Приведены результаты экспериментальных исследований влияния проводимости стенок разрядной камеры на эффективность холловского двигателя малой мощности при различных расходах рабочего тела (ксенона). Показано, что использование проводящих полюсных наконечников (вместо диэлектрических) на переднем срезе разрядной камеры приводит к увеличению кпд двигателя ~ на 1 - 2 %.

Приведены результаты экспериментальных исследований влияния проводимости стенок разрядной камеры (РК) на локальные характеристики плазмы в холловском двигателе малой мощности. Полученные данные свидетельствуют о значительном влиянии проводимости стенок РК на локальные характеристики плазмы, что, в конечном счете, приводит к изменению интегральных характеристик двигателя и уровня колебаний электромагнитного поля.

Определены потери электрической мощности кремниевых солнечных батарей (СБ) космических аппаратов при длительной эксплуатации на круговых орбитах в ионосфере и магнитосфере Земли. Интегральные величины потерь мощности СБ близки к результатам спутниковых измерений.

Показано, що в гіперзвуковому потоці розрідженої плазми за умов МГД-наближення може реалізуватися часткове фізичне моделювання ефектів, які притаманні МГД-взаємодії (зниження конвективного теплового потоку та збільшення сили лобового опору) під час спуску тіл в атмосфері Землі.

Приведены результаты экспериментальных исследований влияния проводимости стенок разрядной камеры на эффективность холловского двигателя малой мощности при различных расходах рабочего тела (ксенона). Показано, что в рассмотренном диапазоне мощностей (40 - 160 Вт) использование проводящих полюсных наконечников приводит к увеличению КПД холловского двигателя по сравнению с двигателем с диэлектрическими наконечниками на ~ 1 - 2 %. При этом слой ионизации и ускорения смещается к аноду, а уровень колебаний возрастает.

Показано, что учет скорости потока атомов и потерь ионов в известной математической модели позволяет получить более точное количественное совпадение расчетных и экспериментальных характеристик холловского двигателя.

Цель работы - определение степени влияния разрядного напряжения на тяговые и энергетические характеристики холловского двигателя малой мощности ИТМ-31, разработанного в Институте технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины. Представлены регулировочные характеристики в диапазоне мощности 18 - 304 Вт, впервые проведена оценка допустимого рабочего диапазона разрядного напряжения. Практическая значимость работы - повышение кпд холловского двигателя при минимизации энергопотребления.

Приведены несколько вариантов конструкции датчиков нейтральной компоненты плазмы для измерения параметров разреженной газовой среды в условиях космического полета. Исследования проведены с целью уменьшения габаритов и массы датчиков. Представлены результаты испытаний экспериментальных и опытных образцов и их основные характеристики.

Разработана методика, получены формулы для обработки и анализа исходных сигналов датчиков нейтральных DN и заряженых частиц DE, которые входят в состав научной аппаратуры космического аппарата "Сич-2". Показано, что исходные сигналы датчиков DN и DЕ позволяют замкнуть задачу диагностики ионосферной разреженной плазмы и определить полный комплекс основных кинетических параметров ионизированной среды: температуру электронов, ионов и нейтралов; концентрацию нейтральных и заряженных частиц; среднюю массу ионов; степeнь ионизации, неизотермичности и потенциал плазмы.

Рассмотрен метод построения кривых усталости по данным фотометрического анализа рабочей поверхности 3 - 4-х плоских образцов, испытанных на усталость при консольном изгибе на примере алюминиевого сплава АМг6. До и после испытаний обе рабочие поверхности каждого образца сканируются и по полученным данным оценивается долговечность их фрагментов при известных амплитудах напряжений.

Исследован маломощный холловский двигатель. Обоснована актуальность разработки и повышения интегральных характеристик холловских двигателей мощностью до 0,3 кВт. Рассмотрены основные направления исследования ХД малой мощности. На базе разработанного двигателя ИТМ-31 проведено исследование распределения параметров плазмы в разрядном канале, а также методом оптической спектроскопии исследован износ разрядной камеры. Представлены схемы экспериментов и описание оборудования. Представлены критерии и методика подбора спектральных линий для оценки скорости эрозии изоляторов разрядной камеры. Приведена математическая модель обработки экспериментальных данных спектра излучения плазменного факела двигателя. Приведены результаты спектроскопических исследований скорости эрозии разрядной камеры при различных режимах работы маломощного холловского двигателя.

Для обоснования возможности управления движением космических аппаратов в ионосфере с помощью устройства типа "магнитный парус" проанализированы результаты серии экспериментальных исследований взаимодействия моделей космических аппаратов с гиперзвуковым потоком разреженной плазмы. Предложена идея эксперимента на околоземной орбите с использованием микроспутника CubeSat. Если на борту космического аппарата поместить источник сильного магнитного поля, то при обтекании такого "намагниченного" аппарата гиперзвуковым потоком разреженной плазмы образуется неоднородная плазменная структура, подобная магнитосферам планет - искусственная мини-магнитосфера. При этом источнику поля будет передаваться часть импульса плазменного потока; появятся дополнительные силы, действующие на космический аппарат. Этот принцип лежит в основе "магнитного паруса" как нереактивного магнитогидродинамического двигательного устройства, использующего кинетическую энергию "солнечного ветра". На плазмоэлектродинамическом стенде проведены экспериментальные исследования взаимодействия моделей космических аппаратов с потоком плазмы. Определены зависимости силы сопротивления и подъемной силы, действующих на модели, от параметров потока и магнитного поля. Показано, что искусственная мини-магнитосфера может быть эффективным средством управления движением космического аппарата в ионосфере Земли. Для проведения эксперимента в околоземном пространстве на микроспутнике устанавливается конструкция из постоянных магнитов, помещенная в регулируемую оболочку, экранирующую магнитное поле. Определяются изменения орбиты спутника при снятии экрана в зависимости от параметров магнитного поля. Этот эксперимент был бы первой проверкой концепции "магнитного паруса" как движителя для космических аппаратов. Управление движением "намагниченного" тела за счет долговременного силового взаимодействия магнитного поля с ионосферной плазмой может служить ключевым элементом принципиально новой технологии очистки ионосферы от объектов "космического мусора".

Надано аналіз результатів досліджень, виконаних у відділі механіки іонізованих середовищ Інституту технічної механіки Національної академії наук України та Державного космічного агентства України, з проблем фізичного моделювання взаємодії космічних апаратів (КА) з ионосферной плазмою і впливу на КА комплексу факторів космічного простору (ФКП). Фізичне моделювання є ефективним засобом для відтворення спектру основних процесів і явищ, супроводжуючих експлуатацію КА на орбіті і ініційованих впливом комплексу ФКП, особливо впливом гіперзвукових потоків розрідженої плазми, атомарного кисню і ультрафіолетового сонячного випромінювання. Для моделювання умов функционування КА в іоносфері Землі на висотах від 150 км до 40000 км розроблено і створено плазмоелектродинамічний стенд, що поєднує властивості плазмової аеродинамічної труби і вакуумної безлунної камери. На стенді проведено дослідження в рамках виконання наукових програм і робіт по створенню і експлуатації ряду виробів ракетно-космічної техніки. Досліджено спотворення радіовідбиттів від елементів конструкцій КА штучнимими плазмовими утвореннями. Вивчені процеси радіаційної електризації елементів конструкції КА. Розроблено методики проведення прискорених ресурсних випробовувань полімерних і композитних матеріалів при дії потоків атомарного кисню і вакуумного ультрафіолетового випромінення. Проведено моделювання дії комплексу факторів навколосупутникового середовища на сонячні батареї, внаслідок якої відбувається втрата електричної потужності і скорочення ресурсу батарей. Фізичне моделювання на основі прискорених ресурсних випробувань дозволяє відтворювати умови тривалої експлуатації КА: процеси деградації, зміни електрофізичних, термо-оптичних, енергетичних і масогабаритних характеристик матеріалів і покриттів елементів конструкції КА. Отримані в результаті моделювання залежності темпів деградації властивостей матеріалів і робочих систем КА від часу впливу ФКП на орбіті дозволяють прогнозувати стан матеріалів та елементів конструкцій, технічних систем КА в будь-який момент часу експлуатації і можуть бути використані на етапі проектування КА.

Індекс рубрикатора НБУВ: О644 + В334 + Д244.61

Рубрики:

Космічні сміттєзбиральники

Магнетизм

Іоносфера

Шифр НБУВ: Ж14846 Пошук видання у каталогах НБУВ