Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ЭНЕРГОАККУМУЛИРУЮЩИХ ВЕЩЕСТВ В СОЛНЕЧНЫХ ЭНЕРГОСИЛОВЫХ УСТАНОВКАХ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ Финогенов С.Л., Кудрин О.И., Панов А.Б., Удалова И.А.

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 2 СОДЕРЖАНИЕ Актуальность работы. Цели и задачи. Особенности использования солнечной энергодвигательной установки (СЭДУ) как средства межорбитальной транспортировки. Основные требования к СЭДУ. Состав СЭДУ. Система концентратор-приемник-аккумулятор (КПА). Характеристики некоторых энергоаккумулирующих материалов (ЭАВ) Зависимости показателей эффективности СЭДУ от ее параметров и продолжительности решения задачи полета. Конструктивные проработки двигательной подсистемы СЭДУ и ее ПГС. Выводы.

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 3 Актуальность работы Высокая стоимость орбитальных транспортных операций (30-50 тыс.долл./кг на ГСО) выдвигает особые требования к экономичности космических энергодвигательных систем. Использование солнечного излучения как внешнего ресурса существенно повышает энергомассовую эффективность средств межорбитальной транспортировки. Одной из основных проблем создания СЭДУ является сложность обеспечения точной продолжительной ориентации на Солнце при работе в двигательном режиме.

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 4 Цели и задачи работы Повышение эффективности решения задач межорбитальной транспортировки Цель: Повышение эффективности решения задач межорбитальной транспортировки Задачи: Выбор типа и схемы СЭДУ и ее подсистем Выбор рациональных параметров СЭДУ с учетом особенностей решаемых задач Оценка точности ориентации СЭДУ с ТА на Солнце Разработка пневмогидравлической схемы СЭДУ Конструктивная проработка СЭДУ и ее элементов Оценка энергомассовой эффективности СЭДУ как средства межорбитальной транспортировки

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 5 Особенности использования СЭДУ как средства межорбитальной транспортировки Низкая плотность потока солнечного излучения 1360 Вт/м 2 Небольшой угловой размер солнечного диска 0.53º Снижение концентрирующей способности зеркал при длительном функционировании в космосе

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 6 Основные требования к СЭДУ Необходимость создания легкого крупногабаритного зеркала-концентратора, обеспечивающего высокую степень концентрации солнечного излучения. Необходимость точного продолжительного слежения системы концентратор-приемник- аккумулятор (КПА) за Солнцем. Необходимость создания эффективного приемника-аккумулятора высококонцентрированного солнечного излучения.

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 7 СВИТ КП СВИТ КП ФЭП С ДОЖИГАНИЕМ ВОДОРОДА БЕЗ ДОЖИГАНИЯ ВОДОРОДА С Э Д У ТА

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 8 Система концентратор-приемник

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 9 Максимальная степень концентрации на различном удалении от Солнца Cm – Средняя концентрация ( =45º ) в фокальном пятне Cs – Концентрация в пределах солнечного изображения Cc – Концентрация в центре солнечного изображения Орбита CmCmCmCm CsCsCsCs CcCcCcCc Земли Марса

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 10 СЭДУ осевой схемы с системой концентратор-приемник 1. Бак водорода 2. Приемник излучения 3. Зеркальный концентратор 4. Камера дожигания 5. Бак окислителя 6. Высотное сопло 7,8 Элементы пневмо- гидроавтоматики

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute ПРЕИМУЩЕСТВА СЭДУ ВНЕОСЕВОЙ СХЕМЫ: Упрощение задач ориентации Большая компактность схемы данного типа. Более простое расположение внутри штатного обтекателя. Относительно небольшое фокусное расстояние между зеркалом и приемником.

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 12

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 13 ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕКОТОРЫХ ФАЗОПЕРЕХОДНЫХ ЭАВ ЭАВТемпература плавления, К Удельная энергоемкость, к Дж/кг К Гидрид лития LiH Фторид лития LiF Фторид магния MgF Бериллий Be Эвтектика 3BeO+2CaO Эвтектика 3BeO+2MgO Эвтектика B+Si Оксид бериллия BeO Графит типа МПГ-6-Удельная теплоемкость С=1,8 к Дж/кг.К при 1500К

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 14 Зависимость массы ПН от соотношения масс концентратора и ТА на примере 3BeO-2MgO

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 15 Зависимость массы ПН от параметра точности концентратора для различных ЭАВ

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 16 Зависимость диаметра концентратора от времени выведения на ГСО

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 17 Зависимость массы теплового аккумулятора от времени выведения на ГСО

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 18 Зависимость массы полезного груза от времени выведения на ГСО

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 19 КОНСТРУКТИВНАЯ ПРОРАБОТКА СИСТЕМЫ ПРИЕМНИК- КАМЕРА ВОДОРОДНОГО СЭДУ

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 20 КОНСТРУКТИВНАЯ ПРОРАБОТКА СИСТЕМЫ ПРИЕМНИК- КАМЕРА ВОДОРОДНОГО СЭДУ

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 21 ПНЕВМОГИДРОСХЕМА (ПГС) СЭДУ:1-бак 2-предохранительный клапан 3-клапан заправочный; 4,19-датчик давления 5,18-датчик температуры 7-клапан дренажный 8,6,17-обратный клапан 9- система захолаживания бака 10-К.З.У11,13,16,21-фильтры 12,15 - насос 14-электроклапан 20-электронагреватель 22-ресивер 23-концентратор 24 - регулятор постоянства тяги; 25-приемник 26-сопло

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 22 ПГС СЭДУ с дожиганием водорода 1 – бак водорода; 2 – бак кислорода; 3 – предохранительный клапан; 4 – клапан заправочно-дренажный; 5, 10, 19 – реле давления; 6, 11, 18 – измеритель температуры; 7, 12,15, 22 – обратный клапан; 8, 13 - холодильник Стирлинга; 9, 14, 23, 29 – фильтр; 17 – ресивер водорода; 16, 28 –испаритель; 20 - регулятор соотношения компонентов; 21 – регулятор постоянства тяги; 24 – концентратор; 25 – приемник; 26 – камера дожигания; 27 – ресивер кислорода; 30 – электроклапан; 31 – главный клапан горючего; 32 – главный клапан окислителя; 33 – система захолаживания магистрали горючего; 34 – система захолаживания магистрали окислителя.

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 23 ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬ РАБОТЫ ПГС СЭДУ Заправка СЭДУ компонентами топлива производится через заправочно-дренажный клапан 4 при помощи системы захолаживания 33, захолаживающей магистрали горючего до насоса и осредняющей поля температур в баке 1. Запуск СЭДУ осуществляется путем открытия главного клапана горючего 31, за которым жидкий водород поступает в насос горючего и замолаживает его, после чего осуществляется запуск насоса. Жидкий водород через фильтр 9 и обратный клапан 15 попадает в ресивер горючего 17 с испарителем 16 и газифицируется. Газообразный водород попадает через фильтр 23 и регулятор постоянства тяги 21 в теплообменник 25 приемника- аккумулятора (условно не показан), где нагревается до температуры несколько ниже плавления ЭАВ. Нагретый водород через форсунки попадает в камеру дожигания 26, куда подается окислитель (кислород), при этом происходит самовоспламенение смеси. Останов двигателя происходит путем закрытия главных клапанов горючего 31 и окислителя 32, затем производится отключение электронасосов и испарителей 16, 28 в ресиверах 17,27, после чего осуществляется термостатирование системы.

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 24 ВЫВОДЫ Проведенное исследование энергомассовой эффективности СЭДУ с фазопереходными ЭАВ показало целесообразность использования тугоплавких ЭАВ в межорбитальных транспортных задачах. Выбраны целесообразные параметры системы КПА применительно к рассмотренной номенклатуре ЭАВ для решаемых полетных задач. Приведены зависимости массогабаритных показателей системы КПА от продолжительности полета. Показано, что при допустимом времени выведения на высокие орбиты (30-60 суток) массовая эффективность КА с рассмотренным типом СЭДУ может вдвое превышать современные химические средства выведения. По сравнению с традиционными СЭДУ, тепловое аккумулирование солнечной энергии существенно облегчает выбор переходных траекторий выведения на высокие орбиты и заметно снижает требования к условиям ориентации СЭДУ на Солнце путем разделения по времени процессов аккумулирования тепла и работы СЭДУ в двигательном режиме.

Faculty of Engines for Flight Vehicles Department of Rocket Engines Moscow Aviation Institute 25 СПАСИБО ЗА ВНИМАНИЕ