Какой мощности двигателя хватит для работы спутника на сверхнизких орбитах?
Спутники на сверхнизких орбитах будут использовать остаточную атмосферу в качестве рабочего тела для электроракетных двигателей. Какой мощности двигателя хватит для работы спутника на сверхнизких орбитах? Это одна из ключевых проблем, стоящая на пути создания данных систем. Мощность солнечных батарей, используемых в космонавтике, находится на уровне порядка 120 Вт/м2. Условия освещения далеко не всегда будут оптимальными. Половину времени Солнца нет. Солнечные батареи со временем деградируют. Допустим, средняя мощность в четыре раза меньше — порядка 30 Вт/м2. Соответственно, при средней мощности двигателя 300 Вт площадь солнечных батарей должна составлять порядка 10 м2, при мощности 1 кВт — 30 м2 и т.д.
Одна из возможных схем «прямоточного» электроракетного двигателя
А сколько вообще нужно? Год назад в СМИ говорили о том, что мощность — порядка 1 кВт. Но во-первых это СМИ, во-вторых — это очень растяжимая оценка.
Давайте попробуем изучить вопрос более строго, с опорой на вменяемые источники.
Первый источник — статья «Использование разреженных газов атмосферы земли в качестве рабочего тела для электроракетной двигательной установки» (2021 г), автор — Д.А. Бондаренко (ВНИИЭМ). План статьи следующий. Вначале строится модель атмосферы. Затем рассчитывается сопротивление атмосферы — для объекта миделем 40 см. В зависимости от высоты (от 160 км до 200 км) и условий, она меняется в пределах от 2 мН до 8 мН.
Затем вводится важнейший параметр — коэффициент эффективности сбора набегающего потока — назовем его k. Автор пишет, что хотя некоторые и берут его значение равным 0,9, сам он придерживается куда более консервативной оценки — 0,35. После чего рассчитывается необходимый удельный импульс электроракетного двигателя I. Для:
k = 0,9 — I = 820 с
k = 0,5 — I = 1480 с
k = 0,35 — I = 2100 с
Далее открываем статью журнала «Труды МАИ», посвященную стационарным плазменным двигателям (СПД) и видим, что СПД дают необходимый удельный импульс лишь при большой мощности — условно от 1,5 кВт. Но такой I достигается лишь при определенных благоприятных параметрах работы. Для того, чтобы расширить диапазон параметров — необходимо повышать мощность до уровня порядка 5 кВт.
Остаются ионные двигатели. Бондаренко закладывает в оценки КПД двигателя на уровне 50%. С учетом этого, в зависимости от условий, мощность двигателя должна составлять от 50 Вт до 150 Вт при коэффициенте сбора k = 0,35. Далее Бондаренко добавляет еще 150 Вт — на нейтрализацию потока, системы питания, управления и т.д. В итоге получается мощность 300 Вт.
Одна Следующий источник — диссертация М.О. Суворова (МАИ) «Тяговый узел прямоточного воздушного электрореактивного двигателя» (2018 г.)
В ней он, со ссылкой на ЦАГИ, пишет, что: «Для аппарата миделем 1 м2 на высоте орбиты 220 км, тяговом КПД равном 15% … мощность, потребляемая двигателем не должна превышать 1 кВт».
Пересчет показывает, что это примерно в пять раз выше оценки, которую сделал Бондаренко.
Далее Суворов обосновывает, что использоваться может только высокочастотная схема ионного двигателя (из-за наличия кислорода).
И уже в этот момент мы нарушаем предположение, которое в своих выкладках сделал Бондаренко. Расчеты и испытания показывают, что для двигателей малой мощности (а 150 Вт — это еще малая мощность) КПД существующих ионных двигателей находится на уровне около 40%. При этом «атмосферный» двигатель большую часть времени функционировать будет далеко не на оптимальном режиме работы.
Обосновав выбор схемы, Суворов переходит к описанию устройства модели прямоточного двигателя и публикует много его фотографий. А на 138 странице диссертации — приводит график зависимости тяги от мощности, измеренной в стендовом эксперименте. Для тяги 6 мН мощность составляет 600 Вт (где-то в 5 раз выше оценки Бондаренко), для 10 мН — около 1 кВт — что согласуется с оценками ЦАГИ.
Далее. Диссертация С.В. Гордеева (МАИ) «Газоразрядная камера прямоточного высокочастотного ионного двигателя» (2022 г). В ней описание ряда особенностей таких двигателей. Один из выводов — ускоряющем напряжении в двигателе не может превышать уровня порядка 600 В из-за пробоя.
В итоге получаем, что для работы спутника с миделем 1 м на высоте 200 км — 220 км мощность двигателя должна составлять порядка 1 кВт. Площадь солнечных батарей — около 30 м2 — квадрат со стороной 5,5 м.
При работе на высоте 160 км — мощность примерно в четыре раза выше. Солнечные батареи должны занимать площадь около 120 м2 — квадрат со стороной 11 м. Это уже откровенно чрезмерно много.
Бондаренко рассматривает спутники существенно меньшего размера — миделем 0,4 м. За счет этого можно уменьшить мощность двигателя и площадь солнечных батарей. В расчеты он закладывает эффективность двигателя, существенно более высокую чем у его коллег. Возможно, объясняется это тем, что на более низких орбитах параметры атмосферы более благоприятны для функционирования электроракетного двигателя.
Из представленных выкладок можно сделать предположение, что Redwire разрабатывает спутники для разных высот. Условно, «европейски» Phantom — для высоты порядка 160 км. А «американский» SabreSat — для высоты от 200 км.
Наконец, общая идеология. Из-за энергетических соображений сейчас спутники для сверхнизких орбит будут очень дорогими и очень высокотехнологичными устройствами; большой вопрос удастся ли наладить их массовое производство.
Однако если развернуть сеть низкоорбитальных солнечных электростанций, которые будут питать эти спутники, то все может сильно измениться. Можно будет делать гораздо более простые и гораздо более дешевые устройства. Вместо солнечных батарей в них будет легкая, дешевая проволочная сетка с малым аэродинамическим сопротивлением. Если будет энергия — можно будет использовать куда более простые и дешевые в изготовлении СПД без всякой этой буржуинской высокоточной электронной оптики. И т.д.
И в итоге, как мечтают коллеги, такие буксиры смогут «выныривать из атмосферы, разгоняясь только в низких участках перицентра. И выводить на переходные орбиты другую нагрузку».
А если грузы перед этим наверх еще и пращей какой закидывать (1, 2), или, там, с воздушного шара запускать …
Праща для «закидывания» спутников на высоту несколько десятков км; дальше — на твердотопливном двигателе.
Так что космические солнечные электростанции — это технология, которая очень сильно изменит правила игры. И, я думаю, что Илон Маск с его сверхтяжелой ракетой пытается замахнуться именно на это.
Для дальнейшего чтения — рекомендую книгу «Солнечные космические энергостанции», автор — Владимир Александрович Грилихес.
Источник.
P.S. О Redwire е ее проектах.
Payload отмечает, что компания Redwire разрабатывает не одну, а несколько спутниковых платформ, предназначенных для работы на сверхнизких орбитах.
Phantom рассчитан на перевозку полезной нагрузки весом 50 кг в течение пяти лет на орбитах ниже 300 км. Её разрабатывает европейская часть компании в сотрудничестве с Thales Alenia.
SabreSatпредназначен для перевозки полезной нагрузки весом 200 кг. Она разрабатывается для американских потребителей.
«Очевидный вопрос: почему одна компания избыточно инвестирует в технологии? Ответ — политика: законы об экспортном контроле, а также желание правительств развивать отечественную промышленную базу.»
«Речь идет о создании индивидуальных решений для европейского и американского рынков. Наши офисы в США и Европе рассматривают VLEO как отличное приложение для обеспечения национальной безопасности, а международные и внутренние клиентские базы имеют разные технические требования, задачи и политику», — сказал представитель Redwire в интервью Payload.
Ранее американский стартап Albedo привлек $35 млн на создание VLEO-группировки «Imaging constellation». А стартап Phase4 выиграл контракт DARPA на сумму $14,9 млн на разработку двигательной установки VLEO.,
А вообще — попытки европейцев хоть что-то вырвать у американцев назад в тематике VLEO, выглядят очень вымученно, — после того как Redwire выкупил единственного дееспособного европейского конкурента.
На картинке ниже — Phantom в представлении художника. Флаг в комплекте.
