CC BY
25Решетневские чтения
Рис. 2. Результаты динамического расчета УО: а - траектория движения центра пластины УО; б - изменение усилия Nz (7); в - изгибающий момент в стержне в месте его крепления с пластиной (показан сплошной линией) и изгибающий момент в стержне в месте его крепления с основанием (показан штриховой линией)
R. А. Sabirov
Siberian State Aerospace University named after academician M. F. Reshetnev, Russia, Krasnoyarsk
THE CALCULATION OF ANGELED REFLECTOR TO THE ACTIVITY OF THE VIBROSPEEDING ACTIONS AND THE ASSESSMENT OF THE FIXING BOLTS STRENGTH
The calculation of proper frequency and free vibrations of angeled reflector in the initial conditions with the calculation of inner efforts for fastening bolts computation sare considered.
© Сабиров Р. А., 2010
УДК 629.78
В. В. Салмин, В. В. Волоцуев
Самарский государственный аэрокосмический университет имени академика С. П. Королева (Национальный исследовательский университет), Россия, Самара
ЗАДАЧА ВЫБОРА ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ ЭНЕРГОДВИГАТЕЛЬНОГО ЭЛЕКТРОРАКЕТНОГО МОДУЛЯ НИЗКООРБИТАЛЬНОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Предлагается подход к решению задачи проектирования низкоорбитального космического аппарата с энергодвигательным электроракетным модулем на основе системного подхода, в рамках которого проводится анализ возможных проектных решений и синтез оптимальных решений по заданным критериям.
Объектом исследований является низкоорбитальный космический аппарат научного или прикладного назначения с энергодвигательным электроракетным модулем. Предметом исследования являются проблемы и задачи проектирования и конструирования подобных космических аппаратов.
Энергодвигательный электроракетный модуль является частью космического аппарата и объединяет в себе: электроракетную двигательную установку; подсистему энергопитания для обеспечения электроэнергией электроракетной двигательной установки; подсистему обеспечения теплового режима компонентов модуля; элементы конструкции модуля. Энергодвигательный электроракетный модуль используется на космическом аппарате для управления параметрами низкой орбиты: совершения орбиталь-
ных маневров; коррекции орбитальных параметров, изменяющихся под действием верхней атмосферы Земли.
Электроракетная двигательная установка включает в свой состав блок электроракетных двигателей; систему хранения и подачи рабочего тела для электроракетной двигательной установки; бортовой комплекс управления включениями электроракетных двигателей; элементы конструкции.
Основными отличительными особенностями современных электроракетных двигателей являются малая величина силы тяги, высокий удельный импульс относительно других классов ракетных двигателей, потребность в электрической энергии для функционирования, малый расход рабочего тела, относительно небольшая масса двигателя и запасов топлива.
Проектирование и производство летательны.хаппаратов, космические исследования и проекты
Система энергопитания космического аппарата должна обеспечивать необходимой электроэнергией все системы, включая электроракетную двигательную установку. Будем рассматривать солнечную энергоустановку на базе солнечных и аккумуляторных батарей. Современные солнечные батареи вырабатывают порядка 170 Вт/м2. Если рассмотреть среднюю величину силы тяги (считаем ~ 50 кВт/H), то проведя простые расчеты, можно получить, что для увеличения тяги на 0,1 Н требуется увеличение площади солнечных батарей приблизительно на 30 м2. При наличии атмосферного сопротивления на орбите данное увеличение площади солнечных батарей изменит среднюю величину баллистического коэффициента космического аппарата и изменит характер движения спутника. Этот приближенный инженерный расчет уже указывает на заметное влияние параметров электроракетной двигательной установки на габаритные размеры солнечных батарей, а следовательно, на геометрические и энергетические характеристики космического аппарата в целом.
Аналогично, разрабатываемая система обеспечения теплового режима должна обеспечивать для всех систем космического аппарата и электроракетной двигательной установки необходимый тепловой режим. Все элементы разрабатываемого космического аппарата должны быть увязаны в единую конструкцию, удовлетворяющую требованиям по прочности, надежности и т. п.
Соответственно, при выборе параметров электроракетной двигательной установки для низкоорбитального космического аппарата следует учитывать характеристики, по крайней мере, систем энергообеспечения и обеспечения теплового режима космического аппарата и факторы воздействия внешней среды (аэродинамических возмущений).
К настоящему времени уже имеется опыт успешного практического применения электроракетных двигательных установок для управления параметрами
низких орбит космических аппаратов: КА TacSat-2 (США, 2006 г.), КА GOCE (ЕКА, 2009 г.).
Тем не менее, с точки зрения проектирования и конструирования, проблема использования электроракетной двигательной установки на низкоорбитальном космическом аппарате является слабоизученной, универсальные методы проектирования и конструирования таких систем неизвестны.
Для решения задачи проектирования низкоорбитальных космических аппаратов с энергодвигательным электроракетным модулем предлагается использовать способы и методы системного подхода к разработке сложных технических систем, которые предполагают следующее:
- определение целей для разрабатываемого низкоорбитального космического аппарата и выбор параметров бортовой аппаратуры;
- учет факторов внешней среды, характерных для низкой орбиты;
- выбор параметров электроракетной двигательной установки, удовлетворяющей требованиям функционирования целевой аппаратуры;
- расчет параметров системы энергопитания, удовлетворяющей требованиям со стороны режима функционирования целевой аппаратуры, режима работы электроракетной двигательной установки, режима работы остальных систем; с учетом факторов внешней среды;
- расчет параметров системы обеспечения теплового режима, удовлетворяющей требованиям по соблюдению теплового режима всех бортовых систем.
Разработка методов проектирования и конструирования низкоорбитальных космических аппаратов с энергодвигательным электроракетным модулем является актуальной, так как данные методы могли бы найти применение в проектных организациях для создания эффективных низкоорбитальных космических систем с более длительным сроком активного существования.
V. V. Salmin, V. V. Volotsuev
Samara State Aerospace University named after academician S. P. Korolev (National Research University), Russia, Samara
PROBLEM OF CHOICE OF DESIGN PARAMETERS OF THE POWER - PROPULSION ELECTRO-ROCKET MODULE OF A LOW-ORBITING SPACECRAFT
The method to the solution of the problem of design parameters of the power- propulsion electro-rocket module for low-orbiting spacecraft is described. In the basis of a method the system approach in which possible design solutions are analysed lies and synthesis of optimum solutions is carried out.
© CajiMHH B. B., Bojio^eB B. B., 2010
