Об эффективности устройства аэррдинамического торможения для увода космических аппаратов
Рассмотрено устройство для увода космических аппаратов с низких орбит. Для устройства увода с использованием аэродинамического торможения обоснована необходимость повышения его надежности. Приведено описание предложенного устройства. Определены оптимальные параметры и обоснована целесообразность при...
Збережено в:
| Опубліковано в: : | Техническая механика |
|---|---|
| Дата: | 2012 |
| Автор: | |
| Формат: | Стаття |
| Мова: | Російська |
| Опубліковано: |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
2012
|
| Онлайн доступ: | https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/88362 |
| Теги: |
Додати тег
Немає тегів, Будьте першим, хто поставить тег для цього запису!
|
| Назва журналу: | Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| Цитувати: | Об эффективности устройства аэррдинамического торможения для увода космических аппаратов / А.С. Палий // Техническая механика. — 2012. — № 4. — С. 82-90. — Бібліогр.: 15 назв. — рос. |
Репозитарії
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine| _version_ | 1859816960897843200 |
|---|---|
| author | Палий, А.С. |
| author_facet | Палий, А.С. |
| citation_txt | Об эффективности устройства аэррдинамического торможения для увода космических аппаратов / А.С. Палий // Техническая механика. — 2012. — № 4. — С. 82-90. — Бібліогр.: 15 назв. — рос. |
| collection | DSpace DC |
| container_title | Техническая механика |
| description | Рассмотрено устройство для увода космических аппаратов с низких орбит. Для устройства увода с использованием аэродинамического торможения обоснована необходимость повышения его надежности. Приведено описание предложенного устройства. Определены оптимальные параметры и обоснована целесообразность применения данного устройства.
Розглянуто пристрій для відведення космічних апаратів з низьких орбіт. Для пристрою відведення з використанням аеродинамічного гальмування обґрунтовано необхідність підвищення його надійності. Приведено опис запропонованого пристрою. Визначено оптимальні параметри і обґрунтовано доцільність використання даного пристрою.
The device for deorbiting spacecraft from low orbits is considered. The necessity of improvement in reliability of airbraking is validated for the deorbiting device. The device proposed is described. Optimal parameters are derived, and the advisability of using this device is validated.
|
| first_indexed | 2025-12-07T15:22:46Z |
| format | Article |
| fulltext |
УДК 629.78
А.С. ПАЛИЙ
ОБ ЭФФЕКТИВНОСТИ УСТРОЙСТВА АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО
ТОРМОЖЕНИЯ ДЛЯ УВОДА КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Рассмотрено устройство для увода космических аппаратов с низких орбит. Для устройства увода с
использованием аэродинамического торможения обоснована необходимость повышения его надежности.
Приведено описание предложенного устройства. Определены оптимальные параметры и обоснована целе-
сообразность применения данного устройства.
Розглянуто пристрій для відведення космічних апаратів з низьких орбіт. Для пристрою відведення з
використанням аеродинамічного гальмування обґрунтовано необхідність підвищення його надійності.
Приведено опис запропонованого пристрою. Визначено оптимальні параметри і обґрунтовано доцільність
використання даного пристрою.
The device for deorbiting spacecraft from low orbits is considered. The necessity of improvement in
reliability of airbraking is validated for the deorbiting device. The device proposed is described. Optimal
parameters are derived, and the advisability of using this device is validated.
Международное сотрудничество по проблеме засорения околоземного
космического пространства координируется Межагентским комитетом по
космическому мусору (МККМ), которым были разработаны «Руководящие
принципы предупреждения образования космического мусора» [1], где даны
рекомендации по снижению роста объема космического мусора, в частности
путем включения в состав вновь запускаемых космических аппаратов (КА)
устройств для их увода с рабочих орбит либо для перевода на безопасные ор-
биты захоронения. Обзор методов и средств увода КА с орбиты и возможная
их классификация представлены в [2]. На основании этого обзора было выяв-
лено, что все предлагаемые устройства находятся в стадии разработки либо
экспериментальной отработки.
Как было отмечено в [2], наиболее засоренной фрагментами космическо-
го мусора (КМ) является область низких околоземных орбит (НОО). В этой
области преобладающим физическим фактором, который может быть исполь-
зован для торможении КА, является сила аэродинамического сопротивления.
Одним из вариантов устройств с ее использованием являются аэродинамиче-
ские парусные устройства увода (АПУУ). Как показал анализ известных уст-
ройств данного класса [2], они имеют существенные недостатки, в частности,
они характеризуются низкой надежностью при взаимодействии с факторами
космического пространства, в том числе с фрагментами космического мусо-
ра. Таким образом, задача создания устройства повышенной надежности для
увода КА с орбиты является актуальной.
Одним из вариантов выполнения АПУУ является устройство понижения
орбиты космических объектов (рис. 1) [3], которое содержит оболочку, сис-
тему для наддува оболочки с соответствующим оборудованием. Наддув обо-
лочки увеличивает площадь ее поперечного сечения и силу аэродинамическо-
го сопротивления. Оболочка выполнена из легкого прочного материала, ко-
торый применяется на аэростатах, функционирующих на больших высотах,
например из тонкой пленки, которая защищена от влияния атомарного ки-
слорода и ультрафиолетового излучения путем напыления на наружную сто-
рону оболочки металла, оксида, керамики или какого-либо другого защитно-
го материала. Материалами для изготовления оболочки могут быть полиэти-
лен, нейлон или политетрафторэтилен. Оболочка может быть сферической,
эллипсоидальной, тороидальной или какой-либо другой формы, обеспечи-
А.С. Палий, 2012
Техн. механика. – 2012. – № 4.
82
вающей требуемое поперечное набегающему потоку сечение. Данное устрой-
ство является наиболее эффективным, так как сферическая конфигурация
обеспечивает постоянный коэффициент аэродинамического сопротивления
при различных углах атаки.
Рис. 1
Недостатком данного устройства является то, что его конструкция имеет
относительно низкую надежность работы. Она не обеспечивает надежного
функционирования системы увода в результате взаимодействия с неблаго-
приятной космической средой, в частности с фрагментами КМ. Встреча обо-
лочки с фрагментом космического мусора приводит к нарушению герметич-
ности оболочки и значительному уменьшению эффективности устройства.
Для решения задачи по повышению надежности увода КА автором было
разработано устройство увода КА с рабочей орбиты [4], анализ эффективно-
сти которого приведен в данной статье.
Поставленная задача решена путем установки тормозного щита внутри
оболочки, наполненной газом. Внутри оболочки установлен по крайней мере
один тормозной щит круглого сечения в виде тороидального надувного эле-
мента (ТНЭ) и полотна тонкопленочного материала, прикрепленного к нему
по внутреннему диаметру. ТНЭ выполнен, например, из углеродистой ткани.
Щит выполнен для обеспечения двух режимов работы устройства. Первый
режим (штатный) предназначен для нормального функционирования устрой-
ства увода КА с орбиты, второй режим (аварийный) – для функционирования
устройства при образовании возможных отверстий в оболочке.
Схема устройства приведена на рис. 2, 3. На рис. 2, 3: 1 – КА, 2 – цилин-
дрическая надувная мачта, 3 – сферическая оболочка, 4 – тормозной щит, 5 –
ТНЭ, 6 – полотно тонкопленочного материала. На рис. 2 показана конструк-
тивная схема устройства увода КА с орбиты, присоединенного к КА в штат-
ном режиме функционирования, и на рис. 3 показан аварийный режим функ-
ционирования устройства увода КА с орбиты.
83
Рис. 2
Рис. 3
Работа устройства осуществляется следующим образом. При необходи-
мости увода КА с орбиты сферическая оболочка наддувается и устройство
начинает функционировать. В отличие от устройства, представленного в [3],
в котором при столкновении с фрагментом КМ возможно образование отвер-
стия в оболочке, сопровождающееся утечкой газа, в результате чего значи-
тельно снизится эффективность устройства. В предложенном устройстве за
счет использования ТНЭ КА будет продолжать увод с орбиты.
Для оценки эффективности устройства аэродинамического торможения
КА сравним затраты по массе на выполнение маневра по уводу двигательной
установкой и АППУ. Для расчетов выбран типовой КА со следующими кон-
структивными характеристиками:
– форма КА – цилиндрическая;
– масса – 500 кг;
– диаметр – 1,1 м;
– длина – 3 м.
Расчетные параметры орбиты КА:
– высота апогея – 700 км;
– высота перигея – 695 км;
– эксцентриситет – 0,0036.
Расчеты изменения высоты апогея и перигея орбиты КА проводились в
пакете программ Debris Assessment Software (DAS 2.0.2), доступ к которому
можно получить по [5].
Изменения высоты апогея и перигея орбиты КА без применения средств
увода, приведены на рис. 4, где 1 – изменение высоты апогея орбиты, 2 – пе-
84
ригея. Из графика на рис. 4 видно, что КА войдет в плотные слои атмосферы
в течение ≈90,5 лет. На высоте ≈400 км орбита становится круговой (после
≈89 лет), а затем КА в течение ≈1,5 лет войдет в плотные слои атмосферы и
прекратит свое существование.
Рис. 4
В соответствии с «Руководящими принципами» МККМ КА должен быть
уведен в плотные слои атмосферы в течение 25 лет. В связи с этим на началь-
ном этапе решалась задача отыскания оптимального отношения пло-
щадь/масса КА со следующими исходными данными:
– расчетный период, в течение которого КА с АПУУ достигнет плотных
слоев атмосферы, равен ≈ 20 лет;
– граница плотных слоев атмосферы располагается на высоте ≈ 120 км;
– массой АПУУ пренебрегаем.
Было найдено отношение площадь/масса КА, обеспечивающее достиже-
ние КА плотных слоев атмосферы в течение 20 лет, которое равно
≈ 0,03 м2/кг.
На рис. 5 показано изменение высоты апогея и перигея КА с АПУУ, без
учета массы АПУУ, с площадью поперечного сечения, равной 15 м2. Из гра-
фика на рис. 5 видно, что КА с АПУУ войдет в плотные слои атмосферы в
течение ≈ 22,1 лет. На высоте ≈ 400 км орбита становится круговой (после
≈ 22 лет), а затем КА в течение ≈ 1 месяца войдет в плотные слои атмосферы
и прекратит свое существование.
85
Рис. 5
С использованием данных рис. 5 для обеспечения увода КА в плотные
слои атмосферы в течение ≈ 20 лет выбраны следующие параметры АПУУ:
– площадь миделева сечения АПУУ – 15 м2;
– материал оболочки – полиамидная пленка ПМ-А [6], плотностью
1140 кг/м3 и толщиной 20 мкм;
– материал ТНЭ – углеткань Carbon–C80 [7], с погонным весом 0,08 кг/м2
и толщиной 90 мкм;
– диаметр ТНЭ – 0,015 м.
Масса АПУУ определится соотношением
224,26 СНАПАПУУ mmm кг,
где mАП – масса аэродинамического паруса (АП), равная ≈24,724 кг; mСН –
масса системы наддува оболочки ≈1,5 кг.
Отношение площадь/масса КА с учетом массы АПУУ составляет
0,0285 м2/кг.
Результаты расчетов изменения высоты апогея и перигея орбиты КА с
АПУУ, с учетом массы АПУУ, приведены на рис. 6. Из графика на рис. 6
видно, что КА с АПУУ войдет в плотные слои атмосферы в течение 22,6 лет,
что соответствует рекомендациям МККМ. На высоте ≈ 400 км орбита стано-
вится круговой (после 22,5 лет), а затем КА в течение ≈ 1 месяца войдет в
плотные слои атмосферы и прекратит свое существование.
86
Рис. 6
Для оценки эффективности использования АПУУ определены затраты
топлива на совершение маневра по уводу КА в плотные слои атмосферы
(120 км) в случае применения тормозной двигательной установки. Для упро-
щения расчетов принято, что орбита близка к круговой с эксцентриситетом
е ≈ 0. Для понижения высоты перигея будем рассматривать одноимпульсный
маневр, с точкой приложения в апогее. Требуемые затраты характеристиче-
ской скорости ∆V в этом случае будут определяться выражением [8]:
па
п
ппа
пп
а rr
r
rrr
rr
r
V
2
,
где μ – гравитационный параметр, который равен 398600 км3/с2; rn – высота
перигея орбиты; rа – высота апогея орбиты; ∆rn –высота, на которую требует-
ся понизить перигей.
Количество топлива ∆m, требуемое для обеспечения ∆V, определяется
соотношением [9]:
ew
V
emm 10 ,
где m0 – масса КА; we – скорость истечения.
Стоимость увода Р для различных типов двигательных систем определя-
ется по формуле:
PmP ,
где P – средняя удельная стоимость выведения 1 кг полезного груза на НОО,
принятая равной ≈ 20 тыс. долларов/кг [10].
Результаты оценки затрат Р на обеспечение ∆V приведены в таблице 1.
87
Таблица 1
Тип устрой-
ства
ТРДУ ЖРДУ АПУУ
Марка топли-
ва [11]
NH4ClO4/Al/HTPB N2H4 N2H4/N2O4 O2/H2 –
Скорость ис-
течения
we, м/с
2747 2158 3041 4316 –
Затраченная
масса Δm, кг
170,8 206,3 157 116,8 26,2
Стоимость P,
тыс. долл.
3416,4 4125,8 3140,8 2335,6 393,4
В таблице 1: ТРДУ – твердотопливная реактивная двигательная установ-
ка, ЖРДУ – жидкостная реактивная двигательная установка.
Из таблицы 1 видно, что использование АПУУ для увода КА массой
500 кг с высоты 700 км является предпочтительным, так как стоимость увода
составляет ≈ 17 % от стоимости увода КА с использованием ЖРДУ на топли-
ве O2/H2.
Следует также принимать во внимание, что при длительном функциони-
ровании в условиях космического пространства КА подвергаются воздейст-
вию среды КМ и атомарного кислорода. Для оценки эффективности исполь-
зования АПУУ существенное значение имеет время «жизни» устройства под
воздействием этих факторов космического пространства.
Минимальный размер фрагмента КМ, способного пробить оболочку
АПУУ, для одиночной стенки определяется из соответствующего баллисти-
ческого уравнения [12]:
067,0106022,0
947368,03241 VcHtd ptВ см,
где d – диаметр фрагмента КМ; t=0,002 см – толщина пленки; НВ=650 МПа –
твердость материала мишени по Бриннелю, в данном случае полиамидной
пленки; ρt=1,14 г/см3, ρp=2,64 г/см3 – плотности фрагмента КМ и пленки;
с=5,1 км/с – скорость звука в материале фрагмента КМ (для алюминия); V –
скорость фрагмента КМ (средняя скорость V ≈ 10 км/с).
Для оценки столкновений фрагментов КМ с КА в качестве исходных
данных используется средний поток фрагментов КМ с характерным размером
≥d и полная площадь поверхности КА. Средний поток фрагментов КМ со-
ставляет 0,01097 объектов/м2/год [13]. Полная площадь КА с АПУУ составля-
ет 60 м2. Количество столкновений в единицу времени рассчитывается по
формуле [14]:
6582,001097,06000 tQFtN столкновений/год, (1)
где F – полная площадь КА с АПУУ; Q(t0) – средний поток фрагментов КМ.
Из (1) следует, что расчетный срок образования одного отверстия в обо-
лочке, то есть фактического прекращения функционирования устройства,
предложенного в [3], составляет ≈ 1,5 года.
88
Оценим число столкновения фрагментов КМ с ТНЭ устройства, предло-
женного автором [4]. Минимальный размер фрагмента КМ, способный про-
бить углеткань Carbon–C80, равен:
323,0106022,0
947368,03241 VcHtd ptВ см.
Средний поток фрагментов КМ для характерного размера ≥d равен
0,3363·10–3 объектов/м2/год, полная площадь ТНЭ составляет 8,87 м2. Количе-
ство столкновений в единицу времени равно:
столкновений/год. 33
00 106103363,074,17 tQFtN
Период образования одного отверстия в ТНЭ:
167
1
0
tN
T лет. (2)
Из (2) следует, что пробой ТНЭ произойдет предположительно через
≈ 167 лет. Таким образом, АПУУ будет нормально функционировать в тече-
ние всего времени увода и выполнит свою целевую задачу.
Данные о воздействии атомарного кислорода на пленку из материала По-
лиамид–ПМ–А приведены в [15], где получена зависимость изменения тол-
щины пленки:
000026,0 АКFRex см/год,
где Re – объемный коэффициент потери материала, для пленки ПМ–А
Re=2,6·10–24 см3/атом О; FАК – годовой флюенс атомов кислорода, номиналь-
ное значение FАК=1·1019атом/(см2·год). Таким образом, время разрушения
пленки Полиамид–ПМ–А толщиной 20 мкм составит ≈ 70 лет. Это означает,
что выбранная толщина соответствует по порядку величин сроку функциони-
рования АПУУ в 25 лет.
Выводы: Предложено устройство аэродинамического торможения КА
повышенной надежности. Определены его оптимальные параметры. Показа-
но, что выбранная толщина полиамидной пленки 20 мкм удовлетворяет пе-
риоду функционирования АПУУ в условиях космического пространства в
течение 25 лет. Оценены затраты на осуществление маневра по уводу КА с
орбиты в плотные слои атмосферы с использованием предложенного АПУУ,
которые составляют 17% от затрат на использование двигательных устройств
увода. Проведена оценка эффективности использования устройства в услови-
ях космического пространства, определено, что пробой оболочки АПУУ
фрагментом КМ произойдет через ≈ 1,5 года, а ТНЭ через ≈ 167 лет, что под-
тверждает целесообразность использования АПУУ предложенной конструк-
ции.
1. IADC Space debris mitigation guidelines. IADC-2002-01. Revision 1 / Prepared by the IADC Steering Group
and WG4 members. – 2003 . – September . – 10 p.
2. Палий А. С. Методы и средства увода космических аппаратов с рабочих орбит (состояние проблемы) /
А. С. Палий // Техническая механика. – 2012 . – № 1 . – С. 94 – 102.
3. Патент №6830222 США на изобретение, МПК7 B 64 G 1/62. Balloon device for lowering space object orbit,
K. T. Nock, A. D. McRonald, K. M. Aaron. – 10/394477 ; заявл. 21.03.03; опубл. 14.12.04.
89
90
4. Заявка №u201204438 Україна, МПК7 B 64 G 1/62 . Пристрій для відведення космічних апаратів з орбіти /
А. С. Палий ; заявник і патентоволодар Інститут технічної механіки НАНУ і НКАУ. – 932133 ; заявл.
09.04.2012.
5. NASA Orbital debris program office [Электронный ресурс] / NASA Debris Assessment Software (Version
2.0.2) . – Режим доступа : http://orbitaldebris.jsc.nasa.gov/library/DAS2_0_2/DAS202_Install.exe.
6. Крыжановский В. К. Технические свойства полимерных материалов : Учеб.-справ. пос. / В. К. Крыжа-
новский, В. В. Брулов, А. Д. Паниматченко, Ю. В. Крыжановская. – СПб. : «Профессия», 2003 . – С. 44.
7. Composites for model [Электронный ресурс] / Режим доступа : http://com-posit.com.ua/composite-
materials/price.
8. Авдеев Ю. Ф. Полет КА : примеры и задачи : справочник / Ю. Ф. Авдеев, А. И. Беляев, А. В. Брыков и др.
– М. : Машиностроение, 1970. – 254 с.
9. Klinkrad H. Space debris: Models and risk analysis / H. Klinkrad . – Praxis Publishing Ltd., Chichester, UK,
2006 . – P. 172.
10. Space Transportation Costs :Trends in Price Per Pound to Orbit 1990-2000 [Электронный ресурс] / Futron
corporation . – Режим доступа :
http://www.futron.com/upload/wysiwyg/Resources/Whitepapers/Space_Transportation_Costs_Trends_0902.pdf.
11. Sutton G. P. Rocket propulsion elements / G. P. Sutton, B. Biblarz. – 7-th edition. – John Wiley & Sons Ltd,
Toronto, 2001 . – P. 494 – 500.
12. Алпатов А. П. Техногенное засорение околоземного космического пространства / А. П. Алпатов,
В. П. Басс, С. А. Баулин, В. И. Бразинский, В. П. Гусынин, Ю. Ф. Даниев, С. А. Засуха. – Днепропетровск :
Пороги, 2012. – 380 с.
13. Meteoroid and space debris terrestrial environment reference model MASTER-2009 / ESA-SD-DVD-02,
Release 1.0, December 2010.
14. Модель космоса : Научно-информационное издание : В 2 т. Т. 2 : Воздействие космической среды на
материалы и оборудование космических аппаратов / Под ред. М. И. Панасюка, Л. И. Новикова. – М. :
КДУ, 2007. – С. 973.
15. Шувалов В. А. Изменение свойств материалов панелей солнечных батарей КА под воздействием атома-
рного кислорода / В. А. Шувалов, Г. С. Кочубей, А. И. Приймак, Н. И. Письменный, Н. А. Токмак // Кос-
мические исследования. – 2007. – Т. 45, № 4. – С. 314 – 324.
Институт технической механики Получено 24.09.2012,
НАН Украины и НКА Украины, в окончательном варианте 17.10.2012
Днепропетровск
|
| id | nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-88362 |
| institution | Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| issn | 1561-9184 |
| language | Russian |
| last_indexed | 2025-12-07T15:22:46Z |
| publishDate | 2012 |
| publisher | Інститут технічної механіки НАН України і НКА України |
| record_format | dspace |
| spelling | Палий, А.С. 2015-11-12T19:29:33Z 2015-11-12T19:29:33Z 2012 Об эффективности устройства аэррдинамического торможения для увода космических аппаратов / А.С. Палий // Техническая механика. — 2012. — № 4. — С. 82-90. — Бібліогр.: 15 назв. — рос. 1561-9184 https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/88362 629.78 Рассмотрено устройство для увода космических аппаратов с низких орбит. Для устройства увода с использованием аэродинамического торможения обоснована необходимость повышения его надежности. Приведено описание предложенного устройства. Определены оптимальные параметры и обоснована целесообразность применения данного устройства. Розглянуто пристрій для відведення космічних апаратів з низьких орбіт. Для пристрою відведення з використанням аеродинамічного гальмування обґрунтовано необхідність підвищення його надійності. Приведено опис запропонованого пристрою. Визначено оптимальні параметри і обґрунтовано доцільність використання даного пристрою. The device for deorbiting spacecraft from low orbits is considered. The necessity of improvement in reliability of airbraking is validated for the deorbiting device. The device proposed is described. Optimal parameters are derived, and the advisability of using this device is validated. ru Інститут технічної механіки НАН України і НКА України Техническая механика Об эффективности устройства аэррдинамического торможения для увода космических аппаратов Article published earlier |
| spellingShingle | Об эффективности устройства аэррдинамического торможения для увода космических аппаратов Палий, А.С. |
| title | Об эффективности устройства аэррдинамического торможения для увода космических аппаратов |
| title_full | Об эффективности устройства аэррдинамического торможения для увода космических аппаратов |
| title_fullStr | Об эффективности устройства аэррдинамического торможения для увода космических аппаратов |
| title_full_unstemmed | Об эффективности устройства аэррдинамического торможения для увода космических аппаратов |
| title_short | Об эффективности устройства аэррдинамического торможения для увода космических аппаратов |
| title_sort | об эффективности устройства аэррдинамического торможения для увода космических аппаратов |
| url | https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/88362 |
| work_keys_str_mv | AT paliias obéffektivnostiustroistvaaérrdinamičeskogotormoženiâdlâuvodakosmičeskihapparatov |