Содержание
1. Обоснование разработки
2. Оценочные расчеты
3. Уточняющие расчеты
3.1. Расчет геометрических параметров магнитной системы
4. Исследование инженерной модели
4.1. Исследование магнитного поля
4.2. Оценка температурного состояния двигателя
4.3. Моделирования теплового состояния двигателя в процессе работы
4.4. Учет теплового состояния двигателя на распределения магнитного поля двигателя.
1. Обоснование разработки
1.1. Стоимость разработки РН
Разработка РН тяжелого класса
Falcon Heavy
Falcon Heavy (heavy с англ. — «тяжёлый») — двухступенчатая ракета-носитель сверхтяжёлого класса, предназначенная для вывода космических аппаратов на низкую опорную, геопереходную, геостационарную и гелиоцентрическую орбиты. Её первая ступень представляет собой структурно усиленный центральный блок, выполненный на основе первой ступени ракеты-носителя Falcon 9 FT, модифицированный для закрепления двух боковых ускорителей. В качестве боковых ускорителей используются многоразовые первые ступени ракеты-носителя Falcon 9 с композитным защитным конусом на верхушке[47][48]. Вторая ступень Falcon Heavy аналогична используемой на ракете-носителе Falcon 9. Все миссии Falcon Heavy, кроме первой, будут использовать ускорители Block 5[45].
Стоимость вывода на ГПО спутника массой до 8 т составит 90 млн $ (2016 год)[36]. Для одноразового варианта ракеты-носителя масса выводимого груза на НОО составит до 63,8 т, на ГПО — 26,7 т, до 16,8 т на Марс и до 3,5 т на Плутон[47].
Первый запуск Falcon Heavy состоялся в ночь на 7 февраля 2018 года[49]. На разработку и создание первой версии ракеты было потрачено более 500 млн долларов США из собственных средств SpaceX.
Енисей
«Енисей» — российская ракета-носитель сверхтяжёлого класса (РН СТК-1), первая сверхтяжёлая РН, разрабатываемая российской промышленностью в постсоветский период. Головная организация-разработчик — РКК «Энергия».
Разрабатывается в рамках федеральной целевой программы «Создание космического ракетного комплекса сверхтяжёлого класса на 2020—2030 годы» (подготовлена совместно с РАН весной 2019 года[1]), которая оценивается в 1,5 трлн рублей. Основная ракета-носитель второго этапа Российской лунной программы.
Первый пуск ожидается в 2028 году с космодрома «Восточный»[2][3].
На базе РН «Енисей» разрабатывается, путём добавления ступени, ракета-носитель «Дон» (РН СТК-2)[4].
Ангара
«Ангара́» — семейство российских ракет-носителей (РН) с кислородно-керосиновыми двигателями, включающее в себя носители от лёгкого до тяжёлого классов — в диапазоне грузоподъёмностей от 3,5 («Ангара-1.2») до 38 («Ангара-А5В»)[1][2] тонн на низкой околоземной орбите.
Головным разработчиком и производителем РН семейства «Ангара» являлся Государственный космический научно-производственный центр имени М. В. Хруничева.
Имеют модульную конструкцию: различные варианты «Ангары» реализуются с помощью различного числа универсальных ракетных модулей (УРМ; УРМ-1 — для первой ступени, УРМ-2 — для второй и третьей); длина УРМ составляет 25,1 м, диаметр — 2,9 м, масса с заправленным топливом — 149 тонн. УРМ комплектуется кислородно-керосиновым двигателем РД-191.
В 2012 году глава Федерального космического агентства, бывший до того замом министра обороны РФ, В. А. Поповкин оценил произведённые затраты на разработку «Ангары» так: «Нам ведь та же «Ангара» обошлась более чем в 160 млрд рублей. Это большая цифра», то есть ($5,33 млрд по курсу 30 р. за доллар США)[65].
На программу потрачено 100 млрд руб. (на 2013)[66].
В апреле 2018 года глава научно-технического совета Роскосмоса Юрий Коптев привёл оценку в 110 млрд рублей.
Гендиректор ГКНПЦ им. М. В. Хруничева В. Е. Нестеров в своей книге «Космический ракетный комплекс „Ангара“. История создания» написал по данным на конец 2017 года, что потрачено 112 млрд рублей.
В 2015 году планировалось выделить на создание и испытание ракет-носителей "Ангара" 32,4 млрд рублей (разработка "Ангары-А5" для Восточного и три пуска в рамках ЛКИ).
В 2018 году эту сумму сократили до 26,2 млрд рублей.
В апреле 2020 года Роскосмос хотел увеличить финансирование по ОКР "Амур" до 65 млрд рублей (в связи с созданием "Ангары-А5М").
В августе 2020 года Роскосмос на портале госзакупок разместил материалы, согласно которым финансирование по ОКР «Амур» составит 45,5 млрд рублей на период до 2026 года.
Разработка РН среднего класса
Феникс
В плане госзакупок госкорпорации "Роскомос" на 2019-2020 годы говорится, что на "создание космического ракетного комплекса среднего класса нового поколения (шифр ОКР "Феникс")" выделено 52,698 млрд рублей.
Ранее глава "Роскосмоса" Игорь Комаров в интервью "Интерфаксу" сообщил, что на создание ракеты выделено 30 млрд рублей.
"Создание ракеты, по нашим оценкам, займет в среднем около 7-8 лет, и первый образец, думаю, увидим к 2025 году. В ФКП на создание "Феникса" заложено почти 30 млрд рублей", - сказал Комаров.
Ранее генеральный конструктор РКК "Энергия" Евгений Микрин сообщил в интервью "Интерфаксу", что разработка эскизного проекта ракеты-носителя среднего класса началась в апреле 2017 года.
По его словам, испытания ракеты планируется начать в 2022 году на космодроме Байконур в составе совместного российско-казахстанского космического ракетного комплекса "Байтерек".
"Ракета-носитель будет универсальной для применения ее в составе космических ракетных комплексов как на космодромах "Байконур" и "Восточный", так и в составе комплекса "Морской старт"", - отметил Микрин.
Ракета обеспечит выведение полезных грузов на низкую околоземную орбиту массой до 17 тонн, на геостационарную орбиту - массой до 2,5 тонн. Помимо этого на базе ракеты-носителя среднего класса будут создаваться первая и вторая ступени перспективной ракеты-носителя сверхтяжелого класса, сообщил Микрин.
Иртыш
«Иртыш» («Союз-5»)[4] — перспективная российская двухступенчатая ракета-носитель (РН) среднего (полутяжелого[5]) класса, которая будет способна вывести на низкую околоземную орбиту 17 тонн полезного груза[6][2]. «Союз-5» планируется использовать для запусков как с космодрома Байконур, так и с плавучего космодрома «Морской старт».
Разрабатывается ракетно-космической корпорацией «Энергия». Разработка ракеты-носителя предусмотрена действующей Федеральной космической программой в рамках опытно-конструкторской работы «Феникс». Стоимость одного запуска оценивается в 55—56 млн долл.[7][8]
Начало лётных испытаний запланировано на 2024 год, а переход в стадию коммерческой эксплуатации, которой займётся российская компания International Launch Services, зарегистрированная в США, заложен на 2025 год[9]. Стартовый комплекс ракеты планируется создавать на базе российского ракетно-космического комплекса «Байтерек» для РН «Зенит»[10].
Ориентировочная оценка стоимости создания носителя, данная в 2016 году, составляет порядка $500 млн, на модернизацию наземной инфраструктуры на «Байконуре» требуется порядка $245 млн. В связи с переориентацией в середине 2017 года перспективных пилотируемых пусков (корабль «Федерация») РН с «Ангары-А5П» на «Иртыш» и, соответственно, с повышением требований к обеспечению безопасности, конечная стоимость может вырасти[53].
8 августа 2017 стало известно, со слов гендиректора НПО «Энергомаш» И. Арбузова, что предприятие вложит почти 7 млрд рублей до конца 2019 года в подготовку производства двигателей РД-171МВ. Реконструкция предприятия и подготовка к началу серийного производства новых двигателей начнется в 2017 году[54].
18 декабря 2019 года министр цифрового развития, инноваций и аэрокосмической промышленности Казахстана Аскар Жумагалиев сообщил СМИ, что модернизация наземной инфраструктуры комплекса «Зенит-М» на Байконуре обойдется в 233 млн долларов (отвечает и финансируется Казахстаном). Разработка «Союза-5» оценивается в 916 млн долларов.
Расчет стационарного плазменного двигателя
В качестве разрабатываемого двигателя выбран СПД-140
Расчёт основных характеристик и основных геометрических размеров СПД произведён в соответствии с методикой, изложенной в [1].
К числу основных геометрических параметров, с помощью которых можно описать СПД типовой схемы, представленной на рисунке 1.1, относятся:
а) средний диаметр ускоряющего канала D определяющий масштаб модели;
б) диаметр наружного наконечника ускоряющего канала Dн;
в) диаметр внутреннего наконечника ускоряющего канала Dв;
г) ширина канала bк;
д) длина канала lк;
ж) толщина выходных кромок изолятора
к.
Рис. 1.1 Принципиальная схема и основные размеры СПД.
Для общей характеристики конструкции используются также габаритные размеры Dу и lу. Принимая во внимание вышеизложенное можно сказать, что в качестве основной задачи расчёта рассмотрим определение совокупности значений перечисленных размеров, которые позволяют обеспечить выполнение заданных требований. Все эти размеры найдем методом оптимизации по среднему диаметру движителя. При выборе среднего диаметра необходимо выполнение условия, которое обеспечивает достаточную величину КПД двигателя:
.Найдем массовый расход движителя по формуле:
=
(1.1)
.Тогда максимально допустимое значение среднего диаметра равно
(1.2)
Определение основных размеров движителя[1]
а) средний диаметр ускоряющего канала: D=0,049 м;
На основании практических испытаний принимаем следующие параметры СПД:
б) ширину ускоряющего канала:
; в) длину ускоряющего канала:
; г) наружный диаметр ускоряющего канала определим по формуле:
; (1.3)
(м);д) внутренний диаметр ускоряющего канала определим по формуле:
; (1.4.)
(м); е) толщину выходных кромок изолятора определим по формуле:
; (1.5)
(м);Габаритные размеры:
ж) диаметр движителя определим по формуле:
; (1.6)
(м);з) длина движителя равна среднему диаметру ускоряющего канала:
м.Определение тяговой мощности СПД и кинетической мощности струи
Зная массовый расход РТ, определим следующие величины[1]:
а) тяговую мощность струи:
, (1.7)
(Вт);б) кинетическую мощность струи:
, (1.8)где
= 0,95…0,97 – коэффициент, характеризующий разброс угла вылета ионов относительно оси ЭРД (принимаем = 0,96);
= 0,93…0,98 – коэффициент, характеризующий разброс ионов по энергии (принимаем = 0,97). 
(Вт).Определение разности потенциалов, ускоряющей ионы
Площадь ускоряющего канала можно определить по формуле:
, (1.9)
(м2).Концентрацию электронов в канале найдем по формуле:
, (1.10)где М- масса одного иона ксенона, которая составляет:
(кг),
- разность потенциалов, ускоряющая электроны.
где
=12,1 В – потенциал ионизации ксенона;
Расcчитанная концентрация электронов соответствует оптимальному режиму работы двигателя.
Толщина слоя ионизации в канале определяется по следующей формуле:
, (1.11)гдеk=
– постоянная Стефана–Больцмана;Та =1100 К– температура анода;
e=
Кл – заряд электрона;
=
– коэффициент ионизации;
(м).Долю ускоренных электронов попадающих на стенки диэлектрической камеры определим по формуле:
, (1.12)
.Ток ионов можно определить по формуле:
, (1.13)
(Кл/с).Исходя из выше приведенных расчётов, ускоряющую разность потенциалов можно определить по формуле:
, (1.14)гдеkа – коэффициент аккомодации. В настоящее время отсутствуют точные данные о величине kав случае бомбардировки ионами диэлектрических мишеней, поэтому в дальнейшем будем принимать kа = 1.
(В).Расчёт разрядного напряжения, разрядного тока и разрядной мощности
Разрядное напряжение определим по формуле:
; (1.15)
(В).Разрядный ток определим по формуле:
; (1.16)
(А).Разрядную мощность определим по следующей формуле:
; (1.17)
(Вт).Исходя из выше приведенных расчётов, цену тяги определим по формуле:
; (1.18)
.Среднюю скорость ионов на срезе ускоряющего канала определим по формуле:
; (1.19)
.Расчёт КПД и ресурса движителя
Тяговый КПД определим по формуле:
; (1.20)
.Рассчитаем ресурс движителя по формуле:
, (1.21)где
- величина тока ионов, выпадающих на стенку и полностью отдающих ей свою энергию.
(1.22)
(А);
- коэффициент распыления для материала АБН-2 [3].
(с). Найдем отношение рассчитанного ресурса движителя к заданному.
;В результате расчета первого этапа получили геометрические параметры разрядной камеры, которые обеспечивают ресурс ускорителя по запасу на износ.
Геометрические размеры двигателя:
(м);
(м); (м); (м).Толщина выходных кромок изолятора
(м).Площадь ускоряющего канала
=0,0018 (м2).Концентрацию ионов в канале nе=
.Толщина слоя ионизации в канале lc=0,0078 (м).
Доля ускоренных электронов, попадающих на стенки диэлектрической камеры:
.Ускоряющая разность потенциалов
(В).Найдем ларморовский радиус иона (Rli) и электрона (Rle)[1].
; (2.28)
(м).
; (2.29)
(м).Для величин
выполняются неравенства 
и 
, которые соответствуют принятым при расчете допущениям.Разрядное напряжение
(В). Разрядная мощность Nр=231Вт.
Тяговый КПД равен
0,46.Ток ионов, выпадающих на стенку Iист=0,13А.
Ресурс движителя
11,3 106с.Полученный ресурс достаточен для выполнения поставленной задачи.
1 2 3