Визначення впливу умов лабораторного тестування на робочі параметри холловського двигуна ST-25
DOI:
https://doi.org/10.15587/1729-4061.2024.301162Ключові слова:
холловський двигун, залишковий тиск, тяга двигуна, питомий імпульс, КПД двигунаАнотація
Об’єкт дослідження – холловський двигун ST-25 з обмеженою потужністю розряду, не більше 200 Вт, розроблений в компанії Flight Control LLC (Україна). Проблема, яка вирішувалась в даному дослідженні, полягала в визначенні впливу залишкового тиску газу в вакуумних камерах на робочі параметри холловського двигуна. Для вирішення зазначеної проблеми були визначені робочі параметри двигуна ST-25, який тестувався у трьох за розмірами вакуумних камерах з різною величиною залишкового тиску. В результаті проведення лабораторних досліджень робочих параметрів двигуна ST-25 були отримані вольт-амперні характеристики розряду двигуна при фіксованих величинах витрат робочого газу (ксенону). Отримані залежності тяги двигуна від величини масових витрат робочого газу при фіксованих величинах напруги розряду. На основі отриманих експериментальних даних були обчислені залежності величини питомого імпульсу анодного блоку двигуна від напруги розряду, а також залежності ККД анодного блоку двигуна від напруги розряду. Проведені дослідження показали, що при зниженні залишкового тиску в вакуумній камері у 2–3 рази робочі параметри двигуна підвищуюся на 15–20 %. Таке зниження залишкового тиску підвищує тягу на 25–40 %. Особливість отриманих результатів полягає у встановленні порогових значень тиску залишкового газу в вакуумних камерах під час проведення експериментальних досліджень, при яких робочі параметри холловського двигуна аналогічні його робочим параметрам в космічних умовах. Результати роботи можуть бути використані на практиці при проведенні експериментальних досліджень електричних ракетних двигунів, коли необхідно оцінити робочі параметри холловських двигунів, які будуть отримані в реальних умовах космічного простору
Посилання
- Snyder, J. S., Lenguito, G., Frieman, J. D., Haag, T. W., Mackey, J. A. (2020). Effects of Background Pressure on SPT-140 Hall Thruster Performance. Journal of Propulsion and Power, 36 (5), 668–676. https://doi.org/10.2514/1.b37702
- Piragino, A., Faraji, F., Reza, M., Ferrato, E., Piraino, A., Andreussi, T. (2021). Background Pressure Effects on the Performance of a 20 kW Magnetically Shielded Hall Thruster Operating in Various Configurations. Aerospace, 8 (3), 69. https://doi.org/10.3390/aerospace8030069
- Kerber, T. V., Baird, M. J., McGee-Sinclair, R. F., Lemmer, K. M. (2019). Background Pressure Effects on Plume Properties of a Low-Cost Hall Effect Thruster. The 36th International Electric Propulsion Conference. Available at: https://electricrocket.org/2019/513.pdf
- Frieman, J. D., Liu, T. M., Walker, M. L. R. (2017). Background Flow Model of Hall Thruster Neutral Ingestion. Journal of Propulsion and Power, 33 (5), 1087–1101. https://doi.org/10.2514/1.b36269
- Nakles, M. R., Hargus Jr., W. A. (2009). Hall Effect Thruster Ground Testing Challenges. Proceedings of the 25th Aerospace Testing Seminar. Available at: https://apps.dtic.mil/sti/tr/pdf/ADA506238.pdf
- Nakles, M., Hargus, W. (2008). Background Pressure Effects on Internal and Near-Field Ion Velocity Distribution of the BHT-600 Hall Thruster. 44th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. https://doi.org/10.2514/6.2008-5101
- Cheng, S. Y. (2007). Modeling of Hall Thruster Lifetime and Erosion Mechanisms. The 30th International Electric Propulsion Conference. Available at: http://electricrocket.org/IEPC/IEPC-2007-250.pdf
- Mazouffre, S., Echegut, P., Dudeck, M. (2006). A calibrated infrared imaging study on the steady state thermal behaviour of Hall effect thrusters. Plasma Sources Science and Technology, 16 (1), 13–22. https://doi.org/10.1088/0963-0252/16/1/003
- Voronovsky, D. K., Kulagin, S. N., Maslov, V. V., Petrenko, O. N., Tolok, S. V. (2021). Hall-effect thruster ST-25 with permanent magnet. Journal of Rocket-Space Technology, 28 (4), 37–45. https://doi.org/10.15421/452005
- Petrenko, O., Tolok, S., Maslov, V., Kulagin, S., Serbin, V., Shcherbak, D. (2019). Electric propulsion system SPS-25 with Hall Thruster. 70th International Astronautical Congress 2019. Available at: https://iafastro.directory/iac/paper/id/50659/abstract-pdf/IAC-19,C4,4,4,x50659.brief.pdf
##submission.downloads##
Опубліковано
Як цитувати
Номер
Розділ
Ліцензія
Авторське право (c) 2024 Olexandr Petrenko, Viktor Pererva, Viktor Maslov
Ця робота ліцензується відповідно до Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Закріплення та умови передачі авторських прав (ідентифікація авторства) здійснюється у Ліцензійному договорі. Зокрема, автори залишають за собою право на авторство свого рукопису та передають журналу право першої публікації цієї роботи на умовах ліцензії Creative Commons CC BY. При цьому вони мають право укладати самостійно додаткові угоди, що стосуються неексклюзивного поширення роботи у тому вигляді, в якому вона була опублікована цим журналом, але за умови збереження посилання на першу публікацію статті в цьому журналі.
Ліцензійний договір – це документ, в якому автор гарантує, що володіє усіма авторськими правами на твір (рукопис, статтю, тощо).
Автори, підписуючи Ліцензійний договір з ПП «ТЕХНОЛОГІЧНИЙ ЦЕНТР», мають усі права на подальше використання свого твору за умови посилання на наше видання, в якому твір опублікований. Відповідно до умов Ліцензійного договору, Видавець ПП «ТЕХНОЛОГІЧНИЙ ЦЕНТР» не забирає ваші авторські права та отримує від авторів дозвіл на використання та розповсюдження публікації через світові наукові ресурси (власні електронні ресурси, наукометричні бази даних, репозитарії, бібліотеки тощо).
За відсутності підписаного Ліцензійного договору або за відсутністю вказаних в цьому договорі ідентифікаторів, що дають змогу ідентифікувати особу автора, редакція не має права працювати з рукописом.
Важливо пам’ятати, що існує і інший тип угоди між авторами та видавцями – коли авторські права передаються від авторів до видавця. В такому разі автори втрачають права власності на свій твір та не можуть його використовувати в будь-який спосіб.
