Ким В.П., Гниздор Р.Ю., Грдличко Д.П., Захарченко В.С., Коркунов М.В., Меркурьев Д.В., Попов Г.А., Шилов Е.А. «Разработка стационарного плазменного двигателя СПД-100ВТ с повышенной тягой» Космические исследования, 57, № 5, с. 323-331 (2019)

Представлены результаты исследования возможности разработки стационарного плазменного двигателя с повышенной тягой. Это исследование выполнено в научно-исследовательском институте прикладной механики и электродинамики Московского авиационного института (НИИПМЭ МАИ) совместно с опытным конструкторским бюро “Факел” (ОКБ “Факел”) в качестве индустриального партнера. В процессе исследования были разработаны и исследованы лабораторная модель, макетный и экспериментальный образцы двигателя СПД-100ВТ, имеющего основные размеры, близкие к размерам хорошо известного серийного двигателя СПД-100, производимого ОКБ “Факел” и успешно работающего в космосе. В результате показано, что двигатель СПД-100ВТ может эффективно и длительное время работать с разрядным напряжением 300 В и мощностью до 3 кВт, обеспечивая получение тяги, более чем вдвое превышающей тягу двигателя СПД-100, тягового коэффициента полезного действия выше 60% и удельного импульса тяги – более 1800 с. Увеличение тяги достигнуто увеличением расхода ксенона через двигатель, а повышение эффективности его работы – модернизацией магнитной системы и геометрии ускорительного канала двигателя.

Богатый А.В., Дьяконов Г.А., Семенихин С.А. «Исследования механизмов возникновения паразитного расхода рабочего тела при работе абляционного импульсного плазменного двигателя» Космические исследования, 57, № 5, с. 332-338 (2019)

Приводятся результаты спектроскопических исследования стадий электрического разряда в канале абляционного импульсного плазменного двигателя. Показано влияние начальной стадии на дальнейшее развитие разряда. Установлен доминирующий механизмом возникновения “паразитного” расхода рабочего тела при работе АИПД – ударная поверхностная ионизация рабочего тела. Приводятся результаты экспериментальных исследований зависимости тяговой эффективности и расхода от расстояния между рабочими поверхностями шашек рабочего тела АИПД.

Плохих А.П., Важенин Н.А., Попов Г.А. «Анализ влияния электромагнитного излучения стационарных плазменных двигателей на помехоустойчивость канала связи "Земля–космический аппарат"» Космические исследования, 57, № 5, с. 339-346 (2019)

Рассматривается полный цикл исследований, связанных с получением знаний о спектрально-временных характеристиках излучения стационарных плазменных двигателей (СПД), разработкой математических и имитационных моделей такого излучения и оценками его влияния на помехоустойчивость систем космической связи. По результатам проведенного имитационного моделирования оценивается достоверность передачи информации в цифровых каналах связи Земля–КА. Исследуется зависимость вероятности битовой ошибки как функции битовых отношений сигнал-шум и сигнал-помеха от СПД. В качестве показателя помехоустойчивости канала связи в присутствии излучения СПД, рассматривается его энергетический проигрыш относительно эталонной системы. Проводятся расчеты энергетического потенциала радиолиний дальнего и ближнего космоса. Оценивается энергетический проигрыш радиолиний на трассе Земля–Марс и в пределах геостационарной орбиты. Даются рекомендации по снижению влияния излучения СПД.

Константинов М.С. «Сравнительный проектно-баллистический анализ использования химической и электроракетной двигательных установок в проекте солнечного зонда» Космические исследования, 57, № 5, с. 347-360 (2019)

Анализируется возможность реализации проекта солнечного зонда с выведением исследовательского КА на систему гелиоцентрических орбит с относительно малым радиусом перигелия и достаточно большим наклонением к солнечному экватору (наклонение последней гелиоцентрической орбиты к плоскости солнечного экватора должно быть не менее 30°). Проведен сравнительный проектно-баллистический анализ возможности использования химической и электроракетной двигательных установок (ЭРДУ) при выведении КА на рассматриваемую систему гелиоцентрических орбит. Анализируемые транспортные системы предполагают использование ракеты-носителя “Союз-2.1б” и химического разгонного блока “Фрегат” при старте КА от Земли. Двигательные установки собственно КА различны. В одном случае используется химическая двигательная установка, в другом – солнечная электроракетная двигательная установка на базе одного стационарного плазменного двигателя типа СПД-140. Время выведения КА на последнюю гелиоцентрическую орбиту рассматриваемой системы орбит ограничено сверху пятью годами. Показано, что использование ЭРДУ позволяет значительно увеличить массу КА на рабочих орбитах (с 910 до 1600 кг).

Орлов А.А. «Методика оптимизации траекторий межпланетных перелетов с гравитационными маневрами при использовании двигателей малой тяги» Космические исследования, 57, № 5, с. 361-372 (2019)

Предлагается методика поиска оптимальных траекторий с гравитационными маневрами (ГМ) для межпланетных перелетов космических аппаратов (КА) с электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ). При этом используется непрямой метод оптимизации. Отличительной особенностью данной методики является объединение условий оптимальности в точке гравитационного маневра в рамках одной краевой задачи для двух случаев, когда высота пролетной гиперболы при гравитационном маневре меньше или равна максимальной. Такой подход позволяет существенно сократить объем необходимых вычислений при проведении оптимизации межпланетных траекторий КА, включающих гравитационные маневры. При этом рассматривается сквозная оптимизация траектории с анализом полного набора условий оптимальности в точке гравитационного маневра. Эффективность предлагаемого подхода демонстрируется на примере оптимизации межпланетных траекторий от Земли к Меркурию с гравитационным маневром у Венеры и от Земли к Юпитеру с гравитационным маневром у Земли.

Петухов В.Г. «Применение угловой независимой переменной и ее регуляризирующего преобразования в задачах оптимизации траекторий с малой тягой» Космические исследования, 57, № 5, с. 373-385 (2019)

Рассматривается целесообразность использования истинной долготы или связанного с ней угла в качестве независимой переменной в задачах оптимизации многовитковых траекторий космических аппаратов с малой тягой. Вводится вспомогательная долгота, которая используется в дальнейшем в качестве новой независимой переменной вместо времени. Показано преимущество использования вспомогательной долготы в качестве независимой переменной в задаче оптимизации траекторий с фиксированной угловой дальностью и оптимальным временем перелета. Рассмотрены задачи оптимизации траекторий космических аппаратов с идеально-регулируемым двигателем ограниченной мощности и двигателем ограниченной тяги с постоянной скоростью истечения. Рассмотрена возможность улучшения сходимости методов решения задач оптимизации траекторий с двигателем ограниченной тяги за счет совместного использования сглаживающей аппроксимации релейной функции переключения тяги и регуляризирующего преобразования независимой переменной, растягивающего ее значения в окрестности моментов переключения тяги. На основе полученных результатов предложен метод решения задач оптимизации многовитковых перелетов, представлены численные примеры его использования.

Старченко А.Е. «Минимизация деградации трехкаскадных солнечных батарей космического аппарата при выведении на геостационарную орбиту» Космические исследования, 57, № 5, с. 386-400 (2019)

Рассматривается метод снижения радиационной деградации солнечных батарей (СБ) космического аппарата при комбинированном выведении на геостационарную орбиту с помощью разгонного блока и электроракетной двигательной установки. Суть метода состоит в оптимизации формы траектории перелета и аргумента перигея промежуточной орбиты. Применяется принцип максимума к задаче оптимизации электрической мощности СБ на конец пятнадцатилетнего срока активного существования (САС). Для этого к уравнениям движения КА добавляется уравнение для текущей мощности СБ и ограничение на эту мощность на конец САС. Явно получено решение сопряженного к мощности СБ уравнения. Расчет радиационной деградации СБ проведен с помощью моделей потоков заряженных частиц радиационных поясов Земли AE8 MAX и AP8 MAX. При оптимизации учтена вторая зональная гармоника в разложении гравитационного потенциала притяжения Земли. Удалось увеличить мощность СБ на конец САС на 0.16–0.66% от мощности СБ на начало перелета в зависимости от параметров промежуточных орбит. Дополнительные затраты характеристической скорости увеличились относительно траекторий оптимального быстродействия на 13–1087 м/с в зависимости от параметров промежуточных орбит.