Архив статей журнала
В статье представлены результаты работы по определению технических характеристик межорбитального космического буксира, оснащённого электро-ракетными двигателями и солнечной энергоустановкой. Рассмотрен конструкционный облик космического буксира с электроракетной двигательной установкой мощностью до 200 кВт и возможные варианты энергетической системы на основе солнечной и аккумуляторной батарей. Приведены результаты расчётов параметров четырёх вариантов транспортной операции для обеспечения грузопотока на орбиты высотой ~20 000 км с возвращением космического буксира на опорную орбиту. Показано, что наиболее рациональной является конструкция буксира, не имеющая аккумуляторной батареи для работы электроракетной двигательной установки на теневых участках траектории. При этом транспортную операцию целесообразно выполнять по траектории с минимальной длительностью теневых участков.
ФТИ им. А.Ф. Иоффе разработал вакуумный высоковольтный измерительный стенд, на котором проводятся фундаментальные исследования источников электронов из наноструктурированных материалов. Создана методика определения основных эмиссионных параметров полевых и термополевых эмиттеров в режиме реального времени, одновременно с обработкой масс-спектрометрических данных и эмиссионных картин свечения. Разработан и внедрён алгоритм исследования вакуумных источников электронов. Результатом ресурсных испытаний эмиттеров и катодов на их основе является Паспорт эмиссионных образцов. Предполагается, что широкие возможности созданного программно-управляемого измерительного комплекса, междисциплинарный характер проводимых исследований, а также разработанные и внедрённые передовые методики исследования вакуумных источников электронов позволят внести весомый вклад в развитие космической техники и технологий, которое невозможно без изучения эмиссионных и термоэмиссионных свойств новых материалов, а также технологической оптимизации конструкций на их основе.
В работе представлены результаты исследования влияния рабочего тела (РТ) электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) на проектные параметры космического аппарата. Рассмотренная транспортная задача - перелёт космического аппарата с начальной массой 18 т с низкой околоземной орбиты на окололунную. Суммарные затраты характеристической скорости приняты равными 8 км/с. Проектные параметры космического аппарата определялись при оптимальном удельном импульсе ЭРДУ по критерию максимума полезной нагрузки. Влияние РТ выражалось через параметры ЭРДУ, непосредственно определяемые типом РТ: коэффициент массового совершенства системы хранения и подачи, численно равного отношению сухой массы системы хранения и подачи к массе РТ; КПД ЭРДУ; электрическую мощность, затрачиваемую на нагрев и поддержание необходимой температуры РТ. В качестве РТ рассмотрены газообразные, жидкие и твёрдые при нормальных условиях вещества. Рассчитаны следующие параметры космического аппарата: относительная масса полезной нагрузки; мощность энергетической установки; предельное значение удельной массы энергетической установки, при которой транспортная задача является осуществимой.