Оптимизация структуры и параметров энергодвигательных систем большой энерговооруженности

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 газотурбинным 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.