Обязательно приступите к изучению системы передачи энергии космос-космос, но только после того, как закончите делать ремонт в своем доме. Тем более, что вам всего-то и осталось, что оценить качество современных деревянных окон и принять решение по их усстановке. Такие окна не только обладают отличными эксплуатационными и шумоизоляционными характеристиками, но и отлично вписываются в любое дизайнерское решение.

Возможно также создание энергетической системы, включающей одну, либо несколько энергостанций, обеспечивающих электропитанием (полностью или в период пиковых нагрузок) группировок КА. Так, мощная солнечная или ядерная космическая энергостанция, размещенная на относительно низкой орбите, могла бы снабжать электроэнергией группировку КА, размещенных, например, на ГСО. При этом КА должны быть оснащены буферными аккумуляторными батареями и приемниками излучения от системы беспроводной передачи энергии. Суммарная масса и габариты данного оборудования могут оказаться существенно меньше масс и габаритов автономных энергоустановок КА. При этом снижаются затраты на выведение КА и их эксплуатацию.

Однако наиболее ярко преимущества систем с беспроводной передачей энергии могут проявиться в космических транспортных системах. Энергетические установки большой мощности востребованы для создания космических транспортных аппаратов — межорбитальных буксиров (МБ), оснащенных ЭРДУ Важной характеристикой МБ является их удельная масса (отношение массы МБ к электрической мощности ЭРДУ), от которой зависит эффективность выполнения транспортных операций (от данного параметра зависит масса полезного груза, доставляемая на целевую орбиту и оперативность доставки). Удельная масса МБ определится в первую очередь удельной массой его энергетической установки. Использование в транспортной системе элементов беспроводной передачи энергии позволяет снизить удельную массу МБ за счет отсутствия в его составе собственно автономной энергетической установки — масса приемника-преобразователя электромагнитного излучения канала передачи энергии должна быть существенно меньше. Кроме того, располагая сравнительно маломощными энергетическими установками в составе энергостанций, можно получить большую мощность в ЭРДУ буксира за счет приема энергии поочередно от нескольких станций (в период, когда энергостанция не излучает мощность, идет процесс ее накопления). В этом случае удельная масса МБ также снижается за счет отнесения массы элементов конструкции и служебных систем МБ к большему значению электрической мощности, подводимой к ЭРДУ

В случае использования ЯЭУ система беспроводной передачи энергии позволяет осуществлять стыковки многоразового МБ с модулями полезной нагрузки непосредственно на низкой околоземной орбите, куда они выводятся PH. Отпадает необходимость доставки полезной нагрузки на радиационно-безопасную орбиту (РБО) межорбитального буксира (высотой 800-1000 км), что сопряжено с дополнительными затратами.

Использование принципа беспроводной передачи энергии накладывает также значительно меньшие ограничения на энергомассовые и ресурсные характеристики энергоустановки: космическая энергостанция выводится на рабочую орбиту один раз, что допускает существенно худшие значения удельной массы. Имеется также возможность повысить ресурс энергетической установки за счет массы (многократное резервирование, меньшая энергонапряженность реактора в случае использования ЯЭУ, дополнительная радиационная защита электронного оборудования и т.п.). В принципе возможно техническое обслуживание энергетических станций на их рабочей орбите с заменой критически важных элементов.

В РКК «Энергия» была исследована межорбитальная транспортная система на базе технологии беспроводной передачи энергии применительно к задаче доставки грузов на ГСО. Для данной задачи предварительные оценки требуемой дальности передачи энергии позволяют оценить ее максимальное значение в 47000 км. В этом случае для СВЧ-диапазона при частоте излучения 2,45 ГГц диаметр апертуры излучателя может составить 1500 м, а апертуры приемника — 95 м. Для инфракрасного диапазона с длиной волны 0,8 мкм диаметр апертуры излучателя — 4 м, а апертуры приемника — 23 м. Исходя из полученных оценок размеров, предпочтительно использование ИК-диапазона.

Характерные значения КПД всего тракта передачи энергии составляют 30-50%, поэтому необходимо включение в состав передающей энергетической станции системы теплоотвода. Рабочий диапазон температур для элементов системы передачи энергии в инфракрасном диапазоне составляет 10-20°С для лазерных диодов и до 60°С для ФЭП. С учетом величины передаваемой мощности (100-1000 кВт) относительно невысокие уровни рабочей температуры приводят к довольно большим требуемым площадям холодильника-излучателя и росту массы системы охлаждения.

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.

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.

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.
  

Гораздо больше чем какие-то там электроракетные буксиры и освоение космоса, вас интересуют вопросы обеспечения безопасности здесь — на Земле? Что ж, в таком случае вооруженная охрана объектов — это именно то, что вам нужно! Узнать детали и ознакомиться с расценками на данный вид услуг вы сможете на group-rus.ru!

Применительно к грузовым транспортным операциям по регулярной доставке контейнеров с полезным грузом с орбиты Земли на орбиту Луны с помощью многоразового межорбитального буксира одной из наиболее важных задач является снижение удельной стоимости транспортировки единицы массы полезного груза. Это требование может быть трансформировано в задачу определения параметров буксира и его основных составляющих, при которых будет доставлена максимальная масса полезного груза на орбиту Луны за весь срок эксплуатации буксира.

Ниже изложен подход к оптимизации ММБ мощностью 1-1,5 МВт при двухпусковой схеме развертывания для доставки на орбиту Луны ПГ массой до 10т. Данный ММБ может быть использован для доставки беспилотных комплексов, например для автоматической лунной базы, расходуемых материалов и других грузов.

Постановка задачи оптимизации параметров многоразового буксира. Рассмотрим один из возможных подходов к решению задачи выбора параметров буксира на основе ЯЭРДУ и характеристик транспортных операций. Он включает определение оптимальной продолжительности рейса перелета к Луне и обратно для различных значений мощности ЯЭУ и, в конечном итоге, оптимальное значение мощности ЯЭУ в зависимости от грузоподъемности используемой тяжелой PH. При этом должны быть определены такие характеристики, как оптимальный удельный импульс ЭРДУ, масса требуемого рабочего тела, общее количество рейсов, масса полезного груза, перевозимого за один рейс и др.

Использование двухпусковой схемы развертывания буксира, а также его многоразовое применение, то есть использование в нескольких рейсах в течение срока эксплуатации, предполагает особую компоновку узлов и агрегатов по выводимым модулям. При различии в ресурсе ЯЭУ и двигательной установки наиболее целесообразен следующий вариант компоновки выводимых с Земли модулей. Первым пуском выводятся собственно ЯЭУ, а также система ее отведения от ЭРДУ и система стыковки модулей. Вторым — заправленная топливом ЭРДУ, система стыковки, система отведения полезного груза от двигательной установки и контейнер с полезным грузом.

При ресурсе ЯЭУ большем, чем у двигательной установки, возможны два варианта преодоления разноресурсности основных агрегатов ММБ. Первый — замена двигательной установки при каждом рейсе, т.е. вместе с блоком полезного груза на стартовую орбиту выводится новая ЭРДУ в сборе с полностью заправленной топливом системой хранения и подачи. Второй — смена только блока собственно электро- реактивных двигателей перед каждым рейсом, при этом система хранения и подачи топлива, система управления и другие агрегаты ЭРДУ остаются в составе ММБ. Однако второй вариант требует дозаправки ЭРДУ топливом на орбите.

Планируете в обязательном порядке и максимально досконально изучить работу межорбитального многоразового буксира, но только после того, как улучшите свое материальное благосостояние? Тогда вам определенно точно следует знать, что forex — это идеальный инструмент, который позволит вам добиться поставленной цели. За более детальной информацией обращайтесь на сайт www.fbs.ru.

Для реализации технических преимуществ многопереходных арсенид-галиевых преобразователей панели батарей должны собираться из большого количества одинаковых ячеек малого размера. Каждая ячейка состоит из фотоэлектрического преобразователя, концентратора и системы термостабилизации, объединенных и зафиксированных относительно друг друга силовым каркасом. Для получения необходимых выходных электрических параметров отдельные ячейки коммутируются параллельно-последовательно. Рассеиваемая отдельной ячейкой тепловая мощность невелика, поэтому в качестве термостабилизатора используется сплошная тонкая пластина из материала с высокой теплопроводностью, охлаждаемая тепловым излучением.

Технические характеристики отдельной панели СБ следующие:

Применение СБ на основе арсенид-галлиевого ФЭП с концентратором позволяет получить следующие преимущества перед батареями на основе тонкопленочных кремниевых преобразователей:

• повышенный до 40% и более КПД при температурах преобразователя 30-50 °С;
  
• уменьшенные в 4 и более раз габариты панелей СБ в раскрытом виде, при одинаковом объеме сложенных панелей;
  
• сравнимая стоимость вследствие применения многопереходного арсенид-галиевого преобразователя малой площади, возможного при использовании солнечного концентратора на основе пленочной линзы Френеля с высокой степенью концентрации солнечного излучения (-100);
  
• улучшение удельных массовых характеристик ввиду возможности применения для преобразователей малого размера и системы термостабилизации из теплоизлучающей фольги из алюминия;
  
• увеличенная радиационная стойкость ввиду использования линзы Френеля, вторичной линзы и теплоизлучающего листа как элементов радиационной защиты преобразователей;
  
• улучшенная стойкость к воздействию атомарного кислорода на низких орбитах.
  

   

  
  

  Схема функционирования ММБ на основе СБ может быть следующей:
  

• в момент прохождения ММБ над космодромом осуществляется запуск в его окрестности головной части с полезным грузом и заправленной рабочем телом системы хранения и подачи рабочего тела;
  
• осуществляется стыковка головной части с ММБ;
  
• включение ЭРДУ и раскрутка с низкой орбиты до сферы влияния Луны;
  
• скрутка в сфере влияния Луны до орбиты высотой 100 км, отстыковка полезного груза от ММБ;
  
• включение ЭРДХ раскрутка ММБ до выхода из сферы влияния Луны;
  
• скрутка в сфере влияния Земли до стартовой орбиты.
  

   

  Далее процесс повторяется.
  

   

  
  

  Минимальная высота орбиты стыковки ММБ с выводимой головной частью может составлять -230 км для периодов минимума солнечной активности и -270 км — для периодов максимума. Для этих высот возможно выведение с помощью PH без использования дополнительных разгонных блоков. Для данных высот затраты характеристической скорости (V_x) на перелет на низкую окололунную орбиту (высотой 100 км) составят -8,812 км/с.
  

Планируете в этом году посетить конференцию, посвященную особенностям эксплуатации ММБ на основе ЯЭРДУ, которая пройдет в Кипре? Тогда вот вам сайт, где представлены все пафос отели. Здесь вы сможете не только подобрать устраивающую вас гостиницу, но и забронировать номер, не отходя от своего компьютера!

Использование ЭРДУ в качестве маршевой двигательной установки требует наличия длительных участков ее функционирования. При этом ориентация вектора тяги в пространстве должна изменяться в соответствии с заданным законом управления, который определяется заданием отклонения вектора тяги по углам тангажа и рыскания. Направление вектора тяги в плоскости орбиты (управление по углу тангажа) обеспечивает изменение высотных параметров орбиты (высот перицентра и апоцентра, величин большой полуоси и фокального параметра, а также положение перицентра), а в нормальном к плоскости орбиты направлении (по углу рыскания) — положение орбиты в пространстве (долгота восходящего угла, наклонение орбиты к плоскости экватора).

В зависимости от параметров начальной и конечной орбит выбираются соответствующие законы управления вектором тяги по углам тангажа и рыскания, которые реализуются в течение длительного промежутка времени и, тем самым, определяют текущую ориентацию МБ. Для конкретных задач использования двигателей малой тяги, каковыми являются ЭРДУ, эти вопросы можно найти в работах. Однако требования реализация данных законов управления могут противоречить требованиям к ориентации ММБ для обеспечения теплового режима и функционирования целевой аппаратуры. Поэтому эти вопросы требуют системного комплексного подхода.

Специфика ММБ с ЯЭРДУ состоит в наличии фермы раздвижения ЯЭУ от ЭРДУ и полезного груза. Наличие этой фермы приводит к значительному линейному размеру ММБ, что позволяет использовать для ориентации КА гравитационную стабилизацию.

Особенностью использования ЯЭРДУ является необходимость не только первого запуска ЯЭУ, но и работы на орбитах не ниже так называемой радиационно-безопасной орбите высотой не менее 800 км..

Компоновка МБ с ЯЭРДУ может быть с продольным или поперечным приложением вектора тяги. При продольном направлении приложения тяги вектор тяги прикладывается параллельно продольной оси КА (см. рис. 5.19). При этом для управления направлением вектором тяги по углам тангажа и рыскания требуется поворот по этим углам всего ММБ относительно центра тяжести. Управляющие моменты при такой компоновке могут быть значительными ввиду большого момента инерции транспортного аппарата с полезным грузом относительно осей тангажа и рыскания.

При поперечном направлении приложении вектора тяги — тяга прикладывается в районе расположения центра тяжести МБ перпендикулярно его продольной оси. Использование гравитационной стабилизации МБ с ЯЭРДУ в поле тяготения Земли (или Луны) позволит снизить затраты на управление вектором тяги ввиду меньших моментов инерции МБ относительно продольной оси (оси рыскания) и автоматического поддержания за счет гравитационной стабилизации требуемого направления вектора тяги по углу тангажа. При этом сводится практически к нулю влияние реактивной струи ЭРД на элементы конструкции МБ и транспортируемого полезного груза, а также на функционирование его бортовых систем, что, в частности, позволяет использовать металлические рабочие тела ЭРДУ.

Специфика использования ЭРДУ, особенно на маршевом этапе, накладывает определенные ограничения на условия функционирования не только МБ, но и полезного груза. Эти ограничения связаны с возможным воздействием плазмы реактивных струй ЭРД на элементы конструкции и оборудования как МБ, так и полезного груза. Плазма ЭРД также может оказывать негативное электромагнитное воздействие на работу оборудования полезной нагрузки и бортовых систем МБ. Все это возможно при близком расположении ЭРД от соответствующих элементов конструкции МБ и полезной нагрузки.

Следует отметить, что при двухпусковой (и более) схеме развертывания транспортного комплекса актуальной является проблема преодоления квантованности, возникающей вследствие размещения перечисленных систем в двух исходно разделенных блоках. Одним из путей преодоления этого эффекта может быть разделение ЭРДУ (вместе с запасом рабочего тела) на две подсистемы, размещаемые в обоих стыкуемых блоках.

Совершенно не поняли о чем эта статья? Так это от недосыпу! А это значит, что вам просто жизненно необходимо купить мягкий матрас, на котором вы уснете в считанные минуты. Ну а на следующий день вы сможете повторно прочесть эту статью и разобраться во всех особенностях развертывания транспортного комплекса на основе ММБ с ЯЭРДУ!

Особенностью использования ЯЭРДУ является необходимость первого запуска ЯЭУ на так называемой радиационно-безопасной орбите (РБО), где время существования достаточно для спада накопившейся радиоактивности реактора. Это время зависит от характеристик ММБ, типа и срока работы ЯЭУ. Считается, что высота РБО должна быть не менее 800 км.

РН «Ангара-5»

Анализ возможных схем развертывания ММБ мощностью 1-1,5 МВт показал, что для решения транспортных задач на участке «орбита Земли — орбита Луны» при использовании существующих и разрабатываемых PH грузоподъемностью класса «Протон» («Ангара-5», «Русь-М») и выше необходимо использовать двухпусковую схему выведения ММБ, при которой модуль с ЯЭУ («энергомодуль») выводится отдельно от блока полезной нагрузки. Это позволяет во многом унифицировать систему доставки модулей на сборочную орбиту использованием единой PH для многократного выведения полезного
груза. Для ММБ большой мощности (4-6 МВт) возможно реализовать однопусковую схему выведения ПГ массой порядка 30 т при создании PH грузоподъемностью 60-100 т.

При двухпусковой (и более) схеме развертывания транспортного комплекса актуальной является проблема преодоления квантованности, возникающей вследствие размещения систем в двух исходно разделенных блоках. Одним из путей преодоления этого эффекта может быть разделение ЭРДУ (вместе с запасом рабочего тела) на две подсистемы, размещаемые в обоих стыкуемых блоках. При этом конструкция стыковочного узла должна предусматривать как механическую, так и электрическую стыковку соответствующих блоков. Следует лишь отметить, что операции стыковки в космосе освоены (в РКК «Энергия» проведено более 200 стыковок) и являются штатной операцией развертывания и поддержания функционирования космических комплексов.

Предлагаю оставить компоновку всех элементов ракетных двигателей профессионалам. Ну а мы вполне можем сделать такую удивительную поделку, как панда своими руками. Тем более, что это не составит особого труда. Все, что вам потребуется для этого, безукоснительно следовать инструкции,которую вы найдете на www.toysew.ru!

Использование ЯЭУ с реактором деления накладывает определенные требования к структуре и компоновочной схеме транспортного средства, основным из которых является требование обеспечения радиационной защиты не только транспортируемого полезного груза, но и оборудования ЯЭУ, ЭРДУ, приборного отсека с радиационно чувствительной аппаратурой управления, при одновременной необходимости обеспечения минимальной массы транспортного аппарата. Одновременное выполнение этих требований достигается за счет так называемой лучевой компоновки транспортного аппарата с теневой радиационной защитой от излучений реактора и отведения ЭРДУ с приборным отсеком и полезного груза от реактора. Однако при выведении с Земли транспортный аппарат должен быть размещен под обтекателем ракеты-носителя, внутренний объем которого ограничен, поэтому компоновка должна быть максимально компактной. Построение рабочей компоновки возможно лишь после выведения в космос. Отодвижение ЭРДУ (или ЭРДУ и полезного груза) в рабочее положение осуществляется до включения реактора на стартовой орбите, которая по современным международным требованиям должна быть радиационно-безопасной, высотой не менее 800 км.

Известно несколько технических решений компоновки в стартовом положении. Так, например, в с учетом того факта, что холодильник-излучатель ЯЭУ имеет достаточно большую площадь, он складывается в несколько рядов снаружи реакторного блока длиной примерно 4 м. Поэтому под обтекателем PH остается достаточно большой продольный габарит для размещения ЭРДУ и полезного груза (КА). После выведения на радиационно-безопасную орбиту холодильник-излучатель раскладывается в рабочее положение, одновременно обеспечивая отведение ЭРДУ, приборного отсека и КА от реактора.

Применительно к высокотемпературной ЯЭУ по литий-ниобиевой технологии с холодильником-излучателем относительно малой площади рассматривается использование так называемого жесткого холодильника-излучателя, без каких либо узлов разворота, а следовательно, повышенной надежности, возможности отработки в наземных условиях ЯЭУ в рабочей компоновке, обеспечения многократных пусков и остановок ЯЭУ. Жесткий холодильник-излучатель выполняется в виде усеченного конуса (или нескольких цилиндрических секций разного диаметра), расположенного в тени радиационной защиты. Это, кроме перечисленных выше преимуществ, позволяет использовать пространство внутри холодильника-излучателя для размещения в стартовом положении оборудования буксира. Для приведения в рабочее положение в составе ЯЭРДУ должна быть предусмотрена система отведения требуемой длины, компактно складываемая внутри холодильника-излучателя в стартовом положении.

Схема построения космического транспортного средства:
1 — ЯЭУ; 2 — ферменная вставка; 3 — холодильник-излучатель; 4 — ферма системы отведения ЯЭУ; 5 — блок электроракетных двигателей; 6 — приборно-агрегатный отсек ЭРДУ; 7 — ферма системы отведения блока полезного груза; 8 — блок полезного груза; 9 — зона тени радиационной защиты

Схема космического транспортного аппарата на основе ЯЭРДУ в рабочем состоянии приведена на рис. выше. В вершине теневого конуса расположена ЯЭУ, которая включает термоэмиссионный реактор-преобразователь в качестве источника электроэнергии, теневую радиационную защиту, электротехнический блок и холодильник-излучатель в форме усеченного конуса, размещенный внутри конуса тени, образуемой радиационной защитой. На некотором расстоянии от ЯЭУ располагается центральный блок с ЭРДУ, включающей в свой состав расположенные на откидных штангах блоки электроракетных двигателей, также располагаемые в тени радиационной защиты, систему хранения и подачи рабочего тела этих двигателей и систему электроснабжения и управления. Здесь же размещается и блок управления.

Система хранения и подачи может быть комбинированного типа: криогенная — для работы двигателей в режиме транспортирования полезного груза, обеспечивающая минимальные габариты и массу сухой СХП, и газобаллонная — для работы двигателей в режиме обеспечения ориентации и коррекции орбиты в течение срока активного существования КА (при необходимости) или только криогенная.

Размерность тягового модуля. Для околоземных ММБ мощностью 500-1500 кВт подсистему тяговых модулей целесообразно построить на базе единого модуля ЭРД электрической мощностью 25-50 кВт. В РКК «Энергия» ЭРД такой мощности были созданы и испытаны. Мощность тягового модуля в 25-50 кВт позволяет
уже в настоящее время на существующих отечественных базах производить наземную отработку ЭРД и модулей в целом.

Однако применительно к ЯЭРДУ мегаваттного класса потребуется увеличение мощности единичного ЭРД по крайней мере до 100 кВт. Такие проработки были выполнены и принципиально создание ЭРД такой мощности не вызывает сомнений. Проектные параметры ЭРД типа ДАС электрической мощностью 100 кВт следующие:

Может оказаться эффективным использование магнитоплазменных сильноточных двигателей на литии, преимуществом которых является возможность создания двигателя большой единичной мощности (500-1000 кВт и возможно более). Такой двигатель мощностью до 500 кВт был создан в РКК «Энергия» и прошел ресурсные испытания в течение 400 час (рис. ниже). Большим преимуществом такого двигателя, кроме большой единичной мощности, является также низкое рабочее напряжение (до 100 В), что позволяет непосредственное (без системы преобразования тока и повышения напряжения) подсоединение к термоэмиссионному реактору-преобразователю, рабочее напряжение которого 100-125 В. Для больших мощностей это существенное снижение массы ЯЭРДУ. При использовании сильноточных двигателей на литии единичная мощность двигателя должна составить 500-1000 кВт.

Прошедший ресурсные испытания сильноточный стационарный плазменный двигатель электрической мощностью 500 кВт:
1 — изоляторы; 2 — соединительные узлы; 3 — нагреватель; 4 — катод-испаритель; 5 — нейтральный экран; 6 — анод; 7 — соленоид

Хранение лития целесообразно внутри холодильника-излучателя ЯЭУ. При неработающей ЯЭУ он будет в твердом состоянии, а при работающей — в жидком (разогретом за счет тепла от холодильника-излучателя). Такая схема существенно упрощает систему хранения и подачи, и, кроме того, баки с литием являются прекрасной нейтронной защитой полезного груза, что при соответствующей компоновке баков может заметно уменьшить массу радиационной защиты, входящей в состав ЯЭУ.