CC BY
64Решетневскуе чтения. 2017
УДК 629.78
АНАЛИЗ РАДИАЦИОННОЙ СТОЙКОСТИ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ НА СОЛНЕЧНО-СИНХРОННЫХ ОРБИТАХ
Т. С. Павленко, С. С. Щесняк
АО «Научный центр прикладной электродинамики» Российская Федерация, 190103, г. Санкт-Петербург, Рижский просп., 26 E-mail: t.pavlenko@scaegroup.com
Рассмотрены различные конструкции корпуса малого космического аппарата, находящегося на солнечно-синхронной орбите Земли, проанализировано влияние конструкции корпуса и расположения элементов на стойкость к внешним воздействующим факторам, проведена оценка поглощенной дозы.
Ключевые слова: солнечно-синхронная орбита, поглощенная доза, малые космические аппараты, моделирование.
ANALYSIS OF RADIATION RESISTANCE OF SMALL SPACECRAFT ON SUN-SYNCHRONOUS ORBITS
T. S. Pavlenko, S. S. Schesnyak
Scientific Centre of Applied Electrodynamics, Ltd.
26, Rizhsky Av., Saint-Petersburg, 190103, Russian Federation E-mail: t.pavlenko@scaegroup.com
The research considers different body designs of a small spacecraft located on sun-synchronous orbit of the Earth, the effect of the body design and arrangement of elements for resistance to external influencing factors, the research evaluates the absorbed dose.
Keywords: Sun-synchronous orbit, absorbed dose, small spacecraft, modeling.
Одним из наиболее перспективных направлений в проектировании и электронике является разработка малых космических аппаратов (КА). Не высокие весовые и габаритные размеры позволяют значительно снизить затраты на запуск таких КА. Однако в условиях импортозамещения использование зарубежных радиационно-стойких комплектующих накладывает ограничение на их применение в современных малых КА - наноспутниках (весом от 1 до 10 кг). Поэтому является актуальной задача оценки и прогнозирования радиационной стойкости внешней оболочки (защиты), препятствующей прохождению заряженных частиц космического пространства и защищающей электронные компоненты КА. Использование нанос-путников на малых (до 1000 км) солнечно-синхронных орбитах позволит улучшить качество навигации транспортных морских судов, а также позволит более точно исследовать необходимые участки местности.
Объектом исследования являлись малые КА, находящиеся на солнечно-синхронной орбите со следующими параметрами: 1) срок активного существования 5 лет; 2) наклонение 70°; 3) перигей 800 км; 4) апогей 810 км. Масса КА определялась из условий проектирования аппарата - не более 10 кг. Корпуса аппаратов рассматривались в форме куба и шестиугольной призмы из алюминиевых сплавов.
Моделирование параметров орбиты и дозовых нагрузок проводилось с использованием программного
пакета ОМИБ и 8ЫМ. По результатам оценки весовых параметров корпуса относительно веса всей конструкции спутника установлено, что одним из наиболее оптимальных вариантов корпуса для малого КА весом в среднем до 10 кг является использование корпуса из алюминия (алюминиевых сплавов) в форме шестиугольной призмы с гранью не более 300 мм при максимальной толщине не более 3,5 мм. Данный размер и толщина грани обеспечивает вклад в массу всего КА не более 67 %. Однако при выборе толщины грани в 3,5 мм необходимо более детально продумывать состав комплектующих изделий аппарата, масса которых не должна превышать требуемой массы. В случае проектирования малого космического аппарата в форме куба с гранью не более 300 мм при максимальной толщине не более 3,5 мм масса корпуса составит 51 %, однако объем такой конструкции будет в 2,6 раз меньше, относительно шестиугольной призмы. В случае использования корпуса КА с толщиной стенки не более 1 мм, вклад веса корпуса составит не более 21 % при выборе конструкции в виде шестиугольной призмы и не более 29 % при выборе конструкции корпуса в виде формы куба. Использование толщины стенки не более 1 мм позволяет значительно снизить весовые характеристики аппарата, но усиливает влияние внешних воздействующих факторов на электронные компоненты.
По результатам моделирования установлено, что при выбранном сроке активного существования при
Проектирование и производство летательных аппаратов, космические исследования и проекты
использовании стандартной толщины защиты 1 мм суммарная поглощенная доза от всех видов излучения космического пространства составит в среднем 80 кРад. На основании литературных данных для бесперебойного функционирования суммарная поглощенная доза не радиационно-стойких электронных компонент КА не должна превышать 10 кРад [1]. Поэтому использование стандартной толщины защиты из алюминиевых сплавов не позволит надежно защитить компоненты спутников. Использование защиты толщиной 2 мм позволяет снизить поглощенную дозу почти в три раза в среднем до 29 кРад. Однако выбор толщины защиты 2 мм задает значительную прибавку веса малого КА. Также установлено, что при отсутствии требований к весовым характеристикам использование толщины защиты до 3,5 мм позволяет с высокой вероятностью защитить электронные компоненты КА и снизить поглощенную дозу при выбранном сроке активного существования 5 лет.
В случае проектирования КА с солнечными панелями на гранях корпуса из алюминиевого сплава толщиной 2 мм и расположением аккумуляторных батарей с внутренней стороны, обеспечивается дополнительная защита электронных компонент от ионизирующего излучения. На рис. 1 и 2 приведена, рассчитанная с помощью программы 8ЫМ, траектория прохождения протонов через элементы КА. Рассматривался случай падения частиц в горизонтальной плоскости.
Рис. 1. Прохождение протонов с энергией 30 МэВ через корпус и аккумулятор
Как видно по результатам моделирования, доля частиц (протонов) с энергией 30МэВ снижается при прохождении через солнечную батарею и задерживается в корпусе аппарата. При отсутствии солнечных панелей на корпусе основная доля частиц задерживается аккумуляторной батареей, которая выступает в качестве дополнительной защиты от ионизирующего излучения для электронных компонент аппарата. Однако, доля прошедших частиц, вызывающих необратимые изменения в структуре батареи, значительно увеличивается.
И
Рис. 2. Прохождение протонов с энергией 30 МэВ через корпус, аккумулятор и солнечную батарею
Исследованные закономерности поглощенной дозы КА, параметров орбиты и комплектации элементов аппарата свидетельствуют о том, что необходимо учитывать как параметры орбиты выводимых спутников, так и толщину, форму, а также расположение элементов аппаратов, увеличивая их срок службы.
Библиографическая ссылка
1. Белоус А. И., Солодуха В. А., Шведов С. В. Космическая электроника. Кн. 2. М. : Техносфера, 2015. 488 с.
Reference
1. Belous A., Solodukha V., Shvedov S. Electronics Space. Book 2. M. : Tekhnosfera, 2015. 488 p.
© Павленко Т. С., Щесняк С. С., 2017
