CC BY
24ИННОВАЦИИ КОСМИЧЕСКОЙ ОТРАСЛИ
УДК 629.783
DOI 10.26732/^12020.4.06
МЕТОДИКА ОБЕСПЕЧЕНИЯ ЭНЕРГОРЕСУРСАМИ ОКОЛОЛУННОГО СПУТНИКА ДЛЯ ПРОХОЖДЕНИЯ ТЕНЕВЫХ ЗОН БОЛЬШОЙ ДЛИТЕЛЬНОСТИ
В. Е. Чеботарев1, 2, 3, Е. О. Воронцова1, 2 Н
1 АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнёва», г. Железногорск, Красноярский край, Российская Федерация 2 Сибирский федеральный университет, г. Красноярск, Российская Федерация 3 Сибирский государственный университет науки и технологий
имени академика М. Ф. Решетнёва, г. Красноярск, Российская Федерация
Проведенные исследования возможностей создания лунной навигационно-связной системы выявили особенности освещенности Солнцем окололунных орбит: ежегодное прохождение орбит через продолжительный цикл длительностью около 55 суток, содержащих теневые участки орбиты от Луны и паузу до 185 суток с возможными наложениями на эти циклы полутеневых и теневых участков орбиты от Земли. При этом полутеневая и теневая зоны от Земли в районе Луны имеют существенные различия по размерам и могут накрывать всю орбитальную группировку лунной навигационно-связной системы. В результате возникает задача расчета энергоресурсов окололунного спутника для прохождения теневых зон большой длительности и поддержания теплового режима космических аппаратов на период прохождения теневых участков орбиты от Земли. Проведено моделирование энергобаланса космического аппарата для различных режимов его работы при прохождении теневых зон большой длительности: штатный, дежурный и режим хранения. Предлагается использовать жалюзи для регулирования теплового излучения с радиаторов космического аппарата при прохождении теневых участков орбиты в рассматриваемых режимах. Для снижения затрат массы космического аппарата рекомендуется переводить его в режим хранения, при котором уменьшается энергопотребление в сравнении с дежурным режимом. Эффективность предлагаемой схемы прохождения теневых зон космических аппаратов лунной нави-гационно-связной системы оценена для трех типоразмеров космического аппарата по критерию минимума суммы затрат массы на увеличение энергоемкости аккумуляторной батареи и установку жалюзи.
Ключевые слова: окололунный космический аппарат, орбита, теневой участок от Луны, теневой участок от Земли, энергоемкость, аккумуляторная батарея, жалюзи.
Введение
Информационное обеспечение общества с использованием околоземных космических аппаратов (КА) является одной из обширных областей практического применения космонавтики. К информационным КА относятся: связные, навигационные и КА наблюдения, функционирующие в составе многоспутниковых орбитальных группировок (ОГ) в течение длительного промежутка времени (10 и более лет) [1; 8].
Н [email protected] © Ассоциация «ТП «НИСС», 2020
Решение задачи промышленного освоения Луны также обуславливает упреждающее развитие средств обеспечения связью и навигацией мобильных транспортных средств на поверхности Луны, а также космических средств в окололунном космическом пространстве. Проведенные исследования возможностей применения существующих наземных средств дальней связи и навигации выявили их ограниченность по зоне обслуживания, точности навигации и информативности. Поэтому возникает необходимость создания в перспективе на постоянной основе лунной навигационно-связ-ной системы (ЛНСС) длительного функционирования (аналог околоземной).
Том 4
Однако при создании ЛНСС необходимо учитывать ряд особенностей [2-4]:
• отсутствие налунной инфраструктуры для управления, эфемеридно-временного и селеноде-зического обеспечения ЛНСС;
• отсутствие атмосферы и магнитосферы на
Луне;
• большая длительность этапа выведения КА на окололунные орбиты;
• большая длительность теневых зон от Земли на окололунных орбитах искусственных спутников Луны (ИСЛ), сравнимой с длительно-
234 стью периода обращения КА ЛНСС.
В данной работе представлена методика, обеспечивающая снижение затрат массы на реализацию мероприятий по обеспечению прохождения длительных циклов теневых орбит с зонами полутеневых и теневых участков от Земли и Луны переменной длительности [6; 9].
1. Характеристики теневых зон от Земли и Луны на окололунных орбитах
Вследствие движения Луны вокруг Земли и Земли вокруг Солнца положение Солнца относительно плоскости орбиты окололунного КА (условия освещенности) в течение года меняется, что приводит к необходимости расчета периодов появления теневых орбит, длительности теневых участков от Земли и Луны на отдельном витке и их взаимного положения. Анализ авторских исследований по моделированию и расчету экстремальных условий освещенности ОГ ЛНСС (орбиты с периодом обращения 7,52 ч) позволяет сформулировать номенклатуру показателей, описывающих эти условия [5-9].
1. Цикл наличия теневых орбит ИСЛ от затенения Луной имеет длительность 52-55 суток с паузой длительностью 185 суток. Максимальная длительность теневого участка орбиты от Луны (ТУЛ) для КА ЛНСС составляет ¿ТУЛ=0,95 час, КТУЛ=0,126 (около 12,6 % от длительности витка ТИСЛ).
2. Наличие затенения Землей орбиты ИСЛ возможно 1 -2 раза в год, при этом возможно их наложение на теневые зоны от Луны.
3. Для многоплоскостных ОГ ЛНСС условия 1 и 2 могут реализоваться за годичный цикл для орбит ИСЛ из любой плоскости.
4. Возможны ежегодно две экстремальные схемы затенения орбит ИСЛ (рис. 1):
4.1. Схема 1 (циклограмма 1) - в паузе между циклами, содержащими ТУЛ (185 суток) появляется полутеневой участок орбиты от Земли (ПТУЗ): длительность ПТУЗ ¿ШУЗ = 7,456 час, длительность ТУЗ ¿ТУЗ = 5,255 час.
4.2. Схема 2 (циклограмма 2) - на цикл, содержащий ТУЛ (55 суток), накладываются тене-
вые участки орбиты от Земли: длительность ПТУЗ = 5,42 час; длительность ТУЗ ^УЗ = 2,95 час.
'птуз
Тисл
ТУЗ ПТУЗ
Тисл
Тисл
Циклограмма 1
ТУЛ ТУЗ ТУЛ
ппп
Тисл
тт
ПТУЗ
ТУЛ
п
Тисл
Тисл Циклограмма 2
Рис. 1. Циклограммы прохождения ИСЛ теневых зон
5. Для расчета энергобаланса используется интегральный показатель затенения, учитывающий наличие ПТУЗ и ТУЗ: эквивалентная длительность тени от Земли (ЭТУЗ):
t
ЭТУЗ
— " ТУЗ + ФТУЗ
("птуз '"туз ) Используя (1) и принимая во внимание, что для ПТУЗ в районе Луны коэффициент фазы ФТУЗ имеет значение ~ 0,425 [1], получим: эквивалентная длительность теневых участков орбиты ИСЛ от Земли ¿ЭТУЗ = 6,19 час (вариант 1) и 4,00 час (вариант 2).
2. Методика обеспечения энергоресурсами окололунного спутника для прохождения теневых зон большой длительности
Для многоспутниковых ОГ типа ЛНСС допустимо на период появления экстремальных условий выводить КА из целевого использования, что облегчает задачу энергообеспечения нагрузки на этот период. Одновременно с этим изменяется тепловой режим КА, что обуславливает необходимость комплексного решения этой задачи (использовать жалюзи).
При анализе схем прохождения теневых зон большой длительности предлагается рассмотреть следующие режимы работы КА:
• штатный режим работы КА для случая прохождения только теневой зоны от Луны при штатном энергопотреблении нагрузки РН.ср и отсутствии засветки радиаторов Солнцем;
• нерабочий режим с компенсирующим обогревом Роб и с отсутствием засветки радиаторов Солнцем;
• дежурный режим работы КА при штатной ориентации, наличием частичного закрытия ради-
атора жалюзи и с дежурным энергопотреблением нагрузки РН.д;
• режим хранения КА с организацией грубой ориентации нормали к солнечной панели на Солнце, наличием полного закрытия радиатора жалюзи и с минимальным энергопотреблением Рхр.
Мощность солнечной батареи (СБ) и площадь радиатора во всех режимах сохраняются те же, что и в штатном режиме.
Эффективность предлагаемой схемы прохождения теневых зон КА ЛНСС предлагается оценивать по критерию минимума суммы затрат массы на реализацию мероприятий по обеспечению прохождения теневых зон большой длительности. К таким мероприятиям относятся: выбор энергоемкости аккумуляторной батареи (АБ) и площади жалюзи для регулирования теплового излучения с радиаторов КА. Остальные параметры системы электропитания (СЭП) и системы терморегулирования (СТР) мало зависят от выбранной схемы, поэтому не учитываются при расчете критерия.
3. Модель расчета параметров СЭП
В расчетах энергобаланса КА будем использовать следующую упрощенную модель [1].
Мощность СБ определяется из уравнения:
КсБ (2)
Р = Р
1 СБ 1 Н.ср
1 - К
ТУЛ
W = Р • К • t
АБ Н АБ ' Тр'
МАБ = ^АБ / ^аб.уд. =
(4)
стояниях радиатора КА: перегрева и переохлаждения при отсутствии засветки радиаторов Солнцем [1; 10; 11].
Для обоих состояний определяется допустимая площадь радиатора из уравнения Стефана-Больцмана:
к = ^, (5)
р
к = Нг
ч
ир.г
ч,
ир.х
где дир - удельный тепловой поток, излучаемый с единичной поверхности в режиме перегрева (дир г = 290 Вт/м2) и переохлаждения (^Ир.х = 190 Вт/м2).
Используя равенство = Дх, получим формулу для расчета диапазона изменения мощности штатной нагрузки, при котором не требуется установка жалюзи:
Р
Р,
ир.х
= 0,66.
Чи
(6)
При переводе КА в дежурный режим с меньшим энергопотреблением (РН.д) на период прохождения теневых зон от Земли большой длительности необходимо использовать жалюзи для экранирования части поверхности излучательного радиатора (^ж):
^ж.д (Л ^д), ^д
д
Н.д
ч
(7)
ир.г
где РН.ср - средняя мощность нагрузки в штатном режиме; КСБ - коэффициент преобразования энергии СБ в нагрузку, КСБ ~ 1,3; КТУЛ - коэффициент тени от Луны.
Разрядная энергия АБ определяется из уравнения:
(3)
Если на период прохождения теневых зон от Земли большой длительности КА переводить в режим хранения с выводом из штатной ориентации (Рх), то жалюзи должны экранировать всю поверхность радиатора (Дж.х = Дг).
Масса всей системы жалюзи составит:
тж = тж.уд • + Ппр • тпр ,
где КАБ - коэффициент преобразования энергии АБ, КАБ ~ 1,40; РН - средняя мощность нагрузки в различных режимах; ^Тр - длительность разряда при прохождении теневой зоны от Луны (¿Тр = ¿ТУЛ) и Земли (¿Тр = ^ЭТУЗ).
В коэффициентах КСБ и КАБ заложен запас 5 %.
Расчеты разрядной энергии АБ проводятся для трех режимов работы КА.
Масса АБ определяется выражением [1]:
где таб.уд. - удельная масса АБ, не менее 70 Вт^ч/ кг.
4. Модель расчета параметров СТР
Расчет параметров СТР проведем для стационарного теплового баланса в двух предельных со-
(8)
где тж.уд - удельная масса створок жалюзи, не более 3,7 кг/м2; ппр, тпр - количество и масса приводов системы жалюзи, не более 1,5 кг.
5. Расчет характеристик СЭП и СТР КА ЛНСС с учетом прохождения теневых зон от Земли большой длительности
Рассмотрим три типоразмера космического аппарата ЛНСС [4; 9]:
• малоразмерный КА (МКА);
• среднеразмерный КА (СКА);
• большеразмерный КА (БКА).
Расчетные значения энергетических характеристик СЭП при прохождении циклограммы 1 для различного типоразмера КА приведены в табл. 1.
Используя полученные данные по СБ и АБ, проведем оценку допустимости их использования при прохождении циклограммы 2 и длительности пребывания КА в нештатном режиме (рис. 2-4).
235
Том 4 Таблица 1
Энергетические характеристики СЭП
236
Тип КА МКА СКА БКА
Потребляемая мощность КА в штатном режиме, Вт 660 1500 2300
Потребляемая мощность КА в дежурном режиме с компенсирующим обогревом, Вт 462 1050 1610
Потребляемая мощность КА в дежурном режиме, Вт 450 550 650
Потребляемая мощность КА в режиме хранения, Вт 300 320 400
Мощность СБ, Вт 982 2230 3420
Энергоемкость АБ для прохождения ТУЛ, Втч 880 2000 3060
Энергоемкость АБ для прохождения ТУЗ (циклограмма 2), Втч • в дежурном режиме с компенсирующим обогревом • в дежурном режиме • в режиме хранения 4000 3900 2600 9100 4766 2773 14000 5633 3466
2600 гуз ГУЛ ТУ Л
221В 2051 210
1543 \ V
1141 1259 1305
895
—1——I—,—1 I— Хранение — Штатный -----' ■—---------—1 1 »
О 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24
Рис. 2. Энергобаланс МКА
ИлВ.Вг'ч
3000 тпъ 2500
500 О
гуз 2580 л ТУЯ ТУЛ 2773
/
/ 2175
\ 1
1068 \ ' 1 024 024,
—1— —«- Хранение -'— 1 1_ —1_ Штатный _1—------
О 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 13 19 20 21 22 23 24
Рис. 3. Энергобаланс СКА
ИГаб, Кт1 ч
3000
2773
2500 2000 1500 -1000 500 -
О 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 13 19 20 21 22 23 24
Рис. 4. Энергобаланс БКА
Анализ представленной в табл. 1 информации и графиков на рис. 2-4 позволяет сделать следующие выводы:
1. Перевод КА в режим пониженного потребления на период прохождения ТУЗ и использование жалюзи позволяет существенно уменьшить требуемую энергоемкость АБ.
2. Расчетные параметры СЭП, полученные из условия прохождения циклограммы 1, обеспечивают прохождение циклограммы 2 и восстановление энергобаланса за 10 ч.
3. Использование режима хранения на период прохождения ТУЗ предпочтительнее дежурного режима.
С использованием тепловой модели и приведенных исходных данных определим проектные характеристики СТР для трех типоразмеров КА (табл. 2).
Расчетные значения энерго-массовых характеристик для различных типоразмеров КА и вариантов прохождения теневых зон приведены в табл. 3.
Таблица 2 237
Проектные характеристики СТР
Тип КА МКА СКА БКА
Потребление КА (штатное), Вт 660 1500 2300
Тепловыделение КА (штатное), Вт 610 1330 2070
Тепловыделение КА (дежурное), Вт 450 550 650
Тепловыделение КА (хранение), Вт 300 320 400
Площадь радиатора, м2
• штатный режим 2,1 4,5 7,0
• дежурный режим 2,1 2,9 3,4
• хранение 1,6 1,7 2,1
Площадь под жалюзи для прохождения ТУЗ, м2
• дежурный режим 0 1,6 2,6
• хранение 0,5 2,8 4,9
Площадь под жалюзи для прохождения участка выведения, м2 2,1 4,5 7,0
Таблица 3
Энерго-массовые характеристики
Тип КА МКА СКА БКА
1. Дежурный режим без жалюзи с компенсационным обогревом
• энергоемкость АБ, Вт'ч 4000 9100 14000
• масса АБ, кг 57,2 130 200
• площадь жалюзи, м2 - - -
• масса системы жалюзи, кг - - -
• итоговая масса, кг 57,2 130 200
2. Дежурный режим с жалюзи
• энергоемкость АБ, Вт'ч 3900 4766 5633
• масса АБ, кг 55,7 68,1 80,5
• площадь жалюзи, м2 2,1 2,8 4,9
• масса системы жалюзи, кг 14,1 21,0 30,0
• итоговая масса, кг 69,8 89,1 110,5
3. Режим хранения с жалюзи
• энергоемкость АБ, Вт'ч 2600 2773 3466
• масса АБ, кг 37,1 39,6 49,5
• площадь жалюзи, м2 2,1 4,5 7,0
• масса системы жалюзи, кг 15,6 28,4 37,6
• итоговая масса, кг 52,7 68,0 87,1
4. Штатный режим, прохождение ТУЛ
• энергоемкость АБ, Вт'ч 880 2000 3060
• доля масса АБ, % 33,4 72,1 88,3
Заключение
1. Сформированы условия и представлены две предельные циклограммы прохождения теневых зон с максимальной эквивалентной тенью от Земли 6,19 ч (циклограмма 1 - ТУЗ) и 4,0 ч (циклограмма 2 - ТУЛ и ТУЗ).
2. Разработана методика обеспечения энергоресурсами окололунного спутника для прохождения теневых зон большой длительности.
Том 4
3. Проведены расчеты массовых затрат на прохождение теневых зон для различных типоразмеров КА и режимов его работы.
4. Подтверждена целесообразность использования жалюзи для экранирования поверхности из-лучательного радиатора на интервале теневых зон.
5. Использование режима хранения для прохождения теневых зон большой длительности существенно снижает затраты массы на обеспечение энергоресурсами.
238 Список литературы
[1] Чеботарев В. Е., Косенко В. Е. Основы проектирования космических аппаратов информационного обеспечения : учеб. пособие ; Сиб. гос. аэрокосм. ун-т. Красноярск, 2011. 488 с.
[2] Тестоедов Н. А., Косенко В. Е., Звонарь В. Д., Чеботарев В. Е. Концепция создания лунной информационно-навигационной обеспечивающей системы // Тез. докл. XIX Междунар. научн. конф. «Системный анализ, управление и навигация». Анапа. 2014.
[3] Косенко В. Е., Звонарь В. Д., Чеботарев В. Е. Лунная информационно-навигационная обеспечивающая система / Актуальные вопросы проектирования АКА для фундаментальных и прикладных научных исследований. Химки, ФГУП «НПО имени С.А. Лавочкина», 2015. С. 323-329.
[4] Чеботарев В. Е. Лунная информационно-навигационная обеспечивающая система // Наукоемкие технологии. 2018. Т. 19. № 12. С. 77-81.
[5] Эльясберг П. Е. Введение в теорию полета искусственного спутника Земли. 2-е изд. М. : Либроком, 2011. 544 с.
[6] Чеботарев В. Е. Теневые зоны орбит искусственного спутника Луны // Исследования наукограда. 2014. № 1. С. 12-18.
[7] Казмерчук П. В., Мартынов М. Б., Москатиньев И. В., Сысоев В. К., Юдин А. Д. Космический аппарат «ЛУНА-25» - основа новых исследований Луны // Вестник «НПО имени С. А. Лавочкина». 2016. № 4 (34). С. 9-19.
[8] Косенко В. Е., Попов В. В., Звонарь В. Д., Чеботарев В. Е. Анализ преемственности развития КА информационного обеспечения / Актуальные вопросы проектирования АКА для фундаментальных и прикладных научных исследований. Химки, ФГУП «НПО имени С. А. Лавочкина». 2017. Вып. 2. С. 132-140.
[9] Чеботарев В. Е., Воронцова Е. О., Сидорова Е. А. Моделирование теневых зон на окололунных орбитах и особенности расчета параметров систем электропитания и терморегулирования окололунного космического аппарата // Решетневские чтения : материалы XXIV Междунар. науч.-практ. конф. Красноярск. 2020. Т. 1. С. 49-51.
[10] Фортексью П., Суайнерд Г., Старк Д. Разработка систем космических аппаратов : пер. с англ. М. : Альпина Паблишер, 2015. 756 с.
[11] Туманов А. В., Зеленцов В. В., Щеглов Г. А. Основы компоновки бортового оборудования космических аппаратов : учеб. пособие. М. : Моск. гос. техн. ун-т им. Н. Э. Баумана, 2010. 136 с.
METHOD OF PROVIDING ENERGY RESOURCES TO A CIRCUMLUNAR SATELLITE FOR PASSING LONG-DURATION SHADOW ZONES
V. E. Chebotarev1, 2 3, E. O. Vorontsova1, 2
1 JSC «Academician M. F. Reshetnev» Information Satellite Systems», Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, Russian Federation
2 Siberian Federal University, Krasnoyarsk, Russian Federation
3 Reshetnev Siberian State University of Science and Technology,
Krasnoyarsk, Russian Federation
Researches of the possibilities of creating a lunar navigation and communication system have re-vealedfeatures of the sun's illumination ofnear-lunar orbits: the annual passage of orbits through
a long cycle of about 55 days, containing shadow sections of the orbit from the Moon and a pause of up to 185 days with possible overlays of penumbra and shadow sections of the orbit from the Earth. At the same time, the penumbra and shadow zones from the Earth near the Moon have significant differences in size and can cover the entire orbital grouping of the lunar navigation and communication system. As a result, the problem arises of calculating the energy resources of a circumlunar satellite for passing long-duration shadow zones and maintaining the spacecraft's thermal regime for the period of passing the shadow section of the orbit from the Earth. The energy balance of the spacecraft is modeled for various modes of its operation during the passage of long-duration shadow zones: regular, duty, storage. It is proposed to use blinds to regulate the heat radiation from the spacecraft radiators when passing the shadow sections of the orbit in the considered modes. To reduce the cost of spacecraft mass it is recommended to switch the spacecraft to storage mode, which reduces power consumption in comparison with standby mode. The efficiency of the proposed scheme for passing the shadow zones of the lunar navigation and 239
communication system spacecraft was evaluated for three spacecraft sizes according to the criterion - the minimum amount of mass spent on increasing the energy intensity of the battery and
installing blinds.
Keywords: near-lunar spacecraft, orbit, shadow section from the Moon, shadow section from the
Earth, energy intensity, battery, blinds.
References
[1] Chebotarev V. E., Kosenko V. E. Osnovy proektirovaniya kosmicheskikh apparatov informatsionnogo obespecheniya [Fundamentals of spacecraft design information support]. Krasnoyarsk, SibSAU, 2011. 488 p. (In Russian)
[2] Testoedov N. A., Kosenko V E., Zvonar V. D., Chebotarev V E. Koncepciya sozdaniya lunnoj informacionno-navigacionnoj obespechivayushchej sistemy [The concept of creating a lunar information and navigation support system] // Tezisy dokladov 19-j Mezhdunarodnoj nauchnoj konferencii «Sistemnyj analiz, upravlenie i navigaciya» [Abstracts of the 19th International Scientific Conference «System analysis, management and navigation»]. Anapa, 2014. (In Russian)
[3] Kosenko V E., Zvonar V. D., Chebotarev V. E. Lunnaya informacionno-navigacionnaya obespechivayushchaya sistema [Lunar information and navigation support system] / Aktual'nye voprosy proektirovaniya AKA dlya fundamental'nyh i prikladnyh nauchnyh issledovanij [Actual problems of AKA design for fundamental and applied scientific research]. Khimki, FSUE «S. A. Lavochkina», 2015, pp. 323-329. (In Russian)
[4] Chebotarev V. E. Lunnaya informatsionno-navigatsionnaya obespechivayushchaya sistema [Lunar information and navigation support system] // Naukoemrie tekhnologie, 2018, vol. 12, no. 19, pp. 77-81. (In Russian)
[5] Eliasberg P. E. Vvedenie v teoriyu poleta iskusstvennogo sputnika Zemli [Introduction in the theory of flight of the artificial companion of the earth]. Moscow, Librikom, 2011, 544 p. (In Russian)
[6] Chtebotarev V. E. On-orbit eclipse periods for artificial lunar satellite // The Research of the Science City, 2014, no. 1, pp. 12-18. (In Russian)
[7] Kazmerchuk P. V, Martynov M. B., Moskatiniev I. V., Sisoev V. K., Yudin A. D. Kosmicheski apparat «Luna-25» -osnova novih issledovanii Luni [Spacecraft «Luna-25» - the basis of new research of the Moon] // Vestnik NPO im. S. A. Lavochkina, 2016, no. 4 (34), pp. 9-19. (In Russian)
[8] Kosenko V. E., Popov V. V., Zvonar V. D., Chebotarev V. E. Analizpreemstvennosti razvitiya KA unformatsionnogo obespecheniya [Analysis of the continuity of the development of information support spacecraft] / Aktual'nye voprosy proektirovaniya AKA dlya fundamental'nyh i prikladnyh nauchnyh issledovanij [Actual problems of AKA design for fundamental and applied scientific research]. Khimki, FSUE «S. A. Lavochkina», 2017, issue 2, pp. 132-140. (In Russian)
[9] Chebotarev V. E., Vorontsova E. O., Sidorova E. A. Modelirovanie tenevih zon na okololunnih orbitah i osobennosti rassshetaparametrov system elekropitaniya i termoregulirovaniya okololunnogo kosmicheskogo apparata [Modeling of shadow zones in circumlunar orbits and peculiarities of calculating the parameters of power supply systems and thermal control of a circumlunar spacecraft] // Reshetnev readings : materials of the XXIV International scientific-practical conference. Krasnoyarsk, 2020, vol. 1, pp. 49-51. (In Russian)
[10] Fortescue P, Swinerd G, Stark J. Spacecraft Systems Engineering. 2015, 724 p.
[11] Tumanov A. V., Zelentsov V. V, Shcheglov G. A. Osnovi komponovki bortovogo oborudovaniya kosmicheskih apparatov [Foundations of layout of on-Board equipment of spacecraft]. Moscow, Bauman MSTU, 2010. 136 p. (In Russian)
Том 4
Сведения об авторах
Чеботарев Виктор Евдокимович - доктор технических наук, профессор, ведущий инженер-конструктор АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнёва». Окончил Харьковский государственный университет в 1963 году. Область научных интересов: проектирование космических систем и космических аппаратов.
Воронцова Евгения Олеговна - инженер АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнёва», аспирант Сибирского государственного университета науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнёва. Окончила Сибирский федеральный университет в 2009 году. Область научных интересов: космическая техника.
240
