ВЛИЯНИЕ РАБОЧЕГО ТЕЛА НА ПРОЕКТНЫЕ ПАРАМЕТРЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С ЭЛЕКТРОРАКЕТНОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ (2023)
В работе представлены результаты исследования влияния рабочего тела (РТ) электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) на проектные параметры космического аппарата. Рассмотренная транспортная задача - перелёт космического аппарата с начальной массой 18 т с низкой околоземной орбиты на окололунную. Суммарные затраты характеристической скорости приняты равными 8 км/с. Проектные параметры космического аппарата определялись при оптимальном удельном импульсе ЭРДУ по критерию максимума полезной нагрузки. Влияние РТ выражалось через параметры ЭРДУ, непосредственно определяемые типом РТ: коэффициент массового совершенства системы хранения и подачи, численно равного отношению сухой массы системы хранения и подачи к массе РТ; КПД ЭРДУ; электрическую мощность, затрачиваемую на нагрев и поддержание необходимой температуры РТ. В качестве РТ рассмотрены газообразные, жидкие и твёрдые при нормальных условиях вещества. Рассчитаны следующие параметры космического аппарата: относительная масса полезной нагрузки; мощность энергетической установки; предельное значение удельной массы энергетической установки, при которой транспортная задача является осуществимой.
Идентификаторы и классификаторы
В настоящее время ведущие космические державы мира занимаются разработкой космических аппаратов (КА) с электроракетными двигательными установками (ЭРДУ) большой мощности [1–5]. Подобные КА позволят решать в будущем самые разные задачи, в которых требуется обеспечивать большие грузовые потоки: освоение Луны, полёты к планетам Солнечной системы, в т. ч. пилотируемые, добычу полезных ископаемых из недр астероидов и пр.
Применение электроракетных двигателей (ЭРД) обусловлено тем, что
они имеют значительно бóльший удельный импульс по сравнению с жидкостными ракетными двигателями.
В результате на выполнение полётной задачи требуется в разы меньшее количество топлива (рабочего тела — РТ). Тем не менее даже для ЭРД эти затраты могут быть критическими, например в случае применения ксенона. Инертный газ ксенон —наиболее распространённое РТ для ЭРД.
Список литературы
-
Хамиц И.И., Филиппов И.М., Бурылов Л. С., Тененбаум С.М., Пер фильев А.В., Гусак Д.И. Концепция космической транспортно-энергетической системы на основе солнечного межорбитального электроракетного буксира // Космическая техника и технологии. 2017. № 1(16). С. 32-39. EDN: YTWBCB
-
Коротеев А.С., Ошев Ю.А., Попов С.А., Каревский А.В., Солоду хин А.Е., Захаренков Л.Э., Семёнкин А.В. Ядерная энергодвигательная установка космического аппарата // Известия РАН. Энергетика. 2015. № 5. С. 45-59. EDN: UXMEHN
-
Mercer C.R., McGuire M.L., Oleson S.R., Barrett M.J. Solar electric propulsion concepts for human space exploration // Proc. of AIAA SPACE 2015 Conference and Exposition, 2015, Pasadena, California. P. 22. URL: 10.2514/6.2015-4521 (accessed 15.12.2022). DOI: 10.2514/6.2015-4521(accessed15.12.2022)
-
Masson F., Ruault J.-M., Worms J.-C., Detsis E., Beaurain A., Lassoudiere F, Gaia E, Tosi M.C., Jansen F., Bauer W, Semenkin A., Tinsley T, Hodgson Z. Democritos: preparing demonstrators for high power nuclear electric space propulsion (NETS) 2015 // Proc. of Nuclear and Emerging Technologies for Space, 2015, Albuquerque, NM, February 23-26, 2015. Paper 5016. P. 68 - 78. URL: https://elib.dlr.de/103067/1/NETS_2015_article_democritos_v3.pdf (accessed 15.12.2022). EDN: XNJGGJ
-
Chen S. China’s space programme will go nuclear to power future missions to the Moon and Mars // South China Morning Post. 24.11.2021. URL: https://www.scmp.com/news/china/science/article/3157213/chinas-space-programme-will-go-nuclear-power-future-missions (accessed 15.12.2022).
-
Herman D.A., Unfried K.G. Xenon acquisition strategies for high-power electric propulsion NASA missions // Proc. of Joint Army Navy NASA Air Force (Nashville, TN, 2015). P. 15. URL: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20150023080.pdf (accessed 15.12.2022).
-
Пилотируемая экспедиция на Марс / Под ред. А.С. Коротеева. М.: Российская академия космонавтики имени К.Э. Циолковского, 2006. 320 с.
-
Fazio N, Gabriel S.B., Golosnoy I.O., Wollenhaupt B. Mission cost for gridded ion engines using alternative propellants // Proc. of 36th International Electric Propulsion Conference, September 15-20, 2019, Vienna, Austria, IEPC-2019-831. P. 21. URL: https://www.researchgate.net/publication/336013332_Mission_Cost_for_Gridded_I_on_Engines_using_Alternative_Propellants (accessed 15.12.2022).
-
Салмин В.В., Ишков С.А., Старинова О.Л., Волоцуев В.В., Гоголев М.Ю, Коровкин Г.А., Петрухина К.В., Ткаченко И.С., Четвериков А.С. Методы оптимизации проектно-баллистических характеристик околоземных и межпланетных КА с электрореактивными двигателями малой тяги // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета. № 2. 2010. С. 166-190. EDN: NWDNJT
-
Евдокимов Р.А, Синявский В.В. Энергомассовые ограничения при использовании электроракетных двигательных установок для перелёта с низкой околоземной орбиты на геостационарную // Известия РАН. Энергетика. 2006. № 1. С. 50-58. EDN: HTAHPV
-
Спецификация баллона S-XTA-60 [Электронный ресурс]. Режим доступа: https://www.mt-aerospace.de/files/mta/tankkatalog/S-XTA-60.pdf (дата обращения 15.02.2022).
-
Kerslake W., Ignaczak L. Development and flight history of SERT II spacecraft // Proc. of the 28th Joint Propulsion Conference and Exhibit AIAA, SAE, AsME, and ASEE, Nashville, USA, July 6-8, 1992, Paper AIAA-92-3516. P. 49. URL: 10.2514/3.25512 (accessed 15.12.2022). DOI: 10.2514/3.25512(accessed15.12.2022)
-
Collett C., Dulgeroff C, Simpkins J. Cesium microthruster system // Proc. of 7th Electric Propulsion Conference AIAA, Williamsburg, USA, March 3-5, 1969, Paper 69-292. P. 13.
-
Kieckhafer A., King L.B. Energetics of propellant options for high-power Hall thrusters // Proc. of the Space Nuclear Conference 2005, San Diego, California, June 5-9, 2005. Paper 1092. P. 10. URL: 10.2514/6.2005-4228 (accessed 15.12.2022). DOI: 10.2514/6.2005-4228(accessed15.12.2022) EDN: YYMIRJ
-
Arhipov B.A., Vinogradov V.N., Kozubsky K.h', Kudriavtsev S. S., Maslennikov N.A., Murashko V.M. Development and application of electric thrusters at EDB "Fakel" //IEPC-97-004, P. 28-38.
-
Rawlin V. Operation of the J-series thruster using inert gas // Prepared for the Sixteenth International Electric Propulsion Conference, New Orleans, Louisiana, November 17-19, 1982 AIAA № 82-1929. P. 15. URL: 10.2514/6.1982-1929 (accessed 15.12.2022). DOI: 10.2514/6.1982-1929(accessed15.12.2022)
-
Ким В.П., Захарченко В.С., Меркурьев Д.В., Смирнов П.Г., Шилов Е.А. О влиянии расхода ксенона и криптона через ускорительный канал на тяговую эффективность стационарных плазменных двигателей Морозова // Физика плазмы. 2019. Т. 45. № 1. С. 14-24. Режим доступа: 10.1134/S0367292119010086 (дата обращения 15.12.2022). DOI: 10.1134/S0367292119010086( EDN: YVTVYD
-
Tverdokhlebov S. Study of doublestage anode layer thruster using inert gases // IEPC-93-232 2140. 23rd International Electric Propulsion Conference, Seattle, WA, 1993.
-
Sohl G., Reid G., Speiser R. Cesium electron bombardment ion engines //j. Spacecraft. 1966. Vol. 3. № 7. P. 1093-1098. URL: 10.2514/61965-373 (accessed 15.12.2022). DOI: 10.2514/61965-373(accessed15.12.2022)
-
Tverdokhlebov S., Semenkin A., Polk J. Bismuth propellant option for very high power TAL thruster // 40th AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 14-17 January 2002 / Reno, NV, AIAA 2002-0348. P. 6. URL: 10.2514/6.2002-348 (accessed 15.12.2022). DOI: 10.2514/6.2002-348(accessed15.12.2022)
-
Szabo J., Robin M., Hruby V. Bismuth vapor Hall effect thruster performance and plume experiments // IEPC-2017-25, Presented at the 35th International Electric Propulsion Conference, Georgia Institute of Technology. Atlanta, Georgia, USA, October 8-12, 2017. 13 р.
-
Brophy J., Polk J., Goebel D. Development of a 50,000-s, Lithium-fueled, gridded ion thruster // IEPC-2017-042. Presented at the 35th International Electric Propulsion Conference Georgia Institute of Technology. Atlanta, Georgia, USA October 8-12, 2017.
-
Hopkins M, King L. Performance comparison between a Magnesium and Xenon fueled 2 kW Hall thruster // AIAA 2014-3818, Propulsion and Energy Forum, July 28-30, 2014, Cleveland, OH, 50th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. P. 10. URL: 10.2514/1.B35_731 (accessed 15.12.2022). DOI: 10.2514/1.B35_731(accessed15.12.2022)
-
Szabo J., Robin M, Duggan J., Hofer R. Light metal propellant Hall thrusters // IEPC-2009-138. Presented at the 31st International Electric Propulsion Conference, University of Michigan. Ann Arbor, Michigan, USA, September 20-24, 2009. P. 12.
-
Szabo J., Robin M., Paintal S., Pote B., Hruby V., Freeman C. Iodine plasma propulsion test results at 1-10 kW // IEEE transactions on plasma science. 2015. Vol. 43. № 1. P. 141-148. URL: 10.1109/TPS.2014.2367417 (accessed 15.12.2022). DOI: 10.1109/TPS.2014.2367417(accessed15.12.2022) EDN: YWCPNX
-
Гришин С.Д., Лесков Л.В. Электрические ракетные двигатели космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1989. 216 с.
Выпуск
Другие статьи выпуска
Исследуется один из наиболее критичных этапов ввода парашютной системы при возвращении спускаемого аппарата, а именно процесс отделения крышки узлов подвески с вытяжным блоком перед вводом вытяжного парашюта. Представлены особенности моделирования движения элементов этой системы с использованием современных программных комплексов FlowVision, Euler, Aero Shape-3D. Разработана методика, позволяющая моделировать динамику относительного движения тел в атмосфере с учётом аэродинамической интерференции. Проанализирована динамика отделения крышки в спутном следе. Выявлена интенсивная раскрутка крышки узлов подвески, которая может привести к наматыванию уздечки и вытяжного блока на крышку и к отказу ввода вытяжного парашюта. Рассмотрены варианты доработки конструкции крышки с целью уменьшения возмущений при её отделении.
В статье рассматривается вопрос разработки технологий подготовки космонавтов к выполнению научных исследований на пилотируемых космических комплексах, предназначенных для полётов за пределы низкой околоземной орбиты. Предложена имитационная модель, которая позволяет оценивать качество подготовки космонавтов с использованием разработанных технологий, что даёт основание выбирать из них те, которые наиболее пригодны для обеспечения пилотируемых миссий. Представлен метод анализа эффективности предлагаемых технологий, реализация которых должна привести, в свою очередь, к повышению результативности пилотируемых космических полётов.
Статья содержит результаты разработки математической модели динамики цифровой релейной системы управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя пилотируемого транспортного корабля. В основу разработки математической модели системы положены математические модели магнитоэлектрического двигателя (электродвигателя с возбуждением от постоянных магнитов) и двухприводной электромеханической рулевой машины, а также математические модели электромеханических приводов и систем. В статье проводится декомпозиция цифровой релейной электромеханической системы на составляющие функциональные элементы. Проводятся расчёты параметров составляющих функциональных элементов системы. Выполняется агрегирование нелинейной математической модели динамики цифровой релейной электромеханической системы. Приводятся результаты апробации разработанной математической модели динамики такой цифровой релейной электромеханической системы для варианта её эксплуатации с функционированием одного из магнитоэлектрических двигателей рулевой машины и нахождением второго магнитоэлектрического двигателя в «холодном» резерве и для варианта её эксплуатации с функционированием обоих двигателей.
В статье рассматривается вопрос о формировании оптимальной номинальной программы управления маршевой тягой двигательной установки (ДУ) межпланетного космического аппарата (КА), состоящей из нескольких разнотипных электр оракетных двигателей (ЭРД). Критерием оптимизации является минимум расхода рабочего тела при фиксированной длительности перелёта. Определяются: направление тяги ДУ и последовательность включения/выключения отдельных двигателей. На основе принципа максимума Понтрягина получены аналитические выражения для оптимальных программ номинального управления: определены зависимости направления тяги и функции включения/выключения отдельных двигателей от фазовых и сопряжённых координат динамической системы. В качестве примера использования разработанной методики оптимизации рассматривался гелиоцентрический участок перелёта Земля - Марс. Расчёты проводились для прототипа с параметрами, сходными с КА международного проекта «Демокритос», предполагающего использование российской ядерной энергоустановки для обеспечения электроэнергией множества разнотипных ЭРД. Проведено численное решение краевых задач и моделирование движения КА с полученной оптимальной номинальной программой управления для ДУ с двумя типами ЭРД и различной длительностью перелёта. Выполнен анализ зависимости расхода рабочего тела и моторного времени для обоих типов двигателей от требуемой длительности перелёта.
В статье представлены результаты работы по определению технических характеристик межорбитального космического буксира, оснащённого электро-ракетными двигателями и солнечной энергоустановкой. Рассмотрен конструкционный облик космического буксира с электроракетной двигательной установкой мощностью до 200 кВт и возможные варианты энергетической системы на основе солнечной и аккумуляторной батарей. Приведены результаты расчётов параметров четырёх вариантов транспортной операции для обеспечения грузопотока на орбиты высотой ~20 000 км с возвращением космического буксира на опорную орбиту. Показано, что наиболее рациональной является конструкция буксира, не имеющая аккумуляторной батареи для работы электроракетной двигательной установки на теневых участках траектории. При этом транспортную операцию целесообразно выполнять по траектории с минимальной длительностью теневых участков.
ФТИ им. А.Ф. Иоффе разработал вакуумный высоковольтный измерительный стенд, на котором проводятся фундаментальные исследования источников электронов из наноструктурированных материалов. Создана методика определения основных эмиссионных параметров полевых и термополевых эмиттеров в режиме реального времени, одновременно с обработкой масс-спектрометрических данных и эмиссионных картин свечения. Разработан и внедрён алгоритм исследования вакуумных источников электронов. Результатом ресурсных испытаний эмиттеров и катодов на их основе является Паспорт эмиссионных образцов. Предполагается, что широкие возможности созданного программно-управляемого измерительного комплекса, междисциплинарный характер проводимых исследований, а также разработанные и внедрённые передовые методики исследования вакуумных источников электронов позволят внести весомый вклад в развитие космической техники и технологий, которое невозможно без изучения эмиссионных и термоэмиссионных свойств новых материалов, а также технологической оптимизации конструкций на их основе.
Рассмотрены закономерности функционирования системы генерации капель в составе капельного холодильника-излучателя. Предложена методика определения рабочих параметров генератора капель (размера и скорости частиц, величины их угловой расходимости и т. д.), обеспечивающих устойчивое функционирование капельного холодильника-излучателя при выполнении его целевой функции - обеспечении заданного перепада среднемассовой температуры капельного потока. Предложены модели функционирования генераторов капель различных типов. Модели основаны на обобщении результатов экспериментальной отработки генераторов капель различных типов в условиях микрогравитации, а также на результатах теоретического анализа закономерностей протекания различных капиллярных явлений, связанных с процессами запуска и останова системы генерации капель. Выявлены условия устойчивой работы генераторов капель различных типов. Определены оптимальные параметры работы генераторов капель с плоской фильерой, а также с капиллярной форсункой.
Обоснована значимость и актуальность темы, описана постановка комплексной задачи и рациональный путь её поэтапного решения. Алгоритм создания вторичной конструкции космического аппарата построен на основе многолетнего опыта практической работы в области ракетно-космической техники. Итерационный характер процесса разработки обусловлен зависимостью проектных нагрузок от получаемых параметров создаваемой конструкции. Показаны принципы разработки и развития конечно-элементной модели, которая формируется параллельно с конструкцией и играет ключевую роль на всех стадиях работ. Для достижения удовлетворительной точности необходима корректировка модели по результатам определения собственных частот и коэффициентов усиления при экспериментальной отработке. Особенности моделей, сложности их построения и верификации показаны на конкретных примерах разработанных РКК «Энергия» изделий. Единые принципы построения моделей отдельных частей изделия, их совместимость, гарантии достоверности и точности позволяют использовать многоуровневую модель в качестве эффективного инструмента сопровождения эксплуатации изделия, в частности для оценки остаточного ресурса, анализа нештатных ситуаций, модернизации и разработки модификаций. Единообразие в подходе к моделированию может быть достигнуто внесением соответствующих требований в нормативную документацию.
В настоящее время исследование аддитивных технологий в условиях космического пространства является ключевым для решения задач по изготовлению и ремонту конструкций космических аппаратов на месте с минимальной зависимостью от доставки комплектующих с Земли. Анализ исследований, при которых были задействованы методы аддитивных технологий в условиях пониженной гравитации, позволил сделать вывод о возможности и целесообразности применения проволочных технологий 3D-печати в условиях космического полёта. Одним из возможных решений в производстве конструкционных элементов в условиях пониженной гравитации может стать метод проволочной электродуговой технологии аддитивного формирования. Особенность метода заключается в использовании металлической проволоки в качестве филамента, расплавление которого осуществляется под действием электрической дуги. С учётом особенностей проволочной технологии и условий космического пространства были сформированы критерии оценки элементов конструкции пилотируемых космических комплексов, изготовление, обслуживание и ремонт которых возможен методами аддитивных технологий.
В работе кратко описаны цели и задачи планируемого космического эксперимента «Солнце-Терагерц» на борту Российского сегмента Международной космической станции. В частности, эксперимент направлен на изучение излучения Солнца в неисследованном терагерцевом диапазоне на частотах 1012…1013 Гц, получение новых данных о терагерцевом излучении Солнца, солнечных активных областях и солнечных вспышках. Представлены краткие описания тестовых стендов и методик проведения испытаний оптического тракта научной аппаратуры «Солнце-Терагерц». Также проведена оценка влияния внешних температурных условий на работу аппаратуры и стабильность получаемых результатов.
О создании первого номера издаваемого РКК «Энергия» ежеквартального рецензируемого научно-технического журнала «Космическая техника и технологии».
Издательство
- Издательство
- РКК "Энергия"
- Регион
- Россия, Королев
- Почтовый адрес
- 141070, Московская обл, г Королёв, ул Ленина, д 4А
- Юр. адрес
- 141070, Московская обл, г Королёв, ул Ленина, д 4А
- ФИО
- Озар Игорь Яковлевич (Генеральный директор)
- E-mail адрес
- post@rsce.ru
- Контактный телефон
- +7 (495) 5138655