Выбор теплоаккумулирующего материала для солнечного теплового ракетного двигателя

Рассматривается солнечный тепловой ракетный двигатель (СТРкД) с тепловым аккумулятором (ТА), использующим фазопереходные высокотемпературные теплоаккумулирующие материалы (ТАМ) с высокой удельной теплотой плавления, обладающие определенными энергетическими преимуществами над твердотельными графитовыми аккумуляторами. ТА конструктивно совмещен с системой «концентратор-приемник» (КП) и предназначен для накопления тепловой энергии от зеркального солнечного концентратора в периоды пассивного движения космического аппарата (КА) по переходным орбитам многовитковой траектории выведения, при которой включение СТРкД осуществляется в апсидальных областях орбит за счет теплового разряда ТА, нагревающего рабочее тело (водород) до высоких температур, обеспечивая высокие значения удельного импульса. При этом обеспечивается независимость процессов точной ориентации системы КП на Солнце в периоды пассивного движения КА для заряда ТА и управления вектором тяги при разряде аккумулятора. Области включения СТРкД при этом не зависят от условий освещенности. Рассматриваются такие тугоплавкие ТАМ, как оксид бериллия и бинарные эвтектики B*Si и 3BeO*2MgO с температурой плавления выше 2000 К и удельной энергоемкостью более 2 МДж/кг. Рассматривается задача межорбитальной транспортировки КА с низкой стартовой орбиты на геостационарную орбиту в течение 60 суток. В качестве критерия эффективности задачи выведения принята масса полезной нагрузки (ПН), которая максимизируется путем оптимизации релевантных параметров системы КП-ТА. К таким параметрам можно отнести, в частности, соотношение масс концентратора и ТА и параметр точности псевдопараболоидного концентратора. Проведена совместная оптимизация релевантных параметров, показаны их целесообразные значения для каждого ТАМ. Показано, что при использовании в ТА сплава B*Si масса ПН может быть больше по сравнению с остальными рассмотренными теплоаккумулирующими материалами. Условия ориентации системы КП на Солнце при этом достаточно соответствуют современным техническим возможностям. Выигрыш в массе ПН может более чем в 1,5 раза превышать эффективность современных средств выведения с ЖРД, что позволяет использовать ракеты-носители (РН) более легкого класса.