный потенциал f = Ео, то электроны будут из плазмы перетекать на корпус космического корабля, а улетать в в космическое пространство будут только положительные ионы, причём отталкиваясь от положительного заряда корпуса корабля и набирая скорость соответствующую энергии Ео. Точно такое же число электронов m * А
мы должны выстреливать в секунду и из электронной пушки для поддержания потенциала на корпусе космического корабля.

Предположим, что у нас в распоряжении имеется мобильный источник электрической энергии мощностью 1 мегаватт.
Что это будет солнечные батареи или турбогенератор на атомной энергии не суть важно. Важно, чтобы он имел возможность выдавать эту энергию при различных напряжениях и токах по формуле
N = U х J
Ситуации во время полёта могут сильно меняться и нам придётся на них реагировать изменением тока и напряжения электронной пушки, а также включением и выключением источника плазмы работающего за счёт расходования рабочего тела запасённого на корабле.

При начальном этапе полёта нам нужно как можно скорее набрать вторую космическую скорость, чтобы преодолеть тяготение Земли и лечь на курс к цели путешествия. Тогда мы включаем источник плазмы на максимальный режим подачи плазмы, ток электронной пушки устанавливаем равным току положительных ионов источника плазмы, а напряжение понижаем, но так, чтобы использовать всю располагаемую мощность энергоустановки.
Но вот мы набрали вторую космическую скорость и легли на рабочий курс. Теперь нам нет необходимости чрезмерно расходовать рабочее тело и мы снижаем подачу рабочего тела в ионизатор, напряжение на аноде электронной пушки устанавливаем максимальным, а ток минимальным.
Но вот мы влетели в рукав солнечного ветра и плазмы за бортом космического корабля стало достаточно много и её можно использовать как дармовой ресурс. Тогда мы выключаем ионизатор, устанавливаем ток ионной пушки соответствующий наличному количеству забортной плазмы, а напряжением на аноде электронной пушки добиваемся максимального использования располагаемой мощности в 1 мегаватт.
31 августа 2012 г.

Saul · 02.02.2013 19:08:43

Как в штыки воспринимают... Вроде перспективно, как ещё отталкиваться от эфира? Тема называется ЭРД, всё соответствует. С трудом сдерживаюсь чтоб грубо не ответить по существующим "Беличьим колёсам".
А вот вопрос, сейчас в ЭРД применяют тяжёлый газ ксенон и он диэлектрик, а древние "Виманы" вроде летали на ртути и в пирамидах (китайской) большой запас ртути (если пирамиды навигационные) - то как был устроен двигатель?

Здесь варианты.
http://konvenat.ru/content/view/86/34/lang,russian/
http://chudomir.com/archives/46

http://s.wrk.ru/a/31974.png

Salo · 06.02.2013 15:00:06

http://www.militarynews.ru/excl.asp?ex=157

ЦитироватьЗначительный вклад в реализацию Федеральной космической программы в области связи, навигации, геодезии вносит ОАО «Информационные спутниковые системы имени М.Ф.Решетнева» (ИСС). О ходе реализации основных космических проектов этой интегрированной структуры «Интерфаксу-АВН» рассказал генеральный конструктор и генеральный директор ОАО «ИСС» Николай ТЕСТОЕДОВ.

- Николай Алексеевич, расскажите об особенностях проекта по созданию телекоммуникационных спутников «Экспресс-АМ5» и «Экспресс-АМ6». Как они будут выводиться на геостационарную орбиту? Правда ли что для этого будет использоваться электрореактивная двигательная установка (ЭРДУ)?

- «Экспресс-АМ5» и «Экспресс-АМ6» - это самые тяжелые геостационарные спутники в России и, наверное, в Европе. Проекты очень амбициозные. Выведение таких спутников на геостационарную орбиту, действительно, имеет свои особенности.

- Существуют три основные схемы выведения спутников на геостационарную орбиту. Первая – это прямое выведение, когда разгонный блок доставляет аппарат непосредственно в нужную точку. Вторая – разгонный блок выводит спутник на геопереходную (эллиптическую) орбиту, плоскость которой близка к плоскости геостационарной орбиты. Далее апогейная двигательная установка аппарата довыводит его в нужную точку. Третья – когда довыведение осуществляется при помощи электрореактивной двигательной установки. По сравнению с апогейным двигателем ЭРДУ имеет меньшую мощность, но большую эффективность, так как может доставить аппарат в нужную точку, затратив меньше топлива. Правда, период довыведения с использованием ЭРДУ более длительный и составляет несколько месяцев.

Каждая схема выведения имеет свои плюсы и обычно выбирается заказчиком. Для спутников «Экспресс-АМ5» и «Экспресс-АМ6» нами совместно с госпредприятием «Космическая связь» (ГПКС) выбрана схема их довыведения при помощи электрореактивной двигательной установки, потому что это, повторюсь, очень тяжелые спутники.

Приведу пример. Сделанный за рубежом аппарат «Ямал-402», который запущен в декабре 2012 года, имеет 66 транспондеров. Вроде бы много. Но это количество транспондеров, приведенное к полосе пропускания частотой 36 МГц. Это так называемые эквивалентные транспондеры. На «Экспрессе-АМ5» - 84 физических транспондера, на «Экспрессе-АМ6» - 72. Но если пересчитать их в эквивалентные, то оказывается, что аппарат «Экспресс-АМ5» имеет 151 эквивалентный транспондер! Таких спутников просто нет в Европе!

Аппараты такой сложности достаточно тяжелые. И для того, чтобы не потерять заданные тактико-технические характеристики «Экспресса-АМ5» и «Экспресса-АМ6» по количеству транспондеров, по их мощности и резервированию, ИСС с ГПКС выбрали схему их довыведения с использованием электрореактивной двигательной установки. Правда, такая схема потребует довыведения в течение трех-четырех месяцев, но зато плюсов от более эффективных спутников будет намного больше.

Вы можете задаться вопросом: почему мы не делаем по примеру западных стран апогейный двигатель на аппаратах. Исторически российские спутники – это аппараты прямого выведения на геостационарную орбиту. В России всегда были самые мощные ракеты-носители и самые лучшие разгонные блоки, и они всегда без проблем доставляли спутники предыдущего поколения прямиком на геостационарную орбиту. Однако с появлением спутников класса «Экспресс-АМ5», «Экспресс-АМ6» и «Ямал-401» мощности наших средств выведения уже не хватает, поэтому их надо довыводить либо апогейным двигателем, как делают на Западе, либо электрореактивной двигательной установкой. Так вот если говорить об ЭРДУ, то скорость истечения газов в нем в пять-шесть раз выше, чем у химического двигателя, и соответственно во столько же раз меньше расход топлива.

ronatu · 10.02.2013 06:34:35

Ca/\o , a Bawu akageMuku Tak MoryT?

Salo · 02.03.2013 15:37:22

Цитировать
Цитировать
Цитироватьmark200000 пишет:

Вот такой интересный двигатель я видел сегодня на стенде КБХА на 6-м Воронежском промышленном форуме.
Скан рекламного проспекта постараюсь выложить завтра.

mark200000 пишет:
Скан сделать пока не получается, поэтому основные данные:
Магнитоплазмодинамического типа (МПД)
УИ - 4 000 с на N2. 10 000 с на Н2;
тяга - 0,015 кг;
эл мощность 10 кВт

Наиболее близкий аналог VASIMIR
Сейчас изготовлен опытный образец, испытания намечены на 2013 г.
Разработчик - Соколовский Георгий Павлович
mark200000 пишет:
Поговорил сегодня с Соколовским.

Дополнительная информация:
Масса 24 кг, возможность регулирования мощности и УИ, максимальная мощность до 1 Мвт, может работать на любом газе, испытания намечены на лето.

Salo · 02.03.2013 16:38:56

Цитировать
Цитировать
Цитировать
Цитироватьvlad7308 пишет:
а КПД какой?
mark200000 пишет:
Соколовского больше не видел, спросить не смог.
Посчитал сам, получилось 75%.
Но это только при условии, что приведенные выше значения тяги и УИ достигаются одновременно, в чем я не уверен.
Павел73 пишет:
А ресурс какой?
mark200000 пишет:
Ресурс практически неограничен, в нем нет энергонапряженных деталей.

Salo · 06.03.2013 19:50:36

Цитироватьmark200000 пишет:

Salo · 21.03.2013 20:01:50

http://www.spacenews.com/new-boeing-satellite-platform-drawing-lots-of-customer-interest#.UUsuXTe55eE

ЦитироватьNew Boeing Satellite Platform Drawing Lots of Customer Interest
Mar. 19, 2013

WASHINGTON — Boeing is reviewing 14 separate requests for information or bid solicitations for commercial telecommunications satellites fr om prospective customers interested in the company's new all-electric 702SP satellite design, Boeing officials said March 19.

Boeing has not sold an all-electric satellite since it created a sensation in the industry in March 2012 with the news that it had booked its first 702SP customers with a four-satellite order from Asia Broadcast Satellite (ABS) of Hong Kong and Satmex of Mexico. The satellites use electric rather than chemical propulsion not only to maintain their position in orbit, but also to climb to geostationary position from the transfer orbits wh ere they are left by their launch vehicles.

Спойлер
The several hundred kilograms of weight savings that comes from ditching the chemical propellant means that a mid-size satellite effectively becomes a small spacecraft capable of being launched, two at a time, aboard a Space Exploration Technologies (SpaceX) Falcon 9 rocket.

Industry officials have said ABS and Satmex, by grouping their order and by being Boeing's inaugural 702SP customers, paid around $85 million per satellite, with each dividing the $60 million cost of a Falcon 9 rocket. Using an all-electric design means having to wait several months for the satellite to climb into geostationary position, a maneuver that on a conventionally fueled satellite takes only a week or so.

Since Boeing won its initial order, other satellite builders have said they would accelerate their own all-electric designs. Astrium Satellites of Europe is already offering an all-electric version of its Eurostar platform to customers. Thales Alenia Space of France and Italy says it will have its own all-electric model ready for the market in 2016.

Lockheed Martin Commercial Space Systems, Newtown, Pa., and Space Systems/Loral of Palo Alto, Calif., have also said they would be offering all-electric products.

China has begun work on its own satellite electric propulsion system, and the 20-nation European Space Agency has just funded a project called Electra that, with an assist from commercial satellite fleet operator SES of Luxembourg, should result in providing satellite builder OHB AG of Germany with a competing all-electric satellite platform.

While Boeing expects the 702SP to take the market by storm, the company said it is working on other, unrelated technologies that should appeal to commercial fleet operators. In particular, phased-array antennas and digital signal processors, which Boeing built for several U.S. military satellites, are the focus of the company's internal research and development funding. The goal: Get the price of the processors and the antennas low enough to appeal to commercial operators.

U.S. satellite television broadcaster DirecTV Group of Los Angeles and satellite broadband provider Hughes Network Systems of Germantown, Md., are using a combined three Spaceway satellites originally built as part of a broadband project that was abandoned. Both companies have raved about the flexibility provided by the Boeing-built Spaceway satellites, and specifically their ability to adjust power and coverage based on market demand during the satellites' lives.

But both companies have reverted to more conventional bent-pipe satellites in their recent orders because the Spaceway technology remains too expensive a decade after the Spaceway satellites were built.

Craig R. Cooning, general manager of Seal Beach, Calif.-based Boeing Space and Intelligence Systems, said it is a long effort, but Boeing believes the cost of these technologies can be brought to within the range of the commercial market.

Cooning said commercial satellites now account for 30 percent of Boeing Space and Intelligence Systems' annual revenue, compared to 8 percent four years ago.
[свернуть]