Жидкости апогея двигатель ( LAE ), или Апогей двигатель , относится к типу химического ракетного двигателя , как правило , используются в качестве основного двигателя в космическом корабле .
Название « двигатель апогея» происходит от типа маневра, для которого обычно используется двигатель, т. Е. Изменение дельта- v в космосе, сделанное в апогее эллиптической орбиты, чтобы сделать его круговым. Для геостационарных спутников этот тип орбитального маневра выполняется для перехода с геостационарной переходной орбиты и размещения спутника на станции на круговой геостационарной орбите . Несмотря на название, апогейный двигатель может использоваться для ряда других маневров, таких как уход с орбиты в конце жизненного цикла, [1] уход с околоземной орбиты, выход на планетарную орбиту [2] [3] и планетарный спуск / подъем.[4]
В некоторых областях космической промышленности LAE также называют двигателем на жидком апогее (LAM), двигателем на жидком апогее (LAT) и, в зависимости от топлива, двухрежимным двигателем на жидком апогее (DMLAT). Несмотря на неоднозначность использования двигателя и двигателя в этих названиях, все они используют жидкое топливо. Однако апогейный ударный двигатель (AKM) или апогейный наддувный двигатель (ABM), такой как Waxwing , использует твердое топливо. [5] [ ненадежный источник? ] Эти твердотопливные версии не используются на спутниках нового поколения. [5] [6]
История
Апогейный двигатель восходит к началу 1960-х годов, когда такие компании, как Aerojet , Rocketdyne , Reaction Motors , Bell Aerosystems , TRW Inc. и The Marquardt Company, участвовали в разработке двигателей для различных спутников и космических аппаратов. [7]
Производные от этих оригинальных двигателей до сих пор используются и постоянно развиваются [8] [9] [10] и адаптируются для новых приложений. [11]
Макет
Типичная схема жидкостного апогейного двигателя может быть определена [12] как двигатель с:
- подача гиперголичного жидкого двухкомпонентного топлива с регулируемым давлением,
- теплоизолированные электромагнитные клапаны или клапаны с моментным двигателем,
- узел форсунки, содержащий (хотя и зависящий от форсунки) центральный канал окислителя и внешний канал топлива,
- камера сгорания с радиационным и пленочным охлаждением,
- характеристическая скорость, ограниченная термической способностью материала камеры сгорания,
- Коэффициент тяги ограничен сверхзвуковой площадью расширительного сопла.
Для защиты космического корабля от теплового излучения камеры сгорания эти двигатели обычно устанавливаются вместе с тепловым экраном . [ необходима цитата ]
Пропеллент
В двигателях Apogee обычно используется одно топливо и один окислитель. Это топливо, как правило, но не ограничиваясь ими, [7] в самовоспламеняющейся комбинации , такие как:
Комбинации гиперголического топлива воспламеняются при контакте внутри камеры сгорания двигателя и обеспечивают очень высокую надежность зажигания, а также возможность повторного воспламенения.
Во многих случаях смешанные оксиды азота (MON), такие как MON-3 ( N
2О
4с 3 мас.% NO ), используется как заменитель чистого N
2О
4. [13]
Использование N
2ЧАС
4находится под угрозой в Европе из-за правил REACH . В 2011 году рамочное законодательство REACH добавило N
2ЧАС
4в список кандидатов веществ, вызывающих очень серьезную озабоченность . Этот шаг увеличивает риск того, что использование N
2ЧАС
4будут запрещены или ограничены в ближайшей или среднесрочной перспективе. [14] [15]
Испрашиваются исключения, позволяющие N
2ЧАС
4для использования в космических приложениях, однако, чтобы снизить этот риск, компании исследуют альтернативные виды топлива и конструкции двигателей. [16] Переход на эти альтернативные виды топлива непрост, и такие вопросы, как характеристики, надежность и совместимость (например, спутниковая двигательная установка и инфраструктура стартовой площадки) требуют изучения. [15]
Представление
Характеристики апогейного двигателя обычно выражаются в единицах удельного импульса вакуума и тяги в вакууме. Однако есть много других деталей, которые влияют на производительность:
- На характеристическую скорость влияют такие детали конструкции, как комбинация пороха, давление подачи пороха, температура пороха и соотношение компонентов пороха.
- На коэффициент тяги в первую очередь влияет сверхзвуковая площадь сопла.
Типичный гиперголический жидкостный апогейный двигатель класса 500 N имеет вакуумный удельный импульс в районе 320 с, [17] [18] [19] [20] с практическим пределом около 335 с. [7]
Несмотря на то, что эти двигатели предназначены для обеспечения определенной номинальной тяги и номинального удельного импульса при номинальных условиях подачи топлива, эти двигатели на самом деле проходят тщательные испытания, в ходе которых характеристики оцениваются в диапазоне рабочих условий, прежде чем они будут признаны годными к полетам . Это означает, что серийный двигатель, соответствующий требованиям к полетам, может быть настроен (в пределах разумного) производителем для удовлетворения конкретных требований миссии, таких как более высокая тяга. [21]
Операция
Большинство апогейных двигателей работают в двухпозиционном режиме при фиксированном уровне тяги. Это связано с тем, что используемые клапаны имеют только два положения: открытое или закрытое. [22]
Продолжительность работы двигателя, иногда называемая продолжительностью горения , зависит как от маневра, так и от мощности двигателя. Двигатели квалифицируются на определенную минимальную и максимальную продолжительность однократного сгорания.
Двигатели также могут обеспечивать максимальную совокупную продолжительность горения, иногда называемую совокупным расходом топлива . Срок службы двигателя при определенном уровне производительности определяется сроком службы материалов конструкции, в первую очередь тех, которые используются для камеры сгорания. [12]
Приложения
Упрощенное разделение можно провести между апогейными двигателями, используемыми для телекоммуникационных и исследовательских миссий:
- Современные платформы телекоммуникационных космических аппаратов, как правило, больше выигрывают от высокого удельного импульса, чем от большой тяги. [23] Чем меньше топлива расходуется для выхода на орбиту, тем больше топлива доступно для удержания на станции. Это увеличение количества оставшегося топлива может быть напрямую переведено на увеличение срока службы спутника, увеличивая финансовую отдачу от этих миссий.
- Космические аппараты для исследования планет, особенно более крупные, как правило, больше выигрывают от высокой тяги, чем от высокого удельного импульса. [24] Чем быстрее высокий дельта- v маневр может быть выполнен, тем выше эффективность этого маневра, и тем меньше ракетного топлива требуется. Это сокращение требуемого топлива может быть напрямую переведено на увеличение массы автобуса и полезной нагрузки (на стадии проектирования), что позволяет повысить эффективность научных исследований в этих миссиях. [12] [23]
Фактический двигатель, выбранный для миссии, зависит от технических деталей миссии. Более практические соображения, такие как стоимость, время выполнения заказа и экспортные ограничения (например, ITAR ), также играют роль в принятии решения.
Смотрите также
- Ракетный двигатель
Рекомендации
- ^ а б "Унифицированная двигательная установка - Предпосылки" . Airbus Defense and Space . Архивировано из оригинала на 2014-09-25 . Проверено 29 января 2015 .
- ^ Амос, Джонатан (4 сентября 2012 г.). "Зонд" Юнона Юпитер "получает поддержку Великобритании" . BBC News . Проверено 29 января 2015 .
- ^ Доминг, DL; Рассел, Коннектикут (19 декабря 2007 г.). Миссия MESSENGER на Меркурий . Springer Science & Business Media. п. 197 . ISBN 978-0-387-77214-1.
- ^ «Комитет промышленной политики, план роботизированных исследований, программа работ на 2009-2014 гг. И соответствующий план закупок» (PDF) . Европейское космическое агентство. Архивировано из оригинального (PDF) 03 марта 2016 года . Проверено 25 января 2015 года .
- ^ а б Поча, JJ (1987). «Апогейный маневр». Библиотека космических технологий Том 1. Введение в разработку миссий для геостационарных спутников. Глава 4: Маневр апогея . Springer. С. 51–66. DOI : 10.1007 / 978-94-009-3857-1_4 . ISBN 978-94-010-8215-0.
- ^ Лей, Уилфред; Виттманн, Клаус; Халльманн, Вилли, ред. (2009). Справочник по космической технике . John Wiley & Sons, Ltd. стр. 323 -324. ISBN 978-0-470-69739-9.
- ^ а б в Стечман, Карл; Харпер, Стив (2010). «Улучшение характеристик малых ракетных двигателей, хранимых на земле - эпоха приближения к теории». 46-я Конференция по совместным двигательным установкам AIAA / ASME / SAE / ASEE (2010–6884).
- ^ «ЕКА исследует ALM для двигателей космических спутников» . LayerWise . Архивировано из оригинала на 2014-11-29 . Проверено 15 ноября 2014 года .
- ^ Гайд, Саймон (2012). «Конструкция камеры сгорания для аддитивного производства». Конференция Space Propulsion 2012, Бордо, Франция .
- ^ Гайд, Саймон (2012). «Исследование оптимизации конструкции типового двухкомпонентного инжектора для аддитивного производства». Конференция Space Propulsion 2012, Бордо, Франция .
- ^ Вернер, Дебра (2013-07-15). «Космическая силовая установка - Муг считает, что жидкостный ракетный двигатель с большей тягой идеально подходит для миссий на Марс» . www.spacenews.com . Проверено 15 ноября 2014 года .
- ^ а б в Найкер, Лолан; Уолл, Ронан; Дэвид, Периго (2014). «Обзор испытаний опытно-конструкторской модели двигателя LEROS 4 High Thrust Apogee Engine». Конференция Space Propulsion 2014, Кельн, Германия (2969298).
- ^ Райт, AC (февраль 1977 г.). Справочники USAF по топливу: окислители азотной кислоты / тетроксида азота (изд. AFRPL-TR-76-76). Martin Marietta Corporation. п. 2.3–3.
- ^ «С учетом движения спутника без гидразина» . ЕКА . Проверено 15 ноября 2014 года .
- ^ а б Валенсия-Бель, Ферран (2012). «Замена обычного топлива космических аппаратов на зеленое топливо». Конференция Space Propulsion 2012, Бордо, Франция .
- ^ «Зеленая пропульсация» . www.sscspace.com . Архивировано из оригинального 29 ноября 2014 года . Проверено 15 ноября 2014 года .
- ^ "Апогей / Разгонные двигатели" . www.moog.com . Архивировано из оригинала на 2015-03-02 . Проверено 15 ноября 2014 года .
- ^ "400 N Bipropellant Apogee Motors" . Astrium Space Propulsion . Архивировано из оригинала на 2014-04-26 . Проверено 15 ноября 2014 года .
- ^ «Двухкомпонентные ракетные двигатели» . www.rocket.com . Проверено 15 ноября 2014 года .
- ^ «Спутниковая двигательная установка» . www.ihi.co.jp . Архивировано из оригинального 24 ноября 2014 года . Проверено 15 ноября 2014 года .
- ^ «Двигатель LEROS приводит в движение космический корабль Juno в его историческом путешествии к Юпитеру» . Проверено 15 ноября 2014 года .
- ^ Хьюстон, Мартин; Смит, Пит; Найкер, Лолан; Периго, Дэвид; Уолл, Ронан (2014). «Электромагнитный клапан апогейного двигателя с высоким расходом для следующего поколения планетарных миссий ESA». Конференция Space Propulsion 2014, Кельн, Германия (2962486).
- ^ а б Найкер, Лолан; Бейкер, Адам; Коксхилл, Ян; Хаммонд, Джефф; Мартин, Хьюстон; Периго, Дэвид; Солуэй, Ник; Уолл, Ронан (2012). «Прогресс в создании двигателя с апогеем 1,1 кН для межпланетной тяги». Space Propulsion 2012, Бордо, Франция (2394092).
- ^ Периго, Дэвид (2012). «Спутниковая двигательная установка для большой платформы с акцентом на исследовательские приложения». Конференция Space Propulsion 2012, Сан-Себастьян, Испания .