10 / 18
Характеристики неравнотемпературных систем концентратор–приемник…
ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение. 2017. № 2
75
дически «замораживаться» в процедуре оптимизации типа Гаусса — Зейделя, то
температура
2
H
T
требует не просто вариации, а пересчета — интегрирования
дифференциального уравнения распределения температуры теплоносителя в
приемнике каждый раз при изменении параметра
на заданный шаг в соот-
ветствии с алгоритмом, показанным на рис. 7, поскольку при варьировании па-
раметра
каждый раз меняется условная температура (см. рис. 4), а также
распределение температуры газа по радиусу приемника и конечная температура
на выходе (см. рис. 6). Это заметно усложняет процесс оптимизации параметров
системы КП.
Характеристики системы КП в составе разгонного блока.
Выбор рациональ-
ных характеристик системы КП осуществляется с учетом интеграции СТРкД в со-
став разгонного блока для наилучшего выполнения конкретной полетной задачи
при известных траекторных условиях. Для этого выбирается целевая функция по-
лета — максимальная масса ПН (в рассматриваемом случае — масса геостационар-
ного КА) на расчетной орбите при заданном времени выведения. При этом необхо-
димо предварительно решить баллистическую задачу проектирования траектории
движения, т. е. выбрать программу включения двигателя на апсидальных участках
многовитковой траектории перелета с активными участками таким образом, чтобы
гравитационные потери скорости на них были невелики. Для этого угол истинной
аномалии каждого перигейного участка выбирается не более
= 20…30
, что соот-
ветствует времени каждого включения около 10…15 мин. По достижении ГПО
проводится ряд достаточно продолжительных апогейных включений с изменением
наклонения плоскости орбиты и скруглением ее до уровня ГСО при общем време-
ни выведения 60 суток как целесообразном, превышение которого приводит к
асимптотическому росту массы ПН, а уменьшение — к существенному ее сниже-
нию [5, 10]. В этом случае ограниченность по времени перелета на высокие орбиты
требует обеспечить начальную тяговооруженность РБ не менее 0,01 Н/кг. Поэтому
в рассматриваемой задаче для солнечного разгонного блока, входящего в состав
верхней ступени РН среднего класса типа «Союз-2-1б» при запуске с космодрома
Байконур, тяга СТРкД должна составлять около 80 Н, что соответствует выработке
суммарного импульса тяги для выведения на ГСО порядка 25,5 МН
с. Отметим,
что программа движения РБ с СТРкД, в частности программа изменения угла ис-
тинной аномалии перигейных активных участков, может быть оптимизирована в
целях снижения гравитационных потерь скорости и потерь на формирование тра-
ектории (на управление движением аппарата) [15]. Тяга и суммарный импульс тяги
СТРкД при этом могут быть скорректированы в соответствии с алгоритмом (см.
рис. 7). Здесь требуется нахождение компромисса между допустимыми значениями
потерь скорости (изменение массы топлива) и размерности СВИТ (изменение мас-
сы системы КП) при выборе программы изменения угла истинной аномалии ак-
тивных участков траектории.
Для рассматриваемой полетной задачи на рис. 8 представлены зависимости
массы ПН, СТРкД с системой КП, массы заправленной солнечной двигательной