RU2040445C1

RU2040445C1 - Combined electric jet-propulsion engine unit for spacecraft, method of creating controlling moments and three-channel electric jet-propulsion engine

Info

Publication number: RU2040445C1
Application number: SU925043219A
Authority: RU
Inventors: В.П. Агеев; В.Г. Островский
Original assignee: Головное конструкторское бюро научно-производственного объединения "Энергия" им.акад.С.П.Королева
Priority date: 1992-05-22
Filing date: 1992-05-22
Publication date: 1995-07-25

Abstract

FIELD: space engineering. SUBSTANCE: combined electric jet- propulsion engine unit for spacecraft has cluster of cruise electric jet engines and cluster of electric jet engines for pitch, roll, and yaw orientation of the spacecraft. The orientation cluster is constructed as four engine assemblies arranged symmetrically in the plane of cruise engines. Each orientation engine is mounted in pair with the cruise engine. The remainder cruise engines are arranged uniformly in the spaces between the mentioned pairs of the engines. The roll orientation engines are the same as the cruise engines and mounted in pair with them. At least one pair of diametrically opposite cruise engines mounted in pair with the roll orientation engines are three-channel. One channel is cruise and the other two channels point in opposite directions perpendicular to the cruise engine orientation. All channels are connected with the power plant in parallel. The method of creating controlling moments of pitch and yaw channel includes connection of one or group of orientation electric jet engines simultaneously with disconnection of one or group of diametrically opposite cruise engines respectively. The three-channel electric jet engine has anodes-gas- distributors, magnetic field source, magnetic conductor and pole tips. EFFECT: simplified method of control and enhanced reliability. 4 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к объединенным (маршевым и управляющим ориентацией) электрореактивным двигательным установкам (ОЭРДУ) космических аппаратов (КА) преимущественно с ядерной энергетической установкой (ЯЭУ). The invention relates to combined (marching and controlling orientation) electric propulsion systems (OERDU) of spacecraft (SC) mainly with a nuclear power plant (NPP).

Как правило, двигательные установки КА состоят из нескольких двигателей, маршевая тяга которых направлена вдоль его оси. Известен его способ создания управляющих моментов по каналам тангажа и рыскания в таких КА за счет рассогласования тяги указанных двигателей относительно заданной оси КА путем дросселирования тяги одной группы двигателей и форсирования противоположной относительно этой оси группы двигателей. As a rule, spacecraft propulsion systems consist of several engines whose marching thrust is directed along its axis. His method of creating control moments along the pitch and yaw channels in such spacecraft is known due to the mismatch of the thrust of these engines relative to a given axis of the spacecraft by throttling the thrust of one engine group and forcing the engine group opposite to this axis.

Однако указанный способ управления КА по каналам тангажа и рычания пригоден в основном при использовании двигателей со сравнительно большой тягой (типа пороховых или жидкостных ракетных двигателей). However, this method of controlling the spacecraft through the pitch and growl channels is mainly suitable when using engines with relatively high thrust (such as powder or liquid rocket engines).

Для КА с ЯЭУ, использующих ЭРДУ в качестве маршевых двигателей ориентации, такой способ неэффективен, так как максимальная глубина форсирования и дросселирования ЭРД типа, например, стационарного плазменного двигателя (СПД) составляет 20% (при условии не очень большого снижения удельных реактивных параметров и ресурсов СПД). Известно также, что максимальный потребный управляющий момент на КА с ЯЭУ больших размерностей составляет от одного до нескольких кгм. Так как в случае применения ЯЭУ для КА с ЭРДУ максимальная величина плеча диаметрально расположенных ЭРД ограничена угловым размером (из-за применения теневой радиационной защиты) и, как правило, не превышает 10 м, то минимальный уровень тяги для создания необходимого управляющего момента должен превышать 100 г. В то же, время форсирование на 20% ЭРД мощностью даже 25 кВт дает прирост тяги всего 25 г. For spacecraft with nuclear power plants using electric propulsion systems as cruise orientation engines, this method is ineffective, since the maximum depth of boost and throttle electric propulsion type, for example, a stationary plasma engine (SPD) is 20% (subject to a not very large decrease in specific reactive parameters and resources SPD). It is also known that the maximum required control torque for spacecraft with large-sized nuclear power plants is from one to several kgm. Since when using a nuclear power plant for spacecraft with an electric propulsion system, the maximum arm of diametrically located electric propulsion is limited by the angular size (due to the use of shadow radiation protection) and, as a rule, does not exceed 10 m, the minimum level of thrust to create the necessary control torque must exceed 100 d. At the same time, boosting by 20% ERE with a power of even 25 kW gives an increase in traction of only 25 g.

Поэтому более эффективным способом получения управляющих моментов для КА с ЯЭУ и ЭРДУ является установка ЭРД на карданном подвесе, как это сделано в упомянутой выше двигательной установке, где 12 ионных двигателей за счет шарнирного закрепления допускают поворот на угол ±10^о, т.е. до 40^о (двигатели повернуты на 30^о для предотвращения эрозии КА от ионной струи) относительно продольной оси КА, что дает возможность, изменяя угол наклона вектора тяги симметричных относительно соответствующей оси двигателей, получить управляющий момент.Therefore, a more effective way of obtaining control moments for spacecraft with NEI and electric propulsion installation is ERE on gimbals, as is done in the aforementioned propulsion system, where the ion engine 12 due to allow fixing the hinge turn through an angle ^of ± 10, i.e., up to 40 ^° (engines rotated 30 ^° to prevent spacecraft erosion from the ion stream) relative to the longitudinal axis of the spacecraft, which makes it possible to obtain a control moment by changing the angle of the thrust vector symmetrical with respect to the corresponding axis of the engines.

Недостатками такой ЭРДУ и, соответственно, способа получения управляющих моментов являются значительное снижение эффективной тяги маршевой двигательной установки на 10-15% а также затраты энергии на многократный поворот двигателей и пониженная надежность карданных узлов при их многоразовой работе в условиях космического вакуума. The disadvantages of such an electric propulsion system and, accordingly, the method of obtaining control moments are a significant reduction in the effective thrust of the marching propulsion system by 10-15%, as well as energy costs for multiple rotation of the engines and reduced reliability of the universal joints when they are reusable in space vacuum.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является конструктивно-компоновочная схема электроактивной двигательной установки с ядерным реактором генератором электрической энергии, в которой используется лучевой принцип построения КА, позволяющий получить минимальную массу радиационной защиты [1] ЭРДУ компонуется в виде последовательно соединенных отсеков внутри конического объема, в вершине которого расположен отсек реактора-генератора. Вслед за реактором-генератором и теневой защитой располагаются преобразователи электрической энергии, двигатели ориентации и отсек маршевых ЭРД. Обычно два блока по четыре ЭРД ориентации той же размерности, что и маршевые ЭРД, размещают непосредственно за теневой радиационной защитой. Такое расположение ЭРДУ необходимо для получения максимального плеча. Момент, создаваемый двигательной установкой ориентации, составляет от 0,1 до нескольких кгм. Максимальный момент создается включением двух ЭРД ориентации по каналам тангажа и рыскания или двух ЭРД по крену. Closest to the proposed invention is a structural layout of an electroactive propulsion system with a nuclear reactor, an electric energy generator, which uses the radiation principle of building a spacecraft, which allows to obtain a minimum mass of radiation protection [1]. which is the compartment of the reactor generator. Following the reactor-generator and shadow protection are electrical energy converters, orientation motors and a propulsion propulsion compartment. Typically, two blocks of four ERE orientations of the same dimension as the marching ERE are placed directly behind the shadow radiation protection. This arrangement of the electric propulsion system is necessary to obtain maximum leverage. The moment created by the propulsion system of orientation is from 0.1 to several kgm. The maximum moment is created by the inclusion of two ERE orientations along the pitch and yaw channels or two ERE along the roll.

Для некоторого снижения массы указанных ЭРД ориентации они могли бы быть выполнены двухканальными, т.е. с единой магнитной системой [2] В этом случае прототип содержал бы аноды-газораспределители и катоды, разрядные каналы, электромагнит и магнитопровод, состоящий из плоских полюсов и соединенных между собой сердечников, тракты подачи рабочего тела. For a certain decrease in the mass of the indicated ERE orientations, they could be performed by two-channel ones, i.e. with a single magnetic system [2] In this case, the prototype would contain gas anodes and cathodes, discharge channels, an electromagnet and a magnetic circuit consisting of flat poles and interconnected cores, supply paths of the working fluid.

Недостатками указанного технического решения являются, во-первых, необходимость затрат энергии и рабочего тела на питание ЭРД ориентации и, во-вторых, вынужденное расположение ЭРД ориентации в "горячей" зоне, в которой температура составляет более 750^оС, что значительно снижает ресурс многих узлов электрореактивных двигателей.The disadvantages of the above technical solutions are, firstly, the need for energy and working substance to food ERE orientation and, secondly, forced arrangement ERE orientation in the "hot" zone in which the temperature is over 750 ^C, which significantly reduces the life of many nodes of electric jet engines.

Технический результат предлагаемого изобретения заключается в следующем:
получить нужный управляющий момент относительно данной оси (т.е. по каналу тангажа или рыскания);
обеспечить размещение двигателей ориентации в паре с маршевыми, симметрично расположенных в виде четырех блоков относительно осей в плоскости маршевых двигателей так, чтобы включение по крайней мере одного из двигателей ориентации и выключение диаметрально противоположного аналогичного маршевого двигателя позволяло бы управлять моментом, не меняя величины маршевой тяги;
существенно снизить затраты энергии и рабочего тела при создании управляющего момента по крену при использовании трехканальных двигателей;
значительно сократить массу ОЭРДУ, а также повысить ресурс работы по сравнению с маршевой ОРДУ прототипа, так как в предлагаемом изобретении все ЭРД ориентации работают на создание маршевой тяги;
обеспечить расположение всех двигателей в "холодной" зоне КА.The technical result of the invention is as follows:
get the desired control moment relative to this axis (i.e., along the pitch or yaw channel);
to ensure that orientation engines are paired with marching, symmetrically arranged in four blocks relative to the axes in the plane of the marching engines so that turning on at least one of the orientation engines and turning off a diametrically opposite similar marching engine allows you to control the torque without changing the magnitude of the marching thrust;
significantly reduce the cost of energy and working fluid when creating a control moment for the roll when using three-channel engines;
significantly reduce the weight of the OERDU, as well as increase the service life in comparison with the prototype marching ORDU, since in the proposed invention all ERE orientations work to create the marching thrust;
ensure the location of all engines in the “cold” spacecraft zone.

В прототипе двигатели ориентации для создания необходимых по величине управляющих моментов (для увеличения плеча силы) вынуждены были располагать в "горячей" зоне (температура в зоне более 750^оС) непосредственно за теневой радиационной защитой, что создавало большие трудности при конструировании ЭРД ориентации и дополнительно снижало их ресурс.In the prototype orientation engines to create the necessary largest control points (to increase arm strength) had to be placed in the "hot" zone (zone temperature over 750 ° ^C) directly behind the shadow of Radiation Protection, which caused great difficulties in the construction of electric propulsion orientation and further reduced their resource.

Кроме того, предлагаемые трехканальные ЭРД значительно упрощают управление КА по крену, так как оно заключается в основном в открытии клапана для подачи рабочего тела в соответствующий управляющий канал. In addition, the proposed three-channel ERD significantly simplify the control of the spacecraft in roll, since it consists mainly in opening the valve to supply the working fluid to the corresponding control channel.

Технический результат достигается тем, что в объединенной электрореактивной двигательной установке для космического аппарата преимущественно с ядерной энергетической установкой [1] содержащей связку маршевых электрореактивных двигателей, расположенных симметрично относительно продольной оси установки в плоскости, перпендикулярной, и связку электроактивных двигателей ориентации аппарата по углам тангажа, рыскания и крена, связка двигателей ориентации выполнена в виде четырех блоков двигателей, симметрично расположенных в плоскости размещения маршевых двигателей, при этом попарно с двигателями ориентации расположено равное число маршевых двигателей, а остальные маршевые двигатели смонтированы равномерно в промежутках между указанными парами двигателей, причем двигатели ориентации по углу крена выполнены аналогично маршевым двигателям и установлены в паре с ними. The technical result is achieved by the fact that in a combined electro-propulsion propulsion system for a spacecraft, mainly with a nuclear power plant [1] containing a bunch of marching electro-jet engines located symmetrically relative to the longitudinal axis of the installation in a plane perpendicular, and a bunch of electroactive engines orienting the device at pitch angles, yaw and roll, a bunch of orientation engines is made in the form of four engine blocks symmetrically located in the plane and placing the main engines, the orientation motors pairwise arranged an equal number of main engines, and other boosters are mounted uniformly in the gaps between said pairs of engines, the engines of the orientation angle of heel performed similarly boosters and installed in pairs with them.

При этом в объединенной электрореактивной двигательной установке по крайней мере пара диаметрально расположенных маршевых двигателей, установленных в парах с двигателями ориентации по углу крена, выполнены трехканальными, один из которых маршевый, а два других ориентированы во взаимно противоположных направлениях, перпендикулярных ориентации маршевых двигателей, при этом все каналы параллельно подключены к энергетической установке. Moreover, in the combined electric propulsion system, at least a pair of diametrically marching marching engines installed in pairs with roll angle orientation engines are made three-channel, one of which is marching, and the other two are oriented in mutually opposite directions perpendicular to the orientation of the marching engines, while all channels are connected in parallel to the power plant.

Способ создания управляющих моментов по каналам тангажа и рыскания в указанной объединенной электрореактивной двигательной установке при поддержании номинальной величины маршевой тяги путем включения соответствующих ЭРД ориентации [2] заключается в том, что одновременно с включением одного или группы ЭРД ориентации выключают, соответственно, один или группу диаметрально противоположных маршевых ЭРД. The way to create control moments along the pitch and yaw channels in the specified combined electric propulsion system while maintaining the nominal marching thrust by turning on the corresponding electric propulsion orientation [2] is that simultaneously with the inclusion of one or several electric propulsion systems, one or the group is diametrically switched off opposite marching electric propulsion.

Кроме того, в трехканальном электрореактивном двигателе с замкнутым дрейфом электронов объединенной электрореактивной двигательной установки, содержащей маршевый и два управляющих канала с установленными в них анодами-газораспределителями, соединенными с системами подачи газа и катодами, источник магнитного поля, магнитопровод и полюсные наконечники, магнитопровод выполнен в виде Т-образно соединенных между собой сердечников, полюсные наконечники каждого канала выполнены в виде фланцев и перпендикулярно отогнутых лепестков, в которых выполнены указанные каналы, при этом в системах подачи газа в аноды-газораспределители установлены жиклеры, гидравлические сопротивления которых для маршевого и управляющих каналов соотносятся как (100К/n-1): 1, где К число трехканальных двигателей; n общее число маршевых двигателей. In addition, in a three-channel electric jet engine with a closed electron drift of a combined electric propulsion system containing a mid-flight and two control channels with gas distribution anodes installed in them, connected to gas supply systems and cathodes, a magnetic field source, magnetic circuit and pole tips, the magnetic circuit is made in in the form of T-shaped cores interconnected, the pole tips of each channel are made in the form of flanges and perpendicularly bent petals, in ryh performed said channels, wherein the gas feed systems in gas distributors anode-nozzles are installed, which hydraulic resistance to propulsion and control channels are correlated as (100K / n-1): 1, where K is the number of three-channel engines; n total number of marching engines.

На фиг. 1 изображен межорбитального космический аппарат (буксир) с ядерной энергетической установкой 1, вырабатывающей электроэнергию для питания объединенной электрореактивной двигательной установки, расположенной за теневой радиационной защитой 2. ОЭРДУ смонтирована в относительно "холодной" зоне за холодильником-излучателем 3 и тепловым экраном 4 и состоит из системы хранения и подачи рабочего тела 5 и установленных на откидных штангах 6 электрореактивных двигателей типа СПД. Причем двигатели 8 ориентации (по каналам тангажа и рыскания) в количестве, кратном четырем (в данном случае восемь по числу двигателей ориентации в ЭРДУ прототипа), установлены по окружности (в рабочем положении) в плоскости маршевых двигателей 9 диаметрально противоположно и симметрично относительно координатных осей КА. При этом в паре с каждым из двигателей 8 ориентации расположены восемь маршевых двигателей 9, а остальные маршевые двигатели (в рассматриваемом примере 12 шт.) смонтированы равномерно в четырех промежуточных секторах окружности. Кроме того, по крайней мере одна пара из диаметрально противоположных маршевых ЭРД 10 выполнена трехканальная с основным маршевым каналом той же размерности, что и на других маршевых ЭРД, и двумя взаимно противоположными каналами 7 меньшей размерности, ось которых перпендикулярна оси основного канала и расположена в плоскости двигательной установки, причем все каналы параллельно подключены к энергетической установке. За ОЭРДУ расположены приборный отсек 11 и полезная нагрузка 12. In FIG. 1 shows an interorbital spacecraft (tug) with a nuclear power plant 1 that generates electricity to power the integrated electro-propulsion propulsion system located behind the shadow radiation shielding 2. The OEDD is mounted in a relatively “cold” zone behind the radiator-radiator 3 and the heat shield 4 and consists of storage system and supply of the working fluid 5 and installed on the hinge rods 6 electric propulsion engines such as SPD. Moreover, the orientation engines 8 (along the pitch and yaw channels) in an amount multiple of four (in this case, eight according to the number of orientation engines in the prototype electric propulsion engine) are installed around the circumference (in the working position) in the plane of the mid-flight engines 9 diametrically opposite and symmetrical with respect to the coordinate axes KA. At the same time, eight marching engines 9 are located in tandem with each of the orientation engines 8, and the remaining marching engines (in this example, 12 pcs.) Are mounted uniformly in four intermediate sectors of the circle. In addition, at least one pair of diametrically opposite marching EREs 10 is made three-channel with the main marching channel of the same dimension as on other marching EREs, and two mutually opposite channels 7 of lower dimension, the axis of which is perpendicular to the axis of the main channel and is located in the plane propulsion system, and all channels are connected in parallel to the power plant. Behind the OEDD are the instrument compartment 11 and the payload 12.

На фиг. 2 показана конструкция трехканальная ЭРД для указанной ОЭРДУ, в которой аноды-газораспределители 13 и 14 соответственно маршевого и управляющего разрядных каналов 15 и 16 установлены соосно с Т-образно соединенными сердечниками 17 и 18 магнитопровода 19. При этом площадь поперечного сечения центрального сердечника 17 маршевого канала выбрана вдвое большей, чем у периферийных сердечников 18, для обеспечения постоянства магнитного потока. Электромагнит 20 установлен на центральном сердечнике 17. Размеры маршевого 15 и управляющего 16 разрядных каналов выбраны из условия постоянства плотности тока в каналах. Так, для маршевого ЭРД типа СПД мощностью 25 кВт при среднем диаметре D 250 мм и ширине канала Н 36 мм плотность тока j равна j= I/ πDH 140 мА/см². При одинаковых напряжении и плотности тока площадь поперечного сечения канала управляющего ЭРД составляет, например, 9 см при мощности, затрачиваемой на управление по крену, 10% от мощности маршевого ЭРД, что при диаметре канала 100 мм дает ширину 9 мм. Наружные полюса трехканального двигателя выполнены из сплава 49КФ и имеют форму центрального фланца 21 с перпендикулярно отогнутыми лепестками 22 с отверстиями под соответствующие разрядные каналы. В трактах подачи рабочего тела в аноды 13 и 14 установлены жиклеры 23 и 24 соответственно для маршевого и управляющего каналов. Соотношение их гидравлических сопротивлений (100 К/n 1):1, где К число трехканальных двигателей в ОЭРДУ; n количество маршевых ЭРД. В указанных трактах подачи рабочего тела установлены отсечные клапаны 25 и 26 соответственно для подачи рабочего тела в маршевый канал и управляющие каналы трехканального ЭРД. Между разрядными каналами 15 и 16 установлен катод 27, обеспечивающий эмиссию электронов для нейтрализации ионного потока из разрядных каналов двигателя.In FIG. 2 shows the design of a three-channel electric propulsion engine for the indicated OERD, in which the gas distribution anodes 13 and 14 of the sustainer and control discharge channels 15 and 16, respectively, are mounted coaxially with the T-shaped cores 17 and 18 of the magnetic circuit 19. The cross-sectional area of the central core 17 of the sustainer channel selected twice as large as that of the peripheral cores 18, to ensure the constancy of the magnetic flux. The electromagnet 20 is mounted on the central core 17. The dimensions of the marching 15 and the control 16 discharge channels are selected from the condition of constant current density in the channels. So, for a marching electric propulsion engine of the type SPD with a power of 25 kW with an average diameter of D 250 mm and a channel width of N 36 mm, the current density j is j = I / πDH 140 mA / cm ² . At the same voltage and current density, the cross-sectional area of the control electric propulsion channel is, for example, 9 cm with the power spent on roll control, 10% of the power of the main electric propulsion, which gives a width of 9 mm for a channel diameter of 100 mm. The outer poles of the three-channel engine are made of 49KF alloy and have the shape of a central flange 21 with perpendicularly bent petals 22 with holes for the corresponding discharge channels. In the paths of the supply of the working fluid to the anodes 13 and 14, nozzles 23 and 24 are installed, respectively, for the marching and control channels. The ratio of their hydraulic resistances (100 K / n 1): 1, where K is the number of three-channel engines in the OEDD; n the number of marching electric propulsion. In these paths of the working fluid supply, shut-off valves 25 and 26 are installed, respectively, for supplying the working fluid to the march channel and control channels of the three-channel electric propulsion. Between the discharge channels 15 and 16, a cathode 27 is installed, which provides electron emission to neutralize the ion flux from the discharge channels of the engine.

Предлагаемая ОЭРДУ работает следующим образом. The proposed OEDD works as follows.

При движении КА по заданной траектории работают все маршевые ЭРД, кроме резервных, на номинальном режиме. При необходимости корректировки траектории по каналам тангажа или рыскания одновременно выключают пару маршевых двигателей 9 соответственно относительно оси Y или Z и включают пару двигателей 8 ориентации, расположенных диаметрально противоположно выключенным двигателям 9 относительно нужной оси. Так как двигатели 8 и 9 аналогичны друг другу, то маршевая тяга ОЭРДУ не изменяется, а управляющий момент по каналу тангажа или рыскания, равный произведению диаметра, на котором установлены двигатели, на тягу указанной пары двигателей для рассматриваемого примера составляет величину порядка четырех кгм. When the spacecraft moves along a given trajectory, all marching electric propulsion engines, except for reserve ones, operate in nominal mode. If necessary, adjust the trajectory along the pitch or yaw channels at the same time turn off a pair of marching engines 9, respectively, relative to the Y or Z axis and turn on a pair of orientation engines 8, located diametrically opposite to the turned off engines 9 relative to the desired axis. Since engines 8 and 9 are similar to each other, the OERD marching thrust does not change, and the control moment along the pitch or yaw channel, equal to the product of the diameter on which the engines are mounted, for the thrust of the indicated pair of engines for the example in question is about four kgm.

При необходимости создания управляющих моментов по каналу крена по крайней мере в двух диаметрально противоположных трехканальных двигателях 10, все три канала которых параллельно подключены к источнику электропитания (ЯЭУ 1), перераспределяют рабочее тело, снижая на величину n/K, расход в маршевые разрядные каналы 15 и одновременно подавая это рабочее тело в управляющие разрядные каналы 16, расположенные на ОЭРДУ либо по часовой, либо против часовой стрелки (как показано на фиг.1). Для указанного перераспределения рабочего тела в параллельно подключенные к источнику электропитания разрядные каналы трехканальных ЭРД 10 открывают соответствующую пару клапанов 26, и рабочее тело обратно пропорционально гидравлическим сопротивлениям жиклеров 23 и 24 распределяется между каналами указанных двигателей. If it is necessary to create control moments along the roll channel in at least two diametrically opposite three-channel engines 10, all three channels of which are connected in parallel to the power supply (NPP 1), redistribute the working fluid, decreasing by n / K, the flow rate to the march discharge channels 15 and at the same time feeding this working fluid to the control discharge channels 16 located on the OEDD either clockwise or counterclockwise (as shown in figure 1). For the specified redistribution of the working fluid in parallel to the power supply, the discharge channels of the three-channel ERD 10 open the corresponding pair of valves 26, and the working fluid is inversely proportional to the hydraulic resistances of the nozzles 23 and 24 distributed between the channels of these engines.

Снижение расхода в паре маршевых двигателей на величину n/K, выбрано из следующих соображений. Пусть момент по крену М_кр создается при работе К каналов (К четное число). Тогда расход G_кр рабочего тела, необходимый для создания М_кр на плече R, при удельной тяге Р_уд, равной удельной тяге маршевого ЭРД, равен
G_кр М_кр/Р_уд.R
Отношение этого расхода к расходу G_ок трехканальных двигателей
G_кр/G_ок М_кр/Р_уд ˙G_ок ˙R.The reduction in flow in a pair of mid-flight engines by n / K is selected from the following considerations. Let the moment along the roll M _cr is created during the operation of K channels (K is an even number). Then the flow rate G _{cr of the} working fluid, necessary to create M _cr on the shoulder R, with a specific thrust P _beats equal to the specific thrust of a marching electric propulsion, is
G _cr M _cr / R _beats R
The ratio of this flow to the flow G _ok three-channel engines
G _cr / G _ok M _cr / R _beats ˙ G _ok ˙R.

Если учесть, что управление по каналам крена, рыскания и тангажа ведется с использованием ЭРД, имеющих практически одинаковую маршевую тягу и симметрично расположенных практически на одинаковых плечах R, и что для создания, например, управляющего момента М_р по каналу рыскания потребуется несимметричное включение m двигателей, то
G_кр/G_ок m/К ˙М_кр/М_р
При соблюдении условия, что потери эффективной маршевой тяги ОЭРДУ составляют 1% (т.е. маршевая тяга двигательной установки в пределах точности измерения не меняется), можно показать, что
(G_кр/n

M)·100 1, где

M расход рабочего тела в один маршевый ЭРД или
G_кр/G_ок ˙n/K 100 1 K/n ˙m/K ˙М_кр/М_р ˙100.Given that the control over the roll, yaw and pitch channels is carried out using electric propulsion engines that have almost the same marching thrust and are symmetrically located on almost the same shoulders R, and that for creating, for example, the control moment M _r along the yaw channel, asymmetrical inclusion of m motors then
G _cr / G _approx m / K ˙M _cr / M _r
Subject to the condition that the loss of effective marching thrust of the electric propulsion system is 1% (i.e., the marching thrust of the propulsion system does not change within the measurement accuracy), it can be shown that
(G _cr / n

M) · 100 1, where

M the flow rate of the working fluid in one marching electric propulsion or
G _cr / G _approx ˙n / K 100 1 K / n ˙m / K ˙M _cr / M _r ˙100.

Окончательно можно записать
G_кр/G_ок n/100 ˙K где n/K b˙ М_кр/М_р;
b коэффициент, зависящий от числа двигателей, используемых по каналам рыскания и крена;
М_кр/М_р задается при разработке системы управления КА.You can finally record
G _cr / G _ok n / 100 ˙K where n / K b˙ M _cr / M _p ;
b a coefficient depending on the number of engines used on the yaw and roll channels;
M _cr / M _r is set during the development of the spacecraft control system.

Таким образом, для рассмотренного примера имеем: n 20, К 2, тогда G_кр/G_ок= 1/10 и при заданном М_кр/М_р и n/K определяется коэффициент b.Thus, for the considered example, we have: n 20, K 2, then G _cr / G _ok = 1/10 and for a given M _cr / M _p and n / K, the coefficient b is determined.

Например, для рассматриваемого в примере межоpбитального буксира при М_кр/М_р 0,05 и n/K 10,b 200, т.е. m/K 2 или m 4, т.е. для создания управляющего момента по каналу рыскания (или тангажа) нужно несимметрично относительно соответствующей оси включить четыре двигателя.For example, for the interorbital tug considered in the example with M _cr / M _p 0.05 and n / K 10, b 200, i.e. m / K 2 or m 4, i.e. to create a control moment along the yaw channel (or pitch), four motors must be switched on asymmetrically with respect to the corresponding axis.

Таким образом, для управления КА по крену необходимо в паре маршевых трехканальных ЭРД уменьшить расход рабочего тела в маршевые каналы на n/K, и подать рабочего тело в соответствующие управляющие каналы. Для этого в тракты подачи рабочего тела в трехканальных ЭРД установлены жиклеры 23 и 24, гидравлические сопротивления которых соотносятся как (100K/n -1):1, т.е. для рассматриваемого примера 9:1. Thus, to control the spacecraft in roll, it is necessary to reduce the flow of the working fluid into the marching channels by n / K in a pair of marching three-channel electric propulsion and feed the working fluid into the corresponding control channels. To do this, the nozzles 23 and 24 are installed in the supply paths of the working fluid in three-channel electric propulsion engines, the hydraulic resistances of which are correlated as (100K / n -1): 1, i.e. for the considered example 9: 1.

Claims

1. The combined electroreactive propulsion system of the spacecraft, containing marching electroreactive engines placed symmetrically relative to the longitudinal axis of the spacecraft in a plane perpendicular to this axis, and electroreactive orientation engines along pitch, yaw and roll angles, characterized in that the orientation motors along pitch and yaw is grouped into four blocks with an equal number of engines in each block installed symmetrically with respect to the longitudinal axis of the propulsion system Saws in the plane of placement of the marching engines, some of the marching engines are installed together with the orientation engines, the number of marching engines in each block being equal to the number of orientation engines installed in it, the remaining marching engines are evenly spaced between the engine blocks, of which at least a couple diametrically located in the form of three-channel electric propulsion engines, one of the channels of each of which is made marching, and the other two are oriented mutually preferably in a plane perpendicular to the orientation direction of the marching engines, with all channels connected in parallel to the power plant.

2. A method of creating control moments along the pitch and yaw channels of a spacecraft with a combined electric propulsion system, including creating a moment of force relative to a given control axis by turning on one or a group of electric reactive orientation engines, characterized in that at the same time as turning on the orientation engines one or a group is diametrically turned off opposite marching electric propulsion engines.

3. A three-channel electric jet engine containing a marching and two control channels with gas distributors and cathodes installed in them, a magnetic field source, a magnetic circuit and pole pieces, the channels being connected to gas supply systems, characterized in that the magnetic circuit is made in the form of T-shaped between each core, the pole tips of each channel are made in the form of flanges, equipped with petals located at right angles to them, in which the engine channels are made, and the supply system gas in the anode-gas distributors are equipped with jets, the hydraulic resistance of which for the march and control channels are
(100K / n 1) 1,
where K is the number of three-channel engines;
n total number of marching engines.