Разработка методики проектирования аэродинамических систем увода космических аппаратов с околоземных орбит

Тип работы:
Реферат
Предмет:
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ


Узнать стоимость

Детальная информация о работе

Выдержка из работы

-? ?-
Стаття присвячена розробщ методич-них основ проектування аеродинамiчних систем видведення космiчних апаратiв з орбт. Запропонована методика проектування аеро-динамiчних систем, в якш реалiзовано тера-щйний пiдхiд оцтювання гх ефективностi на рiзних етапах гх проектування. Розроблена методика дозволяв ощню) вати ефективтсть аеродинамiчног системи в залежностi вид зада-ного термту бал^тичногонування космiчно-го апарату
Ключовi слова: космiчне смття, космiч-ний апарат, видведення з орбти, проектування
систем, аеродинамiчна система
?-?
Статья посвящена разработке методических основ проектирования аэродинамических систем увода космических аппаратов с орбит. Предложена методика проектирования аэродинамических систем, в которой реализован итерационный подход оценивания их эффективности на различных этапах их проектирования. Разработанная методика позволяет оценивать эффективность использования аэродинамической системы в зависимости от заданного срока баллистического существования космического аппарата
Ключевые слова: космический мусор, космический аппарат, увод с орбиты, проектирование систем, аэродинамическая система -? ?-
1. Введение
По данным национального управления по аэронавтике и исследованиям космического пространства США (NASA) на октябрь 2014 г. на околоземных орбитах находилось около 13 000 объектов техногенного происхождения, так называемого космического мусора [1]. Главными источниками космического мусора являются последние ступени ракет-носителей (РН) и космические аппараты (КА), которые окончили свой срок активного существования и остались на орбите.
Проведенные в [3] исследования ученых участников Межагентского комитета по космическому мусору показали, что даже при выполнении 90% рекомендаций по предотвращению роста фрагментов космического мусора (КМ) его популяция на низких околоземных орбитах (НОО) за 200 лет вырастет на 30%. Прогнозируется, что без осуществления активных мер направленных на стабилизацию популяции КМ катастрофические столкновения действующих КА с фрагментами КМ будут происходить каждые 5−9 лет. Одной из основных рекомендаций для стабилизации популяции КМ на НОО является увод КА с орбиты по окончании его срока активного существования. Межагентсткий комитет по космическому мусору рекомендует в [2] ограничить пребывание на НОО космических аппаратов (КА), отработавших свой ресурс, периодом в 25 лет.
УДК 629. 78
|DOI: 10. 15 587/1729−4061. 2015. 36 662|
РАЗРАБОТКА МЕТОДИКИ ПРОЕКТИРОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ СИСТЕМ УВОДА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С ОКОЛОЗЕМНЫХ ОРБИТ
А. С. Палий
Младший научный сотрудник Отдела системного анализа и проблем управления Институт технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины
ул. Лешко-Попеля, 15, г. Днепропетровск, Украина, 49 005 E-mail: jerr_5@ukr. net
Согласно [4, 5], на высотах до = 900 км предпочтительным является использование для увода с орбиты КА силы аэродинамического взаимодействия поверхности АСУ и окружающей среды. АСУ просты в изготовлении и эксплуатации, не требуют ориентации космического аппарата, имеют относительно небольшую массу, но имеют и недостатки, а именно, снижение эффективности под воздействием факторов космического пространства: космического вакуума, солнечной радиации, атомарного кислорода и фрагментов космического мусора.
Конструктивно АСУ состоит из системы хранения оболочки и системы наддува. Существует несколько способов наддува оболочки:
— использование остаточного давления, обеспеченного при установке АСУ на борт КА-
— использование вещества, которое под воздействием глубокого вакуума сублимируется и превращается в газ, необходимый для наддува оболочки-
— использование системы наддува, имеющей в своем составе емкость для хранения газа и систему подачи его в оболочку.
Конструктивно АСУ можно разделить на две группы:
— АСУ на основе одиночных или сгруппированных оболочек-
— развертываемые пленочные каркасные и бескаркасные конструкции оболочки.
2. Анализ литературных данных и постановка проблемы
3. Выбрать критерии оценивания эффективности системы.
При разработке данной методики использованы определенные в работе [4] типовые конфигурации АСУ, а именно:
— АСУ в форме плоского круглого щита-
— АСУ в форме четырехгранной пирамиды-
— АСУ в форме трехгранной пирамиды-
— АСУ в форме сферы-
— АСУ в форме двух двугранных панелей.
Так, в [5, 6] предлагается использовать АСУ для увода отработавших КА на примере орбитальной станции & quot-Мир"-. Автор предлагает уводить орбитальную станцию массой 140 тонн, с орбиты высотой =350 км, с помощью АСУ сферической формы диаметром 182 м. Масса такой системы составила бы =893 кг.
Конфигурация АСУ в форме плоского круглого щита [7] состоит из 4-х надувных элементов (3-х надувных строп и торовой оболочки) и одного развертываемого элемента (плоского круглого щита). Торовая оболочка и надувные стропы выполнены из одного материала полиимида ПМ-А.
Конфигурация АСУ в форме четырехгранной пирамиды [8] состоит из 8-ми надувных элементов (4-х надувных мачт — ребер пирамиды и 4-х надувных мачт — сторон основания пирамиды) и 4-х развертываемых элементов (4-х граней пирамиды).
АСУ в форме трехгранной пирамиды [9, 10] состоит из 6-ти надувных элементов (3-х надувных мачт-ребер пирамиды и 3-х надувных мачт-сторон основания пирамиды) и 3-х развертываемых элементов (3-х граней пирамиды).
АСУ в форме двух двугранных панелей [11, 12] состоит из 2-х надувных элементов (надувных мачт) и 4-х развертываемых элементов (4-х полотен пленочного материала).
Рассмотренные публикации, в которых описываются различные конфигурации АСУ, в основном посвящены описанию конкретных технических решений АСУ и предварительному оцениванию их эффективности. Недостатком данных работ является то, что в них отсутствуют обобщенные методические основы проектирования аэродинамических систем увода космических аппаратов с орбит.
Следует отметить, что данные конфигурации были определены на момент разработки данной методики, в случае появления новых конфигураций данная методика может быть модернизирована.
4. Методы и модели выбора параметров аэродинамической системы увода
В данной методике используется итерационный метод последовательных приближений. В первом приближении проводится предварительное оценивание э эффективности использования АСУ и определяются границы ее применимости. Во втором приближении учитываются массы систем хранения, наддува и развертывания АСУ и проводится уточнение ее параметров. В третьем приближении учитывается воздействие факторов космического пространства, и выбирается наиболее эффективная конфигурация АСУ.
АСУ состоит из: аэродинамического элемента (АЭ), системы наддува (СН) и системы хранения (СХ). Масса АСУ тАСУ определяется выражением:
(1)
где тАЭ — масса АЭ-тСХ — масса СХ-тСН — масса СН.
В первом приближении определяются границы применения АСУ. При этом используются допущения:
— форма АСУ принимается сферической-
— масса АСУ определяется массой аэродинамического элемента (АЭ), масса систем наддува, развертывания и хранения не учитывается-
— масса АСУ должна быть меньше или равняться массе необходимого рабочего вещества для совершения маневра по уводу КА с орбиты, которая не должна превышать 3,5% массы КА-
— воздействие факторов космического пространства не учитывается.
Математическая постановка выбора параметров АСУ при этом будет иметь вид:
тАСУ = f (Ч, тКА^М, тАЭН тЧк2 ^ к1
(2)
где ^ - срок баллистического существования КА с АСУ- тКА — масса КА- SM — площадь среднего сечения АСУ, которая определяется согласно [13] по соотношениям:

S --
КА,/. — ХМ
Ч3РреСХ
(3)
3. Цель и задачи исследования
Целью данной статьи является разработка методики проектирования АСУ, которая позволит на различных этапах разработки технического предложения получать информацию о параметрах системы, в которой учитываются ограничения на размеры АСУ и воздействие факторов космического пространства.
Для достижения указанной цели были поставлены следующие задачи:
1. Определить границы применимости АСУ.
2. Разработать математическую модель определения параметров системы.
,, 3 — е — ехр (х)
X (е, г) =-.. х
1 '- & gt- 4!0 (7) + 8е11 (х)
1, 7е 5е2
х-|1 ±±-
'- 6 16
1 (. 11е 3 3
---1 1±+ - + -т
27 I 12 47 4х2
(4)
СХ — коэффициент аэродинамического сопротивления, в данной методике рассматривается неориентированное движение КА, таким образом, согласно [14] принимаем СХ — 2,2 — рре — плотность атмосферы в перигее орбиты- 1к (х) — функции Бесселя порядка к=0 и 1 и аргумента х — ае/Нрре — е — эксцентриситет орбиты- | - гравитационная параметр Земли- т — масса КА-
а — большая полуось орбиты- Нрре — высота плотной атмосферы- к — критерий оценивания эффективности двигательных систем
к=
т"
(5)
тТ — масса рабочего вещества необходимого для совершения маневра по уводу КА с орбиты
1 — е'-
(6)
ДV — необходимое приращение скорости для совершения маневра по уводу КА с орбиты, определяется по формуле [15]:
дv = 2Е
г + Дг
п_п
г + г + Дг
г +г"
га — радиус-вектор КА в апогее орбиты- гп — радиус-вектор КА в перигее орбиты- Дгп -высота, на которую требуется понизить перигей- wц — скорость истечения рабочего вещества- к2 — критерий оценивания эффективности аэродинамических систем увода
На данном этапе выбора параметров АСУ воздействие факторов космического пространства не учитывается. Математическая постановка задачи выбора параметров АСУ при этом будет иметь вид:
, = f (тАэ, тсх, тснн™п^лэ ^ d
доп АЭ
(9)
где тСХ — масса системы хранения АСУ, принимаем, что система хранения АСУ на борту КА выполнена в форме куба и тСХ определяется по формуле
= 6 (^
МНЭ + ХсН)
Л,
'-Рмс
(10)
8*
— толщина материала системы хранения, принимаем 8МСХ = 5'-10−4м- рМСХ — плотность материала системы хранения, принимаем, что система хранения выполнена из алюминиевого сплава марки ТД-33, (7) плотностью рМСХ = 2700 кг/м3 [18]- УМНЭ — объем ма-
териала надувных элементов- Vс
объем системы
наддува- тСН — масса системы наддува
(11)
тГ — масса газа для наддува оболочки, определяется из уравнения [19]:
к2 =-
(8)
йДд
(12)
тАСУ — масса АСУ, на данной стадии определяется массой аэродинамического АЭ, которая определяется по формулам:
= 1,27л/§ м '-8м
'-рМНЭ '-
8МНЭ — толщина материала надувного элемента- Рмнэ — плотность материала надувного элемента.
Во втором приближении рассчитываются параметры АСУ, с учетом масс систем хранения и наддува АСУ и проводится анализ возможности ее использования. Конфигурация АСУ на данном этапе принимается сферической, и должна удовлетворять ограничениям наложенных на размер конструктивных элементов АСУ, при этом иметь минимальную массу тАСУ.
В этом случае на конфигурацию АСУ накладываются следующие ограничения:
— диаметр аэродинамического элемента (АЭ) dАЭ должен быть меньшим или равняться допустимому диаметру оболочки dАЭП, в данном случае под аэродинамическим элементом понимается сферический элемент конструкции АСУ-
— длина надувной мачты (НМ) 1НМ должна быть меньшей или равняться допустимой длине развертываемого элемента 1НМ-
Наибольшая оболочка, которую можно было изготовить в наземных условиях, вывести на орбиту и успешно развернуть, была 36 м в диаметре (спутники Эхо-1 и Эхо-2 [16]), на основании этого принимаем, что dАоЭГI = 36 м. Наибольшая надувная мачта, развернутая в космосе, была длиной 28 м (эксперимент по развертыванию надувной антенны в космосе [17])
РИД — избыточное внутреннее давление принимаем равным атмосферному давлению на высоте 120 км границы плотных слоев атмосферы РИД = 0,069 Па-
— объем надувных элементов- цГ — молекулярная масса газа для наддува оболочки- Я0 — универсальная
газовая постоянная, Я0 = 8,31-Дж- тСХПГ — масса
моль'- К
системы хранения и подачи газа к оболочке
СХПГ =ГБ '- 8МСХПГ '-рМСХПГ ,
(13)
8ГБ — площадь поверхности газового баллона, в котором хранится газ для наддува АСУ, принимаем, что он выполнен сферической формы из полиэтилентерефта-лата, тогда 8ГБ определяется по формуле
8ГБ = 4,836^V- ,
V- - объем газа в системе хранения и подачи газа к оболочке, принимаем, что газ на борту КА хранится в резервуаре под внутренним давлением РВД = 1,013 105 Па, тогда V- и рассчитывается по формуле:
V =
РвдМт
Т0 — температура на борту КА, принимаем.
В третьем приближении проводится расчет параметров АСУ различных конфигурация, с учетом ограничений на размеры. На данном этапе определяется срок активного существованияАС АСУ под воздействием факторов космического пространства (кос-
т
АСУ
т
мического вакуума, солнечной радиации, атомарного кислорода и фрагментов космического мусора). Срок активного существования должен быть не меньше времени баллистического существования КА, то есть, & gt-. Математическая постановка задачи выбора параметров АСУ при этом будет иметь вид:
Таблица 3
Результаты расчета площади миделевого сечения АСУ для обеспечения заданного срока баллистического существования
тАСУ = 1 (тАэ, У1, У2,Уз, тсх, тср, тсн, У4 тт
Н & lt- Ндоп
АЭ АЭ
1 & lt- 1доп НМ 1НМ & gt-
Высота орбиты КА, км 600 700 800 900
Площадь миделя АСУ 8 М, м2 3,6576 14,4 47,964 132
(14)
где У1, У2,У3,У4 — коэффициенты, учитывающие воздействие факторов космического пространства.
5. Результаты расчета параметров аэродинамической системы увода
Использование методики проектирования АСУ, предлагаемой в данной статье, рассмотрим на примере выбора проектных параметров АСУ для увода типового КА со следующими характеристиками:
— масса КА 600 кг-
— время баллистического существования КА -25 лет-
— высота начальной орбиты КА 600 км, 700 км, 800 км, 900 км-
— площадь миделева сечения КА SМ = 2,16 м².
Для расчета критерия эффективности использования двигательного устройства для перевода КА на орбиту, на которой срок его баллистического существования составит 25 лет, рассчитаем необходимое приращение скорости ДV. Результаты расчета ДV приведены в табл. 1.
Таблица 1
Результаты расчета приращения скорости для выполнения маневра
Высота орбиты КА, км 600 700 800 900
Приращение скорости Д V, м/с 18,329 59,073 91,216 118,77
Далее рассчитаем критерий эффективности к1. Результаты расчета приведены в табл. 2.
Таблица 2
Результаты оценки эффективности использования ДУ для увода с орбит КА
Высота орбиты КА, км 600 700 800 900
Критерий эффективности к1 0,006 0,02 0,03 0,038
Далее рассчитываем критерий эффективности использования АСУ Результаты расчетов приведены в табл. 4.
Таблица 4
Результаты оценки эффективности использования АСУ для увода с орбит КА без учета массы систем наддува и хранения
Высота орбиты КА, км 600 700 800 900
Критерий эффективности к2 0,0008 0,0031 0,01 0,029
На второй итерации рассчитывается критерий эффективности АСУ к2 с учетом масс системы наддува и системы хранения и подачи газа к оболочке. Результаты расчета приведены в табл. 5.
Таблица 5
Результаты оценки эффективности использования АСУ для увода с орбит КА с учетом массы систем наддува и хранения и ограничений
Высота орбиты КА, км 600 700 800 900
Критерий эффективности к2 0,001 0,004 0,012 0,032
Далее сравним критерий к2 с критерием к1, приведенным в табл. 2, в результате получаем, что АСУ эффективно использовать для увода КА с орбит высотой до 900 км.
Для определения возможности использования АСУ определим диаметр ее АЭ. Результаты приведены в табл. 6.
Таблица 6
Результаты расчета диаметра аэродинамического элемента АСУ
Высота орбиты КА, км Диаметр А Э Наэ, м
600 2,16
700 4,3
800 7,8
900 13
Как видно из табл. 2 использование двигательного устройства для увода КА с орбиты высотой 900 км является неэффективным.
В данной работе расчет параметров АСУ проводится для первых двух итераций.
На первой итерации рассчитываем площадь миделева сечения SM АСУ для обеспечения заданного срока баллистического существования. Результаты приведены в табл. 3.
На основании результатов, приведенных в табл. 6, можно судить о возможности использования АСУ для увода средних КА (массой до 600 кг) с орбит высотой 600−900, так как аАЭ & lt- аАЭ& quot-.
6. Выводы
Разработана методика проектирования аэродинамических систем увода космических аппаратов (КА) с орбит, которая основана на методе последовательных
приближений. В первом приближении проводится определение границ применимости и предварительное оценивание эффективности использования аэродинамических систем для увода КА с орбит. Для оценивания эффективности данных систем выбраны соответствующие критерии. Во втором приближении рассчитываются параметры системы с учетом массы систем наддува и хранения аэродинамической системы на борту КА, для этих целей в данной статье разра-
ботана математическая модель выбора ее параметров. В третьем приближении рассчитывается срок активного существования аэродинамической системы под воздействием факторов космического пространства и оптимизируются ее параметры. Для учета воздействия факторов космического пространства необходимо разработать модель функционирования аэродинамической системы, что будет являться предметом дальнейших исследований.
Литература
1. Satellite Box Score [Text] / The Orbital Debris Quarterly News. — 2014. — Vol. 18, Issue 3. — P. 8.
2. IADC Space debris mitigation guidelines [Electronic resource] / IADC-2002−01. Revision 1/Prepared by the IADC Steering Group and WG4 members, 2003. — 10 p. — Available at: http: //www. iadc-online. org/index. cgi? item=docs_pub
3. Liou, J. -C. Stability of the future LEO environment — an IADC comparison study [Text] / J. -C. Liou, A. K. Anlikumar, B. Bastida Virgili, T. Hananada et. al. //In abstract books of sixth European conference on space debris, ESOC, Darmstadt, Germany, 2013. — 38 p.
4. Палий, А. С. Методы и средства увода космических аппаратов с рабочих орбит (состояние проблемы) [Текст] / А. С. Палий // Техническая механика. — 2012. — № 1. — С. 94−102.
5. Nock, K. T. Gossamer orbit lowering device (GOLD) for safe and efficient de-orbit [Text] / K. T. Nock, K. L. Gates, K. M. Aaron ,
A. D. McRonald // AIAA/AAS Astrodynamics specialist conference, 2010. — P. 1. doi: 10. 2514/6. 2010−7824
6. Patent 6 830 222 USA: МПК7 B 64 G 1/62Balloon device for lowering space object orbits [Text] / Nock K. T., McRonald A. D., Aaron K. M. — 10/394 477 — claimed: 21. 03. 03- published: 14. 12. 04.
7. Roberts, P. C. E. MUSTANG: A technology demonstrator for formation flying and distributed systems technologies in space [Electronic resource] / P. C. E. Roberts, T. S. Bowling, S. E. Hobbs // Proceedings of 5th conference Dynamics and control of systems and structures in space, Kings College, Cambridge, July 2002. — Available at: https: //dspace. lib. cranfield. ac. uk/ bitstream/1826/881/1/MUSTANG-formation%20flying%20in%20space-2002. pdf
8. iDod: Development of a generic inflatable de-orbit device for cubesats: technical report [Electronic resource] / Delft University of technology. — Delft, 2007. — 381 p. — Available at: http: //repository. tudelft. nl/assets/uuid:49d86db1−8909−4464-af1b-fe1655c9c376/ae_maessen_2007. pdf
9. Harkness, P. G. An aerostable drag-sail devise for the deorbit and disposal sub-tonne low Earth orbit spacecraft [Text]: PhD. thesis: appr. 06. 10. 06 / P. G. Harkness. — Cranfield, 2006. — 258 p.
10. Maesen, D. S. Development of a generic inflatable de-orbit device for cubesats [Text] / D. S. Maesen, E. D. van Breukelen,
B. T. C Zandbergen, O. K. Bergsma // 58th International astronautic congress, 2007.
11. Патент 2 435 711 Рос. Федерация: МПК7 B64G1/62/ Развертываемая аэродинамическая поверхность аэроторможения спутника [Текст] / Пейпуда В., Ле Куль О. — 2 008 138 539/11- заявл. 14. 02. 2007- опубл. 10. 12. 2011.
12. Dupuy, C. Gossamer technology to deorbit LEO non-propulsion fitted satellite [Text] / C. Dupuy, О. Le Couls // 40th Aerospace mechanisms symposium, NASA Kennedy space center, 2010.
13. Палий, А. С. Об эффективности устройства аэродинамического торможения для увода космических аппаратов [Текст] / А. С. Палий // Техническая механика. — 2012. — № 4. — С. 82−90.
14. Handbook for limiting space debris [Text]: NASA handbook / NASA. — Washington, DC, 2008. — 174 p.
15. Klinkrad, H. Space debris: Models and risk analysis [Text] / H. Klinkrad. — Praxis Publishing Ltd., Chichester, UK, 2006. — 172 p.
16. Jenkins, C. H. M. Gossamer spacecraft: membrane and inflatable structures and technology for space Applications [Текст] /
C. H. M. Jenkins. — AIAA, Reston (USA), 2001. — 586 p.
17. Inflatable antenna technology with preliminary shuttle experiment results and potential applications [Electronic resource] / R. Freeland, S. Bard, G. Veal and other // In proceedings of 6th Annual Meeting and Symposium of the Antenna Measurement Techniques Association. — Seattle, Washington, 1996. — Available at: http: //www. lgarde. com/assets/content/files/publications/ aiaa-98−2104. pdf
18. ГОСТ 4787–97. Алюминий и сплавы алюминиевые деформируемые [Текст] / Введ. 01. 07. 2000. — Минск: Межгосударственный совет по стандартизации, метрологии и сертификации, 2000. — 20 с.
19. Яворский, Б. М. Справочник по физике для инженеров и студентов вузов [Текст] / Б. М. Яворский, А. А. Детлаф, А. К. Лебедев- 8-е изд., перераб. и испр. — М.: ООО «Издательство Оникс»: ООО «Издательство «Мир и Образование», 2006. — 1056 с.

ПоказатьСвернуть
Заполнить форму текущей работой