№ 5
ИЗВЕСТИЯ АКАДЕМИИ НАУК ЭНЕРГЕТИКА
2014
УДК 533.9.07
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКОГО БАЛАНСА ЭЛЕКТРОРАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С АНОДНЫМ СЛОЕМ ПРИ МОЩНОСТЯХ ДО 1000 Вт
© 2014 г. Д.Н. АЛЕКСЕЕВ4, М.К. МАРАХТАНОВ2, А.В. ПИЛЬНИКОВ1, В.В. СИНЯВСКИЙ2 3
1 Центральный научно-исследовательский институт машиностроения (ЦНИИмаш),
г. Королёв, Московская обл.
2 Московский государственный технический университет им. Н.Э. Баумана (МГТУ)
3ОАО "Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королёва" (РКК«Энергия»),
г. Королев, Московская обл.
4Институт аналитического приборостроения РАН(ИАПРАН), г. Санкт-Петербург E-mail: Viktor.Sinyavsky@rsce.ru
Предложенные в работе методика и результаты экспериментального определения полного энергетического баланса включают одноступенчатые двигатели с азимутальным дрейфом электронов. В качестве экспериментальной модели выбран одноступенчатый двигатель с анодным слоем (ДАС) мощностью 200—800 Вт при работе на ксеноне. На основе экспериментальных данных определено прианодное падение потенциала. Методом задерживающего потенциала и интегрированием тормозных характеристик были определены средние энергии ионов пучка. Определены полный ионный ток пучка и его мощность (полезная мощность ДАС). Исследования проводились для режимов при минимальном потоке тепла в анод для двух типов геометрий полюсов магнитной системы, характеризующих разные продольные градиенты индукции магнитного поля в газоразрядном канале. Экспериментально установлено, что со снижением градиента индукции магнитного поля в канале энергетическая эффективность двигателя ухудшается. Результаты работы могут быть распространены и на двигатели больших мощностей.
Ключевые слова: двигатель с анодным слоем (ДАС), энергетический баланс, при-анодное падение потенциала, прикатодное падение потенциала, полный ионный ток пучка, тепловая мощность в анод, оптимальный двигательный режим, средняя энергия ионов, функции распределения ионов по энергиям.
EXPERIMENTAL INVESTIGATION OF ENERGY BALANCE OF HALL THRUSTER WITH ANODE LAYER ON POWER UP TO 1000 W
D.N. Alexeev4, M.K. Marakhtanov2, A.V. Pilnikov1, V.V. Sinyavskiy2,3
1 Central Engineering Research Institute (TsNIIMash), Korolev, Moscow Region 2Bauman Moscow State Technical University 3 S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energía (RSP Energia), Korolev, Moscow Region 4 Institute for Analytical Instrumentation RAC (IAIRAC), Sankt-Petersburg E-mail: Viktor.Sinyavsky@rsce.ru
Presented in this paper methodology and an experimental observation of total energy balance encompass one-stage Hall effect thrusters. A 200—800 W one-stage thruster with an anode layer (TAL) was chosen as an experimental model working on xenon gas. An anode potential fall was determined based on experimental data. The mean plume ion energy was determined by retarding potential technique and retarding potential integration. Likewise, a total plume ion current and plume power (TAL effective power) were determined. Investigations were conducted for two minimal anode heat flow modes with two magnetic poles geometric configurations which characterize different axial magnetic field component gradient in gas discharge channel. The experiments show that the TAL energy efficiency falls while the magnetic field induction gradient in channel decreases. Experimental results can be extended to high-power thrusters.
Key words: thruster with anode layer (TAL), energy balance, anode sheath voltage, cathode sheath voltage, total plume ion current, anode heat flow, optimal thruster mode, mean plume ion energy, ion distribution function.
Введение
Вопросы использования плазменных электроракетных двигателей (ЭРД) холлов-ского типа мощностей (100—300 Вт) для малых космических аппаратов (МКА), (1300— 4500 Вт) для геостационарных спутников связи, а также (30—100 кВт) в двигательных установках (ДУ) современных транспортных космических аппаратов (КА) становятся все более актуальными. Плазменные двигатели типа СПД-100В мощностью 1350 Вт используются в двигательных установках телекоммуникационных КА на геостационарной орбите (ГСО) со сроком активного существования (САС) порядка 15—20 лет [1]. В задачах довыведения КА с промежуточных опорных орбит на ГСО идут разработки ДУ с использованием двухрежимных плазменных ЭРД типа СПД-140Д либо Д-90 [2].
В межорбитальных транспортных операциях планируется применение плазменных ЭРД с азимутальным дрейфом электронов или ионных двигателей в несколько десятков киловатт [3, 4]. Для создания межпланетных транспортных комплексов рассматриваются магнитоплазмодинамические двигатели мощностью более 200 кВт [5]. В последнее время для создания МКА и низкоорбитальных КА с большим САС [6] проявляется все больший интерес к высокоэффективным ЭРД мощностей ~(100—1000) Вт.
Вопросы проектирования плазменных двигателей с азимутальным дрейфом независимо СПД или ДАС, моделирование в них физических процессов и дальнейшей экспериментальной отработки требуют детального изучения их энергетического баланса. В данной работе определяется тепловой поток в анод, средняя энергия ионов и полный ионный ток пучка, представляется полный энергетический баланс одноступенчатого ДАС, работающий в двигательном режиме (на горизонтальном участке вольт-амперной характеристики (ВАХ)) при мощностях 220—820 Вт (на ксеноне).
Экспериментальная установка и схема измерений
Экспериментальная модель двигателя диаметром средней линии dср = 40 мм была выполнена в варианте стыка, т.е. с помощью вакуумного уплотнения стыковалась к одному из окон вакуумной камеры [7]. Это позволило анод двигателя изготовить водо-охлаждаемым и с помощью калориметрирования контролировать тепловой поток в анод при разных режимах работы двигателя. Экспериментальная модель и схема измерений представлены на рис. 1.
Следует отметить, что в литературе не описано экспериментальное исследование полного энергетического баланса СПД и одноступенчатого ДАС в стационарном режиме двигателя. Первая попытка связать интегральные энергетические характеристики СПД "АТОН" с локальными параметрами плазмы в канале была сделана [8]. Физические исследования ДАС, работающих в стационарном режиме, в последнее время
Рис. 1. Схема экспериментальной модели двигателя: 1 — магнитная система; 2 — катушка электромагнита; 3 — анод—газораспределитель; 4 — полюсы магнитной системы; 5 — плазменный катод—нейтрализатор; 6 — коллектор
практически приостановлены и не проводятся. Есть несколько работ по модели ДАС, аналогичной с рассматриваемой в данной работе, но они в основном посвящены нестационарным режимам работы двигателя [9, 10].
Определение энергетического баланса ДАС, рассматриваемого в данной работе, сводится к определению соотношений между подводимой к нему мощностью, мощностью, выделяемой на аноде и катоде, мощностью ионного пучка и мощностью, выделяемой на стенках ускорительного канала. Мощность, подводимая к двигателю от источника электропитания, характеризуется мощностью вкладываемой в разряд и определяется значениями разрядного тока 1р и разрядного напряжения ир, которые контролируются цифровыми приборами. Все результаты исследований по определению энергетического баланса двигателя приведены для ширины газоразрядного канала Н1 = 8 мм и Н3 = 12 мм.
Определение тепловой мощности, поступающей из плазмы разряда в анод
Мощность, выделяемая на аноде, определяется тепловым потоком, поступающим из плазмы разряда в анод Qта, который переносят электроны и характеризуется прианодным падением потенциала ?7а.
Измерение теплового потока в анод проводилось путем измерения температуры охлаждающей воды на входе и выходе из анода после установления стационарного теплового режима, который составлял 30—60 мин с момента включения двигателя и зависел от подводимой мощности Жр. Мощность, подводимая к двигателю N = 1рир, за время выхода на постоянный тепловой режим была постоянной.
Тепловая мощность, поступающая из плазмы разряда в анод, определялась как
бхл = СррК( 1к - 1н) . (1)
Здесь Ср — теплоемкость воды; р, V — плотность и объемный расход воды; ?к, ?н — температура воды на выходе и входе в анод.
бта/^р
\ 2
\ 1
0,5 1,0 1,5 1т, А
Рис. 2. Относительная тепловая мощность в анод на участках вольт-амперных характеристик, соответствующих ¡;Ш!П: 1 — Н1 = 8 мм; 2 — Н3 = 12 мм
Соответственно, относительная тепловая мощность в анод определяется:
бхл = РррУ(¡К - к)/1рир . (2)
Исследования проводились на модели двигателя с различной шириной Н ускорительного канала, т.е. фактически с различным градиентом индукции магнитного поля в канале V\ВГ Причем для каждого Н из многообразия режимов работы выбирался такой, при котором величина параметра обмена (параметр А.И. Морозова) ^ = 1р/1т была минимальной ^ = Фактически это означает, что для данного расхода 1т разрядный ток 1р был минимален, т.е. были минимальны потери тепла в анод, переносимые дополнительными электронами. Здесь 1т — расход рабочего вещества, выраженный в единицах силы тока. Этот режим работы двигателя, соответствующий минимальному 1р (ВАХ), был назван "двигательным". Остальные режимы считались аномальными. Для данной ширины канала Н из всех режимов при многообразии 1т обязательно находилась ВАХ, когда относительные тепловые потери в анод 0та/^р при ^ = из "двигательных" режимов были минимальны. Такой "двигательный" режим для данной Н был принят за "оптимальный двигательный режим". Это видно из рис. 2.
Исследования показали, что реализация условия ^ = происходила всякий раз при неизменной плотности потока плазмообразующего рабочего вещества = /¿к, где ¿к — площадь поперечного сечения ускорительного канала независимо от его ширины. Фактически для любого плазменного двигателя с азимутальным дрейфом электронов существует некая оптимальная величина плотности потока рабочего вещества, при которой тепловые потери в анод минимальны. Как показали исследования для ксенона, эта величина составляет ()ор = 800—1200 А/м2. При этом с увеличением ширины канала от Н1 = 8 мм до Н3 = 12 мм минимальное значение QTJNр увеличивается от 0,13
Для дальнейшего прочтения статьи необходимо приобрести полный текст. Статьи высылаются в формате PDF на указанную при оплате почту. Время доставки составляет менее 10 минут. Стоимость одной статьи — 150 рублей.