Текст книги "Электромеханика в космосе"
Автор книги: Андраник Иосифьян
сообщить о нарушении
Текущая страница: 3 (всего у книги 5 страниц)
В качестве чувствительного элемента, измеряющего величину и знак магнитного поля Земли вдоль соответствующих осей, используются специальные датчики. Они представляют собой два параллельно расположенных пермаллоевых сердечника с распределенными по их длине первичными и вторичными обмотками (см. рис. 14). Первичные обмотки соединены последовательно-встречно и образуют цепь возбуждения. Поверх обмоток возбуждения размещена общая измерительная обмотка.
Принцип действия датчика основан на использовании свойств измерительной катушки, выполненной из магнито-мягкого материала. При наличии внешнего магнитного поля изменение магнитной проницаемости сердечников приводит к изменению магнитного поля в измерительной катушке и появлению в ней ЭДС индукции, которая растет пропорционально напряженности измеряемого магнитного поля. Сигнал с магниточувствительной катушки поступает в соответствующие электронные блоки для формирования соответствующих команд на включение тока в силовых электромагнитах. Иногда применяется вместо трех два магниточувствительных датчика и в соответствии с этим имеется два канала силового управления.
Электромагниты создают «силовые» магнитные поля, необходимые для получения механических моментов, обеспечивающих поворот и соответствующее вращение космического аппарата, а также процесс ориентации.
Таким образом, применение электромагнитной системы исключает расход газа в режиме стабилизации и ориентации. Этот принцип управления не только обеспечивает «успокоение» космического летательного аппарата, но и поиск ориентиров и последующую его стабилизацию. Однако следует отметить, что система «электромагнитной разрядки» значительно ухудшает свои показатели при увеличении радиуса орбиты в связи с уменьшением напряженности магнитного поля Земли.
Электрореактивные (ионные) двигатели малой тяги. Для создания внешних управляющих моментов, а также для коррекции орбиты при построении систем ориентации космического летательного аппарата можно применять электрореактивные двигатели. Принцип действия их основан на ускорении рабочего тела, например газа, при помощи электроэнергии, создаваемой специальным источником. Полученная скорость рабочего тела на выходе такого двигателя создает динамический импульс (произведение механической силы, действующей на корпус аппарата, на время, в течение которого газ под воздействием электромагнитного поля приобретает заданную скорость).
В отличие от тепловых (химических) реактивных электрореактивные двигатели, как указывал еще К. Э. Циолковский, имеют относительно высокую динамическую импульсную характеристику. Она определяется отношением величины тяги двигателя [кг] к секундному расходу массы [кг/с]. Если тепловые реактивные двигатели, использующие окислители и горючее, дают удельный импульс в несколько сотен секунд, то электрореактивные двигатели, в которых газ разгоняется с помощью электромагнитного поля, могут давать величину импульса в несколько тысяч секунд.
Рис. 15. Принципиальная схема электрореактивного двигателя (Н и Е – направления векторов соответственно магнитного и электрического полей; z – направление, противоположное действию силы)
По режиму работы электрореактивные двигатели можно разделить на стационарные и импульсные, а по механическому характеру создания тяги – на электротермические и электромагнитные. При электромагнитном способе ускорения возможны схемы как с независимым магнитным потоком, воздействующим на плазму, так и с собственным магнитным полем. Рабочее тело электрореактивных двигателей при этом может быть твердым, жидким или газообразным, хорошо пропускающим электрический ток. Высокоэффективны реактивные двигатели с комбинированными полями, в которых напряженности электрического и магнитного полей в простейшем случае действуют перпендикулярно друг другу («скрещенные поля»).
Принципиальная схема одного из вариантов электрореактивного двигателя представлена на рис. 15. Основной элемент таких двигателей – коаксиальная магнитная система 1 с катушками намагничивания. Между полюсами помещается кольцевая диэлектрическая камера 2. В глубине ее находится анод 3, одновременно являющийся газораспределителем. Недалеко от среза канала расположен газоразрядный источник электронов – катод-нейтрализатор 4. Внутри цилиндрического канала создается неоднородное магнитное поле, направленное преимущественно по радиусу цилиндра (электрическое поле направлено вдоль канала).
Электрическая схема плазменного двигателя состоит из источника электроэнергии, преобразователя высокого напряжения и электродов, образующих замкнутый электрический контур циркуляции электромагнитной энергии. В этих условиях движение ионов можно считать практически прямолинейным (с учетом их дрейфа в скрещенных полях). Внутри ускорителя образуется облако вращающихся электронов, и нейтральные атомы, выходя из отверстий, попадают в это облако и ионизируются. Образующиеся ионы, взаимодействуя с электрическим полем, существующим в канале ускорителя, выходят из канала, имея направленную кинетическую энергию в соответствии с напряжением источника энергии, приложенным к аноду и катоду. Электроны, возникающие в процессе ионизации атома, нейтрализуются при выходе из катода нейтрализатора, когда вместе с ионами покидают систему.
Электрореактивная двигательная система космического летательного аппарата состоит из баллонов с рабочим веществом, в которые вмонтирована система клапанов и вспомогательных элементов; преобразователя напряжения системы автоматики и телеметрии; двигательных блоков, содержащих собственно двигатель и катодный нейтрализатор.
Впервые в мире стационарные плазменные двигатели непрерывного действия были исследованы и испытаны на искусственном спутнике Земли «Метеор». С помощью плазменного ионного двигателя спутник на несколько десятков километров поднимался и опускался относительно орбиты выведения.
Следует заметить, что электрореактивные двигатели обладают хорошими регулировочными характеристиками, высокой надежностью и малым весом. Однако при этом требуется установка на космический аппарат достаточно мощных электрических источников энергии. Но в будущем, по мере развития электроэнергетики космических летательных аппаратов, роль и значение электрореактивных двигателей несомненно будут возрастать.
Комбинированные управляющие исполнительные органы. Для обеспечения высокой точности стабилизации и ориентации космического летательного аппарата обычно используются системы, состоящие из трех ступеней исполнительных органов. Первая ступень (быстродействующая) – электродвигатели-маховики; вторая ступень – управляющие моментные электрогироскопы; третья ступень – космические моментные электродвигатели, газореактивные или электрореактивные двигатели. Такая трехступенчатая система позволяет наиболее полно сочетать свойства стабилизирующих устройств электродвигателей-маховиков, обладающих большим рабочим диапазоном «до насыщения», с моментными электрогироскопами, имеющими малый рабочий диапазон.
Электрореактивные маховики отрабатывают малые возмущения, а также компенсируют влияние нелинейностей, которые присущи силовым управляющим электрогироскопам.
Моментные электрогироскопы, действующие по трем осям (см. рис. 12), используются для постоянной разгрузки электродвигателей-маховиков, что позволяет существенно уменьшить габариты спутника и обеспечить его маневренность. Однако система моментных гироскопов также имеет предел «насыщения», связанный с тем, что по мере перевода внешнего кинетического момента во внутренний возможности для аккумулирования кинетического момента уменьшаются.
Чтобы разгрузить управляющий моментный электрогироскоп от «насыщения», используют газореактивные, электрореактивные или космические моментные магнитодвигатели, которые создают управляющие моменты при помощи магнитного поля Земли и тем самым обеспечивают точность стабилизации и ориентации космического аппарата при применении всех трех ступеней комбинированной системы исполнительных органов.
Электромеханическая система терморегулирования. Несомненно, очень важной является проблема обеспечения заданной температуры для работы всех приборов и механизмов, находящихся как внутри, так и вне космического летательного аппарата. Терморегулирование приборов, находящихся вне космического аппарата, обычно осуществляется за счет естественного теплопоглощения и теплоизлучения поверхностей в условиях глубокого вакуума. Основное назначение системы терморегулирования внутри космического аппарата – это отвод тепла, выделяющегося при работе приборов, а также тепла, получаемого аппаратом от Солнца и Земли.
Необходимая температура внутри аппарата сохраняется, если обеспечивается баланс притока тепловой энергии к объекту и удаления ее из объекта путем излучения в космическое пространство.
Излучающие поверхности космического аппарата могут быть стационарными или регулируемыми с помощью жалюзи или передвижных экранов. В любом случае подвод тепла к излучающим поверхностям осуществляется с помощью жидких или газообразных теплоносителей. Работа системы терморегулирования обеспечивается электромеханическими устройствами, которые осуществляют открытия, закрытия, перемещения жалюзи и экранов, регулирующих поступление и излучение энергии, а также вращение насосов и вентиляторов, обеспечивающих движение теплоносителей, переносящих тепло от нагретых участков космического аппарата к его холодным поверхностям.
Особые проблемы при терморегулировании связаны с отводом тепла из орбитальных тепловых космических электростанций с ядерным или химическим топливом, поскольку на этих станциях вследствие низкой величины их КПД необходимо отводить большое количество энергии в вакуум при относительно высокой температуре излучающих поверхностей.
Электромеханика автономных систем источников электроэнергии. Если средняя мощность электрической энергии на современных космических аппаратах исчисляется несколькими киловаттами, то в будущем потребуются сотни и тысячи киловатт. Электрическая энергия в принципе может быть получена в результате преобразования других видов аккумулированной энергии – тепловой (при химических реакциях между горючим и окислителем), ядерной (при использовании ядерного горючего) или путем прямого преобразования энергии солнечных фотонов.
Системы генерирования электромагнитной энергии при использовании химического или ядерного топлива включают следующие электромеханические агрегаты: турбогенераторы, преобразующие механическую энергию турбины в электрическую энергию; электронасосы различных типов и конструкций, рассчитанные на различные мощности, для обеспечения циркуляции пара или жидкости; электродвигатели насосов для перекачки охлаждающих агентов через излучатель, отводящий тепловые потери как в реакторах или котлах, так и в системах собственных нужд, обслуживающих эту тепловую космическую электростанцию.
Особенностью машинных способов получения электрической энергии с помощью турбогенераторов является необходимость компенсации реактивного момента, который возникает в корпусе генератора при его нагрузке. При применении вращающихся машин (турбогенератора или насосов) для получения энергии приходится устанавливать парные турбогенераторы или специальные маховики-компенсаторы, имеющие для ликвидации моментов реакции на корпус противоположные направления вращения. Парные турбогенераторные агрегаты должны быть при этом снабжены чувствительными регуляторами частоты и напряжения, необходимыми для компенсации механических моментов, воздействующих на корпус космического летательного аппарата при изменяющихся электронагрузках бортовой электросети. Такую же компенсацию механических сил, связанных с нестационарным движением в замкнутом контуре ионизированного газа или жидкости, необходимо осуществить для линейных генераторов электрической энергии.
Одна из главных проблем космических электростанций – создание излучателя, предназначенного для охлаждения газа, циркулирующего в контуре теплоносителя, и для отвода тепла в мировое пространство. Эти излучатели должны иметь минимальные вес и толщину стенок, но в то же время должны быть достаточно надежными для работы в течение длительного времени. Так же, как и при машинном способе генерирования электроэнергии в космических аппаратах, отвод большого количества тепла необходим в устройствах прямого преобразования тепловой («топливной») энергии в электрическую. Принцип прямого преобразования энергии в электрическую основан на прохождении теплового потока в камере сгорания химического топлива (горючего и окислителя) или в атомном реакторе через полупроводниковое или термоэмиссионное устройство, или, наконец, через ионизационную камеру МГД-генератора. Во всех трех случаях тепловой поток создается за счет разности температур между охладителем и камерой, и поэтому для регулирования расхода теплоносителя и сохранения постоянства температурных режимов в реакторе или камере сгорания необходимо иметь автоматизированные электромеханические насосы и электромеханическую аппаратуру. Аналогичные электромеханические системы терморегулирования применяются и в радиоизотопных генераторах прямого преобразования ядерной энергии в электрическую.
Специфические электромеханические системы терморегулирования применяются в топливных элементах прямого преобразования энергии горения горючего и окислителя (например, водорода и кислорода) в электрическую энергию с очень высоким КПД (до 98 %). При этом электромеханические системы обеспечивают соответствующий уровень давления газов, отвод дистиллята и сохранение общего температурного режима за счет искусственного охлаждения.
Конструктивные формы и состав электромеханических устройств (а также специальных излучателей), предназначенных для прямого преобразования «топливной» энергии в электрическую на космических летательных стационарных аппаратах, зависят от мощности космической электростанции, а также от назначения и длительности энергоснабжения бортовых потребителей.
Создание специальных излучателей для отвода тепловой энергии как от ядерного реактора, так и от системы с химическим топливом является сложной проблемой, так как при этом возникают высокие температуры (до нескольких сотен градусов). В случае производства электроэнергии в бортовой электростанции мощностью несколько десятков и сотен киловатт необходимы очень большие поверхности излучателей, исчисляемые сотнями и тысячами квадратных метров. В то же время электрические машины и генераторы, а также электротехническая аппаратура должны быть работоспособны и длительно функционировать при 500–600 °C.
Именно поэтому использование солнечных батарей для получения электрической энергии в космических аппаратах является на данном этапе наиболее перспективным. Хотя и. в этом случае также требуются большие поверхности, однако электротехническое оборудование, и в том числе электромеханические системы, связанные с организацией движения поверхностей солнечных батарей, может работать при низких температурах.
Преобразование солнечной энергии в электрическую. Солнечные батареи представляют собой жесткие или гибкие панели с закрепленными на них полупроводниковыми фотоэлементами. Эти панели конструктивно располагаются либо по цилиндрической или сферической поверхности, либо по плоской поверхности.
Путем коммутации многих сотен и тысяч фотоэлементов, имеющих напряжение в пределах долей вольта, создается система с напряжением в несколько десятков вольт и током в десятки ампер. Современные солнечные батареи могут вырабатывать электрическую энергию в пределах (в зависимости от геометрических размеров батарей) нескольких киловатт, а в перспективе – нескольких сотен киловатт. Жесткие или гибкие солнечные батареи могут укрепляться либо в отдельном энергетическом отсеке, либо непосредственно в космическом летательном аппарате.
На панелях солнечных батарей устанавливаются фотодатчики, которые регистрируют направление солнечных лучей, под различными углами падающих на панели. Датчики солнечных батарей через электронное усилительное устройство следящего электропривода соединяются с электрическими двигателями постоянного или переменного тока, которые через соответствующее редукторное устройство поворачивают траверсу с панелями таким образом, чтобы они были ориентированы на Солнце независимо от ориентации космического летательного аппарата. В случае жесткого закрепления каркасов на поверхности космического летательного аппарата ориентация на Солнце осуществляется путем поворотов корпуса космического аппарата.
Электрические двигатели, управляющие поворотами каркасов солнечных батарей, можно расположить как вне, так и внутри космического аппарата или энергетического модуля. Конструктивные формы этих электрических машин должны быть спроектированы так, чтобы обеспечить отвод тепла или за счет естественной радиации, или же предусматривать искусственное охлаждение системы. Чаще всего в качестве таких исполнительных электрических машин используются двухфазные асинхронные электродвигатели.
В некоторых случаях электрические двигатели с редукторами устанавливаются внутри энергетического модуля или корпуса космического летательного аппарата только по одной оси, но тогда передача момента вращения от такого электромеханического устройства осуществляется через оболочку корпуса космического летательного аппарата с помощью постоянного магнитного поля. Создание магнитного поля обычно осуществляется постоянными магнитами в форме муфты, максимальный момент которой с большим запасом должен превышать номинальный момент вращения плоскостей солнечной батареи (с учетом маховых моментов при разгоне и остановке солнечных батарей). Таким образом, подобная следящая система обеспечивает соответствующее движение солнечных батарей и ориентацию в направлении Солнца и при движении космического летательного аппарата по орбите создает условия для поглощения максимального количества солнечной энергии и соответствующего ее преобразования в электрическую.
Поскольку вращательные моменты, создаваемые электродвигателями и необходимые для поворота солнечных батарей (как и любого электропривода с большой инерциальной массой), могут быть очень большими, то рассмотрим общую динамику космического летательного аппарата при нестационарном движении (ускорении и торможении) солнечной батареи или других механизмов относительно корпуса космического аппарата. Очевидно, что при этих нестационарных движениях будут возникать реактивные моменты, которые могут привести к нарушению ориентации космического летательного аппарата. Для того, чтобы ликвидировать реакцию на корпус космического аппарата от любого (а особенно мощного) электродвигателя и тем самым ликвидировать «паразитные» моменты, нарушающие ориентацию, обычно создается параллельный отвод энергии вращения с вала электрического двигателя на специальный маховик, вращающийся в обратную сторону (рис. 16). (Обратное вращение маховика достигается путем применения специального редуктора с нечетным передаточным числом). Кинетический момент этого маховика почти полностью компенсирует кинетические моменты, обусловленные движением панелей солнечных батарей.
Рис. 16. Схема электропривода:
1 – редуктор; 2 – маховик компенсации момента; 3 – солнечные датчики; 4 – блоки усиления и управления
На соответствующих осях движения солнечной батареи в целях облегчения динамических режимов работы автомата следящей системы устанавливаются тахогенераторы, обеспечивающие введение сигнала по угловой скорости в блок управления. Очень важным звеном электромеханической следящей системы является датчик положения, в качестве которого используется, например, сельсинная передача, обусловливающая обратную связь в любой следящей системе на космическом летательном аппарате, в том числе для привода солнечной батареи.
В связи с тем, что космический летательный аппарат в различные моменты времени заходит в тень планеты, то для непрерывного обеспечения электроэнергией его аппаратуры на борту устанавливается аккумуляторная батарея, допускающая большое количество включений и выключений. С помощью специальной релейной механической контактной аппаратуры и соответствующей автоматики обеспечивается нормальная работа аккумуляторной батареи при зарядке и разрядке.
Мы здесь рассмотрели наиболее распространенные источники электроэнергии – солнечные батареи и соответственно аккумуляторные батареи на постоянном токе, обеспечивающие непрерывную работу всей аппаратуры спутника. Однако большинство бортовых приборов работает на переменном токе различных частот (50, 200, 400 и 1000 Гц и более). На первом этапе развития космической техники для создания источников переменного тока при наличии аккумуляторов постоянного тока использовались электромеханические машинные преобразователи, преобразующие постоянный ток в переменный. Это были двух– или трехмашинные мини-агрегаты с соответствующим регулятором частоты и напряжения, имеющим весьма важное значение для точной работы асинхронных и синхронных гистерезисных электродвигателей-гироскопов. В настоящее время машинные преобразователи заменены статическими силовыми полупроводниковыми преобразователями. Для обеспечения точной частоты в этих приборах применяется кварцевый стабилизатор частоты. Применение солнечных батарей как основных источников энергии на космических аппаратах с использованием лазерной техники, техники высоких напряжений и радиотехники создает предпосылки для дальнейшего развития статических преобразователей различных типов.
