Перекись водорода как ракетное топливо

Введение

Классическая технология ДУ достигла высокого уровня и продолжает развиваться. Она способна полностью удовлетворить потребности космических аппаратов массой в сотни и тысячи килограмм. Системы, отправляемые в полёт, иногда даже не проходят испытания. Оказывается вполне достаточным использовать известные концептуальные решения и выбирать испытанные в полёте узлы. К сожалению, такие узлы обычно слишком велики и тяжелы для использования в небольших спутниках, весящих десятки килограмм. В результате последним приходилось полагаться в основном на двигатели, работающие на сжатом азоте. Сжатый азот даёт УИ всего 50-70 с [примерно 500-700 м/с], требует тяжёлых баков и обладает малой плотностью (например, около 400 кг/куб. м при давлении в 5000 psi [примерно 35 МПа]). Значительное различие цены и свойств ДУ на сжатом азоте и на гидразине заставляет искать промежуточные решения.

В последние годы возродился интерес к использованию концентрированной перекиси водорода в качестве ракетного топлива для двигателей самых разных масштабов. Перекись наиболее привлекательна при использовании в новых разработках, где предыдущие технологии не могут конкурировать напрямую. Такими разработками как раз являются спутники массой в 5-50 кг. Как однокомпонентное топливо, перекись обладает высокой плотностью (>1300 кг/куб. м) и удельным импульсом (УИ) в вакууме около 150 с [примерно 1500 м/с]. Хотя это значительно меньше, чем УИ гидразина, примерно 230 с [около 2300 м/с], спирт или углеводород в сочетании с перекисью способны поднять УИ до диапазона 250-300 с [примерно от 2500 до 3000 м/с].

Цена является здесь важным фактором, поскольку применять перекись имеет смысл только если это дешевле, чем построить уменьшенные варианты классической технологии ДУ. Удешевление весьма вероятно, если учесть, что работа с ядовитыми компонентами удорожает разработку, проверку и запуск системы. Например, для испытания ракетных двигателей на ядовитых компонентах существует всего несколько стендов, и их число постепенно уменьшается. В отличие от этого, разработчики микроспутников могут сами разработать свою собственную перекисную технологию. Аргумент о безопасности топлива особенно важен при работе с малоизученными вариантами систем. Делать такие системы намного проще, если есть возможность проводить частые недорогие испытания. При этом аварии и разливы компонентов ракетного топлива должны рассматриваться как должное, точно так же, как, например, аварийный останов компьютерной программы при её отладке. Поэтому при работе с ядовитыми топливами стандартными являются методы работы, предпочитающие эволюционные, постепенные изменения. Вполне возможно, что применение менее токсичных топлив в микроспутниках позволит выиграть от серьёзных изменений в конструкции.

Работа, описанная ниже, является частью большей исследовательской программы, направленной на изучение новых космических технологий для небольших масштабов применения. Испытания проходят законченные прототипы микроспутников (1). Сходные темы, заслуживающие интереса, включают небольшие ЖРД с насосной подачей топлива для полётов к Марсу, Луне и обратно при небольших финансовых затратах. Такие возможности могут быть очень полезны для отправки небольших исследовательских аппаратов на отлётные траектории. Целью данной статьи является создание технологии ДУ, которая использует перекись водорода и не требует дорогих материалов или методов разработки. Критерий эффективности в данном случае - существенное превосходство над возможностями, предоставляемыми ДУ на сжатом азоте. Аккуратный анализ потребностей микроспутников помогает избежать ненужных требований к системе, которые повышают её цену.

Требования к двигательной технологии

В идеальном мире ДУ спутника должна подбираться примерно так же, как сегодня компьютерная периферия. Однако у ДУ существуют характеристики, которых нет ни у одной другой спутниковой подсистемы. Например, топливо часто - наиболее массивная часть спутника, и его расходование может изменить центр масс аппарата. Векторы тяги, предназначенные изменять скорость спутника, должны, конечно, проходить через центр масс. Хотя вопросы, связанные с теплообменом, важны для всех компонентов спутника, они особенно сложны для ДУ. Двигатель создаёт самые горячие точки спутника, и в то же время топливо часто имеет более узкий допустимый диапазон температур, чем другие компоненты. Все эти причины приводят к тому, что задачи маневрирования серьёзно влияют на весь проект спутника.

Если для электронных систем обычно характеристики считаются заданными, то для ДУ это совсем не так. Это касается возможности хранения на орбите, резких включений и выключений, способности выдерживать произвольно долгие периоды бездействия. С точки зрения инженера-двигателиста определение задачи включает расписание, показывающее, когда и насколько долго каждый двигатель должен работать. Эта информация может быть минимальной, но она в любом случае понижает инженерные сложности и стоимость. Например, ДУ может быть испытана с помощью относительно недорогого оборудования, если для полёта не важно соблюдение времени работы ДУ с точностью до миллисекунд.

Другими условиями, обычно удорожающими систему, могут быть, например необходимость точного предсказания тяги и удельного импульса. Традиционно, такая информация позволяла применять точно рассчитанные коррекции скорости с заранее заданным временем работы ДУ. Учитывая современный уровень датчиков и вычислительные возможности, доступные на борту спутника, имеет смысл проводить интегрирование ускорения до тех пор, пока не будет достигнуто заданное изменение скорости. Упрощённые требования позволяют удешевить индивидуальные разработки. Удаётся избежать точной подгонки давлений и потоков, а также дорогостоящих испытаний в вакуумной камере. Тепловые условия вакуума, однако, всё же приходится учитывать.

Самый простой двигательный манёвр - включить двигатель всего один раз, на ранней стадии работы спутника. В этом случае начальные условия и время разогрева ДУ влияют меньше всего. Обнаружимые утечки топлива до и после манёвра не отразятся на результате. Такой простой сценарий может быть трудным по другой причине, например, из-за большого необходимого приращения скорости. Если требуемое ускорение является высоким, то размеры двигателя и его масса становятся ещё более важными.

Наиболее сложными задачами работы ДУ являются десятки тысяч или больше коротких импульсов, разделённых часами или минутами бездействия, на протяжении многих лет. Переходные процессы в начале и конце импульса, тепловые потери в аппарате, утечки топлива - всё это должно быть минимизировано или устранено. Данный вид тяги является типичным для задачи 3-осной стабилизации.

Задачей промежуточной сложности можно считать периодические включения ДУ. Примерами являются изменения орбит, компенсация атмосферных потерь, или периодические изменения ориентации спутника, стабилизированного вращением. Такой режим работы также встречается у спутников, которые имеют инерционные маховики или которые стабилизированы гравитационным полем. Такие полёты обычно включают краткие периоды высокой активности ДУ. Это важно, потому что горячие компоненты топлива будут терять меньше энергии во время таких периодов активности. При этом можно использовать более простые устройства, чем для длительного поддержания ориентации, поэтому такие полёты являются хорошими кандидатами на использование недорогих жидкостных ДУ.

Требования, предъявляемые к разрабатываемому двигателю

Небольшой уровень тяги, подходящий для манёвров изменения орбиты небольших спутников, примерно равен тому, который используется на больших космических аппаратах для поддержания ориентации и орбиты. Однако существующие двигатели малой тяги, испытанные в полётах, как правило, предназначены для решения второй задачи. Такие дополнительные узлы, как электронагреватель, прогревающий систему перед использованием, а также теплоизоляция позволяют добиться высокого среднего удельного импульса при многочисленных коротких запусках двигателя. Размеры и масса аппаратуры увеличиваются, что может быть приемлемо для больших аппаратов, но не подходить для малых. Относительная масса системы тяги ещё менее выгодна для электрических ракетных двигателей. Дуговые и ионные двигатели имеют очень маленькую тягу по отношению к массе двигателей.

Требования по сроку службы также ограничивают допустимые массу и размеры двигательной установки. Например, в случае однокомпонентного топлива добавление катализатора может увеличить срок службы. Двигатель системы ориентации может работать в сумме несколько часов за время всего срока службы. Однако баки спутника могут опустеть за минуты, если нужно достаточно большое изменение орбиты. Для предотвращения утечек и обеспечения плотного закрытия вентиля даже после многих пусков в линиях ставят подряд несколько вентилей. Дополнительные вентили могут быть неоправданы для малых спутников.

Рис. 1 показывает, что жидкостные двигатели не всегда можно уменьшить пропорционально, для использования для малых систем тяги. Большие двигатели обычно поднимают в 10 - 30 раз больше своего веса, и это число увеличивается до 100 для двигателей ракет-носителей с насосной подачей топлива. Однако самые маленькие жидкостные двигатели не могут даже поднять свой вес.

 

Рис.1.График отношения веса двигателей к тяге

Двигатели для спутников трудно сделать маленькими.

Даже если небольшой существующий двигатель достаточно лёгок, чтобы служить как основной двигатель маневрирования для микроспутника, выбрать набор из 6-12 жидкостных двигателей для 10-килограммового аппарата практически невозможно. Поэтому микроспутники используют для ориентации сжатый газ. Как показано на рис. 1, существуют газовые двигатели с соотношением тяги к массе такой же, как у больших ракетных двигателей. Газовые двигатели представляют из себя просто соленоидный вентиль с соплом.

Вдобавок к решению проблемы массы двигательной установки, системы на сжатом газе позволяют получать более короткие импульсы, чем жидкостные двигатели. Это свойство важно для непрерывного поддержания ориентации в течение долгих полётов, как показано в Приложении. По мере уменьшения размеров космических аппаратов всё более короткие импульсы могут быть вполне достаточны для поддержания ориентации с заданной точностью для данного срока службы.

Хотя системы на сжатом газе выглядят в целом наилучшим образом для применения на небольших космических аппаратах, ёмкости для хранения газа занимают достаточно большой объём и весят довольно много. Современные композитные баки для хранения азота, разработанные для небольших спутников, весят примерно столько же, сколько сам азот, заключённый в них. Для сравнения, баки для жидких топлив в космических кораблях могут хранить топливо массой до 30 масс баков. Учитывая вес как баков, так и двигателей, было бы очень полезным хранить топливо в жидкой форме, и преобразовывать его в газ для распределения между различными двигателями системы ориентации. Такие системы были разработаны для использования гидразина в коротких суборбитальных экспериментальных полётах.

Концентрирование и очистка

Перекись водорода доступна коммерчески в широком диапазоне концентраций, степеней очистки и количествах. К сожалению, небольшие контейнеры чистой перекиси, которая бы могла напрямую использоваться как топливо, практически недоступны в продаже. Ракетная перекись выпускается и в больших бочках, но может быть не вполне доступна (например, в США). Кроме того, при работе с большими количествами перекиси нужно специальное оборудование и дополнительные меры безопасности, что не вполне оправдано при необходимости только в небольших количествах перекиси.

Для использования в данном проекте 35% перекись покупается в полиэтиленовых контейнерах объёмом в 1 галлон [3,7 литра]. Сначала она концентрируется до 85%, затем очищается на установке, показанной на рис. 2. Этот вариант ранее использованного метода упрощает схему установки и уменьшает необходимость очистки стеклянных частей. Процесс автоматизирован, так что для получения 2 литров перекиси в неделю требуется только ежедневное наполнение и опорожнение сосудов. Конечно, цена за литр получается высокой, но полная сумма всё ещё оправдана для небольших проектов.

 

Рис.2 Испарительное концентрирование и дистилляция.

 

Сначала в двух литровых стаканах на электроплитках в вытяжном шкафу выпаривают большую часть воды в течение контролируемого таймером периода в 18 часов. Объём жидкости в каждом стакане уменьшается вчетверо, до 250 мл, или примерно 30% начальной массы. При испарении теряется четверть исходных молекул перекиси. Скорость потерь растёт с концентрацией, так что для данного метода практическим пределом концентрации является 85%.

Установка слева - это коммерчески доступный роторный вакуумный испаритель. 85% раствор, имеющий примерно 80 ppm [parts per million - частей на миллион] посторонних примесей, нагревается количествами по 750 мл на водяной бане при 50C. В установке поддерживается вакуум не выше 10 мм рт. ст., что обеспечивает быструю перегонку в течение 3-4 часов. Конденсат стекает в ёмкость слева внизу с потерями меньше 5%.

Ванна с водоструйным насосом видна за испарителем. В ней установлены два электронасоса, один из которых подаёт воду на водоструйный насос, а второй циркулирует воду через морозильник, водяной холодильник роторного испарителя и саму ванну, поддерживая температуру воды только чуть выше нуля, что улучшает как конденсацию паров в холодильнике, так и вакуум в системе. Пары перекиси, не сконденсировавшиеся на холодильнике, попадают в ванну и разводятся до безопасной концентрации.

Чистая перекись водорода (100%) значительно плотнее воды (в 1,45 раза при 20C), так что плавающий стеклянный ареометр (в диапазоне 1,2-1,4) обычно определяет концентрацию с точностью до 1%. Как купленная исходно перекись, так и дистиллированный раствор были проанализированы на содержание примесей, как показано в табл. 1. Анализ включал плазменно-эмиссионную спектроскопию, ионную хроматографию и измерение полного содержания органического углерода (total organic carbon - TOC). Заметим, что фосфат и олово являются стабилизаторами, они добавлены в виде солей калия и натрия.

Таблица 1. Анализ раствора перекиси водорода

Компонент	Изначальный реактив	Очищеный, конц.
H2O2	35% по массе	85
Ca	0,1 мг/кг	0,03
K	2,6	<0,1
Na	1,2	<0,1
P	3,9	<0,5
S	0,04	0,05
Sn	3,7	0,08
Аммиак	1,13 мг/л	<0,4
Нитраты	4,7	5,9
Фосфаты	7,4	<0,02
Сульфаты	0,4	1,6
TOC	<0,1 мг/кг	<0,1
Не обнаружено в диапазоне 0,01-0,1 частей на миллион: Al Ag Ba Br Cl Cu Cr F Fe Mg Mn Ni Si Zn Не обнаружено при пороге в 0,5 частей на миллион: Pb

Разработка двигателей

Планируемый микроспутник изначально требует ускорение в 0,1 g для управления массой в 20 кг, то есть примерно 4,4 фунта силы [примерно 20Н] тяги в вакууме. Поскольку многие свойства обычных 5-фунтовых двигателей были не нужны, был разработан специализированный вариант. Многочисленные публикации рассматривали блоки катализаторов для использования с перекисью. Массовый расход для таких катализаторов составляет, по оценкам, примерно 250 кг на квадратный метр катализатора в секунду. Эскизы колоколообразных двигателей, использованных на блоках Меркурий и Центавр, показывают, что только примерно четверть этого была реально использована при рулевых усилиях около 1 фунта [примерно 4.5Н]. Для данного применения был выбран блок катализатора диаметром в 9/16 дюйма [примерно 14 мм]. Массовый расход примерно в 100 кг на кв. м в секунду даст почти 5 фунтов [22Н] тяги при удельном импульсе в 140 с [примерно 1370 м/с].

Схема двигателя

Традиционно для перекисных двигателей используют стальную сварную конструкцию. Более высокий, чем у стали, коэффициент теплового расширения серебра приводит к сжатию пакета серебряного катализатора при нагревании, вслед за которым после охлаждения появляются щели между пакетом и стенками камеры. Для того, чтобы жидкая перекись не могла обойти сетки катализатора по этим щелям, обычно используют кольцевые уплотнители между сетками.

Вместо этого в данной работе были получены неплохие результаты при использовании камер двигателя, сделанных из бронзы (медный сплав C36000) на токарном станке. Бронза легко обрабатывается, и вдобавок её коэффициент теплового расширения близок к коэффициенту серебра. При температуре разложения 85% перекиси, около 1200F [примерно 650C], бронза обладает отличной прочностью. Эта относительно невысокая температура позволяет также использовать алюминиевый инжектор.

Такой выбор легко обрабатываемых материалов и концентрации перекиси, легко достижимой в лабораторных условиях представляется довольно удачным сочетанием для проведения экспериментов. Заметим, что использование 100% перекиси привело бы к расплавлению как катализатора, так и стенок камеры. Приведённый выбор представляет из себя компромисс между ценой и эффективностью. Стоит отметить, что бронзовые камеры используются на двигателях РД-107 и РД-108, применяемых на таком успешном носителе как Союз.

На рис. 3 показан лёгкий вариант двигателя, который привинчивается непосредственно к основанию жидкостного клапана небольшого маневрирующего аппарата. Слева - 4-граммовый алюминиевый инжектор с фторэластомерным уплотнителем. 25-граммовый серебряный катализатор разделён, чтобы можно было его показать с разных сторон. Справа - 2-граммовая пластина, поддерживающая катализаторную сетку. Полная масса частей, показанных на рисунке - примерно 80 грамм. Один из таких двигателей был использован для наземных испытаний управления 25-килограммовым исследовательским аппаратом. Система работала в соответствии с дизайном, включая использование 3,5 килограммов перекиси без видимой потери качества.

 

Рис.3 Однокомпонентный двигатель на перекиси водорода.

150-граммовый коммерчески доступный соленоидный вентиль прямого действия, имеющий отверстие в 1,2 мм и 25-омную катушку, управляемую источником в 12 вольт, показал удовлетворительные результаты. Поверхности вентиля, вступающие в контакт с жидкостью, состоят из нержавеющей стали, алюминия и Витона. Полная масса выгодно отличается от массы свыше 600 грамм для 3-фунтового [примерно 13Н] двигателя, использованного для поддержания ориентации ступени Центавр до 1984 года.

Тестирование двигателя

Двигатель, разработанный для проведения экспериментов, был несколько тяжелее итогового, чтобы можно было испытать, например, влияние большего количества катализатора. Сопло привинчивалось к двигателю отдельно, что позволяло подгонять катализатор по размеру, регулируя силу затяга болтов. Чуть выше сопла по потоку находились разъёмы для датчиков давления и температуры газа.

Рис. 4 показывает установку, готовую для проведения эксперимента. Непосредственные эксперименты в лабораторных условиях оказываются возможными из-за использования достаточно безвредного топлива, низких значений тяги, работы при нормальных комнатных условиях и атмосферном давлении, и применения простых приборов. Защитные стенки установки сделаны из поликарбонатных листов толщинов в полдюйма [примерно 12 мм], которые установлены на алюминиевой раме, в условиях хорошей вентиляции. Панели были испытаны на разламывающее усилие в 365.000 Н*с/м^2. Например, осколок в 100 грамм, двигаясь со сверхзвуковой скоростью в 365 м/с, остановится, если площадь удара 1 кв. см.

 

Рис 4. Стенд для испытания двигателя в лаборатории.

На фотографии камера двигателя ориентирована вертикально, чуть ниже вытяжной трубы. Датчики давления на входе в инжектор и давления внутри камеры находятся на платформе весов, которые измеряют тягу. Цифровые индикаторы времени работы и температуры находятся снаружи стенок установки. Открытие главного клапана включает небольшой массив индикаторов. Запись данных ведётся путём установки всех индикаторов в поле видимости видеокамеры. Окончательные измерения были проведены с помощью термочувствительного мелка, которым провели линию вдоль длины камеры катализа. Изменение цвета соответствовало температуре свыше 800 F [примерно 430C].

Ёмкость с концентрированной перекисью находится слева от весов на отдельной опоре, так что изменение массы топлива не влияет на измерение тяги. С помощью эталонных гирь было проверено, что трубки, подводящие перекись к камере, достаточно гибки для достижения точности измерения в пределах 0,01 фунта силы [примерно 0,04Н]. Ёмкость для перекиси была изготовлена из большой поликарбонатной трубы и калибрована так, что изменение уровня жидкости может использоваться для вычисления УИ.

Параметры двигателя

Экспериментальный двигатель многократно испытывался в течение 1997 года. Ранние прогоны использовали ограничивающий инжектор и малый размер критического сечения, при очень низких давлениях. Эффективность двигателя, как оказалось, сильно коррелировала с активностью использованного однослойного катализатора. После достижения надёжного разложения давление в баке было зафиксировано на уровне 300 psig [примерно 2,1 МПа]. Все эксперименты проводились при начальной температуре оборудования и топлива в 70F [примерно 21C].

Начальный кратковременный пуск проводился для избегания "влажного" старта, при котором появлялся видимый выхлоп. Обычно начальный пуск проводился в течение 5 с при расходе <50%, но вполне хватало бы и 2 с. Затем шёл основной прогон в течение 5-10 с, достаточных для полного прогрева двигателя. Результаты показывали температуру газа в 1150F [620C], что находится в пределах 50F [27C] от теоретического значения. 10-секундные прогоны при постоянных условиях использовались для вычисления УИ. Удельный импульс оказывался равным 100 с [980 м/с], что, вероятно, может быть улучшено при использовании более оптимальной формы сопла, и, особенно, при работе в вакууме.

Длина серебряного катализатора была успешно уменьшена с консервативных 2,5 дюймов [примерно 64 мм] до 1,7 дюймов [примерно 43 мм]. Окончательная схема двигателя имела 9 отверстий диаметром 1/64 дюйма [примерно 0,4 мм] в плоской поверхности инжектора. Критическое сечение размером 1/8 дюйма [3,2 мм] позволило получить тягу в 3,3 фунта силы [14,7Н] при давлении в камере 220 psig [1,5 МПа] и разностью давлений 255 psig [1,76 МПа] между вентилем и критическим сечением.

Дистиллированное топливо (табл. 1) давало стабильные результаты и устойчивые замеры давления. После прогона 3 кг топлива и 10 стартов, точка с температурой в 800F [430C] находилась на камере на расстоянии в 1/4 дюйма [6 мм] от поверхности инжектора. При этом, для сравнения, время работоспособности двигателя при 80 ppm примесей была неприемлемой. Колебания давления в камере на частоте 2 Гц достигли значения 10% после расходования всего 0,5 кг топлива. Точка температуры 800F отошла на расстояние свыше 1 дюйма [25,4 мм] от инжектора.

Несколько минут в 10% азотной кислоте восстановили катализатор до хорошего состояния. Несмотря на то, что при этом, вместе с загрязнениями, было растворено некоторое количество серебра, активность катализатора была лучше, чем после обработки азотной кислотой нового, ещё не использовавшегося катализатора.

Следует отметить, что, хотя время разогрева двигателя исчисляется секундами, значительно более короткие импулься возможны, если двигатель уже разогрет. Динамический отклик жидкостной подсистемы тяги массой в 5 кг на линейном участке показал время импульса короче, чем в 100 мс, с передаваемым импульсом около 1 Н*с. В частности, смещение было примерно +/- 6 мм при частоте в 3 Гц, с ограничением, задаваемым системе скоростью управления.

Варианты построения ДУ

На рис. 5 показаны некоторые из возможных двигательных схем, хотя, конечно, далеко не все. Для использования перекиси подходят все жидкостные схемы, и каждую можно также использовать для двухкомпонентного двигателя. В верхнем ряду перечислены схемы, обычно используемые на спутниках, с традиционными компонентами топлива. Средний ряд показывает, как можно использовать системы на сжатом газе для задач ориентации. Более сложные схемы, позволяющие потенциально добиться меньшего веса оборудования, показаны в нижнем ряду. Стенки баков схематически показывают различные уровни давления, типичные для каждой системы. Отметим также различие обозначений для ЖРД и ДУ, работающих на сжатом газе.

Традиционные схемы

Вариант A использовался на некоторых из самых небольших спутников из-за своей простоты, а также потому, что системы на сжатом газе (вентили с соплами) могут быть очень лёгкими и маленькими. Этот вариант использовался также на больших космических аппаратах, например, азотная система поддержания ориентации станции Скайлэб в 1970-х гг.

Вариант B является наиболее простой жидкостной схемой, и был многократно испытан в полётах с гидразином в качестве топлива. Газ, поддерживающий давление в баке, обычно занимает четверть бака во время старта. Газ постепенно расширяется во время полёта, так что говорят, что давление "выдувается". Однако падение давления снижает как тягу, так и УИ. Максимальное давление жидкости в баке имеет место во время запуска, что увеличивает массу баков по соображениям безопасности. Недавний пример - аппарат Лунар Проспектор, который имел примерно 130 кг гидразина и 25 кг массы ДУ.

Вариант C широко используется с традиционными ядовитыми однокомпонентными и двухкомпонентными топливами. Для самых маленьких спутников нужно добавлять ДУ на сжатом газе для поддержания ориентации, как описывалось выше. Например, добавление ДУ на сжатом газе к варианту C приводит к варианту D. Двигательные системы данного типа, работающие на азоте и концентрированной перекиси, были построены в Лоуренсовской Лаборатории (LLNL), чтобы можно было безопасно испытывать системы ориентации прототипов микроспутников, работающие на неядовитых топливах.

Идеи самонаддува

Только более сложные варианты в последнем ряду рис. 5 могут обойтись без ёмкости для хранения газа и при этом обеспечивать постоянное давление по мере расходования топлива. Их можно запускать без изначальной накачки, или с низким давлением, что уменьшает массу баков. Отсутствие сжатых газов и жидкости под давлением уменьшает опасности при старте. Это может привести к существенным снижениям в стоимости до той степени, что стандартное покупное оборудование считается безопасным для работы с небольшими давлениями и не слишком ядовитыми компонентами. Все двигатели в этих системах используют единый бак с топливом, что обеспечивает максимальную гибкость.

Варианты G и H можно назвать жидкостными системами "горячего газа под давлением", или "выдува-наддува", а также "газа из жидкости" или "самонаддува". Для управляемого наддува бака отработанным топливом требуется возможность повышать давление.

Вариант G использует бак с мембраной, отклоняемой давлением, так что сначала давление жидкости выше давления газа. Этого можно добиться с помощью дифференциального клапана или эластичной диафрагмы, которая разделяет газ и жидкость. Может использоваться и ускорение, т.е. гравитация в наземных применениях или центробежная сила во вращающемся космическом аппарате. Вариант H работает с любым баком. Специальный насос для поддержания давления обеспечивает циркуляцию через газогенератор и обратно к свободному объёму в баке.

В обоих случаях жидкостный регулятор предотвращает появление обратной связи и возникновение произвольно больших давлений. Для нормальной работы системы нужен дополнительный клапан, включенный последовательно с регулятором. В дальнейшем он может использоваться для управления давлением в системе в пределах до давления устанавливаемого регулятором. Например, манёвры по изменению орбиты будут производиться при полном давлении. Уменьшенное давление позволит добиться более аккуратного поддержания ориентации по 3 осям, при этом сохраняя топливо для продления срока службы аппарата (см. Приложение).

На протяжении многих лет проводились эксперименты с насосами разностной площади как в насосах, так и в баках, и существует множество документов, описывающих такие конструкции. В 1932 г. Роберт Х. Годдард и др. построил насос, приводимый в действие машиной, для управления жидким и газообразным азотом. Несколько попыток было сделано между 1950 и 1970 гг., в которых рассматривались варианты G и H для атмосферных полётов. Эти попытки уменьшения объёма проводились с целью уменьшить лобовое сопротивление. Работы эти были впоследствие прекращены с повсеместным развитием твёрдотопливных ракет. Сравнительно недавно проводились работы над системами с самонаддувом, использующими гидразин и дифференциальные клапаны, с некоторыми нововведениями для специфических применений.

Жидкостные системы хранения топлива с самонаддувом не рассматривались всерьёз для долговременных полётов. Есть несколько технических причин, по которым для того, чтобы разработать удачную систему, надо обеспечить хорошо предсказуемые свойства тяги в течение всего срока службы ДУ. Например, катализатор, подвешенный в газе, обеспечивающем наддув, может разложить топливо внутри бака. Потребуется разделение баков, как в варианте G, чтобы добиться работоспособности в полётах, требующих длительного периода покоя после начального маневрирования.

Рабочий цикл тяги тоже является важным из тепловых соображений. На рис. 5G и 5H тепло, выделяющееся при реакции в газогенераторе, потеряно в окружающих частях в процессе длительного полёта при редких включениях ДУ. Это соответствует использованию мягких уплотнителей для систем горячего газа. Высокотемпературные металлические уплотнители имеею большую утечку, но они будут нужны только если рабочий цикл ДУ является напряжённым. Вопросы о толщине теплоизоляции и теплоёмкости компонентов нужно рассматривать, хорошо представляя себе предполагаемый характер работы ДУ во время полёта.

Планы на наддув насосом

Для проверки концепции, показанной на рис. 5H, идёт разработка надёжного насоса, работающего на газе. В отличие от бака с регулировкой по разности давлений, насос должен наполняться многократно во время работы. Это значит, что потребуются жидкостные предохранительные клапаны, а также автоматические газовые клапаны для выброса газа в конце рабочего хода и повышения давления заново.

Планируется использовать пару насосных камер, работающих поочерёдно, вместо минимально необходимой одной камеры. Это позволит обеспечить постоянную работу подсистемы ориентации на тёплом газе при постоянном давлении. Задача состоит в том, чтобы можно было подбирать бак, чтобы уменьшить массу системы. Насос будет работать на части газа из газогенератора.

Дискуссия

Отсутствие подходящих вариантов ДУ для небольших спутников не является новостью, и для решения этой проблемы рассматриваются несколько вариантов (20). Лучшее понимание проблем, связанных с разработкой ДУ, среди заказчиков систем поможет лучше решить эту проблему, и лучшее понимание проблем ДУ спутников назрело для разработчиков двигателей.

Эта статья рассмотрела возможности использования перекиси водорода с использованием недорогих материалов и приёмов, применимых в малых масштабах. Полученные результаты могут быть применены также и к ДУ на однокомпонентном гидразине, а также и в случаях, когда перекись может служить окислителем в неядовитых двухкомпонентных комбинациях. Последний вариант включает самовоспламеняющиеся спиртовые топлива, описанные в (6), а также жидкие и твёрдые углеводороды, которые воспламеняются при контакте с горячим кислородом, получающимся при разложении концентрированной перекиси.

Относительно простая технология работы с перекисью, описанная в этой статье, может напрямую использоваться в экспериментальных космических аппаратах и других спутниках небольших размеров. Всего одно поколение назад низкие околоземные орбиты и даже глубокий космос исследовались с помощью фактически новых и экспериментальных технологий. Например, система посадки лунного Сёрвейора включала многочисленные мягкие уплотнители, которые могут считаться неприемлемыми сегодня, но были вполне адекватны поставленным задачам. В настоящее время многие научные инструменты и электроника сильно миниатюризированы, но технология ДУ не отвечает запросам маленьких спутников или маленьких лунных посадочных зондов.

Идея состоит в том, что заказное оборудование может быть разработано для конкретных применений. Это, конечно, противоречит идее "наследования" технологий, которая обычно превалирует при выборе спутниковых подсистем. Базой для такого мнения служит предположение, что детали процессов недостаточно хорошо изучены, чтобы разрабатывать и запускать совершенно новые системы. Данная статья была вызвана мнением, что возможность частых недорогих экспериментов позволит дать необходимые знания конструкторам небольших спутников. Вместе с пониманием как нужд спутников, так и возможностей технолоии приходит потенциальное снижение ненужных требований к системе.

24 ОКТЯБРЯ 2018. БУЛЫБЕНКО ВИКТОР АЛЕКСАНДРОВИЧ

Введение

Классическая технология ДУ достигла высокого уровня и продолжает развиваться. Она способна полностью удовлетворить потребности космических аппаратов массой в сотни и тысячи килограмм. Системы, отправляемые в полёт, иногда даже не проходят испытания. Оказывается вполне достаточным использовать известные концептуальные решения и выбирать испытанные в полёте узлы. К сожалению, такие узлы обычно слишком велики и тяжелы для использования в небольших спутниках, весящих десятки килограмм. В результате последним приходилось полагаться в основном на двигатели, работающие на сжатом азоте. Сжатый азот даёт УИ всего 50-70 с [примерно 500-700 м/с], требует тяжёлых баков и обладает малой плотностью (например, около 400 кг/куб. м при давлении в 5000 psi [примерно 35 МПа]). Значительное различие цены и свойств ДУ на сжатом азоте и на гидразине заставляет искать промежуточные решения.

В последние годы возродился интерес к использованию концентрированной перекиси водорода в качестве ракетного топлива для двигателей самых разных масштабов. Перекись наиболее привлекательна при использовании в новых разработках, где предыдущие технологии не могут конкурировать напрямую. Такими разработками как раз являются спутники массой в 5-50 кг. Как однокомпонентное топливо, перекись обладает высокой плотностью (>1300 кг/куб. м) и удельным импульсом (УИ) в вакууме около 150 с [примерно 1500 м/с]. Хотя это значительно меньше, чем УИ гидразина, примерно 230 с [около 2300 м/с], спирт или углеводород в сочетании с перекисью способны поднять УИ до диапазона 250-300 с [примерно от 2500 до 3000 м/с].

Цена является здесь важным фактором, поскольку применять перекись имеет смысл только если это дешевле, чем построить уменьшенные варианты классической технологии ДУ. Удешевление весьма вероятно, если учесть, что работа с ядовитыми компонентами удорожает разработку, проверку и запуск системы. Например, для испытания ракетных двигателей на ядовитых компонентах существует всего несколько стендов, и их число постепенно уменьшается. В отличие от этого, разработчики микроспутников могут сами разработать свою собственную перекисную технологию. Аргумент о безопасности топлива особенно важен при работе с малоизученными вариантами систем. Делать такие системы намного проще, если есть возможность проводить частые недорогие испытания. При этом аварии и разливы компонентов ракетного топлива должны рассматриваться как должное, точно так же, как, например, аварийный останов компьютерной программы при её отладке. Поэтому при работе с ядовитыми топливами стандартными являются методы работы, предпочитающие эволюционные, постепенные изменения. Вполне возможно, что применение менее токсичных топлив в микроспутниках позволит выиграть от серьёзных изменений в конструкции.

Работа, описанная ниже, является частью большей исследовательской программы, направленной на изучение новых космических технологий для небольших масштабов применения. Испытания проходят законченные прототипы микроспутников (1). Сходные темы, заслуживающие интереса, включают небольшие ЖРД с насосной подачей топлива для полётов к Марсу, Луне и обратно при небольших финансовых затратах. Такие возможности могут быть очень полезны для отправки небольших исследовательских аппаратов на отлётные траектории. Целью данной статьи является создание технологии ДУ, которая использует перекись водорода и не требует дорогих материалов или методов разработки. Критерий эффективности в данном случае - существенное превосходство над возможностями, предоставляемыми ДУ на сжатом азоте. Аккуратный анализ потребностей микроспутников помогает избежать ненужных требований к системе, которые повышают её цену.

Требования к двигательной технологии

В идеальном мире ДУ спутника должна подбираться примерно так же, как сегодня компьютерная периферия. Однако у ДУ существуют характеристики, которых нет ни у одной другой спутниковой подсистемы. Например, топливо часто - наиболее массивная часть спутника, и его расходование может изменить центр масс аппарата. Векторы тяги, предназначенные изменять скорость спутника, должны, конечно, проходить через центр масс. Хотя вопросы, связанные с теплообменом, важны для всех компонентов спутника, они особенно сложны для ДУ. Двигатель создаёт самые горячие точки спутника, и в то же время топливо часто имеет более узкий допустимый диапазон температур, чем другие компоненты. Все эти причины приводят к тому, что задачи маневрирования серьёзно влияют на весь проект спутника.

Если для электронных систем обычно характеристики считаются заданными, то для ДУ это совсем не так. Это касается возможности хранения на орбите, резких включений и выключений, способности выдерживать произвольно долгие периоды бездействия. С точки зрения инженера-двигателиста определение задачи включает расписание, показывающее, когда и насколько долго каждый двигатель должен работать. Эта информация может быть минимальной, но она в любом случае понижает инженерные сложности и стоимость. Например, ДУ может быть испытана с помощью относительно недорогого оборудования, если для полёта не важно соблюдение времени работы ДУ с точностью до миллисекунд.

Другими условиями, обычно удорожающими систему, могут быть, например необходимость точного предсказания тяги и удельного импульса. Традиционно, такая информация позволяла применять точно рассчитанные коррекции скорости с заранее заданным временем работы ДУ. Учитывая современный уровень датчиков и вычислительные возможности, доступные на борту спутника, имеет смысл проводить интегрирование ускорения до тех пор, пока не будет достигнуто заданное изменение скорости. Упрощённые требования позволяют удешевить индивидуальные разработки. Удаётся избежать точной подгонки давлений и потоков, а также дорогостоящих испытаний в вакуумной камере. Тепловые условия вакуума, однако, всё же приходится учитывать.

Самый простой двигательный манёвр - включить двигатель всего один раз, на ранней стадии работы спутника. В этом случае начальные условия и время разогрева ДУ влияют меньше всего. Обнаружимые утечки топлива до и после манёвра не отразятся на результате. Такой простой сценарий может быть трудным по другой причине, например, из-за большого необходимого приращения скорости. Если требуемое ускорение является высоким, то размеры двигателя и его масса становятся ещё более важными.

Наиболее сложными задачами работы ДУ являются десятки тысяч или больше коротких импульсов, разделённых часами или минутами бездействия, на протяжении многих лет. Переходные процессы в начале и конце импульса, тепловые потери в аппарате, утечки топлива - всё это должно быть минимизировано или устранено. Данный вид тяги является типичным для задачи 3-осной стабилизации.

Задачей промежуточной сложности можно считать периодические включения ДУ. Примерами являются изменения орбит, компенсация атмосферных потерь, или периодические изменения ориентации спутника, стабилизированного вращением. Такой режим работы также встречается у спутников, которые имеют инерционные маховики или которые стабилизированы гравитационным полем. Такие полёты обычно включают краткие периоды высокой активности ДУ. Это важно, потому что горячие компоненты топлива будут терять меньше энергии во время таких периодов активности. При этом можно использовать более простые устройства, чем для длительного поддержания ориентации, поэтому такие полёты являются хорошими кандидатами на использование недорогих жидкостных ДУ.

Требования, предъявляемые к разрабатываемому двигателю

Небольшой уровень тяги, подходящий для манёвров изменения орбиты небольших спутников, примерно равен тому, который используется на больших космических аппаратах для поддержания ориентации и орбиты. Однако существующие двигатели малой тяги, испытанные в полётах, как правило, предназначены для решения второй задачи. Такие дополнительные узлы, как электронагреватель, прогревающий систему перед использованием, а также теплоизоляция позволяют добиться высокого среднего удельного импульса при многочисленных коротких запусках двигателя. Размеры и масса аппаратуры увеличиваются, что может быть приемлемо для больших аппаратов, но не подходить для малых. Относительная масса системы тяги ещё менее выгодна для электрических ракетных двигателей. Дуговые и ионные двигатели имеют очень маленькую тягу по отношению к массе двигателей.

Требования по сроку службы также ограничивают допустимые массу и размеры двигательной установки. Например, в случае однокомпонентного топлива добавление катализатора может увеличить срок службы. Двигатель системы ориентации может работать в сумме несколько часов за время всего срока службы. Однако баки спутника могут опустеть за минуты, если нужно достаточно большое изменение орбиты. Для предотвращения утечек и обеспечения плотного закрытия вентиля даже после многих пусков в линиях ставят подряд несколько вентилей. Дополнительные вентили могут быть неоправданы для малых спутников.

Рис. 1 показывает, что жидкостные двигатели не всегда можно уменьшить пропорционально, для использования для малых систем тяги. Большие двигатели обычно поднимают в 10 - 30 раз больше своего веса, и это число увеличивается до 100 для двигателей ракет-носителей с насосной подачей топлива. Однако самые маленькие жидкостные двигатели не могут даже поднять свой вес.

 

Рис.1.График отношения веса двигателей к тяге

Двигатели для спутников трудно сделать маленькими.

Даже если небольшой существующий двигатель достаточно лёгок, чтобы служить как основной двигатель маневрирования для микроспутника, выбрать набор из 6-12 жидкостных двигателей для 10-килограммового аппарата практически невозможно. Поэтому микроспутники используют для ориентации сжатый газ. Как показано на рис. 1, существуют газовые двигатели с соотношением тяги к массе такой же, как у больших ракетных двигателей. Газовые двигатели представляют из себя просто соленоидный вентиль с соплом.

Вдобавок к решению проблемы массы двигательной установки, системы на сжатом газе позволяют получать более короткие импульсы, чем жидкостные двигатели. Это свойство важно для непрерывного поддержания ориентации в течение долгих полётов, как показано в Приложении. По мере уменьшения размеров космических аппаратов всё более короткие импульсы могут быть вполне достаточны для поддержания ориентации с заданной точностью для данного срока службы.

Хотя системы на сжатом газе выглядят в целом наилучшим образом для применения на небольших космических аппаратах, ёмкости для хранения газа занимают достаточно большой объём и весят довольно много. Современные композитные баки для хранения азота, разработанные для небольших спутников, весят примерно столько же, сколько сам азот, заключённый в них. Для сравнения, баки для жидких топлив в космических кораблях могут хранить топливо массой до 30 масс баков. Учитывая вес как баков, так и двигателей, было бы очень полезным хранить топливо в жидкой форме, и преобразовывать его в газ для распределения между различными двигателями системы ориентации. Такие системы были разработаны для использования гидразина в коротких суборбитальных экспериментальных полётах.

Перекись водорода как ракетное топливо

Как однокомпонентное топливо, чистый H2O2 разлагается на кислород и перегретый пар, имеющие температуру немного выше 1800F [примерно 980C - прим. пер.] при отсутствии тепловых потерь. Обычно перекись используется в виде водного раствора, но при концентрации меньше 67% энергии разложения недостаточно для испарения всей воды. Пилотируемые испытательные аппараты США в 1960-х гг. использовали 90% перекись для поддержания ориентации аппаратов, что давало температуру адиабатического разложения около 1400F [760C] и удельный импульс при установившемся процессе 160 с [1570 м/с]. При концентрации 82% перекись даёт газ температурой 1030F [550C], который приводит в движение основные насосы двигателей ракеты-носителя Союз. Различные концентрации используются потому, что цена топлива растёт с увеличением концентрации, а температура влияет на свойства материалов. Например, алюминиевые сплавы применяются при температурах до примерно 500F [260C]. При использовании адиабатического процесса это ограничивает концентрацию перекиси до 70%.

12345Следующая ⇒

Поделиться: