Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов. Рубрика в журнале - Космическая техника и технологии

Публикации в рубрике (26): Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов
все рубрики
Анализ статистики ускоренного построения орбитальной системы координат транспортных пилотируемых и грузовых кораблей и методы повышения точности

Анализ статистики ускоренного построения орбитальной системы координат транспортных пилотируемых и грузовых кораблей и методы повышения точности

Сумароков Антон Владимирович, Борисенко Юрий Николаевич, Борисенко Николай Юрьевич, Платонов Валерий Николаевич

Статья научная

Рассматриваются результаты использования алгоритма ускоренного построения орбитальной системы координат в рамках летно-конструкторских испытаний транспортных пилотируемых и грузовых кораблей серий «Союз МС» и «Прогресс МС». Алгоритм ускоренного построения орбитальной ориентации, примененный в системе управления движением и навигации этих кораблей, основан на знании предполагаемой ориентации корабля в момент отделения от ракеты-носителя и угловой скорости его вращения в момент появления готовности измерителей угловой скорости. На основе телеметрической информации, полученной за год, прошедший с момента начала применения данного алгоритма, анализируется точность построения ориентации, и приводятся средние ошибки определения ориентации предложенным способом. Дополнительно на основе анализа полученных результатов приводятся методы повышения точности прогноза.

Бесплатно

Баллистические варианты пилотируемой экспедиции на Марс с ЯЭРДУ

Баллистические варианты пилотируемой экспедиции на Марс с ЯЭРДУ

Синицын Алексей Андреевич

Статья научная

Проведен анализ влияния баллистических схем для марсианской пилотируемой экспедиции на показатели энергобаллистической эффективности - начальную массу марсианского экспедиционного комплекса и продолжительность экспедиции. Рассмотренные схемы однокорабельной пилотируемой экспедиции на Марс с ядерной электроракетной двигательной установкой характеризуются неединственностью решений в задаче оптимизации траектории перелета Земля-Марс-Земля при ограниченной продолжительности пребывания экспедиционного комплекса у Марса. Дополнительно рассмотрена схема без ограничения длительности пребывания у Марса. Для схемы с ограниченным пребыванием у Марса продемонстрированы следующие свойства: возможность обеспечения двух дат старта в течение одного синодического периода; в случае использования прямого входа в атмосферу корабля возвращения при умеренных стартовых массах возможность сокращения продолжительности перелета вплоть до близкой к продолжительности экспедиции с большой тягой (с двигательными установками на базе жидкостных ракетных двигателей или ядерных ракетных двигателей) аналогичной схемы.

Бесплатно

Баллистические варианты пилотируемой экспедиции на марс с двигательными установками большой тяги

Баллистические варианты пилотируемой экспедиции на марс с двигательными установками большой тяги

Архангельский Николай Иванович, Музыченко Евгений Игоревич, Синицын Алексей Андреевич

Статья научная

Проведён анализ показателей эффективности (продолжительности экспедиции, начальной массы экспедиционного комплекса, скорости входа в атмосферу Земли корабля возвращения экипажа) однокорабельной марсианской пилотируемой экспедиции с двигательными установками большой тяги. Получены локально-оптимальные решения (по затратам характеристической скорости на перелёт) траекторий перелёта Земля-Марс-Земля, отличающиеся продолжительностью ожидания у Марса, приближением к Солнцу, а также маршрутом (прямые перелёты Земля-Марс-Земля и с гравитационным манёвром у Венеры на участках Земля-Марс или Марс-Земля). Введённая классификация локально-оптимальных решений применима для двигательных установок как большой, так и малой тяги. Сравнение показателей эффективности проведено для вариантов марсианской пилотируемой экспедиции на базе жидкостных и ядерных ракетных двигателей при ограничении скорости входа в атмосферу корабля возвращения экипажа на Землю не более 12,5 км/с.

Бесплатно

Использование фазированной антенной решетки в качестве магнитного исполнительного органа системы ориентации

Использование фазированной антенной решетки в качестве магнитного исполнительного органа системы ориентации

Ковтун Владимир Семенович, Кочергина Марина Николаевна

Статья научная

В настоящее время широко применяются плоские активные фазированные антенные решетки (АФАР) космического базирования для решения задач обеспечения радиолокации и персональной спутниковой связи. Как правило, АФАР имеют рабочие поверхности большой площади. Проектируемые современные космические аппараты, содержащие АФАР, для поддержания ориентации используют силовые гироскопы. В работе рассматривается возможность использования АФАР существующих конструкций в качестве магнитного исполнительного органа для разгрузки силовых гироскопов от накопленного кинетического момента. В процессе взаимодействия собственных магнитных моментов токовых контуров электропитания излучателей решетки с магнитным полем Земли создается управляющий момент, противоположно направленный накопленному кинетическому моменту в системе силовых гироскопов. Значения собственных магнитных моментов зависят от функционального предназначения АФАР и принятых конструкторских решений, связанных с протеканием токов по цепям первичного и вторичного электропитания. Преимущество применения АФАР в качестве исполнительных органов заключается в том, что они не требуют дополнительного увеличения массы космического аппарата для проведения динамических операций.

Бесплатно

Критерий точности и анализ многоспутниковых систем непрерывного наблюдения земли

Критерий точности и анализ многоспутниковых систем непрерывного наблюдения земли

Гунченко Михаил Юрьевич, Улыбышев Юрий Петрович

Статья научная

В статье предложен критерий анализа точностных характеристик возможных структур прикладных спутниковых систем наблюдения (ССН) объектов на поверхности Земли и/или в приземном слое. Данный критерий не связан с особенностями бортовой аппаратуры, а учитывает структуру и динамику ССН. В основу данного критерия положено рассмотрение точности определения географических координат объектов. Приведен алгоритм численного моделирования ССН. Представлены сравнительные оценки точности для различных типов ССН. Рассмотрены точностные характеристики кинематически правильных и околополярных спутниковых систем при различных вариантах их построения. Описаны основные проектно-баллистические параметры, определяющие точность ССН и влияющие на стоимость их создания, а также показан характер влияния данных параметров. Результаты могут использоваться для начального выбора конфигурации ССН на этапе предварительного проектирования.

Бесплатно

Математическая модель динамики периферийного стыковочного механизма с накоплением кинетической энергии сближения космических аппаратов

Математическая модель динамики периферийного стыковочного механизма с накоплением кинетической энергии сближения космических аппаратов

Яскевич Андрей Владимирович

Статья научная

Новый периферийный стыковочный механизм входит в состав стыковочного агрегата, проект которого соответствует международному стандарту систем стыковки (IDSS). Кинематика механизма основана на платформе Гью-Стюарта. Для преобразования энергии сближения космических аппаратов используются пружинные механизмы, но традиционное демпфирование заменено накоплением энергии, поэтому конструкция содержит новые устройства. Математическая модель динамики стыковочного механизма, описанная в данной работе, учитывает все его основные особенности - кинематику, инерцию и формирование внутренних активных сил отдельными устройствами. Вместе с уравнениями динамики космических аппаратов и алгоритмами анализа контактного взаимодействия стыковочных агрегатов она входит в математическую модель стыковки, которая используется для анализа кинематики и динамики этого процесса от первого контакта до завершения стягивания.

Бесплатно

Математическое моделирование выпуска тросовой системы из вращающегося центрального тела

Математическое моделирование выпуска тросовой системы из вращающегося центрального тела

Зыков Александр Владимирович, Субботин Алексей Владимирович

Статья научная

В статье исследуется задача выпуска весомого троса, представляющего часть полотнища круглого солнечного паруса в уложенном состоянии, под действием центробежных сил инерции. Аналитическим путем находится угол наклона квазистационарной формы троса при выпуске с постоянной скоростью. Рассматриваются различные способы выпуска троса: при постоянной скорости, при равномерно убывающей скорости и при скорости, обеспечивающей постоянное отклонение конца троса от радиального направления. Рассматриваются преимущества и недостатки каждого из способов выпуска. Основное внимание уделяется минимизации возмущающего воздействия троса на центральное вращающееся тело, из которого выпускается сложенное полотнище паруса. Полученные результаты могут быть использованы при проектировании систем первоначального этапа раскрытия солнечных парусов на космических платформах с большими вращающимися солнечными парусами.

Бесплатно

Моделирование сил и моментов сил набегающего потока атмосферы в целях верификации динамических режимов системы управления движением и навигации МКС и синтеза оптимального управления

Моделирование сил и моментов сил набегающего потока атмосферы в целях верификации динамических режимов системы управления движением и навигации МКС и синтеза оптимального управления

Атрошенков Сергей Николаевич, Прутько Алексей Александрович, Крылов Андрей Николаевич, Крылов Николай Андреевич, Губарев Федор Васильевич

Статья научная

Рассматриваются два метода моделирования сил и моментов сил от воздействия набегающего потока атмосферы на поверхность Международной космической станции (МКС) в процессе выполнения динамических режимов системы управления движением и навигации служебного модуля, которые разработаны РКК «Энергия». Эти методы, пригодные как для поиска оптимального управления движением МКС, так и для верификации динамических режимов системы управления движением и навигации служебного модуля, основаны на расчете аэродинамических характеристик в наборе точек четырехмерного (4D) пространства и последующей 4D-uнmepnoляцuu аэродинамических характеристик в ходе моделирования. Сравниваются результаты расчетов воздействия набегающего потока атмосферы во время моделирования оптимального по расходу топлива разворота (optimal propellant maneuvers) МКС на большой угол. Во время разворота геометрия МКС существенно меняется за счет поворотов крупногабаритных элементов МКС вокруг разнонаправленных осей. Предложенные методы планируется применить при подготовке космического эксперимента «МКС-Разворот». Они также могут быть пригодны при разработке алгоритмов управления системы управления движением и навигации будущих крупногабаритных космических объектов.

Бесплатно

Новые возможности автономной системы управления модернизированных кораблей «Союз» и «Прогресс» для реализации «быстрой» встречи с МКС

Новые возможности автономной системы управления модернизированных кораблей «Союз» и «Прогресс» для реализации «быстрой» встречи с МКС

Микрин Евгений Анатольевич, Орловский Игорь Владимирович, Брагазин Александр Федорович, Усков Алексей Викторович

Статья научная

Рассматриваются алгоритмы навигации, наведения и управления траекторией, реализованные в процессе модернизации системы управления российских кораблей серий «Союз» и «Прогресс». Система управления базируется на корректируемой бесплатформенной инерциальной навигационной системе, использующей близкую к реальной модель движения космических аппаратов. Модернизация алгоритмов управления обусловлена новыми возможностями навигации, связанными с установкой аппаратуры спутниковой навигации на кораблях и Международной космической станции, позволяющими начать автоматическое сближение со стартовой позиции. Приводится описание алгоритма наведения для расчета на борту корабля всех маневров плана встречи, учитывающего требование безопасного сближения и ограничение на скорость корабля относительно орбитальной станции на момент встречи. Рассматриваются возможности по реализации операции встречи по так называемым схемам «быстрой» стыковки. Представлена оценка зависимости границ оптимального диапазона фаз от продолжительности операции встречи для «быстрых» схем. Описывается стратегия расширения оптимального диапазона фаз для применяемой в настоящее время четырехвитковой схемы сближения с навигационным обеспечением от радио- контроля орбиты. Приводятся результаты реализации встречи корабля «Союз ТМА-15М» с МКС и моделирования сближения с использованием аппаратуры спутниковой навигации.

Бесплатно

О целесообразности использования эллиптических орбит базирования для повышения эффективности применения многоразовых ядерных буксиров

О целесообразности использования эллиптических орбит базирования для повышения эффективности применения многоразовых ядерных буксиров

Архангельский Николай Иванович, Акимов Владимир Николаевич, Елисеев Игорь Олегович, Кувшинова Екатерина Юрьевна

Статья научная

Проведен проектно-баллистический анализ влияния параметров вспомогательных разгонных блоков и формируемых ими эллиптических орбит базирования для многоразового межорбитального буксира на основе ядерной энергоустановки и электроракетной двигательной установки мегаваттного класса на эффективность его применения в задаче доставки полезных грузов на геостационарную орбиту. Показано, что в сравнении с вариантом круговой радиационно безопасной орбиты высотой Нкр = 800 км применение эллиптических орбит базирования в сочетании с использованием вспомогательных разгонных блоков на базе кислородно-водородных жидкостных ракетных двигателей позволяет улучшить энергомассовые показатели эффективности многоразового буксира, а также увеличить экономию затрат от его применения по сравнению с наиболее эффективными средствами межорбитальной транспортировки традиционного типа - одноразовыми кислородно-водородными разгонными блоками.

Бесплатно

Обзор методов оптимизации траекторий космических аппаратов с использованием дискретных множеств псевдоимпульсов

Обзор методов оптимизации траекторий космических аппаратов с использованием дискретных множеств псевдоимпульсов

Улыбышев Юрий Петрович

Статья научная

Представлен обзор новых методов оптимизации траекторий космических аппаратов с непрерывной тягой. Методы основаны на дискретизации траектории по времени полета на малые сегменты и на близкие к равномерной дискретной аппроксимации направления вектора тяги множеством псевдоимпульсов с ограничением их неравенством на каждом сегменте. Задача оптимизации - минимизация суммарной характеристической скорости. Оптимальный импульс на каждом сегменте может быть представлен как сумма ненулевых псевдоимпульсов с ограничением их суммарной характеристической скорости. Терминальные условия представляются как линейное матричное уравнение. Матричное неравенство на суммы всех псевдоимпульсов используется для преобразования задачи в форму линейного программирования высокой размерности. Непрерывные маневры включают наборы смежных сегментов, и требуется обработка решений линейного программирования для формирования последовательности маневров. Оптимальное число маневров определяется автоматически. Методы обеспечивают гибкие возможности расчета траекторий сложных миссий с различными требованиями и ограничениями. Представлен обзор примеров оптимизации траекторий космических аппаратов различных типов. Обсуждаются преимущества этих методов.

Бесплатно

Определение орбиты по выполняемым космонавтами снимкам поверхности земли и луны

Определение орбиты по выполняемым космонавтами снимкам поверхности земли и луны

Микрин Евгений Анатольевич, Беляев Михаил Юрьевич, Боровихин Павел Александрович, Караваев Дмитрий Юрьевич

Статья научная

Освоение Луны является одной из основных задач на ближайшие десятилетия для ведущих космических стран. Некоторые задачи планируемой Лунной программы могут быть отработаны в рамках проекта МКС. Одна из них, связанная с отработкой методов определения орбиты космического аппарата по снимкам поверхности планеты, рассмотрена в данной статье. Даны методические особенности решения этой задачи, и приведены примеры отработки предложенной технологии автономной навигации по съемкам Земли с борта Российского сегмента МКС. С помощью снимков, сделанных астронавтами США через иллюминатор лунного орбитального модуля, показана также перспективность применения предложенной технологии определения орбиты по снимкам поверхности Луны.

Бесплатно

Оптимизация условий формирования двигателями малой тяги кратной солнечно-синхронной орбиты с устойчивым профилем высоты при ограничениях на управление

Оптимизация условий формирования двигателями малой тяги кратной солнечно-синхронной орбиты с устойчивым профилем высоты при ограничениях на управление

Кичигина Ольга Константиновна

Статья научная

Рассматривается задача управления спутником в процессе его перевода двигателями малой тяги с орбиты выведения, формируемой ракетой-носителем, на кратную солнечно -синхронную орбиту с устойчивым профилем высоты. Предполагается, что длительность маневров ограничена, и принудительное изменение вектора эксцентриситета орбиты выполняется в направлении центра окружности естественного дрейфа этого вектора. В рамках указанных ограничений определяются оптимальные начальные параметры орбиты выведения (большая полуось, эксцентриситет и аргумент перигея), обеспечивающие перевод спутника на целевую орбиту за минимальное время. Исследуется смещение трассы и местного времени пролета спутником восходящего узла в течение многовиткового периода изменения орбитальных элементов. Показано, что отклонение местного времени пролета восходящего узла должно учитываться при расчете долготы восходящего узла орбиты выведения, а смещение трассы следует корректировать в конце этапа формирования целевой орбиты. Результаты работы предназначены для проектных оценок параметров движения спутника, расхода топлива и длительности межорбитального перехода.

Бесплатно

Особенности динамики стыковки космических аппаратов при использовании периферийного механизма с накоплением кинетической энергии сближения

Особенности динамики стыковки космических аппаратов при использовании периферийного механизма с накоплением кинетической энергии сближения

Яскевич Андрей Владимирович

Статья научная

К настоящему времени на основе международного стандарта систем стыковки IDSS национальными космическими агентствами и частными компаниями разработано несколько вариантов систем стыковки. Стыковочные механизмы этих систем основаны на различных принципах конструирования и управления. Проект нового стыковочного механизма с более простой кинематикой и конструкцией, чем в предшествующем стыковочном агрегате АПАС, разработан также в Ракетно-космической корпорации «Энергия». В этом механизме используется накопление кинетической энергии сближения космического аппарата вместо традиционного демпфирования. Это позволяет выдвигать стыковочное кольцо вперед для улучшения сцепки и обеспечивать торможение. В работе описываются основные особенности динамики стыковки космических аппаратов при использовании этого механизма.

Бесплатно

Перелеты со встречей продолжительностью не более витка между близкими околокруговыми компланарными орбитами

Перелеты со встречей продолжительностью не более витка между близкими околокруговыми компланарными орбитами

Брагазин Александр Федорович, Усков Алексей Викторович

Статья научная

Рассматриваются перелеты со встречей космических аппаратов в классе компланарных непересекающихся околокруговых орбит корабля и орбитальной станции. Продолжительность перелета предполагается ограниченной одним витком. Рассмотрены возможности реализации встречи с использованием оптимального двухимпульсного межорбитального перелета. Для определения единственного свободного параметра перелета - момента его начала, обеспечивающего встречу в заданный момент времени или с заданной скоростью в конце перелета, - получены соответствующие уравнения. Для реализации в алгоритмах наведения предложены оптимальные трехимпульсные программы коррекций для достижения встречи в заданный момент времени с заданной относительной скоростью в момент контакта космических аппаратов. Определен диапазон разностей фаз на начало маневрирования, в котором характеристическая скорость встречи совпадает с минимальной характеристической скоростью межорбитального перелета. Приведены результаты моделирования схем «быстрой» встречи с использованием предложенных программ.

Бесплатно

Перелеты со встречей продолжительностью от одного до двух витков между околокруговыми компланарными орбитами

Перелеты со встречей продолжительностью от одного до двух витков между околокруговыми компланарными орбитами

Брагазин Александр Федорович, Усков Алексей Викторович

Статья научная

Рассматриваются перелеты со встречей космических аппаратов в классе компланарных непересекающихся орбит корабля и орбитальной станции. Продолжительность встречи предполагается ограниченной двумя витками, поскольку для больших продолжительностей известен алгоритм оптимального решения, где фазирование обеспечивается с помощью оптимального межорбитального перелета между некомпланарными орбитами. Предлагаемые программы содержат на конечном участке перелета трехимпульсную программу встречи продолжительностью один виток, определенную по методу распределения импульсов оптимального межорбитального перелета. Фазирование для достижения необходимой разности фаз на начало трехимпульсной программы встречи обеспечивается маневрированием на предшествующем участке полета и достигается разделением импульсов оптимального межорбитального перелета, не приводящим к увеличению расхода топлива. Определена структура оптимальной программы встречи в функции ее продолжительности, получены расчетные формулы. Определен диапазон разностей фаз на начало маневрирования, в котором характеристическая скорость встречи совпадает с минимальной характеристической скоростью межорбитального перелета. Приведены результаты моделирования схем «быстрой» встречи с использованием предложенных программ.

Бесплатно

Подход к моделированию динамики процесса раскрытия крупногабаритных солнечных батарей космических аппаратов

Подход к моделированию динамики процесса раскрытия крупногабаритных солнечных батарей космических аппаратов

Борзых Сергей Васильевич, Левитская Юлия Юрьевна, Щиблев Юрий Николаевич

Статья научная

В данной статье рассматривается динамика раскрытия солнечных батарей - одной из ключевых динамических операций функционирования космических аппаратов. Обоснована необходимость анализа динамики раскрытия батарей уже на ранних стадиях проектирования. Приведены актуальные кинематические схемы раскрытия, указаны структурные элементы системы раскрытия. Рассмотрены подходы к математическому моделированию процесса раскрытия солнечных батарей, основанные на методах аналитической механики с учетом особенностей моделируемой системы: конструкции солнечной батареи и свойств отдельных ее элементов, кинематической схемы ее раскрытия, средств инициации разворота панелей и т. д. В статье предлагается методический подход к моделированию раскрытия крупногабаритных солнечных батарей космического аппарата с универсальным формированием расчетной модели, удобный для разработки эффективных численных алгоритмов и высокоскоростных программных реализаций. Этот подход основан на представлении конструкции космического аппарата и солнечных батарей как пространственной структурно-сложной системы тел, совершающих относительное движение под действием специфических силовых факторов. Для каждого тела записываются уравнения движения на основании общих теорем динамики. Действие других элементов батареи на выделенное тело учитывается в виде сил и моментов реакции связи. Для их определения составляются специальные уравнения, вид и структура которых обусловлены конструкцией узлов соединения отдельных элементов батареи. Предложенный подход обладает широкими адаптационными возможностями, позволяющими описывать различные конструкции и схемы раскрытия. Он позволяет определять основные интегральные параметры процесса раскрытия солнечных батарей.

Бесплатно

Портативный комплекс приема телеметрической информации для передачи в центр управления полетами данных по спуску пилотируемых транспортных кораблей

Портативный комплекс приема телеметрической информации для передачи в центр управления полетами данных по спуску пилотируемых транспортных кораблей

Андрейко Александр Николаевич, Кравец Вадим Георгиевич, Кучеров Максим Александрович, Лучинский Владимир Павлович

Статья научная

В статье приведены предпосылки создания и основные характеристики портативного переносного наземного комплекса приема телеметрической информации, предназначенного для приема и передачи в Центр управления полетами (ЦУП) в реальном масштабе времени данных по спуску космических аппаратов «Союз ТМА» с орбиты искусственного спутника Земли (ОИСЗ), включая процесс разделения отсеков корабля при движении по траектории, проходящей вне зон связи со станциями слежения на территории Российской Федерации. Портативный наземный комплекс разработан на современной системно-технической базе с управляемым программно-математическим обеспечением, прост в эксплуатации. При этом впервые в качестве основного канала передачи полного потока телеметрической информации в ЦУП использовалась сеть Интернет. В период 2011.2015 гг. портативный наземный комплекс надежно обеспечил прием телеметрии на всех спусках кораблей «Союз ТМА» с ОИСЗ в режиме передачи информации в ЦУП в реальном масштабе времени.

Бесплатно

Применение фильтра Калмана к задачам управления причаливанием космических аппаратов

Применение фильтра Калмана к задачам управления причаливанием космических аппаратов

Шангареев Адиб Тагирович, Тимаков Сергей Николаевич, Платонов Валерий Николаевич

Статья научная

Рассмотрена возможность применения адаптивного наблюдателя с использованием калмановской фильтрации для управления причаливанием крупногабаритного космического аппарата с упругими элементами конструкции к орбитальной станции. Формирование оценок вектора состояния причаливающего космического аппарата базируется на применении модальной декомпозиции его динамического поведения. Указанные оценки минимизируют влияние возрастающей интенсивности нестационарных шумов в сигналах датчиковой аппаратуры, обусловленных переотражением радиосигналов от элементов конструкции орбитальной станции, нарастающими параллаксационными искажениями в процессе сближения и упругими колебаниями конструкции причаливающего аппарата. Изложен алгоритм управления движением космического аппарата в режиме причаливания и стыковки. Приведен сравнительный анализ результатов математического моделирования динамики объекта управления в режиме причаливания как с применением калмановской фильтрации, так и без нее.

Бесплатно

Проектно-баллистический анализ транспортных операций космического буксира с электроракетными двигателями при перелетах на геостационарную орбиту, орбиту спутника луны и в точки либрации системы Земля - Луна

Проектно-баллистический анализ транспортных операций космического буксира с электроракетными двигателями при перелетах на геостационарную орбиту, орбиту спутника луны и в точки либрации системы Земля - Луна

Салмин Вадим Викторович, Старинова Ольга Леонардовна, Четвериков Алексей Сергеевич, Брюханов Николай Альбертович, Хамиц Игорь Игоревич, Филиппов Илья Михайлович, Лобыкин Андрей Александрович, Бурылов Леонид Сергеевич

Статья научная

Проведен проектно-баллистический анализ перелетов электроракетного буксира с солнечной энергоустановкой с низкой околоземной орбиты на геостационарную, низкую окололунную орбиты и в точки либрации с возвращением на опорную орбиту. Расчеты проводились для диапазона проектных параметров буксира, которые выбирались путем варьирования скорости истечения (удельного импульса) рабочего тела. Учитывалось, что тяговый КПД реальных двигателей изменяется в зависимости от рабочего режима и обычно увеличивается с увеличением скорости истечения. Солнечная энергоустановка рассматривалась в двух вариантах: на основе существующих фотоэлектрических преобразователей с КПД 28%; на основе перспективных фотоэлектрических преобразователей с КПД до 40%. Проведенный анализ показал принципиальную возможность эффективного использования для транспортных операций в системе Земля - Луна электроракетного буксира с солнечной энергетической установкой мощностью порядка 400 кВт.

Бесплатно

Журнал