Методика обоснования параметров орбиты и характеристик двигательной установки малого космического аппарата дистанционного зондирования Земли Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

doi: 10.24411/2409-5419-2018-10255

МЕТОДИКА ОБОСНОВАНИЯ ПАРАМЕТРОВ ОРБИТЫ И ХАРАКТЕРИСТИК ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ДИСТАНЦИОННОГО ЗОНДИРОВАНИЯ ЗЕМЛИ

АБДУРАХИМОВ Алексей Александрович1

ЛЕВАНДОВИЧ Александр Викторович2

МОСИН

Дмитрий Александрович3 СЕВЕРЕНКО

Александр Викторович4

Сведения об авторах:

1д.т.н., доцент, начальник кафедры космических аппаратов и средств межорбитальной транспортировки Военно-космической академии имени А.Ф.Можайского, г. Санкт-Петербург, Россия, [email protected]

2к.т.н., старший преподаватель кафедры космических аппаратов и средств межорбитальной транспортировки Военно-космической академии имени А.Ф.Можайского, г. Санкт-Петербург, Россия, [email protected]

3к.т.н., доцент, докторант кафедры

оперативного искусства и тактики

Военно-космической академии

имени А.Ф.Можайского, г. Санкт-Петербург,

Россия, [email protected]

4адъюнкт кафедры космических аппаратов

и средств межорбитальной транспортировки

Военно-космической академии

имени А.Ф.Можайского, г. Санкт-Петербург,

Россия, [email protected]

АННОТАЦИЯ

На современном этапе освоения космического пространства перспективным направлением является создание и развитие космических систем на базе орбитальных группировок малых космических аппаратов массой до 500 кг. Интерес к созданию и использованию малых космических аппаратов, наметившийся в последние годы как за рубежом, так и в России, объясняется их относительно низкой стоимостью, сокращением сроков разработки и изготовления, а также удешевлением вывода на орбиту и эксплуатации таких аппаратов. Перед российскими разработчиками космических систем стоит задача создания на отечественной компонентной базе и повышения эффективности спутниковых систем в интересах различных потребителей (в том числе и в интересах решения задач дистанционного зондирования Земли). Обоснован выбор параметров орбиты для малых космических аппаратов дистанционного зондирования Земли с учетом требуемого разрешения на местности. Проведены анализ существующих корректирующих двигательных установок для малых космических аппаратов дистанционного зондирования Земли и анализ применения существующих отечественных одно- и двухкомпонент-ных жидкостных ракетных двигателей и электроракетных двигательных установок для компенсации потерь скорости в результате действия аэродинамического сопротивления для различных классов малых космических аппаратов. Сформулирована математическая постановка задачи обоснования типа корректирующей двигательной установки и ее параметров для малых космических аппаратов. Предложена методика обоснования характеристик корректирующей двигательной установки низкоорбитального малого космического аппарата дистанционного зондирования Земли. Выполнен расчет зависимости массы корректирующей двигательной установки от суммарного импульса тяги для различных типов корректирующей двигательной установки. Выполнен расчет зависимости суммарного импульса тяги корректирующей двигательной установки, расходуемого на компенсацию аэродинамического сопротивления в течение одного года для различных малых космических аппаратах, функционирующих на низких круговых орбитах. На основании разработанной методики определены области рационального использования различных типов корректирующих двигательных установок для малых космических аппаратов различного целевого назначения.

КЛЮЧЕВЫЕ СЛОВА: малый космический аппарат; корректирующая двигательная установка; ракетный двигатель; солнечные батареи; электроракетные двигательные установки; жидкостные ракетные двигательные установки.

Для цитирования: Абдурахимов A.A., Левандович A.B., Мосин Д.А., Северенко A.B. Методика обоснования параметров орбиты и характеристик двигательной установки малого космического аппарата дистанционного зондирования Земли // Наукоемкие технологии в космических исследованиях Земли. 2019. Т. 11. № 2. С. 12-23. doi: 10.24411/2409-5419-2018-10255

¿¿к

и /У// //■/ ////

Vol 11 N0 2-2019, H&ES РЕБЕАРС

AVIATЮN, SPASE-ROCKET HARDWARE

УЛЛ \чч %

Введение

Современный этап освоения космического пространства характеризуется развитием космических систем на базе орбитальных группировок (ОГ) малых космических аппаратов (МКА) массой до 500 кг. Интерес к созданию и использованию МКА, наметившийся в последние годы как за рубежом, так и в России, объясняется их относительно низкой стоимостью, сокращением сроков разработки и изготовления, а также удешевлением вывода на орбиту и эксплуатации таких аппаратов [1, 4-5].

Перед российскими разработчиками космических систем стоит задача повышения эффективности спутниковых систем в интересах Министерства обороны, а также минимизации расходов на космические аппараты за счет создания и широкого применения МКА, обладающими многими преимуществами перед большими спутниками. Так, они относительно недороги, легко модифицируются для решения определенной задачи, создают меньше радиопомех. Их применение способствует уменьшению рисков, связанных с запуском на орбиту и работой в космосе, снижая финансовые потери в случае отказа или утраты такого спутника. Действительно, низкоорбитальные системы имеют в своем составе много спутников, поэтому выход из строя одного или нескольких МКА не приводит к потере работоспособности системы [2-3].

Что очень важно, МКА обеспечивают значительное увеличение оперативности получения потребителем данных наблюдения за счет создания необходимой по численности группировки малых аппаратов. Большие одиночные спутники дистанционного зондирования среднего и высокого разрешения не могут быть источниками оперативной информации о заданном районе, поскольку имеют большой период повторения съемки. Например, американский Landsat-7 производит повторную съемку того же района с периодичностью 16 суток, французский Spot-5-2-3 суток, российский Ресурс-П — 3 суток [2-3].

В качестве МКА, способного решать задачи наблюдения в интересах различных потребителей, в том числе и специального назначения, целесообразно рассмотреть опытно-технологический малый космический аппарат «Аист-2Д». МКА «Аист-2Д» включает в себя инновационную аппаратуру для наблюдения поверхности Земли, научную аппаратуру для изучения околоземного космического пространства, а также его влияния на приборный состав, материалы и покрытия конструкции платформы. На борту МКА размещена оптико-электронная аппаратура высокого разрешения «Аврора». По сочетанию параметров «разрешение-полоса захвата» оптико-электронная аппаратура МКА «Аист-2Д» не имеет аналогов среди отечественных аппаратов. С высоты 490 км съемка земной поверхности в панхроматическом диапазоне электромагнитного излучения (ЭМИ) осуществляется с разрешением 1,48 м [4].

Особенностью рассматриваемого МКА является также то, что вся бортовая аппаратура, включая оптико-электронный комплекс, разработана изготовлена в России, преимущественно на отечественной электронно-компонентной базе.

Определение требуемых параметров орбиты

малого космического аппарата наблюдения

Для определения требуемой высоты, которая обеспечит съемку земной поверхности в панхроматическом или мультиспектральном диапазоне электромагнитного излучения с требуемым линейным разрешением на местности, необходимо установить ограничения разрешающей способности целевой системы космического аппарата (КА). Для оптико-электронных систем КА целесообразно учитывать два типа ограничений их разрешающей способности: ограничение по дифракционному пределу оптической системы и ограничение по размеру ячейки (пикселя) оптико-электронного преобразователя.

Ограничение разрешающей способности целевой системы по дифракционному пределу определяется на основании выражения:

8 - ^ н

0Д ~ р Лдиф>

(1)

где 1 — среднее значение спектрального диапазона излучения, регистрируемого целевой системой КА;

Б — диаметр входного отверстия оптической системы КА;

Ндиф — высота орбиты КА с учетом ограничения по дифракционному пределу.

Откуда требуемая высота будет равна:

8д Б _ д

-,,,л — "

диф

1.22Х

(2)

Ограничение разрешающей способности целевой системы по размеру пикселя оптико-электронного преобразователя определяется на основании следующего выражения:

и У

8 г =—Нг,

/ / /'

(3)

где df — размер пикселя оптико-электронного преобразователя;

/— фокусное расстояние оптической системы; Н— высота орбиты КА с учетом ограничения по размеру пикселя оптико-электронного преобразователя. Откуда требуемая высота будет равна:

Н/ =

§ //

(4)

■V

Требуемая высота орбиты МКА наблюдения выбирается с учетом более жесткого ограничения.

_ ВАРИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА

Для МКА дистанционного зондирования Земли предпочтительно рассматривать солнечно синхронную орбиту. Прецессия солнечно синхронной орбиты вокруг оси Земли происходит с той же угловой скоростью, что и скорость Земли вокруг Солнца. Поэтому КА пересекает одну и ту же широту (северную или южную) в одно и то же солнечное время независимо от долготы или даты. Как правило, солнечно-синхронная орбита применяется для КА с пассивными оптическими и инфракрасными целевыми системами.

Наклонение солнечно-синхронной орбиты определяется по следующему выражению [6-7]:

I =

acos

К?

V К + н

180

(5)

(1 - в)

где dO. — скорость прецессии линии узлов;

е — относительный эксцентриситет;

Н — высота орбиты;

к—гравитационный параметр Земли (к=3,986*1014м3/с2);

Я — радиус Земли (Яз = 6371 км);

I — коэффициент потенциала гравитационного поля земли (12 = 1082.636-т~6).

Для определения скорости прецессии линии узлов необходимо определить количество витков МКА вокруг Земли за одни сутки:

Т„

п = -

Т

(6)

орб

где Т — время одних суток;

Торб — период обращения МКА видовой разведки вокруг Земли.

Период обращения МКА вокруг Земли равен:

ТобР =

(R3+H )3

k

(7)

Скорость прецессии линии узлов равна:

2-я

d П = -

365.25• п

(8)

Для съемки земной поверхности в панхроматическом диапазоне ЭМИ с линейным разрешением 1,0 м высота орбиты МКА «АИСТ-2Д» должна составлять 333 км. На такой высоте необходимо компенсировать влияние

атмосферы с помощью корректирующей двигательной установки (КДУ). На рассматриваемом МКА отсутствует данная система. Поэтому необходимо провести обоснование типа КДУ для МКА «АИСТ-2Д».

Анализ существующих двигательных установок

для малых космических аппаратов наблюдения

Эффективность применения МКА по целевому назначению во многом определяется возможностями их КДУ

В процессе функционирования КА КДУ обеспечивает решение следующих задач [8]:

- довыведение КА на требуемую (целевую) орбиту после отделения от ракетоносителя;

- поддержание в требуемых пределах параметров орбиты КА и баллистической структуры ОГ;

- изменение параметров орбиты КА для обеспечения решения целевых задач;

- увод с орбиты функционирования после окончания срока активного существования.

При проектировании КА одна из основных задач — это выбор типа КДУ. К основным требованиям, предъявляемым к КДУ со стороны КА, можно отнести тягу двигателя и суммарный импульс тяги (произведение тяги на суммарное время работы двигателя). Первый параметр определяет оперативность выполнения маневров, совершаемых с помощью двигательной установки, а второй — энергетические возможности двигательной установки (ДУ) по выполнению функциональных задач.

В качестве конкурирующих типов КДУ для МКА достаточно рассмотреть системы, применяемые на современных КА, реализация которых не представляет принципиальных затруднений: КДУ на основе двухкомпонентного жидкостного двигателя; КДУ на основе однокомпонентно-го жидкостного гидразинового двигателя; КДУ на основе стационарного плазменного двигателя (СПД), работающего на ксеноне.

При выборе необходимого типа КДУ для МКА в качестве критерия целесообразно использовать минимальную массу ДУ при ограничении на суммарный импульс тяги.

Также необходимо отметить, что современные МКА характеризуются слабо развитой энергетикой, так как на них не удается разместить солнечные батареи большой мощности. В связи с этим важной особенностью МКА является жесткое ограничение энергопотребления бортовой аппаратуры в целом и КДУ в частности. МКА массой около 450 кг как правило оснащаются солнечной батареей (СБ) площадью 5-7 м2, электрическая мощность которой в начале срока активного существования не превышает 1500 Вт. Деградация СБ за пять лет функционирования составляет в среднем до 25%. Однако, с уменьшением массы МКА размеры и мощность СБ резко уменьшаются, что связано с системной миниатюризацией бортовой

аппаратуры КА. Для КА массой 100 кг площадь батареи будет ~1,5 м2, а ее мощность в начале САС составит всего около 150 Вт. Следовательно, при создании МКА необходимо учитывать ограничения по энергопотреблению бортовой аппаратурой в целом и КДУ в частности. Кроме того, большинство МКА оснащаются неориентируемыми СБ, что снижает эффективность фотоэлектрических преобразователей. Поэтому в качестве двигательных установок на МКА должны применяться установки с небольшой ценой тяги — порядка 40 Вт/г, при этом суммарное потребление КДУ должно составить не более 200-250 Вт [9-10, 17].

Корректирующие двигательные установки с двухкомпонентным жидкостным двигателем. Двух-компонентные маршевые жидкостные ракетные двигательные установки (ЖРДУ) нашли широкое применение для КА различного назначения: видовой разведки, связи, радио- и радиотехническая разведки, дистанционного зондирования Земли и др. Основным достоинством ЖРДУ являются высокие значения тяговооруженности, которые они способны обеспечить КА, а следовательно, и высокая оперативность маневрирования. Однако невысокая экономичность данного типа ДУ по сравнению с электроракетными двигателями, которая количественно оценивается величиной удельного импульса, не позволяет обеспечить высокие маневренные возможности и большой срок активного существования КА. Нужно подчеркнуть, что в классе химических двигателей двухкомпонентные ЖРДУ обладают самым высоким удельным импульсом. На настоящем этапе развития космических систем сложилась ситуация, когда возможности по совершенствованию ЖРДУ практически полностью исчерпаны и ограничены незначительным улучшением энергомассовых характеристик. Для ЖРДУ предельные значения удельного импульса составляют 5 103 м/с.

Двухкомпонентные ДУ, применяемые на КА, обычно работают на традиционных компонентах топлива — азотном тетроксиде и несимметричном диметилгидразине. Выбор данных компонентов ракетного топлива определялся в первую очередь их физико-техническими характеристиками. Двухкомпонентные ДУ применяются в основном на больших КА для точной ориентации, стабилизации и коррекции орбиты, проведения манёвров по стыковке и расстыковке с другими аппаратами, отличаются стабильностью характеристик, быстродействием, многоразо-востью включений, длительностью включений от сотых долей секунды до сотен и тысяч секунд [11].

Корректирующие двигательные установки с ги-дразиновым двигателем. Одно из достоинств гидрази-новых ракетных двигателей — это прозрачный факел, обеспечивающий надежную работу бортовых астрофизических приборов.

/■''/ /ТУ/ //■/ ////

Vol 11 N0 2-2019, Н&ЕБ РЕБЕАРС

AVIATЮN, SPASE-ROCKET HARDWARE

УЛЛ \чч %

КДУ на основе термокаталитического двигателя (ТКД) характеризуются очень низкой ценой тяги, составляющей 1-0,5 Вт/г. Однако главным же недостатком является сравнительно низкий удельный импульс, равный 2200-2400 м/с, что приводит к наличию запасов топлива на борту КА и, как следствие, увеличению габаритов и массы. Принцип действия ТКД основан на термическом разложении рабочего тела в присутствии катализатора. В качестве рабочего тела используется гидразин — наиболее высокоэнергетическое топливо среди известных одноком-понентных эндотермических видов топлива. В двигателе рабочее тело под воздействием катализатора разлагается на аммиак и азот. При этом часть аммиака, в свою очередь, разлагается на азот и водород. В результате реакции разложения гидразина выделяется тепло, подогревающее продукты разложения до 900° С. Наряду с энергетическими достоинствами гидразин обладает и существенными недостатками. Во-первых, данное рабочее тело является токсичным и ядовитым, а также весьма нестабильным веществом, что вызывает необходимость особых условий при работе с гидразином на этапе наземной эксплуатации (при заправке и проверке ДУ). Во-вторых, гидразин имеет относительно высокую температуру замерзания +1,7°С, поэтому в гидразиновых ДУ должно быть обеспечено тер-мостатирование блоков и трубопроводов установки.

Гидразиновые ДУ имеют богатую летную историю и хорошо зарекомендовали себя на отечественных и зарубежных КА, в том числе на КА «Глонасс-М», «ЭкспрессАМ» и «ЖХ47». Применение их на МКА затруднено большим запасом рабочего тела, габаритами блока хранения и подачи рабочего тела. Однако возможность достичь низкого (до 30 Вт) потребления КДУ заставляет мириться с этими недостатками. Примером применения гидразино-вой КДУ может служить МКА «Можаец».

Корректирующие двигательные установки со стационарным плазменным двигателем. Электроракетные двигательные установки (ЭРДУ) на основе СПД в настоящее время используются для коррекции орбиты КА [7, 9, 12-14]. Высокий удельный импульс, достигающий 15000-16000 м/с (при напряжении разряда 300 В) обуславливает топливную экономичность таких ДУ. В целом области применения ЭРДУ очевидны: это задачи, требующие выработки значительного суммарного импульса, порядка десятков и сотен тонна-секунд (~106 Нс). В этой области ЭРДУ находятся вне конкуренции, так как по расходу рабочего тела они намного экономичнее ДУ на химическом топливе. Однако при этом высоким оказывается и потребление электрической мощности, необходимой для работы СПД, что обуславливает высокую цену тяги (до 200 Вт/г).

Использование в качестве рабочего тела инертного газа (ксенона), делает такую КДУ экологически чистой, а работу с ней безопасной. Кроме того, для такого рабо-

_ РАДИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА

чего тела используется простая и надежная система хранения и подачи.

В настоящее время ведущие российские предприятия занимаются созданием КА различного назначения с ЭРДУ малой и средней мощности. Как правило, применяются ЭРДУ на основе ЭРД СПД-50, СПД-70, СПД-100 разработки ОКБ «Факел».

В РКК «Энергия» разработаны и проходят успешную летную эксплуатацию КА «Ямал-100», «Ямал-200» с ДУ на базе восьми СПД-70 мощностью 660 Вт, тягой 40 мН, удельным импульсом 1450 с. На базе данных ЭРД в ГКНПЦ им М. В. Хруничева разработаны КА «Kazsat-1» и «Kazsat-2». В научно-производственном предприятии ВНИИЭМ создан МКА «Канопус-В» с ДУ на базе двух ЭРД СПД-50 с удельным импульсом 1250 с. Там же разработан КА «АРКОН-2М» с двумя двигателями СПД-100В с тягой 83 мН, мощностью 1350 Вт и удельным импульсом 1600 с. В ОАО «ИСС имени академика М. Ф. Решетнева» создаются КА на базе спутниковой платформы семейства «Экспресс-1000» (малые и средние КА), а также геостационарные КА серии «Луч»

на базе космической платформы «Экспресс-2000», которые оснащаются двигателями СПД-100.

Необходимо отметить, что на данном этапе развития космической техники КДУ на основе ксеноновых СПД прочно заняли нишу электроракетных двигательных установок (ЭРДУ), применяемых для коррекции орбиты тяжелых КА (в первую очередь геостационарных связных объектов) с большими сроками активного существования и развитой энергетикой в силу высокой степени отработанности и надежности, а также хороших массогабаритных показателей. Следует также отметить, что КА развиваются как в сторону увеличения, так и в сторону уменьшения их массы. Для СПД представляют интерес МКА с массой от 50 до 600 кг. Если принять, что КА может выделить для работы ЭРДУ мощность ~ 1 Вт/кг, то для такой ЭРДУ необходимы двигатели с мощностью в диапазоне 50-500 Вт. Для диапазона мощностей 200-500 Вт подходит уже существующий летный вариант двигателя СПД-50. В таблице представлены удельные массовые и энергетические характеристики элементов КДУ [8, 9-10].

Удельные массовые и энергетические характеристики элементов КДУ [8-10, 16]

Характеристики элементов КДУ Значение

Тяга ЭРД СПД-25 7 мН

Потребляемая электрическая мощность ЭРД СПД-25 100 Вт

Удельный импульс ЭРД СПД-25 8000-10000 м/с

Удельная масса ЭРД СПД-25 удв 3Ч

Тяга ЭРД СПД-50 20 мН

Потребляемая электрическая мощность ЭРД СПД-50 200-600 Вт

Удельный импульс ЭРД СПД-50 до 17500 м/с

Удельная масса ЭРД СПД-50 удв 4Ч

Относительная масса системы хранения и подачи ЭРДУ ксхп 0,04

Относительная масса комплекса обеспечивающих систем ЭРДУ кшс 0,08

Удельная масса СПУ 4Ч

Относительная масса элементов конструкции ЭРДУ кк 0,025

Удельная масса энергоустановки уЭУ 0,012 кг/Вт

Тяговая удельная масса двухкомпонентного ЖРД удв т 2Ч

Относительная масса системы хранения и подачи двухкомпонентной ЖРДУ ксхп 0,08

Относительная масса комплекса обеспечивающих систем двухкомпонентной ЖРДУ ккос 0,025

Относительная масса элементов конструкции двухкомпонентной ЖРДУ кк 0,025

Тяговая удельная масса однокомпонентного ЖРД удв т 3Ч

Относительная масса системы хранения и подачи однокомпонентной ЖРДУ кхп 0,04

Относительная масса комплекса обеспечивающих систем однокомпонентной ЖРДУ кшс 0,02

Относительная масса элементов конструкции однокомпонентной ЖРДУ кк 0,015

Vol 11 N0 2-2019, Н&ЕБ РЕБЕ

AVIATЮN, SPASE-ROCKET HARDWARE

улл

Использование в составе КА системы электроснабжения на основе солнечных (арсенид галлия) и аккумуляторных (литий-ионных) батарей расширяет область рационального использования ЭРДУ на основе СПД.

Методика обоснования характеристик корректирующей двигательной установки низкоорбитальногомалого космического аппарата наблюдения

При выборе необходимого типа КДУ для МКА в качестве критерия целесообразно использовать минимальную массу ДУ при ограничении на суммарный импульс тяги.

КДУ МКА в первую очередь должна компенсировать силу аэродинамического сопротивления. Тяга КДУ должна в несколько раз превышать силу аэродинамического сопротивления, которую можно оценить по следующей формуле:

^ = г РVI с

сопр X ^ '

(9)

где

Сх — коэффициент лобового сопротивления; р — плотность атмосферы на высоте полета КА; V — скорость КА; £—площадь миделя.

Скорость КА на круговой орбите определяется выражением:

к =

к

я,+н

(10)

где к—гравитационный параметр Земли (к = 3,986*1014 м3/с2);

Яз — радиус Земли;

Н — высота орбиты КА.

Масса КДУ в основном определяется потребной величиной суммарного импульса тяги, под которым понимается произведение тяги на суммарное время работы ДУ. С другой стороны, для компенсации аэродинамического сопротивления суммарный импульс тяги должен быть равен суммарному импульсу силы аэродинамического сопротивления за всё время функционирования МКА:

I = Рг

I кду_!'

(11)

Далее необходимо произвести декомпозицию КДУ на следующие основные элементы:

- рабочее тело ракетного двигателя;

- энергетическая установка (ЭУ);

- система преобразования и управления (СПУ) электрической мощностью;

- система хранения и подачи рабочего тела (СХП);

- ракетный двигатель (РД);

- комплекс обеспечивающих систем (КОС);

- конструкция КДУ

С учетом вышеуказанного массовый анализ разбиения ДУ на составные элементы выражение для массы КДУ можно представить следующим образом [8]:

М = М + М + М + М + М + М + М (12)

КДУ РТ ЭУ СПУ СХП ДВ КОС К'

ДВ

где МРТ — масса топлива КДУ;

МЭУ — масса энергоустановки (для ЭРДУ); МСПУ — масса СПУ (для ЭРДУ);

МСХП — масса СХП;

МДВ — масса ракетного двигателя;

МКОС — масса КОС КДУ; МК — масса элементов конструкции КДУ Выражение для массы рабочего тела, необходимой для выполнения требуемых маневров, имеет вид:

М РТ =

к

(13)

где I — удельный импульс КДУ

Система хранения и подачи рабочего тела включает в себя баки для рабочего тела, трубопроводы, устройства для подачи рабочего тела из баков к ракетным двигателям. Масса системы хранения и подачи в основном определяется массой рабочего тела:

чсхп = кСПХ МРТ

(14)

где кСПХ — относительная масса системы хранения и подачи рабочего тела.

Энергоустановка служит для генерирования электрической энергии, необходимой для работы ЭРДУ:

МЭУ = УзЛл"

эл КДУ

(15)

где уЭУ — удельная масса энергетической установки (для энергетической установки на основе солнечных батарей УЭУ = 5 10-3-15 10-3кг/Вт);

— коэффициент, учитывающий периодический

КДУ

характер работы двигательной установки, = сопрр .

СПУ предназначена для преобразования параметров электрической энергии, вырабатываемой ЭУ. Выражение для массы СПУ имеет вид [11]:

М-™ = у N п

СПУ * спу эл

спу эл 'сиу,

(16)

где ус — удельная масса СПУ (ус =210-3 -4- 10-3 кг/Вт).

Комплекс обеспечивающих систем содержит элементы автоматики, систему обеспечения теплового режима КДУ, систему стабилизации КА на активных участках полета. Масса комплекса обеспечивающих систем определяется массой КДУ:

(0 ¡1

НАУКОЕМКИЕ ТЕХНОЛОГИИ В КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЯХ ЗЕМЛИ, Т 11 № 2-2019 АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА

МКОС = ккосМКДУ

(17)

где ккос — относительная масса КОС КДУ

Под конструкцией КДУ понимают элементы, объединяющие перечисленные выше агрегаты и системы в единое целое и обеспечивающие передачу тяги от ДУ к КА.

Масса элементов конструкции ЖРДУ пропорциональна сумме масс элементов ЖРДУ:

М™ „ = к ш + м + м + м ),

К_ЖРДУ к_жрду у РТ СХП дв КОС7'

(18)

где к — относительная масса элементов конструкции

к_жрду

ЖРДУ.

Выражение для массы элементов конструкции ЭРДУ имеет вид:

- (1 + кСХП + к К + кК кСХП)+ Мдв(1кк)

м.

ЖРДУ

1 к КОС кк к КОС

Подставив выражения (13)-(17) и (19) в выражение (12), после преобразований получаем расчетную формулу для массы ЭРДУ:

М.

ЭРДУ

^ (! + ксхп + кк + ккксхп) + Мт(1 + кК)

уд

1 ккос ¿кос

^эл уду [ Тепу Лспу + Тэу +кК Уэу +кК Тепу Лспу]

(21)

1 ккос кк ккос

I

уд

М = к (М + м + м + м + м + м ) (19)

К_ЭРДУ к_эрду дв ЭУ СПУ РТ СХП КОС-'' у '

где к — относительная масса элементов конструкции

ЭРДУк._эрду

Массу ракетного двигателя целесообразно выбрать из каталога продукции отечественных производителей ФГУП ОКБ «Факел», ФГУП «Центр Келдыша» и КБХМ им. А. М. Исаева. Подставив выражения (13), (14), (17), (18) в выражение (12), после преобразований получаем расчетную формулу для массы ЖРДУ:

На рис. 1 представлена зависимость массы КДУ от потребного запаса суммарного импульса тяги ДУ для компенсации потерь скорости в результате действия аэродинамического сопротивления для различных классов МКА полученная с помощью представленной методики.

Для примера рассматривались следующие типы ДУ: КДУ на основе двухкомпонентного жидкостного двигателя; КДУ на основе однокомпонентного жидкостного гидразинового двигателя; КДУ на основе стационарного плазменного двигателя СПД 25 и СПД-50. Выбор СПД

Рис. 1. Зависимость массы двигательной установки от суммарного импульса тяги: 1 — однокомпонентная ЖРДУ (гидразин); 2 — двухкомпонентная ЖРДУ (АТ+НДМГ); 3 — ЭРДУ с СПД-25 (ксенон); 4 — ЭРДУ с СПД-50 (ксенон)

¿¿к

и /У// //■/ ////

Vol 11 N0 2-2019, Н&ЕБ РЕБЕАРС

AVIATЮN, SPASE-ROCKET HARDWARE

УЛЛ \чч

% -

ограничивается энергопотреблением. В качестве энергетической установки для электропитания СПД рассматривалась солнечная батарея на основе арсенид-галлиевых фотоэлектрических преобразователей.

Удельные массовые и энергетические характеристики элементов КДУ приведены в (см. табл.). Данные значения принимались с учетом современного состояния двигательных и энергетических установок [15].

Характеристики современных двигательных установок показывают, что в классе мини-КА выгодно использовать экономичные ЭРД. Однако, необходимо понимать, что выполнение маневров с использованием ЭРД требует больших временных затрат, что необходимо учитывать при формировании циклограмм функционирования КА. В классе микро-КА существуют области как для ЖРД, так и для ЭРД. Для аппаратов массой менее 10 кг целесообразно применять КДУ на основе однокомпонентно-го ЖРД. Стоит отметить, что в настоящее время активно ведутся работы по созданию однокомпонентных ЖРД на основе так называемого зеленого топлива, которые в перспективе должны заменить токсичные гидразиновые двигатели. ОКБ «ФАКЕЛ» планирует разработать линейку ЖРД в этих целях. «Зеленые топлива» по сравнению с гидразином имеют следующие преимущества:

- в 1,4 раза большую плотность рабочего тела;

- замерзают при температурах ниже -50 °С;

- относятся к третьему классу опасности, что упрощает хранение, транспортировку и работу с ним;

- имеют высокую температуру разложения (свыше 1800 °С).

Основной проблемой на текущий момент является отсутствие конструкционного материала, способного выдержать такую высокую температуру совместно с интенсивной реакцией окисления.

Для ЭРДУ целесообразно не руководствоваться выбором существующих ЭРД, а определить оптимальное значение потребляемой мощности, соответствующее минимальному значению массы ДУ. Для этого необходимо выполнить ряд допущений:

- тяга ЭРДУ и высота орбиты заданы;

- удельные характеристики элементов ЭРДУ не зависят от электрической мощности, потребляемой ЭРД.

Масса рабочего тела ЭРДУ равна:

МрТ - т /кду_е ,

(22)

где т — расход рабочего тела в единицу времени (кг/с). Поскольку расход рабочего тела равен:

т = -

Р

(23)

уд

где Р — тяга ЭРДУ,

то масса РТ будет равна:

МРТ = -

Ри

КДУ_Е

I,

уд

(24)

Так как электрическая мощность, потребляемая ЭРДУ, связана с ее тягой и удельным импульсом известным соотношением:

^эл =

Р1 у

2Ц

(25)

ЭРДУ

где Пэрду — КПД ЭРДУ, то масса рабочего тела равна:

МРТ = -

Р 2а

КДУ_Е

I

уд

Nэ

(26)

С учетом полученных соотношений (13) и (26) формула (21) для массы ЭРДУ примет вид:

М.

ЭРДУ

^-ё-.-(1 + *СХП + + ^К^СХП ) + (1 + ^к)

Л эрд эл 'Еэрд

1_ к кос~кк^кос

•^ЭЛ УДУ [тепу Л сиу + Уэу + ^кУэу + ^кУсиу Л спу]

(27)

1 ккос ккккос

С у четом выражения (27) получена зависимость массы ЭРДУ от потребляемой электрической мощности при сроке активного существования 5 лет и тяге ЭРД 0,08 Н (рис. 2).

Анализ результатов показывают, что существует оптимальное значение N , соответствующее минимальному значению массы ЭРДУ. Для определения оптимального

Рис. 2. Зависимость массы ЭРДУ от потребляемой электрической мощности

1

_ ВАРИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА

значения Nэл необходимо продифференцировать выражение (27) и приравнять к нулю производную массы ЭРДУ по N :

дМ.

ЭРДУ

= 0

(28)

Решив полученное уравнение относительно NЭЛ найдем значение электрической мощности в точке экстремума — точке минимума массы ЭРДУ:

N

ЭЛОПТ

1с2м у (1 + ксхп + кк 1эрд сум + кК кСХП )

(1 кКОС кК кКОС)

^(Уэу+Уэу кК + ЛспуУспу + ккЛспуТспу)_

(29)

(1 кКОС кК ккос)

Таким образом, оптимальная электрическая мощность ЭУ ЫЭр будет определяться потребным суммарным импульсом, продолжительностью коррекции, КПД ЭРДУ, а также суммарной удельной массой ЭДС. На основании полученной оптимальной электрической мощности производится расчет ЭРД.

Для оценки затрат на поддержание орбиты КА на (рис. 3) показаны зависимости суммарного импульса тяги КДУ расходуемого на компенсацию аэродинамического сопротивления в течение одного года для различных МКА, функционирующих на низких круговых орбитах.

Рис. 3. Затраты суммарного импульса тяги на компенсацию аэродинамического сопротивления в течение года: 1 — мини-КА (£м= 1,12 м2); 2 — микро-КА (£м= 0,385 м2); 3 м— нано-КА (£м= 0,012 м2) м

Заключение

В современных условиях перед российскими разработчиками космических систем стоит задача создания на отечественной компонентной базе и повышения эффективности спутниковых систем в интересах различных потребителей, а также минимизации расходов на космические аппараты за счет создания и широкого применения МКА, которые относительно недороги, легко модифицируются для решения определенной задачи, создают меньше радиопомех. Их применение способствует уменьшению рисков, связанных с запуском на орбиту и работой в космосе, снижая финансовые потери в случае отказа или утраты такого спутника.

В настоящей статье предложены подходы и способы обоснования параметров орбиты и характеристик двигательной установки МКА дистанционного зондирования земли и были получены следующие результаты:

- обоснован выбор параметров орбиты для малого КА наблюдения с учетом требуемого разрешения на местности;

- выполнен анализ применения существующих отечественных одно- и двухкомпонентных ЖРДУ и ЭРДУ для компенсации потерь скорости в результате действия аэродинамического сопротивления для различных классов МКА;

- сформулирована математическая постановка задачи обоснования типа КДУ и ее параметров для МКА. Основными параметрами необходимо считать суммарную массу КДУ, ее тягу, удельный импульс и потребляемую электрическую мощность;

- предложена методика обоснования характеристик корректирующей двигательной установки низкоорбиталь-ногомалого маломассогабаритного космического аппарата наблюдения

- выполнен расчет зависимости зависимости массы двигательной установки от суммарного импульса тяги для различных типов КДУ;

- выполнен расчет зависимости суммарного импульса тяги КДУ, расходуемого на компенсацию аэродинамического сопротивления в течение одного года для различных МКА, функционирующих на низких круговых орбитах.

Литература

1. Разработка систем космических аппаратов / под ред. П. Фортескью, Г. Суайнерда, Д. Старка; Пер. с англ. М.: Альпина Паблишер, 2015. 765 с.

2. Мосов С. П. Аэрокосмическая разведка в современных военных конфликтах: Монография. К.: Румб, 2008. 248 с.

3. Остапенко О. Н., Баушев С. В.,Морозов И. В.Инфо-рмационно-космическое обеспечение группировок войск (сил) ВС РФ. СПб.: Любавич, 2012. 368 с.: ил.

4. Опытно-технологический малый космический аппарат «АИСТ-2Д». Самара: Изд-во СамНЦ РАН, 2017. 324 с.

5. Космический комплекс оперативного мониторинга технологических и природных чрезвычайных ситуаций «Канопус-В» с космическим аппаратом «Канопус-В» № 1. М.: Изд-во НПП ВНИИЭМ, 2011. 110 с.

6.Баринов К. Н.,Бурдаев М. Н.,Мамон П. А. Динамика и принципы построения орбитальных систем космических аппаратов. М.: Машиностроение, 1975. 232 с.

7. Баринов К. Н., Мамон П. А. Теория полета космических аппаратов. М.: МО СССР, 1974. 346 с.

8. Ермолаев В. И., Чилин Ю. Н., Наркевич Н. Н. Двигательные и энергетические установки космических летательных аппаратов / под ред. А. П. Ковалева. СПб.: Изд-во ЦКБ «Рубин», 2003. 558 с.

9. Ходненко В. П., Хромов А. В. Корректирующие двигательные установки для малого космического аппарата // Вопросы электромеханики. Труды ВНИИЭМ. 2009. Т. 108. № 2. С. 27-32.

10. Лесневский В. А., Малахова Л. И., Михайлов М. В., Ходненко В. П., Хромов А. В. Электрореактивная двигательная установка космического аппарата «Канопус-В» и ее огневые испытания // Известия Томского политехнического университета. 2011. Т. 319. № 4. С. 144-147.

11. Синявский В. В., Тютюкин А. Е., Уртминцев И. А., МосинД. А., Левандович А. В. Двигательные установки космических летательных аппаратов: в 2 ч. Ч. 2: Электро-

ракетные двигатели и двигательные установки на их основе / под ред. проф. В. В. Синявского. СПб.: Изд-во ВКА имени А. Ф. Можайского, 2015. 131 с.

12. Горшков О. А., Муравлев В. А., Шагайда А. А. Холловские и ионные плазменные двигатели для космических аппаратов / под ред. академика РАН А. С. Коротеева. М.: Машиностроение, 2008. 280 с.

13. Ермошкин Ю. М. Области рационального применения электрореактивных двигательных установок на космических аппаратах прикладного назначения // Вестник Сибирского государственного аэрокосмического университета имени академика М. Ф. Решетнева. 2011. № 2 (35). С. 109-113.

14. Гусев Ю. Г., Пильников А. В. Роль и место электроракетных двигателей в Российской космической программе // Труды МАИ. 2012. № 60. URL: http://trudymai. ru/published.php? ID=35385 (дата обращения 05.02.2018).

15. Стационарные плазменные двигатели: URL: http://www.fakel-russia/com (дата обращения 05.02.2018).

16. Жидкостные ракетные двигатели малой тяги от 0,5 до 250 кгс. URL: http://www.kbhmisaeva.ru. (дата обращения 05.02.2018).

17. Боязитов С. Ю., Вастрюков В. Ф., Деев В. Е., Катасонов Н.М., МихайловМ. В., Подоплелов И. А. Система электропитания корректирующей двигательной установки малого космического аппарата // Известия Томского политехнического университета. 2010. Т. 316. № 4. С. 97-101.

ИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА

TECHNIQUE FOR SUBSTANTIATING THE PARAMETERS OF ORBIT AND CHARACTERISTICS OF THE MOTOR INSTALLATION OF A SMALL SPACE APPARATURE FOR REMOTE SENSING OF THE EARTH

ALEXSEY A. ABDURAHIMOV,

St-Peterburg, Russia, [email protected]

ALEXANDER V. LEVANDOVICH,

St-Peterburg, Russia, [email protected]

DMITRY A. MOSIN,

St-Peterburg, Russia, [email protected]

ALEXANDER V. SEVERENKO,

St-Peterburg, Russia, [email protected]

KEYWORDS: small spacecraft; corrective propulsion; rocket engine; solar panels; electric propulsion systems; liquid rocket propulsion systems.

ABSTRACT

At the present stage of space exploration, a promising direction is the creation and development of space systems based on orbital groupings of small spacecraft weighing up to 500 kg. The interest in the creation and use of small spacecraft, which has emerged in recent years both abroad and in Russia, is due to their relatively low cost, reduced development and manufacturing times, as well as cheaper placement into orbit and operation of such vehicles. Russian space system developers are faced with the task of creating satellite systems on the domestic component base and increasing the efficiency of satellite systems in the interests of various consumers (including the interests of solving the problems of Earth remote sensing). The work substantiates the choice of orbital parameters for small spacecraft for remote sensing of the Earth, taking into account the required resolution on the ground. Analysis of existing corrective propulsion systems for small Earth remote sensing spacecraft and analysis of the use of existing domestic one- and two-component liquid rocket engines and electric rocket propulsion systems to compensate for the loss of speed due to the action of aerodynamic resistance for various classes of small spacecraft. The mathematical formulation of the problem of justifying the type of a corrective propulsion system and its parameters for small spacecraft is formulated. A method is proposed for substantiating the characteristics of a corrective propulsion system of a low-orbit small space vehicle for remote sensing of the Earth. The dependence of the mass of the corrective propulsion system on the total thrust impulse

was calculated for various types of corrective propulsion systems. The calculation of the dependence of the total impulse of the corrective propulsion system, spent on the compensation of the aerodynamic drag for one year for various small spacecraft operating in low circular orbits, is carried out. On the basis of the developed methodology, the areas of rational use of various types of corrective propulsion systems for small spacecraft of various purposes are identified.

REFERENCES

1. Fortescue P., Swainer G., Stark D. (Eds.). Development of spacecraft systems. 8th ed. Addison Alpina Publisher, 2015. 765 p.

2. Mosov S. P. Aerokosmicheskaya razvedka v sovremennykh voy-ennykh konfliktakh [Aerospace intelligence in modern military conflicts: Monograph]. Kiev: Rumb, 2008. 248 p. (In Russian)

3. Ostapenko O. N., Baushev S. V., Morozov I. V. Informatsionno-kos-micheskoye obespecheniye gruppirovok voysk (sil) VS RF [Information and space support of groups of troops (forces) of the Armed Forces of the Russian Federation]. St. Petersburg: Lubavich, 2012. 368 p. (In Russian)

4. Opytno-tekhnologicheskiy malyy kosmicheskiy apparat "AIST-2D" [Experimental technological small spacecraft "AIST-2D"]. Samara: SamSC of RAS Publ., 2017. 324 p. (In Russian)

5. Kosmicheskiy kompleks operativnogo monitoringa tekhnologich-eskikh i prirodnykh chrezvychaynykh situatsiy «Kanopus-V» s kosmich-

I iff/ j'.il //,'/

Vol 11 No 2-2019, H&ES RESEARC

AVIATION, SPASE-ROCKET HARDWARE

%

eskim apparatom «Kanopus-V» № 1 [Space complex of operational monitoring of technological and natural emergencies "Kanopus-V" with the spacecraft "Kanopus-V" No. 1]. Moscow: SPE VNIIEM Publ., 2011. 110 p. (In Russian)

6. Barinov K. N., Burdaev M. N., Mamon P. A. Dinamika i printsipy postroyeniya orbital'nykh sistem kosmicheskikh apparatov [Dynamics and principles of construction of orbital systems of spacecraft]. Moscow: Mashinostroenie, 1975. 232 p. (In Russian)

7. Barinov K. N., Mamon P. A. Teoriya poleta kosmicheskikh apparatov [Theory of spacecraft flight]. Moscow: MO USSR Publ., 1974. 346 p. (In Russian)

8. Ermolaev VI, Chilin Yu.N., Narkevich N. N. Dvigatel'nyye i energet-icheskiye ustanovki kosmicheskikh letatel'nykh apparatov [Propulsion and power plants of spacecraft]. St. Petersburg: Rubin, 2003. 558 p. (In Russian)

9. Khodnenko V. P., Khromov A. V. Vernier propulsion systems for small spacecraft. Voprosy elektromekhaniki. Trudy VNIIEM [Electromechanical matters. VNIIEM studies]. 2009. Vol. 108. No. 2. Pp. 27-32. (In Russian)

10. Lesnevsky V. A., Malakhova L. I., Mikhailov M. V. Elektroreaktivnaya dvigatel'naya ustanovka kosmicheskogo apparata "Kanopus-V" i yeye ognevyye ispytaniya [Electrojet propulsion system of the «Kanopus-V» spacecraft and its fire tests]. Bulletin of the Tomsk Polytechnic University. 2011. Vol. 319. No. 4. Pp. 144-147. (In Russian)

11. Sinyavsky V. V., Tyutyukin A. E., Urtmintsev I. A., Mosin D. A., Le-wandovich A. V. Dvigatel'nyye ustanovki kosmicheskikh letatel'nykh apparatov: v 2 ch. Ch. 2.: Elektroraketnyye dvigateli i dvigatel'nyye ustanovki na ikh osnove[Propulsion systems of spacecraft: at 2 pm. Part 2. Electric rocket engines and propulsion systems based on them]. St. Petersburg: VKA named after A. F. Mozhaisky Publ., 2015. 131 p. (In Russian)

12. Gorshkov O.A., Muravlev V.A., Shagaida A. A. Khollovskiye i ion-nyye plazmennyye dvigateli dlya kosmicheskikh apparatov [Hall and ion plasma engines for spacecraft]. Moscow: Mashinostroenie, 2008. 280 p. (In Russian)

13. Yermoshkin Yu. M. Electric propulsion's rational application range on the applied spacecrafts. Vestnik Sibirskogo gosudarstven-nogo aerokosmicheskogo universiteta imeni akademika M. F. Reshet-neva [Bulletin of the Siberian State Aerospace University named after Academician MF Reshetnev]. 2011. No. 2(35). Pp. 109-113. (In Russian)

14. Gusev Yu.G., Pilnikov A. V. The Electric Propulsion Role and Place within the Russian Space Program. Trudy MAI [Proceedings of the MAI]. 2012. No. 60. URL: http://trudymai.ru/published.php? ID=35385 (date of access 05.02.2018). (In Russian)

15. Statsionarnyye plazmennyye dvigateli [Stationary plasma thrust-ers]. URL: http://www.fakel-russia/com (date of access 05.02.2018). (In Russian)

16. Zhidkostnyye raketnyye dvigateli maloy tyagi ot 0,5 do 250 kgs [Liquid thruster rocket engines from 0.5 to 250 kgf]. URL: http:// www.kbhmisaeva.ru (date of access 05.02.2018). (In Russian)

17. Boyazitov S. Yu., Vastryukov V. F., Deev V. E., Katasonov N. M., Mikhai-lov M. V., Podoplelov I. A. Sistema elektropitaniya korrektiruy-ushchey dvigatel'noy ustanovki malogo kosmicheskogo apparata [Power supply system for a corrective propulsion system of a small spacecraft]. Bulletin of Tomsk Polytechnic University. 2010. Vol. 316. No. 4. Pp. 97-101. (In Russian)

INFORMATION ABOUT AUTHORS:

Abdurahimov A. A., PhD, Docent, Head of the Department of spacecraft and means of interorbital transportation of the Military Space Academy;

Levandovich A. V., PhD, Senior lecturer at the Department of spacecraft and means of interorbital transportation of the Military Space Academy;

Mosin D. A., PhD, Docent, Doctoral Candidate of the Military Space Academy;

Severenko A. V., Postgraduate student at the Department of spacecraft and means of interorbital transportation of the Military Space Academy.

For citation: Abdurahimov A.A., Levandovich A.V., Mosin D.A., Severenko A.V. Technique for substantiating the parameters of orbit and characteristics of the motor installation of a small space apparature for remote sensing of the Earth. H&ES Research. 2019. Vol. 11. No. 2. Pp. 12-23. doi: 10.24411/2409-5419-2018-10255 (In Russian)