Предварительная оценка массы блока маневрирования полнофункционального наноспутника

Язык труда и переводы:
УДК:
629.7.03
Дата публикации:
06 января 2022, 02:25
Категория:
Секция 04. Космическая энергетика и космические электроракетные двигательные системы – актуальные проблемы создания и обеспечения качества, высокие технологии
Авторы
Максимов Александр Дмитриевич
Самарский университет
Чубенко Татьяна Александровна
Самарский университет
Аннотация:
С бурным развитием технологий и задач, выполняемых наноспутниками, стало критически важным их оснащение устройствами для движения центра масс и вокруг него. Рассмотрены основные системы блока маневрирования для полной ориентации наноспутника. Представлены составляющие блока маневрирования и выполняемые ими функции. Показан метод расчета массы этих систем и самого блока маневрирования в целом. Сделаны выводы, что предложенный метод даёт удовлетворительную погрешность на этапе проектирования относительно существующих двигательных установок.
Ключевые слова:
наноспутник, блок маневрирования, ракетный двигатель, расчёт массы
Основной текст труда

Существенной особенностью современной космонавтики является все большее использование низкоорбитальных космических аппаратов (КА) нанокласса в реализацию разнообразных космических миссий. На момент 20 августа 2021 г. всего запущено на орбиту 1766 наноспутников (НС), из них 1634 было разработано на основе стандарта CubeSat [1], что делает его основным стандартом для разработки подобных аппаратов.

Для реализации задач, поставленных перед НС, он должен быть полнофункциональным [2]. Таким образом, необходимым элементом является устройство управления положением и ориентацией в космическом пространстве. Вследствие этого, целесообразным является оснащение КА блоком маневрирования (БМ), способным удовлетворить требования по управлению движением. В связи с этим важнейшим элементом БМ является двигательная установка (ДУ).

Выбор той или иной ДУ зависит от конкретной миссии и требований к ней. В связи с этим, выбор оптимальной ДУ на этапе проектирования КА является критически важным. В случае НС разработчик сталкивается с жесткими массогабаритными ограничениями в соответствие с форматом. Таким образом, предварительная оценка массы ДУ является крайне важной задачей. Существующие методики разработаны для КА массой более 50 кг и освещают в основном электрореактивные ДУ [3–6], поэтому их применении для НС затруднительно.

Таким образом, разработка методики оценки предварительной массы БМ для НС является актуальной задачей. В данной работе  рассмотрены ДУ на химических и электрических физических принципах работы.

Оценка массы проводится с точки зрения предельно достижимой минимальной массы БМ с использованием современных технологий проектирования и изготовления. Немало важным фактором является лёгкая интеграция БМ в КА. В связи с этим, БМ должен содержать элементы энергопитания, необходимые датчики, а также ДУ, позволяющую управлять движением КА.

В общем случае БМ содержит следующие системы:

  • двигательный модуль (ДМ);
  • систему преобразования и управления (СПУ);
  • систему хранения и подачи рабочего тела (СХП);
  • элементы конструкции и кабельную сеть (КБС) для соединения подсистем.

ДМ включают в себя средства для изменения положения КА в пространстве. Он предназначен для создания управляющего момента движением КА.

СПУ содержит устройства для аккумулирования энергии, элементы питания и преобразования энергии, модули управления, КБС, датчики и источник питания разряда (ИПР) в электрических ДУ на эффекте Холла.

Назначение СПУ:

  • прием и исполнение управляющих команд;
  • питание нагревательных элементов;
  • управление запуском и работой ДМ;
  • управление и питание элементов автоматики;
  • формирование и выдача телеметрической информации о работе БМ;
  • питание разрядной цепи напряжением;
  • стабилизация тока разряда.

СХП включает в себя топливные баки, заправочные горловины и блок подачи топлива при использовании электрических ДУ. Она предназначена для хранения и подачи топлива в ДМ.

Расчет массы БМ проводится с учетом массы его подсистем, а также конструкции и соединительных элементов.

Масса СПУ складывается из массы аккумуляторных батарей, массы элементов питания и преобразования, массы элементов автоматики, массы датчиков и массы ИПР. Массу аккумуляторных батарей можно определить исходя из необходимой энергии для функционирования БМ. Массу элементов питания и преобразования в первом приближении можно принять от 100 до 200 г в зависимости от типа ДУ [7]. Масса элементов автоматики складывается из массы клапанов и элементов регулирования расхода при их наличии [8]. Массу датчиков можно определить исходя из их количества и типа, чаще всего применяют датчики освещённости и датчики угловых скоростей, также возможно применение магнитометров и звёздных датчиков [9,10]. Типичные массы датчиков представлены в [7, 9, 10]. Масса ИПР в первом приближении можно принять равной 0,5 кг [8]. Масса СХП складывается из топлива, необходимого для обеспечения требуемого запаса характеристической скорости, массы топливного бака, датчиков давления и температуры, а также заправочных горловин. Масса топлива определяется исходя из требуемого запаса характеристической скорости и удельного импульса ДУ [11]. Для определения массы бака химических ДУ используются формулы согласно [11] для электрических используются эмпирические коэффициенты [4, 5, 12]. Массу КБС можно принять в первом приближении равной 100 г [9]. Масса конструкции и соединительных элементов БМ зависят от применяемых материалов и размера спутника, для размера 1U в первом приближении данную величину можно принять равной 150 г [13].

В результате разработана методика предварительной оценки массы БМ для наноспутника с ДУ на различных физических принципах. Рассмотрены основные системы БМ, их состав и функции, которые они выполняют.

В целях проверки разработанной методики были просчитаны несколько существующих вариантов БМ с ДУ на химическом и электрическом принципе действия [14–18], исходя из обеспечения суммарного удельного импульса либо запаса характеристической скорости, указанного разработчиками.

В итоге было обнаружено, что погрешность определения массы БМ с ДУ на химическом топливе составляет от 10 до 35 %, в то время как для электрических — не более 80 %. Стоит отметить, что представленные ДУ в работах используют бортовые системы КА и не являются автономными, а также не обеспечивают полную ориентацию и управление движением КА. Если исключить из СПУ элементы питания и датчики, а также гироскоп и магнитные катушки, то погрешность определения составляет до 10 %.

Проведен обзор подсистем БМ и выполняемые ими функции. Предложен метод предварительной оценки массы БМ исходя из массы спутника и требуемого запаса характеристической скорости либо суммарного импульса. Погрешность определения массы по методике в сравнение с существующими ДУ составляет не более 10 %. В дальнейшем планируется разработка программы для автоматизированного расчета массы двигательной установки под определенную задачу космического аппарата.

Литература
  1. World’s largest database of nanosatellites, currently more than 2900 nanosats. URL: http://nanosats.eu/ (дата обращения 10.12.2021).
  2. Belokonov I., Ivliev A. Development of a propulsion system for a maneuvering module of a low-orbit nanosatellite // Procedia Engineering. 2017. Vol. 3. Pр. 366–372. DOI: 10.1016/j.proeng.2017.03.317
  3. Куренков В.И., Кучеров А.С. Оценка массогабаритных характеристик комплексной двигательной установки космического аппарата дистанционного зондирования Земли // Вестник СГАУ. 2014. № 5 (47). Ч. 3. С. 176–185.
  4. Онуфриева Е.В., Онуфриев В.В., Синявский В.В. О влиянии энерговооруженности корректирующей двигательной установки низкоорбитального космического аппарата на его срок активного существования // Известия Российской академии наук. Энергетика. 2019 . № 4. С. 119–129. DOI: 10.1134/S0002331019040101
  5. Кульков В.М., Обухов В.А., Егоров Ю.Г., Белик А.А., Крайнов А.М.. Сравнительная оценка эффективности применения перспективных типов электроракетных двигателей в составе малых космических аппаратов // Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение. 2012. Т. 11. Вып. 3-1. С. 187–195.
  6. Евдокимов Р.А., Синявский В.В., Скребков С.А. Вероятностные оценки массовых характеристик энергодвигательных систем транспортных и транспортно-энергетических космических аппаратов // Космическая техника и технологии. 2017. № 1 (16). С. 71–81.
  7. Продукция CubeSatShop. URL: https://www.cubesatshop.com/products/ (дата обращения 10.12.2021).
  8. Бойкачев В.Н., Гусев Ю.Г., Жасан В.С., Ким В.П., Мартынов М.Б. Мурашко В.М., Нестерин И.М., Пильников А.В., Попов Г.А. О возможности создания электроракетной двигательной установки мощностью 10–30 кВт на базе двухрежимного двигателя СПД-140Д // Космическая техника и технологии. 2014. № 1 (4). С. 48–59.
  9. Система ориентации наноспутника ТНС-0 №2 / Д.С. Иванов [и др.] // Препринты ИПМ им. М.В. Келдыша. 2017. № 118. 20 с. DOI:10.20948/prepr-2017-118
  10. Липатов А.Н., Ляш А.Н., Экономов А.П., Антоненко С.А., Захаркин Г.В. Звездный датчик для наноспутника // Вестник СибГАУ. 2013. № 3 (49). С. 132–137.
  11. Беляев Н.М., Уваров Е.И. Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1974. 200 с.
  12. Беляев Н.М., Белик Н.П., Уваров Е.И. Реактивные системы управления космических летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1979. 232 с.
  13. Официальный сайт СПУТНИКС. URL: https://sputnix.ru (дата обращения 05.12.2021).
  14. Krejci D., Paulo L. Space Propulsion Technology for Small Spacecraft // Proceedings of the IEEE. 2018. Vol. 106. No. 3. Pp. 362–78.
  15. Akshay R.T., Atri D. An Overview of Cube-Satellite Propulsion Technologies and Trends // Aerospace. 2017. Vol. 4. Art. no. 58. DOI10.3390/aerospace4040058
  16. Kristina L. Propulsion for CubeSats // Acta Astronautica. 2017. Vol. 134. Pp. 231–243. DOI: 10.1016/j.actaastro.2017.01.048
  17. O’Reilly D., Herdrich G., Kavanagh D.F. Electric Propulsion Methods for Small Satellites: A Review // Aerospace. 2021. Vol. 8 (1). Art. no. 22. DOI: 10.3390/ aerospace8010022
  18. Levchenko I., Bazaka K., Ding Y., Raitses Y., Mazouffre S., Henning T., Klar P., Shinohara S., Schein J., Garrigues L., Kim M., Lev D., Taccogna F., Boswell R., Charles C., Koizumi H., Shen Y., Scharlemann C., Keidar M., Xu S. Space micropropulsion systems for Cubesats and small satellites: From proximate targets to furthermost frontiers // Applied Physics Reviews. 2018. Vol. 5. Art. no. 011104. DOI: 10.1063/1.5007734
Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.