Устройство для измерения массы рабочего тела, газообразного при нормальных условиях, в баллоне электроракетной двигательной установки и способ определения его массы

Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) и может быть использовано в системах хранения и подачи рабочего тела ЭРДУ. Устройство для измерения массы рабочего тела, газообразного при нормальных условиях, в баллоне электроракетной двигательной установки, включает магистраль подачи рабочего тела в двигатели электроракетной двигательной установки, измерительную магистраль с установленным на ней датчиком давления, в него введены нормально открытый отсечной клапан и дополнительный баллон, установленные на измерительной магистрали последовательно между баллоном электроракетной двигательной установки и датчиком давления, при этом дополнительный баллон имеет объем в 500…1000 раз меньше, чем у баллона электроракетной двигательной установки, и снабжен нагревательным элементом и датчиком температуры. Техническим результатом изобретения является возможность измерения в любой момент эксплуатации ЭРДУ как в космосе, так и в наземных условиях массы рабочего тела. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

 

Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) и может быть использовано в системах хранения и подачи (СХП) рабочего тела ЭРДУ.

Электроракетные двигатели (ЭРД) с замкнутым дрейфом электронов, такие как стационарные плазменные двигатели (СПД), двигатели с анодным слоем (ДАС), а также ионные двигатели (ИД), традиционно используют плазмообразующие вещества с большим атомным весом и низким потенциалом ионизации.

В настоящее время во всем мире в качестве рабочего тела указанных выше ЭРД используют тяжелый инертный газ ксенон, имеющий атомный вес (131,3) и сравнительно низкий потенциал ионизации (12,1 эВ). По своим физическим свойствам и складированию он превосходит все остальные газы: при давлении 760 мм рт.ст. и температуре 20°С плотность составляет 0,00589 г/см3. Он химически инертен и не конденсируется на элементах конструкции космического аппарата (КА) (Холловские и ионные плазменные двигатели для космических аппаратов / О.А. Горшков, В.А. Муравлев, А.А. Шагайда; под ред. акад. РАН А.С. Коротева. - М.: Машиностроение. - 2008, с. 20).

Например, для КА «Ямал-200» (Разработка, создание и эксплуатация ЭРД и ЭРДУ в ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «Энергия» - РКК «Энергия» (1958-2010) / В.Г. Островский, Ю.И. Сухов. - Ракетно-космическая техника. Труды РКК "Энергия". Сер. XII. Вып. 3-4, 2011 г., с. 137) максимальная масса ксенона, заправляемого в баллоны объединенной двигательной установки (ОДУ) - 125 кг. ОДУ, использующая рабочее тело ксенон, включает электроракетную двигательную установку (ЭРДУ) и газовые двигатели (ГД).

Эксплуатационный диапазон температуры хранения ксенона в полете от 273 до 313 K.

При температуре выше критической (Ткр=289,7 K) ксенон находится в газообразном состоянии, и его масса определяется по измеряемому давлению и температуре.

Однако при температуре ниже критической ксенон находится в двухфазном состоянии, и оценка его количества практически невозможна. В таком состоянии ксенон в баллоне находится в течение большей части времени эксплуатации ОДУ.

При давлении в баллонах ниже ~ 40 кс/см2 ксенон будет в газообразном состоянии во всем эксплуатационном диапазоне температуры и его запас определяется по давлению и температуре.

Точность оценки запаса ксенона соответствует ±3 месяцам работы ОДУ.

ОДУ на рабочем теле «ксенон» включает в себя систему хранения и подачи (СХП) рабочего тела, аппаратуру питания и управления, СПД, кабели, датчики давления и температуры. В качестве примера на фиг. 1 показана система хранения и подачи рабочего тела ксенона ОДУ КА «Ямал-200» на рабочем теле «ксенон», принятая за прототип устройства (Разработка, создание и эксплуатация ЭРД и ЭРДУ в ОКБ-1 - ЦКБЭМ - НПО «Энергия» - РКК «Энергия» (1958-2010) / В.Г. Островский, Ю.И. Сухов. - Ракетно-космическая техника. Труды РКК "Энергия". Сер. XII. Вып. 3-4, 2011 г., с. 120). На фиг. 1 обозначено: ШБ - баллон; ДШБ - датчик давления (в баллоне); ЭПКВ - электропневмоклапан (высокого давления); ГЗ - горловина заправочная; ДВ - датчик давления (высокого); Д - ресивер; ДР - дросселирующее устройство; АТВ - теплообменник; КПВ - клапан предохранительный; ЭПКН - электропневмоклапан (низкого давления); РН - редуктор; ДН - датчик давления (низкого); ЭКТМ - электропневмоклапан тягового модуля; Г - горловина; ЭКГД - электропневмоклапан газового двигателя; ТМ - тяговый модуль; ГД - газовый двигатель; ДКТМ - датчик давления в коллекторе ТМ; ДКГД - датчик давления в коллекторе ГД.

В данной системе хранения и подачи ксенона баллоны ШБ1 и ШБ2 постоянно гидравлически соединены, соответственно, с датчиками давления ДШБ1 и ДШБ2, а также снабжены датчиками температуры (на фиг. 1 не показаны).

Известен способ измерения массы, расхода и объема газа при выдаче его из замкнутой емкости по патенту RU 2156960, 27.09.2000, МПК: G01F 1/86 (2006/01), в котором измеряют температуру и давление газа непосредственно в замкнутой емкости и определяют расход газа из замкнутой емкости с использованием уравнения состояния газа с учетом коэффициента сжимаемости реального газа, рассматриваемого как функция двух переменных - давления и температуры. Оставшуюся массу газа в замкнутой емкости для каждого момента времени определяют по выражению

где P1 - текущее давление газа в замкнутой емкости, Па; Т2 - текущая температура газа в замкнутой емкости, K; Vδ - объем замкнутой емкости, м3; R - газовая постоянная, Дж/кг; Z - фактор сжимаемости газа, зависящий от давления и температуры газа в замкнутой емкости.

Известный способ определения массы W рабочего тела (ксенона) в баллоне (Научные основы вакуумной техники / С. Дэшман. Издательство «Мир». М., 1964. С 13; Теплофизические свойства веществ. Справочник. Госэнергоиздат. С. 17), принятый за прототип, заключается в измерении давления Р и температуры газа Т, в расчете W по формуле (1).

где: R - универсальная газовая постоянная, М - молекулярный вес газа, Z - коэффициент, учитывающий сжимаемость газа (например, для ксенона при Т=273К Z=0,995 при 1 атм и Z=0,4255 при 100 атм, зависимость линейная).

К недостаткам вышеперечисленных известных способов и устройства определения оставшейся в баллоне массы рабочего тела можно отнести то, что большую часть времени эксплуатации ОДУ невозможно оценить массу оставшегося ксенона из-за нахождения его в двухфазном состоянии. В этом случае формула 1 не применима, что в течение длительного времени (годы эксплуатации КА) не позволяет оценить оставшийся ресурс ОДУ КА. Кроме того, при заправке рабочего тела, например ксенона, в наземных условиях необходимо взвешивание заправляемого баллона, что значительно усложняет возможность заправки его в составе КА.

Задачей изобретения является возможность определения массы ксенона в баллоне ЭРДУ в любой момент времени ее эксплуатации в космосе (в частности, при нахождении рабочего тела в баллоне в двухфазном состоянии), что дает возможность оценить оставшийся ресурс ЭРДУ. Кроме того, изобретение может позволить заправлять рабочим телом баллон в составе КА, не прибегая к методу прямого взвешивания заправленного баллона.

Техническим результатом изобретения является то, что предложенным способом в предложенном устройстве может быть измерена в любой момент эксплуатации ЭРДУ как в космосе, так и в наземных условиях масса рабочего тела (газообразного при нормальных условиях), оставшаяся в баллоне электроракетной двигательной установки КА.

Кроме того, можно определить массу рабочего тела (ксенона) в баллоне, не взвешивая его, например, при его заправке, когда он находится в составе КА.

Технический результат изобретения достигается тем, что в устройство для измерения массы рабочего тела, газообразного при нормальных условиях, в баллоне электроракетной двигательной установки, включающее магистраль подачи рабочего тела в двигатели электроракетной двигательной установки, гидравлически связанную с баллоном электроракетной двигательной установки, измерительную магистраль с установленным на ней датчиком давления, введены нормально открытый отсечной клапан и дополнительный баллон, установленные на измерительной магистрали последовательно между баллоном электроракетной двигательной установки и датчиком давления, при этом дополнительный баллон имеет объем в 500…1000 раз меньше, чем у баллона электроракетной двигательной установки и снабжен нагревательным элементом и датчиком температуры.

Технический результат изобретения достигается и тем, что в способе определения массы рабочего тела, газообразного при нормальных условиях, в баллоне электроракетной двигательной установки, включающем измерение давления и температуры, герметизируют дополнительный баллон и нагревают его до температуры на 10…20 K выше критической температуры рабочего тела, измеряют давление Рд и температуру Тд в нем и определяют массу газообразного при нормальных условиях рабочего тела W в баллоне электроракетной двигательной установки по формуле: W=Рд М V/ Z R Тд, где Рд и Тд - давление и температура рабочего тела в дополнительном баллоне соответственно, R - универсальная газовая постоянная, М - молекулярный вес рабочего тела, V - объем баллона электроракетной двигательной установки, Z - коэффициент, учитывающий сжимаемость рабочего тела.

Сущность изобретения поясняется фиг. 2, на которой представлено устройство для измерения массы рабочего тела, газообразного при нормальных условиях, в баллоне электроракетной двигательной установки.

Баллон ЭРДУ 1, содержащий газообразное при нормальных условиях рабочее тело, например ксенон, гидравлически связан с магистралью подачи рабочего тела 2 в ЭРД через нормально закрытый клапан 3.

В измерительной магистрали 9 между баллоном ЭРДУ 1 и датчиком давления 4 последовательно установлены нормально открытый отсечной клапан 5 и дополнительный баллон 6, снабженный нагревательным элементом 7 и датчиком температуры 8. При этом объем дополнительного баллона 6 в 500…1000 раз меньше, чем объем баллона 1.

Так как отсечной клапан 5 нормально открыт, то фазовое состояние рабочего тела в обоих баллонах идентичное, и отношение его масс пропорционально отношению объемов баллонов, то есть:

где Wд - масса рабочего тела в дополнительном баллоне, Vд - объем дополнительного баллона.

Так как оценить массу оставшегося ксенона из-за нахождения его в двухфазном состоянии (в этом случае формула 1 не применима) не представляется возможным, герметизируют дополнительный баллон 6 и производят нагрев дополнительного баллона до температуры на 10…20 K выше критической температуры рабочего тела, при которой рабочее тело гарантированно станет газообразным. Например, в случае использования ксенона, необходимо нагреть дополнительный баллон 6 до температуры 300…320 K. Затем измеряют давление Рд и температуру Тд рабочего тела в дополнительном баллоне 6.

Тогда масса газообразного рабочего тела в дополнительном баллоне 6 равна: Wдд М Уд / Z R Тд.

Используя также формулы (1) и (2), легко получить соотношение для определения массы газообразного при нормальных условиях рабочего тела, оставшегося в данный момент в баллоне ЭРДУ 1:

Таким образом, предложенным способом в предложенном устройстве может быть измерена масса рабочего тела, газообразного при нормальных условиях, в баллоне электроракетной двигательной установки КА, в любой момент эксплуатации ЭРДУ как в космосе, так и в наземных условиях. При этом следует отметить, что определение массы рабочего тела в баллоне взвешиванием, например, при его заправке, когда он находится в составе КА практически крайне затруднено.

1. Устройство для измерения массы рабочего тела, газообразного при нормальных условиях, в баллоне электроракетной двигательной установки, включающее магистраль подачи рабочего тела в двигатели электроракетной двигательной установки, гидравлически связанную с баллоном электроракетной двигательной установки, измерительную магистраль с установленным на ней датчиком давления, отличающееся тем, что в него введены нормально открытый отсечной клапан и дополнительный баллон, установленные на измерительной магистрали последовательно между баллоном электроракетной двигательной установки и датчиком давления, при этом дополнительный баллон имеет объем в 500…1000 раз меньше, чем у баллона электроракетной двигательной установки, и снабжен нагревательным элементом и датчиком температуры.

2. Способ определения массы рабочего тела, газообразного при нормальных условиях, в баллоне электроракетной двигательной установки, включающий измерение давления и температуры, отличающийся тем, что герметизируют дополнительный баллон и нагревают его до температуры на 10…20 Kвыше критической температуры рабочего тела, измеряют давление Рд и температуру Тд в нем и определяют массу газообразного при нормальных условиях рабочего тела W в баллоне электроракетной двигательной установки по формуле: W = Рд М V / Z R Тд, где Рд и Тд - давление и температура рабочего тела в дополнительном баллоне соответственно, R - универсальная газовая постоянная, М - молекулярный вес рабочего тела, V - объем баллона электроракетной двигательной установки, Z - коэффициент, учитывающий сжимаемость рабочего тела.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области двигателей на эффекте Холла, в частности к двигателю (1) на эффекте Холла с регулируемой тягой, в котором конечная ступень магнитного контура содержит взаимно противоположные внутренний полюс (18) и внешний полюс (15), причем внутренний полюс (18) смещен по оси вниз по потоку по отношению к внутреннему полюсу (15) таким образом, что магнитное поле (M) наклонено относительно поперечной плоскости двигателя (1).

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА на переходную орбиту с высотой апогея больше высоты геостационарной орбиты (ГСО) и высотой перигея ниже ГСО.

Изобретение относится к области двигателей на эффекте Холла и, в частности, к двигателю (1), в кольцевом канале (2) которого нижний по потоку край имеет изменяемое поперечное сечение для обеспечения возможности изменения тяги и удельного импульса.

Изобретение относится к области создания электрических реактивных двигателей. Для обеспечения надежной подачи твердого топлива в источник плазмообразующего вещества при длительной эксплуатации электрического ракетного двигателя в условиях низких отрицательных температур предложено поверхность направляющего приспособления для прямоточного перемещения твердого топлива в источнике плазмообразующего вещества со стороны прямоточного перемещения твердого топлива покрыть стеклоподобной пленкой в виде наноматериала.

Изобретение относится к системам подачи рабочего тела в импульсный плазменный электрический реактивный двигатель. Способ подачи жидкого рабочего тела из бака хранения в импульсном плазменном электрическом реактивном двигателе на подвижную поверхность разрядного промежутка заключается в смачивании поверхности путем контакта капиллярного фитиля, смоченного рабочим телом, с указанной поверхностью.

Изобретение относится к электрореактивным двигателям прямоточного типа (ПЭРД), в которых в качестве рабочего вещества используется газообразная окружающая среда. ПЭРД предназначен для управления движением низкоорбитального космического аппарата.

Изобретение относится к средствам управления движением космических аппаратов, а именно к электрическим (плазменным) ракетным двигателям для коррекции орбиты искусственного, преимущественно низкоорбитального спутника планеты с атмосферой.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при испытаниях и эксплуатации ионных двигателей. Ионный двигатель снабжен устройством для защиты от дугового разряда, вызванного межэлектродным пробоем между эмиссионным и ускоряющим электродами ионно-оптической системы.

Изобретение относится к технике стационарных плазменных двигателей (СПД). В динамический имитатор СПД, содержащий имитатор поджигного промежутка, имитатор регулятора рабочего тела, содержащий резистивную токоограничивающую нагрузку, транзисторный узел, введены имитатор магнитной системы, содержащий катушки, имитатор нагревателя катода, подключенный к шине катода, имитатор броска пускового разрядного тока, подключенный между плюсовой шиной и шиной катода, силовой ключ с характеристикой тиристорного типа, датчик тока, своим входом подключенный между вторым выводом резистивной токоограничивающей нагрузки и плюсовой шиной, генератор, имитирующий напряжение колебаний разрядного тока и суммирующий усилитель, первый вход которого подключен к функциональному выходу имитатора регулятора расхода рабочего тела, второй вход подключен к выходу генератора, имитирующего напряжение колебаний тока разряда, третий вход подключен к выходу датчика тока, выход суммирующего усилителя подключен к управляющему входу транзисторного узла с регулируемой проводимостью, а шина катода подключена к минусовому входу динамического имитатора СПД через катушки имитатора магнитной системы.

Изобретение относится к миниатюрному плазменному двигателю, при этом согласно изобретению: производят возбуждение плазмы микроразрядом с полым катодом вблизи выхода и внутри средства инжекции газообразного рабочего тела, при этом указанное средство инжекции является магнитным и содержит заострение на своем выходном конце, электроны намагниченной плазмы приводят в циклотронное вращение на уровне выходного конца указанного средства инжекции.

Изобретение относится к способу создания электрореактивной тяги. Способ состоит в том, что после создания электрореактивной тяги в режиме горения топлива при импульсном давлении в усеченной сферической камере сгорания с образованием огненного ядра в камере сгорания и плазменного ядра в индукторе магнитного поля при воздействии СВЧ-полем в электронно-циклотронном резонансном режиме, а также создания прямого ускоряющего импульсного напряжения со стороны ускорителя катионов, расположенного перед соплом, дополнительно обеспечивают путем создания обратного ускоряющего импульсного напряжения со стороны изолированного электрода, установленного в камере сгорания, детонационный режим горения топлива в импульсно-пульсирующем режиме, при котором происходит формирование устойчивой детонационной волны в огненном ядре за счет импульсного потока ионизационно-термических волн катионов из плазменного ядра. Причем на поток ионизационно-термических волн катионов при действии обратного ускоряющего напряжения и на поток продуктов сгорания при действии прямого ускоряющего напряжения воздействуют магнитным полем, вектор индукции которого совпадает с вектором скорости этих потоков. Изобретение позволяетповысит удельную тягу, КПД и эффективность преобразования энергии продуктов сгорания топлива в электроэнергию. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к технологии питания рабочим газом ионного реактивного двигателя малой тяги. Способ питания ионного реактивного двигателя малой тяги рабочим газом, поступающим из резервуара с избыточным давлением, осуществляется посредством устройства питания, содержащего клапан on/off и, последовательно по ходу от упомянутого клапана on/off, дроссель высокого давления, буферный резервуар и по меньшей мере один дроссель низкого давления. Способ содержит этапы вычисления заданного значения давления (pc) для буферного резервуара как функции заданного значения расхода (Qc), вычисление разности (Δp) между заданным значением давления (pc) для буферного резервуара и давлением (pt), измеренным в буферном резервуаре, вычисление заданного значения (tc) для времени открытия клапана on/off как функции упомянутой разности (Δp) и давления (pr) в упомянутом резервуаре с избыточным давлением, и открытия клапана on/off в соответствии с упомянутым заданным значением (tc) времени открытия. Изобретение позволяет повысить надежность питания рабочим газом ионного реактивного двигателя малой тяги. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к системам управления обтеканием летательного аппарата при дозвуковых и околозвуковых скоростях полета. Импульсный плазменный тепловой актуатор эжекторного типа содержит подводной канал с обратным клапаном, разрядную камеру со встроенными игольчатыми электродами, сопло эжектора, камеру смешения, полость разрежения со щелью, соединяющей полость разрежения с поверхностью крыла, выходной диффузор. Актуатор позволяет без перегрева рабочей области создавать истекающую из сопла высокоскоростную пульсирующую струю газа в одной области течения и одновременно осуществлять отсос пограничного слоя в другой. Изобретение направлено на расширение возможности управления обтеканием крыла летательного аппарата. 2 ил.

Изобретение относится к области электроракетных двигателей (ЭРД), в частности к стендам для их испытаний на рабочем теле иоде. Стенд для испытания электроракетного двигателя, работающего на рабочем теле иоде, состоящий из вакуумной камеры, системы вакуумирования, электроракетного двигателя, системы торможения струи плазмы иода, истекающей из двигателя, системы хранения и подачи иода, снабженной нагревателями и соединенной через клапаны с электроракетным двигателем, устройства для конденсации иода, снабженного системой подачи криоагента, дополнительно включает паропровод иода. Система торможения, установленная соосно с электроракетным двигателем и снабженная контуром охлаждения, содержит центральное тело в виде усеченного конуса и охватывающий его приемный конус, больший диаметр которого обращен к выходному сечению электроракетного двигателя, а меньший связан с паропроводом иода, конечный участок которого соединен с устройством для конденсации иода, выполненного в виде снабженной герметичной рубашкой, гидравлически связанной с системой подачи криоагента, емкости, во внутренней полости которой размещен эластичный пакет для сбора иода, выполненный из хладостойкого материала и прилегающий к ее внутренней стенке. Способ испытания на стенде электроракетного двигателя, работающего на рабочем теле иоде, состоит в том, что истекающую из двигателя струю плазмы иода затормаживают в системе торможения и осаждают в устройстве для конденсации иода. Изобретение позволяет повысить экономическую эффективности работы стенда. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

Изобретение относится к транспорту, в частности к ионным двигателям. Система управления ионными двигателями содержит два устройства управления питанием, четыре ионных двигателя и два коммутационных узла. Один коммутационный узел соединен с двумя устройствами управления питанием и с двумя из четырех ионных двигателей. Другой коммутационный узел соединен с указанными двумя устройствами управления питанием и с другими двумя ионными двигателями. Каждый коммутационный узел имеет первое и второе коммутационные состояния, которые могут быть выбраны для обеспечения возможности подачи питания любым устройством управления питанием на любой ионный двигатель с первого по четвертый. Каждый коммутационный узел содержит полый вал, выполненный с возможностью поворота и приводимый в действие шаговым двигателем. Ионный двигатель содержит разрядный анод, разрядный катод, электрод устройства поддержания разряда, разрядный нагреватель, катод нейтрализатора, нагреватель нейтрализатора, экранную, ускорительную и замедлительную решетки. Технический результат - повышение надежности средств коммутации. 2 н. и 13 з.п. ф-лы, 17 ил.

Система (300, 400) и способы (500) испытания реактивного двигателя (100) малой тяги в вакуумной среде. Способы включают в себя: помещение реактивного двигателя малой тяги в вакуумную камеру, которая, по меньшей мере частично, заземлена; удаление из вакуумной камеры по меньшей мере одного газа для обеспечивания вакуумной среды; запуск реактивного двигателя малой тяги с целью создания пучка электронов; и/или электроизолирование электронов пучка от, по меньшей мере, одной электропроводящей поверхности вакуумной камеры. Электроизоляция может быть достигнута путем приложения к пучку электрического напряжения смещения с помощью электрода. Электрод может содержать электропроводящий объект, расположенный в вакуумной камере, и/или, по меньшей мере, часть стенки вакуумной камеры. Во всех случаях электрод электрически изолирован от той части вакуумной камеры, которая заземлена. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 7 ил.

Изобретение относится к ракетной технике и предназначено для создания импульсных ракетных двигателей систем ориентации космических аппаратов и старта с поверхности и посадки на планеты с малой гравитацией, например Луну. Импульсный детонационный ракетный двигатель, в котором система подачи и поджига выполнена в виде прозрачной диэлектрической трубки, заполненной инертным газом, на торцах которой установлены анод и катод, а рабочее тело выполнено в виде цилиндрического усеченного конуса из светопоглощающего материала, обращенного широким основанием в сторону к сверхзвуковому соплу. При этом диэлектрическая прозрачная трубка установлена по оси симметрии цилиндрического усеченного конуса. Изобретение позволяет облегчить инициирование разряда, увеличить скорость истечения рабочего тела и увеличить долю сжигаемого рабочего тела, что приводит к получению сверхзвуковых скоростей на выходе из сопла, а также к упрощению системы поджига и подачи рабочего тела. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к управлению вектором тяги плазменных двигателей. Устройство содержит закреплённые на корпусе плазменного двигателя в зоне за срезом его выходного канала две или четыре прямоугольной формы рамочных магнитных катушки, расположенных открытыми частями рамок напротив друг друга. Катушки установлены симметрично относительно продольной оси двигателя, параллельно друг другу или под небольшим углом друг к другу. Данное исполнение устройства обеспечивает создание за срезом выходного канала двигателя существенно однородного поперечного магнитного поля, в т.ч. - в двух ортогональных направлениях. Техническим результатом является повышение эффективности управления вектором тяги плазменного двигателя. 3 н.п. ф-лы, 10 ил.

Изобретение относится к исследованию и эксплуатации электроракетных стационарных плазменных двигателей. В способе, включающем запуск двигателя, сравнение измеренных значений разрядного тока с верхним допустимым его значением, и в случае превышения предельного значения выключение двигателя с последующим его запуском. Перед запуском двигателя определяют диапазон превышения разрядным током своего допустимого значения определяют для каждого значения диапазона допустимый интервал времени пребывания двигателя под аномальной токовой нагрузкой и интервал времени защиты двигателя от аномальной токовой нагрузки, а в процессе работы двигателя, в случае превышения допустимого интервала времени пребывания двигателя под аномальной нагрузкой, производят его выключение с последующим включением через интервал времени защиты двигателя от аномальной токовой нагрузки. В случае соответствия допустимому интервалу времени пребывания двигателя под аномальной нагрузкой фиксируют частоту аномальных превышений на установленном интервале и при превышении допустимой частоты производят выключение двигателя с последующим его включением через интервал времени защиты двигателя, определенный для максимального измеренного значения разрядного тока на установленном интервале, также контролируют число выключений двигателя, вызванных превышением разрядным током допустимых значений, на всем интервале работы двигателя и в случае превышения допустимого числа выключений, после последнего выключения, превысившего допустимое число, прекращают последующее включение двигателя. Изобретение позволяет повысить отказоустойчивость электроракетных стационарных плазменных двигателей. 2 ил.

Предлагаемое изобретение относится к области электроракетных двигательных установок и может быть использовано в системах хранения и подачи рабочего тела ЭРДУ. Устройство для измерения массы рабочего тела, газообразного при нормальных условиях, в баллоне электроракетной двигательной установки, включает магистраль подачи рабочего тела в двигатели электроракетной двигательной установки, измерительную магистраль с установленным на ней датчиком давления, в него введены нормально открытый отсечной клапан и дополнительный баллон, установленные на измерительной магистрали последовательно между баллоном электроракетной двигательной установки и датчиком давления, при этом дополнительный баллон имеет объем в 500…1000 раз меньше, чем у баллона электроракетной двигательной установки, и снабжен нагревательным элементом и датчиком температуры. Техническим результатом изобретения является возможность измерения в любой момент эксплуатации ЭРДУ как в космосе, так и в наземных условиях массы рабочего тела. 2 н.п. ф-лы, 2 ил.

Наверх