CC BY
60
УДК 629.7.064.5
Вестник СибГАУ Том 17, № 4. С. 989-996
ОПТИМИЗАЦИЯ СТРУКТУРЫ И ПАРАМЕТРОВ ЭНЕРГОДВИГАТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ БОЛЬШОЙ ЭНЕРГОВООРУЖЕННОСТИ
Ю. А. Новиков1 , В. И. Ермолаев2
1 Конструкторское бюро «Арсенал» имени М. В. Фрунзе Российская Федерация, 195009, г. Санкт-Петербург, ул. Комсомола, 1-3 2Балтийский государственный технический университет «ВОЕНМЕХ» им. Д. Ф. Устинова Российская Федерация, 190005, г. Санкт-Петербург, ул. 1-я Красноармейская, 1
*E-mail: geo4ever@ya.ru
Энергодвигательные системы космических аппаратов (КА) оказывают существенное влияние на возможность и эффективность решения целевых задач. В последние годы наблюдается тенденция к увеличению энерговооруженности КА. Это связано с существенным повышением энергопотребления целевых систем. Кроме того, широкое применение для выведения КА и коррекции его орбиты получили электроракетные двигательные установки, которые в процессе работы потребляют значительную электрическую мощность.
Для создания КА с высокой энерговооруженностью возможно использование энергодвигательных систем с различными структурами, в том числе на базе ядерных энергетических установок (ЯЭУ). Помимо хорошо известных ЯЭУ на основе термоэмиссионных преобразователей, интерес представляют ЯЭУ с газотурбин -ным преобразователем энергии. Данный тип энергоустановок обладает значительно большим КПД преобразования тепловой энергии в электрическую. В связи с наличием большого числа альтернативных вариантов энергетических установок, двигательных установок и накопителей электрической энергии возникла необходимость определения областей рационального использования различных структур энергодвигательных систем.
Предложена методика расчета и получены области рационального использования энергодвигательных систем различного типа. В процессе исследований установлено, что при высоких значениях затрат характеристической скорости, высокой периодичности маневрирования и большой мощности целевой системы целесообразно применение ЯЭУ на базе газотурбинного преобразователя.
Для ЯЭУ с газотурбинным преобразователем предложена математическая модель, которая позволяет оценить основные проектные параметры и провести оптимизацию по интересующему критерию. На основе полученной математической модели установлено, что требуемый диапазон температур на теплообменнике-холодильнике практически не изменяется с увеличением подводимой мощности. Кроме того, установлено, что КПД цикла в большей степени зависит от температуры на входе в турбину и температуры на входе в компрессор.
Ключевые слова: ядерные энергетические установки, электроракетные двигательные установки, энергодвигательные системы.
Sibirskii Gosudarstvennyi Aerokosmicheskii Universitet imeni Akademika M. F. Reshetneva. Vestnik Vol. 17, No. 4, P. 989-996
STRUCTURE OPTIMIZATION AND PARAMETERS OF LARGE ENERGY PROPULSION SYSTEMS
Y. A. Novikov1*, V. I. Ermolaev2
1Design Bureau "Arsenal" named after M. V. Frunze 1-3, Komsomol Str., Saint-Petersburg, 195009, Russian Federation 2Baltic State Technical University 1, 1 Krasnoarmeiskaya Str., Saint-Petersburg, 190005, Russian Federation *E-mail: geo4ever@ya.ru
Energy propulsion spacecraft systems have a significant impact on the capabilities and effectiveness of the target solution. In recent years there is a tendency to increase electric power consume of spacecraft. It is connected with the significant increase of power of target systems. In addition, electric propulsion systems, which consume a lot of power in progress of working, are widely used for deducing satellites and correction ofits orbit nowadays.
To create a high specific power satellite it may be used energy propulsion spacecraft systems with different structures, including nuclear power plants (NPP). In addition to well-known nuclear power on the basis of thermionic con-
verters, there is an interest in NPP with a gas turbine power converter. This type of power plants has a significantly higher efficiency of converting thermal energy into electrical energy. Due to the large number of alternative power systems, propulsion and electric energy storage there is a need to identify areas of rational use of the various structures of energy propulsion systems.
The authors proposed a calculation procedure and obtained the areas of rational use of energy propulsion systems of various types. During the research it was found that the use of turbine based NPP expedient at high speeds characteristic costs, high frequency and high power maneuvering target system.
For the NPP with a gas turbine power converter the authors propose a mathematical model which allows us to evaluate the basic design parameters and optimize on interesting criterion. On the basis of the mathematical model it is shown that the required temperature range for the heat exchanger-cooler practically does not change with the increase of input power. Also it has been found that the cycle efficiency largely depends on the temperature at the turbine entrance, and temperature at the compressor entrance.
Keywords: nuclear power plants, electric propulsion system, energy propulsion systems.
Введение. Современный этап развития отечественной космонавтики характеризуется значительным увеличением энерговооруженности космических аппаратов. Данное обстоятельство связано с существенным повышением энергопотребления целевых систем космических аппаратов (КА). Кроме того, наблюдается тенденция к переходу от маршевых жидкостных ракетных двигательных установок (ЖРДУ) к электроракетным двигательным установкам (ЭРДУ), которые в процессе работы потребляют значительную электрическую мощность.
В качестве энергетических установок КА в настоящее время используются каскадные солнечные батареи (СБ) с повышенным коэффициентом полезного действия (КПД) [1]. Среди накопителей помимо химических аккумуляторных батарей интерес представляют накопители иного рода - маховичные (инерционные) накопители энергии (МН) [2]. Вновь возобновился интерес к ядерным энергетическим установкам (ЯЭУ) [3; 4]. Помимо хорошо известных термоэмиссионных ядерных энергетических установок большое внимание уделяется ЯЭУ на базе замкнутого газодинамического цикла газотурбинного преобразования. Данный тип энергоустановок (ЭУ) обладает значительно большим КПД преобразования тепловой энергии в электрическую [5; 6].
В связи с наличием большого числа альтернативных вариантов энергетических установок, двигательных установок и накопителей энергии для КА с высо-
кой энерговооруженностью, возникла необходимость определения областей рационального использования различных структур энергодвигательных систем (ЭДвС) и оптимизации их параметров.
Математическая модель для расчета ЭДвС КА. Модель для расчета солнечной энергетической установки с накопителем энергии подробно рассмотрена в [1].
На рис. 1 представлены графики энергопотребления КА при отсутствии в составе ЭДвС накопителя (рис. 1, а) и при наличии в составе ЭДвС накопителя (рис. 1, б). Мощность, потребляемая целевой системой, обозначена Л&.
В первом случае мощность Ып, потребляемая целевой системой и ЭРДУ, полностью обеспечивается мощностью ДЭУ, генерируемой ЭУ. Во втором случае мощность энергоустановки ниже максимальной потребляемой мощности. Недостаток мощности в пиковых режимах обеспечивается накопителем, заряд которого происходит на участках полета, где не требуется включение ЭРДУ. В этом случае мощность солнечной батареи определяется соотношением
Nqe =
Nn
'зРДУ + No't nm
('с' nm 'эрду ) "н + 'з:
(1)
■ЭРДУ / ' 1н ^ 'ЭРДУ
где Лсб - мощность солнечной батареи; ¿эрду - время работы ЭРДУ при выполнении единичного маневра; 4 - время освещенного участка орбиты; Пн - КПД накопителя.
N А
'»ЗУ
Ж-
J_L
X
N3y
ч
Ч№
tc
t;
Ж—и
а б
Рис. 1. График энергопотребления: без накопителя (а), с накопителем (б)
Мощность, потребляемая ЭРДУ, определяется тя-говооруженностью КА и удельным импульсом двигательной установки:
К =
a0 • МКА0 • ^уд 2 • "Лдв • ^СПУ
(2)
t
ЭРДУ
уд
ao
V
1 - exp (- -5-)
1 уд
(3)
V = Vx • ^АС
xS Пм • Т
(4)
где &.С - время активного существования КА; пм -периодичность выполнения маневров (количество витков, через которое выполняются маневры коррекции орбиты КА); Т - период обращения КА по орбите.
Масса солнечной батареи определяется из следующего соотношения:
«СБ =■ "СБ
Nc
(5)
(
МНАК = maX
Кп - N.
ЭУ
N,„
(Кп - КЭУ ) • ¿ЭРДУ + N0 • tr
уд
• ceil п
ч пдоп у
(6)
п =
АС
Г
(7)
Масса ядерной энергетической установки находится исходя из удельной мощности - Л^дяэу, значе-
ние которой определяется на основе статистических данных:
МЯЭУ =
Nn
"Удя
(8)
где а0 - тяговооруженность КА; МКА0 - начальная масса КА; 1уд - удельный импульс ЭРДУ; ПдВ - КПД ЭРД; пСПУ - КПД системы преобразования и управления ЭРДУ.
Время работы ЭРДУ при выполнении единичного маневра можно определить через затраты характеристической скорости на выполнение единичного маневра:
где Ух - затраты характеристической скорости на выполнение единичного маневра.
Суммарные затраты характеристической скорости на выполнение маневров определяются следующим образом:
где ЛСБуд - удельная мощность солнечной батареи.
Масса накопителя определяется из условий обеспечения требуемой мощности разряда, требуемой энергии разряда и требуемого количества циклов заряда/разряда:
где п - количество циклов заряда/разряда накопителя за время активного существования КА; пдоп - допустимое количество циклов заряда/разряда накопителя; ЛЭУ - мощность, генерируемая энергоустановкой; ЛТуд - удельная мощность накопителя; Еуд - удельная энергоемкость накопителя.
Общее количество циклов заряда/разряда накопителя за время активного существования КА определяется выражением:
I
Методика расчета массовых характеристик ЖРДУ и ЭРДУ описана в [7].
Области рационального использования различных структур ЭДвС. Рассматривались следующие компоненты ЭДвС. В качестве основной энергоустановки рассматривались СБ с каскадными фотоэлементами и ЯЭУ с газотурбинным преобразователем энергии. Для проведения оценок температура на входе в турбину принималась равной 1500 К, что соответствует КПД цикла 25 %. В качестве накопителя энергии рассматривались литий-ионные и никель-водородные аккумуляторные батареи и маховичный (инерционный) накопитель энергии на основе супермаховика, удельные характеристики которых были получены на основе анализа современной и перспективной элементной базы [8-10]. Альтернативными вариантами маршевой двигательной установки являлись ЖРДУ, работающая на азотном тетроксиде и несимметричном диметилгидразине, и ЭРДУ, работающая на ксеноне.
Основное влияние на оптимальную структуру энергодвигательной системы оказывают требования к энергообеспечению целевой системы КА и требования к маневренным возможностям КА. Поэтому при проведении исследований в качестве исходных варьируемых параметров рассматривались мощность, потребляемая целевой системой КА, затраты характеристической скорости на выполнение единичного маневра и периодичность выполнения маневров, представляющая собой количество витков по орбите между выполнением маневров.
В результате разработанной расчетной модели были получены области рационального использования различных структур ЭДвС, представленные на рис. 2. Области представлены в зависимости от периодичности выполнения маневров пм и затрат характеристической скорости на выполнение единичного маневра Ух при мощности целевой системы 25 и 40 кВт. Критерием оптимальности выступает минимизация массы ЭДвС.
При малых затратах характеристической скорости на выполнение единичного маневра целесообразно использовать ЖРДУ с СБ, мощность которой полностью покрывает пик энергопотребления. В качестве накопителя можно использовать как МН так и Li-ion АБ, так как отличие по массе составляет не более 5 %. Преимущество ЖРДУ объясняется тем, что в данной области преобладающее влияние имеет низкая удельная масса сухой ЖРДУ, а основной недостаток, связанный с низкими значениями удельного импульса, не приводит к существенному возрастанию массы двигательной установки. При этом накопитель электрической энергии необходим только для энергообеспечения бортовых систем на теневых участках полета.
уд
3
И
30 40
Щ, м/с
1 Ш
60
50
40
30
20
10
ЖР/ХУ 1 1 У 1 1
+СВ
ЭРДУ ЭРДУ +СБ |
+СБ +АШ / 1/^Г ЭРДУ +ЯЭУ 1 1 1
10
20
30
, м/с
б
40
50
60
Рис. 2. Области рационального использования различных структур ЭДвС при мощности целевой системы: 25 кВт (а); 40
кВт (б)
При увеличении затрат характеристической скорости на выполнение единичного маневра и снижении периодичности маневрирования целесообразно использовать ЭДвС, включающую СБ, ЭРДУ и накопитель. Потребная мощность солнечных батарей в данном случае пик не покрывает, а недостаток мощности обеспечивается накопителем, заряд которого происходит на пассивных участках полета. При этом в качестве накопителя наиболее предпочтительным оказалось использование маховичного накопителя. Преимущество данной структуры ЭДвС обусловлено высоким удельным импульсом ЭРДУ и высокой удельной мощностью маховичных накопителей. Вариант
конструктивного исполнения ЭДвС с маховичным накопителем энергии рассмотрен в [11; 12].
При дальнейшем увеличении затрат характеристической скорости и частых маневрах целесообразно использовать ЭДвС, содержащую СБ и ЭРДУ, при этом мощность солнечной батареи полностью покрывает пиковое энергопотребление. Это обусловлено тем, что при таких режимах работы ЭДвС протяженность пассивных участков полета становится небольшой. Эффект от применения накопителей в этих условиях оказывается меньше, чем увеличение массы ЭДвС, связанное с потерями при заряде-разряде накопителя. Накопитель используется для обеспечения
а
работы бортовых систем на теневых участках орбиты, при этом, как и в случае с ЖРДУ, масса МН и Li-ion АБ примерно одинаковая. Данное обстоятельство обусловлено тем, что при продолжительном разряде решающим оказывается не удельная мощность накопителя, а его удельная энергоемкость, которая для указанных типов накопителей примерно одинаковая.
При высоких требованиях к маневренным возможностям КА целесообразно использовать ЭДвС, содержащую ЭРДУ и ЯЭУ на базе газотурбинного преобразователя энергии. Данное обстоятельство обусловлено тем, что удельная мощность ЯЭУ при высоких значениях энергопотребления значительно ниже удельной мощности СБ.
Сравнивая между собой представленные графики, можно сделать вывод о том, что с увеличением мощности, потребляемой целевой системой, области рационального использования ЭДвС на основе ядерной энергоустановки с газотурбинным преобразователем (ГТП) энергии значительно расширяются. Это объясняется снижением удельной массы ЯЭУ с ростом генерируемой мощности.
Математическая модель рабочих процессов ГТП. Наибольшую сложность представляет расчет параметров газотурбинного цикла на ранних этапах проектирования [13; 14]. В связи с этим возникла необходимость разработки математической модели рабочих процессов ГТП, позволяющей оценить основные проектные параметры таких преобразователей и исследовать возможности их использования для энергоснабжения перспективных КА с большой энерговооруженностью.
Среди прочих наибольшего внимания заслуживает замкнутый цикл Брайтона с использованием теплообменника-рекуператора, так как он обладает наибольшим термическим КПД [15]. Структурная схема рассматриваемой энергетической установки с ГТП и диаграмма рабочего цикла представлены на рис. 3.
Энергетическая установка работает следующим образом. Рабочее тело, попадая в реакторную установку (РУ), нагревается до максимальной температуры в цикле и поступает на турбину. Вал турбины кинематически связан с валом генератора и компрессора. Совершив работу на лопатках турбины, газ поступает в теплообменник-рекуператор (ТР), где частично охлаждается, после чего охлаждается до минимальной температуры в цикле на теплообменнике-холодильнике (ТХ) при помощи системы отвода тепла (СОТ). Компрессор поднимает давление рабочего тела до максимального в цикле и прокачивает его через холодный тракт ТР, где газ дополнительно подогревается и вновь поступает в РУ.
Основным преимуществом представленной схемы является наличие теплообменника-рекуператора, который позволяет значительно снизить потребную отводимую мощность в систему обеспечения теплового режима, а следовательно, снизить площадь и массу панельных холодильников-излучателей КА. Кроме того, использование генератора позволяет получить на борту КА электрический ток высокого напряжения, что приводит к существенному снижению массы кабельной сети по сравнению с термоэмиссионными энергетическими установками.
РУ
17
Гчноратор — — Турбина
ж
TP
И
ТХ
Л
Компрессор
6
СОТ
Рис. 3. Структурная схема энергетической установки на основе цикла Брайтона (а); диаграмма цикла Брайтона (б)
б
а
Для расчета параметров ГТП была получена система уравнений, описывающая рабочие процессы в системе.
Исходя из структурной схемы (рис. 3), можно записать уравнение баланса мощностей:
Лт - лк = Лп + Лс , (9)
где Лт - мощность турбины; Лк - мощность компрессора; Лп - мощность внешних потребителей; ЛС -мощность собственных потребителей.
Мощности турбины и компрессора соответственно равны:
Лт = От • Ь • пт, (10)
( \
Лк = — • Ср • Ток • бк •
Пк
1
V е
-1
(11)
Ь = -
к -1
-• ЯТт
1 —
1
к-1 Г к
(13)
п = -
е = -
Ркв Рок ~Рк
(14)
(15)
где Ркв - давление на выходе из турбины; Рт - давление на входе в турбину; Рк - давление на входе в компрессор; Рок - давление на выходе из компрессора.
Давление на выходе из турбины определяется последовательным переходом состояний 3-4-5 (см. рис. 3), а давление на входе в турбину определяется потребным перепадом давления при последовательном переходе состояний 6-1-2:
Ркв = Рк + ДРрр + ДРтх + ДРмкв, (16)
Рт = Рок - ДРро - ДРру - ДРмт,
(17)
где ДРро - перепад давления в холодном тракте ТР; ДРтх - перепад давления в ТХ; ДРмк - перепад давления в магистралях после турбины; ДРрр - перепад
давления в горячем тракте ТР; ДРру - перепад давления в РУ; ДРмт - перепад давления в магистралях перед турбиной; ДРмкв - перепад давления в магистралях перед компрессором.
Температура газа на выходе из компрессора определяется из следующего соотношения:
Ток = Тк •
(
1 +
Л
1
к -1
-1
V е
1 Пк
(18)
где От - расход через турбину; Ь - адиабатическая работа газа на турбине; пт - КПД турбины; пк - КПД компрессора; Ср - удельная теплоемкость газа; Ток -температура газа на входе в компрессор; Ок - расход через компрессор; е - степень сжатия компрессора; к - показатель адиабаты.
В принятой схеме расход через турбину и реактор равны. В случае если в схеме применяется система перепуска для охлаждения ротора турбины, расход через компрессор будет равен
бк = а • Ор, (12)
где а - коэффициент запаса мощности турбокомпрес-сорного агрегата (отношение массового расхода через компрессор к массовому расходу через турбину); Ор -расход через реакторную установку.
Адиабатическая работа газа на турбине равна
( \
где Тк - температура газа на входе в компрессор.
Температура на выходе из турбины определяется степенью расширения газа на турбине и температурой на входе:
( У
1 - Пт • 1
к
Ткв = Тт •
(19)
где Тт - температура на входе в турбину.
Теплообменник-рекуператор удобно разделить на два тракта - горячий и холодный. Под горячим трактом будем понимать переход из состояния 3 в состояние 4. Под холодным трактом - переход из состояния 6 в состояние 1. Тогда:
АТрн =
Ткв + (а -1) • Тк
- (Тк + ДТмт)
ДТро = — • АТрр ,
а
(20)
(21)
где Я - газовая постоянная; п - степень расширения газа на турбине.
Степень расширения и сжатия газа на турбине и компрессоре соответственно равны
Рт
где ДТрр - изменение температуры в горячем тракте ТР; ДТро - изменение температуры в холодном тракте ТР.
Температура на теплообменнике-холодильнике определяется расходом рабочего тела и изменением температуры на теплообменнике-рекуператоре:
Ттх = От•Ткв + (а-1) •Ок•Тк-ДТро , (22) Ок
где Ттх - температура на выходе из ТХ.
Для проведения оценок будем полагать, что перепуск через турбину отсутствует, и примем, что температура на входе в турбину равна температуре на выходе из реактора:
Тт = Тр . (23)
Решение представленной системы уравнений (9)-(23) необходимо производить итерационно. При этом расчет можно считать завершенным при условии выполнения баланса мощностей (1).
Анализ параметров рабочих процессов ГТП. В ходе работы была разработана программа для расчета характеристик представленной системы преобразования энергии в среде МаХаЬ. В качестве оптимизируемого параметра использовался КПД цикла (отношение мощности потребителей к подводимой тепловой мощности). Рассмотрим два варианта:
1) температура на выходе из реакторной установки (на входе в турбину) составляет 1100 К, мощность внешних потребителей - 80 кВт;
2) температура на выходе из реакторной установки (на входе в турбину) составляет 1500 К, мощность внешних потребителей - 200 кВт.
Результаты расчета представлены в таблице.
а
Рис. 4. Зависимость КПД цикла от температуры на входе в турбину
Результаты расчета контура ГТП
Параметр Вариант 1 Вариант 2
КПД цикла 0,18 0,25
Температура на входе в ТХ, К 620 714
Температура на выходе из ТХ, К 392 389
Подводимая тепловая мощность РУ, кВт 515 830
Отводимая тепловая мощность в СОТ, кВт 423 639
Расход рабочего тела через РУ, кг/с 2,786 3,832
Давление на выходе компрессора, МПа 2,302 3,390
Из представленных результатов видно, что температура на входе в компрессор в обоих случаях практически одинакова и не превышает 400 К. Данное обстоятельство объясняется тем, что с увеличением температуры рабочего тела на входе в компрессор значительно увеличивается работа на сжатие РТ до максимального давления в цикле.
Существенным является потребный перепад температур на теплообменнике-холодильнике. Повышение температуры позволило бы значительно уменьшить потребную площадь панельных холодильников излучателей, однако температура на входе в компрессор ограничивается условием максимизации КПД цикла.
С увеличением температуры и тепловой мощности на входе в турбину КПД всего цикла увеличивается. Это обусловлено расширением участка рекуперации энергии и повышением степени расширения газа на турбине. На рис. 4 представлен график зависимости КПД цикла от температуры на входе в турбину.
Как видно из представленного графика, КПД цикла в пределе не превышает 27 %. При температуре ниже 1000 К КПД значительно падает и не превышает 16 %, что сопоставимо с термоэмиссионными энергетическими установками. Наиболее оптимальной представляется область с температурами от 1300 до 1600 К, где КПД цикла составляет порядка 21-25 %.
Дальнейшее повышение мощности внешних потребителей ограничивается возможностью создания материалов для лопаток турбины, способных работать при температурах свыше 1500 К. В связи с этим оптимальным представляется использование несколь-
ких контуров ГТП, объединенных одной реакторной установкой.
Заключение. В результате проведенного анализа областей рационального использования установлено, что при требованиях к ЭДвС, характерных для перспективных КА, оптимальными являются системы, содержащие СБ или ЯЭУ. При этом ЯЭУ целесообразно использовать при высоких энергопотреблениях целевой системы или при высоких требованиях к маневренным возможностям КА.
Для маневрирования перспективных КА предпочтительно использование ЭРДУ. Использование ЖРДУ ограничивается относительно небольшой областью, для которой характерны очень малые маневренные возможности КА или высокая оперативность маневрирования.
Разработанная математическая модель системы преобразования энергии позволяет на этапе эскизного проектирования оценить проектные параметры КА с ЯЭУ. Предварительные расчеты показывают, что наиболее критичными параметрами являются перепад температур на теплообменнике-холодильнике и температура на входе в компрессор, в связи с чем предлагается проводить дальнейшую оптимизацию совместно с СОТ. При необходимости дальнейшего увеличения мощности внешних потребителей предлагается в дальнейшем исследовать вариант увеличения количества контуров газотурбинных преобразователей, объединенных одной реакторной установкой. Целесообразность данного решения обусловлена наличием ограничений на температуру рабочего тела на входе
в турбину и снижением интенсивности роста КПД турбины.
Библиографические ссылки
1. Ермолаев В. И., Новиков Ю. А. Исследование оптимальных структур энергодвигательных систем на основе солнечных батарей для перспективных космических аппаратов // Инновационный арсенал молодежи : Тр. пятой науч.-техн. конф. / ФГУП «КБ «Арсенал» ; Балт. гос. техн. ун-т. СПб., 2014. C. 106-109.
2. Кунин В. Н., Дорожков В. В., Сергеева М. В. Инерционный копровый накопитель для получения электрических импульсов высоких энергий // Приборы и техника эксперимента. 1981. № 3. С. 27-39.
3. Космическая ядерная энергетика: перспективы и направления развития / П. В. Андреев [и др.] // Полет. 2006. № 4. C. 19-25.
4. Казанский Ю. А., Матусевич Е. С. Экспериментальные методы физики реакторов. М. : Энергоатом-издат, 1984. С. 93-95.
5. Ермолаев В. И., Аскеров Ф. А. Исследование характеристик и способов применения средств межорбитальной транспортировки // Космонавтика XXI века и ядерные термоэмиссионные энергетические установки. СПб. : Агентство «РДК-принт», 2002. С. 7-64.
6. Карпов В. А. Топливные циклы и физические особенности высокотемпературных реакторов. М. : Энергоатомиздат, 1985. 128 с.
7. Ермолаев В. И., Чилин Ю. Н., Наркевич Н. Н. Двигательные и энергетические установки космических летательных аппаратов : учебник. СПб. : Рубин, 2003. 585 с.
8. Химические источники тока : справочник / под. ред. Н. В. Коровина, А. М. Скундина. М. : МЭИ, 2003. 740 с.
9. Средства заряда аккумуляторов и аккумуляторных батарей : справочник / А. И. Бухаров [и др.]. М. : Энергоатомиздат, 1988. 288 с.
10. Кедринский И. А., Яковлев В. Г. Литий-ионные аккумуляторы. Красноярск : ИПК «Планета», 2002. 266 с.
11. Электроракетная двигательная установка: пат. на изобретение № 2591972 / Ермолаев В. И., Новиков Ю. А.. 2016.
12. Ермолаев В. И., Новиков Ю. А. Электроракетная двигательная установка с маховичным накопителем энергии // Лазерная и ракетно-космическая техника XXI века : сб. науч. тр. / Балт. гос. техн. ун-т. СПб., 2016. C. 68-76.
13. Status of Cea Reactor Studies for a 200 K We tur-boelectric space power system / F. Carre [et al.]. Albuquerque, New Mexico, 1984, 63 с.
14. Нигматулин И. Н., Нигматулин Б. И. Ядерные энергетические установки. М. : Энергоатомиздат, 1986. 168 с.
15. Trunzo V. J. Space power. Garrett fluid systems division. 1991, 128 c.
References
1. Ermolaev V. I., Novikov Yu. A. [Study of optimal structures of energy propulsion systems based on the solar
panels for advanced spacecraft]. Innovatsionnyarsenal molodezhi: trudypyatoynauchno-tekhnicheskoy konfe-rentsii [Innovative Arsenal Youth: Proc. of 5th Scientific and Technical Conference]. St. Petersburg, 2014, P. 106109 (In Russ.).
2. Kunin V. N., Dorozhkov V. V., Sergeeva M. V. [Inertia hoisting drive for high-energy electrical pulses]. Pribory i tekhnika eksperimenta. 1981, No. 3, P. 27-39 (In Russ.).
3. Andreev P. V., Vasil'kovskiy B. C., Zaritskiy G. A., Galkin A. Ya. [Space nuclear power: prospects and development trends]. Polet. 2006, No. 4, P. 19-25 (In Russ.).
4. Kazanskiy Yu. A., Matusevich E. S. Eksperimen-tal'nye metody fiziki reaktorov [Experimental methods for reactor physics]. Moscow. Energoatomizdat Publ., 1984, P. 93-95 (In Russ.).
5. Ermolaev V. I., Askerov F. A. [Investigation of the characteristics and uses of funds-orbit transportation]. Kosmonavtika XXI veka i yadernye termoemissionnye energeticheskie ustanovki [Cosmonautics of the XXI century and thermionic nuclear power plants]. St. Petersburg, 2002, P. 7-64 (In Russ.).
6. Karpov V. A. Toplivnye tsikly i fizicheskie osoben-nosti vysokotemperaturnykh reaktorov [The fuel cycle and the physical characteristics of high-temperature reactors]. Moscow, Energoatomizdat Publ., 1985, 128 p. (In Russ.).
7. Ermolaev V. I., Chilin Yu. N., Narkevich N. N. Dvigatel'nye i energeticheskie ustanovkikosmicheskikh letatel'nykh apparatov [Propulsion and power systems for spacecraft]. St. Petersburg, Rubin Publ., 2003, 585 p.
8. Korovina N. V. Skundina A. M. Khimicheskie istochniki toka: spravochnik [Chemical current sources: a directory]. Moscow, MEI Publ., 2003, 740 p.
9. Bukharov A. I. Sredstva zaryada akkumulyatorov i akkumulyatornykh batarey: spravochnik [Means of a charge of accumulators and batteries: a directory]. Moscow, Energoatomizdat Publ., 1988, 288 p.
10. Kedrinskiy I. A., Yakovlev V. G. Litiy-ionnye ak-kumulyatory [Lithium-ion batteries]. Krasnoyarsk, Planeta Publ., 2002, 266 p.
11. Ermolaev V. I., Novikov Yu. A. Elektroraketnaya dvigatel'naya ustanovka [Electric propulsion system]. Patent RF, No. 2591972, 2016.
12. Ermolaev V. I., Novikov Yu. A. [Electric propulsion system with flywheel energy storage]. Lazernaya i raketno-kosmicheskaya tekhnika XXI veka: sbornik nauchnykh trudov [Laser, rocket and space technology of the XXI century: a collection of scientific works]. St. Petersburg, 2016, P. 68-78 (In Russ.).
13. Carre F. et al. Status of Cea Reactor Studies for a 200 K We turboelectric space power system. Albuquerque, New Mexico, USA, 1984, 63 p.
14. Nigmatulin I. N., Nigmatulin B. I. Yadernye energeticheskie ustanovki. [Nuclear power plants]. Moscow, Energoatomizdat Publ., 1986, 168 p.
15. Trunzo V. J. Space power. Garrett fluid systems division. 1991, 128 p.
© Новиков Ю. А., Ермолаев В. И., 2016
