Solar Thermal Propulsion Systems With Various High-Temperature Power Sources

Abstract

Финогенов Сергей Леонардовичстарший научный сотрудник; Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет), кафедра 202 «Ракетные двигатели».

Nonisothermal Concentrator-Absorber System Performances for Solar Thermal Propulsion

“…Для этого угол истинной аномалии каждого перигейного участка выбирается не более  = 20…30, что соответствует времени каждого включения около 10…15 мин. По достижении ГПО проводится ряд достаточно продолжительных апогейных включений с изменением наклонения плоскости орбиты и скруглением ее до уровня ГСО при общем времени выведения 60 суток как целесообразном, превышение которого приводит к асимптотическому росту массы ПН, а уменьшение -к существенному ее снижению [5,10]. В этом случае ограниченность по времени перелета на высокие орбиты требует обеспечить начальную тяговооруженность РБ не менее 0,01 Н/кг.…”

“…Увеличение параметра  однозначно связано с ростом допустимых угловых ошибок отслеживания системой КП положения Солнца [3,18]. В динамическом режиме ориентации при  = 1,5 допустимый угол слежения может составлять до  = 2…2,2, что вполне осуществимо современными техническими средствами в предположении отсутствия дефокусировок системы КП [1,5].…”

“…Для сравнения характеристик неравнотемпературной системы КП с другими СВИТ можно указать, что в рассматриваемой задаче при использовании системы КП с двумя ступенями дискретного нагрева [3,19] оптимальные значения конечной температуры водорода и параметра точности составляют 2800 K и  = 0,7 соответственно для обеспечения максимальной массы ПН 2100 кг. В случае простейшего равнотемпературного приемника, например полостного типа, при оптимальных параметрах системы КП 2 H T = 2200 K и  = 0,64 максимальная масса ПН составляет около 1 600 кг [5]. При использовании традиционного химического разгонного блока масса выводимой ПН равна 1 060 кг [8].…”

“…Высокая стоимость выведения космических аппаратов (КА) на геопереходную (ГПО) или геостационарную орбиты (ГСО) требует внедрения новых технологий в космическом двигателестроении, позволяющих, в частности, использовать солнечную энергию как доступный внешний ресурс для повышения энергосодержания топлива перспективных разгонных блоков (РБ). Разработкой солнечных ракетных двигателей (СТРкД) как средства межорбитальной транспортировки в нашей стране и за рубежом [1][2][3][4][5][6] занимаются достаточно давно. При этом солнечный высокотемпературный источник теплоты (СВИТ) может быть как с прямым нагревом рабочего тела концентрированной солнечной энергией, так и с предварительным тепловым аккумулированием энергии на пассивных участках многовитковой траектории выведения [7][8][9].…”

“…Предельно-неравнотемпературная система КП. В работах [3,5] рассмотрены системы КП с организацией неоднородного (неравнотемпературного) нагрева рабочего тела, с непрерывным его нагревом при движении от периферии радиального приемника к центру, соответствующему участку «солнечного изображения». При этом теоретически возможен нагрев рабочего тела до высоких температур (свыше 3000 K) при умеренной средней концентрации солнечного излучения, определяемой параметром точности концентратора  [3].…”