УДК 629.7.064.5

Инв. № _______

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ ТА НАУКИ УКРАЇНИ

Національний аерокосмічний університет

ім. М.Є. Жуковського

«Харківський авіаційний інститут»

Кафедра двигунів та енергоустановок ЛА

Проектування плазмово-іонного двигуна

РОЗРАХУНКОВО - ПОЯСНЮВАЛЬНА ЗАПИСКА

до проекту за курсом «Основи теорії та функціонування плазмових прискорювачів і енергетичних установок»

ХАИ.441.06.КР.11.ПЗ.00.00

Виконала

студентка гр.xxxxxx

xxxxxxxx.

Консультант

xxxxxxxxxx.

Нормоконтроль

xxxxxx.

Харків 2006

СОДЕРЖАНИЕ

СОДЕРЖАНИЕ 2

РЕФЕРАТ 4

ПЕРЕЧЕНЬ УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ, СИМВОЛОВ, СОКРАЩЕНИЙ И ТЕРМИНОВ 5

ВВЕДЕНИЕ 11

Задание 13

1 Расчет тяги ЭРД и определение его электрической мощности 14

2 Разработка и описание теоретического чертежа размещения ЭРД на спутнике 17

3 Разработка функциональной схемы двигательного блока. Описание схемы 18

4 Инженерный расчёт ПИД 20

4.1 Принцип работы ПИД и схема его расчета 20

4.2 Выбор рабочего тела для ПИД 21

4.3 Расчет параметров ионно-оптической системы 22

4.4 Расчет параметров газоразрядной камеры ПИД 27

4.5 Расчёт магнитного поля в ПИД 30

5 Разработка и описание теоретического чертежа двигателя 37

6 Расчёт системы хранения и подачи рабочего тела 39

6.1 Разработка и описание функциональной схемы системы хранения и подачи рабочего вещества 39

6.2 Определение основных параметров бака для хранения рабочего вещества 40

6.3 Расчет проектных параметров ресивера 43

6.4 Расчет проектных параметров термодросселя 46

6.5 Расчет проектных параметров жиклера 47

7 Описание функциональной схемы системы электропитания ПИД 49

8 Разработка и описание теоретического чертежа двигательного блока 50

9 Разработка циклограммы энергопотребления 51

Выводы 53

Перечень ссылок 54

Приложение 55

РЕФЕРАТ

Страниц — 52, таблиц — 2, рисунков — 3.

Объектом разработки данного проекта является двигательная установка для стабилизации параметров орбиты космического аппарата, целевым направлением которого является наблюдение за поверхностью Земли.

Цель работы – спроектировать электрореактивную двигательную установку на базе плазменно-ионного движителя. В процессе разработки использовались рекомендованные методики.

Произведен расчет параметров и геометрических размеров плазменно-ионного движителя. Разработаны система хранения и подачи рабочего вещества (ксенона), описано функционирование двигательного блока. В соответствии с расчетами разработаны чертежи двигательного блока.

Космический аппарат, плазменно-ионный движитель, ионно-оптическая система, газоразрядная камера, магнитное поле, электрод, катод, ресивер, бак, потенциал ионизации, ускоряющее напряжение, эффективная площадь движителя, плотность тока, цена иона, тяга движителя, массовый расход рабочего тела, удельный импульс движителя, время работы движителя.

ПЕРЕЧЕНЬ УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ, СИМВОЛОВ, СОКРАЩЕНИЙ И ТЕРМИНОВ

а – радиус орбиты космического аппарата относительно центра земли, км;

B – индукция магнитного поля,

- ширина полюсных наконечников,

- цена иона, эВ/ион;

– коэффициент аэродинамического сопротивления;

- расстояние между электродами ионно-оптической системы, мм;

- диаметр бака,

- диаметр движителя, м;

- диаметр проволоки соленоида,

- диаметр ресивера,

- характерный диаметр космического аппарата, м;

- допускаемая напряжённость электрического поля между электродами, В/см;

G – геометрический параметр ионно-оптической системы;

h – высота орбиты относительно поверхности Земли, км;

- ток соленоида,

- электронный ток с катода, А;

- ток ионного пучка, А;

- разрядный ток в газоразрядной камере, А;

- удельный импульс движителя, м/с;

- плотность тока, А/ ;

- плотность тока соленоида,

- коэффициент использования массы;

k_з – гравитационный параметр Земли, км³/с²;

k_рт коэффициент, учитывающий потерю рабочего тела при хранении;

- характерный размер камеры, длина разрядной камеры движителя,

- масса конструкции бака,

- масса заправленного бака,

- масса конструкции ресивера,

- необходимый запас рабочего тела, кг;

- полная масса рабочего вещества в ресивере,

- текущая масса рабочего вещества в ресивере,

- масса рабочего вещества покинувшего объём ресивера,

- масса рабочего вещества, находящегося в ресивере в момент его заполнения,

- секундный массовый расход рабочего тела, кг/с;

- поступление массы рабочего вещества в ресивер в единицу времени, кг/с;

- число катушек соленоида;

- мощность, потребляемая двигательной установкой, Вт;

- средняя потребляемая мощность нагрузки, Вт;

- установившаяся мощность солнечной батареи, Вт;

- число включений и включений электроклапана;

- плотность ионов, количество ионов в единице объёма, 1/ ;

- плотность электронов, количество электронов в единице объёма, 1/ ;

- число отверстий в ионно-оптической системе;

- критическое давление, при котором происходит фазовый переход р.т.,

- максимальное давление, которое может быть достигнуто в ресивере,

- тяга электроракетного движителя, Н;

- первеанс,

- давление внутри ресивера,

- давление внутри движителя,

- принимаемое давление хранения р.т.,

- универсальная газовая постоянная, Дж·М/К;

R_атм - сила сопротивления атмосферы на заданной орбите;

- радиус Земли, км;

- ларморовский радиус электронов,

- ларморовский радиус ионов,

- радиус наконечника катода,

- расстояние от оси движителя до полюсных наконечников,

- больший радиус тора, ресивера,

- характерный размер отверстия в электродах, м;

- меньший радиус тора, ресивера,

- площадь боковой поверхности бака,

- площадь боковой поверхности ресивера,

- площадь отверстий в ионно-оптической системе, ;

- полная площадь сечения ПИД, м ;

- площадь проволоки соленоида,

- характерная площадь поперечного сечения космического аппарата, ;

- эффективная площадь сечения движителя, м ;

T - период обращения спутника вокруг Земли, с;

- критическая температура, при которой происходит фазовый переход р.т.,

- температура максвелловских электронов, К;

- температура, до которой бак может разогреться в условиях космического пространства,

- максимальная температура, до которой ресивер может разогреться в УКП,

- температура внутри ресивера,

- принимаемая температура хранения р.т.,

- время заполнения всего объёма ресивера, с;

- время цикла работы ресивера, с;

- ускоряющее напряжение между электродами ионно-оптической системы, В;

- объём бака,

- скорость истечения рабочего тела, ;

- скорость космического аппарата на орбите, км/с;

- объём ресивера,

- характеристическая скорость космического аппарата на орбите, км/с;

Xe – ксенон, рабочее тело движителя;

- напряжение разряда в газоразрядной камере, эВ;

- число ампер витков одной катушки;

- суммарное число ампер витков;

α – выработка рабочего тела из бака;

- коэффициент складирования;

- минимальная толщина стенки бака,

- минимальная толщина стенки ресивера,

- толщина ускоряющего электрода ионно-оптической системы, мм;

- толщина экранного электрода ионно-оптической системы, мм;

- толщина стенки ресивера,

- прозрачность электродов;

- коэффициент полезного действия движителя;

- плотность композиционного материала, из которого изготовлен бак,

– плотность воздуха на заданной орбите, кг/м³;

- плотность материала ресивера,

- предел текучести,

- предел прочности,

- время существования космического аппарата, с;

- максимальное время нахождения космического аппарата в тени Земли, с;

- минимальное время нахождения космического аппарата на световом участке, с;

- потенциал ионизации рабочего тела, эВ;

- первый потенциал возбуждения рабочего тела, эВ;

ГРК – газоразрядная камера;

ДУ – двигательная установка;

ИОС – ионно-оптическая система;

ИСЗ – искусственный спутник Земли;

КА – космический аппарат;

КЛА – космический летательный аппарат;

КМ – композиционный материал;

КПД – коэффициент полезного действия;

ПИД – плазменно-ионный движитель;

СХПРТ – система хранения и подачи рабочего тела;

УКП – условия космического пространства;

ЭРД – электроракетный движитель;

ЭРДУ - электроракетная двигательная установка.

ВВЕДЕНИЕ

Развитие космических систем различного назначения позволяет в настоящее время ставить и решать многие научно-технические, оборонные и народнохозяйственные задачи непосредственно в космосе

В настоящие время главное внимание уделяется разработкам ЭРДУ для выполнения следующих задач:

• стабилизация спутников: компенсация внешних возмущающих сил, вызываемых микрометеоритами, градиентами гравитационных полей и давлением солнечной радиации, компенсация внутренних возмущений, вызываемых движущимися элементами спутника, в том числе различными маховичными системами;

• орбитальные: коррекция ошибок в запуске, компенсация гравитационных сил, вызванных несферичностью Земли, и давления солнечной радиации.

• в интересах народного хозяйства: использование околоземного пространства для практических задач совершенствования связи, метеорологии, навигации, геодезии, разведки полезных ископаемых, мобилизации дополнительных сельскохозяйственных ресурсов.

Электрореактивные двигатели (ЭРД) открыли новое направление в космическом двигателестроении. ЭРД отличаются от существующих космических двигателей, работающих на химических топливах, более высокой экономичностью, но одновременно значительно меньшей тяговооружённостью, возможностью получения малых единичных импульсов, большим числом включений. Вместе с тем разделение источников энергии и рабочего вещества в ЭРД и использование электромагнитного поля для ускорения рабочего вещества позволяет значительно (на один-два порядка) увеличить удельный импульс, а соответственно и экономичность ЭРД по сравнению с химическими реактивными двигателями. Это предопределяет области применимости ЭРДУ для космических летательных аппаратов с большими временами активного функционирования (5-10 лет).

Задание

Спроектировать электрореактивную двигательную установку на базе плазменно-ионного движителя для ориентации орбиты искусственного спутника Земли.