Анализ требуемого совершенства ядерной электроракетной двигательной установки для марсианской экспедиции длительностью два года

 
Код статьиS002342060002228-8-1
DOI10.31857/S002342060002228-8
Тип публикации Статья
Статус публикации Опубликовано
Авторы
Аффилиация:
Московский авиационный институт (национальный)
Научно-исследовательский институт прикладной механики и электродинамики
Адрес: Российская Федерация, Москва
Название журналаКосмические исследования
ВыпускТом 56 Номер 5
Страницы412-427
Аннотация

Представлены результаты проектно-баллистического анализа двухгодичной пилотируемой марсианской экспедиции. Получены зависимости максимально допустимой удельной массы энергодвигательной установки от массы КА на начальной околоземной орбите. Показано, что для анализируемого набора характеристик систем КА при массе КА на начальной орбите 200 т для реализации марсианской экспедиции продолжительностью два года требуемое совершенство энергодвигательной установки должно быть нереально высоким (удельная масса энергодвигательной установки должна быть не больше 3.26 кг/кВт). Увеличение массы на начальной орбите приводит к снижению требований к совершенству транспортной системы. Если массу на начальной орбите увеличить до 475 т, то максимально допустимая удельная масса энергодвигательной установки КА увеличится до 11 кг/кВт. Оптимальная величина электрической мощности ядерной энергетической установки при изменении начальной массы в указанном диапазоне (от 200 до 475 т) увеличивается от 7.7 до 11.7 МВт. Оптимальная величина удельного импульса ЭРДУ уменьшается от 9000 с (это значение принято максимально допустимым) до 6880 с. Показано, что, если удельная масса энергодвигательной установки равна 5, 7.5, 10 кг/кВт, то для реализации экспедиции масса КА на начальной орбите должна быть не менее 234.1, 305.4, 415.5 т соответственно.

Ключевые слова
Получено24.12.2018
Дата публикации24.12.2018
Цитировать   Скачать pdf Для скачивания PDF необходимо авторизоваться
Размещенный ниже текст является ознакомительной версией и может не соответствовать печатной.

всего просмотров: 613

Оценка читателей: голосов 0

1. Пилотируемая экспедиция на Марс / Под ред. Коротеева А.С. М.: Российская академия космонавтика им. К.Э. Циолковского, 2006.

2. Gorshkov O., Akimov V., Koroteev A., Semenov V.A. Concept of Manned Mission to Mars. Comparative Analysis of Variants // 60-th International Astronautical Congress. Paper IAC-09-A5.1.9. Daejon, Korea, 2009.

3. Konstantinov M., Petukhov V. The analysis of required characteristics of electric power plant and electric propulsion at realization of one mission of manned expedition onto Mars // Space Propulsion. 2010. 1841662. San Sebastian, Spain. 2010.

4. Konstantinov M.S., Petukhov V.G. The analysis of one concept of manned mission to Mars // 61-th International Astronautical Congress, Paper IAC-10-A5.4.6. Prague, Czech Republic. 2010.

5. Konstantinov M.S., Loeb H.W., Petukhov V.G., Popov G.A. One Variant of Manned Mission to Mars with a Nuclear Electric Propulsion // International Journal of Space Technology Management and Innovation (IJSTMI). 1(2), July-December 2011. P. 1-17.

6. Константинов М.С., Лёб Х.В., Петухов В.Г., Попов Г.А. Проектно-баллистический анализ пилотируемой марсианской миссии с ядерной электроракетной двигательной установкой // Труды МАИ. 2011. № 42.

7. Konstantinov M.S., Petukhov V.G. The Analysis of Manned Mars Mission with Duration of 1000 Days // Acta Astronautica. 2012. V. 73. P. 122–136.

8. Климов С.С. Совместная оптимизация траекторий и энергосиловых параметров марсианских экспедиционных комплексов с электроракетными двигательными установками // Космонавтика и ракетостроение. 2017. № 4 (97). С. 71-84.

9. Loeb H.W., Xiaodong Da. Large Scale Radio-Frequency Ion Thrusters for Manned MarsMissions // 43rd Congress of the International Astronautical Federation. IAF-92-0619. August 28 – September 5. 1992. Washington DC.

10. Лебедев В.Н. Расчет движения космического аппарата с малой тягой. М.: ВЦ АН СССР, 1968.

11. Гродзовский Г.Л., Иванов Ю.Н., Токарев В.В. Механика космического полета. Проблемы оптимизации. М.: Наука, 1975.

12. Константинов М.С., Тейн М. Оптимизация траектории выведения космического аппарата на систему гелиоцентрических орбит // Космич. исслед. 2017. Т. 55. N 3. С. 214-223. (Cosmic Research. P. 214).

13. Константинов М.С., Орлов А.А., Тейн М. Анализ влияния мощности солнечной энергетической установки на характеристики перелета космического аппарата с солнечной электроракетной двигательной установкой к Юпитеру // Известия РАН. Энергетика. 2017. № 3. С. 97-113.

14. Константинов М.С., Петухов В.Г., Тейн М. Анализ влияния мощности солнечной энергетической установки на характеристики проекта «Интергелио-Зонд» при использовании электроракетных двигателей // Известия РАН, Энергетика. 2016. № 2. С. 102-117.

15. Konstantinov M.S., Thein M. Method of Interplanetary Trajectory Optimization for the Spacecraft with Low Thrust and Swing-bys. ActaAstronautica. 2017. V. 136. P. 297-311

16. Понтрягин Л.С., Болтянский В.Г., Гамкрелидзе Р.В., Мищенко Е.Ф. Математическая теория оптимальных процессов. М.: Физматлит. 1961.

17. Petukhov V.G. Homotopic Approach to Low-Thrust Trajectory Optimization: Numerical Technique and Tools // 4th International Conference on Astrodynamics Tools and Techniques. 3-6 May 2010. ESA/ESAC, Madrid, Spain. ESA Proceedings WPP-308.

18. Константинов М.С., Петухов В.Г., Тейн М. Оптимизация траекторий гелиоцентрических перелетов. Монография. М.: МАИ, 2015.

Система Orphus

Загрузка...
Вверх