CC BY
81Проектирование, производство и испытания двигателей летательных аппаратов
УДК 629.7.063.2
ВЫБОР ТИПА ДВИГАТЕЛЬНЫХ ПОДСИСТЕМ МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
В. М. Урусов, Ю. М. Ермошкин, И. К. Коловский
АО «Информационные спутниковые системы» имени академика М. Ф. Решетнева» Российская Федерация, 662972, г. Железногорск Красноярского края, ул. Ленина, 52 E-mail: urusov@iss-reshetnev.ru, erm@iss-reshetnev.ru
Для решения задач коррекции орбиты малых КА могут применяться двигательные подсистемы различных типов. Выбор наиболее оптимальных вариантов требует совместного анализа технических требований к спутнику и характеристик двигательных систем.
Ключевые слова: двигательная подсистема, малый космический аппарат, двигатель, коррекция орбиты, характеристическая скорость.
CHOICE OF SMALL SPACECRAFT PROPULSION SUBSYSTEMS
V. M. Urusov, Y. M. Ermoshkin, I. K. Kolovsky
JSC Academician M. F. Reshetnev Information Satellite Systems 52, Lenin Str., Zheleznogorsk, Krasnoyarsk region, 662972, Russian Federation E-mail: urusov@iss-reshetnev.ru
The various types ofpropulsion subsystem can be used to the orbit correction of small spacecraft. The choice of the most optimal version needs joint analysis of spacecrafts' technical requirements and propulsion performance.
Keywords: propulsion subsystem, small spacecraft, thruster, orbit correction, characteristic velocity.
Введение. Малые космические аппараты (МКА) массой до 500-700 кг в настоящее время активно развиваются. Наличие в составе МКА двигательной подсистемы определяется его назначением, требованиями по точности поддержания заданной высоты, точности расположения МКА на орбите, сроком существования, а также наличием требования по уводу спутника с рабочей орбиты в конце срока существования. Исходя из требований к КА возможен выбор того или иного типа двигательной подсистемы. Возможно применение систем на холодном газе, однокомпо-нентных или двухкомпонентных систем на химическом топливе, электрореактивных систем. Этот вопрос является открытым. Для объективного выбора необходим совместный анализ требований к спутнику и основных характеристик двигательных подсистем.
Рабочие орбиты и срок существования малых КА. Рабочими орбитами МКА, как правило, являются низкие околоземные орбиты с высотой от 400 до 2000 км. МКА ДЗЗ в основном эксплуатируются на солнечно-синхронных орбитах с высотой 400-500 км. На таких орбитах достигается наилучшая фокусировка камеры полезной нагрузки. МКА связи эксплуатируются в основном на круговых орбитах высотой 1500-2000 км. При такой высоте достигается наилучшее построение системы, в которую входят несколько десятков МКА, расположенных в нескольких плоскостях. Срок существования МКА может достигать 10 лет.
Требования по поддержанию орбиты МКА и уводу с нее. Выберем для определенности типовой МКА связи массой 685 кг со сроком существования (САС) 10 лет на орбите высотой 1500 км. Требования по поддержанию орбиты КА и по уводу, основанные
на баллистическом анализе данных задач [1] представлены в табл. 1. Отметим, что для предотвращения засорения космического пространства требования по уводу КА с рабочей орбиты становятся все более жесткими и оговорены как российским стандартом ГОСТ Р 52925-2008 [2], так и зарубежными стандартами. Существенными являются также требования по тяге двигателей для этапа увода. Если требуется свести КА с орбиты (затопить в определенном районе мирового океана) за ограниченное время, то тяга должна быть относительно большой - до 10 Н и более. Такую тягу обеспечить электрореактивные двигатели не могут в силу энергетических ограничений. Неограниченная тяга доступна только двигателям на химическом топливе. Если КА устроен так, что безопасно разрушается в верхних слоях атмосферы, то требования по затоплению в ограниченное время не предъявляются, поэтому можно рассматривать варианты и электрореактивных систем. Их также можно применять для реализации требований по уводу на орбиту захоронения, поскольку ограничений по времени для этой операции нет.
Отметим, что увод представляет собой всего лишь разовую задачу в конце жизни спутника, но при этом требования суммарному импульсу составляют основную долю - до 93 %. Поэтому если такие требования предъявлены, то они играют главную роль, а двигательная система должна быть оптимизирована под них. Если же требования по уводу или затоплению отсутствуют, то электрореактивные системы можно сразу исключить из рассмотрения, так как они будут явно не оптимальны при очень малых потребностях по характеристической скорости.
Решетневскуе чтения. 2017
Таблица 2
Суммарные массы двигательных подсистем (установок) различных типов для решения задач поддержания орбиты и увода с нее для типового малого КА массой 685 кг
Таблица 1
Требования по поддержанию орбиты и уводу с нее для типового малого КА массой 685 кг
и сроком существования 10 лет
Задача Количество Запас хар. скоро- Суммарный
маневров сти, м/с импульс, кН-с
Приведение 1 20 13,7
Удержание по аргументу широты 10-30 1 0,7
Увод на орбиту захоронения 1 224 153,4
Сведение с орбиты (затопление) 1 264 180,8
Итого до 33 245/285 167,8 / 195,2
Тип ДУ Удельный Запас топлива Сухая масса, Суммарная
импульс, м/с (рабочего тела), кг кг масса, кг
Монотопливная 2100 93 16 109
Двухкомпонентная 2630 74 22 96
Электрореактивная, на базе СПД М-50 12500 16 18 34
Выбор типа двигательных систем. Примем, что требования по уводу или затоплению КА заданы (195 кН-с), при этом ограничений по времени для этих операций нет, то есть, отсутствуют требования по большой тяге. Оценим суммарную массу двигательных систем (установок) с учетом заправки.
Массу топлива (рабочего тела) оценим по формуле МТ = 1,1 (1Е /1 уд), где 1.1 - коэффициент запаса;
- суммарный импульс, Н-с; 1Уд - удельный импульс, м/с. Оценки суммарной массы двигательных подсистем приведены в табл. 2.
Оценки для газореактивной системы на холодном газе (например, азот с удельным импульсом 657 м/с) не приведены, так как только масса газа для выработки 195 кН-с составляет около 300 кг (43 % от массы КА), что явно нерационально.
Данные табл. 2 позволяют заключить следующее. Из трех возможных типов двигательных систем показатели монотопливной и двухкомпонентной системы близки. Их масса составляет до 16 % от массы КА. Преимущество по экономичности двухкомпонентных двигателей перед однокомпонентными компенсируется увеличенной массой системы хранения и подачи топлива. Радикально меньшей массой (всего около 5 % от массы КА) обладает система на базе плазменных двигателей, например, типа М-50, благодаря высокой по сравнению с другими типами систем экономичности (удельному импульсу) [3]. Возможность применения такой системы имеется, так как требования по высокой тяге не предъявлены. Аналогичная система применена, в частности, на КА «Канопус-В» [4].
Ранее были известны преимущественные области применения электрореактивных двигательных систем -коррекция орбиты геостацонарных спутников, их до-выведение на орбиту, полеты в дальний космос. Представленные данные указывают на еще одну потенциально перспективную область применения таких систем - увод на орбиту захоронения или сведение с орбиты относительно малых КА с целью уменьшения засорения околоземного космического пространства. Такой вывод является новым и основан на значительной величине потребной характеристической скорости для решения данных задач.
Библиографические ссылки
1. Трофимов С. П. Увод малых космических аппаратов с низких околоземных орбит : дис. ... канд. физ.-мат. наук. Заяв. 01.02.01. М., 2015. 125 с.
2. ГОСТ Р 52925-2008. Изделия космической техники. Общие требования к космическим средствам по ограничению техногенного засорения околоземного космического пространства. М. : Стандартинформ, 2008. 6 с.
3. Гопанчук В. В., Потапенко М. Ю. Электрореактивные двигатели для малых космических аппаратов // Вестник Балтийского федерального университета им. И. Канта. 2012. Вып. 4. С. 60-67.
4. Система коррекции орбиты малого космического аппарата дистанционного зондирования «Канопус-В» / А. В. Горбунов, В. П. Ходненко, А. В. Хромов и др. // Вопросы электромеханики. Труды ВНИИЭМ. 2012. Т. 126, № 1. С. 19-24.
References
1. Trofimov S. P. Uvod malykh kosmicheskikh apparatov s nizkikh okolozemnykh orbit. Kand, Diss. [Withdrawal of small-sized spacecrafts from low of near-earth orbits. Cand. Diss.]. M., 2015. 125 p. (In Russ.).
2. State Standard R 52925-2008. Space technology items. General requirements for mitigation of near-earth space debris population. M. : Standartinform Publ., 2008. 6 p. (In Russ.)
3. Gopanchuk V. V., Potapenko M. Yu. Electroreactivnie dvigately dlya malikh kosmicheskikh apparatov [Electric propulsion systems for small-sized spacecrafts.] // Proc. of the Vestnik BFU im. I. Kanta "Physico-mathematical and technical sciences", 2012. № 4. P. 60-67. (In Russ.)
4. Gorbunov A. V., Khodenko V. P., Khromov A. V. et al. [Propulsion System for orbit correction of small-sized remote sensing spacecraft "Canopus-V"] // Proc. of the "VNIIEM Corporation" JC, "Voprosy elektromekhaniki. Trudy VNIIEM", 2012. Vol. 126, № 1. P. 19-24. (In Russ.)
© Урусов В. М., Ермошкин Ю. М., Коловский И. К., 2017
