액정 어포지 엔진

Liquid apogee engine
독일 램폴드하우젠의 DLR 방문자 센터에 열 차폐와 장착 구조를 포함한 400N의 쌍곡 액체 어포지 엔진이 전시되어 있다.이 엔진은 심포니 인공위성에 사용하도록 설계되었다.이들은 궤도 삽입을 위해 액체 바이프로펠란트 아포기 엔진을 사용한 정지궤도에 있는 최초의 3축 안정화된 통신위성이었다.[1]

액상 어포기엔진(LAE), 즉 어포기엔진은 일반적으로 우주선에서 주 엔진으로 사용되는 화학 로켓엔진의 한 종류를 말한다.null

아포기 엔진이라는 이름은 엔진이 일반적으로 사용되는 기동의 유형, 즉 엔진을 원형화하기 위해 타원 궤도의 아포기에서 이루어지는 공간 내 델타-V 변화에서 유래한다.정지궤도 위성의 경우, 이러한 형태의 궤도 기동을 수행하여 정지궤도 이동 궤도에서 전환하여 위성을 원형 정지궤도 내에 위치시킨다.이름에도 불구하고, 아포지 엔진은 수명이 다한 디오빗,[1] 지구 궤도 탈출, 행성 궤도 삽입[2][3], 행성 하강/상승과 같은 다양한 다른 기동을 위해 사용될 수 있다.[4]null

우주 산업의 일부 지역에서는 LAE를 액체 아포기 모터(LAM), 액체 아포기 추진기(LAT), 추진제에 따라 듀얼 모드 액체 아포기 추진기(DMLAT)라고도 부른다.이러한 이름에서 엔진과 모터를 사용하는 것과 관련하여 모호함에도 불구하고, 모두 액체 추진제를 사용한다.그러나 왁스윙과 같은 어포지 킥 모터(AKM)나 어포지 부스트 모터(ABM)는 고체 추진체를 사용한다.[5][unreliable source?]이러한 고체 프로펠러 버전은 신세대 위성에서는 사용되지 않는다.[5][6]null

역사

아포기 엔진은 1960년대 초 에어로젯, 로켓디네, 리액션 모터스, 벨 에어로시스템즈, TRW Inc., 마커트 컴퍼니 등의 회사들이 모두 다양한 위성과 우주선을 위한 엔진 개발에 참여했던 것에서 유래되었다.[7]null

이러한 독창적인 엔진의 파생상품은 오늘날에도 여전히 사용되고 있으며, 지속적으로 진화하고 있으며 새로운[8][9][10] 용도에 맞게 조정되고 있다.[11]null

배치

일반적인 액체 어포지 엔진 체계는 다음을 갖춘 엔진으로 정의할[12] 수 있다.

  • 압력 조절 쌍곡선 액체 바이프로펠란트 피드,
  • 열로 절연된 솔레노이드 또는 토크 모터 밸브,
  • 중앙 산화제 갤러리와 외부 연료 갤러리를 포함하는 인젝터 어셈블리,
  • 복사 및 필름 연소실,
  • 연소실 소재의 열성능에 의해 제한된 특성 속도,
  • 팽창 노즐의 초음속 면적 비에 의해 제한된 추력 계수

연소실의 복사열로부터 우주선을 보호하기 위해, 이 엔진들은 일반적으로 열 차폐와 함께 설치된다.[citation needed]null

추진제

아포기 엔진은 일반적으로 연료 1개와 산화제 1개를 사용한다.이 추진체는 보통 다음과 같은 쌍곡선 조합이다.[7]

고압 추진체 조합은 엔진 연소실 내 접촉 시 발화하며 매우 높은 점화 신뢰성과 함께 재점화 능력을 제공한다.null

많은 경우 MON-3(3 wt% NO)와
2
4 같은 질소 혼합 산화물(MON)은
2
4 순수 NO의 대체물로 사용된다.[13]

REACH 규제로 인해 유럽에서 NH 사용이
2
4 위협받고 있다.2011년 REACH 프레임워크 법안은 NH를
2
4 매우 우려되는 물질 목록에 추가했다.이 조치는 근·중간 NH
2
4 사용이 금지되거나 제한될 위험을 증가시킨다.[14][15]null

우주 응용에 NH를
2
4 사용할 수 있도록 면제를 추진 중이지만, 이러한 위험을 완화하기 위해 기업들은 대체 추진체와 엔진 설계를 조사하고 있다.[16]이러한 대체 추진체에 대한 변경은 간단하지 않으며 성능, 신뢰성 및 호환성(예: 위성 추진 시스템 및 발사장 인프라)과 같은 문제에 대한 조사가 필요하다.[15]null

퍼포먼스

아포기 엔진의 성능은 보통 진공 특정 임펄스 및 진공 추력 측면에서 인용된다.그러나 성과에 영향을 미치는 많은 다른 세부사항들이 있다.

  • 특성 속도는 추진제 조합, 추진제 공급 압력, 추진제 온도, 추진제 혼합비 등 설계 세부 사항에 의해 영향을 받는다.
  • 추력 계수는 주로 노즐 초음속 면적 비율에 의해 영향을 받는다.

전형적인 500 N급 쌍곡선 액체 어포지 엔진은 320초의 영역에서 진공 특이 임펄스를 가지며,[17][18][19][20] 실제 한계는 335초 가까이 되는 것으로 추정된다.[7]

명목상의 추진제 공급 조건에서 특정한 명목상의 추진력과 명목상의 특정한 임펄스를 전달하기 위해 판매되었지만, 이러한 엔진은 비행 자격인정이라고 간주되기 전에 다양한 운용 조건에 걸쳐 성능이 매핑되는 엄격한 시험을 거친다.즉, 높은 추력 등 특정 임무 요건을 충족하도록 제조자가 비행 자격 생산 엔진을 조정(이성 내에서)할 수 있다.[21]null

작전

대부분의 어포지 엔진은 고정된 추력 수준에서 온오프 방식으로 작동된다.사용되는 밸브는 개방 또는 폐쇄의 두 가지 위치만 있기 때문이다.[22]null

엔진이 켜지는 시간(때로는 연소 기간이라고도 함)은 엔진의 기동 및 기능 모두에 따라 달라진다.엔진은 특정한 최소 및 최대 단일 연소 기간 동안 적격이다.null

엔진은 또한 최대 누적 연소 기간을 제공할 수 있는 자격을 갖추고 있으며, 때로는 누적 추진제 처리량이라고도 한다.특정 성능 수준에서 엔진의 내용연수는 주로 연소실에 사용되는 구성 재료의 내용연수에 의해 결정된다.[12]null

적용들

통신과 탐사 임무에 사용되는 어피지 엔진 사이에 단순화된 구분을 할 수 있다.

  1. 현재의 통신 우주선 플랫폼은 높은 추진력보다는 높은 특정 충동으로부터 더 많은 이득을 얻는 경향이 있다.[23]궤도에 진입하기 위해 연료가 적게 소비될수록, 정거장에 있을 때 정거장을 유지하는 데 더 많은 연료를 사용할 수 있다.이렇게 남은 추진체의 증가는 인공위성의 사용 수명을 늘리는 것으로 직역할 수 있어 이들 임무에 대한 재정수익을 높일 수 있다.
  2. 행성 탐사 우주선, 특히 큰 우주선은 높은 특정한 충동보다 높은 추진력으로 더 많은 이득을 보는 경향이 있다.[24]높은 델타-v 기동을 빨리 실행할 수 있을수록 이 기동의 효율이 높아지며 추진체가 덜 필요하다.필요한 추진체의 이러한 감소는 버스와 적재물량의 증가로 직접 해석될 수 있으며(설계 단계에서) 이러한 임무에서 더 나은 과학 복귀를 가능하게 한다.[12][23]

임무를 위해 선택된 실제 엔진은 임무의 기술적 세부사항에 따라 달라진다.비용, 리드 타임 및 수출 제한(예: ITAR)과 같은 보다 현실적인 고려사항도 결정에 한몫한다.null

참고 항목


참조

  1. ^ a b "Unified Propulsion System - Background". Airbus Defence and Space. Archived from the original on 2014-09-25. Retrieved 29 January 2015.
  2. ^ Amos, Jonathan (2012-09-04). "Juno Jupiter probe gets British boost". BBC News. Retrieved 29 January 2015.
  3. ^ Domingue, D. L.; Russell, C. T. (19 December 2007). The MESSENGER Mission to Mercury. Springer Science & Business Media. p. 197. ISBN 978-0-387-77214-1.
  4. ^ "Industrial Policy Committee, Robotic Exploration Plan, Programme of Work 2009-2014 and relevant Procurement Plan" (PDF). European Space Agency. Archived from the original (PDF) on 2016-03-03. Retrieved 25 January 2015.
  5. ^ a b Pocha, J. J. (1987). "The Apogee Manoeuvre". Space Technology Library Volume 1. An introduction to mission design for geostationary satellites. Chapter 4: The Apogee Manoeuvre. Springer. pp. 51–66. doi:10.1007/978-94-009-3857-1_4. ISBN 978-94-010-8215-0.
  6. ^ Ley, Wilfred; Wittmann, Klaus; Hallmann, Willi, eds. (2009). Handbook of space technology. John Wiley & Sons, Ltd. pp. 323–324. ISBN 978-0-470-69739-9.
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  8. ^ "ESA investigates ALM for in-space satellite engines". LayerWise. Archived from the original on 2014-11-29. Retrieved 15 November 2014.
  9. ^ Hyde, Simon (2012). "Combustion chamber design for additive manufacturing". Space Propulsion 2012 Conference, Bordeaux, France.
  10. ^ Hyde, Simon (2012). "A design optimisation study of a generic bi-propellant injector for additive manufacturing". Space Propulsion 2012 Conference, Bordeaux, France.
  11. ^ Werner, Debra (2013-07-15). "Space propulsion - Moog sees higher-thrust liquid propellant engine as right fit for Mars missions". www.spacenews.com. Archived from the original on November 15, 2014. Retrieved 15 November 2014.
  12. ^ a b c Naicker, Lolan; Wall, Ronan; David, Perigo (2014). "An overview of development model testing for the LEROS 4 High Thrust Apogee Engine". Space Propulsion 2014 Conference, Cologne, Germany (2969298).
  13. ^ Wright, A. C. (February 1977). USAF Propellant Handbooks: Nitric Acid / Nitrogen Tetroxide Oxidizers (AFRPL-TR-76-76 ed.). Martin Marietta Corporation. p. 2.3–3.
  14. ^ "Considering hydrazine-free satellite propulsion". ESA. Retrieved 15 November 2014.
  15. ^ a b Valencia-Bel, Ferran (2012). "Replacement of Conventional Spacecraft Propellants with Green Propellants". Space Propulsion 2012 Conference, Bordeaux, France.
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  17. ^ "Apogee/Upper Stage Thrusters". www.moog.com. Archived from the original on 2015-03-02. Retrieved 15 November 2014.
  18. ^ "400 N Bipropellant Apogee Motors". Astrium Space Propulsion. Archived from the original on 2014-04-26. Retrieved 15 November 2014.
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  20. ^ "Satellite Propulsion System". www.ihi.co.jp. Archived from the original on 24 November 2014. Retrieved 15 November 2014.
  21. ^ "LEROS engine propels the Juno spacecraft on its historic voyage to Jupiter". Retrieved 15 November 2014.
  22. ^ Houston, Martin; Smith, Pete; Naicker, Lolan; Perigo, David; Wall, Ronan (2014). "A high flow rate apogee engine solenoid valve for the next generation of ESA planetary missions". Space Propulsion 2014 Conference, Cologne, Germany (2962486).
  23. ^ a b Naicker, Lolan; Baker, Adam; Coxhill, Ian; Hammond, Jeff; Martin, Houston; Perigo, David; Solway, Nick; Wall, Ronan (2012). "Progress towards a 1.1 kN apogee engine for interplanetary propulsion". Space Propulsion 2012, Bordeaux, France (2394092).
  24. ^ Perigo, David (2012). "Large platform satellite propulsion with a focus on exploration applications". Space Propulsion 2012 Conference, San Sebastian, Spain.