Научная статья на тему 'Недостатки солнечного паруса во внешней солнечной системе'

Недостатки солнечного паруса во внешней солнечной системе Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

CC BY
388
77
i Надоели баннеры? Вы всегда можете отключить рекламу.

Аннотация научной статьи по механике и машиностроению, автор научной работы — Сидоренко Т.А., Курдинова А.В., Кубриков М.В.

Описывается строение космического аппарата с солнечным парусом. Ставятся проблемы развертывания и позиционирования КА с солнечным парусом и решения поставленных проблем.

i Надоели баннеры? Вы всегда можете отключить рекламу.
iНе можете найти то, что вам нужно? Попробуйте сервис подбора литературы.
i Надоели баннеры? Вы всегда можете отключить рекламу.

Текст научной работы на тему «Недостатки солнечного паруса во внешней солнечной системе»

Секция ««ДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ И СИСТЕМЫ ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯЛА И КА»

УДК 641.29.04.5

Т. А. Сидоренко, А. В. Курдинова Научный руководитель - М. В. Кубриков Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

НЕДОСТАТКИ СОЛНЕЧНОГО ПАРУСА ВО ВНЕШНЕЙ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЕ

Описывается строение космического аппарата с солнечным парусом. Ставятся проблемы развертывания и позиционирования КА с солнечным парусом и решения поставленных проблем.

Идея о том, что свет может оказывать давление, приписывается Иоганну Кеплеру - на такую мысль его навели в 1619 году развевающиеся хвосты комет при движении по околосолнечной орбите. В 1873 году Джеймс Максвелл, исходя из своей электромагнитной теории света, теоретически оценил величину этого давления, а в 1900 году наш соотечественник - знаменитый физик Петр Лебедев - сумел экспериментально обнаружить и измерить силу светового давления. Первыми решили использовать солнечную тягу россияне - о солнечном парусе еще в 1913 году написал фантаст Борис Красногорский. В его романе «По волнам эфира» корабль «Победитель пространства» передвигался в космосе, используя солнечный свет и кольцевое зеркало из тончайших листов отполированного металла. А в середине 1920-х, тоже в России, за эту идею взялся ученый и изобретатель Фридрих Цандер, один из основоположников теории космических полетов и реактивных двигателей. В 1924 году он подал в Комитет по изобретениям авторскую заявку на космический самолет, который для передвижения в межпланетном пространстве использовал бы огромные и очень тонкие зеркала.

Космический аппарат с солнечным парусом (КАСП), на котором снаружи установлены специальным образом сложенные лепестки паруса, невелик -примерно 1 метр длиной и 100 кг весом, но это не мешает ему иметь в своем составе все необходимые для работы самого аппарата и паруса системы. Основой конструкции КАСП является приборная платформа, на которой крепится разгонная двигательная установка, 4 панели солнечных батарей, служебная аппаратура, фото- и телекамеры, антенны, и - самое главное- блок солнечных парусов. В сложенном виде каждый из 8 лепестков представляет собой небольшую упаковку 30 см х 20 см х 20см. Эти 8 упаковок расположены в двух плоскостях - по 4 в каждой. Изготовлены лепестки солнечного паруса из полимерной пленки толщиной 5 мкм, которая с одной стороны (обращенной к Солнцу) металлизирована. Тягу солнечному парусу обеспечивают фотоны. При поглощении или отражении от солнечного паруса они передают свой импульс (в первом случае одинарный, во втором - двойной) космическому аппарату. Именно свет, а не солнечный ветер (в отличие от парусных судов, движимых ветром) и толкает космический парус. Солнечный ветер - это поток плазмы, относительно медленных (300-700 км/с) заряженных частиц, в основном протонов и электронов (встречаются ядра гелия и даже ионы более тяжелых элементов), связанных собственным магнитным полем [1].

Проблемы: 1. Развертываемость; 2. Позицирова-ние.

Реализация проблем

Развертывание лепестков происходит в два этапа: сначала раскрываются 4 лепестка, лежащие в одной плоскости, а затем - 4 лепестка, лежащие в другой. Каждый лепесток в развернутом виде представляет собой равнобедренный треугольник, расширяющийся от продольной оси аппарата к периферии. Эти 8 лепестков расположены таким образом, что после развертывания всех восьми, они образуют практически окружность диаметром около 30 м и площадью 600 квадратных метров. По двум длинным сторонам каждого лепестка проложен пневмокаркас, который представляет собой полую трубку диаметром 15 см и сделан также из полимерного материала, но толщиной не 5, а 20 мкм. Каркас необходим для организации процесса развертывания каждого лепестка (внутрь трубки по команде на раскрытие паруса подается сжатый азот и постепенно разворачивающиеся трубки и растягивают тонкие лепестки) и создания жесткости каждой из частей паруса. Каждый лепесток имеет возможность поворачиваться вокруг оси крепления на заданный угол.

Позиционирование солнечного парусного судна могут быть классифицированы аналогично обычным океанским парусным судам. Если солнечный парус перпендикулярен солнечным лучам, отраженные фотоны передают максимальный импульс поверхности паруса. Судно летит словно под «солнечным бризом». Если же парус расположен под углом к солнечным лучам судно «накреняется». В двухпарусном солнечном фотонном двигателе импульс может быть значительно уменьшен отражением света от двигателя к парусу-коллектору. Подобная ориентация парусов аналогично маневру «лечь в дрейф», используемому для замедления движения океанского парусного судна в условиях сильного ветра. Так же в центре солнечного паруса расположены панели с солнечными батареями, которые позволяют накапливать и аккумулировать энергию, получаемую от Солнца, для изменения курса КА, а так же для управления каждым лепестком паруса в отдельности [2].

Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Технические науки

Выводы. 1. Корабль с космическим парусом способен достичь скорости света и выше. 2. Для получения максимальной выгоды от использования солнечных парусов необходима инфраструктура их производства непосредственно в космосе. 3. Развитие лазерных и мазерных технологий может значительно уменьшить продолжительность межзвездных перелетов.

Библиографические ссылки

1. URL: galspace.spb.ru>orbita/parus.htm.

2. URL: howitworks.iknowit.ru.

© Сидоренко Т. А., Курдинова А. В., 2012

УДК 621.454.2.018(075.8)

К. А. Тасенко Научный руководитель - М. В. Краев Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева, Красноярск

ОСОБЕННОСТИ РАСЧЕТА ДЛИНЫ КАМЕРЫ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Рассмотрены особенности расчета камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя. Представлены расчетные данные параметров камеры двигателя.

При расчете принимаем характерное условие одномерного течения продуктов сгорания в камере двигателя с цилиндрической камерой сгорания. За основу расчета принимаем время пребывания топлива в камере тпр течения продуктов сгорания интегрированием по траектории от смесительной головки х = 0 до выходного сечения камеры сгорания х = /кс

m(x) = mt = const. (3)

Из известного выражения для расходного комплекса в расход топлива запишем в виде

mt =

P F

k kp

ß

(4)

Из соотношения (1) с учетом выражения (4) полу-

= i

dx w( x)

(1)

Тпр =

ßV

(5)

где w(х) - средняя по сечению скорость потока, зависящая от величины координаты х по длине КС;

Сх

- - время движения потока по ах со скоростью

м>( х)

м>(х); /кс - длина КС.

Конечность скоростей превращений при ограниченности времени пребывания компонентов топлива в камере приводит в общем случае к незавершенности преобразования химической энергии топлива в тепловую энергию продуктов сгорания. Физико-химические превращения происходят во времени частично последовательно, частично параллельно. При этом локализация процессов также не однозначна, но может рассматриваться как распределенный по линии тока или траектории движения топлива в камере сгорания совокупный рабочий процесс, для завершения которого с заданной полнотой необходимо известное время те. Очевидно, что время движения топлива по траектории от момента входа до пересечения выходного сечения КС, т. е. действительное время пребывания в камере сгорания Тд , должно быть меньше,

чем те .

Запишем уравнение неразрывности для произвольного сечения камеры

т(х) = р( х) w( х) Р (х). (2)

С учетом равенства секундного расхода топлива

тг расходу продуктов сгорания имеем

где выражение для расходного комплекса запишем в виде:

4RkTk

ß =

A(k)

(6)

где Rk , Tk - газовая постоянная и температура про-

дуктов сгорания;

A(k) = 4к (—)2(k-1)

k+1

k +1

с - газодина-

мическии комплекс.

Как следует из этоИ зависимости комплекс ^(k), в основном определяется видом топлива при заданном оптимальном соотношении компонентов и является постояннои термодинамическои характеристикои топлива.

Как следует из результатов термодинамического анализа, комплекс в выражении (6) от давления в камере не зависит и характеризует конкретную пару топлива при заданном соотношении компонентов.

Из сопоставления выражений (1) и (5) следует эквивалентность длины камеры сгорания и среднего времени пребывания при оценке условий достаточности для завершения в основном преобразования химической энергии в тепловую энергию продуктов сгорания, так как для одного и того же топлива значения Ьпр и тпр отличаются постоянным размерным

множителем, т. е. Ьпр = const • тпр.

В практике проектирования камер ЖРД конструкторы пользуются значением приведенной длины Ьпр,

чим

i Надоели баннеры? Вы всегда можете отключить рекламу.