Электроракетные двигатели и их характеристики

Новейший российский сверхпроводниковый электроракетный двигатель прошёл стендовые испытания

Российская частная компания «СуперОкс», работающая в области высокотемпературной сверхпроводимости, в сотрудничестве с кафедрой физики плазмы НИЯУ МИФИ создала и завершила стендовые испытания электроракетного двигателя с эффективностью 54 %. По словам компании, он позволит снизить затраты на выведение и доставку космических аппаратов на целевые орбиты, сделав космос доступнее.

Реактивная струя плазмы ЭРД с ВТСП-магнитом, мощность 25 кВт, реактивная тяга 1 Н, КПД 54 %

В ходе трёхлетнего проекта компания впервые продемонстрировала, что сверхпроводимость может быть применена для создания космической техники с большим практическим эффектом. Такой двигатель может стать ключевым элементом аппаратов или разгонных блоков, предназначенных для исследования Луны, Марса и дальнего космоса.

Концепция выведения спутников на орбиты при помощи межорбитального буксира с ЭРД высокой мощности

Двигатель использует принцип ускорения плазмы внешним магнитным полем, создаваемым сверхпроводниками. Применение последних позволило добиться рекордных характеристик. Созданный образец сверхпроводникового ЭРД может предложить мощность в десятки киловатт. Для сравнения: ЭРД, применяемые в космической технике сегодня, крайне редко имеют мощность выше 10 кВт.

«Сопло» электроракетного двигателя на сверхпроводниках во время испытаний

Для создания тяги в двигателе используется превращённый в плазму инертный газ, который разгоняется электромагнитным полем. Он использует в 10 раз меньше топлива (по массе), чем «химические» реактивные двигатели. Это позволит дольше работать и увеличивает срок эксплуатации потенциальных космических аппаратов.

Вакуумный стенд «СуперОкс» для испытания ЭРД мощностью до 100 кВт

Применение сверхпроводимости позволило достичь существенных для применения в космосе практических результатов:

  • масса магнита снижена в 4 раза относительно медного аналога;
  • габариты магнитной системы снижены в 3 раза;
  • энергопотребление магнита снижено более чем в 20 раз по сравнению с медным аналогом;
  • достигнуто значение КПД двигателя 54 %;
  • показано, что применение магнитного поля увеличивает эффективность работы двигателя в 7 раз, а удельный импульс и тягу — в 3 раза.

Рабочая часть ЭРД мощностью 25 кВт

«За три года исследований нами достигнута эффективность работы реактивной тяги электрического ракетного двигателя 54 % и получена реактивная тяга силой 1 Ньютон при мощности двигателя 30 киловатт, — отметил заместитель главы «СуперОкс» Алексей Воронов, — Разработанная технология позволяет проектировать двигатель с реактивной тягой вплоть до 5 Ньютонов и более без потери качества преобразования энергии. Этот результат стал возможен только благодаря высокому магнитному полю в нашем двигателе, которое создаётся магнитом из высокотемпературного сверхпроводника (ВТСП)».

Сверхпроводниковый электромагнит с магнитным полем до 1 Тл, изготовленный «СуперОкс» для испытания модели ЭРД

Поиск по основным рубрикам каталога

Найдено изданий: 19

Володин В.А., Конструкция и проектирование ракетных двигателей. [Учеб. для техникумов] — 1984

В учебнике даны общий обзор, классификация и краткая характеристика ракетных двигателей и их рабочих тел. Кратко изложена история развития ракетных двигателей. Рассмотрена теория термических ракетных двигателей и изложены основы конструирования и проектирования ракетных двигателей, работающих на жидком и твердом химическом топливе. Приведены некоторые сведения об ядерных и электрических ракетных двигателях. Учебник предназначен для учащихся машиностроительных техникумов. Он может быть полезен инженерно-техническим работникам ракетного двигателестроения

Козлов А. А., Системы питания и управления жидкостных ракетных двигательных установок. [Учеб. для авиадвигателестроит. спец. вузов] — 1988 (Для вузов)

Изложены основы проектирования ЖРДУ как сложной технической системы, исходя из анализа взаимодействия ее систем, подсистем, агрегатов и элементов. Рассмотрены принципы построения систем управления агрегатами ДУ и расстановка агрегатов управления, обеспечивающих как выполнения программы полета ЛА, так и процесс внутреннего функционирования ДУ. Уделено внимание особенностям конструкции и рабочим процессам, протекающим в топливных баках, а также связи основных параметров ЖРДУ с проектными параметрами ЛА. Приведены алгоритмы решения задач выбора оптимальных параметров ЖРДУ

Локай В. И., Газовые турбины двигателей летательных аппаратов. Теория, конструкция и расчет : [Учеб. для вузов по спец. «Авиац. двигатели и энерг. установки»] — 1991 (Для вузов)

Книга представляет собой учебник по курсу газовых турбин для авиационных втузов, который базируется на общенаучных и общеинженерных дисциплинах. В книге содержатся теория, методы расчетов и проектирования, а также обзор конструкций газовых турбин, применяющихся в авиационых силовых установках. В данном курсе детально изучаются газовые турбины как таковые. Вместе с тем четко обозначена их авиационная направленность, обосновано место и значение газовой турбины в общей компоновке ГТД, турбонасосных агрегатов ЖРД, вспомогательных силовых установок. Тем самым обеспечивается преемственность курса газовых турбин с последующими специальными дисциплинами

Абугов Д.И., Теория и расчет ракетных двигателей твердого топлива. [Учеб. для машиностроит. спец. вузов] — 1987 (Для вузов)

Изложены вопросы теории ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ). Рассмотрены особенности рабочих процессов и расчета РДТТ. Приведены методы выбора топлива и формы зарядов с учетом обеспечения требуемых характеристик и методика газодинамического расчета РДТТ. Большое внимание уделено вопросам горения металлосодержащих топлив, неустойчивости горения, течению двухфазных потоков в соплах, особенностям процессов в газогенераторах на твердом топливе

Овсянников Б. В., Теория и расчет агрегатов питания жидкостных ракетных двигателей. [Учеб. для авиац. спец. вузов] — 1986 (Для вузов)

В книге приведены основные положения теории насосов и турбин турбонасосных агрегатов (ТНА) жидкостных ракетных двигателей (ЖРД), а также методы их гидродинамического расчета. Рассмотрены основы общей теории лопаточных машин и выведены расчетные соотношения для проектирования проточной части насосов и турбин, обоснован выбор их основных параметров, дан анализ условной работы ТНА

Читать еще:  Что с двигателями для проекта 11356

Основы теории автоматического управления ракетными двигательными установками. [Учеб. для авиац. спец. вузов — 1986 (Для вузов)

В книге излагаются основы теории автоматического управления установками с ракетными двигателями, работающими на жидком, твердом и ядерном топливах. В ней приведена современная классификация систем автоматического управления такими двигательными установками, даны методы расчета статических и динамических характеристик отдельных узлов и всей двигательной установки в целом, уделено внимание также вопросам устойчивости систем автоматического управления. Книга предназначена в качестве учебника для студентов высших учебных заведений, специализирующихся по двигателям летательных аппаратов. Книга может быть полезна также научным работникам, инженерам и техникам, занимающимся разработкой и эксплуатацией двигательных установок и их регулирующих устройств и агрегатов

Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей. [учеб. для авиац. спец. вузов] — 1983

В учебнике даны общие сведения о ракетных двигателях, основы термогазодинамических процессов в камере ЖРД; представлен расчет процессов сгорания топлива и истечения продуктов сгорания, систем охлаждения и защиты стенок камеры ЖРД, вытекательной и насосной системы подачи топлива, расчет и выбор оптимальных параметров ЖРД. Третье издание (второе вышло в 1975 г.) переработано и дополнено новыми сведениями о достижениях в области ракетной техники и освоения космического пространства. Для студентов авиационных вузов. Может быть полезен для инженеров и специалистов, работающих в области ракетной техники.

Теория и расчет энергосиловых установок космических летательных аппаратов. [Учеб. для авиац. спец. вузов] — 1984 (Для вузов)

В учебнике содержится материал по теории и расчету основных подсистем энергосиловых установок — их электроэнергетических блоков и электроракетных двигателей, а также по синтезу этих подсистем в энергосиловой установке, обеспечивающей доставку максимальной массы полезной нагрузки при космических перелетах. Книга предназначена для студентов старших курсов аэрокосмических специальностей, занимающихся вопросами разработки и использования энергетических установок и электроракетных двигателей

Фахрутдинов И. Х., Конструкция и проектирование ракетных двигателей твердого топлива. [Учеб. для машиностроит. вузов] — 1987 (Для вузов)

Рассмотрена конструкция и даны основы проектирования ракетных двигателей твердого топлива (РДТТ) различного назначения. Приведены методы расчета на прочность отдельных элементов РДТТ. Изложение материала соответствует этапам разработки РДТТ: формирование задания, расчет параметров, выбор конструктивной схемы, материалов, расчет на прочность и т. д.

Алемасов В. Е., Теория ракетных двигателей. [учеб. для втузов] — 1989 (Для вузов)

Учебник для студентов высших технических учебных заведений. Изложены теория и расчет ракетных двигаталей, работающих на различных видах химического топлива. Рассмотрены характеристики, регулирование и устойчивость процессов таких двигателей. Четвертое издание (3-е изд. 1980 г.) переработано и дополнено сведениями по системам автоматизированного проектирования двигателей и материалами, отражающими современный уровень теоретических вопросов

Жуковский А. Е., Испытания жидкостных ракетных двигателей. [Учеб. для авиац. спец. вузов] — 1992 (Для вузов)

Кроме вопросов, традиционно рассматриваемых в учебниках по испытаниям тепловых двигателей, в книге описаны структуры стендовых измерительно-информационных систем, методы повышения информативности измерений, способы имитации условий эксплуатации при наземной отработке двигателей, специальные динамические испытания двигательных установок, методы обеспечения динамического соответствия стендовых топливных систем объектовым, вопросы моделирования испытаний

Ерохин Б. Т., Теория внутрикамерных процессов и проектирование РДТТ. [Учеб. для втузов] — 1991 (Для вузов)

Изложены теория внутрикамерных процессов, методы оптимизации проектирования РДТТ. Рассмотрены вопросы выбора заряда твердого топлива и воспламенительных устройств, объемной плотности заряжания, конструкционных и теплозащитных материалов, системы управления вектором тяги. Приведены методы расчета нестационарных и квазистационарных режимов работы, энергетических и массовых характеристик

Тимнат И., Ракетные двигатели на химическом топливе — 1990

В своей компактной и методологически изящно построенной книге автор, профессор Хайфского технологического института, рассматривает все основные процессы в жидкостных и твердотопливных ракетных двигателях, проблемы их конструирования, а также перспективные технические решения, схемы и конструкции двигателей. В тех случаях, когда это возможно, автор рассматривает жидкостные и твердотопливные двигатели совместно. Книгу отличают комплексный подход, тщательность отбора материала и четкость изложения. Для студентов и инженеров-двигателистов, а также для преподавателей соответствующих специальностей. Может служить учебным пособием

Калинчев В. А., Технология производства ракетных двигателей твердого топлива. [учебное пособие для студентов высших учебных заведений, обучающихся по направлению подготовки бакалавров и магистров «Авиационная и ракетно-космическая техника», специальности «Проектирование авиационных и ракетных двигателей» направления подготовки дипломированных специалистов «Двигатели летательных аппаратов»] — 2011 (Технологии ракетно-космического машиностроения)

Рассмотрены главные составляющие технологического процесса производства ракетных двигателей твердого топлива, включая обоснование выбора конструкционных материалов, подготовку производства и отдельные стадии изготовления элементов, методы применения современных пакетов САПР для разработки технологических процессов изготовления отдельных узлов двигателей как части полного жизненного цикла изделия

Дорофеев А. А., Основы теории тепловых ракетных двигателей — 2014

В ч. I представлены общие основы и понятийный аппарат теории идеальных тепловых ракетных двигателей, а также их классификация.В ч. II изложены физико-химические механизмы реальных рабочих процессов, протекающих в тепловых ракетных двигателях, и методики количественной оценки их влияния на выходные параметры двигателя при отличии этих процессов от идеальных. Приведены методики решения задач термодинамического расчета состава продуктов сгорания и изменения их параметров при движении по соплу как химически активного потока.В ч. III представлены методические указания и полный комплект контрольно-измерительных материалов по блочно-модульным образовательным технологиям.Для студентов технических вузов авиационного и ракетного профилей в качестве пропедевтического курса программ подготовки дипломированных инженеров, магистров и бакалавров, также может представлять интерес для инженерно-технических работников в области проектирования и эксплуатации ракетной техники.

Читать еще:  Где на тойота ярис смотреть температуру двигателя

Гильберг Л. А., Ракеты и ракетные двигатели — 1972 (Новое в жизни, науке, технике. Космонавтика. Астрономия 9/1972)

О ракетных двигателях — могучем сердце ракет и космических аппаратов — рассказано в этой брошюре. Читатель найдет в ней сведения о первых советских ракетных двигателях и их создателях, о мощных современных жидкостных ракетных двигателях, которые дали возможность вывести в космос искусственные спутники Земли и космические корабли с космонавтами на борту, осуществить полеты на Луну, послать на Венеру и Марс автоматические межпланетные станции. В брошюре рассказывается также о ракетных двигателях твердого топлива, атомных ракетных двигателях, об электрических ракетных двигателях, которым в будущем предстоит сыграть большую роль в освоении космического пространства. Впервые в научно-популярной литературе подробно описаны эксперименты советских ученых, производивших с помощью геофизических ракет запуски автоматических ионосферных лабораторий «Янтарь» с плазменно-ионными двигателями для исследования перспектив управляемого полета в верхних слоях атмосферы

Шевяков А. А., Системы управления ракетных двигателей и энергетических установок. Системы управления энерг. установок:[Учеб. пособие для авиац. спец. вузов] — 1985

Важенин Н. А., Электрические ракетные двигатели космических аппаратов и их влияние на радиосистемы космической связи — 2013

В монографии рассмотрены вопросы построения современных радиосистем космической связи и их интеграции с электрическими ракетными двигателями (ЭРД) космических аппаратов (КА) ближнего и дальнего космоса. Представлены технические характеристики современных ЭРД и обсуждаются основные факторы их воздействия на КА и бортовые радиосистемы. Рассматриваются современные методы исследования ЭРД в наземных условиях и приводятся оригинальные экспериментальные результаты, полученные авторами применительно к анализу электромагнитного излучения, создаваемого электрическими ракетными двигателями. На основе этих и уже известных экспериментальных данных предлагаются новые феноменологические модели, описывающие излучение ЭРД в спектральной и временной областях.

Ерохин Б. Т., Теория и проектирование ракетных двигателей. учебник для студентов вузов РФ, обучающихся по специальности высшего образования «Проектирование авиационных и ракетных двигателей» — 2015 (Учебники для вузов. Специальная литература)

Изложены физико-математические описания процессов: воспламенения, тепломассообмена, нестационарного, турбулентного и нестабильного горения топлива; газотермодинамики гетерогенных и гомогенных продуктов горения; методов математического моделирования энергетических характеристик и параметров рабочего процесса для нестационарных и квазистационарных режимов функционирования ракетных двигателей различного назначения. Приведены методы расчета потерь удельного импульса тяги, разбросов основных параметров рабочего процесса и способы выбора системы управления вектором тяги летательного аппарата. Представлены математические модели и методы расчета проектных и газодинамических параметров ракетно-прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

24.05.02 Проектирование авиационных и ракетных двигателей

С пециалитет 24.05.02 Проектирование авиационных и ракетных двигателей,

специализация «Проектирование жидкостных ракетных двигателей».

Программа — лауреат конкурса «Авиастроитель года 2014».

Форма обучения – очная, срок обучения 5,5 лет.

Квалификация – инженер.

Для поступления необходимо иметь результаты ЕГЭ или внутренних испытаний по математике, русскому языку и физике.

Набор осуществляется на бюджетные места, имеется целевой набор для предприятий оборонно-промышленного комплекса.

Характеристика направления подготовки (специальности)

Выпускник готовится к профессиональной деятельности — проектно-конструкторской, дополнительно подготовлен к производственно-технологической деятельности.

Объекты профессиональной деятельности:

  • авиационные, ракетные и электроракетные двигатели и энергетические установки ЛА;
  • узлы, агрегаты и вспомогательные устройства энергетических установок ЛА;
  • методы расчета, проектирования, изготовления и испытаний ракетных двигателей и их вспомогательных агрегатов.

Задачи профессиональной деятельности:

  • разработка обобщенных вариантов решения проблемы, анализ этих вариантов, прогнозирование последствий, нахождение компромиссных решений в условиях многокритериальности, неопределенности, планирование реализации проекта;
  • разработка проектов двигателей и энергоустановок ЛА с учетом физико-механических, технологических, экологических и экономических параметров;
  • выпуск конструкторской документации на ракетные, реактивные двигатели, двигательные и энергетические установки и их отдельные узлы и агрегаты;
  • работа по осуществлению соответствия результатов проектно-конструкторской деятельности нормативной документации системы качества отрасли;
  • сопровождение полного жизненного цикла энергетических установок ЛА от стадии технического предложения до эксплуатации и утилизации;
  • использование современных информационных технологий при разработке новых изделий и математическом моделировании процессов в авиационных и ракетных двигателях;
  • разработка маршрутных карт технологических процессов изготовления двигателей и энергоустановок ЛА;
  • участие во взаимодействии конструкторских, технологических и испытательных подразделений;
  • расчет и проектирование узлов и агрегатов систем подачи компонентов топлива в камеру сгорания энергетических установок ЛА;
  • выполнение расчета статических и динамических характеристик рабочего процесса двигателей и энергоустановок ЛА, их узлов и элементов;
  • выполнение термо-прочностных расчетов и осуществление конструирования деталей, узлов и элементов двигательных и энергетических установок;
  • разработка эффективных систем охлаждения, обеспечивающих надежный режим работы теплонапряженных узлов и деталей жидкостных ракетных двигателей и энергетических установок, а также высокоэффективные теплообменные аппараты в составе жидкостных ракетных двигательных установок.

    Специфика подготовки:

  • комплексная теоретическая и практическая подготовка;
  • широкое использование мультимедийных технологий на всех этапах обучения;
  • изучение энергетических установок ЛА различных типов (газотурбинные, жидкостные, твердотопливные и т. д. двигатели);
  • практико-ориентированное обучение с применением современных средств автоматизированного проектирования (Компас 3D, ProEngineer, NX, Teamcenter);
  • учебный процесс на территории филиала кафедры на аэрокосмическом предприятии ПО «Полет», базовой кафедре «Филиал ПАО «ОДК-Сатурн»-ОМКБ», в современных лабораториях Центра подготовки высококвалифицированных инженерных кадров «Ангара» (ОмГТУ);
  • использование в учебном процессе отечественных и зарубежных достижений в области ракетного двигателестроения и ракетостроения;
  • ориентация на тесные научные и учебные контакты с фирмами-разработчиками и производителями авиационной и ракетно-космической техники;
  • летние производственные практики на базе предприятий-партнеров и эксплуатационная практика на космодроме «Плесецк», где студенты знакомятся с основами наземной инфраструктуры стартовых и технических комплексов ракет;
  • продолжительная преддипломная практика на одном из ведущих предприятий оборонно-промышленного комплекса, где студенты, будущие выпускники кафедры, применяют свои знания на практике в технологических и проектных службах предприятий.

    Читать еще:  Двигатель b20b технические характеристики

    Производственные предприятия-партнеры:

    • ПО «ПОЛЕТ» – филиал АО «ГКНПЦ имени М.В. Хруничева» (г.Омск);
    • Филиал «ОМО им. П.И. Баранова» ФГУП «НПЦ газотурбостроения «Салют» (г.Омск);
    • «Филиал ПАО «ОДК-Сатурн» — Омское моторостроительное конструкторское бюро» (г. Омск);
    • АО «Омское машиностроительное конструкторское бюро»;
    • «Конструкторское бюро химического машиностроения имени А.М.Исаева» — филиал АО «ГКНЦП им. М.В.Хруничева» (г.Королев, Московская область);
    • ФГУП «Центральный аэрогидродинамический институт им. Н.Е. Жуковского» (ЦАГИ) (г.Жуковский, Московская обл.);
    • Учреждение Российской академии наук Институт проблем химической физики РАН (г.Черноголовка, Московская область);
    • Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт космических исследований Российской академии наук (ИКИ РАН) (г.Москва);
    • Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт химической кинетики и горения им. В.В. Воеводского
    • Сибирского отделения Российской академии наук (ИХКГ СО РАН) (г.Новосибирск);
    • ФГУП «Центральный научно-исследовательский институт машиностроения» (ЦНИИМАШ) (г.Королев, Московская обл.);
    • Российский Федеральный Ядерный Центр — Всероссийский научно-исследовательский институт Технической Физики им. академика Е.И. Забабахина (РФЯЦ–ВНИИТФ) (г.Снежинск, Челябинская обл.);
    • ОАО «Высокие технологии» (г.Омск);
    • ФНПЦ «Прогресс» (г.Омск);
    • АО «Сибирские приборы и системы» (г.Омск).

    Получаемые компетенции:

  • анализ современных достижений в области двигателестроения и энергетических установок ЛА;
  • проведение работ по математическому и физическому моделированию исследуемых процессов для решения инженерных задач;
  • разработка и выпуск технической документации на проектируемое и разрабатываемое изделие;
  • осуществление проектной и технологической деятельности с учетом экономических, экологических и социальных ограничений;
  • использование современных информационных технологий для проведения технических работ при разработке узлов и агрегатов энергетических установок ЛА;
  • работа с проектно-конструкторской и технологической документацией на энергетические установки ЛА;
  • проведение технических работ с помощью специальных методик технических расчетов.

    Выпускники обладают широким кругом фундаментальных знаний, а главное — умеют применять эти знания в смежных областях науки и техники. Они уверенно используют современные ЭВМ, системы автоматизированного проектирования и расчета, достижения фундаментальных общеинженерных и специальных дисциплин в экспериментальных исследованиях, в оптимизационных расчетах сложных технических систем и при создании новых изделий. Полученное студентами образование, базирующееся на комплексной теоретической и практической подготовке, позволяет нашим выпускникам успешно работать в различных КБ и на предприятиях, выпускающих авиационную и ракетно-космическую технику, а также других профилей машиностроения.

    Электроракетные двигатели и их характеристики

    Применение электроракетных двигателей (ЭРД) или, как их традиционно называют, двигателей малой тяги, при перелетах между некомпланарными околоземными орбитами, несмотря на высокую продолжительность перелета, позволяет увеличить в 3-4 раза массу выводимой полезной нагрузки (ПН).

    В данной работе решается задача оптимизации проектно-баллис-тических характеристик многоразового межорбитального транспортного аппарата (МТА) с электроракетной двигательной установкой, который предназначен для доставки различных полезных нагрузок на целевую орбиту с возвращением МТА на исходную орбиту. В качестве целевой орбиты принимается геостационарная орбита (ГСО).

    При оптимизации решаются последовательно две задачи: динамическая и параметрическая. Динамическая задача – отыскание оптимальных траекторий и управлений, обеспечивающих минимальные затраты рабочего тела на прямой и обратный перелеты для заданных граничных условий. Параметрическая задача – выбор оптимальных проектных параметров МТА, обеспечивающих при известной динамической характеристике перелета максимум ПН.

    Сложность задачи оптимизации состоит в том, что оптимальные траектории существенно зависят от проектных параметров, и наоборот, оптимальные проектные параметры МТА определяются выбранными траекториями и режимами управления.

    Вектор основных проектных параметров, задающих проектный облик МТА, содержит мощность энергоустановки, уровень тяги маршевых ЭРД и скорость истечения рабочего тела.

    Энергоустановки, используемые при межорбитальных перелетах, могут быть двух типов: солнечной и ядерной. Надежные и экологически чистые солнечные энергоустановки имеют однако большую площадь панелей(200-400 м2). Важной проблемой является минимизация времени пребывания МТА в тени Земли и управление панелями солнечных батарей. Вырабатываемая мощность ядерных энергоустановок (ЯЭУ) не зависит от освещенности орбиты, ориентации КА и удаленности КА от Солнца, но к ним предъявляют повышенное требование к обеспечению безопасности во время перелета, и они предусматривают вытянутую форму аппарата с максимальной удаленностью реактора от зоны полезной нагрузки. Это, в свою очередь, требует дополнительной проработки вопросов управления вектором тяги.

    Для оценки потребного управляющего момента рассчитываются в первом приближении массово-инерционные характеристики МТА, при этом принимается, что аппарат состоит из набора типовых элементов с равномерным распределением масс. Момент инерции относительно нормальной оси для МТА со стартовой массой 7 т составляет порядка 106 кг·м2.

    С учетом этого предлагаются «неоптимальные» реализуемые программы управления, которые предполагают на начальном участке перелета осуществлять разгон до достижения радиуса, при котором располагаемый управляющий момент способен реализовать оптимальную программу поворотов. Кроме того, вводилось ограничение на максимальный радиус переходной орбиты, так, чтобы он не превышал радиуса конечной орбиты. Дополнительные затраты рабочего тела при реализации таких программ составляют около 5%.

    На заключительном этапе решается задача точного формирования ГСО с приведением КА в нужную точку стояния.

  • Ссылка на основную публикацию
    Adblock
    detector