Двигательная установка космического летательного аппарата и способ

Группа изобретений относится к космической технике. Космическая двигательная установка (100) изобретения содержит, по меньшей мере, электростатический ракетный двигатель (101) малой тяги, по меньшей мере, с первой электрической нагрузкой; омический ракетный двигатель (102); контур (104) подачи жидкого ракетного топлива и цепь (103) подачи электрической мощности, содержащую, по меньшей мере, первую линию (131) подачи электрической мощности и первый переключатель (114-1, 114'-1, 114''-1) для выбора между соединением упомянутой первой линии (131) подачи электрической мощности с омическим ракетным двигателем (102) и соединением упомянутой первой линии (131) подачи электрической мощности с упомянутой первой электрической нагрузкой электростатического ракетного двигателя (101) малой тяги. Способ движения в космосе включает в себя этап переключения для выбора первого режима движения, в котором активируется омический ракетный двигатель (102), или второго режима движения, в котором активируется электростатический ракетный двигатель (101) малой тяги. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение двух режимов движения с высоким и малым удельным импульсом. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Уровень техники

Настоящее изобретение относится к области техники движения в космосе.

В этой области техники электроракетные двигатели малой тяги становятся все более и более распространенными, в частности, для управления пространственным положением и орбитой космического летательного аппарата. В частности, различные типы электроракетного двигателя малой тяги приспособлены обеспечивать удельный импульс, который, как правило, больше удельного импульса традиционных химических или ракетных двигателей на холодном газе, таким образом, делая возможным снижение потребления жидкого ракетного топлива для некоторых маневров, тем самым, увеличивая срок эксплуатации и/или полезную нагрузку космического летательного аппарата.

Среди различных типов электроракетных двигателей малой тяги известны две категории, в частности: так называемые термоэлектрические ракетные двигатели малой тяги, в которых жидкое ракетное топливо нагревается электрическим образом перед расширением в реактивном сопле, и так называемые электростатические ракетные двигатели малой тяги, в которых реактивное топливо ионизируется и ускоряется непосредственно посредством электрического поля. Среди термоэлектрических ракетных двигателей малой тяги существуют, в частности, такие, которые известны как "омические ракетные двигатели", в которых тепло передается жидкому ракетному топливу, посредством, по меньшей мере, одного резистора, нагреваемого посредством эффекта Джоуля. Кроме того, среди электростатических ракетных двигателей малой тяги существуют, в частности, так называемые ракетные двигатели на "эффекте Холла". В таких ракетных двигателях, также известных как плазменные двигатели с дрейфом электронов или как стационарные плазменные двигатели, электроны, испускаемые катодом эмиттера, захватываются магнитным полем, генерируемым катушками, находящимися вокруг и в центре выпускного канала круглого сечения, таким образом, формируя виртуальную катодную решетку в конце выпускного канала. Жидкое ракетное топливо (типично ксенон в газообразном состоянии) впрыскивается в конец выпускного канала, и электроны, выпускаемые из виртуальной катодной решетки по направлению к аноду, находящемуся в конце выпускного канала, ударяют молекулы жидкого ракетного топлива, тем самым, ионизируя его, так что оно в результате ускоряется по направлению к виртуальной катодной решетке посредством электрического поля, которое присутствует между решеткой и катодом, перед нейтрализацией другими электронами, испускаемыми катодом эмиттера. Типично, для того, чтобы гарантировать, что электроны испускаются от катода, катод нагревается электрическим образом.

Кроме того, ракетные двигатели на эффекте Холла не только являются ракетными двигателями малой тяги, которые включают аналогичные катоды эмиттера. Другим примером электростатического ракетного двигателя малой тяги с аналогичным катодом является высокоэффективный многоступенчатый плазменный ракетный двигатель малой тяги (HEMP), который описан, например, Х.-П. Германном, Н. Кохом и Г. Корнфельдом в "Low complexity and low cost electric propulsion system for telecom satellites based on HEMP thruster assembly", IEPC-2007-114, 30-я Международная конференция по электродвижению, Флоренция, Италия, 17-20 сентября 2007 года. В таком HEMP-ракетном двигателе малой тяги ионизированное жидкое ракетное топливо ускоряется посредством электрического поля, формируемого между анодом и множеством виртуальных катодных решеток, сформированных электронами, захваченными в магнитных полях множества постоянных магнитов. В целом, все электростатические ракетные двигатели малой тяги включают в себя катод эмиттера, по меньшей мере, для нейтрализации жидкого ракетного топлива ниже по потоку от ракетного двигателя малой тяги.

Электростатические ракетные двигатели малой тяги делают возможным получение удельных импульсов, которые являются особенно высокими по сравнению с другими типами ракетных двигателей малой тяги, включающими в себя термоэлектрические ракетные двигатели малой тяги. Напротив, их тяговое усилие очень мало. Таким образом, были предложены космические двигательные установки, объединяющие электростатические ракетные двигатели малой тяги для медленных маневров, таких как, например, поддержание орбиты или разгрузка гиродинов, и ракетные двигатели малой тяги других типов для маневров, которые требуют более значительного тягового усилия. Таким образом, М. Де Тата, П.-Е. Фригот, С. Бикманс, Г. Леберштед, Д. Биррек, А. Димейр и П. Ратсман и "SGEO development status and opportunities for the EP-based small European telecommunications Platform", IEPC-2011-203, 32-а Международная конференция по электродвижению, Висбаден, Германия, 11-15 сентября 2011 года, и С. Неклерио, Дж. Сото Сальвадор, Е. Сач, Р. Авенсуэла и Р. Перец Вара в "Small GEO xenon propellant supply assembly pressure regulator panel: test results and comparison with ECOSIMPRO predictions" SP2012-2355255, 3-я Международная конференция по космическому движению, Бордо, 7-10 мая 2012 года, описывают космическую двигательную установку для небольших геостационарных спутников, содержащих как электростатические ракетные двигатели малой тяги, так и ракетные двигатели на холодном газе, питаемые общим контуром подачи жидкого ракетного топлива. Тем не менее, поскольку удельный импульс ракетных двигателей на холодном газе очень ограничен, они потребляют большой объем жидкого ракетного топлива для маневров с большим тяговым усилием, приводя в результате к тому, что система является достаточно сложной.

Цель и сущность изобретения

Настоящее изобретение пытается исправить эти недостатки. В частности, это изобретение пытается предложить космическую двигательную установку, которая делает возможным обеспечение, по меньшей мере, первого режима движения с высоким удельным импульсом и низким тяговым усилием, и второго режима движения с более высоким тяговым усилием, но более низким удельным импульсом, чем в первом режиме движения, но с удельным импульсом, который, тем не менее, больше удельного импульса, который может быть предоставлен ракетными двигателями на холодном газе, и делает это с помощью цепи подачи электрической энергии, которая является относительно простой.

По меньшей мере, в одном варианте осуществления эта цель достигается посредством того, что двигательная установка содержит электростатический ракетный двигатель малой тяги, по меньшей мере, с первой электрической нагрузкой; омический ракетный двигатель; контур подачи жидкого ракетного топлива; и цепь подачи электроэнергии, содержащую, по меньшей мере, первую линию подачи электрической мощности и первый переключатель для переключения между соединением упомянутой первой линии подачи электрической мощности с омическим ракетным двигателем и соединением упомянутой первой линии подачи электрической мощности с упомянутой первой электрической нагрузкой электростатического ракетного двигателя малой тяги. Использование омического ракетного двигателя делает возможным получение удельного импульса, который больше удельного импульса ракетных двигателей на холодном газе, в то же время продолжая совместно использовать, по меньшей мере, некоторые из контуров подачи жидкого ракетного топлива для подачи жидкого ракетного топлива как к электростатическому ракетному двигателю малой тяги, так и к омическому ракетному двигателю. Одновременно, первый переключатель делает возможным снабжение электропитанием омического ракетного двигателя от той же линии подачи электрической мощности, которая может альтернативно быть использована для питания первой электрической нагрузки электростатического ракетного двигателя малой тяги, тем самым, упрощая цепь подачи электрической мощности.

В частности, упомянутая первая электрическая нагрузка электростатического ракетного двигателя малой тяги может содержать нагревательный элемент для нагрева катода эмиттера упомянутого электростатического ракетного двигателя малой тяги. Нагревательные элементы таких катодов эмиттера и нагревательные элементы омического ракетного двигателя могут состоять из резисторов, и упомянутый первый переключатель может служить для выбора между соединением упомянутой первой линии подачи электрической мощности, без какого-либо преобразования или трансформации тока или напряжения, с резистором, формирующим нагревательный элемент омического ракетного двигателя, и соединением упомянутой первой линии подачи электрической мощности, без какого-либо преобразования или трансформации тока или напряжения, с резистором, формирующим нагревательный элемент катода эмиттера упомянутого электростатического ракетного двигателя малой тяги.

Для того, чтобы управлять подачей жидкого ракетного топлива к электростатическому ракетному двигателю малой тяги и омическому ракетному двигателю, упомянутый контур подачи жидкого ракетного топлива включает в себя, по меньшей мере, один клапан для питания электростатического ракетного двигателя малой тяги и, по меньшей мере, один клапан для питания омического ракетного двигателя. В частности, двигательная установка может дополнительно содержать, по меньшей мере, одну линию управления открытием клапана и второй переключатель для переключения между соединением упомянутой линии управления открытием клапана с клапаном для питания электростатического ракетного двигателя малой тяги и соединением упомянутой линии управления открытием клапана, по меньшей мере, с одним питающим клапаном омического ракетного двигателя. В зависимости от выбранного режима движения, таким образом, единственная линия управления открытием клапана может быть использована поочередно, чтобы управлять подачей жидкого ракетного топлива либо к электростатическому ракетному двигателю малой тяги, либо к омическому ракетному двигателю, таким образом, упрощая управление клапаном.

Типично, в электростатических ракетных двигателях малой тяги особенно высокое напряжение должно быть установлено между катодом и анодом для того, чтобы генерировать электрическое поле для ускорения ионизированного жидкого ракетного топлива. Это напряжение обычно значительно выше напряжения электрической мощности для нагрева катода эмиттера или напряжения, подаваемого источниками электричества на борту космического летательного аппарата, такими как фотогальванические панели, аккумуляторные батареи, топливные элементы или термоэлектрические генераторы. Для того, чтобы также предоставлять это высокое напряжение, упомянутая цепь подачи электрической мощности может дополнительно включать в себя, по меньшей мере, один блок регулирования мощности, подходящий для электропитания, по меньшей мере, одной другой электрической нагрузки электростатического ракетного двигателя малой тяги с напряжением, которое значительно выше, чем у первой электрической нагрузки. Первая линия подачи электрической мощности может быть объединена, по меньшей мере, частично, в упомянутый блок регулирования мощности, хотя она может альтернативно обходить блок регулирования мощности и соединяться непосредственно с распределительной шиной электрической сети космического летательного аппарата или с бортовыми источниками электрической мощности.

Упомянутая цепь подачи электрической мощности может содержать, по меньшей мере, один блок выбора ракетного двигателя, в который объединен, по меньшей мере, упомянутый первый переключатель. Таким образом, если множество соединений должно переключаться одновременно для выбора одного или другого ракетного двигателя, все соответствующие переключатели могут выборочно быть объединены в такой блок выбора ракетного двигателя и могут управляться посредством одного и того же управляющего сигнала.

Упомянутый электростатический ракетный двигатель малой тяги может, в частности, быть ракетным двигателем на эффекте Холла. В частности, ракетные двигатели на эффекте Холла уже полномасштабно продемонстрировали свою надежность в космическом движении. Тем не менее, другие типы электростатического ракетного двигателя малой тяги могут также быть рассмотрены и, в частности, HEMP-ракетные двигатели малой тяги.

В частности, для того, чтобы обеспечивать тяговое усилие вдоль множества различных осей, космическая двигательная установка может иметь множество электростатических ракетных двигателей малой тяги. В таких обстоятельствах, для того, чтобы упрощать подачу газообразного ракетного топлива к узлу, контур подачи жидкого ракетного топлива может включать в себя, по меньшей мере, одно устройство регулятора давления, которое является общим для множества упомянутых электростатических ракетных двигателей малой тяги. Тем не менее, в дополнение, или как альтернатива, по меньшей мере, одному устройству регулятора давления, общему для множества упомянутых электростатических ракетных двигателей малой тяги, упомянутый контур подачи жидкого ракетного топлива может иметь отдельное устройство регулятора давления, по меньшей мере, для одного из упомянутых электростатических ракетных двигателей малой тяги.

Настоящее изобретение также относится к системе управления пространственным положением и/или траекторией, включающей в себя такую космическую двигательную установку, к космическому летательному аппарату, например, такому как спутник или зонд, включающему в себя такую космическую двигательную установку, а также к способу движения в космосе, включающему в себя этап переключения между электростатическим ракетным двигателем малой тяги и омическим ракетным двигателем, при этом первый переключатель используется для соединения первой линии подачи электрической мощности с омическим ракетным двигателем или с низковольтной первой электрической нагрузкой электростатического ракетного двигателя малой тяги для того, чтобы выбирать первый режим движения, в котором активируется омический ракетный двигатель, или, иначе, второй режим движения, в котором активируется электростатический ракетный двигатель малой тяги.

Краткое описание чертежей

Изобретение может быть хорошо понято, а его преимущества лучше видны при прочтении последующего подробного описания вариантов осуществления, предоставленных в качестве неограничивающих примеров. Описание ссылается на сопровождающие чертежи, на которых:

Фиг. 1 - это схематичный вид космического летательного аппарата, оборудованного системой управления пространственным положением и траекторией, включающей в себя космическую двигательную установку в соответствии с любым из вариантов осуществления;

Фиг. 2A - это подробная схема, показывающая космическую двигательную установку в первом варианте осуществления с переключателями в положении для выбора электростатического ракетного двигателя малой тяги;

Фиг. 2B - это подробная схема, показывающая установку на фиг. 2A с теми же переключателями в положении для выбора омического ракетного двигателя;

Фиг. 3 - это подробная схема, показывающая космическую двигательную установку во втором варианте осуществления;

Фиг. 4 - это подробная схема, показывающая космическую двигательную установку в третьем варианте осуществления; и

Фиг. 5 - это подробная схема, показывающая космическую двигательную установку в четвертом варианте осуществления.

Подробное описание изобретения

Фиг. 1 показывает космический летательный аппарат 10, более конкретно, спутник, оборудованный системой управления пространственным положением и траекторией для поддержания орбиты и пространственного положения космического летательного аппарата относительно космического тела, вокруг которого он движется по орбите. С этой целью система управления пространственным положением и траекторией содержит не только, по меньшей мере, один датчик 11 для определения реального пространственного положения и траектории космического летательного аппарата и блок 12 управления, соединенный с датчиком 11 и служащий, чтобы определять желаемое пространственное положение и траекторию вместе с маневрами, которые необходимо выполнять для того, чтобы достигать желаемого пространственного положения и траектории из реального пространственного положения и траектории, которые определены посредством, по меньшей мере, одного датчика 11, но также средство маневрирования, соединенное с блоком 12 управления и приспособленное прикладывать силу и крутящий момент на космический летательный аппарат 10 для того, чтобы выполнять упомянутые маневры. В показанном примере средство маневрирования содержит, в частности, космическую двигательную установку 100, хотя другое средство маневрирования, такое как инерционные устройства, например, маховики или устройства, использующие давление солнечного излучения, могут быть рассмотрены в дополнение к этой космической двигательной установке 100.

Кроме того, космический летательный аппарат 10 также имеет источник 13 электрической мощности, в форме фотогальванических панелей в показанном примере, хотя другие источники электрической мощности, такие как аккумуляторные батареи, топливные элементы или термоэлектрические генераторы, могут в равной степени также быть рассмотрены в дополнение или вместо этих фотогальванических панелей. Этот источник 13 электрической мощности соединяется с различными электрическими нагрузками в космическом летательном аппарате посредством главной шины 14 электропитания.

Кроме того, космический летательный аппарат 10 также имеет, по меньшей мере, один бак 15 жидкого ракетного топлива, такого как ксенон, например.

Фиг. 2A и 2B показывают космическую двигательную установку 100 в первом варианте осуществления. Космическая двигательная установка 100 содержит электростатический ракетный двигатель 101 малой тяги и омический ракетный двигатель 102. Кроме того, она также имеет цепь 103 подачи электрической мощности и контур 104 подачи жидкого ракетного топлива, оба соединены с обоими ракетными двигателями для того, чтобы снабжать их, соответственно, электричеством и жидким ракетным топливом. Цепь 103 подачи электрической мощности соединяется с источником 13 электрической мощности космического летательного аппарата 10 через шину 14. Контур 104 подачи жидкого ракетного топлива соединяется с баком 15.

Электростатический ракетный двигатель 101 малой тяги, который является, более конкретно, ракетным двигателем на эффекте Холла, содержит канал 150 круглого сечения, который закрыт на своем верхнем по потоку конце и открыт на своем нижнем по потоку конце, анод 151, расположенный на верхнем по потоку конце канала 150, катод 152 эмиттера, расположенный ниже по потоку от нижнего по потоку конца канала 150 и оборудованный, по меньшей мере, одним нагревательным элементом 153, электромагниты 154, расположенные радиально внутри и снаружи канала 150, и инжекторы 155 жидкого ракетного топлива, расположенные на верхнем по потоку конце канала 150.

Омический ракетный двигатель 102 является более простым, главным образом, содержащим, по меньшей мере, один инжектор 160 жидкого ракетного топлива, нагревательный элемент 161 и сопло 162.

Как может также быть видно на фиг. 2A и 2B, контур 104 подачи жидкого ракетного топлива содержит линию 105 для подачи жидкого ракетного топлива к электростатическому ракетному двигателю 101 малой тяги, причем эта линия соединяется с инжекторами 155 электростатического ракетного двигателя 101 малой тяги, и линию 106 для подачи жидкого ракетного топлива к омическому ракетному двигателю 102, причем эта линия соединяется с инжектором 162 омического ракетного двигателя 102. Линия 105 имеет регулятор 107, установленный на ней для регулирования давления, с которым электростатический ракетный двигатель 101 малой тяги снабжается газообразным ракетным топливом, а линия 106 имеет регулятор 108, установленный в ней для регулирования давления подачи к омическому ракетному двигателю 102. Эти регуляторы 107 и 108 давления, таким образом, служат, чтобы обеспечивать практически постоянные давления подачи для обоих ракетных двигателей, даже когда давление в баке 15 значительно изменяется. Хотя показанный вариант осуществления имеет два различных регулятора давления для получения различных давлений подачи, будет также возможно рассматривать использование единого общего регулятора давления для подачи одинакового давления к обоим ракетным двигателям.

Регулятор 109 расхода также устанавливается в линии 105 для подачи газообразного ракетного топлива к электростатическому ракетному двигателю 101 малой тяги, ниже по потоку от регулятора 107 давления, но все еще выше по потоку от инжекторов 155 для впрыска жидкого ракетного топлива в электростатический ракетный двигатель 101 малой тяги. Регулятор 109 расхода имеет двухпозиционный клапан 110 и термическую дроссельную заслонку 111, соединенную последовательно, соответственно, для управления подачей газообразного ракетного топлива к электростатическому ракетному двигателю 101 малой тяги и для регулирования его расхода. Кроме того, контур 104 подачи жидкого ракетного топлива также имеет ответвляющееся соединение 171, соединяющее линию 105 ниже по потоку от регулятора 109 расхода с катодом 152 для того, чтобы доставлять очень небольшой расход газа к катоду 152, который является полым катодом, с тем, чтобы обеспечивать испускание электронов от катода 152, а также с тем, чтобы охлаждать его. Сужение 172 в этом ответвляющемся соединении 171 ограничивает расход газообразного топлива, подаваемого к катоду, по сравнению с расходом, с которым он впрыскивается через инжекторы 155.

Контур 104 подачи жидкого ракетного топлива также имеет клапан 112 для подачи газообразного топлива к омическому ракетному двигателю 102, причем этот клапан непосредственно встроен в омический ракетный двигатель 102 выше по потоку от инжектора 160 в показанном варианте осуществления, хотя он может одинаково хорошо быть установлен в линии 106, между регулятором 108 давления и омическим ракетным двигателем 102.

Цепь 103 подачи электрической мощности содержит блок 113 регулирования мощности (PPU), имеющий блок 114 выбора ракетного двигателя (TSU). Хотя блок 114 выбора в показанном варианте осуществления объединен в блок 113 регулирования, также возможно рассматривать его размещение снаружи него. В таких обстоятельствах он может называться внешним блоком выбора ракетного двигателя (ETSU).

Блок 113 регулирования мощности также имеет амплитудный ограничитель 115, инверторы 116, интерфейс 117 управления, устройство 118 задания последовательности и преобразователь 119 DC-напряжения.

Кроме того, блок 113 регулирования мощности также имеет регулятор 120 для регулирования тока IH, который подается к нагревательному элементу, регулятор 121 для регулирования напряжений VD+ и VD- и тока ID, подаваемого к аноду 151 и к катоду 152, регулятор 122 для регулирования тока IM, подаваемого к электромагниту, регуляторы 123 для регулирования импульсов электрического зажигания, регулятор 124 для управления клапаном и регулятор 125 для управления управляющим током ITT термической дроссельной заслонки. Для своего электропитания эти регуляторы 120-125 все соединяются с первым входом 126 источника электрической мощности блока 113 регулирования через инверторы 116. Интерфейс 117 управления и устройство 118 задания последовательности соединятся со вторым входом 127 источника питания блока 113 регулирования через преобразователь 119 для их собственного электропитания, и через управляющий вход 128 с блоком 12 управления системы управления пространственным положением и траекторией. Они также соединяются с регуляторами 120-125 с тем, чтобы управлять их работой.

Блок 114 выбора содержит набор переключателей, каждый соединен с одним из выходов от регуляторов 120-125 через соответствующую линию подачи электрической мощности или управления. Таким образом, регулятор 120 соединяется с переключателем 114-1 посредством первой линии 131 подачи электрической мощности, регулятор 121 - с двухполюсным переключателем 114-2 посредством второй и третьей линий 132+ и 132- подачи электрической мощности, регулятор 122 - с переключателем 114-3 посредством четвертой линии 133 подачи электрической мощности, регулятор 123 - с переключателем 114-4 посредством пятой линии 134 подачи электрической мощности, регулятор 124 - с переключателем 114-5 посредством линии 135 для управления открытием клапана и регулятор 125 - с переключателем 114-6 посредством линии 136 управления термической дроссельной заслонкой. Каждый переключатель может переключаться, по меньшей мере, между одним первым контактом A и, по меньшей мере, одним вторым контактом B, и блок 114 выбора соединяется с блоком 12 управления с тем, чтобы предоставлять ему возможность инструктировать всем переключателям переключаться одновременно.

В показанном варианте осуществления каждый контакт A переключателей 114-1 по 114-4 в первой группе соединяется с электрической нагрузкой электростатического ракетного двигателя 101 с малой тяги. Таким образом, контакт A переключателя 114-1 соединяется с нагревательным элементом 153 электрода 152 эмиттера, а контакты A переключателей 114-3 по 114-4 соединяются, соответственно, с электромагнитами 154 и со средством зажигания (не показано) электростатического ракетного двигателя 101 малой тяги. В показанном варианте осуществления каждая из этих электрических нагрузок соединяется с заземлением, так что единственный переключатель и единственная подающая линия электрической мощности служат, чтобы питать каждую из них. Тем не менее, также возможно рассматривать изоляцию каждого из этих электрических переключателей и устранять заземление с помощью обратных линий и двухполюсных переключателей, соединенных не только с подающими линиями, но также с обратными линиями для того, чтобы включать или выключать их. Таким образом, в показанном варианте осуществления, один из контактов A двухполюсного переключателя 114-2 соединяется с катодом 152 через фильтрующее устройство 170 и может быть соединен посредством переключателя 114-2 с линией 132- подачи электрической мощности отрицательной полярности, а другой контакт A двухполюсного переключателя 114-2 соединяется с анодом 151 через то же фильтрующее устройство 170 и может быть соединен посредством переключателя 114-2 с линией 132+ подачи электрической мощности положительной полярности. Кроме того, каждый контакт A переключателей 114-5 и 114-6 второй группы соединяется с регулятором 109 расхода линии 105 для подачи жидкого рабочего топлива к электростатическому ракетному двигателю 101 малой тяги. В частности, контакт A переключателя 114-5 соединяется с клапаном 110, в то время как контакт A переключателя 114-6 соединяется с термической дроссельной заслонкой 111.

Кроме того, в показанном варианте осуществления, контакт B переключателя 114-1 и контакт B переключателя 114-5 соответственно соединяются с нагревательными элементами 161 и с клапаном 112 омического ракетного двигателя 102.

Таким образом, в работе, блок 113 регулирования мощности может питать электрически и вызывать подачу жидкого ракетного топлива либо к электростатическому ракетному двигателю 101 малой тяги, либо к омическому ракетному двигателю 102, в зависимости от выбора, выполненного через блок 114 выбора ракетного двигателя. Таким образом, когда переключатели 114-1 по 114-6 соединяют линии 131, 132+, 132-, 133 и 134 подачи электрической мощности с электростатическим ракетным двигателем 101 малой тяги и линии 135 и 136 управления с регулятором 109 расхода, как показано на фиг. 2A, электростатический ракетный двигатель 101 малой тяги может быть активирован и управляться посредством блока 12 управления космического летательного аппарата 10 через блок 113 регулирования мощности. В частности, сигналы, идущие от блока 12 управления, передаются регуляторам 120-125 через интерфейс 117 управления и устройство 118 задания последовательности, служащее при таких обстоятельствах, в первую очередь, для подачи питания к различным электрическим нагрузкам электростатического ракетного двигателя 101 малой тяги через регуляторы 120-123 и, во вторую очередь, для воздействия через регуляторы 124 и 125, чтобы подавать жидкое ракетное топливо к электростатическому ракетному двигателю 101 малой тяги через регулятор 109 расхода.

Напротив, когда переключатели 114-1 по 114-6 переключаются на свои контакты B, как показано на фиг. 2B, первая линия 131 подачи электрической мощности соединяется с нагревательным элементом 161 омического ракетного двигателя 102, в то время как линия 135 для управления открытием клапана соединяется с клапаном 112 омического ракетного двигателя 102. Таким образом, сигналы, исходящие от блока 12 управления и передаваемые регуляторам 120 и 124 через интерфейс 117 управления и устройство 118 задания последовательности, тогда служат, в первую очередь, чтобы управлять подачей электропитания нагревательному элементу 161 омического ракетного двигателя 102 через регулятор 120 и, во вторую очередь, действуют через регулятор 124, чтобы управлять подачей жидкого ракетного топлива к омическому ракетному двигателю 102 через клапан 112.

Космическая двигательная установка 100 в этом первом варианте осуществления может, таким образом, работать в первом режиме движения с высоким удельным импульсом, но низким тяговым усилием, посредством выбора электростатического ракетного двигателя 101 малой тяги через блок 114 управления, или иначе во втором режиме движения, с более низким удельным импульсом, посредством выбора омического ракетного двигателя 102 через блок 114 выбора.

Хотя подача жидкости к электростатическому ракетному двигателю 101 малой тяги в этом первом варианте осуществления выполняется через регулятор давления и регулятор расхода, содержащий клапан и термическую дроссельную заслонку, в других вариантах осуществления жидкость может подаваться к электростатическому ракетному двигателю малой тяги через блок для объединенного регулирования давления и расхода, содержащий два двухпозиционных клапана, размещенных последовательно. Вследствие импеданса контура подачи жидкого ракетного топлива, в частности, между двумя двухпозиционными клапанами, возможно регулировать как давление, так и расход жидкого ракетного топлива, подаваемого к электростатическому ракетному двигателю малой тяги, управляя приложением импульсов к двум двухпозиционным клапанам. Давление жидкого ракетного топлива, подаваемого к омическому ракетному двигателю, может аналогично управляться таким же образом.

Таким образом, во втором варианте осуществления, который показан на фиг. 3, регуляторы давления и расхода на первой линии подачи газа двигательной установки в первом варианте осуществления могут быть заменены единственным регулятором 109' давления и расхода, содержащим два двухпозиционных клапана 110' и 111', соединенных последовательно на линии 105 для подачи газообразного ракетного топлива к электростатическому ракетному двигателю 101 малой тяги. В этом втором варианте осуществления клапан омического ракетного двигателя и соответствующий регулятор давления аналогично заменяются единым регулятором 112' давления и расхода, также содержащим два двухпозиционных клапана 112'a и 112'b, соединенных последовательно на линии 106 для подачи жидкого ракетного топлива к омическому ракетному двигателю 102. В блоке 113 регулирования мощности регулятор, регулирующий управляющий ток ITT термической дроссельной заслонки первого варианта осуществления, заменяется вторым регулятором 125' для управления открытием клапана. Другие элементы установки в этом втором варианте осуществления аналогичны элементам первого варианта осуществления и, следовательно, принимают те же ссылочные номера на фиг. 3, что и на фиг. 2A и 2B.

Таким образом, во время работы космической двигательной установки 100 в этом втором варианте осуществления, когда электростатический ракетный двигатель 101 малой тяги выбирается посредством блока 114 выбора ракетного двигателя и его переключателей 114-1 по 114-6, сигналы, исходящие от блока 12 управления и передаваемые регуляторам 124 и 125 через интерфейс 117 управления и устройство 118 задания последовательности, управляют клапанами 110' и 111' регулятора 109' для того, чтобы регулировать подачу жидкого ракетного топлива к электростатическому ракетному двигателю 101 малой тяги. Кроме того, когда омический ракетный двигатель 102 выбирается посредством блока 114 выбора ракетного двигателя и его переключателей 114-1 по 114-6, те же сигналы могут управлять клапанами 112'a и 112'b регулятора 112' для того, чтобы регулировать подачу жидкого ракетного топлива к омическому ракетному двигателю 102. В остальном, работа космической двигательной установки 100 в этом втором варианте осуществления аналогична первому варианту осуществления, в частности, относительно регулировки подачи электрической мощности к электростатическому ракетному двигателю 101 малой тяги и к омическому ракетному двигателю 102 и выбора двух различных режимов движения.

Хотя в двух вышеописанных вариантах осуществления подача электрической мощности нагревательных элементов омического ракетного двигателя и катода эмиттера электростатического ракетного двигателя малой тяги, соответственно, проходит через блок регулировки мощности и, в частности, через один из инверторов, также возможно рассматривать обход блока регулировки мощности при электропитании этих элементов. Рабочие напряжения на нагревательных элементах этих двух ракетных двигателей могут быть близки или даже равны рабочему напряжению главной шины электропитания, таким образом, допуская их электропитание непосредственно от шины. Таким образом, в третьем варианте осуществления, показанном на фиг. 4, первая линия 131 подачи электрической мощности идет от переключателя 120'', непосредственно соединенного с главной шиной 14 электропитания, и к блоку 12 управления космического летательного аппарата 10. Хотя переключатель 120'' в показанном варианте осуществления является отдельным и отличным от блока 113 регулирования мощности, также возможно рассматривать его интеграцию в него. Кроме того, в показанном варианте осуществления, блок 114 выбора ракетного двигателя также является внешним по отношению к блоку 113 регулирования мощности, даже если возможно рассматривать их объединение. Другие элементы установки в этом третьем варианте осуществления, однако, аналогичны элементам первого варианта осуществления, и, следовательно, они принимают те же ссылочные номера на фиг. 4, что и на фиг. 2A и 2B.

Таким образом, во время работы космической двигательной установки 100 в этом третьем варианте осуществления, когда электростатический ракетный двигатель 101 малой тяги выбирается посредством блока 114 выбора ракетного двигателя и его переключателей 114-1 по 114-6, сигналы, передаваемые посредством блока 12 управления переключателю 120'', могут управлять импульсами тока по первой линии 131 подачи электрической мощности для регулирования работы нагревательного элемента 153 катода 152 эмиттера электростатического ракетного двигателя 101 малой тяги. Кроме того, когда омический ракетный двигатель 102 выбирается посредством блока 114 выбора ракетного двигателя и его переключателей 114-1 по 114-6, те же импульсы могут регулировать работу нагревательного элемента 161 омического ракетного двигателя 102. В остальном, работа космической двигательной установки 100 в этом третьем варианте осуществления аналогична первому варианту осуществления, в частности, относительно регулирования подачи жидкости космической двигательной установки к электростатическому ракетному двигателю 101 малой тяги и к омическому ракетному двигателю 102 и выбора двух различных режимов движения.

Хотя космическая двигательная установка в трех вышеописанных вариантах осуществления имеет только один электростатический ракетный двигатель малой тяги и только один омический ракетный двигатель, те же принципы эквивалентно применимы к системам, имеющим множество электростатических ракетных двигателей малой тяги и омических ракетных двигателей. Таким образом, в четвертом варианте осуществления, показанном на фиг. 5, космическая двигательная установка 100 имеет два электростатических ракетных двигателя 101 малой тяги и два омических ракетных двигателя 102, например, размещенных как пары ракетных двигателей, каждая пара формируется посредством одного электростатического ракетного двигателя 101 малой тяги и одного омического ракетного двигателя 102, ракетные двигатели в одной из пар направляются в направлении, противоположном ракетным двигателям в другой паре. Два электростатических ракетных двигателя 101 малой тяги соединяются с единым регулятором 107 для регулирования давления, с которым газообразное ракетное топливо подается к электростатическим ракетным двигателям 101 малой тяги посредством линий 105 подачи жидкого ракетного топлива, в то время как два омических ракетных двигателя 102 аналогично соединяются с единым регулятором 108 для регулирования давления, с которым газообразное ракетное топливо подается к омическим ракетным двигателям 102 посредством других линий 106 подачи жидкого ракетного топлива. Напротив, отдельные регуляторы 109 расхода устанавливаются на каждой из линий 105 подачи жидкого ракетного топлива электростатических ракетных двигателей 101 для отдельного регулирования расхода жидкого ракетного топлива, подаваемого к каждому из электростатических ракетных двигателей 101 малой тяги. Контур 104 подачи жидкого ракетного топлива также имеет клапан 112 подачи газообразного ракетного топлива для каждого омического ракетного двигателя 102.

Кроме того, эта космическая двигательная установка 100 также имеет два внешних блока 114' и 114'' выбора ракетного двигателя в дополнение к блоку 114 выбора ракетного двигателя, интегрированного в блок 113 регулирования мощности. Три блока 114, 114' и 114'' выбора ракетных двигателей соединяются с блоком 12 управления космического летательного аппарата 10 для того, чтобы управлять своими соответствующими переключателями 114-1 по 114-6, 114'-1 по 114'-6 и 114''-1 по 114''-6. Контакты A блока 114 выбора ракетного двигателя соединяются с электростатическим ракетным двигателем 101 малой тяги и с омическим ракетным двигателем 102 первой из упомянутых пар ракетных двигателей через первый внешний блок 114' выбора, в то время как контакты B блока 114 выбора ракетного двигателя соединяются с электростатическим ракетным двигателем 101 малой тяги или с омическим ракетным двигателем 102 второй из упомянутых пар ракетных двигателей через второй внешний блок 114' выбора. Другие элементы установки в этом четвертом варианте осуществления аналогичны элементам первого варианта осуществления, и, следовательно, им даны те же ссылочные номера на фиг. 5, что и на фиг. 2A и 2B.

Таким образом, в работе, блок 113 регулирования мощности может снабжать электропитанием и управлять подачей жидкого ракетного топлива либо для ракетного двигателя первой пары, либо иначе для ракетного двигателя второй пары, в зависимости от выбора, выполненного посредством блока 114 выбора движения. Если первая пара ракетных двигателей выбирается посредством блока 114 выбора, тогда выбор между электростатическим ракетным двигателем 101 малой тяги и омическим ракетным двигателем 102 этой первой пары может быть выполнен посредством первого внешнего блока 114' выбора способом, аналогичным выбору ракетных двигателей в вышеописанных вариантах осуществления. Аналогично, если вторая пара ракетных двигателей выбирается посредством блока 114 выбора, выбор между электростатическим ракетным двигателем 101 малой тяги и омическим ракетным двигателем 102 этой второй пары может быть выполнена посредством второго внешнего блока 114'' выбора способом, аналогичным выбору ракетных двигателей в вышеописанных вариантах осуществления. Таким образом, посредством переключателей в трех блоках 114, 114' и 114'' выбора, представляется возможным выбирать между двумя направлениями движения и между двумя режимами движения в каждом направлении. В остальном, работа космической двигательной установки 100 в этом четвертом варианте осуществления аналогична работе в первом варианте осуществления, в частности, относительно регулирования подачи жидкого ракетного топлива и электричества к ракетным двигателям.

Хотя настоящее изобретение описано со ссылкой на конкретный вариант осуществления, ясно, что различные модификации и изменения могут быть выполнены в этих вариантах осуществления без выхода за общие границы изобретения, которые определены формулой изобретения. Кроме того, индивидуальные характеристики различных упомянутых вариантов осуществления могут быть объединены в дополнительных вариантах осуществления. В частности, характеристики, особые для второго и/или третьего вариантов осуществления, могут также в равной степени быть адаптированы к системе, имеющей множество блоков выбора ракетного двигателя и ракетных двигателей каждого типа, как в четвертом варианте осуществления. Кроме того, хотя установка четвертого варианта осуществления имеет только две пары ракетных двигателей различных типов, также возможно рассматривать включение в нее большего числа пар. Следовательно, описание и чертежи должны рассматриваться в смысле, который является скорее иллюстративным, чем ограничивающим.

1. Космическая двигательная установка (100), содержащая, по меньшей мере:

электростатический ракетный двигатель (101) малой тяги, по меньшей мере, с первой электрической нагрузкой;

омический ракетный двигатель (102);

контур (104) подачи жидкого ракетного топлива и

цепь (103) подачи электрической мощности, содержащую, по меньшей мере, первую линию (131) подачи электрической мощности и первый переключатель (114-1, 114'-1, 114''-1) для выбора между соединением упомянутой первой линии (131) подачи электрической мощности с омическим ракетным двигателем (102) и соединением упомянутой первой линии (131) подачи электрической мощности с упомянутой первой электрической нагрузкой электростатического ракетного двигателя (101) малой тяги.

2. Космическая двигательная установка (100) по п. 1, в которой упомянутая первая электрическая нагрузка содержит нагревательный элемент (153) катода (152) эмиттера упомянутого электростатического ракетного двигателя (101) малой тяги.

3. Космическая двигательная установка (100) по п. 2, в которой упомянутый первый переключатель служит, чтобы выбирать между соединением упомянутой первой линии (131) подачи электрической мощности, без какого-либо преобразования или трансформации тока или напряжения, с резистором, формирующим нагревательный элемент (161) омического ракетного двигателя (102), и соединением упомянутой первой линии (131) подачи электрической мощности, без какого-либо преобразования или трансформации тока или напряжения, с резистором, формирующим нагревательный элемент (153) катода (152) эмиттера упомянутого электростатического ракетного двигателя (101) малой тяги.

4. Космическая двигательная установка (100) по п. 1, в которой упомянутый контур (104) подачи жидкого ракетного топлива включает в себя по меньшей мере один клапан (110, 110') для питания электростатического ракетного двигателя (101) малой тяги и по меньшей мере один клапан (112) для питания омического ракетного двигателя (102).

5. Космическая двигательная установка (100) по п. 4, дополнительно содержащая по меньшей мере одну линию (135) управления открытием клапана и второй переключатель (114-5, 114'-5, 114''-5) для выбора между соединением упомянутой линии (135) управления открытием клапана с клапаном (110, 110') для питания электростатического ракетного двигателя (101) малой тяги и соединением упомянутой линии (135) управления открытием клапана по меньшей мере с одним питающим клапаном (112) омического ракетного двигателя (102).

6. Космическая двигательная установка (100) по п. 1, в которой упомянутая цепь (103) подачи электрической мощности содержит по меньшей мере один блок (114, 114', 114'') выбора ракетного двигателя, в который интегрирован, по меньшей мере, упомянутый первый переключатель (114-1, 114'-1, 114''-1).

7. Космическая двигательная установка (100) по п. 1, в которой упомянутая цепь (103) подачи электрической мощности дополнительно включает в себя по меньшей мере один блок (113) регулирования мощности, подходящий для питания по меньшей мере одной другой электрической нагрузки электростатического ракетного двигателя (101) малой тяги с напряжением, которое значительно выше напряжения первой электрической нагрузки.

8. Космическая двигательная установка (100) по п. 1, в которой упомянутый электростатический ракетный двигатель (101) малой тяги является ракетным двигателем на эффекте Холла.

9. Космическая двигательная установка (100) по п. 1, имеющая множество электростатических ракетных двигателей (101) малой тяги.

10. Космическая двигательная установка (100) по п. 9, в которой упомянутый контур (104) подачи жидкого ракетного топлива включает в себя по меньшей мере один регулятор (107) давления, общий для множества упомянутых электростатических ракетных двигателей (101) малой тяги.

11. Космическая двигательная установка (100) по п. 9, в которой упомянутый контур (104) подачи жидкого ракетного топлива включает в себя отдельный регулятор (107) давления по меньшей мере для одного из упомянутых электростатических ракетных двигателей (101) малой тяги.

12. Система управления пространственным положением и/или траекторией, включающая в себя космическую двигательную установку (100) по п. 1.

13. Космический летательный аппарат (10), включающий в себя космическую двигательную установку по п. 1.

14. Способ движения в космосе, включающий в себя этап, на котором переключают между электростатическим ракетным двигателем (101) малой тяги и омическим ракетным двигателем (102), при этом первый переключатель (114-1, 114'-1, 114''-1) используется для соединения первой линии (131) подачи электрической мощности с омическим ракетным двигателем (102) или с первой электрической нагрузкой электростатического ракетного двигателя (101) малой тяги для того, чтобы выбирать первый режим движения, в котором активируется омический ракетный двигатель (102), или иначе второй режим движения, в котором активируется электростатический ракетный двигатель (101) малой тяги.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области плазменной техники, а именно к полым катодам, работающим на газообразных рабочих телах, и может быть использовано в электрореактивных двигателях, а также в технологических источниках плазмы, предназначенных для ионно-плазменной обработки поверхностей различных материалов в вакууме, а также в качестве автономно функционирующего источника плазмы.

Изобретение относится к области плазменной техники, а именно в катодах-компенсаторах, работающих на газообразных рабочих телах, и может быть использовано в электрореактивных двигателях для нейтрализации ионного потока, а также в технологических источниках плазмы, предназначенных для ионно-плазменной обработки поверхностей различных материалов в вакууме, а также в качестве источника плазмы.

Изобретение относится к ионно-плазменному, или ионному электроракетному двигателю, используемому для управляемого перемещения летательных аппаратов в космическом вакууме, в том числе орбитальных спутников.

Двигатель (10) космического аппарата, содержащий химический маневровый двигатель, имеющий сопло (30) для испускания газа сгорания, вместе с маневровым реактивным двигателем на основе эффекта Холла.

Изобретение относится к области создания электроракетных двигателей (ЭРД) и стендов для их испытаний. В способе испытания ЭРД в вакуумной камере истекающее рабочее тело ЭРД затормаживают на защитной мишени и осаждают на криопанели, осажденное рабочее тело ЭРД газифицируют с криопанели путем нагрева, затем газифицированное рабочее тело направляют на очистку, компримирование и вторичное использование для работы ЭРД.

Изобретение относится к области плазменной техники. Устройство содержит: камеру (20); набор средств (31, 30, 40, 58) для формирования ионно-электронной плазмы в камере (20); средство (50) для извлечения и ускорения заряженных частиц плазмы из камеры (20), причем указанные частицы могут формировать пучок, а средство (50) извлечения и ускорения содержит набор по меньшей мере из двух сеток (51, 54), расположенных на одном конце камеры; радиочастотный источник (52) переменного напряжения для генерации сигнала, радиочастота которого составляет величину между ионной плазменной частотой и электронной плазменной частотой, причем радиочастотный источник (52) напряжения соединен последовательно с конденсатором (53) и соединен одним из своих выходов, через указанный конденсатор (53), с одной из двух сеток (51, 54) указанного набора из по меньшей мере двух сеток (51, 54), причем по меньшей мере одна другая сетка из набора по меньшей мере двух сеток (51, 54) находится под опорным потенциалом, либо она соединена с другим выходом радиочастотного источника (52) напряжения.

Изобретение относится к плазменной технике, а именно к классу плазменных ускорителей (холловских, ионных), использующих в своем составе катоды, и может быть использовано при разработке электроракетных двигателей.

Изобретение относится к двигателям летательных объектов. Электрический двигатель содержит сепаратор заряженных частиц, электроды которого выполнены из проводящего материала, покрытого тонким слоем диэлектрика, предварительные ускорители заряженных частиц с модуляторами, ускорители заряженных частиц, сопло, электрический источник питания.

Изобретение относится к области космической техники и может быть использовано в электроракетных двигателях, а также в технологических плазменных ускорителях, применяемых в вакуумно-плазменной технологии.

Изобретение относится к области космической техники. Плазменный ускоритель с замкнутым дрейфом электронов включает по меньшей мере один катод-компенсатор, разрядную систему, содержащую разрядную камеру, образованную со стороны выхода внутренним и наружным кольцами, примыкающими соответственно к внутреннему и наружному торцам полого магнитного анода.

Использование: в области электротехники. Технический результат - повышение живучести и надежности функционирования автономной системы электропитания (СЭП) космических аппаратов (КА).

Группа изобретений относится к системе электропитания космического аппарата (КА). В способе питания нагрузки постоянным током в автономной системе электропитания КА от первичного источника, например солнечной батареи (СБ), и вторичного источника электроэнергии, например аккумуляторной батареи (АБ), стабилизируют «n» номиналов напряжения нагрузки и согласовывают работу первичного и вторичного источников электроэнергии на первом уровне стабилизации напряжения.

Изобретение относится к энергетическому оборудованию космических аппаратов (КА). Установка содержит ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания (в виде стержневой рамы) из сложенного состояния в рабочее.

Изобретение относится к энергетическому оборудованию космических аппаратов (КА). Установка содержит ядерный реактор, радиационную защиту, холодильник-излучатель и систему развертывания (в виде стержневой рамы) из сложенного состояния в рабочее.

Изобретение относится к электротехнике и касается байпасных переключателей в аккумуляторной батарее космического аппарата для парирования отказа аккумулятора путем организации обходной цепи в батарее.

Изобретение относится к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов. Способ заключается в проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей (АБ) с активным термостатированием и контролем температуры штатных АБ и в хранении их без проведения термостатирования.

Изобретение относится к наземным электротехническим испытаниям космических аппаратов. Способ заключается в проведении заряда и разряда аккумуляторных батарей (АБ) с активным термостатированием и контролем температуры штатных АБ и в хранении их без проведения термостатирования.

Изобретение относится к системам энергоснабжения космических аппаратов (КА). Способ преобразования энергии при энергоснабжении КА включает подачу на электроды металл-водородного аккумулятора постоянного электрического тока при его заряде в кислородно-водородном цикле газовой смесью из компонент для преобразования энергии электрохимических связей в механическую энергию, подключение к электродам аккумулятора токовой нагрузки при его разряде путем преобразования в кислородно-водородном цикле механической энергии указанной газовой смеси в энергию электрохимических связей, измерение давления и температуры сжатых газов смеси в процессе заряда и разряда аккумулятора.

Изобретение относится к изготовлению и наземным испытаниям космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. Система электропитания КА содержит солнечную батарею (1), подключенную к нагрузке (3) через соединители (1-3, 1-2), и стабилизированный преобразователь напряжения (2), а также аккумуляторную батарею (5), подключенную к стабилизатору (2).

Изобретение относится к изготовлению и наземным испытаниям космических аппаратов (КА), преимущественно телекоммуникационных спутников. Система электропитания КА содержит солнечную батарею (1), подключенную к нагрузке (3) через соединители (1-3, 1-2), и стабилизированный преобразователь напряжения (2), а также аккумуляторную батарею (5), подключенную к стабилизатору (2).

Группа изобретений относится к космической технике. Космическая двигательная установка изобретения содержит, по меньшей мере, электростатический ракетный двигатель малой тяги, по меньшей мере, с первой электрической нагрузкой; омический ракетный двигатель ; контур подачи жидкого ракетного топлива и цепь подачи электрической мощности, содержащую, по меньшей мере, первую линию подачи электрической мощности и первый переключатель для выбора между соединением упомянутой первой линии подачи электрической мощности с омическим ракетным двигателем и соединением упомянутой первой линии подачи электрической мощности с упомянутой первой электрической нагрузкой электростатического ракетного двигателя малой тяги. Способ движения в космосе включает в себя этап переключения для выбора первого режима движения, в котором активируется омический ракетный двигатель, или второго режима движения, в котором активируется электростатический ракетный двигатель малой тяги. Техническим результатом группы изобретений является обеспечение двух режимов движения с высоким и малым удельным импульсом. 4 н. и 10 з.п. ф-лы, 6 ил.

Наверх