К ОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 2019 апрель–июнь Научно-технический журнал Журнал выходит ежекв

К О С М И Ч Е С К А Я ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 2019

апрель–июнь

Научно-технический журнал

Журнал выходит ежеквартально Выпускается с 2013 г.

2(25)

Редакционная коллегия

Дфмн Алексеев А.К., член-корр. РАН Алифанов О.М., академик РАН Анфимов Н.А., дтн, профессор

Беляев М.Ю., дтн, профессор Борзых С.В., академик РАН Зеленый Л.М., дтн, профессор Зубов Н.Е.,

академик РАН Коротеев А.А., член-корр. РАН Кудрявцев Н.Н., дтн Михайлов М.В., дмн Муха-

медиева Л.Н., академик РАН Пешехонов В.Г., дтн Платонов В.Н., академик РАН Попов Г.А., дтн,

профессор Рачук В.С., дтн, профессор Салмин В.В., дтн, профессор Сапожников С.Б., дтн, профессор

Соколов Б.А., дтн Сорокин И.В., дтн Улыбышев Ю.П., академик РАН Федоров И.Б., дтн, профессор

Филин В.М., дтн, профессор Чванов В.К., дтн, профессор Ярыгин В.И.

Содержание

........ 5

..... 14

..... 37

..... 67

Главный редактор

академик РАН Микрин Е.А.

Заместители главного редактора

член-корр. РАН Соловьев В.А., дтн, профессор Синявский В.В.

..... 28

..... 55

05.07.10. инновационные технологии в аэрокоСмичеСкой деятельноСти

Макушенко Ю.Н., Муртазин Р.Ф., Зарубин Д.С. Космический порт для доставки экипажа на поверхность Луны ..............................................................................................................................................

Маевский В.А., Асеев В.В., Ивлев А.С., Нижельский Н.А., Сысоев М.А., Синявский В.В. Некоторые возможные области использования технологий высокотемпературной сверх-проводимости в программе освоения Луны ..................................................................................................

05.07.02. Проектирование, конСтрукция и ПроизводСтво летательных аППаратов

Бобе Л.С., Сальников Н.А. Анализ и расчет процесса низконапорного обратного осмоса при регенерации санитарно-гигиенической воды ..........................................................................................

Беркович Ю.А., Смолянина С.О., Железняков А.Г., Гузенберг А.С. Перспективы применения космических оранжерей в комплексе систем жизнеобеспечения космонавтов в условиях лунной орбитальной станции, лунной базы и межпланетных транспортных кораблей ........................

Яскевич А.В., Чернышев И.Е. Выбор параметров накопителя энергии для нового периферийного стыковочного механизма ..........................................................................................................

05.07.05. теПловые, электроракетные двигатели и энергоуСтановки летательных аППаратов

Соколов Б.А., Тупицын Н.Н. Исследование возможности создания на базе кислородно- углеводородного двигателя 11Д58М высокоэкономичного многофункционального безгазо- генераторного ракетного двигателя с кислородным охлаждением ........................................................

Соколов Б.А., Щербина П.А., Сишко И.Б., Шиповский А.В., Ляпин А.А., Коновалова А.И. Экспериментальные исследования стационарного плазменного двигателя на иоде .............................................. 81

..... 91

... 107

Учредитель

ПАО «Ракетно-космическая корпорация ‘‘Энергия’’ имени С.П. Королёва»Журнал зарегистрирован в Федеральной службе по надзору в сфере связи, информационных техно-логий и массовых коммуникаций. Свидетельство ПИ № ФС 77-71922 от 13 декабря 2017 г. © ПАО «Ракетно-космическая корпорация ‘‘Энергия’’ имени С.П. Королёва»

Журнал является рецензируемым изданием

•             с точкой зрения авторов статей

•         •       •         

на журнал «КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ» обязательна

•            статей не взимается

Электронную версию журнала «Космическая техника и технологии» можно найти на сайте

http://www.energia.ru/ktt/index.html

Журнал «Космическая техника и технологии» вклю-чен в РИНЦ согласно договору с НЭБ № 315-05/2014 от 20.05.2014 г.

Журнал «Космическая техника и технологии» входит в Перечень рецензируемых научных изданий ВАК

Минобрнауки РФ.

... 115

Башмаков В.Н., Корякин А.И., Кропотин С.А., Попов А.Н., Севастьянов Н.Н., Соколов А.В., Соколов Б.А., Сухов Ю.И. Методология создания и отработки электроракетной двигательной установки телекоммуникационных космических аппаратов «Ямал-200» (к 15-летию эксплуатации в космосе) .................................................................................................................

05.13.01.СиСтемный анализ, уПравление и обработка информации

Бабишин В.Д., Дементьев Д.Ю., Мартынов В.С., Михайлов М.А., Некрасов В.В., Соболев Д.Ю., Соседко К.А. Особенности цифрового управления двигателя-маховика АО «Корпорация «ВНИИЭМ» для высокодинамичных космических аппаратов ......................................

Белоногов О.Б. Итерационные методы статического анализа четырехдроссельной электро- гидравлической рулевой машины ракетных блоков ...........................................................................................

SPACE ENGINEERING A N D T E C H N O L O G Y

Scientific and Technical Journal

2019April – June

2(25)

Published quarterly Published since 2013

Editorial Advisory Board

Dr.Sci.(Phys.-Math.) Alekseev A.K., RAS Corr. member Alifanov O.M., RAS academician Animov N.A.,

Dr.Sci.(Eng.), Professor Belyaev M.Yu., Dr.Sci.(Eng.), Professor Borzykh S.V., RAS academician Zeleny L.M.,

Dr.Sci.(Eng.), Professor Zubov N.Ye., RAS academician Koroteev А.А., RAS Corr. member Kudryavtsev N.N.,

Dr.Sci.(Eng.) Mikhaylov M.V., Dr.Sci.(Med.) Mukhamedieva L.N., RAS academician Peshekhonov V.G.,

Dr.Sci.(Eng.) Platonov V.N., RAS academician Popov G.A., Dr.Sci.(Eng.), Professor Rachuk V.S.,

Dr.Sci.(Eng.), Professor Salmin V.V., Dr.Sci.(Eng.), Professor Sapozhnikov S.B., Dr.Sci.(Eng.), Professor

Sokolov B.A., Dr.Sci.(Eng.) Sorokin I.V., Dr.Sci.(Eng.) Ulybyshev Yu.P., RAS academician Fedorov I.B.,

Dr.Sci.(Eng.), Professor Filin V.M., Dr.Sci.(Eng.), Professor Chvanov V.K., Dr.Sci.(Eng.), Professor Yarygin V.I.

CONTENTS

Editor-in-chief

RAS academician Mikrin E.A.

Deputy Editors-in-chief

RAS Corresponding member Soloviev V.A.,

Dr.Sci.(Eng.), Professor Sinyavskiy V.V.

....... 5

..... 14

..... 28

..... 55

..... 81

05.07.10 INNOvaTIvE TEChNOlOgIES IN aErOSpaCE aCTIvITIES

Makushenko Yu.N., Murtazin R.F., Zarubin D.S. The cislunar spaceport for the crew delivery to the lunar surface ..................................................................................................................................................

Maevskiy V.A., Aseev V.V., Ivlev A.S., Nizhelskiy N.A., Sysoev M.A., Sinyavskiy V.V. Some possible ields of utilization of high-temperature superconductivity in lunar exploration program ...............

05.07.02 FlyINg vEhIClES ENgINEErINg, dESIgN aNd maNuFaCTurINg

Bobe L.S., Salnikov N.A. Analysis and calculation of the process of low-pressure reverse osmosis during recycling of hygiene water ...........................................................................................................................

Berkovich Yu.A., Smolyanina S.O., Zheleznyakov A.G., Guzenberg A.S. Prospects for using space greenhouses as a part of a suite of crew life support systems of a lunar orbital station, a lunar base and interplanetary transfer vehicles ............................................................................................

Yaskevich A.V., Chernyshev I.E. Choice of energy accumulator parameters for a new peripheral docking mechanism ....................................................................................................................................................

05.07.05 FlyINg vEhIClES ThErmal, ElECTrIC prOpulSION ENgINES aNd pOwEr gENEraTINg SySTEmS

Sokolov B.A., Tupitsyn N.N. A study into the feasibility of using the oxygen-hydrocarbon engine 11D58M as a basis for development of a high-performance multifunctional gas-generatorless rocket engine with oxygen cooling ........................................................................................................................

Sokolov B.A., Shcherbina P.A., Sishko I.B., Shipovskiy A.V., Lyapin А.А., Konovalova A.I. Experimental studies of iodine stationary plasma thruster .............................................................................

.... 67

..... 37

Founder

S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation EnergiaThe journal is registered with the Russian Federal Surveillance Service for Mass Media and Communications. Certiicate ПИ №ФС 77-71922 dated December 13, 2017.© S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia

The journal is a peer-reviewed publication

•   the  editorial  opinion  does  not  alБaГs  coincide with the viewpoints of the contributors

•   the journal does not contain anГ adАertising•   manuscripts are not returned•   no  material  can  be  reprinted  Бithout 

a reference to the SPACE ENGINEERING AND TECHNOLOGY journal

•   Authors  are  not  charged  for  the publication of their papers

The electronic version of our journal Space Engineering and Technology can be found at

http://www.energia.ru/ktt/index.html

The Space Engineering and Technology journal is included in the Russian Science Citation Index in accordance with the contract with SEL (Scientiic Electronic Library) No. 315-05/2014 dated May 20, 2014.

The Space Engineering and Technology magazine has been on the List of Peer-Reviewed Scientiic Publications

of the State Commission for Academic Degrees and Titles of the Russian Federation Education and Science Ministry.

Bashmakov V.N., Koryakin A.I., Kropotin S.A., Popov A.N., Sevastyanov N.N., Sokolov A.V., Sokolov B.A., Sukhov Yu.I. Methodology of development and test of the electrical rocket propulsion system for telecommunication spacecraft Yamal-200 (to the 15th anniversary of operation in space) .................................................................................................................................................

05.13.01 SySTEmS aNalySIS, CONTrOl aNd daTa prOCESSINg

Babishin V.D., Dementyev D.Yu., Martynov V.S., Mikhaylov M.A., Nekrasov V.V., Sobolev D.Yu., Sosedko K.A. Features of digital control of flywheel engine, JSC Corporation vNIIEM for high-dynamic spacecraft ...................................................................................................................

Belonogov O.B. Techniques for iterative static analysis of a quad-orifice electrohydraulic steering actuator of rocket stages ...........................................................................................................................

.... 91

... 107

... 115

5№ 2(25)/2019 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ

КОСМИЧЕСКИй пОрТ дЛЯ дОСТАвКИ эКИпАжА НА пОвЕрХНОСТь ЛуНы

Успех программы «Международная космическая станция» вдохновил его партнеров совместно рассмотреть возможные шаги в освоении космоса за пределами низкой околоземной орбиты. При этом приоритеты национальных программ партнеров ( ,  ,  )    .      -жения в дальний космос объединенной командой привело всех партнеров к выводу

          ( )  ,   станет Космическим портом и будет способствовать реализации национальных программ.

              ,  расположенного на окололунной вертикальной гало-орбите. Космический порт рас-сматривается как транспортный узел для поддержки программ освоения дальнего космоса: миссий к Луне, астероидам, Марсу, другим естественным и искусственным объектам за пределами околоземного пространства.

В статье сравниваются схемы доставки экипажа на поверхность Луны       -   ,      -

емого в составе Космического порта. Использование Космического порта значительно снижает временн́е ограничения при проведении транспортных операций и обеспечивает условия для многоразового использования лунного корабля.

Ключевые слова:      ,       гало-орбита, посадочный модуль, взлетный модуль, многоразовый лунный корабль.

Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: [email protected]

УДК: 629.786.2.014.18′′313′′ DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2019-2-5-13

коСмичеСкий Порт для доСтавки экиПажа

на ПоверхноСть луны

© 2019 г. макушенко Ю.н., муртазин р.ф., зарубин д.С.

ThE CISluNar SpaCEpOrT FOr ThE CrEw dElIvEry

TO ThE luNar SurFaCE

makushenko yu.N., murtazin r.F., Zarubin d.S.

S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia)4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail: [email protected]

The success of the International Space Station program has inspired the partners to review possible steps in space exploration beyond Low Earth Orbit. The Moon, Mars, or asteroids — the priorities of partners’ national programs could be different. Understanding of the deep space exploration viability by the joint team led partners to consideration regarding Cis-Lunar Platform which will become a Spaceport and should facilitate the implementation of the national programs.

At the present time a concept of the Spaceport located on high-elliptical lunar orbit is being widely discussed. The Spaceport is considered to be a transportation hub supporting deep space exploration programs: missions to the Moon, asteroids, Mars and other natural and artificial objects.

Different schemes of crew delivery to the lunar surface using Lunar Lander based and serviced at the Spaceport are compared in the paper. The Spaceport utilization significantly reduces transportation operations time limits and provides conditions for reusable lunar spacecraft implementation.

Key words: Cislunar spaceport, high-elliptical lunar orbit, ascent module, descant module, reusable lunar crew vehicle.

6 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 2(25)/2019

Макушенко ю.Н., Муртазин Р.Ф., Зарубин Д.С.

1. введение

Полвека назад задача достижения Луны и кратковременного пребывания на ее поверхности успешно решалась учеными и инженерами. Так, в программе «Аполлон» применялась однопусковая схема прямого перелета к Луне с ис-пользованием ракеты-носителя (РН) сверхтяжелого класса «Сатурн-5». Все элементы лунного экспедиционного ком-плекса были однократного использования, а максимальное время пребывания ко-рабля с экипажем на поверхности Луны составляло около трех суток [1]. Подоб-ная схема «экскурсий» на поверхность Луны планировалась и в советской Лунной программе [1]. Расчетное вре-мя пребывания на поверхности нашего спутника составляло 6…24 ч.

Сегодня возвращение на Луну связа-но с решением значительно более слож-ной задачи: в наиболее интересном для науки районе Луны планируется раз-вертывание Лунной базы, на которой экипажи, сменяя друг друга, смогут рабо-тать продолжительное время. Планируется также изучить значительную по площа-ди часть поверхности Луны и обеспечить

возможность использования лунных ре-сурсов на месте [1]. Такие амбициозные задачи потребуют создания эффектив-ной транспортной системы для доставки экипажей и грузов на поверхность Луны.

В статье рассматриваются роль Кос-мического порта в реализации такой транспортной системы и варианты по-строения лунного взлетно-посадочного комплекса (ЛВПК), базирующегося на посещаемой платформе. На рис. 1 пред-ставлен концептуальный облик такой платформы.

Доклад по данной тематике был с инте-ресом встречен на 68-м Международном астронавтическом конгрессе в сентябре 2017 г. [2].

2. космический порт

Концепция Космического порта поз-воляет реализовать подход к освоению дальнего космоса, который основан на принципах «вместе» и «шаг за шагом».

Окололунная посещаемая (пересадочная) платформа (ОЛПП) строится из модулей, состав которых на начальной фазе обеспе- чивает жизнедеятельность и работу между-народных экипажей в условиях реальной

макушенко Ю.н. муртазин р.ф.

МАКУШЕНКО Юрий Николаевич — главный специалист РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Yury Nikolaevich — Chief specialist at RSC Energia, e-mail: [email protected]

МУРТАЗИН Рафаил Фарвазович — кандидат технических наук, заместитель руководителя НТЦ – начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Rafail Farvazovich — Candidate of Science (Engineering), Deputy Head of STC – Head of Department at RSC Energia, e-mail: [email protected]

ЗАРУБИН Дмитрий Сергеевич — руководитель Центра РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Dmitry Sergeevich — Head of Centre at RSC Energia, e-mail: [email protected]

зарубин д.С.



среды дальнего космоса. Модульный под- ход оправдал себя в программе МКС [3]. Он позволит упростить доставку элемен-тов, строительство и развитие ОЛПП, расширит возможности для международ- ного сотрудничества.

Задачи ОЛПП на начальной фазе включают отработку широкого спект-ра технологий, проведение мониторинга и исследований среды.

Основные требования к платформе в начальной (базовой) конфигурации:

• длительное нахождение в около- лунном пространстве на орбите с мини- мальными затратами на поддержание;

• необходимые условия освещенно-сти и радиовидимости с Земли и будущей Лунной базы;

• возможность полета в пилоти- руемом и беспилотном режимах;

• необходимые энергетические и топ-ливные ресурсы;

• объемы обитания с системами жизнеобеспечения и условиями для физи- ческих тренировок;

• достаточное количество портов для стыковки пилотируемых и беспи- лотных кораблей;

• возможность развития конфигура-ции путем включения в состав платформы новых элементов.

Использование ОЛПП для полетов на поверхность Луны по сравнению с пря- мыми схемами позволит:

• снизить требования к ресурсам корабля «Земля – окололунная орбита»;

• обеспечить возможность доставки элементов лунного корабля по частям, в т. ч. межорбитальными буксирами с малой тягой;

• обеспечить сборку, заправку и об-служивание лунного корабля и, следо-вательно, реализовать его многократное использование.

Развитие ОЛПП на последующих этапах сможет обеспечить поддержку систематических исследований Луны, около- лунного пространства, Марса и дру-гих областей Солнечной системы. До создания базы на поверхности Луны можно было бы использовать ОЛПП как убежище в нештатных ситуациях.

Предполагается, что ОЛПП даст возможность поддержки национальных целевых программ исследования даль- него космоса.

3. базовая орбита окололунной посещаемой платформы

Кроме требований, упомянутых в разд. 2 статьи и связанных с минималь-ными затратами на поддержание орби-ты и хорошими условиями освещенности и радиовидимости, базовая орбита для ОЛПП должна обеспечить дополнительно еще ряд требований:

• минимальные программные риски и ограничения по окнам старта к Луне и возвращения на Землю;

• доступ в любую точку на поверх- ности Луны без изменения схемы перелета;

• широкие возможности для эвакуа- ции с поверхности Луны;

• возможно минимальные требова-ния к грузоподъемности РН для транс-портных операций по маршруту Земля – окололунная орбита – Земля.

В работе американских авторов [4] сравнивается выполнение этих требова-ний для ОЛПП на низкой окололунной орбите (НОЛO) и на вертикальной гало-орбите (ВГО). Затраты топлива на поддержание орбиты, выраженные в характеристической скорости, составят ~10 м/с в год, в то время как для ОЛПП на НОЛO — ~100 м/с. С точки зрения освещенности на ВГO возможны лишь кратковременные затенения. Радиовидимость

Рис. 1. Окололунная посещаемая платформа: 1 — пило-тируемый транспортный корабль; 2 — инфраструктура для поддержки миссий на Луну; 3 — окололунная инфра-структура на начальной фазе



с Землей обеспечивается ортогональным расположением плоскости орбиты по отно-шению к линии Луна – Земля (рис. 2).

Окна старта для полета по маршру-ту ОЛПП – Земля или Земля – ОЛПП благоприятны с точки зрения расхода топлива: 3–4 дня в неделю, по сравнению с полетами с НОЛO, которые состав-ляют до трех дней в течение лунного месяца [5]. Ограничения на окна стар-та для полета к ОЛПП и обратно к Земле определяются необходимостью проведе-ния активного гравитационного маневра у Луны, что требует определенного теку-щего положения ОЛПП на ВГO. Помимо доступности всей поверхности Луны [4], важным фактором являются лучшие, чем для НОЛО, условия срочной эвакуации с поверхности Луны. В противополож-ность этому, НОЛО без дополнительных и довольно существенных затрат топли-ва позволяет осуществлять срочную эва-куацию с поверхности Луны на ОЛПП только с полюсов или с экватора Луны при ее расположении на полярной или экваториальной орбитах, соответственно.

В настоящее время ведется поиск других высоких окололунных орбит для размещения ОЛПП. Рассматривается, на-пример, использование высокой круговой орбиты на расстоянии 10 000 км от по-верхности Луны. Проведенные оценки этого варианта [6] показывают, что, об-ладая схожими с ВГО преимуществами по энергетическим затратам на ее дости- жение при полете от Земли, высокая окололунная круговая орбита является более устойчивой и доступной с точки зрения окон перелетов. Исследования орбит для размещения ОЛПП продолжаются.

Возможно, наиболее важным пре-имуществом базирования Космического порта на ВГO в настоящее время являет-ся снижение требований по грузоподъ-емности РН, доставляющих экипаж и компоненты лунного экспедиционного комплекса на ОЛПП. Это снижение со-ставляет ~15% в сравнении с НОЛO, что дает возможность строить транспортную систему для ОЛПП с использованием ракет меньшей грузоподъемности. ОЛПП в этом случае обеспечивает возможность хранения и обслуживания элементов средств посад-ки на поверхность Луны и будущей лунной инфраструктуры, а доставка элементов на платформу осуществляется постепенно, по гибкому графику пусков.

Расположение ОЛПП на высоких около- лунных орбитах имеет и свои минусы. Недостатком является расположение ОЛПП на более удаленной, чем НОЛO, орбите от поверхности Луны, что потребует уве-личения по сравнению с НОЛO затрат времени и топлива на доставку экипажа на ее поверхность.

Посадка экипажа с лунной орбиты на поверхность Луны в программе «Апол-лон» и советской лунной программе выполнялась с использованием лунного корабля в виде двухступенчатого ЛВПК. Доставленный на лунную орбиту эки-паж пересаживается в кабину ЛВПК. Посадочный модуль (ПМ) ЛВПК обес- печивает торможение и посадку на поверхность Луны, а также являет-ся стартовой площадкой для взлетного модуля (ВМ) ЛВПК. Для возвращения с Луны ВМ с экипажем стартует на лун-ную орбиту, а ПМ остается на поверх- ности [1]. Для примера в табл. 1 представ-лены массовые характеристики лунного корабля «Орел» миссии «Аполлон-11» [7].

Располагаемые для перелетов между НОЛO и поверхностью Луны харак-теристические скорости v

х составляли

на ВМ и ПМ по 2,3 км/с.

Рис. 2. Окололунная вертикальная гало-орбита

Примечание. Параметры орбиты: Ra ~ 2 500…4 500 км;

Rp~ 75 000 км; T (период) ~ 7,38 сут.

Масса лунного корабля

Посадочный модуль

Взлетный модуль

Мп

Мс

Мт

Мп

Мс

Мт

15 075 10 252 2 035 8 217 4 548 2 181 2 367

Примечание. Мп — полная масса модуля; М

с — сухая

масса модуля; Мт — масса топлива.

Таблица 1

массовые характеристики (кг) лунного корабля «орел»



В табл. 2 приведены сравнительные оценки потребных значений характери-стической скорости v

x для обеспечения

миссий с Земли на поверхность Луны с использованием окололунной плат-формы, находящейся на НОЛO и ВГO, соответственно [8].

Проведенные сравнительные оценки затрат топлива на миссию экипажа из 2–4 человек с лунной орбиты на поверхность Луны по описанной выше схеме пока-зали, что увеличение массы требуемого топлива при полетах с ВГO по сравне-нию с НОЛO составляет 25–35%. В этих условиях простое использование ВГO в схеме полета на поверхность Луны не обеспечивает очевидных преимуществ по сравнению со схемой полетов через НОЛO, поскольку приводит к необхо- димости увеличения массы ЛВПК.

4. доступ на поверхность луны с борта космического порта и с нолO

Проведем сравнительный анализ харак-теристик ЛВПК для достижения поверхнос- ти Луны с ВГO и НОЛO. Предположим, что в нашем распоряжении имеется РН, которая обеспечивает доставку на НОЛO полезной нагрузки 20 т, что соответствует грузоподъемности ~80 т на низкой около- земной орбите. За счет меньших затрат v

х для достижения ВГO (табл. 2) эта

же РН обеспечивает доставку на эту орбиту на 15% больше полезной нагруз-ки или, соответственно, ~23 т. Предпо-ложим также, что в качестве средства для доставки на НОЛO используется пилотируемый корабль (ПК) массой 20 т. Для парирования нештатных ситуаций, связанных со срочным возвращени-ем на Землю, этот ПК должен обладать энергетикой, которая позволит ему не только выполнить отлетный импульс

величиной ~1 км/с (табл. 2), но и пари-ровать боковое рассогласование из-за отличия оптимальной отлетной траекто-рии и траектории, достигающей Земли. Пусть для этого случая в ПК зарезервирова-но топливо, обеспечивающее суммарную характеристическую скорость 1,4 км/с. Так как при отлете с ВГO нет необходи-мости резервировать топливо на срочное возвращение к Земле, то, как показывают расчеты, необходимая масса ПК может быть существенно уменьшена. Расчеты показывают, что за счет снижения массы топлива и сухой массы топливных баков массу ПК можно уменьшить с 20 до 14,4 т.

Чтобы реализовать преимущества, свя-занные с возможностью использования РН меньшей грузоподъемности, применяют раз-дельную доставку посадочного и взлетно-го модулей лунного корабля с их сборкой на ОЛПП. Исходя из уже определенной ранее доставляемой на ВГO массы 23 т, можно считать, что одним пуском РН на ор-биту могут быть доставлены «облегченный» до 14,4 т ПК и недозаправленный ВМ ЛВПК суммарной массой до 8,6 т. С помощью второй РН на орбиту ОЛПП будет доставлен ПМ с оставшимся топливом для дозаправки ВМ. Суммарная масса ЛВПК перед началом миссии к Луне в таком случае составит 23 + 8,6 = 31,6 т.

В табл. 3 приведена оценка параме-тров двухступенчатого ЛВПК для под-держки миссии двух космонавтов на по-верхность Луны с ВГO и НОЛO, исходя из условия запуска двух РН описанного выше класса. Сухая масса ВМ приведена с учетом массы экипажа (~200 кг). Для расчета потребного топлива предпо-лагалось, что и ВМ, и ПМ заправляются одним и тем же топливом, которое допу-скает длительное хранение, а удельный импульс составляет I

уд = 3 250 м/с.

Таблица 2

затраты характеристической скорости Vx

при полетах на поверхность луны с вертикальной гало-орбиты (вгO) и низкой окололунной орбиты (нолO)

Базовая орбита ОЛПП

vx для перелетов, км/с

Земля – ОЛПП

ОЛПП – Земля

ОЛПП – Луна

Луна – ОЛПП

НОЛO 4,2 1,0 2,1 2,0

ВГO 3,7 0,45 2,8 2,7

Примечание. ОЛПП — окололунная посещаемая платформа.

Орбита Модуль Мп, т М

с, т М

т, т v

x, км/с

ВГOВМ 9,7 4,2 5,5 2,71

ПМ 21,9 3,5 18,4 2,83

НОЛOВМ 7,7 4,1 3,6 2,04

ПМ 12,3 2,6 9,7 2,15

Примечание. ВГО — вертикальная гало-орбита; НОЛО — низкая окололунная орбита; ВМ — взлет-ный модуль; ПМ — посадочный модуль. М

п, М

с,

Мт — см. примечание к табл. 1.

Таблица 3

характеристики двухступенчатых лунных взлетно-посадочных комплексов для разных орбит



Несмотря на значительную разницу в потребной скорости на взлет и посад-ку ЛВПК с ВГO по сравнению с НОЛO (5,5 против 4,1 км/с), сухая масса ВМ без учета экипажа и массы топливных баков будет практически одинаковой и соста-вит ~4,1 т. Это почти в два раза больше, чем масса ВМ лунного корабля «Орел» [7].

Необходимо отметить, что при проек-тировании миссий на лунную поверхность необходимо стремиться к увеличению размерности герметичного ВМ лунного корабля, как основного фактора, способ-ствующего комфортным условиям для работы экипажа.

Приведенный анализ не является осно- ванием выбора приведенной схемы для практической реализации. В оценках не учтена необходимость включения в со-став доставляемых элементов, напри-мер, переходника между ПК и ВМ при за-пуске первой РН, а также массы баков для доставляемого топлива ВМ на вто-рой РН. Однако полученные результаты оставляют поле для поиска практически реализуемых решений.

Важным результатом сравнительных оценок является то, что использова-ние ОЛПП для сборки и обслуживания двухступенчатого ЛВПК с раздельной доставкой ВМ и ПМ на ВГO и использо-ванием дозаправки позволяет обеспечить массу ВМ, сопоставимую с массой ВМ для схем полетов через НОЛO.

5. использование концепции многоразового лунного корабля

Использование ОЛПП, обеспечиваю-щей возможности дозаправки, позволяет рассмотреть концепцию применения одно-ступенчатого многоразового ЛВПК для полетов на поверхность Луны с ОЛПП и обратно, используя дозаправку топ-ливом, доставляемым РН описанного выше класса. Использование такой схе-мы потребует запасов топлива, которые обеспечат суммарную скорость ~5,5 км/с. При массе ЛВПК 31,6 т перед отделени-ем от ОЛПП для миссии на поверхность Луны потребуется 26 т топлива. Тогда сухая масса ЛВПК составит только 5,6 т. Сравнение этой оценки с результатами для ВМ двухступенчатого ЛВПК пока-зывает отсутствие преимуществ схемы с одноступенчатым ЛВПК.

С целью повышения сухой массы ВМ используем опыт схемы посадки на Луну,

разработанной для советского проекта Лунной программы Н1-Л3 [1]. В этой схеме основную часть тормозного импуль-са выполняла дополнительная ступень — разгонный блок Д. На высоте ~4 км этот блок сбрасывался на поверхность Луны, и далее, вплоть до посадки, работала двигательная установка (ДУ) ВМ лун-ного корабля (рис. 3). На этом участке продольная ось ВМ располагалась верти-кально, и в случае нештатной ситуации ВМ выполнял срочный подъем и воз-вращение на окололунную орбиту. Схема посадки представлена на рис. 4.

Взяв за основу этот опыт, можно пред-ложить, чтобы в качестве такой тормоз-ной ступени использовался ракетный блок торможения (РБТ), который может обеспе-чить исполнение большей части импуль-са, потребного для достижения поверхно-сти Луны с ВГO. Таким образом, ЛВПК будет состоять из РБТ и многоразового лунного корабля (МЛК).

Рис. 3. Лунный корабль СССР: 1 — посадочный модуль; 2 — двигательная установка взлетного модуля (блок Е); 3 — кабина пилотов; 4 — блок двигателей ориентации



Принято, что запасы топлива РБТ обеспечивают выполнение суммарного тор-мозного импульса до 2,5 км/с. Оставшуюся часть тормозного импульса и взлет с Лу- ны к ОЛПП (~3 км/с) обеспечивает МЛК.

Для оценки эффективности предло-женной схемы посадки МЛК проведем концептуальные оценки для двух вариан- тов исполнения ДУ РБТ.

Вариант 1: ДУ РБТ заправлена топ-ливом с возможностью, как и для МЛК, длительного хранения с удельным импульсом 3 250 м/с.

Вариант 2: ДУ РБТ заправлена, как и в упомянутом варианте с блоком Д, топ- ливом на основе кислород–керосин с удельным импульсом 3 650 м/с.

Первый вариант удобен с точки зре-ния гибкого планирования операций, так как позволяет существенно разно-сить по времени доставку РБТ на ОЛПП и полеты на лунную поверхность. Пре-имущества второго варианта связаны с использованием более эффективного топлива, что позволит увеличить массу МЛК при одинаковой полной массе ЛВПК перед стартом.

Предполагается, что на ОЛПП уже доставлен многоразовый лунный ко-рабль с сухой массой М

с, который мо-

жет после заправки топливом на ОЛПП

совершать экспедиции на поверхность Луны. Таким образом, для обеспечения экспедиции на Луну в первом варианте одним пуском РН сверхтяжелого клас-са доставляется ПК с экипажем (14,4 т) и топливо М

т1 для МЛК в количестве

7,6 т (принято, что масса бака равна 1 т). Второй пуск сверхтяжелой РН необходим для доставки РБТ на ОЛПП.

Для обеспечения экспедиции на Луну с РБТ по второму варианту во втором запуске сверхтяжелой РН вместе с РБТ уменьшенной массы доставляется допол- нительное топливо для МЛК М

т2,

что позволит увеличить полную, и, соот-ветственно, сухую массу лунного корабля. В табл. 4 приводятся результаты оценок характеристик МЛК для обоих вариантов.

Если сравнивать результаты из табл. 4 с данными по ЛВПК (табл. 3), то очевидно преимущество МЛК по показателю М

с.

Для более точного сопоставления МЛК, двухступенчатых ЛВПК и лунного ко-рабля «Орел» необходимо учесть влияние массы баков как функции от М

т, массы

посадочного шасси как функции пол-ной посадочной массы и т. д. Эта работа может быть проведена на последующих стадиях, но общая тенденция к воз-можности увеличения герметично-го объема МЛК в описанной концепции явно прослеживается.

Выше отмечалось, что использование ОЛПП для полетов на поверхность Луны положительно влияет на надежность про-граммы в целом, однако вопросы пари-рования нештатных ситуаций на любом этапе полета должны быть предметом отдельных будущих исследований.

Следует вновь подчеркнуть, что пред-ставленные концептуальные оценки не являются достаточными для принятия реше- ний, но предлагают поле для проект-ного поиска возможных эффективных

Рис. 4. Схема посадки на Луну по программе H1-Л3: 1 — включение блока Д на торможение, ∆v ≈ 2 200 м/с; 2 — включение ДУ лунного корабля на высоте 4 км, ∆v ≈ 100 м/с; 3 — отделение и увод блока Д при v ≈ 115 м/с; 4 — падение блока Д на поверхность Луны; 5 — снижение лунного корабля до высоты 300 м; 6                в любой точке траектории спуска; 7 — дросселирование ДУ лунного корабля, снижение к выбранной точке посадки; 8 — посадка с возможностью ручного управления Вариант Модуль Мс Мт1, т Мт2, т vх, км/c

1 МЛК 5,0 7,6 0 2,99

РБТ 3,5 19,5 2,57

2МЛК 5,7 7,6 1,3 3,02

РБТ 3,3 18,2 2,52

Таблица 4

характеристики многоразового лунного корабля (млк) для различных видов топлива, используемого в ракетном блоке торможения (рбт)



решений. При этом очевидно, что ис-пользование дозаправки МЛК на ОЛПП, а также для ступеней ВМ и ПМ, как рассмотрено в разд. 4 статьи, усложнит и утяжелит практически все элементы транспортной и орбитальной инфраструк-тур. Однако, получаемое при этом пре-имущество по снижению требований к грузоподъемности РН и возможность перейти к МЛК смогут при необходимой отработке технологий значительно по-высить эксплуатационные характери-стики системы, что особенно важно при обеспечении регулярных полетов на поверхность Луны.

На рис. 5 представлена схема органи-зации последовательных экспедиций на поверхность Луны с помощью достав-ки на ОЛПП РБТ и топлива для доза- правки МЛК.

6. функции и дооснащение олПП для поддержки лунных миссий

Использование ОЛПП для доступа на поверхность Луны потребует интегра-ции в платформу многофункционального модуля поддержки лунных миссий и обес-печения следующих функциональных возможностей:

• заправка МЛК и сборка с ракетным блоком торможения;

• проведение проверок и регламентных работ;

• размещение экипажа, прибывшего для выполнения миссий на поверхность Луны;

• хранение и обслуживание грузов, доставляемых на ОЛПП по лунной про-грамме, их перемещение между транспорт- ными кораблями и лунным кораблем.

Такой модуль может быть создан на осно- ве опыта работ по российской станции «Мир» [9] и МКС [10]. Модуль, как и дру-гие элементы лунной инфраструктуры, может быть предметом эффективного сотрудничества между партнерами.

7. заключение

1. Развертывание Космического пор-та для программы с долгосрочной целью освоения Луны позволит использовать гибкие схемы перелетов по маршруту Зем-ля – окололунная орбита – Луна и обрат-но благодаря возможности накопления, сборки и обслуживания элементов и гру-зов на ОЛПП для поддержки экспедиций на поверхность Луны.

2. Одной из перспективных для раз-мещения окололунной станции рассма-тривается вертикальная гало-орбита. Ее преимущества связаны с достаточ-но широкими «окнами» для перелетов по маршруту Земля – окололунная ор-бита – Луна, условиями освещенности, связи, работы систем терморегулирова-ния, сравнительно низкими расходами топлива на поддержание орбиты, воз-можностью посадки в любую точ- ку поверхности.

3. Недостатком расположения ОЛПП на достаточно удаленной от поверхности Луны орбите является необходимость увеличения затрат топлива на посадку, однако отчасти это компенсируется умень-шением количества требуемого топлива на полет от Земли к ОЛПП и обратно.

4. Одним из путей повышения эф-фективности транспортной пилотируемой системы Земля – окололунная орби-та – Луна является использование Кос-мического порта совместно с многоразо-вым лунным кораблем. Значительное улучшение характеристик достигается при этом в случае использования ракет- ного блока торможения.

Список литературы

1. Луна — шаг к технологиям освоения Солнечной системы / Под науч. ред. Лего- стаева В.П., Лопоты В.А. М.: РКК «Энер-гия», 2011. 584 с.

2. Makushenko Yu., Murtazin R., Derechin A., Zarubin D., The cislunar spaceport: An efective approach for the crew delivery to the Lunar surface // IAC-17,A5,1,2, 68th International

Рис. 5. Схема полетов на поверхность Луны через около- лунную посещаемую (пересадочную) платформу (ОЛПП)

Примечание. МЛК — многоразовый лунный корабль; РБТ — ракетный блок торможения; ПК — пилотируемый корабль.



Astronautical Congress, 25–29 September 2017, Adelaide, Australia.

3. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва. 1946–1996. М.: РКК «Энергия», 1996. 671 с.

4. Whitley R., Martinez R. Options for staging orbits in cis-lunar space. 2015. Режим доступа: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20150019648.pdf (дата об-ращения 26.02.2019 г.).

5. Murtazin R. Rendezvous missions: From ISS to lunar space station // Acta Astronautica. 2014. v. 101. Рр. 151–156.

6. Makushenko Yu., Murtazin R., Zarubin D., Beglov R., Loupiak D. Orbital spaceport — a new profession for the Earth-orbit space stations // IAC-18, A5,1,11, 69th International Astronautical Congress, 1–5 October 2018, Bremen, Germany.

7. Isakowitz S.J., Hopkins J.P., Hopkins J.B. International reference guide

to space launch systems. 4th ed. AIAA, 2004. 630 p.

8. Ulybyshev Yu. Study of optimal transfers from L2 halo-orbits to lunar surface // 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting, 4–8 January 2016, San-Diego, CA, USA. AIAA Paper 2016-0480. 15 р. DOI: 10.2514/6.2016-0480.

9. Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявс-кий В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В. Международное сотрудничество в сфере пилотируемых полетов. Часть 1. Исто-рический обзор // Космическая техника и технологии. 2017. № 1(16). С. 12–31.

10. Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявс- кий В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В. Меж-дународное сотрудничество в сфере пилотируемых полетов. Часть 2. Создание и эксплуатация Международной косми-ческой станции // Космическая техника и технологии. 2017. № 2(17). С. 5–28.Статья поступила в редакцию 22.11.2018 г.

reference

1. Luna — shag k tekhnologiyam osvoeniya Solnechnoi sistemy [The Moon — a step toward the development of the solar system exploration]. Sci. ed. Legostaev v.P., Lopota v.A. Moscow, RSC «Energia» publ., 2011. 584 p.

2. Makushenko Yu., Murtazin R., Derechin A., Zarubin D. The cislunar spaceport: An effective approach for the crew delivery to the Lunar surface. 68th International Astronatical Congress, Adelaide, Australia, 25–29 September 2017, IAC-17,A5,1,2.

3. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya «Energiya» imeni S.P. Koroleva. 1946–1996 [S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia. 1946–1996]. Moscow, RSC «Energia» publ., 1996. 671 p.

4. Whitley R., Martinez R. Options for staging orbits in cis-lunar space. Available at: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20150019648.pdf (accessed 11.04.2019).

5. Murtazin R. Rendezvous missions: From ISS to lunar space station. Acta Astronautica, 2014, vol. 101, pр. 151–156.

6. Makushenko Yu., Murtazin R., Zarubin D., Beglov R., Loupiak D. Orbital spaceport — a new profession for the Earth-orbit space stations. 69th International Astronautical Congress, 1–5 October 2018, Bremen, Germany, IAC-18, A5,1,11.

7. Isakowitz S.J., Hopkins J.P., Hopkins J.B. International reference guide to space launch systems. 4th ed. AIAA, 2004. 630 p.

8. Ulybyshev Yu. Study of optimal transfers from L2 halo-orbits to lunar surface. 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting, 4–8 January 2016, San-Diego, CA, USA. AIAA Paper 2016-0480. 15 р. DOI: 10.2514/6.2016-0480.

9. Derechin A.G., Zharova L.N., Sinyavskiy v.v., Solntsev v.L., Sorokin I.v. Mezhdunarodnoe sotrudnichestvo v sfere pilotiruemykh poletov. Chast’ 1. Istoricheskii obzor [International cooperation in manned spacelight. Part 1. Historical background]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2017, no. 1(16), pp. 12–31.

10. Derechin A.G., Zharova L.N., Sinyavskiy v.v., Solntsev v.L., Sorokin I.v. Mezhdunarodnoe sotrudnichestvo v sfere pilotiruemykh poletov. Chast’ 2. Sozdanie I ekspluatatsiya ISS [International cooperation in the sphere of manned flights. Part 2. Development and operation of the ISS]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2017, no. 2(17), p. 5–28.


Маевский в.А., Асеев в.в., Ивлев А.С., Нижельский Н.А., Сысоев М.А., Синявский в.в.

В статье представлены возможные варианты решения задач, характерных     ,              -

    ( ).          состояние работ по ВТСП-технологиям, так и виды ВТСП-изделий и их основ-ные характеристики. По зарубежным информационным материалам описаны возможные варианты использования ВТСП-узлов для решения задач на лун-ной поверхности. Показано, что условия на лунной поверхности являются более привлекательными для функционирования ВТСП-устройств, чем на поверх- ности Земли.

Объединение ВТСП и лунных технологий связано со стремлением уменьшить массу и габариты и увеличить ресурс оборудования для работы на Луне. Основ-ное внимание в статье уделено устройствам с объемными ВТСП и, прежде всего, учитывая возможное широкое применение на лунной поверхности, — магнит-ным ВТСП-опорам, в т. ч. для кинетического накопителя энергии, телескопа. Приводится перечень устройств с ВТСП-узлами, которые могут быть эффек- тивно использованы для оптимального решения многих актуальных задач, и описаны их особенности.

Ключевые слова: высокотемпературная сверхпроводимость, объемные ВТСП, магнитная ВТСП-опора, поверхность Луны, кинетический накопитель энергии, телескоп.

1Филиал АО «ОДК» «МКБ «Горизонт»Ул. Энергетиков, 7, г. Дзержинский, Московская обл., Российская Федерация, 140091,

e-mail: [email protected]

2Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана (МГТУ им. Н.Э. Баумана)

2-я Бауманская ул., 5/1, г. Москва, Российская Федерация, 105005, e-mail: [email protected]

3Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия»)Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070,


УДК 538.945 DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2019-2-14-27

некоторые возможные облаСти иСПользования

технологий выСокотемПературной

СверхПроводимоСти в Программе оСвоения луны

© 2019 г. маевский в.а.1, асеев в.в.1, ивлев а.С.1, нижельский н.а.2,

Сысоев м.а.2, Синявский в.в.3

SOmE pOSSIBlE FIEldS OF uTIlIZaTION

OF hIgh-TEmpEraTurE SupErCONduCTIvITy

IN luNar EXplOraTION prOgram

maevskiy v.a.1, aseev v.v.1, Ivlev a.S.1, Nizhelskiy N.a.2,

Sysoev m.a.2, Sinyavskiy v.v.3

1Branch of JSC United engine corporation MBDB Gorizont(Branch of JSC UEC MBDB Gorizont)

7 Energetikov str., Dzerzhinskiy, Moscow region, 140091, Russian Federation, e-mail: [email protected]


НЕКОТОрыЕ вОзМОжНыЕ ОбЛАСТИ ИСпОЛьзОвНИЯ ТЕХНОЛОГИй

МАЕВСКИЙ Владимир Александрович — кандидат технических наук, старший науч-ный сотрудник, заместитель главного инженера филиала АО «ОДК» «МКБ «Горизонт», e-mail: [email protected] Vladimir Aleksandrovich — Candidate of Science (Engineering), Senior research scientist, Deputy Chief engineer at Branch of JSC UEC MBDB Gorizont, e-mail: [email protected]

2Bauman Moscow State Technical University (Bauman MSTU)5/1 2nd Bauman str., Moscow, 105005, Russian Federation,


3S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia)4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation,


The article presents possible options to solve problems characteristic of the lunar program using devices with elements of high-temperature superconductivity technology (HTSC). Both the general state of work on high-temperature superconductivity technologies and types of HTSC products and their main characteristics are considered preliminarily. According to foreign information materials, the possible options are described to use HTSC assemblies for solving tasks on the lunar surface.

It is shown that conditions on the lunar surface are more attractive for operation of HTSC devices than on the surface of the Earth.

Combining HTSC and lunar technologies is related to the purpose of reducing the mass and dimensions and increasing the service life of the equipment for operation on the Moon. The main attention in the article is paid to devices with bulk HTSC and, above all, taking into account the possible wide use on the lunar surface — to magnetic HTSC bearings, including for the kinetic energy storage, a telescope. The list of devices with HTSC assemblies that can be efficiently used for the optimal solution of many urgent tasks is given and their features are described.

Key words: high-temperature superconductivity, bulk HTSC, magnetic HTSC bearing, lunar surface, kinetic energy storage, telescope.

маевСкий в.а. ивлев а.С.аСеев в.в.

СыСоев м.а. СинявСкий в.в.нижельСкий н.а.



АСЕЕВ Василий Викторович — начальник лаборатории филиала АО «ОДК» «МКБ «Горизонт», e-mail: [email protected] Vasiliy Viktorovich — Head of Laboratory at Branch of JSC UEC MBDB Gorizont, e-mail: [email protected]

ИВЛЕВ Александр Сергеевич — начальник группы филиала АО «ОДК» «МКБ «Горизонт», e-mail: [email protected] Aleksandr Sergeevich — Head of the research team at Branch of JSC UEC MBDB Gorizont, e-mail: [email protected]

НИЖЕЛЬСКИЙ Николай Александрович — кандидат технических наук, старший научный сотрудник МГТУ им. Н.Э. Баумана, e-mail: [email protected] Nikolay Aleksandrovich — Candidate of Science (Engineering), Senior research scientist at Bauman MSTU, e-mail: [email protected]

СЫСОЕВ Михаил Алексеевич — заведующий лабораторией «Конструирование эле-ментов систем управления летательными аппаратами» МГТУ им. Н.Э. Баумана, e-mail: [email protected] SYSOEV Mikhail Alekseevich — Head of Designing Elements of Aircraft Control Systems Laboratory at Bauman MSTU, e-mail: [email protected]

СИНЯВСКИЙ Виктор Васильевич — доктор технических наук, профессор, научный консультант РКК «Энергия», e-mail: [email protected] Viktor Vasilyevich — Doctor of Science (Engineering), Professor, Scientiic consultant at RSC Energia, e-mail: [email protected]

введение

Обнаруженное в 1986 г. явление сверхпроводимости у ряда материалов при температуре на уровне температуры кипения жидкого азота (77 К) опреде-лило возможность использования этого эффекта в реальных технических устрой-ствах. В отличие от известных ранее материалов, обладающих эффектом сверх-проводимости при гелиевых температурах (4,2 К), новый класс материалов получил название высокотемпературных сверх-проводников (ВТСП).

Доступность и относительно низкая стоимость жидкого азота, многолетний опыт создания и эксплуатации азотных криогенных устройств в различных областях техники определили широкий интерес к ВТСП-технологиям. За доста- точно короткий срок не только проведен обширный объем исследований по физи-ке ВТСП, но и разработан ряд устройств с использованием ВТСП-элементов. Эти работы подтвердили эффективность их применения и возможность реализа-ции практически интересных удельных массовых и объемных характеристик изделий, в которых они используют- ся [1–4].

Особый интерес ВТСП-устройства пред-ставляют для транспортных средств

в условиях низких температур и разреженной атмосферы, которые обеспечивают до-полнительные возможности повышения их эффективности. В полной мере эти возможности могут быть реализованы в космической технике.

основные направления развития втСП-технологий и характеристики втСП-устройств

В настоящее время наиболее эффек-тивным по комплексу свойств материа-лом, определяющим применение сверх-проводников в реальных устройствах, является керамика на основе окиси иттрия Y-Ba-Cu-O (YBCO). Она имеет критическую температуру перехода в сверхпроводящее состояние 93 К, и ее сверхпроводящие свойства (величи-на захваченного магнитного поля), как и всех сверхпроводников, улучшаются с уменьшением температуры.

Из этого ВТСП-материала изготав- ливают изделия двух видов:

• сверхпроводящий провод второ-го поколения со слоем YBCO толщиной 1–3 мкм на текстурированной подлож-ке с током 300–500 А. В проводнике реализуется свойство потери электриче-ского сопротивления при уменьшении температуры ниже критической величины;


НЕКОТОрыЕ вОзМОжНыЕ ОбЛАСТИ ИСпОЛьзОвНИЯ ТЕХНОЛОГИй

• объемные сверхпроводники, об-ладающие упорядоченной структурой, сформированные чаще всего на монокри-сталле гадолиния в виде прямоугольных или цилиндрических таблеток толщиной ~10 мм. Эти таблетки в устройствах реа-лизуют эффект Мейснера (выталкивание магнитного поля из сверхпроводника при переходе через критическую температу-ру), который и является основой левита-ционных явлений — свободного парения магнита над сверхпроводником.

Сверхпроводящий провод второго поколения используется для передачи энергии сверхпроводящими кабелями, в токоограничителях, отключающих сети при возникновении коротких замыканий, трансформаторах, индуктивных накопи-телях [1]. Ведутся работы по созданию электрогенераторов и электродвигателей с обмотками из сверхпроводника второго поколения [4].

По оценкам, за счет применения тех-нологии ВТСП происходит уменьше-ние объема и массы устройств в два- три раза [4].

В связи с тем, что ВТСП-материал локализован внутри проводника и изо-лирован от внешней среды элементами системы охлаждения жидким азотом и экранно-вакуумной изоляции, особеннос-ти его применения в космических усло-виях определяются только вариантами его охлаждения жидким азотом. В свя-зи с этим конструкция изделий с его применением аналогична используемым в условиях Земли, однако, в некоторых случаях она может быть сильно упроще-на. В частности, можно исключить сис-тему обеспечения вакуума, а при рас-положении в местах, где температура меньше температуры жидкого азота, и систему охлаждения. В любом случае теплопритоки к проводнику и жидкому азоту резко уменьшаются.

Специфические условия космического пространства (сила тяжести, температура, давление) могут существенно сказаться на облике и характеристиках устройств с объемными ВТСП.

Объемные сверхпроводники на пер-вой стадии работ по ВТСП использова-лись в конструкции токоограничителей, электромеханических преобразователей, однако, с появлением ВТСП провод́ вто-рого поколения уступили эту область применения им. Известны также работы, в которых исследуются свойства таблеток

(стэков), сформированных из отрезков проводника второго поколения, которые могут использоваться аналогично объем-ным ВТСП [5].

Основная область применения объ-емных ВТСП-элементов — фиксация по-ложения взаимодействующих тел в про-странстве, в т. ч., и вращающихся тел [6]. Процесс фиксации положения реализует-ся взаимодействием источника магнитно- го поля, которым снабжена одна поверх-ность, и высокотемпературного сверх-проводника, связанного с другой взаи-модействующей поверхностью. На рис. 1 показана схема элемента такого устройства.

Возможны два варианта взаимодейст- вия магнитного поля и сверхпроводника.

По первому варианту (zfс-режим — захолаживание ВТСП в нулевом магнит-ном поле) предварительно захолажива-ется сверхпроводник, магнитное поле не может проникать в объем захоложен-ного ниже критической температуры сверхпроводника, что обеспечивает их вза-имную левитацию.

По второму варианту захолаживание сверхпроводника происходит после фик-сации взаимного положения постоянного магнита (fc-режим — захолаживание ВТСП в магнитном поле) и сверхпро-водника твердотельными арретирами. После перехода ВТСП через критиче-скую температуру магнитное поле захва-тывается сверхпроводником, арретиры извлекаются, и изменение первоначаль-ного взаимного положения потребует приложения усилий, которые и опреде- ляют жесткость этой связи.

Удельная жесткость в устройствах с zfс-режимом выше, чем в режиме fс, однако, этот режим не обеспечивает ста-бильного положения взаимодействующей

Рис. 1. Схема взаимодействия постоянного магнита и ВТСП-элемента: 1 — силовые линии магнитного поля; 2 — ВТСП; 3 — магнит



пары. Режим fс обеспечивает полную стабилизацию и, несмотря на несколь-ко меньшую удельную жесткость, чаще применяется при разработке систем фик-сации взаимного положения.

В fc-режиме магнитное поле внутри сверхпроводника формируется в виде периодической решетки вихревых токов, образующих локальные участки магнит-ного поля. Вихри цепляются за дефекты кристаллической решетки сверхпровод-ника, и сила сцепления, которая зависит от типа дефекта, препятствует измене-нию первоначального положения магнита или сверхпроводника. Такие дефекты называют центрами пиннинга, а само явление — field pinning interaction. После формирования такого взаимодействия любое относительное перемещение в паре «магнит – ВТСП» требует приложения силы, которая и определяет жесткость связи.

Как правило, статические системы фиксации в космосе предполагается ис-пользовать для позиционирования кос-мических объектов. В динамических системах (например, с вращающимися валами) пара «постоянный магнит – ВТСП» применяется в качестве пассивных бес-контактных опор валов.

Магнитные ВТСП-опоры являются наиболее сложным вариантом примене-ния объемных сверхпроводников, которые достаточно широко обсуждаются в лите- ратуре [5–7]. На рис. 2 представлена конструкция цилиндрического магнит-ного ВТСП-подвеса ПМН-1 (подшипник магнитный накопителя), который исполь-зовался для проведения исследований в филиале «МКБ «Горизонт» АО «НПЦ газотурбостроения «Салют».

ВТСП-элементы укреплены на внут- ренней поверхности кольцевого цилин-дра, который установлен через тепловой мост на крышке корпуса статора и охлаж-дается жидким азотом. Цилиндр отде-лен от оболочки вакууми�

Documents

К ОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ 2019 апрель–июнь Научно-технический журнал Журнал выходит ежекв