ЭЛЕКТРОРЕАКТИВНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА

Назначение

Изобретение относится к двигательным установкам малой тяги и может быть использовано в космических аппаратах для выполнения операций коррекции орбиты и поддержания орбитальных параметров с высокой точностью.

Уровень техники

В мировой космической практике двигательные установки на базе импульсных плазменных двигателей рассматриваются как перспективные для малых космических аппаратов благодаря таким характеристикам, как компактность, малый вес, малое энергопотребление, а также минимально возможный единичный импульс тяги при высокой стабильности величины этого импульса.

Указанные характеристики нашли, к примеру, свое подтверждение в процессе широкомасштабных испытаний, проводившихся в США с 1968 по 2002 гг. на базе КА различного типа, таких как LES, TIP, навигационных КА NOVA 1,2,3, а также КА ДЗЗ «Е0-1».

Вместе с тем испытания показали, что при использовании импульсных плазменных двигателей должен учитываться такой неблагоприятный фактор, как склонность накопительных конденсаторов в двигателе к перегреву. Указанная склонность связана не столько с джоулевыми потерями в самих конденсаторах, сколько с особенностью конструкции двигателя, в котором ускорительные электроды, имеющие в процессе работы двигателя температуру 140-150°C, находятся в соответствии с электрическими требованиями в тесном тепловом контакте с токовыводами накопительных конденсаторов, максимально допустимая температура которых составляет 85°C, а оптимальная рабочая соответственно не более 50-55°C, что приводит к необходимости периодически отключать двигатель для остывания конденсаторов.

В известной ДУ ЕО-1, например (С. Zakrzwski, S. Benson, P. Sannemann, A Hoskins “On-Orbit Testing of the EO-1 Pulsed Plasma Thruster (PPT), Validation Report” june 23, 2002, опубликовано: (IEEE 002 Pdf), температура накопительного конденсатора достигала заданного предельного значения 54°C на корпусе в течение 40 минут тягового режима и за те же 40 минут его температура снижалась до исходного значения после выключения двигателя.

Для двигателя ЕО-1, входившего в состав системы ориентации космического аппарата, такая цикличность работы, связанная с необходимостью защиты накопительного конденсатора от перегрева, затрудняла выполнение задачи по стабилизации угловых координат космического аппарата.

Другой проблемой, связанной со склонностью импульсных плазменных двигателей к перегреву, является снижение усредненной по времени тяги двигателя и соответственно увеличение затрат времени на проведение коррекций. Это относится, прежде всего, к двигательным установкам, рассчитанным на большой объем орбитальных маневров, когда из-за малой тяги двигательной установки с импульсным плазменным двигателем длительность проведения коррекций может составить величину, неприемлемую для эффективной эксплуатации космического аппарата на орбите.

Отсюда следует, что для эффективных двигательных установок с импульсным плазменным двигателем должны предусматриваться способы снижения тепловых потоков к накопительным конденсаторам от тепловыделяющих элементов двигателя и прежде всего от ускорительных электродов.

Известен, например, импульсный плазменный ускоритель (патент РФ №2253953), в котором ускорительные электроды являются частью токоразрядных шин, связывающих эти электроды с токовыводами накопительных конденсаторов, при этом катодная шина является одновременно корпусом накопителя энергии и выделившееся в катодном ускорительном электроде тепло может через указанный корпус отводиться на корпус КА. При этом тепловая мощность от анодного ускорительного электрода через тот же корпус накопителя энергии может также отводиться на корпус космического аппарата, поскольку анодная шина прижата к корпусу накопителя энергии через тонкую электроизолирующую прокладку.

В таком конструктивном варианте задача защиты конденсаторов от перегрева решается лишь частично, т.к. тепловая мощность отводится на корпус КА от ускорительных электродов не на прямую, а через нагрев корпуса накопителя энергии и соответственно через нагрев содержащихся в этом корпусе конденсаторов. В таком варианте конструкции, кроме того, корпус двигателя находится под отрицательным потенциалом, что осложняет его использование в космических аппаратах.

Известен импульсный плазменный двигатель АИПД-155, разработанный в России для малого спутника «Союз-Сат-0» (Н. Антропов, Ю. Даньшов, Г. Дьяконов, Б. Кабелев, С. Лысый, Н. Любанская, В. Меньшиков, Г. Попов, С. Семенихин, В. Тютин, В. Яковлев. «Абляционный импульсный плазменный двигатель для малого спутника «Союз-Сат-0». Доклад на Международной конференции по космическим двигателям (Space Propulsion 2012) Бордо, Франция, 7-10 мая 2012 г.

Двигатель АИПД-155 является наиболее близким аналогом к предлагаемому изобретению. Его отличительной особенностью является повышенный суммарный импульс тяги при эффективных массо-габаритных параметрах.

Двигатель АИПД-155 содержит два однонаправленных и размещенных друг под другом ускорителя с ускорительными электродами, боковыми шашками рабочего тела и торцевым керамическим изолятором. Каждый ускоритель связан со своим узлом подачи, содержащим две шашки рабочего тела в форме сегментов кольца и два толкателя в виде пружины скручивания и прижимных рычагов. Узлы подачи обеспечивают боковую подачу шашек рабочего тела в разрядную полость ускорителя. Между ускорителями размещен блок накопителя энергии с плоской передней панелью для крепления накопительных конденсаторов. На этой панели закреплены со стороны лицевой стенки два блока инициирования разряда. К лицевой поверхности передней панели прилегают катодная и анодная шины, закрепленные на токовыводах накопительных конденсаторов и связанные с ускорительными электродами.

Пакет, состоящий из анодной и катодной шин и электроизолирующих прокладок, прижат к передней панели для отвода тепловой мощности от шин к панели.

Двигатель крепится к корпусу космического аппарата с помощью двух кронштейнов, жестко соединенных с боковыми торцами передней панели.

Недостатком двигателя АИПД-155 являются факторы, связанные с неэффективностью теплоотвода, что приводит с одной стороны к повышенной температуре элементов двигателя с соответствующим снижением надежности, а с другой стороны к необходимости периодических отключений двигателя для остывания и соответственно к увеличению затрат времени на проведение коррекций.

Так, из-за температурных ограничений основным режимом двигателя, способным к длительной работе, был выбран режим с тягой 1.44 мН, при котором суммарные затраты времени на проведение коррекций составят 250 суток, т.е. 13,5% от 5-летнего времени срок активного существования, что существенно снижает эффективность эксплуатации КА на орбите.

Неэффективность теплоотвода АИПД-155 связана с тем, что он контактирует с корпусом космического аппарата только кронштейнами с очень большим тепловым сопротивлением, вследствие чего теплоотвод от двигателя к космическому аппарату может происходить только через радиационное излучение. Кроме того, все тепловые потоки двигателя, включая тепловыделение в блоках инициирования разряда, стекаются к передней панели, на которой закреплены накопительные конденсаторы, а также непосредственно к токовыводам конденсаторов. В результате под наибольшими тепловыми нагрузками оказываются те самые элементы двигателя, которые отличаются пониженной стойкостью к этим нагрузкам.

Целью настоящего изобретения является обеспечение высокой надежности электрореактивной двигательной установки за счет эффективной системы теплоотвода. К тому же комфортные температурные условия также обеспечат возможность работы в длительном тяговом режиме без отключений на остывание, т.е. сократится время выполнения маневра.

Раскрытие изобретения

Электрореактивная двигательная установка выполнена на базе плазменного двигателя с твердым рабочим телом. Она содержит два ускорителя с ускорительными электродами и торцевым керамическим изолятором, два узла подачи с шашками рабочего тела и пружинными толкателями, блок накопительных конденсаторов, анодную и катодную шины, блок питания и управления и два блока инициирования разряда.

Ускорители являются однонаправленными и размещаются друг под другом. Один узел подачи связан с верхним ускорителем, другой - с нижним. Блок накопительных конденсаторов размещен между верхним и нижним ускорителями и содержит плоскую переднюю панель, на которую выходят токовыводы накопительных конденсаторов, причем сами конденсаторы крепятся к передней панели слоем заливочного компаунда, покрывающего токовыводы с закрепленными на них катодной и анодной шинами.

Узел подачи конструктивно выполнен в виде жесткого металлического каркаса с плоским основанием и полостью для размещения двух шашек рабочего тела и двух толкателей в виде пружин сжатия. В каркасе, в той его части, которая прилегает к ускорителю, имеется свободная зона, в которой закреплена электроизоляционная вставка с окнами для вывода ускорительных электродов. На плоском основании каркаса закреплен блок инициирования разряда.

Анодная и катодная шины в части, прилегающей к ускорителю, соединены с анодным и катодным ускорительными электродами, причем катодная шина перед местом соединения с ускорительным электродом прилегает к задней стенке торцевого керамического изолятора. Катодная и анодная шины в зоне, прилегающей к вертикальной оси симметрии, прижаты друг к другу через электроизоляционную теплопроводящую прокладку.

Сущность изобретения заключается во введении в конструкцию двигательной установки конструктивных элементов, направленных на увеличение эффективности теплоотвода от нагреваемых узлов. Это - крепежная рама, на которой закреплена сама установка, и две тепловые трубы. Конфигурация крепежной рамы обеспечивает удобное крепление двигательной установки на корпусе космического аппарата с плотным прилеганием по одной из плоскостей, со стороны которой в этой раме выполнено окно под размер блока питания и управления, благодаря чему этот блок имеет возможность прижатия своей теплонапряженной стенкой к стенке космического аппарата (через теплопроводящую прокладку). А тепловая труба является базовым элементов для теплоотводящих узлов, один из которых связан с верхним ускорителем, другой с нижним. Каждый из теплоотводящих узлов состоит из торцевого керамического изолятора, охлаждаемого участка катодной шины, электроизоляционной теплопроводящей прокладки и испарительной части тепловой трубы, которая другой (конденсационной) частью закреплена на крепежной раме в месте ее прилегания к космическому аппарату. Все перечисленные элементы теплоотводящего узла прижаты друг к другу для снижения контактного теплового сопротивления.

Узлы подачи крепятся к кромкам передней панели блока конденсаторов и раме, образуя жесткий виброустойчивый корпус двигательной установки.

Электроизоляционные теплопроводящие прокладки, размещенные между охлаждаемым участком катодной шины и тепловой трубой, а также между катодной и анодной шинами выполнены из материала, обладающего упругими свойствами для обеспечения плотного прилегания теплопередающих поверхностей.

Перечень графических фигур

Фиг. 1. Электрореактивная двигательная установка (вид спереди без слоя заливочного компаунда).

Фиг. 2. Электрореактивная двигательная установка со снятыми крышками в узле подачи и снятыми защитными экранами в ускорителях.

Фиг. 3. Электрореактивная двигательная установка (вид сзади).

Фиг. 4. Ускоритель с защитным экраном.

Фиг. 5. Теплоотводящий узел.

Осуществление изобретения

Электрореактивная двигательная установка содержит два однонаправленных и размещенных друг под другом ускорителя 1, каждый из которых закреплен на прилегающем к нему узле подачи 2. Ускоритель 1 содержит ускорительные электроды (катод 3, анод 4), торцевой керамический изолятор 5 и торцевые части 6 шашек рабочего тела 7 (фиг. 1 и 4).

Каждый из узлов подачи связан со своим ускорителем и содержит две шашки рабочего тела 7 из фторопласта (фиг. 3), которые задними торцами упираются в пружинные толкатели 8, а передними торцами входят в полость ускорителя 1. В катоде 3 имеется отверстие, в котором закреплена керамическая трубка с электродами инициирования разряда 9.

Элементы ускорителя отделены от окружающего пространства стенками тонкостенного экрана 10 (фиг. 2). На плоском основании 11 узла подачи закреплен блок инициирования разряда 12. Блок накопительных конденсаторов 13 содержит конденсаторы 14, закрепленные заливочным компаундом на передней панели 15 блока 13 (фиг. 3).

Токовыводы 16 (фиг. 1) конденсаторов 14 выходят со стороны лицевой поверхности панели 15 и крепятся к шинам 17. На входе в ускоритель 1 шины 17 имеют отводы, к которым крепятся ускорительные электроды 3, 4. Отводная часть 18 катодной шины (фиг. 5) прилегает к торцевому керамическому изолятору 5 (с выемкой в нем, видимой на фиг.5) и образует вместе с электроизоляционной теплопроводящей прокладкой 19 и испарительной частью тепловой трубы 20 теплоотводящий узел (фиг.5). Элементы этого узла прижаты друг к другу с помощью пластинчатой пружины 21.

Тепловая труба 22 своей конденсационной частью 23 закреплена на крепежной раме 24. В окне рамы 24 размещена теплонапряженная стенка блока питания и управления 25 (фиг. 3). Плоская поверхность этой стенки параллельна плоской поверхности полок 26, которые являются элементами крепежной рамы 24.

В узле подачи в месте, прилегающем к ускорителю, закреплены электроизоляционная вставка 27 для вывода ускорительного электрода-катода 3 и электроизоляционная вставка 28 для вывода ускорительного электрода - анода 4.

Электрореактивная двигательная установка работает следующим образом. В блоке питания и управления 25 бортовое напряжение космического аппарата преобразуется в рабочее напряжение (1200…1500 В), которое подается в блок накопительных конденсаторов 13 и через шины 17 создает ждущее рабочее напряжение на электродах 3, 4. Вырабатываемые в блоках инициирования разряда 12 импульсы высокого напряжения подаются на электроды инициирования разряда 9 и производят разряд малой мощности между ними. Появившиеся в результате этого разряда заряженные частицы и плазма создают необходимые условия для осуществления основного разряда между ускорительными электродами 3, 4. Основной разряд нагревает до высокой температуры поверхность торцов 6 шашек рабочего тела 7, вследствие чего рабочее тело с поверхности торцов 6 испаряется (аблирует), а выделяемая при этом газовая фаза под воздействием электронов основного разряда превращается в плазменное состояние и разгоняется в электромагнитном поле разрядной цепи до высоких скоростей (12…15 км/с), создавая требуемый тяговый импульс. В зависимости от того, на какой из блоков 12 подается импульс высокого напряжения, производится включение соответствующего ускорителя.

Главные источники тепловой мощности ускорительные электроды 3, 4 находятся вдали от места контакта двигательной установки с космическим аппаратом и одновременно имеют тесный тепловой контакт с накопительными конденсаторами 14 через шины 17. Введенные в состав двигательной установки теплоотводящие узлы обеспечивают за счет использования тепловых труб 22 отвод опасных тепловых потоков непосредственно к крепежной раме 24 и от нее к космическому аппарату.

Теплоотдающие узлы работают следующим образом. Выделяющаяся на ускорительном катоде 3 тепловая мощность передается в теплоотводящем узле от катодной шины 18 через прокладку 19 к испарительной части тепловой трубы 20 и через нее к раме 24 и далее - на корпус космического аппарата. Тем же путем отводится тепло от торцевого изолятора 5 и от ускорительного анода 4. В первом случае тепло подается на шину 18 через контактное сопротивление между изолятором 5 и шиной 18, во втором случае через прокладку 29, разделяющую катодную и анодную шины в зоне вертикальной оси симметрии двигательной установки.

В блоке питания и управления 26 выделяется значительная тепловая мощность. Поэтому в двигательной установке предусмотрен теплоотвод от этого блока непосредственно на корпус космического аппарата через теплопроводящую прокладку. При этом блок питания и управления 26 крепится на раме 24, а прижатие его к посадочному месту осуществляется в процессе закрепления двигательной установки на корпусе космического аппарата.

Введение в двигательную установку пружин сжатия 8 в качестве толкателей вместо пружинно-рычажной конструкции этих толкателей в прототипе позволяет разместить блоки инициирования разряда 12 в нише, образованной внутренними боковыми стенками шашек 7 рабочего тела. Это позволяет повысить компактность двигательной установки и приблизить блоки инициирования разряда 12 к посадочному месту на космическом аппарате, обеспечив этим лучшие условия для теплоотвода.

Таким образом, за счет эффективной системы теплоотвода обеспечиваются комфортные температурные условия, что определяет высокую надежность, а также возможность работы в длительном тяговом режиме без отключений на остывание, что в целом обеспечивает сокращение времени выполнения маневра.