CC BY
113
2. Алексеев, А. А. Анализ пристеночного течения в рабочем колесе осевого компрессора по результатам гидродинамического исследования / А. А. Алексеев [и др.] / / Механика и процессы управления. Т. 1 : тр. 34-го Ур. семинара по механике и процессам упр. Миасс : Уральское отделение РАН, 2004. С. 157-168.
3. Брусиловский, И. В. Аэродинамика осевых вентиляторов / И. В. Брусиловский. М. : Машиностроение, 1984. 240 с.
4. Преображенский, В. П. Теплотехнические измерения и приборы : учебник для вузов по специальности «Автоматизация теплоэнергетических процессов» /
B. П. Преображенский. 3-е изд., перераб. М. : Энергия, 1978. 704 с.
5. Сторер, Д. Взаимодействие перетеканий в радиальном зазоре с потоком в решетке осевого компрессора / Д. Сторер // Новости зарубежной науки и техники. 1990. № 9. С 16. (Серия «Двигатели для авиации и космонавтики»).
6. Лакшминараяна, Б. Трехмерное поле течения в периферийной области рабочего колеса компрессора / Б. Лакшминараяна, М. Пуагар, Р. Давино // Труды Американского общества инженеров - механиков. 1982. № 4.
C. 43. (Серия «Энергетические машины и установки»).
“рк"
0,0045 -0,004 -0,0035 -0,003 0,0025 0,002
АГ = 1% АГ = 1%
Аг = АГ = 3%/А 3%/ А i = 3%
0,0015 — *
0,001 —
0,0005 —
0
0,25 0,3
■ без управления, при
■ без управления, при
■ с управлением, при
Я
Рис. 12
A. A. Alekseev, A. I. Isaev, A. S. Matvienko, A. N. Cherkasov, A. V. Yarosh
THE CONTROL OF FLOW IN A RADIAL SPACE OF AN AXIAL-FLOW COMPRESSOR
The research of feature flow in the area of radial spaces of runners ofaxial-flow compressors is discussed in the article. The results of researches have allowed to make effective way of control by the flow in this field.
УЦК 629.7.01:539.4
В. И. Сливинский, Г. В. Ткаченко, М. В. Сливинский, В. Е. Гайдачук, А. В. Гайдачук
НОВАЯ КОНЦЕПЦИЯ ОПТИМИЗАЦИИ ПО МАССЕ СОТОВЫХ КОНСТРУКЦИЙ КАРКАСОВ ПАНЕЛЕЙ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ И НЕГЕРМЕТИЧНЫХ ПАНЕЛЕЙ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Изложен общий концептуальный подход к оптимизации по массе сотовых конструкций каркасов панелей солнечных батарей и негерметичных панелей космических аппаратов.
В мировой практике создания космической техники все шире применяются трехслойные конструкции с сотовым заполнителем (СЗ) с использованием как в несущих обшивках, так и в сотовом заполнителе полимерных композиционных материалов (ПКМ). Этот тип конструкций в наибольшей степени позволяет реализовать самые высокие показатели удельной прочности и жесткости при минимальной массе, являющейся определяющим параметром их эффективности.
Такие конструкции наиболее часто используются в виде панелей каркасов солнечных батарей (СБ) и негерметичных корпусов спутников [1; 2].
Концепция оптимизации по массе сотовых конструкций. В результате многолетней работы авторов над
проблемой оптимизации по массе сотовых конструкций (СК) космического назначения панельного типа была выработана концепция их создания. Концепция основана на комплексной реализации следующих принципов:
- исключение зон конструкций, в которых имеет место неполное использование прочности материала путем применения супертонких препрегов с толщинами порядка диаметра армирующего волокна, получаемых специальной технологией раскатки пасм углежгутов;
- формирование структуры несущих обшивок, максимально приближенной к силовым потокам от эксплуатационных воздействий;
- синтез ячеек сотового заполнителя, геометрические параметры которых обеспечивают реализацию оптимальных сдвиговых жесткостей СК в характерных направлениях при минимальной массе СЗ;
- использование при производстве СЗ технологии нанесения полос клея методом глубокой печати, обеспечивающей максимальную графическую точность и минимальную толщину клеевой пленки;
- реализация технологии нанесения клея при сборке-склейке СК на торцы СЗ, минимизирующей массу клея;
- синтез силовых схем СК, обеспечивающих эффективное восприятие конструктивными элементами действующих нагрузок;
- учет при формировании целевой функции минимизации СК по массе ограничений, связанных с вероятностно-статистическими параметрами профиля типовых технологических несовершенств, возникающих на основных этапах формирования СК.
Каждый из представленных принципов реализован соответствующими методиками, интегрированными средствами компьютерных технологий в комплекс оптимизации по массе рассматриваемого класса СК космического назначения.
Принцип исключения недогруженных зон панели СК реализуются локально переменной толщиной несущих обшивок из ПКМ. Основная трудность реализации переменной толщины путем уменьшения в локальных зонах количества слоев препрега ПКМ состоит не только в образовании ступенек по границам этих зон, так как они практически исключаются при формовании обшивок, но и в том, что выпускаемые производителями препреги имеют минимальные толщины 0,1 мм. Для многих же каркасов СБ толщины несущих обшивок даже из двух слоев такого препрега, образующих термоуравновешенную структуру ПКМ, являются уже недогруженными при имеющих место эксплуатационных нагрузках.
В связи с этим технологическими предпосылками реализации принципа исключения недогруженных зон панели СК из ПКМ явились исследования по разработке методики раскатки исходных пасм из углеродных моноволокон и способов ее осуществления.
В ряде работ авторов с сотрудниками дано подробное описание этой методики и ее результатов [3-5].
Максимальная ширина препрега В1, получаемая раскаткой пропитанной связующим с вязкостью п пасмы, содержащей ипас волокон диаметром й, определяется на основе математической модели внедрения последнего волокна между упорядоченным слоем из 2п волокон с силой Рв от раскаточного валка радиусом _Квал, действующей на эллиптической площадке контакта и преодолевающей силы трения и силу гидравлического сопротивления соседних волокон Р:
Разработан алгоритм определения искомых технологических параметров раскатки при заданном усилии раскатки, Ява}, П, /тр и параметрах моноволокна dв, Ев, допустимом контактном давлении [дв ], позволяющий
установить количество монослоев Nmoh = ent
2n„
Р = 2 85С п ГвПв^(1 -^) з а)
2 в Ч 1 + 1,58/Тр 3 Рв(1 - 1,73/Тр) V '
где Св, /тр - коэффициенты гидравлического сопротивления и трения; Ев, рв - модуль упругости и плотность моноволокна.
При этом
^1 = 2< Пв • (2)
которое может быть раскатана пасма.
Анализ разработанной модели и методики позволили рекомендовать одновременную раскатку 25.. .50 пасм из 400...600 моноволокон раскаточными валками RBal =25.50 мм, что концептуально соответствует схеме существующего импортного оборудования.
Установлено, что в реальных диапазонах вязкости связующего 0,1 <п<0,4(Па с) и 0,05 < /Тр < 0,15 возможно получение препрегов в один монослой, а при 0,1 <п < 1 (Па с) - в 1.10 монослоев, что существенно расширяет конструктивно-технологические возможности создания супертонких изделий по сравнению с существующим уровнем.
Формирование оптимальной структуры несущих обшивок. Принцип формирования структуры несущих обшивок, максимально приближенной к силовым потокам от эксплуатационных воздействий, реализуется как независимо, так и в сочетании с принципом исключения недогруженных зон применением супертонких слоев препрега. В последнем случае эффективность его реализации существенно возрастает.
Методики реализации этого принципа основаны на установленном авторами факте превалирующего влияния поперечного изгиба панельных СК от инерционных воздействий на регламент по соответствующим ей максимальным перемещениям из плоскости W
L max.
Предварительное определение Wmax при фиксированных постоянных значениях интегральных модулей упругости несущих обшивок в продольном и поперечном направлениях панели Ех и Еу производится на основе трех различных расчетных схем секции каркаса панелей в зависимости от вариантов расположения узлов их фиксации (рис. 1) балок-полосок, условно выделяемых из панели и ортотропной панели с дискретными опорами на контуре, подверженных действию равномерно распределенной поперечной нагрузки q.
Эти методики достаточно подробно описаны в ряде работ авторов с сотрудниками [4-5].
Аналитический синтез оптимальных параметров СЗ и несущих слоев секции каркаса панели затрудняет использование на ранних стадиях проектирования относительно точных численных методов (например, МКЭ), предполагая в то же время их обязательное применение для поверочного расчета панели, когда оптимальные параметры СЗ и несущих слоев уже определены.
Например, при реализации расчетной схемы ортот-ропной трехслойной панели, шарнирно опертой в дискретных точках по периметру (рис. 1, а), кинематическими граничными условиями для данного случая опира-ния являются: прогиб W = 0 при х = 0; а/2; а; и при у = 0; b (рис. 1) удовлетворяет выражение в виде
... ... пх . Зпхч . пу
W ху) = ,/1(sin — + sm-----) + /2sm^-.
a a b
Решение задачи методом Бубнова-Галеркина позволило получить максимальное значение Щ , реализуемое при х = 0,196а и у = ±Ь/2, в виде
^ = 3,08-10-4да4(1 -ц^а) х
1 + 2,42-
Ка2
К 5 Н
17,2 -г-Ц4а
<[Г ],
(4)
25нсркму + Нр3 +
О0
аЬ
(5)
О„ >
11,2 К 5_ Н
а нс 2
О >
уг
а
18Дь§нс Н Ь2
(6)
где Еа, Еь, ца4, ЦЬа - модули упругости и коэффициенты Пуассона материала несущих слоев; q - инерционная распределенная нагрузка; Н - толщина СЗ; [Щ - регламентированное значение максимального прогиба.
Представляя q в виде
где ркму, р3 - плотности несущих слоев и С3; О0 - постоянная, составляющая СК (масса фотоэлектрических преобразователей, клея и закладных элементов).
Подставляя выражение (5) в формулу (2), получим основополагающее неравенство в методике определения оптимальных параметров панели, разрешенное относительно толщины несущих слоев 5нс.
Основанная на данной концепции методика оптимизации СК, обеспечивающая первое приближение к GminСК включает в себя следующее:
- определение допустимого по [ Щ значения 5нс;
- проверку удовлетворения прочности обшивки и СЗ и ее обеспечения коррекцией вариантов обшивок и СЗ по таблицам структур несущих слоев и сот;
- определение модулей сдвига СЗ О и О по формулам
с коррекцией при необходимости вариантов СЗ в соответствии с библиотекой СЗ.
К моменту проверки напряжений и физических констант СЗ 0_аи Оугпо [Щ определены 5нс, р3. После реализации изложенной выше методики по соответствующему алгоритму производится поверочный расчет панели МКЭ с корректировкой структуры и числа слоев препре-га в локальных недогруженных зонах несущих обшивок панели.
Синтез силовых схем сотовых конструкций. Реализация принципа синтеза силовых схем СК, обеспечивающих эффективное восприятие конструктивными элементами действующих нагрузок также существенно зависит от типа конструктивной схемы секции панели (рис. 1) и заключается в введении в несущие обшивки ориентированных соответствующим образом силовых накладок, структура которых позволяет снизить поперечные перемещения Щ в локальных точках сечения панели и создает местное усиление зон расположения узлов фиксации секции панели.
Выбор оптимальных геометрических параметров ячеек сотового заполнителя. Принцип синтеза ячеек СЗ, геометрические параметры которых обеспечивают оптимальные сдвиговые жесткости панели в характерных направлениях, реализован в наших работах как автономно [6], так и в рамках интегральных методик, описанных выше [4; 5].
Рис. 1. Типовые конструктивные схемы секций панелей СБ 138
Один из аспектов идеи принципа заключается в выборе соотношений ортогональных модулей сдвига СЗ О и О, обеспечивающих минимальные сдвиговые перемещения панели при минимальной приведенной плотности СЗ гСЗ, что достигается соответсвующим выбором формы его ячейки. С этой целью исследованы возможности ячейки обобщенной формы [7].
Модули сдвига и плотность СЗ от геометрических параметров ячейки определяются зависимостями
=
Ом (1 + с + 2 к cos2 в)
=
20мк sin2 в .
рсз
рм^(1 + С + 2к) + рк ^к
(а к sin в + §К )(1 + с + 2к cos в) ах = 1(1 + с + 2к cos в)(кас sin в + 5к),
(7)
(8) (9)
(10)
где р и р - плотность материка СЗ и клея, а - размер стороны ячейки, к и с -коэффициенты формы ячейки.
Угол раскрытия ячейки, соответствующей минимальной плотности СЗ равен
•7(1 + с)2 + 32к2 - (1 + с)
8к
При соотношении 77^ = г, обеспечивающем минимальные сдвиговые перемещения панели, во^ определяется зависимостью (10), являясь функцией параметров с и к.
С учетом значительного упрощения технологии производства СЗ в случае с = 1и потребном г параметр к находится из соотношения
1 + к cos
г = -
+ 8к2 -1. arc(-----------------------)
sin
+ 8к2 -1. arc(-----------------------)
- глубину печатающих элементов, мкм;
- вязкость клея, с;
- скорость печати, м/мин.
Результаты сравнения различных методов нанесения полос клея на фольгу приведены в таблице.
Нанесение полос клея способом глубокой печати в сравнении с используемым при промышленном изготовлении СЗ методом истечения позволяет снизить в 3,5-15 раз массовый нанос клея, а следовательно, толщину полосы и расход клея, повысить в несколько раз производительность.
Кроме того, при способе глубокой печати имеется возможность получения бесконечного оттиска при непрерывном нанесении полос клея вдоль и поперек рулона.
Исследование процесса нанесения полос клея способом глубокой печати производили на алюминиевой фольге АМг2-Н и полимерной бумаге БФСК, аналоге полимерной арамидной бумаги «Котех». В обоих случаях были получены высокие прочностные характеристики СЗ.
Создание рационального клеевого соединения между сотовым заполнителем и несущей обшивкой. Исследована и реализована технология нанесения клея на торцах СЗ при сборке СК, также минимизирующая массовый нанос клея [8].
На основе математической модели клеевой галтели, учитывающей различие материалов обшивки и СЗ (рис. 2) получены значения катетов клеевой галтели на стенке СЗ Ь и обшивке Ь0 при нанесении клея на торцы сот из расплава:
дакЛга sin в(1 + cos в)
Ъ0 =
Ъ
^с,п =
°нп0 (Тс )Пс (Тс ) °нпо (Тн )Пн (Тн )
(12)
(13)
(11)
с последующим определением в, из выражения (10).
Метод глубокой печати при производстве сотового заполнителя. Немаловажную роль в снижении массы СК вообще и космического назначения в особенности играет привес клея при производстве СЗ.
С целью снижения привеса клея был исследован и реализован принцип нанесения полос клея методом глубокой печати [7].
Целью исследования являлся выбор режимов печатного процесса, обеспечивающих минимальный массовый нанос клея при допуске на ширину полосы клея, не превышающем ±0,1 мм, прочности при расслаивании клеевого соединения не менее 7 Н/см.
На основании проведенных исследований была выбрана ромбическая форма печатающих элементов с соотношением пробельных участков к печатающим 1:3; давление в зоне печати 200...250 Н/см; температура сушильного барабана 60...65 °С.
При проведении полного факторного эксперимента варьировали три фактора:
Рис. 2. Модифицированная модель клеевой галтели:
1 - стенка СЗ; 2 - обшивка; 3- клеевая галтель
Критериями прочности клеевого соединения панели СБ являются
к
°р0 3Ь
а
а
s,.= о <[SJ.
3b
[а ]=
°рф = й "°в к
0,87(b02 + bc к
<0,,
(14)
3b
где к =nkac sinв(1 + cosв), где Онп0 (Tc), онпс (Тн) - поверхностное натяжение клея на границах раздела «обшивка-клей» при температуре склеивания Tc и «материал соты-клей» при температуре нанесения Тн; nc (Tc), пн (Т) - вязкость клея при T и Тн соответственно; тш - нанос клея, кг/м2; Ор0, [ор0 J -действующие и допускаемые напряжения отрыва обшивки от СЗ; Урф ,увф - действующие напряжения и предел прочности фольги СЗ; ф ,фЛ - действующее напряжение сдвига и предел прочности клея на сдвиг; SH0, [SH0 ] -действующие и допускаемые погонные усилия неравномерного отрыва; ук, [ук ] - приведенные напряжения и предел прочности клея на растяжение.
Учет технологических несовершенств при производстве сотовых заполнителей и сотовых конструкций. Учет при формировании целевой функции оптимизации СК по массе ограничений, связанных с вероятностно-статистическими параметрами профиля типовых технологических несовершенств (ПТН) СЗ - отклонений геометрии ячейки от регламента, возникающих в процессе изготовления СЗ и СК, реализован в ряде работ авторов с сотрудниками [9].
Методика оптимального проектирования сотовых конструкций. Изложенный выше общий концептуальный подход к оптимизации по массе сотовых конструкций космического назначения интегрирован в программный комплекс, включающий в себя ряд автономных программ, реализующих специфические методики проектирования тех или иных СК.
Методика включает фрагменты модифицированной методики ЦАГИ, касающейся алгоритма определения общей потери устойчивости идеальной трехслойной панели [10], но учитывающая влияние ПТН СЗ на оценку допустимых отклонений критических усилий сдвига панели.
Реализация изложенных выше принципов в процессе проектирования СК космического назначения позволила значительно снизить их массу по сравнению с существующими аналогами.
Внедрение. Результаты комплекса оптимального проектирования и его фрагментов использованы при создании каркасов солнечных батарей и панелей негерметич-
ного корпуса космических аппаратов (КА) «Ямал-100», «Ямал-200» (Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королева); каркасов солнечных батарей КА «Оч», «Микроспутник», панелей негерметичного корпуса КА «Либщь» (Государственное конструкторское бюро «Южное» имени М. К. Янгеля); негерметичного корпуса КА «Казсат» (Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруниче-ва); силовой конструкции модулей полезной нагрузки семейства КА «Экспресс-АМ», силовой конструкции модуля полезной нагрузки и служебных систем перспективного КА (массой ~8 кН) (Научно-производственное объединение прикладной механики имени академика М. Ф. Решетнева).
Библиографический список
1. Субботин, В. А. Тенденции развития солнечных батарей в Украине / В. А. Субботин // Технология приборостроения. Специальный выпуск. Запорожье, 1997. С. 19-20.
2. Солнечные энергосистемы летательных аппаратов. Физическое и математическое моделирование / под ред. акад. НАН Украины С. Н. Конюхова. Харьков, 2000. 513с.
3. Сливинский, В. И. Технологические возможности формирования супертонких препрегов для несущих панелей солнечных батарей космического назначения /
B. И. Сливинский, Эрнандес Томайо Хорхе // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов : сб. науч. тр. Гос. аэрокосмич. ун-та «Харьк. авиац. ин-т». Харьков, 1999. Вып. 17. С. 68-77.
4. Гайдачук, А. В. Методика оптимального проектирования облегченных конструкций солнечных батарей /
A. В. Гайдачук [и др.] // Авиационно-космическая техника и технология : тр. Харьк. авиац. ин-та Харьков, 1995.
C. 212-217.
5. Сливинский, В. И. Проблемы создания суперлегких конструкций солнечных батарей космического назначения и концепция их оптимизации / В. И. Сливинский // Технологические системы. 2000 . № 2(4). С. 80.
6. Сливинский, В. И. Определение оптимального по массе угла раскрытия ячейки сотового заполнителя /
B. И. Сливинский // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов : темат. сб. науч. тр. Харьк. авиац. ин-та. Харьков, 1998. Вып. 11.
C. 59-62.
7. Сливинский, В. И. Конструктивно-технологические решения по созданию рациональных сотовых конструкций различного назначения / В. И. Сливинский // Машиностроение Украины. Новые технологии. Днепропетровск : Изд-во Днепропетр. гос. ун-та, 1993. С. 51-62.
Сравнительные характеристики способов нанесения полос клея ВК-25
Способ нанесения поХос кХея Толщина кХея, мкм Массовый нанос кХея 10 5, г/см2 Диапазон откХонений ширины поХосы от номинаХа, мм Скорость нанесения поХос кХея, м/мин
Глубокая печать 3-5 15-17 0,1 5-50
Высокая печать 8-18 140-230 0,5 0,5-1,0
Истечение печать 10-50 60-230 0,4 1,5-3,4
Трафаретная печать 10-17 150-200 0,4 6,0-30
8. Сливинский, В. И. Эффективность нанесения клея из расплава на торцы сотового заполнителя / В. И. Сливинский, Эрнандес Томайо Хорхе // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов : сб. науч. тр. Гос. аэрокосмич. ун-та «Харьк. авиац. ин-т». Харьков, 2000. Вып. 22(5). С. 146-150.
9. Гайдачук, В. Е. Методика проектирования трехслойных панелей с учетом профиля технологических несовершенств сотового заполнителя / В. Е. Гайдачук, А. Н. Ко-
лоскова // Вопросы проектирования и производства конструкций летательных аппаратов : сб. науч. тр. Гос. аэрокосмич. ун-та «Харьк. авиац. ин-т». Харьков, 2004. Вып. 38(3). С. 17-22.
10. Иерусалимский, К. М. Устойчивость трехслойных пластин и цилиндрических панелей из композиционных материалов при комбинированном нагружении / К. М. Иерусалимский, Е. Н. Синицын // Ученые записки ЦАГИ. 1973. №4. С. 65-72.
V. I. Slyvynskyy, G. V. Tkachenko, M. V. Slyvynskyy, V. E. Gajdachuk, A. V. Gajdachuk
NEW CONCEPT FOR WEIGHT OPTIMIZATION OF HONEYCOMB STRUCTURES USED IN SOLAR PANEL FRAMES AND UNPRESSURIZED PANELS OF SPACE VEHICLES
The paper sets forth general conceptual approach to weight optimization of honeycomb structures used in solar panel frames and unpressurized panels of space vehicles.
УЦК 629.783
М. В. Лукьяненко, В. С. Кудряшов
ЭНЕРГОВООРУЖЕННОСТЬ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ И БОРТОВЫЕ ИСТОЧНИКИ ЭЛЕКТРОЭНЕРГИИ
Проведен анализ современного состояния и перспектив развития систем электроснабжения космических аппаратов и бортовых источников электроэнергии.
За последние годы ведущими мировыми фирмами-разработчиками космических аппаратов (КА) сделан резкий скачок в повышении энерговооруженности космических платформ, что позволило при тех же самых ограничениях по массе спутников, накладываемых существующими носителями, непрерывно увеличивать мощность полезной нагрузки (табл. 1, 2).
Уровень разработок 1990-95 гг. раскрыт в табл. 1. Обобщенной характеристикой энерговооруженности КА является средний уровень мощности системы электроснабжения (СЭС) 3...5 кВт и отношение мощности к массе КА около 1...1,5 кВт/т. Источниками электроэнергии этих КА являются солнечные батареи на основе кремниевых фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) и никель-во-дородные аккумуляторные батареи.
Возможности второго поколения платформ начала XXI в. показаны в табл. 2. Так, на платформе Alcatel Spasebus-4000 (первый пуск состоялся в 2001г.) мощность СЭС увеличена до 20 кВт по сравнению с 6 кВт для платформы Spasebus-3000, на платформе HS-702 фирмы Hughes (первый пуск состоялся в 1999 г.) - 13,5 кВт по сравнению с 6...8 кВт для платформы Ж-601НР, аналогично для платформы А-2100АХХ фирмы Lockheed Martin 10 кВт вместо 3 кВт для платформы А-2100. Максимальная энерговооруженность и мощность СЭС реализованы на платформе 20.20 - 25 кВт.
Очевидно, что следующее поколение тяжелых платформ ведущих американских и европейских фирм будет
характеризоваться увеличением энерговооруженности как минимум в 2-3 раза при одновременном увеличении срока активного существования (САС) с 10-12 до 15-20 лет. Цостижение такого скачка оказалось возможным благодаря усилиям, предпринятым разработчиками всех компонентов бортовых СЭС и, прежде всего, источников электроэнергии - солнечных батарей (БС) и аккумуляторных батарей (АБ).
По мере развития бортовой энергетики время от времени предпринимаются попытки переосмысления приоритетов различных видов источников электроэнергии для космического применения. Так, в период бурного развития изотопных и ядерных энергоустановок шли оживленные дискуссии о преимуществе их перед БС или динамическими системами с тепловым преобразованием солнечной энергии.
Большой интерес представляют электродинамические тросовые системы, которые представляют собой систему космических объектов, соединенных между собой токопроводящим тросом. При пересечении силовых линий магнитного поля Земли токопроводящим тросом, развернутым с орбитальной станции вдоль местной вертикали, в нем наводится ЭЦС и при замыкании контура по тросу начинает течь ток.
Рассматривается возможность применения «супермаховиков» как накопителей энергии. Причем уровень технологии уже в 1980-х гг. прошлого века позволял получить ^уд = 1400 Вт • ч/кг, что на порядок выше, чем у лучших электрохимических аккумуляторов.
