CC BY
76
УДК 629.78.03: 621.472
Вестник СибГАУ Том 17, № 3. С. 738-747
СОЛНЕЧНЫЙ ТЕПЛОВОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ С РАЗЛИЧНЫМИ ТИПАМИ СИСТЕМЫ «КОНЦЕНТРАТОР-ПРИЕМНИК»
С. Л. Финогенов1 , А. И. Коломенцев1, В. П. Назаров2
1 Московский авиационный институт (Национальный исследовательский университет) Российская Федерация, 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, 4 2Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31
E-mail: sfmai2015@mail.ru
Рассматривается солнечный тепловой ракетный двигатель (СТРкД) с высокотемпературной системой «концентратор-приемник» (КП) в качестве источника мощности. Обыкновенно рассматриваемый СТРкД с простым (одноступенчатым) равнотемпературным светоприемником-теплообменником, выполненным в виде абсолютно черного тела, требует высокой точности отражающей поверхности солнечного зеркального концентратора и обеспечения высокоточного продолжительного слежения за Солнцем на активных участках многовитковой траектории выведения. Снижение этих требований возможно при использовании системы КП с организацией неоднородного (ступенчатого) нагрева водорода в приемнике сфокусированного солнечного излучения, температура поверхности которого соответствует эпюре экспоненциального распределения плотности лучистого потока в фокальном световом пятне. Энергетическая эффективность такой системы выше по сравнению с равнотемпературной. Рассматриваются одноступенчатая, двухступенчатая и предель-но-неравнотемпературная (многоступенчатая) системы КП. Приведены результаты моделирования СТРкД с рассмотренными системами КП в составе разгонного блока при выполнении задачи некомпланарного выведения полезного груза с низкой стартовой орбиты на геостационарную. Показано, что энергомассовая эффективность использования СТРкД в составе космического аппарата - разгонного блока - может более чем вдвое превышать возможности современных жидкостных средств выведения. Проведено сравнение баллистической эффективности использования СТРкД с различными системами КП как средства межорбитальной транспортировки. Показано, что эффективность солнечного разгонного блока растет с увеличением степени неоднородности нагрева водорода в системе КП и может быть на 30 % и более увеличена по сравнению с обыкновенно рассматриваемыми СТРкД. Выделены определяющие параметры системы КП - параметр точности концентратора и температура нагрева водорода в приемнике, проведена их совместная оптимизация по критерию максимума массы полезной нагрузки для рассматриваемых типов системы КП. Приведены рекомендации по выбору целесообразных значений выделенных параметров с учетом технологических ограничений. Определены габаритные показатели концентратора для равнотемпературного и ступенчатых приемников. Рассмотрены условия ориентации различных систем КП на Солнце. Показано, что требования к системе динамического слежения за Солнцем вполне могут быть обеспечены современными техническими средствами, особенно в случае неоднородного нагрева водорода в системе КП.
Ключевые слова: солнечный тепловой ракетный двигатель, солнечный высокотемпературный источник тепла, система «концентратор-приемник», неоднородный нагрев, ступени нагрева, неравнотемпературный светоприемник-теплообменник, баллистическая эффективность.
Sibirskii Gosudarstvennyi Aerokosmicheskii Universitet imeni Akademika M. F. Reshetneva. Vestnik Vol. 17, No. 3, P. 738-747
SOLAR THERMAL PROPULSION WITH DIFFERENT TYPES OF CONCENTRATOR-ABSORBER SYSTEM
S. L. Finogenov1 , A. I. Kolomentsev1, V. P. Nazarov2
:Moscow Aviation Institute (National Research University) 4, Volokolamskoe shosse, GSP-3, А-80, Moscow, 125993, Russian Federation 2Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarskiy Rabochiy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: sfmai2015@mail.ru
Solar thermal propulsion (STP) with high-temperature concentrator-absorber system (CAS), as a power source, is observed. Ordinary observed STP with simple single-stage isothermal absorber-heat exchanger, executed as an absolute black body, requires high accuracy of reflecting surface of solar mirror-image concentrator and high-precision tracking conditions to the Sun on active legs of multi-burn injection trajectory. Reduction of these requirements is possible at use of CAS with organization of non-uniform heating of hydrogen in absorber which temperature corresponds to exponential law of distribution of radiant flux density in focal sunlight spot. Energetic efficiency of such CAS is higher in comparison with the isothermal one. Single-stage, double-stage and extreme-not isothermal (multi-stage) CAS are considered. Results of simulation of STP with the considered CAS for upper stage application in mission of non-coplanar payload transfer from LEO to GEO are shown. It is shown that ballistic efficiency of solar upper stage with the considered STP can more than twice exceeds capabilities of modern liquid-propellant upper stages. Comparison of ballistic efficiency of STP use with different CAS as means of inter-orbital transportation is carried out. It is shown that the efficiency rises with increase of ratio of non-uniformity of hydrogen heating in sunlight absorber-heat exchanger and can be 30 % higher as compared to ordinary STP use. Such relevant CAS parameters as accuracy parameter of mirror-image concentrator and hydrogen heating temperature in the absorber-heat exchanger are considered. Optimal relevant parameters for criterion of maximum of payload mass for the considered CAS types are determined, and recommendations for their choice with technological restrictions are suggested. Dimensional parameters of concentrators for the cases of isothermal and staged absorbers are shown. Conditions of orientation to the Sun for the different CAS are observed. It is shown that requirements to the Sun tracking system in dynamic orientation mode can be quite provided by modern hardware components, especially in the case of non-uniform heating of hydrogen.
Keywords: solar thermal propulsion, solar high-temperature heat source, concentrator-absorber system, nonuniform heating, stages of heating, not isothermal sunlight absorber-heat exchanger, ballistic efficiency.
Введение. Одним из возможных путей повышения экономичности космических ракетных двигателей является использование энергии солнечного излучения для увеличения теплосодержания топлива. Практическое использование радиации Солнца в ракетных двигателях станет одним из важных направлений использования внешних ресурсов для повышения эффективности космического полета [1].
Солнечная энергия может быть достаточно просто использована в тепловом ракетном двигателе с прямым нагревом рабочего тела - водорода в солнечном высокотемпературном источнике тепла, в частности, в системе «зеркальный концентратор - приемник (КП) солнечного излучения», что объясняется его относительно простой схемой: число подсистем такого солнечного теплового ракетного двигателя (СТРкД) меньше по сравнению с ЖРД [2]. Экономичность СТРкД может быть существенно выше по сравнению с химическими ракетными двигателями, что позволяет резко повысить энергомассовую эффективность космического полета [3; 4]. В случае, когда СТРкД входит в состав солнечной энергодвигательной установки (СЭДУ) как подсистемы транспортно-энергети-ческого модуля, предназначенного для работы как в двигательном режиме, так и в режиме обеспечения бортовой аппаратуры электричеством на орбите назначения, доля полезной нагрузки (ПН) дополнительно увеличивается [5].
Создание солнечного теплового ракетного двигателя с прямым нагревом водорода зависит от решения ряда научно-технических проблем, главными из которых являются создание эффективного солнечного высокотемпературного источника тепла, обеспечение достаточно точной и продолжительной ориентации системы «концентратор-приемник» на Солнце, сохранение свойств конструкционных материалов при многоцикловом термическом нагружении камеры нагрева, в том числе в среде высокотемпературного
водорода. Технические сложности представляют задачи длительного хранения криогенных компонентов при продолжительных многовитковых межорбитальных маневрах с СТРкД как двигателем ограниченной тяги. При этом необходимо учитывать циклическое воздействие радиации на подсистемы и элементы ДУ и космического аппарата при многократном пересечении радиационных поясов Земли. Эти и другие проблемы необходимо рассматривать с учетом задач полета, факторов внешней среды и высокого уровня интеграции СТРкД с космическим аппаратом (КА), а подходы к их решению должны базироваться на системных методах исследований [4].
В настоящее время активно разрабатываются энергосиловые системы с солнечным высокотемпературным источником мощности для энергоемких маневров космических аппаратов и длительного электроснабжения бортовой аппаратуры на орбите назначения. Так, в России ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» совместно с НПО «Энергомаш» имени академика В. П. Глушко разработана СЭДУ на основе многорежимного солнечного ракетного двигателя РД-163 с фотоэлектрическим источником мощности для перспективного разгонного блока ракетного комплекса «Ямал» (разработчик РКК «Энергия» имени академика С. П. Королева) [5; 6]. В США (NASA Marshall Space Flight Center, NASA Glenn Research Center, USAF Philips Laboratory, Boeing, SRS Technologies и др.), Европейском Союзе (ESA) и Японии (National Aerospace Laboratory) проводятся теоретические и экспериментальные исследования по отработке системы «концентратор-приемник» как высокотемпературного источника мощности солнечного теплового ракетного двигателя [7-11].
Одной из основных проблем в создании СТРкД является разработка системы КП как наиболее сложной и критичной подсистемы двигателя, обеспечивающей его требуемые энергетические и эксплуатационные
характеристики. В ряде работ [3; 5] отмечается, что допустимое отклонение формы отражающей поверхности концентратора СТРкД от формы идеального параболоида должно составлять 10-30 угл. мин. Условия ориентации системы КП на Солнце при этом являются достаточно жесткими: ошибки в точности длительного слежения за солнечным диском не должны превышать 20-60 угл. мин в зависимости от типа светоприемника-теплообменника, задачи и режима полета. Поэтому актуальным является разработка системы КП, позволяющей эффективное высокотемпературное преобразование солнечной энергии в энтальпию рабочего тела при относительно невысокой точности зеркала и концентрации солнечного излучения. Требования к точности системы КП и ее ориентации на Солнце в этом случае могут быть значительно снижены.
Возможности повышения энергетической эффективности системы КП. В литературе применительно к высокотемпературным солнечным энергодвигательным установкам обыкновенно рассматриваются системы КП с использованием полостных или объемных приемников концентрированного солнечного излучения, в которых сильно сфокусированный поток солнечной радиации нагревает стенку полости или пористую насадку до высоких температур; в ряде схем для повышения рабочей температуры предлагается прямой нагрев рабочего тела, например, запыленного газа с расходуемыми частицами [7-13]. Эти светоприемники можно отнести к равнотемператур-ному типу; их оптические характеристики могут быть представлены в пределе моделью абсолютно черного тела, входное отверстие которого равномерно излучает в длинноволновой части спектра в соответствии с максимальной температурой нагрева. Потери на обратное собственное излучение существенно ограничивают эффективность высокотемпературного нагрева.
В работах [2-4; 14] рассмотрен светоприемник-теплообменник с организацией неоднородного нагрева рабочего тела в лучепоглощающем элементе (неравнотемпературный приемник), при котором нарастание температуры относительно радиуса луче-воспринимающей поверхности соответствует экспо-
ненциальному закону распределения поверхностной плотности лучистого потока в фокальном световом пятне. Распределение поверхностной плотности сфокусированного лучистого потока (энергетической освещенности) 1(г, Ла) по радиусу приемника г в зависимости от параметра точности солнечного концентратора Ла как меры угловых ошибок отклонения реальной поверхности параболоида от идеальной [2; 14] показано на рис. 1. Рабочее тело нагревается до требуемой температуры при прохождении от периферии к наиболее нагретой центральной части (ступени) такого приемника. Поверхность излучает тепло в соответствии с распределением температуры, поэтому эффективность такого неравнотемпературного приемника выше из-за снижения потерь на обратное собственное излучение экстремально нагретых поверхностей по сравнению с приемником простейшего равнотемпературного типа, у которого температура поверхности постоянна и в каждой точке соответствует конечной температуре нагрева рабочего тела.
Использование неравнотемпературного приемника с энергетически выгодной схемой организации нагрева рабочего тела целесообразно для высоких температур, реализуемых системой КП. Такой способ нагрева водорода может быть характерен для СТРкД с достаточно большим неидеальным концентратором (особенно интересен приемник неравнотемпературного типа для больших неточных пленочных зеркал) при низкой температуре поступающего в приемник-теплообменник водорода. При этом размеры и форма фокального светового пятна определяют конструктивную реализацию системы КП. Идеальной моделью предельно-неравнотемпературного приемника может считаться приемник с бесконечно большим числом ступеней нагрева, когда считается, что перетекание тепла от центра к периферии лучепоглощающей поверхности отсутствует. В работах [2; 14] приведены результаты экспериментального исследования приемника плоскообъемного типа, который может служить прототипом приемника с неоднородным нагревом рабочего тела; показаны его энергетические характеристики.
Рис. 1. Распределение поверхностной плотности лучистого потока в фокальном световом пятне
Достаточно просто реализуема схема приемника с двумя ступенями нагрева, каждая из которых может рассматриваться как равнотемпературная [2; 15]. Такой приемник содержит высокотемпературную ступень, расположенную в центральной части фокального пятна, и низкотемпературную кольцевую ступень с наружным диаметром, равным диаметру фокального пятна. Рациональное соотношение размеров ступеней и их оптико-энергетические характеристики определяются из баланса энергии для каждой ступени.
Зависимости КПД равнотемпературной (одноступенчатой) и предельно-неравнотемпературной (многоступенчатой) систем КП от ее определяющих параметров - параметра точности концентратора Да и температуры нагрева приемника То - показаны на рис. 2, 3. В обоих случаях эти зависимости не содержат экстремальных точек, а выбор рабочих величин Да и То и определение целесообразного значения КПД системы КП возможно только при переходе на более высокий иерархический уровень проектирования СТРкД как подсистемы КА при рассмотрении конкретной задачи полета [4].
1
0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 0,4 0,3 0,2 0,1 0
-0-Т=1600К —Т-2000К
о-о.
■+ч
■ \ \
V \
+ , Г1.
0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 1,6 1,8 2 Параметр точности концентратора, град.
Рис. 2. Зависимость КПД равнотемпературного приемника от параметра точности концентратора и температуры нагрева приемника
1
0,9 0,8 0,7 0,6 0,5 0,4 0,3 0,2 0,1 0
, 1 -О -9
I-—__ ■+■—
-О-Т-1600К —Т-2000К —1— Т-2600К
■
0,2 0,4 0,6 0,8 1 1,2 1,4 1,6 1,8 2 Параметр точности концентратора, град.
Рис. 3. Зависимость КПД приемника предельно-неравнотемпературного типа от параметра точности концентратора и температуры нагрева приемника
Повышенный КПД неравнотемпературного приемника обеспечивает нагрев до высоких температур
даже в случае не очень точного концентратора. Это особенно актуально для разрабатываемых легких пленочных (мембранных) зеркал, например надувного типа с отверждением поверхности, поскольку при работе СТРкД в космосе точность зеркала может ухудшаться вследствие естественных внешних причин, таких как циклический нагрев Солнцем, влияние вакуума и космической коротковолновой радиации на материал зеркала и т. д. (происходит «размытие» светового пятна [2; 14]). Пологий характер приведенных зависимостей в случае неравнотемпературного приемника позволяет в значительной степени нивелировать эти явления и повысить надежность длительного функционирования солнечной энергодвигательной установки, например, в режиме энергообеспечения КА на орбите назначения либо при использовании в составе многоразового транспортного аппарата - космического буксира.
Полетная эффективность СТРкД с различными типами системы КП. Будем оценивать полетную эффективность СТРкД с различными типами системы КП в задаче некомпланарного межорбитального перелета с низкой орбиты Земли на геостационарную орбиту (ГСО). В качестве средства выведения на низкую (стартовую) орбиту рассматривается ракета-носитель серии «Союз-2» при старте с космодрома Байконур. Разгонный блок с СТРкД осуществляет выведение полезного груза со стартовой орбиты на ГСО, используя энергетически выгодные многовитковые переходные траектории путем периодических включений в апсидальных областях с увеличением продолжительности активных участков по мере формирования орбиты [4-7]. Время выведения выбирается как целесообразное, равное 60 суткам; при его увеличении прирост полезной массы незначителен, а при уменьшении происходит заметное снижение массы полезного груза и существенный рост габаритов солнечного концентратора [4; 16].
Для оценки сравнительной энергомассовой эффективности использования СТРкД анализируются три типа системы КП:
а) с одноступенчатым приемником в виде абсолютно черного тела;
б) приемником с двумя ступенями нагрева;
в) предельно-неравнотемпературным (многоступенчатым) приемником.
Рассматривается использование надувного концентратора пленочной конструкции с возможным отверждением рабочей поверхности после его формирования на стартовой орбите [9; 12].
При анализе системы КП в составе СТРкД требуется ее декомпозиция с выделением основных элементов, когда отдельно рассматривается приемник и концентратор, с выбором их определяющих параметров, подлежащих оптимизации для удовлетворения требованиям наилучшего значения критерия эффективности выполнения полетной задачи при последующей системной интеграции СТРкД в состав КА. Будем рассматривать в качестве определяющих параметров системы КП точность концентратора Да и температуру нагрева приемника То [4; 16]. Их совместная оптимизация при выборе в качестве критерия эффективности полета массы полезной нагрузки (ПН)
и ограничении на время выведения производится методом покоординатного спуска (методом Гаусса-Зейделя), относящегося к регулярным методам оптимизации [4; 17]. Задача состоит в поиске глобального максимума массы ПН в координатах (Да; То). Математическая модель должна опираться на данные экспериментальных и расчетных исследований и результаты изучения характеристик узлов и агрегатов прототипов. В случае СТРкД, пока не имеющего реальных полетных аналогов, следует придерживаться данных экспериментальных исследований его отдельных элементов [2; 7; 18], в основном касающихся высокотемпературной системы КП, в сочетании с теоретическими исследованиями рабочего процесса и взаимной увязки ее подсистем. Результаты математического моделирования показывают рациональные направления изменения вектора проектных параметров СТРкД на последующих этапах разработки двигателя.
Моделирование полетной задачи, результаты которого представлены на рис. 4, как зависимости массы ПН от температуры нагрева водорода в разных типах системы КП (здесь обозначения РП, ДП, НП соответствуют равнотемпературному, двухступенчатому и предельно-неравнотемпературному приемнику) при оптимальных значениях параметра точности Да, уменьшающихся с ростом То (т. е. уменьшающихся угловых ошибок отклонения формы реального параболоида от идеального), показывает, что СТРкД с неоднородным нагревом водорода при высоких температурах обеспечивает заметный выигрыш в массе полезного груза по сравнению как с перспективными ЖРД, так и с простым СТРкД, оснащенным равно-температурным приемником. В используемой математической модели масса ПН определяется с точностью, достаточной для принятия решения по выбору рациональных альтернатив и их последующей детальной проработки [4; 17]. На более поздних этапах проектирования эти показатели будут скорректированы, в том числе с учетом экспериментальной отработки элементов системы КП и тяговой камеры (в частности, определения точных значений потерь удельного импульса из-за неравновесности истечения из сопла) и оптимизации закона увеличения вектора полного импульса тяги на каждом витке с учетом динамики изменения угла наклонения орбиты при полярном управлении движением [17].
Экстремальный характер графиков на рис. 4 объясняется снижением удельного импульса и ростом массы рабочего тела и водородного бака при уменьшении температуры; нагрев выше оптимальных температур сопровождается ростом требуемой точности зеркала и его удельной и полной массы.
Оптимальные температуры приемника-теплообменника заметно возрастают с увеличением степени неоднородности нагрева, что сопровождается более высоким удельным импульсом СТРкД со ступенчатой системой КП и, как следствие, меньшей массой рабочего тела и крупногабаритного водородного топливного бака. Масса выводимой ПН при этом более чем вдвое превосходит полезную массу в случае жидкостной верхней ступени. Это означает, что РН среднего класса типа «Союз-2» с солнечной верхней ступенью
по энергомассовой эффективности становится близкой к тяжелому носителю серии «Протон» с разгонным блоком ДМ (масса ПН на ГСО - 2600 кг). Стоимость выведения полезного груза при этом существенно (на 25-50 %) снижается.
Масса ПН на ГСО в случае равнотемпературной системы КП может соответствовать использованию многофункциональной космической платформы легкого класса «Экспресс-1000Н», а для ступенчатых систем - платформы среднего класса типа «Экспресс-10008Н», разработанных АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Ре-шетнева» (ИСС) для геостационарных спутников связи. Можно отметить, что при использовании РН типа «Союз-2» при запуске, например, с космодрома Куру масса ПН для солнечного разгонного блока с нерав-нотемпературной системой КП может перейти в другую весовую категорию, для которой в АО «ИСС» разработана универсальная космическая платформа тяжелого класса «Экспресс-2000» с увеличенной мощностью энергопотребления (свыше 12 кВт). При этом целесообразно рассмотрение схемы выведения ПН с помощью солнечного разгонного блока на геопереходную орбиту и последующего (после сброса блока топливных баков или отделения всего разгонного блока) довыведения на ГСО при помощи собственных электрореактивных двигателей (стационарных плазменных двигателей типа СПД-100В) в штатной комплектации платформы. Развитием этой схемы может быть использование апогейной электроракетной двигательной установки на базе мощных ЭРД, например, типа Д-90 или СПД-140Д, применительно к перспективной платформе «Экспресс-4000» разработки ИСС [19]. Баллистическая эффективность выведения заметно повышается по сравнению с комбинированной схемой ЖРД+ЭРД за счет более высокого среднего по траектории удельного импульса. Продолжительность полета при этом увеличивается более чем на 30-60 суток.
Следует учитывать возможные ограничения по габаритам солнечного разгонного блока, который должен размещаться с ПН (многофункциональной космической платформой) под штатным головным обтекателем РН (например, при использовании на РН «Союз-2» головного обтекателя типа 14С737 технологический объем космической головной части составляет около 110 м3, для головного обтекателя типа СТ, устанавливаемого на РН «Союз-2» и адаптированного с РН «Ариан-5» для запусков с космодрома Куру, -около 150 м3). Заправленный объем водорода, требуемый для выполнения полетной задачи и определяющий объем топливного бака, составляет около 60 м3 в случае СТРкД с равнотемпературной системой КП и может быть на 10-15 % уменьшен за счет высоких значений удельного импульса, реализуемых в ступенчатых системах КП. В зависимости от типа системы КП для удовлетворения требуемым габаритным ограничениям в ряде случаев может потребоваться корректировка начальной массы верхней ступени и выводимого на высокие орбиты полезного груза. В целях обеспечения габаритных условий возможно использование СТРкД с дожиганием нагретого в системе КП
водорода при некотором возможном снижении энергомассовой эффективности солнечной верхней ступени [2; 4; 5; 16], что позволяет существенно уменьшить размеры топливного отсека. Указанные обстоятельства следует учитывать при выборе типа системы КП и подготовке технического предложения на разработку солнечного разгонного блока для конкретной полетной задачи.
Учитывая достаточно пологий характер приведенных зависимостей слева от максимума и высокую баллистическую эффективность СТРкД со ступенчатыми системами КП, можно рекомендовать выбор рабочей температуры приемника как отличной от оптимальной в сторону ее уменьшения в соответствии с конструктивными, технологическими и материало-ведческими ограничениями, что еще не приведет к заметному снижению полезной массы, доставляемой на высокоэнергетические орбиты. Результаты моделирования полетной задачи показывают, что в случае предельно-неравнотемпературной системы КП при выборе заведомо меньшей массы ПН (например, при ее снижении с 2600 до 2300 кг, когда выигрыш по сравнению с ЖРД остается еще достаточно большим - более чем в 2,2 раза) допустимо снижение температуры приемника с оптимальных (теоретически возможных) значений 3800-3900 К до уровня 28003000 К, что упрощает технологию его изготовления и расширяет номенклатуру конструкционных материалов. Возможность достижения таких температур при организации неоднородного нагрева в приемнике экспериментально подтверждена в работах [2; 3; 14]. При этом уменьшается требуемая точность зеркала: параметр Да возрастает с 0,8°-0,9° до 2°. Это приводит к снижению требований к точности слежения системы КП за Солнцем на активных участках полета.
На рис. 5 представлены зависимости выводимой массы от параметра точности солнечного концентратора при оптимальных значениях температуры нагрева водорода в рассматриваемых системах КП. Равно-температурной системе КП соответствует относительно небольшой диапазон целесообразных значений параметра точности Да = 0,4°-0,55°, при котором удельная масса концентратора не превышает 1-1,5 кг/м2. Уменьшение параметра Да сопровождается ростом удельной массы зеркала, а увеличение - существенно нелинейным ростом габаритов концентратора и полной массы двигателя. Повышение степени неоднородности нагрева водорода в ступенчатых системах КП значительно расширяет интервал рациональных величин параметра Да и возможность выбора требуемой точности зеркала с учетом технологических ограничений при сохранении высокой энергомассовой эффективности КА с СТРкД. Так, в случае предельно-неравнотемпературного нагрева целесообразно выбрать относительно невысокую точность концентратора до Да = 1° и более, без заметного снижения эффективности полета при одновременном, однако, увеличении габаритов солнечного концентратора. При этом требования к точности слежения за Солнцем (являющиеся одними из определяющих при выборе параметров системы КП) могут быть заметно упрощены.
Здесь следует отметить, что известные предложения относительно снижения требований к точности системы КП путем использования вторичных докон-центраторов (в частности, фоконов и линзовых концентрирующих систем), располагаемых в фокусе первичного относительно неточного легкого зеркала [2; 9; 12], достаточно сложно реализуемы на практике вследствие необходимости их интенсивного охлаждения и предотвращения изменения прецизионных оптико-геометрических свойств при работе в условиях освещенности сильно сконцентрированным световым потоком. Распределение плотности лучистого потока при этом существенно отличается от случая однокон-центраторных систем КП, поскольку ошибки поверхностей и их взаимная дезориентация суммируются и искажают эпюру распределения, «размывая» ее. Поэтому здесь с достаточным основанием можно предположить, что, как и в случае неохлаждаемых высокотемпературных линзовых доконцентраторов [18], нагретая полость приемника излучает как абсолютно черное тело, равномерно по всему диаметру апертуры в диапазоне длин волн, соответствующих максимальной температуре нагрева, что неизбежно снижает КПД системы КП.
---РП
-ДП
•НП
ЖРД
2600
2400
О 2200
на 2000
Н 1800
П а 1600
о а 1400
2 1200
1000
:
:
:
:
: А
N
\ С. Ж . а с. ж\> ; . X ■ > С. Ж .) ( . X \>
1600 2000 2400 2800 3200 3600 4000 Температура нагрева водорода, К
Рис. 4. Зависимость массы полезного груза на ГСО от температуры нагрева водорода для разных типов системы КП
---РП
-ДП
-НП
ЖРД
О о
X
П
га
2800 2600 2400 2200 2000 1800 1600 1400 1200
'-1
1
- \
х-" \
V \
/ * ,а , > ( , > ( , ) *,) *,а ,а , *
0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 1,1 1,2 Параметр точности концентратора, град.
Рис. 5. Зависимость массы ПН на ГСО от параметра точности концентратора при оптимальных температурах нагрева водорода в разных типах системы КП
Размеры солнечного концентратора применительно к различным типам системы КП в зависимости от величин рабочих температур представлены на рис. 6 в виде условного диаметра зеркала, характеризующего требуемую площадь захвата солнечной энергии, который может быть пересчитан для любой геометрии выбранной конструктивной схемы системы КП (например, внеосевого типа [8; 10]) с поправкой на коэффициент концентрации. Вследствие более высокого КПД ступенчатых приемников эти зависимости являются более пологими по сравнению с равно-температурной системой КП. Однако учитывая оптимальные с позиций максимума массы ПН рабочие температуры, концентраторы для ступенчатых приемников должны быть более габаритными: различие достигает 15-20 % в зависимости от типа приемника. Здесь при назначении температуры нагрева водорода в системе КП следует руководствоваться в том числе возможностью уменьшения размеров зеркала, например, сознательно выбирая меньшие рабочие температуры приемника как целесообразные, при которых энергомассовая эффективность разгонного блока с таким двигателем остается еще достаточно высокой.
Габаритные показатели рассматриваемых систем КП в зависимости от параметра Да при оптимальных температурах нагрева водорода в приемнике, позволяющие осуществить выбор точности зеркала, представлены на рис. 7. Характер приведенных зависимо -стей показывает существенно нелинейный рост размеров концентратора при увеличении величин Да за пределами их оптимального диапазона. Это особенно сильно выражено в случае равнотемпературной системы КП. Повышение уровня неравнотемператур-ности сопровождается более пологим характером зависимости размеров концентратора от его точности. Результаты экспериментальной отработки крупногабаритных надувных тонкопленочных зеркал псевдо-параболоидной формы с требуемыми уровнями концентрации солнечного излучения (разработки фирмы SRS Technologies по заказам NASA Glenn Research Center и Air Force Research Laboratory, США) известны и приведены, например, в [20].
На рис. 8 применительно к рассматриваемой задаче представлены оптимальные значения параметра точности зеркала в зависимости от температуры нагрева водорода в системе КП для различных типов приемника. Приведенные результаты показывают, что ступенчатые приемники позволяют использовать сравнительно неточные отражатели с меньшей степенью концентрации. Требования к точности зеркала снижаются с увеличением количества ступеней нагрева водорода. При выбранной точности Да = 0,8°-0,9° уровни концентрации солнечной энергии составляют 1000-1300 (максимальная плотность лучистого потока в фокальном световом пятне с учетом потерь -1,2-1,5 МВт/м2; тепловая мощность приемника, которую можно полезно использовать на орбите назначения - 120-200 кВт в зависимости от типа системы КП) и могут быть достигнуты при использовании надувных зеркал, отформованных в виде сегмента неточного параболоида или, в ряде случаев иных поверхностей вращения как более простых для форми-
рования на орбите. Это необходимо учитывать при выборе схемы приемника (радиального или осевого типа) и разработке его конструкции [2].
---РП —ДП —о—НП |
£ 32 о ¡5 30 п. £ 28 £ 1 26 § 24 Si S 22 | 20 18 " 20
/
00 2400 2800 3200 3600 4000 Температура нагрева водорода, К
Рис. 6. Зависимость диаметра концентратора от температуры нагрева водорода для разных типов приемника солнечного излучения при оптимальных значениях параметра точности
---РП
-ДП
■НП
го а. о н го а.
ф
.
н
Ф S ГО S
30 28 26 24 22 20 18
16
у —
/
/
/
0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 Параметр точности концентратора, град.
Рис. 7. Зависимость диаметра концентратора от параметра точности для разных типов системы КП при оптимальных температурах нагрева
Допустимые углы отклонения системы КП от прицельного направления на Солнце в случае неоднородного нагрева оказываются большими по сравнению со случаем обыкновенного равнотемпературного приемника. На рис. 9 представлены значения допустимых углов разориентации оптической оси концентратора при динамическом режиме слежения за Солнцем для оптимальной точности рассматриваемых систем КП (считается, что технологические и эксплуатационные дефокусировки приемника [12] отсутствуют).
Динамический режим важен для упрощения наведения на Солнце и отслеживания положения фокального светового пятна на поверхности приемника на активных участках траектории. В работах [21; 22] экспериментально подтверждена корректность используемых расчетных методик определения эффективности улавливания светового пятна в фокусе параболоида при динамическом режиме слежения. Результаты вычислений показывают, что условия ориентации
на Солнце представляются технически вполне выполнимыми при использовании современных солнечных датчиков и электромеханических исполнительных устройств - сервоприводов [12]. Требования к точности слежения в случае оптимальных сочетаний определяющих параметров системы КП составляют 1°-1,5°. При целенаправленном выборе заведомо неоптимальных параметров, допускающих снижение выводимой массы ПН не более чем на 5-10 %, допустимая разориентация в динамическом режиме (например, при использовании приемника с «автопод-слеживанием» фокального светового пятна [2; 21]) увеличивается и в случае предельно-неравнотемпера-турной системы КП может достигать 2°-2,5°. Смещение максимума плотности светового потока в фокусе при разориентации будет еще меньше у короткофокусных зеркал с большими углами раскрытия (6тах > > 60°). Отметим, что большим углам раскрытия соответствуют меньшие «критические» значения параметра точности, при превышении которых целесообразно использование неравнотемпературного приемника.
Оптимальный параметр точности, град. о о о м0 01 2 01 3 0 ---РП —*—ДП —о—НП -
• -—
00 2250 2500 2750 3000 3250 3500 3750 4000 Температура нагрева водорода, К
Рис. 8. Зависимость оптимального параметра точности концентратора от температуры нагрева водорода для различных типов приемника
Рис. 9. Зависимость допустимого угла разориентации системы КП от температуры нагрева водорода при динамическом режиме слежения
Представленные результаты показывают целесообразность использования ступенчатых систем КП с неоднородным нагревом водорода как с позиций энергомассовой эффективности использования СТРкД,
так и с позиций его эксплуатационных качеств, главным образом, условий ориентации на Солнце и слабой чувствительности к изменению оптических характеристик зеркала в космосе за время его функционирования. Разработка высокотемпературных ступенчатых приемников является достаточно сложной технической, технологической и материаловедческой задачей, однако ее решение позволит существенно повысить эффективность межорбитальной транспортировки.
Заключение. Повышение баллистической эффективности использования СТРкД как средства межорбитальной транспортировки требует создания эффективного солнечного высокотемпературного источника мощности, в частности, системы КП с энергетически выгодным неоднородным нагревом рабочего тела (с двумя и более ступенями нагрева). Солнечная верхняя ступень с такой системой может более чем вдвое превосходить по выводимой массе ПН современные жидкостные разгонные блоки; энергомассовая эффективность ее использования может быть существенно (на 30 % и более) повышена по сравнению с СТРкД, оснащенным традиционно рассматриваемой равнотемпературной системой КП. В рассмотренной задаче РН среднего класса «Союз-2» с солнечной верхней ступенью, включающей предельно-неравно-температурную систему КП, приближается по грузоподъемности к тяжелому носителю серии «Протон» с разгонным блоком ДМ. Стоимость пуска при этом существенно снижается.
Определяющие параметры системы КП, такие как параметр точности концентратора и температура нагрева водорода в приемнике, требуют совместной оптимизации применительно к полетной задаче. Выбор их целесообразных сочетаний должен производиться с учетом массовой эффективности солнечной верхней ступени для конкретного времени полета. Противоречивые требования к тепловым, массовым и оптико-геометрическим показателям системы КП требуют их взаимной увязки на этапе проектирования двигателя для выполнения конкретной задачи. В ряде задач целесообразен выбор определяющих параметров вне их оптимального диапазона значений, предполагающий некоторое допустимое снижение массы ПН для упрощения системы КП и условий ее ориентации на Солнце. Здесь требуется решение комплекса конструктивных, технологических и материаловедческих задач, направленных на создание высокоэффективных систем КП.
При выборе системы КП необходимо учитывать технологические ограничения по габаритам солнечной верхней ступени, размещаемой под штатным головным обтекателем РН. Заправленный объем водорода, требуемый для выполнения полетной задачи, может быть заметно (на 10-15 %) снижен за счет более высокого удельного импульса, реализуемого в ступенчатых системах КП, по сравнению со случаем равнотемпературного приемника. В зависимости от типа системы КП для удовлетворения требуемым габаритным ограничениям по условиям эксплуатации в ряде случаев может потребоваться корректировка начальной массы верхней ступени. В целях обеспечения требуемых габаритных размеров космической
головной части возможно использование СТРкД с дожиганием нагретого водорода, что существенно снижает общий объем солнечной верхней ступени и размерность системы КП рассматриваемых типов.
Требования к точности зеркального солнечного концентратора в случае СТРкД с неоднородным нагревом водорода в системе КП значительно снижаются и позволяют использование надувных пленочных концентраторов приближенно-параболоидной формы (в ряде случаев возможно использование иных поверхностей вращения, более простых для формирования на орбите) с относительно невысокой точностью отражающей поверхности.
Условия ориентации СТРкД и длительного точного слежения за Солнцем на активных участках траектории в случае приемника с неоднородным нагревом значительно упрощаются по сравнению с другими типами систем КП и вполне могут быть обеспечены современными техническими средствами.
Библиографические ссылки
1. Бурдаков В. П., Данилов Ю. И. Внешние ресурсы и космонавтика. М. : Атомиздат, 1976. 552 с.
2. Кудрин О. И. Солнечные высокотемпературные космические энергодвигательные установки. М. : Машиностроение, 1987. 247 с.
3. Кудрин О. И., Данилов Ю. И. Использование массы и энергии пространства как средство повышения экономичности космического полета // Тр. Пятых чтений, посвященных разработке научного наследия и развитию идей Ф. А. Цандера. Секция «Исследование научного творчества Ф. А. Цандера». М. ; Рига, 1979. С. 153-171.
4. Финогенов С. Л., Кудрин О. И. Принципы системности в проектировании солнечного теплового ракетного двигателя // Системный анализ в технике : тематический сб. науч. тр. М. : Вузовская книга, 2005. Вып. 8. С. 36-80.
5. Солнечная энергодвигательная установка с элек-тронагревным тепловым аккумулятором и дожиганием рабочего тела / В. Н. Акимов [и др.] // Полет. 1999. № 2. С. 20-28.
6. Коротеев А. С. Концепция солнечной энергодвигательной установки с электронагревным тепловым аккумулятором и дожиганием рабочего тела // Вестник МАИ. 2000. Т. 7, № 1. С. 60-67.
7. Curtis L. A., Toelle R. G. Solar Thermal Propulsion Shooting Star Experiment // Space Technology & Applications International Forum (STAIF-98). (Albuquerque, NM, Jan. 25-29). 1998.
8. Frye P. E., Kennedy F. G. Reusable Orbital Transfer Vehicles (ROTV) Applications of an Integrated Solar Upper Stage (ISUS) // AIAA Paper. 1997. № 972981.
9. Hawk C. W., Adams A. M. Conceptual Design of a Solar Thermal Upper Stage (STUS) Flight Experiment // AIAA Paper. 1995. № 95-2842.
10. Fiot D., Estublier D. Solar Thermal Propulsion // 6th International Symposium on Propulsion for Space Transportation: Propulsion for Space Transportation of
the XXIst Century. Paper № S36.1 (May 14-16). Versailles, France, 2002.
11. Solar Thermal Thruster Made of Single Crystal Molybdenum / M. Shimizu [et al.] // Acta Astronautica. 1997. Vol. 41, № 1. Pp. 23-28.
12. Грилихес В. А., Матвеев В. М., Полуэктов В. П. Солнечные высокотемпературные источники тепла для космических аппаратов. М. : Машиностроение, 1975. 248 с.
13. Космические двигатели: состояние и перспективы : пер. с англ. / под ред. Л. Кейвни. М. : Мир, 1988. 454 с.
14. Квасников А. В., Кудрин О. И., Мельников М. В. Лаборатория лучистой и солнечной энергии для исследования процессов в высокотемпературных установках // Доклады Всесоюз. конф. по использованию солнечной энергии. М. : Изд. ВНИИТ, 1969. С. 297-343.
15. Кудрин О. И., Финогенов С. Л. Солнечный ракетный двигатель со ступенчатой системой «приемник - тепловой аккумулятор» // Полет. 2000. № 6. С. 37-41.
16. Финогенов С. Л., Коломенцев А. И., Кудрин О. И. Использование различных окислителей для дожигания водорода, нагреваемого в ракетном двигателе за счет солнечной энергии // Вестник СибГАУ. 2015. Т. 16, № 3. С. 680-689.
17. Сафранович В. Ф., Эмдин Л. М. Маршевые двигатели космических аппаратов. Выбор типа и параметров. М. : Машиностроение, 1980. 240 с.
18. Piszczor M. F., Jr. Macosco R. P. A High-Efficiency Refractive Secondary Solar Concentrator for High Temperature Solar Thermal Applications // NASA/TM-2000-208401, Space Technology & Applications International Forum (STAIF-98) (Jan. 25-29). Albuquerque, NM, 1998.
19. О возможности создания электроракетной двигательной установки мощностью 10-30 кВт на базе двухрежимного двигателя СПД-140Д / В. Н. Бой-качев [и др.] // Космическая техника и технологии. 2014. № 1 (4). С. 48-59.
20. Grossman G., Williams G. Inflatable Concentrators for Solar Propulsion and Dynamic Space Power // Journal of Solar Energy Engineering. 1990. Vol. 112. Р. 229-236.
21. Стенд динамического слежения за Солнцем и его характеристики / О. И. Кудрин [и др.] // Доклады Всесоюз. конф. по использованию солнечной энергии (17-21 июня 1969 г.). Секция С-3.
22. Рубанович И. М. О влиянии точности слежения за Солнцем на эффективность гелиоустановок // Гелиотехника. 1966. № 4. С. 44-49.
References
1. Burdakov V. P., Danilov Ju. I. Vneshnie resursy i kosmonavtika. [External recourses and cosmonautics]. Moscow, Atomizdat Publ., 1976, 552 p.
2. Kudrin O. I. Solnechnye vysokotemperaturnye kosmicheskie energodvigatel'nye ustanovki. [Solar high-temperature space power plants]. Moscow, Mashino-stroenie Publ., 1987, 247 p.
3. Kudrin O. I., Danilov Ju. I. [Use of mass and energy of space as the mean for spaceflight economy increase]. Sbornik Trudov V Chteniy posvyashchyonnykh razrabotke nauchnogo naslediya i razvitiyu idey F. A. Tsandera. Sektsiya "Issledovanie nauchnogo tvorchestva F. A. Tsandera". [Proc. of 5th Scientific Readings on elaboration of scientific heritage and development of F. A. Tsander ideas. Session "Investigations of F. A. Tsander scientific works"]. Moscow, Riga, 1979, P. 153-171 (In Russ.).
4. Finogenov S. L., Kudrin O. I. [Principles of systems analysis for solar thermal propulsion design]. Systems analysis in engineering. Moscow, Vuzovskaya kniga Publ., 2005, Vol. 8, P. 36-80 (In Russ.).
5. Akimov V. N., Arhangel'skiy N. I., Koroteev A. S., Kyz'min E. P. [Solar power propulsion plant with electrically-heated thermal storage and working medium afterburning]. Polyot. 1999, No. 2, P. 20-28 (In Russ.).
6. Koroteev A. S. [Conception of solar power propulsion plant with electrically-heated thermal storage and working medium afterburning]. Vestnik MAI. 2000, Vol. 7, No. 1, P. 60-67 (In Russ.).
7. Curtis L. A., Toelle R. G. Solar Thermal Propulsion Shooting Star Experiment. Space Technology & Applications International Forum (STAIF-98), Albuquerque, NM, Jan. 25-29, 1998.
8. Frye P. E., Kennedy F. G. Reusable Orbital Transfer Vehicles (ROTV) Applications of an Integrated Solar Upper Stage (ISUS). AIAA Paper 1997, No. 97-2981.
9. Hawk C. W., Adams A. M. Conceptual Design of a Solar Thermal Upper Stage (STUS) Flight Experiment. AIAA Paper 1995, No. 95-2842.
10. Fiot D., Estublier D. Solar Thermal Propulsion. 6th International Symposium on Propulsion for Space Transportation: Propulsion for Space Transportation of the XXIst Century. Paper no.S36.1. May 14-16, 2002. Versailles, France.
11. Shimizu M. et al. Solar Thermal Thruster Made of Single Crystal Molybdenum. Acta Astronautica, 1997, Vol. 41, No. 1, P. 23-28.
12. Grilihes V. A., Matveev V. M., Poluektov V. P. Solnechnye vysokotemperaturnye istochniki tepla dlya kosmicheskikh apparatov [Solar high-temperature heat sources for space vehicles]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1975, 248 p.
13. Orbit-raising and maneuvering propulsion: research status and needs. Ed. L. H. Caveny. Progress in Astronautics and Aeronautics, Published by American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc. New York, N. Y., 1988. Vol. 89, 454 p.
14. Kvasnikov A. V., Kudrin O. I., Mel'nikov M. V. [Laboratory of radiant and solar energy for investigation of processes in high-temperature installations]. Doklady Vsesoyuznoj konferentsii po ispol'zovaniyu solnechnoj energii. [Reports of the USSR Conference on Solar Energy Use]. Moscow, VNIIT Publ., 1969, P. 297-343 (In Russ.).
15. Kudrin O. I., Finogenov S. L. [Solar thermal propulsion with staged "absorber-thermal storage" system]. Polyot, 2000, No. 6, P. 37-41 (In Russ.).
16. Finogenov S. L., Kolomentsev A. I., Kudrin O. I. [Use of different oxidizers for afterburning of hydrogen heated in rocket engine by solar energy]. Vestnik SibGA U, 2015, Vol. 16, No. 3, P. 680-689 (In Russ.).
17. Safranovich V. F., Emdin L. M. Marshevye dvigateli kosmicheskikh apparatov. Vybor tipa i parametrov [Sustainer engines for space vehicles. Choice of type and parameters]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1980, 240 p.
18. Piszczor M. F., Jr, Macosco R. P. A High-Efficiency Refractive Secondary Solar Concentrator for High Temperature Solar Thermal Applications. NASA/TM-2000-208401, Space Technology & Applications International Forum (STAIF-98), Albuquerque, NM. Jan. 25-29, 1998.
19. Boykachev V. N., Gusev Yu. G., Zhasan V. S., Kim V. P., Martynov M. B., Murashko V. M., Nesterin I. M., Pil'nikov A. V., Popov G. A. [About the possibility of development of electro-propulsion plant for power of 10-30 kWatt on the base of bimodal engine SPD-140D]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii. 2014, No.1 (4), P. 48-59 (In Russ.).
20. Grossman G., Williams G. Inflatable Concentrators for Solar Propulsion and Dynamic Space Power. Journal of Solar Energy Engineering, November 1990, Vol. 112, P. 229-236.
21. Kudrin O. I., Polue'ktov V. P., Kochetov V. K., Vasil'ev Yu. B. [Stand for dynamic tracking to the Sun and its characteristics] Doklady Vsesoyuznoy konferentsii po ispol'zovaniyu solnechnoy e'nergii [Reports of the USSR Conference on Solar Energy Use]. 17-21 July 1969. Sektsiya S-3 (In Russ.).
22. Rubanovich I. M. [About influence of tracking to the Sun on solar installations]. Geliotekhnika, 1966, No. 4, P. 44-49 (In Russ.).
© Финогенов С. Л., Коломенцев А. И., Назаров В. П., 2016
