Способ управления стационарным плазменным двигателем

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.

 

Изобретение относится к исследованию и эксплуатации электроракетных стационарных плазменных двигателей (СПД) и систем, созданных для их применения в составе космических аппаратов (КА).

Известен способ запуска СПД, который включает в себя подготовку двигателя к запуску путем предварительной коммутации источника питания электрических цепей разряда двигателя от системы преобразования энергии и управления (СПУ) СПД (Патент RU 2572471 С2. МПК: F03H 1/00/ Никипелов А.В., Симанов Р.С., Волков Д.В. и др. Способ запуска стационарного плазменного двигателя, 2015 [1]). Далее подготовка к включению двигателя содержит в себе открытие клапанов подачи ксенона, выбор двигателя для запуска, включение термодросселя (устройства регулирования подачи ксенона) и накала катода, подачу импульсов поджига разряда, с одновременным открытием клапанов подачи ксенона в анод-катодное пространство двигателя.

Запуск двигателя осуществляется путем подачи разрядного напряжения и тока с измерением разрядного тока IР, при этом сравнивают IР с током начала рабочего режима двигателя IРД и в случае выполнения условия IР>IРД осуществляют переход в рабочий режим с выключением накала катода и прекращением подачи импульсов поджига разряда.

В рассматриваемом решении снижение нагрузки на элементы систем энергообеспечения (СЭП) КА и СПУ СП достигается за счет циклограммы запуска двигателя, в которой подача напряжения разряда осуществляется после того, как разогрет катод двигателя, осуществлена подача ксенона в двигатель и поданы импульсы поджига.

Недостаток рассмотренного способа управления заключается в том, что он не защищает элементы СПУ и сам двигатель от дополнительной тепловой и электродинамической нагрузок, которым они подвергаются при переходных процессах по току и напряжению в случаях аномальных изменений разрядного тока в работающих двигателях.

Известен способ управления системой электроракетных стационарных плазменных двигателей, принимаемый за прототип (Островский В.Г., Сухов Ю.И. Разработка, создание и эксплуатация электроракетных двигателей и электроракетных двигательных установок в ОКБ-1-ЦКБЭМ-НПО «Энергия»-РКК «Энергия» им. С.П. Королева (1958-2011 г.) // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королев: РКК «Энергия», 2011. Вып. 3-4. С. 115-162 [2]). Способ включает в себя запуск СПД, измерение разрядного тока в СПД IР в текущие моменты времени t, сравнение измеренных значений IР с верхним допустимым его значением IД и в случае превышения разрядным током допустимого значения IР>IД фиксирование момента времени начала превышения t1 с определением текущего интервала времени превышения Δτ=t-t1 разрядным током предельно допустимого значения, проверку выполнения условия превышения текущим интервалом времени своего предельного значения Δτ≥ΔτД, где ΔτД - допустимый интервал превышения разрядным током своего предельного значения, и в случае превышения выключение двигателя с последующим его запуском.

При этом для реализации способа-прототипа установлено IД=3,5±0,3 А, ΔτД=4,8 с при запуске без временной паузы.

Указанный способ позволяет защитить электрорадиоизделия (ЭРИ) блока автоматики (БАТМ) аппаратуры питания и управления (АПУ) системы электроракетных стационарных плазменных двигателей (СЭРД) от перегрева при превышениях током разряда в СПД-70 номинального значения 2,23 А. Он также защищает магнитную систему СПД от дополнительных электродинамических нагрузок, приводящих к преждевременному износу катушек намагничивания. Уменьшается степень разрушения (эрозии) кольцевого канала разрядной камеры, изготовленной из нитрида бора и окиси кремния [2]. Уменьшается также нагрузка на эмиттер катода из гексаборида лантана и проволочный электронагреватель катода, выполненный в виде спирали из вольфрам-рениевого сплава. В конечном счете, все это повышает надежность работы двигателя и продляет ресурс его работы. Недостатки способа заключаются в следующем:

- не учитывается разнородность влияния отдельных аномальных процессов в СПД на работу элементов СЭРД и самого двигателя (в том числе при коротком замыкании тока разряда - нулевом сопротивлении разрядной дуги) при различной частоте их проявлений на текущем и заданном целом интервалах работы двигателя;

- отсутствует пауза между выключением и последующим включением двигателя для защиты аппаратуры системы от последствий аномального события (для охлаждения после дополнительного нагрева СПД и АПУ, устранения переходных процессов по току и напряжению на выходных шинах питания и в приборах СЭРД).

Техническим результатом изобретения является повышение отказоустойчивости СПД и систем созданных для их применения, в условиях дестабилизирующих факторов возникающих в аппаратуре систем и конструкции двигателя при аномальных проявлениях разрядного тока в работающих двигателях.

Для достижения технического результата в способе управления стационарным плазменным двигателем, включающем запуск двигателя, измерения разрядного тока в стационарном плазменном двигателе в текущие моменты времени, сравнение измеренных значений разрядного тока с верхним допустимым его значением и, в случае превышения разрядным током допустимого значения, определение текущего интервала времени его превышения, проверку выполнения условия превышения текущим интервалом времени своего предельного значения, и при превышении - 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, а 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.

В качестве примера, рассмотрим применение способа для исследования и эксплуатации СЭРД КА «Ямал». Техническая структурная схема системы, соответствующая схеме деления СЭРД КА «Ямал», представлена в описании прототипа. Она включает в себя восемь тяговых модулей (ТМ1…ТМ8), разделенных на две группы - первая группа с нечетными номерами ТМ и вторая - с четными номерами ТМ.

ТМ имеют одинаковое конструкторско-технологическое построение и включают в себя блок газового распределения (БГР) и анодно-катодный блок (АКБ), выполненный в виде стационарного плазменного двигателя (СПД М-70 или СПД М-100). БГР выполняет роль обеспечивающего блока для подачи ксенона под давлением 1,75±0,1 атм из средств хранения и подачи рабочего тела (ксенона Хе) объединенной двигательной установки КА в СПД.

В состав АПУ СЭРД входят БАТМ и блок электропитания (БЭП). Обеспечение электроэнергией СЭРД осуществляется от бортовой системы электроснабжения. Управляющие воздействия на СЭРД формируются бортовым вычислительным комплексом управления (БВК) и блоком формирования команд объединенной двигательной установки КА. Через систему бортовых измерений производится контроль измерительной информации БАТМ и СЭРД в целом, а также использование ее при формировании алгоритмов управления системой.

Процессы, проявляющиеся в работающем СПД в виде пиковых бросков разрядного тока (тока анода) (БТА) [2], являются неизбежными. БТА возникают в результате уменьшения сопротивления разрядной дуги в анод-катодном промежутке СПД. Известные причины объективного и субъективного характера, приводящие к уменьшению указанного сопротивления и появлению БТА, могут быть нижеследующими:

- эрозия поверхности керамической разрядной камеры СПД и попадание частиц керамики на анод (основная причина) [3], приводящие к уменьшению сопротивления разрядной дуги и увеличению разрядного тока;

- факторы от наземных испытаний в вакуумной камере (ВК) ТМ. При проведении в ВК совместных испытаний ТМ с обслуживающей его аппаратурой, от воздействия плазменной струи работающего СПД может происходить частичное распыление материала мишени [4]. В результате, в ограниченном, замкнутом пространстве атомы и ионы материала мишени оседают на внутренней поверхности разрядной камеры СПД. При включении ТМ в условиях космического полета, накопившиеся при наземных испытаниях ионы материалов стенок ВК периодически отслаиваются от стенок камеры, попадают в разрядную зону и уменьшают сопротивление разрядной дуги в анод-катодном промежутке, вызывая тем самым БТА;

- факторы воздействия внешнего космического пространства. На геостационарной орбите (ГСО), где функционируют КА «Ямал», может находиться значительное количество электрически заряженных фоновых частиц (плотность электронов колеблется от 104 до 106 на см3). При работе ТМ, помимо создающих тягу квазинейтральной струи ионов и электронов ксенона, существует выход из анодного блока перпендикулярно вектору тяговой струи, электронов плотностью порядка 106 на см3 [4, 5]. Совокупность этих электронов с фоновыми может значительно увеличить плотность потока электронов. При наличии соответствующего потенциала в одном из неработающих ТМ, в общих цепях работающего и неработающего ТМ может возникнуть «паразитный» ток, который при существующих обобщенных датчиках тока будет влиять на регулирование тока в разрядной цепи работающего ТМ, вызывая тем самым нестабильность разрядного процесса. Указанные процессы наблюдались при эксплуатации СЭРД КА «Ямал-200» в периоды высокой активности Солнца.

После поджига разрядной дуги происходит автоматическое изменение значения тока термодросселя (ТД) в БГР с дежурного режима на рабочий, обеспечивающий номинальный ток разряда IР=2,23±0,2 А. При этом сопротивление Rак разрядной дуги в анод-катодном пространстве СПД-70 находится в допустимом диапазоне ~138…140 Ом. Импульсное уменьшение сопротивления Rак от 140 Ом до 0 Ом, длительностью от 0,1 с до 5 с проявляется через БТА, достигавших амплитудных значений до 6 А [6].

В результате проявления БТА, в разрядной камере образуется так называемая «электронная спица», которая периодически закорачивает анод с катодом. Такой режим работы СПД, длительностью от миллисекунд до нескольких секунд, является аномальным как для АПУ, так и для ТМ. Для снижения уровня колебаний тока разряда в ТМ, вызванных БТА, в АПУ СЭРД устанавливают реактивные демпферы электрических колебаний тока и напряжения разряда. А для защиты аппаратуры от токовых перегрузок, вызванных аномальными режимами, устанавливается в разрядную цепь электронный ключ, реализующий ограничение аномально больших токов с помощью режима широкоимпульсной модуляции (ШИМ).

Для пояснения сути предложенного технического решения, направленного на защиту АПУ и ТМ от аномального процесса представлены:

Фиг. 1 - схема модельного представления структуры управления током разряда и током ТД при БТА;

Фиг. 2 - БТА при работе ТМ, зафиксированные датчиком тока.

Для разработки алгоритма защиты приборов БЭП и БАТМ от электрических и тепловых перегрузок, а также оценки эффективности работы системы стабилизации разрядного тока IР в режиме ограничения аномальных бросков было произведено предварительное изучение бортовой информации по БТА и наземное стендовое их исследование. Схема модельного представления структуры управления током разряда и током термодросселя для исследования БТА представлена на фиг. 1, где введены обозначения:

1 - анод;

2 - катод;

3 - разрядная дуга и ее сопротивление (Rак);

4 - емкость разрядного пространства;

5 - термодроссель (ТД);

6 - индуктивность магнитной системы СПД;

7 - индуктивность магнитного регулятора тока ТД;

8 - магнитный регулятор (MP);

9 - источник прецизионной токовой установки (IОП) для MP;

10 - диодный приемник ЭДС от LДР и LМС при импульсной модуляции напряжения (VD);

11 - емкостной фильтр;

12 - компаратор «К»;

13 - вентиль «И»;

14 - электронный коммутатор (ЭК);

15 - электропневмоклапан подачи Хе (ЭПК);

16 - датчик разрядного тока первый (ДТ1);

17 - датчик разрядного тока второй (ДТ2);

18 - стрелка, отображающая регулирующее воздействие ТД на Rак;

19 - стрелка, отображающая спонтанное изменение Rак.

Кроме этого на фиг. 1 введены обозначения токов IР, IТД, IОП - разряда, ТД и опорного соответственно, а также точек подвода разрядного напряжения в 300 В от БЭП.

По результатам исследований СЭРД в полете в составе КА и испытаний на наземном стенде ЭУ315 РКК «Энергия» [2] произведена классификация БТА по проявлению аномалий и степени их влияния на АПУ и ТМ.

В первом случае БТА характеризуется падением разрядного сопротивления Rак 3 от ~135 Ом до ~100 Ом и проявлением БТА в диапазоне 2,25≤IР≤2,95 А. В БАТМ управление происходит за счет регулировки IТД=f(IР) и режим ШИМ не включается. Технически эта задача решена в БАТМ через MP 8 (фиг. 1), на один вход которого с ДТ1 16 поступает текущее значение IР, а на другой вход подается с источника 9 прецизионная токовая установка IОП, соответствующая на выходе MP 8 току разряда IР=2,23±0,2 А. При этом средства стабилизации увеличивают IТД до 4 А и капилляр ТД с задержкой в ~1 с максимально нагревается, что приводит к уменьшению расхода ксенона, подаваемого в капилляр через ЭПК 15.

В свою очередь это приводит в промежутке анод 1 катод 2 к увеличению сопротивления (Rак) 3 и уменьшению IР до своего номинала. Величина высоковольтного напряжения, прикладываемого к емкости анод-катод 4 (Cак), достигает значения ~280 В, переменная составляющая тока IР увеличивается до 0,2 А, продолжительность процесса не превышает 3 с.

Во втором случае БТА характеризуется изменением разрядного сопротивления 3 Rак от ~100 Ом до ~90 Ом и проявлением БТА в диапазоне 2,95<IР≤3,2 А. Одновременно производится работа MP 8 (фиг. 1), на грани возможности регулирования тока ТД IТД=f(IР), направленная на уменьшение IР, и работа БАТМ в режиме ШИМ. Режим ШИМ БТА2 характеризуется параметрами разрядного тока: частотой f≈3,5 кГц, скважностью импульсов ~0,8, средним значением больше 2,23 А, продолжительностью до 5 с. Величина напряжения, прикладываемого к емкости 4 Cак, достигает значения ~270 В, и переменная составляющая тока IР увеличивается до ~0,8 А.

В третьем случае БТА характеризуется разрядным сопротивлением 3 Rак от ~90 Ом до ~65 Ом и проявлением БТА в диапазоне 3,2<IР<4,5 А. Для описания случая используется схема модельного представления структуры управления токами разряда и ТД приборами БЭП и БАТМ (фиг. 1). Пиковое значение IР фиксируется датчиком тока ДТ1 16 и достигает порога срабатывания 3,0…3,8 А «К» 12. При этом ЭК 14 выключается и на индуктивностях LМС 6 СПД и LДР 7 БАТМ возникает ЭДС, которая через диоды VD 10 поддерживает протекание IР за счет энергии накопленной в магнитных полях дросселей LМС 6 и LДР 7.

Далее происходит уменьшение IР по экспотенциальному закону за время разряда τр=(LМС+LДР)/Rак, и по достижении IР значения 1-1,3 А (порога настройки) «К» 12 через вентиль «И» 13 снова включает ЭК 14 для работы в режиме ШИМ.

По включению ЭК 14 происходит заряд LМС и LДР через Rак 3 работающего СПД за время τЗ, при этом τрЗ. Режим ШИМ во втором случае БТА характеризуется параметрами разрядного тока: частотой f≈5 кГц, скважностью ~0,5, средним значением, большим чем 2,33 А. При этом ток ТД больше 4 А, а потребление БЭП уменьшается с ~37 А (при номинальном режиме) до ~25 А. Величина напряжения, прикладываемого к емкости Cак 4, достигает значения ~250 В и переменная составляющая тока IР увеличивается до 0,6 А, продолжительность режима до 5 с. Контроль длительности режима ШИМ от момента пикового броска и до получения номинального значения осуществляет БВК по ДТ 17. Основная часть тепловыделения в этом режиме приходится на ЭК 14.

В четвертом случае БТА характеризуется величиной Rак, близкой к нулю (начиная с ~65 Ом до ~50 ОМ и меньше). При этом ДТ1 16 фиксирует значение тока в диапазоне 4,5<IР≤6 А (значения тока больше 6 А датчик не фиксирует, так они находятся вне диапазона измерения датчика), что выше порога срабатывания компаратора 12. В результате LДР 7 БАТМ приходит в состояние насыщения за несколько мкс, и поэтому очень быстро происходит заряд дросселей LМС 6 и LДР 7. Компаратор 12 срабатывает с задержкой, так как его действия заторможены до ~1 мс в результате действия помех емкостного фильтра 11. В течение указанного времени задержки разрядный ток IР, протекающий через ЭК 14, увеличивается до 6 А (возможно и выше). После выключения ЭК происходит относительно продолжительный процесс разряда, до 5 с. Режим ШИМ в четвертом случае БТА характеризуется параметрами разрядного тока: частотой f≈500 Гц, скважностью импульсов ~8, средним значением ~2,03 А. При указанном разрядном токе, IТД ≈ 0 и расход ксенона примерно в два раза превышает номинальное значение и достигает ~5⋅10-6 кг/с. Величина напряжения, прикладываемого к емкости Cак, достигает значения ~240 В, и переменная составляющая тока IР увеличивается до 1 А. Потребление БЭП уменьшается с ~37 А до ~15 А. Основная часть тепловыделения в этом режиме приходится на диоды VD 10.

Таким образом, в результате исследований процессов БТА в ТМ с электроракетными двигателями СПД-70 определены j-e значения возможного превышения номинального разрядного тока IДj в виде БТА, где j=1, 2, …, J, находящиеся в диапазоне от 2,25 А до 6 А. При этом IД1 = 2,95 А - предельно допустимый верхний уровень регулировки разрядного тока аппаратурой БАТМ системы и значение разрядного тока при нулевом сопротивлении разрядной дуги двигателя IДJ = 6 А.

Далее токовый диапазон от 2,25 А до 6 А разделен в зависимости от его влияния на АПУ и ТМ на три поддиапазона:

2,95<IР≤3,2 А, IД1 = 2,95 А; IД2 = 3,2 А;

3,2<IР≤4,5 А, IД2 = 3,2 А; IД3 = 4,5 А;

4,5<IР≤6А, IД3 = 4,5 А; IД4 = 6 А.

При этом первый случай БТА не рассматривается, так как аппаратура СЭРД в данном поддиапазоне превышения разрядного тока не требует дополнительных защитных мероприятий. Для остальных токовых поддиапазонов определяем допустимые интервалы времени ΔτД(j,j+1) пребывания АПУ и ТМ в системе под аномальной нагрузкой: ΔτД1 = 6 с; ΔτД2 = 4,8 с; ΔτД3 = 0 (выключение СПД производится сразу после фиксации измеренной величины разрядного тока более 4,5 А). Определяем также последующий интервал времени ΔτЗ(j,j+1) защиты аппаратуры от аномалии: ΔτЗ1 = 2 с; ΔτЗ2 = 4 с; ΔτЗ3 = 8 с.

Таким образом, до запуска двигателя определяем диапазон аномального превышения разрядным током своего допустимого значения, определяем 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, производим его выключение с последующим включением через интервал времени защиты двигателя от аномальной токовой нагрузки.

При этом частота проявления БТА меньшей продолжительности, чем допустимые интервалы ΔτД(j,j+1), также оказывает влияние на работоспособность ЭРИ приборов системы и СПД. На фиг. 2 показаны проявления БТА, зафиксированные датчиком тока при испытаниях ТМ. Показано предельное значение разрядного тока, при котором должно производиться выключение модуля. Кроме этого выделен участок проявления третьего случая БТА в виде 4-х бросков на интервале ~15 с. При этом каждый из бросков продолжительностью меньше допустимой величины 4,8 с. Измерение температуры поверхности отдельных ЭРИ БАТМ в такой ситуации показало, что значения температур близки к предельным значениям.

Далее в процессе испытаний эмпирически было установлено, что на ΔτРД = 30 с интервале, для недопущения перегрева ЭРИ приборов и разрушения разрядной камеры СПД, проявление второго случая БТА не должно происходить более 6-ти раз и третьего случая БТА не более 4-х раз. В каждом случае превышения указанных значений по числу проявлений на указанном интервале необходимо производить выключения двигателя с последующим включением после защитной паузы ΔτЗ(j,j+1).

Таким образом, определяем допустимую частоту n(j,j+1) превышения разрядным током допустимого значения в каждом токовом поддиапазоне (IДj, IД(j+1)) на установленном временном интервале работы двигателя ΔτРД. В рассматриваемом примере n1 = 6, n2 = 4, ΔτРД = 30 с. В случае, если несколько событий происходят в различных поддиапазонах разрядного тока, допустимое значение n(j,j+1) выбирается по максимальному значению разрядного тока (учитывается худший случай).

Так, например, если первый БТА имел значение 3 А, а второй 4 А, то допустимым является значение n2 = 4, при этом с учетом первого БТА фиксируется два события.

В результате проведенных исследований сформирован дальнейший выбор действий, заключающийся в том, что в случае соответствия допустимому интервалу времени пребывания двигателя под аномальной нагрузкой фиксируют частоту аномальных превышений на установленном интервале и в случае превышения допустимой частоты производят выключение двигателя с последующим его включением через интервал времени защиты двигателя, определенный для максимального измеренного значения разрядного тока на установленном интервале.

Таким образом, по воздействию на АПУ и ТМ одного непрерывного БТА запредельной продолжительности ставится в соответствие количество импульсных проявлений БТА меньшей продолжительности.

Вышеуказанными действиями производится защита АПУ СЭРД и ТМ в случаях БТА, вызываемых распылением материала поверхности разрядной камеры.

Более чем десятилетний опыт эксплуатации СПД в составе КА «Ямал» [6] показал необходимость дополнительной защиты АПУ и самих ТМ, в случае наличия БТА, вызванных действием заряженных частиц солнечных и галактических космических лучей (СКЛ и ГКЛ). Воздействия СКЛ и ГКЛ на работу СЭРД сложно прогнозировать, так как трудно определить распределение частиц в космическом пространстве по времени и их потоки в местах (точках) стояния КА на ГСО. Однако указанное воздействие можно определить косвенным путем с высокой степенью вероятности.

При ресурсных наземных испытаниях СПД и контроле их работы в условиях космического пространства, за счет обработки полученной информации, установлено предельное число БТА, вызванных эрозийными процессами в разрядной камере, приводящими к выключению двигателя по ранее рассмотренным условиям. С учетом этого было сформировано требование, допускающее не более двух (s=2) выключений ТМ с последующим их включением на ΔτЗС = 30 минутном интервале работы.

В случае третьего выключения наиболее вероятной причиной всех выключений являлась возмущенная обстановка вокруг КА, вызванная потоками высокоэнергетических электронов, протонов и ионов, источником которых в наибольшей части является Солнце. Поэтому после третьего выключения на указанном 30-ти минутном интервале по причине БТА, далее двигатели не включались на текущем маневре КА. При этом производился дополнительный анализ ситуации, после которого принималось решение на дальнейшее включение двигателя. Прерывания маневра были единичными и, как правило, они совпадали с интервалами высокой активности Солнца. Поэтому в установленных случаях указанной активности Солнца маневры КА с использованием ТМ не планировались, а указанные случаи были непредвиденными.

В общем случае, для защиты АПУ и ТМ от БТА, вызванных воздействием на СЭРД внешних факторов космического пространства, производится контроль числа 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.

Реализация способа выполняется средствами СЭРД КА «Ямал» [2] путем добавления до штатной схемы запуска ТМ последующих действий, направленных на защиту АПУ и ТМ от преждевременной выработки их ресурса и от внутренних отказов в приборах и СПД.

Текущий контроль разрядного тока осуществляется по измеренным значениям, считываемым БВК с ДТ2 17 (см. фиг. 1). При этом в виде управляющих массивов в БВК, через служебный канал управления, закладываются указанные постоянные величины значений токовых подынтервалов, а также значения ΔτД(j,j+1), ΔτЗ(j,j+1), n(j,j+1), ΔτРД, ΔτЗС, s.

После перехода ТМ в рабочий режим алгоритм управления СЭРД, заложенный в БВК, осуществляет контроль наличия БТА с последующим их распознаванием и распределением на подынтервалы. Дальнейшее управление производится по вышеописанному алгоритму. При выключении двигателя по командам с БВК отключается разрядное напряжение, закрываются ЭПК ТМ и отключается ток ТД. После установленной паузы производится повторный запуск СПД по циклограмме, представленной в аналоге [1] или прототипе [2].

Действия способа распространяются на все системы электроракетных стационарных плазменных двигателей КА, построенные на базе СПД-70, СПД-100, СПД-140. Указанные двигатели в настоящее время наиболее широко используются на КА, находящихся в эксплуатации, а также планируется их применение на вновь проектируемых КА. Широкое применение они нашли из-за надежной работы с подтверждением огневой наработки ресурса по продолжительности работы и числу включений в условиях космического полета [6]. При этом надежная работа двигателей во многом зависит от аппаратуры их питания и управления. В свою очередь процессы, происходящие в двигателях и связанные с БТА, во многом определяют отказоустойчивую работу аппаратуры и СЭРД в целом.

Неизбежность БТА постоянно требует определенных мер защиты АПУ от перегрева и электрических пробоев, а также СПД от происходящих в них аномальных процессов. В этом заключается актуальность предлагаемого способа управления СЭРД.

Проверка способа при стендовой отработке СЭРД показала эффективность его применения. С его применением наземная наработка ТМ на заданный огневой ресурс на стенде ЭУ315 РКК «Энергия» проведена без замечаний к работе БАТМ и БЭП. На начальных стадиях отработки, без применения предложенного способа защиты АПУ, наблюдались отдельные замечания к работе ЭРИ, в частности к диодной группе в устройстве запуска и защиты БАТМ [2, 6].

Таким образом, действия способа направлены на повышение надежности в работе СПД в составе СЭРД и их отказоустойчивости.

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1. Патент RU 2572471 С2, МПК: F03H 1/00, 2015.

2. Островский В.Г., Сухов Ю.И. Разработка, создание и эксплуатация электроракетных двигателей и электроракетных двигательных установок в ОКБ-1-ЦКБЭМ-НПО «Энергия»-РКК «Энергия» им. С.П. Королева (1958-2011 г.) // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королев: РКК «Энергия», 2011. Вып. 3-4. С. 115-162.

3. Патент RU 2251090 С1, МКИ: G01M 19/00, 2005.

4. Морозов А.И. Разработка идеологии стационарных плазменных двигателей // Физика плазмы. 2003, том 29, №3. С. 261-276.

5. Морозов А.И. Введение в плазмодинамику. М.: ФИЗМАТЛИТ. 2006 г. 576 С.

6. Ганзбург М.Ф., Кропотин С.А., Мурашко В.М., Попов А.Н., Севастьянов Н.Н., Смоленцев А.А., Соколов А.В., Соколов Б.А., Сухов Ю.И. Итоги 10-ти летней эксплуатации электроракетных двигательных установок в составе двух телекоммуникационных КА «Ямал 200” на ГСО // Космическая техника и технологии. 2015. №4. С. 25-39.

Способ управления стационарным плазменным двигателем, включающий запуск двигателя, измерения разрядного тока в стационарном плазменном двигателе в текущие моменты времени, сравнение измеренных значений разрядного тока с верхним допустимым его значением и в случае превышения разрядным током допустимого значения определение текущего интервала времени его превышения, проверку выполнения условия превышения текущим интервалом времени своего предельного значения и при превышении - выключение двигателя с последующим его запуском, отличающийся тем, что перед запуском двигателя определяют диапазон превышения разрядным током 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, а 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.



 

Похожие патенты:

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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.

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

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 области электроракетных двигателей, в частности к системе хранения и подачи рабочего тела. В системе хранения и подачи иода, содержащей сообщенную с электроракетным двигателем трубопроводом, включающим клапан и нагреватели, цилиндрическую емкость с иодом, со стороны, противоположной трубопроводу, снабженную загрузочным фланцем и подпружиненным относительно него поршнем, контактирующим с другой стороны с кристаллическим иодом. Цилиндрическая емкость, со стороны трубопровода, содержит нагреватель и ресивер, при этом нагреватель установлен в полостях непересекающихся трубок, герметично вмонтированных в цилиндрическую поверхность емкости и размещенных по крайней мере в одной плоскости, перпендикулярной оси цилиндрической емкости, к наружным стенкам трубок, со стороны цилиндрической емкости, прикреплена металлическая сетка, при этом ресивер образован днищем цилиндрической емкости, со стороны трубопровода, и наружными стенками трубок с металлической сеткой, наружная цилиндрическая поверхность емкости между трубками и поршнем снабжена тепловым экраном и резьбой. Техническим результатом изобретения является увеличение КПД системы хранения и подачи рабочего тела. 2 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.

Наверх