Сравнение различных типов транспортных средств целесообразно выполнить для двух критериев: массы полезного груза, доставляемой за один рейс каждым типом транспортных средств, и годовой потребности в PH (а также ММБ и разгонных блоков) для обеспечения заданного грузопотока между орбитами Земли и Луны. В качестве примера рассмотрим, что этап выведения выполняется с использованием PH класса «Протон» для обоих типов транспортных средств. В качестве одноразовых разгонных блоков рассмотрены блоки ДМ 3 и Бриз-М на основе обычных ЖРД и кислород-водородный разгонный блок (КВРБ). Отметим лишь, что аналогичные относительные соотношения должны выполняться и для PH большей грузоподъемности.

 

Принято, что выведение элементов транспортной системы на основе разгонных блоков с ЖРД (собственно заправленный разгонный блок и грузовой модуль) для каждого рейса производится по двухпусковой схеме на опорную орбиту высотой 200 км, где производится их стыковка. Принимается, что разгонные блоки выводятся на опорную орбиту полностью заправленными.

 

ММБ с ЯЭРДУ формируется также двумя пусками той же PH с довыведением энергетического и грузового модуля при помощи малых разгонных блоков на основе ЖРД на орбиту высотой 800 км, где производится их стыковка. Последующие пуски PH осуществляются для доставки лишь грузовых модулей в течение всего ресурса ЯЭУ (принят равным 5 годам).

 

Сравнительные диаграммы различных средств доставки полезного груза на орбиту Луны приведены: а — масса полезного груза за один рейс и годовая потребность в разгонным блоках ДМ3, Бриз-М, КВРБ (Н₂-O₂) и ЯЭРДУ и количества пусков PH грузоподъемностью класса «Протон» для обеспечения грузопотока порядка 100 т/год; б — общая потребность в разгонным блоках ДМ3, Бриз-М, КВРБ и ЯЭРДУ и количества пусков PH грузоподъемностью класса «Протон» для доставки на орбиту Луны за 5 лет полезного груза суммарной массой порядка 500 т

 

 

Результаты сравнения различных средств доставки полезного груза на орбиту Луны приведены на рис. выше.

 

Таким образом, при использовании ММБ на основе ЯЭРДУ по сравнению с химическими разгонными блоками на основе ЖРД для
обеспечения одинакового грузопотока потребуется в 3-6 раз меньше пусков тяжелых PH. Кроме того, применение ММБ на основе ЯЭРДУ позволяет доставить полезный груз с «неделимой» массой в 2-3 раза большей, чем при использовании химических разгонных блоков.

Поскольку одним из основных параметров ММБ является мощность ЯЭУ, целесообразно определить также зависимость удельной стоимости доставки полезного груза на орбиту Луны в зависимости от указанного параметра. Полученная в с использованием описанной модели такая зависимость представлена на рис. ниже.

 

Зависимость удельной стоимости доставки полезного груза с Земли на орбиту Луны ММБ от мощности ЯЭУ

 

Полученная зависимость может быть аппроксимирована следующей эмпирической формулой для определения удельной стоимости доставки ПГ на орбиту Луны с помощью ММБ на основе ЯЭРДУ:

Структура затрат лунной транспортной системы с ММБ.

С учетом оценки перспектив создания рассматриваемого ММБ не ранее 2020 г., в качестве примера был проведен расчет затрат на создание с приведением их к моменту запуска первого ММБ в 2020 г. Тем не менее, представляя возможность создания ММБ к 2020 г., при расчетах принимался пессимистический вариант применения ММБ с использованием средств выведения, обладающих характеристиками существующих в настоящее время PH класса «Протон-М», а также перспективной PH «Ангара-А5».

 

С использованием разработанной модели были оценены затраты на создание основных элементов ММБ — затрат на создание ЯЭУ, ЭРДУ, затраты на доставку модулей ММБ на стартовую орбиту, затрат на услуги контрольно-измерительного комплекса (управление полетом и контроль), затраты на закупку рабочего тела (ксенона), а также затраты на разработку и испытания (НИОКР) и капитальные затраты по созданию необходимой инфраструктуры производственных и исследовательских комплексов.

 

Структура затрат: а — в составе ММБ, снаряженного для одного рейса; б — в составе ММБ в течение срока его эксплуатации. Включены капитальные затраты и затраты на НИОКР; в — в составе транспортной системы, состоящей из 6 ММБ и позволяющей обеспечивать грузопоток в размере 100 тонн в год

    

На рис. выше приведена структура затрат в составе ММБ, снаряженного на один рейс (без учета капитальных затрат и затрат на НИОКР), ММБ в течение срока эксплуатации (определяется ресурсом ЯЭУ), а также флота из шести однотипных ММБ, обеспечивающих грузопоток в 100 т/год. Принятые на диаграммах обозначения: ЯЭУ — затраты на создание ядерной энергоустановки; ЭРДУ — затраты на создание одной электроракетной двигательной установки; СВ — средства выведения (затраты на доставку на орбиту 800 км энергетического и грузового модулей); КИК — контрольно-измерительный комплекс (затраты на управление полетом); РТ — затраты на приобретение необходимого количества рабочего тела.

 

Результаты выполненных оценок показали, что при принятых исходных данных затраты на средства выведения составляют от 38% в структуре затрат на осуществление единичного полета буксира на орбиту Луны и обратно (без учета капитальных затрат и затрат на НИОКР) и возрастают до 47% в структуре затрат на создание транспортной системы из шести ММБ, обеспечивающей грузопоток на орбиту Луны в размере 100 т в год.

 

Стоимость производства ЯЭУ, составляя до 39% собственно одного транспортного средства (ММБ), снижается до 5-6% в структуре затрат на создание полной транспортной системы из нескольких ММБ (в рассматриваемом примере флота из шести ММБ в транспортной системе для обеспечения грузопотока 100 т/год). Затраты на рабочее тело незначительны (2-3%).

 

Таким образом, применительно к перспективным задачам обеспечения больших грузопотоков с использованием небольшого флота ММБ на основе ЯЭРДУ относительная стоимость затрат на ЯЭУ (с учетом затрат на разработку) невелика и не превышает 10%. Поэтому к наиболее существенным результатам с точки зрения дальнейшего снижения стоимости доставки полезного груза на целевую орбиту могут привести следующие усовершенствования:

• создание более эффективных и дешевых средств выведения (ракет-носителей);
  
• работы по снижению стоимости создания ЭРДУ (применительно к многоразовому буксиру), в том числе разработка систем, обеспечивающих возможность многоразового использования приборно-агрегатных отсеков ЭРДУ с проведением регламентных работ на опорных орбитах со сменой тяговых модулей и орбитальной дозаправкой.
  

Вы настолько поглощены космосом, что все ваши сны с понедельника на вторник так или иначе касаются бескрайнего космического вакуума и кораблям, бороздящим этим простором. И вы, конечно же, хотите знать, что они означают! Самый исчерпывающий ответ на этот вопрос вы найдете на www.osoznannie-snovidenya.ru.

---

Как уже отмечалось, в программе первых этапов освоения Луны могут быть использованы не только существующие PH тяжелого класса, но и перспективные, в том числе предлагаемая к разработке РКК «Энергия» PH грузоподъемностью 60 т.

 

Зависимость стартовой массы транспортного средства на основе межорбитального буксира на орбите 800 км от массы грузового модуля (на этой же орбите)

 

Исследование влияния грузоподъемности существующих и перспективных тяжелых PH на оптимальные параметры и эффективность применения ММБ на основе ЯЭРДУ выполнено в [5.47]. Для двухпусковой схемы развертывания зависимость стартовой массы транспортного средства на основе ММБ (на орбите 800 км) от массы грузового модуля (на той же орбите) приведена на рис. выше. С увеличением стартовой массы ММБ линейно увеличивается оптимальное значение мощности ЯЭУ (рис. ниже) и при грузоподъемности PH порядка 60 т оптимальной будет мощность ЯЭРДУ ММБ порядка 3 МВт.

 

Зависимость оптимальной мощности ЯЭУ от массы грузового модуля на орбите 800 км при двухпусковой схеме развертывания транспортно комплекса

 

При этом одновременно с ростом мощности снижается удельный импульс и увеличивается тяга ЭРДУ, снижается оптимальное значение продолжительности рейса и, естественно, увеличивается суммарная масса полезного груза, перевозимого за весь срок эксплуатации ММБ (рис. ниже).

 

Влияние массы грузового модуля на стартовой орбите ММБ (800 км) на оптимальные значения импульса (а) и тяги (б) ЭРДУ; времени рейса (в) и суммарной массы полезного груза, доставляемого на орбиту Луны за весь срок эксплуатации ММБ (г)

 

Полученные результаты оптимизационных расчетов могут быть обработаны в виде приведенных ниже простых эмпирических зависимостей, позволяющих оперативно оценить проектные параметры ММБ и его составляющих для заданной грузоподъемности PH, при которых будет реализован максимум суммарного полезного груза на орбите Луны при заданном активном ресурсе ЯЭУ и двухпусковой схеме развертывания транспортного комплекса:

 

где k_ij — некоторые эмпирические коэффициенты, которые принимают следующие значения: k₁₁ =1,31 [т]; k₁₂=5,018 [т]; k₂₁ =55,503 [кВт/т]; k₂₂ = 58,629 [кВт]; k₃₁ = — 23,397 [км/с]; k₃₂ = 3,624 [км/(сxт^0,5)]; k₃₃ = 103,204 [км/с]; k₄₁ = 1,751 [Н/т]; k₄₂ = — 5,174 [Н]; k₅₁ = 552,861 [сут x т⁰⁵]; k₅₂ = 35984,865 [сут]; k₅₃ = 35,785 [сут]; k₆₁ = 0,494; k₆₂ = — 0,092 [т]; k₇₁ = 8,251; k₇₂ = — 40,475 [т].

 

 

Влияние ограничений по компоновке и массе модулей, выводимых на стартовую орбиту. Рассматриваемая компоновка модулей буксира, а именно: выведение ЭРДУ с заправленной системой хранения и подачи и полезного груза одним пуском PH, т.е. отдельно от ЯЭУ, определяет соотношение между массами модулей. Имеет место два негативных результата применения схемы выведения с модулями равной массы. Во-первых, снижается суммарная масса полезного груза, доставляемого буксиром на орбиту Луны за весь срок эксплуатации. Во-вторых, увеличивается мощность ЯЭУ, что значительно усложняет и удорожает процесс ее создания и производства. При этом следует отметить, что именно грузовой модуль определяет тип используемой PH

 

Для рассматриваемой транспортной операции между орбитами Земли и Луны при использовании для регулярного выведения «грузового» модуля тяжелой PH одноразовое выведение «энергомодуля» должно осуществляться PH меньшей грузоподъемностью. Возможен вариант выведения той же PH, но с добавочным полезным грузом, не связанным с транспортировкой на орбиту Луны, например, КА с последующей доставкой собственным разгонным блоком на его орбиту функционирования. Следует подчеркнуть, что чем выше грузоподъемность PH, тем вариант с использованием PH меньшей грузоподъемностью для выведения энергомодуля более выгоден.

Вас интересуют не проблемы освоения космоса и параметры какого-то там электроракетного буксира, а дела более насущные и, что самое главное, земные. В частности, прямо сейчас вы подбираете импортные кровати для своего дома и не знаете на каком варианте остановиться. и здесь я могу вам помочь: на anatomiyasna.ru представлены роскошные кровати на любой вкус по самым «вкусным» ценам!

---

Зависимость массы полезного груза, доставляемого на орбиту назначения, от мощности ЯЭУ позволяет определить параметры буксира, при которых достигается максимум суммарной массы полезного груза на орбите Луны за весь срок эксплуатации буксира. В качестве примера на рис. ниже (а, б) для стартовой массы (на орбите 800 км) 33 т (два пуска PH класса «Протон») и ресурса ЯЭУ 5 лет приведены зависимости массы полезного груза, доставляемого за один рейс, а также суммарной массы доставляемого груза за весь срок эксплуатации буксира от уровня мощности ЯЭУ. При этом в качестве параметра было принято значение продолжительности перелета.

 

Зависимость массы полезного груза, доставляемого многоразовым электроракетным буксиром на орбиту Луны за один рейс многоразового буксира (а) и в течение всего срока службы (б) от мощности ЯЭУ при различных значениях времени транспортировки

 

Анализ зависимости суммарной массы полезного груза на орбите Луны (рис. выше — б) позволяет говорить о наличии оптимального времени одного рейса, при котором будет доставлена к Луне максимально возможная масса полезного груза при заданной стартовой массе (т.е. используемых PH). Для ряда значений длительности перелета от Земли к Луне были получены значения мощности ЯЭУ, при которых достигался максимум суммарной массы ПГ, которые позволили построить зависимость максимальной суммарной массы полезного груза от длительности перелета (рис. ниже).

 

Следует обратить внимание на достаточно узкий оптимум в зависимости суммарной массы полезного груза от мощности ЯЭУ. Так, например, при использовании PH класса «Протон» для доставки «грузового» модуля, максимум суммарного груза достигается при оптимальном значении мощности ЯЭУ 0,9-1,2 МВт и времени транспортировки 3-6 месяцев. Следует также подчеркнуть достаточно узкий оптимум и по времени транспортировки. Так, сокращение времени транспортировки до 2 месяцев приведет к уменьшению суммарной массы доставленного полезного груза более чем на 20%. Уменьшение мощности ЯЭУ относительно оптимального значения потребует не только более длительной транспортировки, но и приведет к одновременному, достаточно существенному, снижению суммарной массы полезного груза на орбите назначения.

 

Зависимость максимальной суммарной массы полезного груза, доставляемого на орбиту Луны за весь активный ресурс ЯЭУ (принят равным 5 годам) от мощности ЯЭУ:

1 — 60 сут.; 2 — 90 сут.; 3 — 100 сут.; 4 — 110 сут.; 5 — 120 сут.; 6 — 150 сут.; 7 — 180 сут.; 8 — 360 сут.; 9 — 720 сут.; 10 — 1800 сут.

 

Поскольку число рейсов может принимать лишь целочисленные значения, то функция зависимости числа рейсов от мощности ЯЭУ является кусочно-линейной. Поэтому принимается допущение, что последний рейс учитывается в общем количестве при условии, что груз доставлен на орбиту Луны. При этом в расчет не принималась обязательность возвращения буксира на орбиту Земли из последнего рейса.

 

Из последнего графика видно, что для транспортного сообщения между околоземной и окололунной орбитами для собранного транспортного средства (буксира с полезным грузом) со стартовой массой порядка 30 т, целесообразно рассматривать ЯЭУ мощностью 0,9-1,2 МВт со временем перелета от Земли к Луне от 3 до 5-6 месяцев.

 

Следует отметить, что при выбранной PH и заданной мощности ММБ возможно увеличение массы ПГ, доставляемой в одном рейсе, за счет изменения параметров ЭРДУ, а именно: увеличения удельного импульса с соответсвующим уменьшением тяги и увеличением длительности рейса. При этом уменьшится количество рейсов и суммарная масса ПГ за заданный ресурс ММБ относительно оптимальных параметров.

В обязательном порядке планируете изучить все особенности оптимизации параметров электроракетного буксира, но только после того, как купите землю и построите на ней дом для своей семьи? Значит, вам просто жизненно необходимо посетить сайт http://himki-land.ru/. Только здесь вы сможете купить отличный земельный участок в Подмосковье на самых выгодных для себя условиях!

---

Вариант с дозаправкой также предполагает два возможных решения. Первое — доставка рабочего тела в баках одним пуском в составе блока полезного груза. Второй — осуществление дозаправки ММБ на стартовой орбите с помощью отдельного танкера или топливной платформы. Однако преимущество выведения одним пуском PH блока полезного груза, максимально приближенного по массе к пороговому значению, нейтрализуется сложностью создания системы заправки, предполагающей наличие на орбите дополнительного объекта и прилагающейся к нему инфраструктуры по регулярной доставке рабочего тела на орбиту. Данный вариант, возможно, имеет смысл рассматривать на более поздних этапах освоения космоса, когда транспортное сообщение в околоземном космосе будет достаточно развито.

 

Компоновочные особенности ММБ предполагают размещение электро- реактивных двигателей на отводящихся штангах, позволяющих увеличить управляемость буксира и снизить вредное воздействие струй плазмы на агрегаты буксира и полезный груз. При таком размещении может оказаться более целесообразным менять весь блок ЭРДУ, нежели, оставляя баки и основные агрегаты системы хранения и подачи, при каждом рейсе переустанавливать на штангах связки электрореактивных двигателей.

 

Таким образом, по-видимому, наиболее целесообразным может быть следующее разделение на два модуля: первый — блок с ЯЭУ, системой отведения ЯЭУ и стыковочным агрегатом, второй — ЭРДУ с заправленной системой хранения и подачи и блок полезного груза с системой отведения. Условно назовем их «энергомодулем» и «грузовым модулем».

 

РН «Ангара-5»

 

Определив зависимость между оптимальными параметрами ММБ и грузоподъемностью PH, можно будет конкретизировать их тип и грузоподъемность для доставки модулей на стартовую орбиту при развертывании и последующей эксплуатации. Будем рассматривать стартовые массы ММБ на радиационно-безопасной орбите высотой 800 км от 10 до 60 т. Этот диапазон стартовой массы соответствует как возможностям выведения груза существующими тяжелыми PH (класса «Зенит», «Протон», «Ангара-5»), так и возможностям перспективных PH грузоподъемностью 30-60 т.

 

Как показали результаты ряда исследований, масса «грузового модуля», в состав которого входят ЭРДУ с запасом топлива и полезный груз, заметно превышает массу энергомодуля с ЯЭУ. Именно «грузовой модуль» будет выводиться снова и снова на стартовую орбиту перед каждым новым рейсом ММБ. Поэтому масса «грузового модуля» является определяющей при выборе грузоподъемности PH. В многоразовой транспортной системе основной станет PH, способная доставлять модуль с полезным грузом и заправленной ЭРДУ.

 

Задача определения связей оптимальных параметров ММБ с характеристиками PH через массу модуля с полезным грузом и заправленной двигательной установкой будет иметь наибольшую практическую значимость.

 

Таким образом, задача оптимизации параметров многоразового электроракетного буксира сводится к следующим шагам:

• оптимизация параметров ММБ по критерию максимума массы полезного груза, доставляемого на орбиту Луны за весь срок эксплуатации буксира;
  
• определение взаимосвязи оптимальных параметров буксира с характеристиками PH;
  
• рекомендация наиболее целесообразного интервала грузоподъемности PH для использования в данной транспортной системе;
  
• для выбранного интервала грузоподъемности рекомендации в отношении выбора оптимальных параметров ЯЭУ и ЭРДУ.
  

К чему размышлять о проблемах транспортировки грузов в открытом космосе, когда тут, на Земле, такая рыбалка в астрахани! Только здесь вас ждет всегда богатый улов, отличная экология и природа, достойная холста любого художника. Узнайте подробности на astrakhan-pearl.ru.

---

Для осуществления транспортных операций будет использоваться многоразовый межорбитальный буксир на основе электроракетной двигательной установки, питаемой от ЯЭУ термоэмиссионного типа мощностью 2-6 МВт.

 

В качестве источника питания ЭРДУ могут быть рассмотрены как ядерные, так и солнечные энергоустановки. В настоящее время наиболее распространенными и продвинутыми являются солнечные батареи. Однако создание СБ мегаватного уровня представляется непростой задачей ввиду больших габаритов таких СБ. Альтернативой таким СБ могут рассматриваться термоэмиссионные ЯЭУ аналогичной мощности. Особенностью этого типа ЯЭУ является высокая нижняя температура термодинамического цикла, что приводит к малой площади холодильника-излучателя и, соответственно, к малым габаритам всей установки.

 

Оценочная зависимость удельной массы ЯЭУ мегаваттного класса (с ресурсом 3-5 лет) на базе перспективных технологий при уровне мощности 5 — 10 МВт

 

Оценочная зависимость удельной массы ЯЭУ мегаваттного класса (с ресурсом от 3-5 лет) на базе перспективных технологий при уровне мощности 5-10 МВт приведена на рис. выше.

 

Ниже представлены результаты проектно-баллистических исследований ММБ на основе ЭРДУ, питаемой от термоэмиссионной ЯЭУ.

 

При проведении проектно-баллистических исследований предполагалось, что один буксир должен доставлять на низкую орбиту (НО) ИСЛ высотой 100 км полезный груз (ПГ) не менее 30 т и совершать один грузовой рейс за -180 сут. ПГ доставляется на НО ИСЗ PH грузоподъемностью порядка 60 т. Затем ПГ доставляется на радиационно-безопасную орбиту высотой 800 км с помощью разгонного блока (РБ) типа «Фрегат». Вместе с ПГ доставляются система хранения и подачи (СХП) с рабочим телом для полета на НО ИСЛ и обратно. Сам ММБ включает в свой состав ЯЭУ, ЭРДУ, силовой преобразовательный блок (СПБ), приборный отсек (ПО), ферму отодвижения и устройство стыковки (УС).

 

Схема функционирования ММБ может быть следующей:

осуществляется запуск PH с головной частью (ГЧ) массой 60 т в составе РБ «Фрегат», ПГ и заправленной рабочим телом СХП на орбите ИСЗ высотой ~200 км;

осуществляется довыведение ГЧ с помощью РБ «Фрегат» на ра- диацонно-безопасную орбиту высотой 800 км ;

осуществляется стыковка ГЧ массой 53,3 т с ММБ (ГЧ является активным объектом, а ММБ — пассивным);

включение ЭРДУ ММБ и раскрутка с радиацонно-безопасной орбиты до сферы влияния Луны;

скрутка в сфере влияния Луны до орбиты ИСЛ высотой 100 км и отстыковка ПГ от ММБ;

включение ЭРДУ раскрутка ММБ до выхода из сферы влияния Луны;

скрутка в сфере влияния Земли до высоты радиацонно-безопасной орбиты.

 

Далее процесс повторяется.

 

Для данной высоты радиационно-безопасной орбиты затраты характеристической скорости (V_x) на перелет на НО ИСЛ составят -8,449 км/с.

 

При проведении проектно-баллистических исследований принимались следующие удельные массы: ЭРД — 1 кг/кВт, СХП — 0,15 кг/кг р.т. и СПБ — 1 кг/кВт, масса фермы отодвижения -335 кг, а масса ПО -665 кг. В качестве рабочего тела могут использоваться ксенон или аргон.

 

Радиус сферы влияния Луны принимался 102 000 км, а суммарная продолжительность одного рейса не более -180 сут.

 

Траектории перелета ММБ с ЯЭРДУ к Луне и обратно аналогичны траекториям перелета ММБ с СЭРДУ.

 

Зависимость массы ПГ, МБ, рабочего тела, СХП и удельного импульса ЭРДУ от мощности ЯЭУ при массе активного блока 53,3 т

 

 

Результаты исследований приведены на рис. выше.

 

Из рис. выше видно, что создание ММБ с ЯЭУ мощностью более 5,5 МВт является нецелесообразным (для заданной грузоподъемности PH — 60 т) ввиду того, что дальнейшее увеличение мощности не приводит к заметному росту массы ПГ, доставляемого к Луне. Для доставки ПГ массой 30 т потребуется ММБ со следующими параметрами:

мощность ЯЭУ, МВт	4,25
удельный импульс ЭРДУ, км/с	45,5
сухая масса ММБ, т	25
масса СХГГ, т	2,85
масса заправляемого рабочего тела (доставляется вместе с ПГ), т	20
масса ПГ, т	30
продолжительность одного рейса, сут.	101

 

Предпочитаете думать о делах более насущных и земных, чем разбираться в работе межорбитального буксира. Так, в частности, планируете приобрести строительные материалы высокого качества и построить дом для своей семьи? Тогда вам определенно точно следует заглянуть на nikastroy.ru, где вы сможете совершить такую покупку на выгодных для себя условиях!

---

Солнечный ММБ включает солнечные батареи, ЭРДУ, силовой преобразовательный блок, приборный отсек и устройство стыковки. Такой ММБ, в виду больших площадей солнечных батарей, должен собираться с помощью космонавтов на специальном орбитальном сборочном комплексе.

 

Эффективность и размеры ММБ с СБ будут определяться КПД ФЭП и конструктивным совершенством конструкции СБ. С ростом КПД уменьшается требуемая площадь СБ (при фиксированной мощности) и, следовательно, их размеры и масса, уменьшаются затраты на выведение СБ на орбиту и на их развертывание. Снижение затрат можно будет наблюдать и при уменьшении массы конструкции, которая будет так же снижаться по мере уменьшения площади СБ и применения различных легких композиционных конструкционных материалов. Использование концентраторов позволит уменьшить стоимость СБ за счет сокращения требуемой площади ФЭП, являющихся наиболее дорогостоящим элементом СБ.

 

За последние два десятилетия технология создания СБ значительно продвинулась. Это связано с созданием многопереходных арсенид-га-лиевых фотоэлектрических преобразователей (ФЭП), КПД которых в настоящее время достиг почти 41%, а в перспективе может достичь и 60% [5.46]. Недостатком таких ФЭП является их большая, относительно кремниевых ФЭП, стоимость. Однако, по мере освоения производства и наладки массового выпуска их стоимость будет снижаться. Поэтому применение многопререходных арсенид-галиевых ФЭП может быть перспективным. Применение концентраторов также позволит снизить стоимость СБ за счет уменьшения непосредственной площади ФЭП. В настоящее время созданы легкие композитные материалы и технологии их обработки и применения, что также повышает энергомассовые характеристики СБ.

 

В результате совместных работ РКК «Энергия» и ФТИ им. А.Ф. Иоффе в начале 2000-х г. была предложена концепция усовершенствованной панели СБ. Изготовленная по предложенной концепция СБ будет иметь следующие преимущества по сравнению с существующими:

—    улучшенные массо-габаритные и энергетические характеристики;

—    повышенную радиационную стойкость и меньшую степень деградации.

 

Предложенная концепция базируется на технологии высокоэффективных арсенид-галлиевых ФЭП и солнечных концентраторов на основе линзы Френеля.

 

Отдельная ячейка СБ представляет собой многопереходный ар- сенид-галлиевый фотоэлектрический преобразователь квадратной формы с размерами 3,5×3,5 мм, и смонтированный над ним концентратор квадратной формы на основе линзы Френеля с поперечным размером 25×25 мм. Фокусное расстояние концентратора составляет ~30 мм, что и определяет толщину панели батареи. Электрический КПД многопереходного преобразователя в перспективе может составить -40% и более.

 

Основа панели солнечной батареи — силовой каркас из углепластика, обеспечивающий позиционирование линз Френеля относительно преобразователей, их фиксацию и восприятие механических нагрузок. Силовой каркас образован набором квадратных ячеек, причем каждые две ячейки, соединенные по ребру двугранного угла, образуют парный элемент, из которого может быть собрана панель произвольного размера. Каждая пара ячеек каркаса поддерживает блок из 16 линз Френеля. Такой блок имеет 9 опорных точек, по которым осуществляется крепление блока линз к силовому каркасу. Отдельные элементы преобразователя, размещенные в фокусе линз Френеля, смонтированы на поверхности радиатора. Радиатор представляет собой алюминиевый лист толщиной 0,1 мм, на обе стороны которого нанесено покрытие, обеспечивающее заданные излучательные характеристики. Электрическая коммутация отдельных преобразователей осуществляется медными фольговыми шинами, изолированными полиамидной пленкой.

В XX веке немного событий, которые можно назвать по-настоя1цему светлыми. Но есть дата, которая вызывает позитивные эмоции в любой стране. 12 апреля — день, когда советский лётчик Юрий Гагарин обогнул Землю на корабле «Восток», открыв человечеству дорогу в космос. Его полёт длился меньше двух часов, но вызвал колоссальный резонанс в мире. Гагарин стал знаменитостью, на фоне которой померкли суперзвёзды шоу-бизнеса и политики. А всё потому, что Юрий сам был человеком, который словно явился из прекрасного будущего. Читать дальше>>

Одним из главных событий года для астрономов стала долгожданная встреча исследовательского космического аппарата Dawn и карликовой планеты Церера. Чтобы это свидание состоялось, зонду NASA, который был запущен ещё в 2007 году, пришлось лететь семь с половиной лет и преодолеть почти пять миллиардов километров (с остановками). Dawn достиг орбиты планеты 6 марта и следующие полтора года будет заниматься исследованиями: картографированием, изучением состава планеты и происходящих на поверхности явлений. Читать дальше>>

Энтузиаст из Огайо Скотт Эдсолл создал модель необычного летательного аппарата под названием ICeU Spectres. Одноместный «винтокрыл» выглядит очень оригинально, словно сошёл с концепт-артов к фантастическому фильму. Его корпус сделан из углеводородного волокна, система привода роторов — из алюминия, а ряд деталей, которым требуется повышенная прочность, — из титана. Особая форма крыла и уникальное устройство роторов позволяют аппарату развивать высокую скорость во время горизонтального полёта и совершать сложные манёвры во время вертикального движения. Читать дальше>>