СЭДУ

В СЭДУ входит солнечный тепловой ракетный двигатель (СТРД).

СТРД – это экологически чистый двухрежимный двигатель с электронагревным тепловым аккумулятором (ТА), работающий как на горячем водороде, так и при дожигании горячего водорода с кислородом.

Нагрев ТА осуществляется электроэнергией от солнечных батарей космического аппарата. ТА обеспечивает импульсный режим работы двигателя и реализацию энергетически оптимальных многоимпульсных схем выведения КА на рабочие орбиты. Нагрев водорода в ТА до температуры 1500 К обеспечивает самовоспламенение компонентов топлива. Таким образом, производится надежный многократный запуск двигателя. На каждом орбитальном витке ТА заряжается электроэнергией от солнечных батарей. После выхода на рабочую орбиту СТРД вместе с ТА и топливными баками отделяются от КА, а система электропитания (с солнечными батареями) продолжает свою работу.

Маршевый двигатель СЭДУ на начальном этапе выведения работает в Режиме 1 – дожигание смеси подогретого в ТА водорода и кислорода. На конечном этапе используется горячий водород (Режим 2).

Электрическая мощность солнечных батарей: Режим 1 – 5...20 кВт

Полезная емкость теплового аккумулятора: Режим 2 – до 250 МДж

Компоненты топлива: Режим 1 – водород и кислород,

Режим 2 – водород Температура нагрева водорода в тепловом аккумуляторе:

Режим 1 – 1500 К, Режим 2 – 2100 К

Соотношение расходов кислорода и водорода: Режим 1 – 2...4

Удельный импульс тяги: Режим 1 – 560...520 с, Режим 2 – 770 с

Средняя тяга в импульсе: Режим 1 – 220...340 Н, Режим 2 – 100 Н

СЭДУ обеспечивает доставку космических аппаратов с низкой околоземной орбиты на высокоэллиптические и высокие круговые орбиты, включая геостационарную орбиту, и на межпланетные траектории за 20...60 суток. В сравнении с бимодальными электродвигательными установками с концентраторами солнечной энергии СЭДУ имеет упрощенную систему приема-преобразования солнечной энергии, имеет в 100 раз меньшую точность наведения на Солнце, требуется в 50...100 раз меньший ресурс работы теплового аккумулятора, имеет более высокую адаптивность в применении с ракетами-носителями различных классов, требуется головной обтекатель РН существенно меньших габаритов.

В сравнении с солнечной электроракетной ДУ обеспечивает сокращение в 5...10 раз продолжительности выведения на геостационарную орбиту при одинаковой массе полезного груза, сокращает время пребывания КА и солнечных батарей в радиационных поясах Земли, требует в 2...3 раза меньшую мощность солнечных батарей.