CC BY
18УДК 629.78
DOI: 10.25206/2588-0373-2022-6-4-60-68
ИССЛЕДОВАНИЯ ПРОЕКТНОГО ОБЛИКА МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С ЭЛЕКТРОТЕРМИЧЕСКОЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКОЙ
П. С. Ячменев
Омский государственный технический университет, Россия, 644050, г. Омск, пр. Мира, 11
В работе представлены результаты решения многовариантной задачи формирования проектного облика малого космического аппарата с различными двигательными установками на основе фреонов с электротермическими микродвигателями. В качестве исходных данных определены требуемые запасы характеристических скоростей на поддержание срока активного существования для круговых орбит 350—390 км для малых космических аппаратов с различными площадями миделя. Удельные и габаритно-массовые характеристики двигательных установок малого космического аппарата определены с использованием множества основных проектных параметров, полученных методом случайного поиска. Сформированные ранжированные ряды альтернативных вариантов малых космических аппаратов по мере убывания комплексного суммарного критерия многокритериальным методом расстановки приоритетов для различных принципов проектирования малого космического аппарата с двигательной установкой позволяют выявить наиболее оптимальные проектные решения.
Ключевые слова: малый космический аппарат, низкоорбитальная группировка, двигательная установка, электротермический микродвигатель, метод случайного поиска, метод расстановки приоритетов.
Введение
Традиционный подход к выбору проектного облика малого космического аппарата (МКА) с электротермической двигательной установкой (ДУ) основан на обеспечении минимальной приведенной массы ДУ в составе МКА для заданного срока активного существования (САС) при решении задач орбитального маневрирования МКА [1].
В качестве приведенной массы рассматривается сумма массы топлива, массы конструкции ДУ и массы средств адаптации ДУ в МКА.
Такой подход ориентирован на использование топлив ДУ МКА с высокими значениями удельного импульса тяги без учета его экологических, эксплуатационных свойств, степени его воздействия на обслуживающий персонал при заправке МКА, степени увеличения габаритов ДУ и МКА в целом.
Все это, в конечном итоге, ведет к увеличению стоимости изготовления и эксплуатации ДУ и МКА в целом и оправдан для МКА при единичном, мелкосерийном или серийном производстве МКА.
При массовом производстве МКА для развертывания крупных орбитальных группировок с большим количеством МКА (от 2000 МКА и более), МКА разрабатываются с приоритетом экономичности и простоты проектных и конструкторско-тех-нологических решений, минимизацией наземных испытаний и проведением основного объема испытаний МКА с ДУ в реальных условиях эксплуатации в космическом пространстве [2 — 4].
Проектный облик МКА с ДУ определяется типом используемого топлива, структурным построением ДУ, а также основными проектными параметрами, обеспечивающими реализацию характеристиче-
ской скорости МКА для решения заданных задач орбитального маневрирования [5, 6].
Основной задачей орбитального маневрирования ДУ МКА, требующей значительных затрат топлива, является обеспечение заданного САС МКА для низких орбит функционирования.
Топлива ДУ, во многом определяющие проектный облик МКА, характеризуются достаточно большим разнообразием, формирующим альтернативные варианты ДУ в целом, а также критериев оценки эффективности топлив ДУ в составе МКА различной значимости [7].
В этой связи актуальной является задача по формированию проектного облика МКА с ДУ для ранних этапов проектирования в составе орбитальной группировки.
Поставленная задача решается на основе численных исследований проектного облика МКА с ДУ с использованием метода случайного поиска и многокритериальным анализом с использованием метода расстановки приоритетов альтернативных вариантов МКА на основе самовытесняемых топлив в виде различных фреонов и с использованием микродвигателей: электронагревного микродвигателя (ЭНМД) с автономным нагревательным элементом и электродуговым микродвигателем (ЭДМД).
Постановка задач исследования
Задачами исследования проектного облика МКА с ДУ являются:
— численные исследования требуемых запасов характеристических скоростей МКА при функционировании на низких околоземных орбитах для поддержания САС;
— численные исследования проектных параметров МКА с ДУ;
— численные исследования проектного облика МКА с ДУ.
Проектный облик МКА с ДУ формируется при следующих ограничениях: - масса МКА: 200 кг;
— площадь миделевого сечения: 5^ = 0,95 м2, 5 =0,85 м2, 5 =0,75 м2.
т т
— орбиты функционирования МКА: околоземные, круговые до 390 км;
— САС: до 3 лет;
— альтернативные топлива: самовытесняемые из топливного бака фреоны (изобутан, Я134-Л и аммиак);
— используемые электротермические микродвигатели: ЭНМД с автономным нагревательным элементом и ЭДМД на аммиаке;
— тяга микродвигателей Р = 30 мН.
Теория
Объектом исследования является МКА с ДУ, функционирующих на низких круговых орбитах в составе орбитальной группировки.
Низкие околоземные орбиты характеризуются большим возмущающим воздействием остаточной атмосферы на МКА и, как следствие, малым сроком баллистического существования [8].
Для увеличения времени нахождения МКА на орбите функционирования в состав МКА вводят ДУ.
В этой связи, при построении низкоорбитальных группировок МКА наибольшие запасы характеристической скорости необходимы для выполнения задачи по поддержанию САС.
Средние затраты характеристической скорости за сутки для компенсации аэродинамиче-
ского торможения МКА определяются выражением [9-11]:
AFL
^С6рм86400
где Сб = (Сх-5м/2шМКд) — балли стичес кий коэффициент; Сх = 2,2 — 2,5 — ко эффиц иент аэр одинами-ческого сопротивления; S — площадь миделевого
сечения МКД; m,
масс а МКА; р
м
sie2 i„
плотность
атмосферы; г = а = а0--1 1--- I — средний
О.Ы °
радиус орбиты; ас — большая полуось с-едней орбиты; а0 — большая полуось орбиты; ¿0 — наклонение орбиты; 8 = 0,2633274026 — константапотенци-ала нормального поля приуяжсния ^ .
Для ДУ МКАр ассматриваются;
— ЭНМД на изобутане, Я134-А и аммиаке (рис. 1);
— ЭДМД на аммиаке (рис.2).
Запуски ДУ с ЭНМД на основе автономных нагревательных элементов осуществляются по параллельной схеме, при кото;ой подача электропитания на нагревательный элемент и подача топлива осуществляются одновременно [12].
В ЭДМД тепловое ускорение происходит за счет нагрева раСоч=го тела в дуговом разряде, генерирующегося между анодом и катодом [13, 14].
Для расчета реализуемых запасов характеристических скоростей ДУ использовано выражение, учитывающее режимы работы микродвигателей [7]:
АР =
= ~ЯиК le
- g и РД le
P
рр уд
рр
уд
t P(N -1)
Р P Л
-P-t BN--1PN
р B р р
уд уд
P '
уд
t ' N
r
р
0
m
L-
р
уд
р
m
и
m
р
и
m
Рис. 1. ЭНМД с автономным нагревательным элементом: 1 — корпус с газоводами; 2 — автономный нагревательный элемент; 3 — ЭНМД, изготовленный по аддитивной технологии методом лазерного спекания Fig. 1. Resistojet with autonomous heating element: 1 — a housing with gas ducts; 2 — an autonomous heating element; 3 — an resistojet manufactured using additive technology by laser sintering
Рис. 2. 3D модель и фотография функционирования ЭДМД: 1 — анод; 2 — катод Fig. 2. 3D model and photo of arcjet thruster functioning:! — anode; 2 — cathode
где ДУ — характеристическая скорость; РУВ , РО -средний и удельный импульс тяги микродвигателей при выходе на режим и работе на нрм; ш°л-р — стартовая масса МКА; № — время выхода микродвигате -лей на режим; Р — время работы микродвигателей на квазистационарном режиме; N — количество включений ДУ.
Проведенные экспериментальные исследования ЭДМД по нагреву рабочего тела показали, что функционирование данных электроракетных двигателей характеризуется «пушечным» запуском. Под «пушечным» запуском подразумевается мгновенный выход на стационарный режим нагрева рабочего тела, при котором температура остается постоянной [15]. Поэтому в выражении для определения реализуемых запасов характеристических скоростей ДУ для ЭДМД характеристики № и РУВ обнуляются.
Основные характеристики ДУ определяются с помощью математической модели на основе газодинамических функций газового потока [16].
Формирование проектного облика МКА с ДУ осуществляется на основе определения множества основных проектных параметров (ОПП) МКА с ДУ методом случайного поиска, по которым определяются: удельный импульс тяги (для температуры в микродвигателе 1040 К (для ЭНМД)), масса топлива на реализацию заданной характеристической скорости, габариты топливного бака с учетом его удлинения, определяющих геометрию МКА, количество включений ДУ и др. [1, 2, 17].
Для ЭДМД удельный импульс тяги определен по схеме [16]:
— определение удельного импульса тяги по результатам проведенных экспериментальных исследований на азоте с расчетом температуры в камере по замеренной температуре на срезе сопла;
— определение удельного импульса тяги ЭДМД на аммиаке расчетным путем с использованием проведенных расчетно-экспериментальных исследований.
Одним из критериев оценки принятых альтернативных топлив является эксплуатационная безопасность, оцениваемаяпо следующим характеристикам [18 — 20]:
— изобутан: вещяство малоопасное (ПДК = = 300 мг/м3); широко использ уется в бытовых устройствах; плотность 557,4 кг/м3; газовая постоянная Я =140,3 Дж/кгК;
— Я134-А: вещ е ство м ало оп асное (ПДК = = 3000 мг/м3); широко используется в бытовых устройствах; воспламенение невозможно ни при какой температуре; плотность 1228,4 кг/м3; газрвая постоянная Я = 81,5 Дж/кг К;
— аммиак: ветцеств о малоопасн ре (ПДК = = 20 мг/м3); плотность 611 кг/м3; -язовая постоянная Я = 488 Дж/кгК.
Для ранжирования МКА с различрыми ДУ пр и -меним многокритериальный метод — метод расста -новки приоритетов, дле ка^^ого из которых предварительно определяется значимость (ресомость) частных критериев в комплексом (суммарвом) критерии [22]:
m ''.Н" > F I,... tcAc -
Р
= £ РГ ■ Pi
где Р.отн — приоритет г-го критерия; р. -мость г-го критерия; n — число критериев.
Тип топлива (Tj): Изобутан, R134-A, аммиака
Обсспсчснис САС
Oi-раничения на ЭДУ:
рши =р34Д
Математическая модель определения характеристической скорости поддержания САС:
V =VCAC
хар кар
Реализуемая скорость эду с составе МКА: V.^Vym^.P^.H-FJ-.P ,m,l
Математическая модель ЭДУ на основе газодинамических функций газового потока
Целевая функция: m,: VMp = V™
Метод случайного поиска ОПП ЭДУ
Расчетная программа формирования множества ОПП и параметров ЭДУ:
Блок расчетов ОПП и параметров ЭДУ в составе МКА
Топливный бак
V^^^CAC.T,)
m„=/(VI4i I
RsiJT.-.,
V6: Изобутан j-
V-RI34-A
У^аммиак (ЭДМД)
Рис. 3. Алгоритм исследования проектного облика МКА с ДУ Fig. 3. Algorithm for studying the design of a maneuvering small spacecraft
Значимость критериев оценивания вариантов определяется принципом проектирования МКА с ДУ для конкретной проектной ситуации с формированием приоритетного критерия.
Для различных сценариев оценки альтернативных вариантов МКА рассмотрены следующие принципы проектирования (наиболее значимые критерии):
— минимальная длина топливного бака для заданного удлинения;
— минимальная масса топлива;
— эксплуатационная безопасность МКА с ДУ (по величине ПДК);
— степень готовности к созданию летного образца ДУ.
В качестве альтернативных вариантов рассматриваются: В1 — МКА с ДУ с ЭНМД на изобутане; В2 — МКА с ДУ с ЭНМД на R134-A; В3 — МКА с ДУ с ЭНМД с на аммиаке; В4 — МКА с ДУ с ЭДМД на аммиаке.
В качестве критериев рассматриваются: К1 — длина топливного бака ДУ для заданного удлинения; К2 — масса топлива ДУ на реализацию заданной характеристической скорости; К3 — эксплуатационная безопасность ДУ; К4 — степень готовности к созданию летного образца ДУ.
Алгоритм исследования проектного облика МКА с ДУ приведен в соответствии с рис. 3.
Результаты расчетов
Результаты расчетов требуемых запасов характеристических скоростей в зависимости от САС МКА на орбите представлены в табл. 1.
Анализ затрат характеристической скорости на поддержание САС показывает:
— для низких орбит затраты характеристической скорости на поддержание САС значительно увеличиваются, что связано с увеличением остаточной плотности атмосферы; например, затраты характеристической скорости с tСАС = 1 год на
i=i
62
значи
Таблица 1. Требуемые запасы характеристических скоростей в зависимости от САС для МЮХ массой 200 кг Table 1. Required reserves of characteristic velocities depending on the period of active existence for a small spacecraft weighing 200 kg
№ Наименование Н =350 км кр Н =370 км кр Н =390 км c кр c
САС| год
1 2 3 1 2 3 1 2 3
1 АУхС,рС (5м = 0,95м2)| м/с 113 226 339 78 156 233 55 110 165
2 AVx"C (5м = 0|85м2)| м/с 101 202 303 69 139 208 4 9 9 4 14 Г!
3 АУХСАС (5м = 0|75м2)| м/с 89 178 267 61 123 184 4 3 87 188
I >
Si
О s no E н T x
>9
о К
Таблица 2.ОППи характеристики ДУ с ЭНМД на R134-A
Table 2. Main design parametersandcharacteristics of a propulsion system with an resistojet оn R134A
№ ОПП Характеристики
T K Р | c k уд AI| мм N СВ | c уд ' СР | c уд ' t•| c
1 743 1197 1 40 964 53 63 140
2 1040 1170 2 37 893 62 75 288
3 849 1186 6 28 942 57 68 189
4 773 1192 5 22 961 54 65 153
5 859 1160 3 26 955 57 68 194
6 658 1185 4 34 995 51 60 107
о s si
Таблица 3. ОПП и хара ктеристики ДУ МКА
Table 3. Main design parameters and characteristics of small spacecraft propulsion systems
№ ОПП и характеристики Тип топлива
Изе бутан R134-A Аммиак Аммиак (ЭДМД)
1 СуД / СеС | с 82/99 62/75 172/196 0/300
2 Р/Р\ с 297/1085 288/1070 300/624 0/600
3 Р | мН мд 30 30 30 30
4 k 2 2 2 2
Н =350 км с 5м = 0,95 м2 увеличиваются на =105 % по сравнению с затратами характеристической скорости с ^АС=1 год на Нкр = 390 км с 5м = 0,95 м2;
— уменьшение площади миделевого сечения 5 приводит к снижению запасов характеристических скоростей на поддержание САС; например, для МКА с 5 =0,75 м2 на Н =350 км запасы характе-
м ' кр 1
ристической скорости для tСАС =1 год уменьшаются на =21 % в сравнении с МКА с 5м = 0,95 м2;
— увеличение САС приводит к увеличению затрат характеристических скоростей; например, для МКА с 5 =0,85 м2 на Н =370 км запасы характе-
м кр
ристической скорости для ^АС = 3 года увеличиваются на =201 % в сравнении с МКА с 5 =0,85 м2 для
tСАС =1 год-
Для проведения исследования проектного облика МКА с ДУ с использованием полученных результатов (табл. 1) выбраны характерные значения запасов характеристической скорости для поддержания САС: 100, 200, 300 м/с.
Проектный облик МКА с ДУ формируется через основные проектные параметры (ОПП), по которым определяются удельные импульсы тяги микродвигателей, требуемые запасы топлива на реализацию характеристической скорости и габаритно-массовые характеристики ДУ (МКА) [1, 5].
ОПП формируются на основе метода случайного поиска для ЭНМД на изобутане, Я134-Л, аммиаке, а для ЭДМД только на аммиаке.
Пример расчета ОПП и удельных характеристик ДУ с ЭНМД на Я134-Л представлен в табл. 2.
Из полученного множества ОПП и характеристик выбраны параметры, соответствующие температуре в камере ЭНМД 1040 К. На основе выбранных параметров (табл. 3) определены габаритно-массовые характеристики ДУ МКА (табл. 4-6).
Ранжирование альтернативных вариантов МКА (В1, В2, В3, В4) методом расстановки приоритетов проведено с использованием полученных в табл. 4-6 габаритно-массовых характеристик МКА с ДУ.
Сравнение вариантов по выбранным критериям приведено в табл. 7-10.
Сравнение критериев между собой для приоритетного критерия К1 приведено в табл. 11.
По такому же алгоритму оценены критерии между собой для приведенных выше сценариев оценки и соответствующих им приоритетных критериев (учтены в комплексном суммарном критерии).
Ранжированные ряды альтернативных вариантов МКА с ДУ по мере убывания комплексного суммарного критерия имеет вид:
Таблица 4. Габаритно-массовые характеристики МКА с ДУ c АРар = 100 м/с
Table 4. Dimensional and mass characteristics of a maneuvering small spacecraft with АР„ = 100 m/s
№ Характеристика тш =200 кг МКА
Тип топлива ДУ
Изо6утан R134-A Аммиак Аммиак (ЭДМД)
1 тт, кг 20 25,9 10,5 6,7
2 R6/H6, мм 158/632 132/528 123/493 106/425
3 У6, л 40,4 24,2 19,7 12,6
4 m6, кг 3,6 2,1 3,3 2,2
5 тт+ m6, кг 23,6 28 13,8 8,8
6 N 459 457 708 1114
Таблица 5. Габаритно-массовые характеристики МКА с ДУ c АРар = 200 м/с
Table 5. Dimensional and mass characteristics of a maneuvering small spacecraft with АР„ = 200 m/s
№ Характеристика тш =200 кг, AV =200 м/с МКА ' хар
Тип топлива ДУ
Изо6утан R134-A Аммиак Аммиак (ЭДМД)
1 тт, кг 37,4 47,4 20,2 13,1
2 R6/H6, мм 194/778 162/645 153/614 133/532
3 ^ л 77,3 44,4 37,9 24,7
4 т6, кг 6,7 3,8 6,6 4,3
5 тт+ т6, кг 44,1 51,2 26,8 17,4
6 N 857 837 1364 2192
Таблица 6. Габаритно-массовые характеристики МКА с ДУ c АРар = 300 м/с
Table 6. Dimensional and mass characteristics of a maneuvering small spacecraft with AVXar = 300 m/s
№ Характеристика т,„ =200 кг, AV =300 м/с мка
Тип топлива ДУ
Изо6утан R134-A Аммиак Аммиак (ЭДМД)
1 тт, кг 52,7 65,7 29,1 19,4
2 R6/H6, мм 218/872 180/721 173/694 151/606
3 V, л 108,8 61,5 54,8 36,5
4 т6, кг 9,4 5,3 9,5 6,3
5 тт+ т6, кг 62,1 71 38,6 25,7
6 N 1206 1158 1972 3231
Таблица 7. Критерий К1 — длина топливного бака ДУ для заданного удлинения
Table 7. Criterion K1 — the length of the fuel tank of the remote control for a given elongation
Таблица 8. Критерий К2 — масса топлива ДУ на реализацию заданной характеристической скорости Table 8. Criterion K2 — the mass of the fuel of the remote control for the implementation of a given characteristic speed
В! В2 В3 В4
В! 1,0 0,5 0,5 0,5
В2 1,5 1,0 0,5 0,5
В3 1,5 1,5 1,0 0,5
В4 1,5 1,5 1,5 1,0
В! В2 В3 В4
В! 1,0 1,5 0,5 0,5
В2 0,5 1,0 0,5 0,5
В3 1,5 1,5 1,0 0,5
В4 1,5 1,5 1,5 1,0
— для приоритетного критерия К1: В4 = 0,322; — для приоритетного критерия К4: В2 = 0,286; В3 = 0,29; В2 = 0,21; В1 = 0,178. В3 = 0,285; В1 = 0,26; В4 = 0,168.
— для приоритетного критерия К2: В4 = 0,289;
Полученные ранжированные ряды позволяют
В3 = 0,262; В3 = 0,229; В1 = 0,219.
оценивать альтернативные варианты МКА в зави-для приоритетного критерия К3: В2 = 0,276; симости от проектной ситуацию (тот или иной при-В4 = 0,259; В3 = 0,256; В1 = 0,223. оритетный критерий).
Таблица 9. Критерий К3 — эксплуатационная безопасность ДУ Table 9. Criterion K3 — operational safety of the remote control
В1 В2 В3 В4
В1 1,0 0,5 1,5 1,5
В2 1,5 1,0 1,5 1,5
В3 0,5 0,5 1,0 1,0
В4 0,5 0,5 1,0 1,0
Таблица 10. Критерий К4 — степень готовности к созданию летного образца ДУ
Table 10. Criterion K4 — the degree of readiness to create a flight model of the remote control
В1 В2 В3 В4
В1 1,0 1,0 1,0 1,5
В2 1,0 1,0 1,0 1,5
В3 1,0 1,0 1,0 1,5
В4 0,5 0,5 0,5 1,0
Таблица 11. Сравнение критериев между собой для приоритетного критерия К1
Table 11. Comparison of criteria among themselves for the priority criterion K1
К1 К2 К3 К4
К1 1,0 1,5 1,5 1,5
К2 0,5 1,0 0,5 0,5
К3 0,5 1,5 1,0 0,5
К4 0,5 1,5 1,5 1,0
4. Повышение точности оценки альтернативных вариантов МКА с ДУ обеспечено формированием множества расчетных и экспериментальных (для ЭДМД) основных проектных параметров и выходных характеристик ДУ, определяющих габаритные размеры МКА, методом случайного поиска с использованием газодинамических функций газового потока.
5. Результаты решения задачи формирования проектного облика маневрирующего МКА с ДУ определяются заложенными принципами проектирования, определяющими значимость следующих критериев оценки альтернативных вариантов МКА: К1 — длина топливного бака ДУ для заданного удлинения, К2 — масса топлива ДУ на реализацию заданной характеристической скорости, К3 — эксплуатационная безопасность ДУ, К4 — степень готовности ДУ к созданию летного образца.
6. Получен следующий ранжированный ряд альтернативных вариантов МКА (В1 — МКА с ДУ с ЭНМД на изобутане, В2 — МКА с ДУ с ЭНМД на Я134-А, В3 — МКА с ДУ с ЭНМД на аммиаке, В4 — МКА с ДУ с ЭДМД на аммиаке):
— для приоритетного критерия К1: В3 = 0,29; В2 = 0,21; В1 = 0,178.
— для приоритетного критерия В3 = 0,262; В3 = 0,229; В1 = 0,219.
— для приоритетного критерия В4 = 0,259; В3 = 0,256; В1 = 0,223.
— для приоритетного критерия
К2:
К3:
К4:
В4 = 0,322; В4 = 0,289;
В2 = 0,276;
В2 = 0,286;
Выводы
1. Результаты решения задачи орбитального маневрирования МКА по обеспечению САС МКА (1—3) года для низких орбит функционирования в диапазоне от 350 до 390 км характеризуются значительными затратами топлива на ее реализацию от 43 до 339 м/с и являются определяющими при формировании проектного облика МКА из-за топливных баков ДУ большой размерности.
2. Выбор орбиты функционирования и, соответственно, требуемые затраты характеристической скорости МКА определяются решаемой целевой задачей в течение заданного САС. Результаты расчетов параметров ДУ для скоростей 100 м/с, 200 м/с и 300 м/с и различных значений САС из требуемого диапазона скоростей позволяют оценить степень их влияния на проектный облик МКА.
3. Многовариантная задача формирования проектного облика маневрирующего МКА с использованием различных электротермических микродвигателей (ЭНМД с автономным нагревательным элементом, ЭДМД) на основе изобутана, Я134-А, аммиака решена как многокритериальная задача оценки альтернатив методом расстановки приоритетов.
В3 = 0,285; Bj = 0,26; В4 = 0,168.
Данные результаты могут быть использованы на ранних этапах проектирования при формировании проектного облика МКА с ДУ.
Список источников
1. Блинов В. Н., Лукьянчик А. И. Методика массового анализа микроспутников с аммиачной корректирующей двигательной установкой // Космонавтика и ракетостроение. 2019. № 5 (110). С. 90-102.
2. Narayanasamy A., Ahmad Y. A., Othman M. Nanosatellites Constellation as an IoT Communication Platform for Near Equatorial Countries // Proceedings of the 6th International Conference on Mechatronics. ICOM17. 2017. Vol. 260. P. 1-14. DOI: 10.1088/1757-899X/260/1/012028.
3. Sabatinia M., Volpeb R., Palmerinic G. B. Centralized Visual Based Navigation and Control of a Swarm of Satellites for On-orbit Servicing // Acta Astronautica. 2020. Vol. 171. P. 323334. DOI: 10.1016/j.actaastro.2020.03.015.
4. Saetchnikov V., Semenovich S., Spiridonov A. [et al.]. BSUSat-1 — Research/Educational Lab — One year in orbit // 2020 IEEE International Workshop on Metrology for AeroSpace, MetroAeroSpace 2020 — Proceedings: 7, Virtual, Online, 2224 June 2020. Virtual, Online. 2020. P. 107-112. DOI: 10.1109/Me troAeroSpace48742.2020.9160137.
5. Блинов В. Н., Ячменев П. С. Методика исследования проектных параметров малого космического аппарата c электродуговой корректирующей двигательной установкой // Космонавтика и ракетостроение. 2020. № 1 (112). С. 121-133.
6. Блинов В. Н., Косицын В. В.,Лукьянчик А. И., Степень П. В. Оценка проектных параметров импульсной двигательной установки на воде // Проблемы разработки, изготовления и эксплуатации ракетно-космической техники и подготовки инженерных кадров для авиакосмической отрасли: материалы XVI Всерос. науч.-техн. конф., посвящ. памяти главного конструктора ПО «Полёт» А. С. Клинышкова, Омск, 12-13 апреля 2022 года. Омск: Изд-во ОмГТУ, 2022. С. 24-31.
7. Блинов В. Н., Шалай В. В., Зубарев С. И., Косицын В. В., Рубан В. И., Ходорева Е. В. Исследования электротермических
I >
N1
О s
K о E н T ^ >0 z р
С К
о 2
микродвигателем корректирующих двигательных установок маневрирующих малых космических аппаратов: моногр. Омск: Изд-во ОмГТУ, 2014. 264 с.
8. Старинова О. Л., Ха6и6улин О. Л. Проектная модель малого метеорологического космического аппарата с солнечным парусом // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. 2015. Т. 17, № 2. С. 143 — 150.
9. Чарушина Е. Б. Оценка характеристических скоростей для решения некоторых задач ор6итального маневрирования малых космических аппаратов // Авиационная промышленность. 2015. № 1. С. 33-36.
10. ГОСТ 25645.301-83. Расчеты 6аллистические искусственных спутников Земли. Методика расчета затрат топлива на маневр. Введ. 1995-01-01. Москва: Изд-во стандартов, 1984. 148 с.
11. ГОСТ Р 25645.166-2004. Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для 6аллистического о6еспечения полетов искусственных спутников Земли. Введ. 2005-01-01. Москва: Изд-во стандартов, 2004. 28 с.
12. Блинов В. Н., Косицын В. В., Лукьянчик А. И. [и др.] Исследование основных проектных параметров импульсной электротермической двигательной установки наноспутников // Космонавтика и ракетостроение. 2022. № 2 (125). С. 75-88.
13. O'reilly D., Kavanagh D. F., Herdrich G. Electric propulsion methods for small satellites: A review // Aerospace. 2021. Vol. 8, № 1. P. 1-30. DOI: 10.3390/aerospace8010022.
14. Shen Y., Tong Y., Wei F. [et al.]. Influences of characteristic parameters on starting-up process of an arcjet thruster // Chinese Journal of Aeronautics. 2020. Vol. 33, Issue 12. P. 3011-3017. DOI: 10.1016/j.cja.2020.03.022.
15. Ячменев П. С., Федянин В. В., Вавилов И. С. Режимы функционирования электродуговых двигателей для малых космических аппаратов // Про6лемы разра6отки, изготовления и эксплуатации ракетно-космической техники и подготовки инженерных кадров для авиакосмической отрасли: материалы XVI Всерос. науч.-техн. конф., посвящ. памяти главного конструктора ПО «Полёт» А. С. Клинышкова, Омск, 12-13 апреля 2022 года. Омск: Изд-во ОмГТУ, 2022. С. 141-144.
16. Blinov V. N., Vavilov I. S., Fedynin V. V. [et al.]. Experimental investigations of nitrogen arcjet thruster with control unit for small spacecrafts // Journal of Physics: Conference Series. 2019. Vol. 1210, № 1. P. 012019-1-012019-7. DOI: 10.1088/17426596/1210/1/012019.
17. Минаков И. А. Сравнительный анализ некоторых методов случайного поиска и оптимизации // Известия Самар-
ского научного центра Российской академии наук. 1999. Т. 1, № 2. С. 286-293.
18. Никитин А. А., Рябова Т. В., Василенок А. В., Павловская В. А. Хладагенты и хладоносители систем кондиционирования воздуха // Научный журнал НИУ ИТМО. Серия: Холодильная техника и кондиционирование. 2015. № 3. С. 7-12.
19. Цветков О. Б. Хладагенты, хладоносители и холодильные масла — ностальгия о будущем. URL: http://holodko.ru/ freon/Tsvetkov_Themophys.pdf (дата обращения: 21.10.2022).
20. Снытко Ю. Н., Конопелько Л. А., Тюрикова Е. П. Оптико-абсорбционный газоанализатор для контроля ПДК фреонов в воздухе рабочей и жилой зон // Известия высших учебных заведений. Приборостроение. 2020. Т. 63, № 9. С. 847-856. DOI: 10.17586/0021-3454-2020-63-9-847-856.
21. Москвин А. Л., Мельниченко А. Н., Диченко О. Ю. Фотометрическое определение аммиака в воздухе рабочей зоны с хроматомембранным концентрированием // Вестник Санкт-Петербургского университета. Физика и химия. 2011. № 4. С. 55-60.
22. Блюмберг В. А., Глущенко В. Ф. Какое решение лучше: метод расстановки приоритетов. Ленинград: Лениздат, 1982. 160 с.
ЯЧМЕНЕВ Павел Сергеевич, старший преподаватель кафедры «Авиа- и ракетостроение» Омского государственного технического университета, г. Омск.
SPIN-код: 4744-0940 ORCID: 0000-0003-3483-4321 AuthorID (SCOPUS): 57193405041 ResearcherID: P-5381-2016
Адрес для переписки: yachmenev-pavel@mail.ru
Для цитирования
Ячменев П. С. Исследования проектного о6лика малого космического аппарата с электротермической двигательной установкой // Омский научный вестник. Сер. Авиационно-ракетное и энергетическое машиностроение. 2022. Т. 6, № 4. С. 60-68. DOI: 10.25206/2588-0373-2022-6-4-60-68.
Статья поступила в редакцию 25.10.2022 г. © П. С. Ячменев
UDC 629.78
DOI: 10.25206/2588-0373-2022-6-4-60-68
RESEARCH OF DESIGN OF A SMALL SPACECRAFT WITH AN ELECTROTHERMAL PROPULSION SYSTEM
P. S. Yachmenev
Omsk State Technical University, Russia, Omsk, Mira Ave., 11, 644050
The paper presents the results of solving the multivariate problem of forming the design of a small spacecraft with various propulsion systems based on freons with electrothermal thrusters. As initial data, the required reserves of characteristic velocities for maintaining the active lifetime for circular orbits of 350-390 km for small spacecraft with different midsection areas are determined. Specific and dimensional-mass characteristics of propulsion systems of small spacecraft are determined using a set of basic design parameters of a small spacecraft obtained by random search. Ranked rows of alternative variants of small spacecraft have been formed as the complex total criterion decreases by the multi-criteria method of prioritization for various principles of designing a small spacecraft with a propulsion system.
Keywords: small spacecraft, low-orbit grouping, propulsion system, electrothermal thruster, random search method, prioritization method.
s >
Si
O s
K o E h T i
>o
z p a K
os S
si
References
1. Blinov V. N., Luk'yanchik A. I. Metodika massovogo analiza mikrosputnikov s ammiachnoj korrektiruyushchej dvigatel'noj ustanovkoj [Methodology of mass analysis of microsatellites with ammonia propulsion system] // Kosmonavtika i raketostroenie. Cosmonautics and Rocket Engineering. 2019. No. 5 (110). P. 90 — 102. (In Russ.).
2. Narayanasamy A., Ahmad Y. A., Othman M. Nanosatellites Constellation as an IoT Communication Platform for Near Equatorial Countries // Proceedings of the 6th International Conference on Mechatronics. ICOM17. 2017. Vol. 260. P. 1-14. DOI: 10.1088/1757-899X/260/1/012028. (In Engl.).
3. Sabatinia M., Volpeb R., Palmerinic G. B. Centralized Visual Based Navigation and Control of a Swarm of Satellites for On-orbit Servicing // Acta Astronautica. 2020. Vol. 171. P. 32334. DOI: 10.1016/j.actaastro.2020.03.015. (In Engl.).
4. Saetchnikov V., Semenovich S., Spiridonov A. [et al.]. BSUSat-1 — Research/Educational Lab — One year in orbit // 2020 IEEE International Workshop on Metrology for AeroSpace, MetroAeroSpace 2020 — Proceedings: 7, Virtual, Online, 2224 June 2020. Virtual, Online. 2020. P. 107-112. DOI: 10.1109/Me troAeroSpace48742.2020.9160137. (In Engl.).
5. Blinov V. N., Yachmenev P.S. Metodika issledovaniya proektnyh parametrov malogo kosmicheskogo apparata c elektrodugovoj korrektiruyushchej dvigatel'noj ustanovkoj [Method of research of design parameters of a small spacecraft with an arcjet correcting propulsion system] // Kosmonavtika i raketostroenie. Cosmonautics and Rocket Engineering. 2020. No. 1 (112). P. 121-133. (In Russ.).
6. Blinov V. N., Kosicyn V. V., Luk'yanchik A. I., Ste-pen' P. V. Ocenka proektnyh parametrov impul'snoj dvigatel'noj ustanovki na vode [Evaluation of the design parameters of a pulse propulsion system on water] // Problemy razrabotki, izgotovleniya i ekspluatacii raketno-kosmicheskoj tekhniki i podgotovki inzhenernyh kadrov dlya aviakosmicheskoj otrasli. Problems of Development, Manufacture and Operation of Rocket and Space Technology and Training of Engineering Personnel for the Aerospace Industry. Omsk: OmSTU, 2022. P. 24-31. (In Russ.).
7. Blinov V. N., Shalaj V. V., Zubarev S. I., Kosicyn V. V., Ruban V. I., Hodoreva E. V. Issledovaniya elektrotermicheskikh mikrodvigateley korrektiruyushchikh dvigatel'nykh ustanovok
manevriruyushchikh malykh kosmicheskikh apparatov [Investigation of electrothermal micromotors that correct the propulsion systems of small spacecraft]. Omsk: OmSTU Publ.,
2014. 264 p. (In Russ.).
8. Starinova O. L., Habibulin O. L. Proektnaya model' malogo meteorologicheskogo kosmicheskogo apparata s solnechnym parusom [The design model of the small solar sail meteorological spacecraft] // Izvestiya Samarskogo nauchnogo centra Rossijskoj akademii nauk. Izvestia of Samara Scientific Center of the Russian Academy of Sciences. 2015. Vol. 17, no. 2. P. 143-150. (In Russ.).
9. Charushina E. B. Ocenka harakteristicheskih skorostej dlya resheniya nekotoryh zadach orbital'nogo manevrirovaniya malyh kosmicheskih apparatov [Assessment of characteristic velocities for solving some problems of orbital maneuvering of small spacecrafts] // Aviacionnaya promyshlennost'. Aviation Industry.
2015. No. 1. P. 33-36. (In Russ.).
10. GOST 25645.301-83. Raschety ballisticheskie iskusstvennyh sputnikov Zemli. Metodika rascheta zatrat topliva na manevr [Calculations of ballistic artificial satellites of the Earth. Methodology for calculating fuel costs per maneuver. Moscow: Izd-vo standartov, 1984. 148 p. (In Russ.).
11. GOST R 25645.166-2004. Atmosfera Zemli verhnyaya. Model' plotnosti dlya ballisticheskogo obespecheniya poletov iskusstvennyh sputnikov Zemli [Earth's atmosphere is upper. Density Model for Ballistic Support of Flights of Artificial Earth Satellites]. Moscow: Izd-vo standartov, 2004. 28 pp. (In Russ.).
12. Blinov V. N., Kosicyn V. V., Luk'yanchik A. I., Ste-pen' P. V., Yachmenev P. S. Issledovanie osnovnyh proektnyh parametrov impul'snoj elektrotermicheskoj dvigatel'noj ustanovki nanosputnikov [Research of the main design parameters pulsed electrothermal propulsion system of nanosatellites] // Kosmonavtika i raketostroenie. Cosmonautics and Rocket Engineering. 2022. No. 2 (125). P. 75-88. (In Russ.).
13. O'reilly D., Kavanagh D. F., Herdrich G. Electric propulsion methods for small satellites: A review // Aerospace. 2021. Vol. 8, no 1. P. 1-30. DOI: 10.3390/aerospace8010022. (In Engl.).
14. Shen Y., Tong Y., Wei F. [et al.]. Influences of characteristic parameters on starting-up process of an arcjet thruster // Chinese Journal of Aeronautics. 2020. Vol. 33, Issue 12. P. 3011-3017. DOI: 10.1016/j.cja.2020.03.022. (In Engl.).
15. Yachmenev P. S., Fedyanin V. V., Vavilov I. S. Rezhimy funkcionirovaniya elektrodugovyh dvigatelej dlya malyh kosmicheskih apparatov [Modes of operation of arcjet thrusters for small spacecraft] // Problemy razrabotki, izgotovleniya i ekspluatacii raketno-kosmicheskoj tekhniki i podgotovki inzhenernyh kadrov dlya aviakosmicheskoj otrasli. Problems of Development, Manufacture and Operation of Rocket and Space Technology and Training of Engineering Personnel for the Aerospace Industry. Omsk: OmSTU Publ., 2022. P. 141-144. (In Russ.).
16. Blinov V. N., Vavilov I. S., Fedynin V. V. [et al.]. Experimental investigations of nitrogen arcjet thruster with control unit for small spacecrafts // Journal of Physics: Conference Series. 2019. Vol. 1210, no. 1. P. 012019-1-012019-7. DOI: 10.1088/17426596/1210/1/012019. (In Engl.).
17. Minakov I. A. Sravnitel'nyy analiz nekotorykh metodov sluchaynogo poiska i optimizatsii [Comparison of different random search and optimization techniques] // Izvestiya Samarskogo nauchnogo centra Rossijskoj akademii nauk. Izvestia of Samara Scientific Center of the Russian Academy of Sciences. 1999. Vol. 1, no. 2. P. 286-293. (In Russ.).
18. Nikitin A. A., Ryabova T. V., Vasilenok A. V., Pavlov-skaya V. A. Hladagenty i hladonositeli sistem kondicionirovaniya vozduha [Refrigerants and coolants of air conditioning systems] // Nauchnyj zhurnal NIU ITMO. Seriya: Holodil'naya tekhnika i kondicionirovanie. Scientific journal NRU ITMO. Series «Refrigeration and Air Conditioning». 2015. No. 3. P. 7-12. (In Russ.).
19. Tsvetkov O. B. Khladagenty, khladonositeli i kholodil'nyye masla — nostal'giya o budushchem [Refrigerants, coolants and refrigerating oils - nostalgia for the future]. URL: http://holodko. ru/freon/Tsvetko v_Themophys.pdf (accessed: 21.10.2022). (In Russ.).
20. Snytko Yu. N., Konopel'ko L. A., Tyurikova E. P. Optiko-absorbcionnyj gazoanalizator dlya kontrolya PDK freonov v vozduhe rabochej i zhiloj zon [Optical absorption gas analyzer for
monitoring the maximum permissible concentration of freons in the air of working and living areas] // Izvestiya vysshih uchebnyh zavedenij. Priborostroenie. Journal of Instrument Engineering. 2020. Vol. 63, no. 9. P. 847-856. DOI: 10.17586/0021-3454-202063-9-847-856. (In Russ.).
21. Moskvin A. L., Mel'nichenko A. N., Dichenko O. Yu. Fotometricheskoe opredelenie ammiaka v vozduhe rabochej zony s hromatomembrannym koncentrirovaniem [Photometrical determination of ammonia in working area air with chromatomembrane preconcentration] // Vestnik Sankt-Peterburgskogo universiteta. Fizika i himiya. Vestnik of Saint Petersburg University Physics and Chemistry. 2011. No. 4. P. 5560. (In Russ.).
22. Blyumberg V. A., Glushchenko V. F. Kakoe reshenie luchshe: metod rasstanovki prioritetov [Which solution is better: prioritization method]. Leningrad: Lenizdat Publ., 1982. 160 p. (In Russ.).
YACHMENEV Pavel Sergeyevich, Senior Lecturer
of Aviation and Rocketry Department, Omsk State
Technical University, Omsk.
SPIN-code: 4744-0940
ORCID: 0000-0003-3483-4321
AuthorID (SCOPUS): 57193405041
ResearcherID: P-5381-2016
Correspondence address: yachmenev-pavel@mail.ru For citations
Yachmenev P. S. Research of design of a small spacecraft with an electrothermal propulsion system // Omsk Scientific Bulletin. Series Aviation-Rocket and Power Engineering. 2022. Vol. 6, no. 4. P. 60-68. DOI: 10.25206/2588-0373-2022-6-4-60-68.
Received October 25, 2022. © P. S. Yachmenev
