Выбор параметров солнечного теплового ракетного двигателя при ограничении на время полета

Авторы

Финогенов С. Л.

Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет), 125993, г. Москва, Волоколамское шоссе, д. 4

e-mail: sfmai2015@mail.ru

Аннотация

Приведены результаты проектно-баллистического исследования характеристик солнечного теплового ракетного двигателя (СТРкД) с различными типами системы «концентратор — приемник» (КП) в задаче выведения полезных грузов на геостационарную орбиту при ограничении на время полета. Определена баллистическая эффективность использования СТРкД в составе разгонного блока при различной продолжительности выведения, выявлен целесообразный временной интервал межорбитального маневра. Показано, что меньшему времени выведения соответствуют менее жесткие требования к системе КП и условиям ориентации на Солнце. Определены оптимальные по критерию максимума массы полезной нагрузки значения определяющих параметров СТРкД при ограничении на время полета от 20 до 60 суток, приведены рекомендации по их выбору с учетом технологических ограничений.

Ключевые слова

солнечный тепловой ракетный двигатель, время полета КА, геостационарная орбита , баллистическая эффективность

Библиографический список

1. Галькевич И.А. Разработка инструментария определения технико-экономических параметров космических телекоммуникационных проектов: Дис. ...канд. эконом. наук. — М.: МГТУ им. Н.Э.Баумана, 2015. — 282 с.

2. Кудрин О.И. Солнечные высокотемпературные космические энергодвигательные установки. — М.: Машиностроение, 1987. — 247 с.

3. Грилихес В.А., Матвеев В.М., Полуэктов В.П. Солнечные высокотемпературные источники тепла для космических аппаратов. — М.: Машиностроение, 1975. — 248 с.

4. Космические двигатели: состояние и перспективы; Пер. с англ. / Под ред. Л.Кейвни. — М.: Мир, 1988. — 454 с.

5. Коротеев А.С. Концепция солнечной энергодвигательной установки с электронагревным тепловым аккумулятором и дожиганием рабочего тела // Вестник Московского авиационного института. 2000. Т. 7. № 1. С. 60-67.

6. Frye P.E., Kennedy F.G. Reusable Orbital Transfer Vehicles (ROTV) Applications of an Integrated Solar Upper Stage (ISUS). AIAA Paper 1997. № 97-2981.

7. Grossman G., Williams G. Inflatable Concentrators for Solar Propulsion and Dynamic Space Power // Journal of Solar Energy Engineering, November 1990. Vol. 112, pp. 229-236.

8. Бойкачев В.Н., Гусев Ю.Г., Жасан В.С., Ким В.П., Мартынов М.Б., Мурашко В.М., Нестерин И.М., Пильников А.В., Попов Г.А. О возможности создания электроракетной двигательной установки мощностью 10...30 кВт на базе двухрежимного двигателя СПД-140Д // Космическая техника и технологии. 2014. № 1(4). С.48-59.

9. Белик А.А., Егоров Ю.Г., Кульков В.М., Обухов В.А. Анализ проектно-баллистических характеристик комбинированной схемы выведения космического аппарата на геостационарную орбиту с использованием ракет-носителей среднего класса // Авиационно-космическая техника и технология. 2011. № 4(81). С. 17-21.

10. Кудрин О.И., Финогенов С.Л. Солнечный ракетный двигатель со ступенчатой системой приемник тепловой аккумулятор // Полет. 2000. № 6. С. 37-41.

11. Квасников А.В., Кудрин О.И., Мельников М.В. Лаборатория лучистой и солнечной энергии для исследования процессов в высокотемпературных установках // Доклады Всесоюзной конференции по использованию солнечной энергии. — М.: Изд. ВНИИТ, 1969. С. 297-343.

12. Финогенов С.Л., Кудрин О.И. Принципы системности в проектировании солнечного теплового ракетного двигателя // Системный анализ в технике. Тематический сборник научных трудов. Вып. 8. — М.: Вузовская книга, 2005. С. 36 – 80.

13. Сафранович В.Ф., Эмдин Л.М. Маршевые двигатели космических аппаратов. Выбор типа и параметров. — М.: Машиностроение, 1980. — 240 с.

14. Рубанович И.М. О влиянии точности слежения за Солнцем на эффективность гелиоустановок // Гелиотехника. 1966. № 4. С. 44-49.

Скачать статью