Об энергетической эффективности электротермического двигателя с дополнительным подводом тепла для малого космического аппарата

 
Код статьиS000233100003220-6-1
DOI10.31857/S000233100003220-6
Тип публикации Статья
Статус публикации Опубликовано
Авторы
Аффилиация: Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана
Адрес: Российская Федерация, Москва
Аффилиация: Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана
Адрес: Российская Федерация, Москва
Аффилиация: Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана
Адрес: Российская Федерация, Москва
Аффилиация: Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва
Адрес: Российская Федерация, Королев
Аффилиация: АО «Научно-производственная корпорация «Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы» им. А.Г. Иосифьяна»
Адрес: Российская Федерация, Москва
Аффилиация: АО «Научно-производственная корпорация «Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы» им. А.Г. Иосифьяна»
Адрес: Российская Федерация, Москва
Аффилиация: Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана
Адрес: Российская Федерация, Москва
Название журналаИзвестия Российской академии наук. Энергетика
ВыпускВыпуск 5
Страницы92-100
Аннотация

Статья посвящена проблеме повышения эффективности электроракетного двигателя (ЭРД) в условиях ограниченной электрической мощности малого космического аппарата (КА). Применяемые электростатические ЭРД для получения тяги 100 мН требуют электрической мощности 1,5–2 кВт, они используют в качестве рабочего тела ксенон, запасы которого на борту при сроке активного существования КА 5 лет достигают 200–240 кг. Поэтому актуален становится вопрос о совершенствовании рабочего процесса маломощных ЭРД, в том числе электротермических.

Проведено термодинамическое исследование рабочего процесса электротермического двигателя (ЭТД) с дополнительным подводом энергии и получены результаты относительно диапазона удельных импульсов такого ЭРД в условиях ограниченной электрической мощности энергоустановки (до 500 Вт) малого КА массой до 500 кг. В исследовании определены величины потребных скоростей истечения рабочего тела, тяги, выполнены оценки геометрии ЭТД с дополнительным подводом тепла. Проведено сравнение с ЭРД электростатического типа и плазменными.

Ключевые словаэлектротермический двигатель, дополнительный подвод энергии, тепловая камера, скорость истечения, температура, рабочее тело, высокочастотный нагрев
Дата публикации10.01.2019
Цитировать   Скачать pdf Для скачивания PDF необходимо авторизоваться
Размещенный ниже текст является ознакомительной версией и может не соответствовать печатной.

всего просмотров: 1107

Оценка читателей: голосов 0

1. Макриденко Л.А., Волков С.Н., Ходненко В.П., Золотой С.А. Концептуальные вопросы создания и применения малых космических аппаратов // Вопросы электромеханики. 2010. Т. 114. С. 15–26.

2. Гродзовский Г.Л., Иванов Ю.Н., Токарев В.В. Механика космического полета: Пробле‑ мы оптимизации. М.: Наука, 1975. 702 с.

3. Гусев Ю.Г., Пильников А.В. Роль и место электроракетных двигателей в Россий‑ ской космической программе // Электронный журнал «Труды МАИ». Вып. № 60. www.mai.ru/science/trudy/.

4. Гришин С.Д., Лесков Л.В., Козлов Н.П. Электрические ракетные двигатели. М.: Машиностроение, 1975. 272с.

5. Ярыгин В.И., Ружников В.А., Синявский В.В. Космические ядерные энергетические установки: прошлое, настоящее, будущее. Ч. I / Космические ядерные энергетиче‑ ские установки первого поколения. Обнинск: Изд. ИАТЭ НИЯУ МИФИ, 2012. 50 с.

6. Garrigues L. Study of a Hall effect thruster working with ambient atmospheric gas as propellant for low earth orbit missions // Тhe 32nd International Electric Propulsion Conf. IEPC‑2011-142. Wiesbaden, Germany. September 11–15, 2011.

7. Diamant K.D. A 2-Stage Cylindrical Hall Thruster for Air Breathing Electrical Propulsion // 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conf. and Exhibit. AIAA Paper 2010–6522. 2010.

8. Patent, WO 03/098041 A2. 2003. Hruby V., Pote B., Brogan T., Hohman K., Szabo J., Rostler P. Air Breathing Electrically Powered Hall Effect Thruster.

9. Алемасов В.Е., Дрегалин А.Ф., Тишин А.П. Теория ракетных двигателей. М.: Машино‑ строение, 1989. 465 с.

10. Васильев А.П. и др. Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей / Под ред. В.М. Кудрявцева. М.: Высшая школа, 1983. 703 с.

11. Макриденко Л.А., Геча В.Я., Сидняев Н.И., Онуфриев В.В., Говор С.А. Определение вы‑ сотных характеристик электрических ракетных двигателей космического аппарата методами планирования эксперимента // Проблемы управления. 2017. № 1. С. 75–85.

Система Orphus

Загрузка...
Вверх