Методика выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит
Дана информация о разработанной авторами методике выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит. Методика учитывает воздействие повреждающих факторов космического пространства на аэродинамическую систему удаления, в том числе атомарного кислоро...
Gespeichert in:
| Veröffentlicht in: | Техническая механика |
|---|---|
| Datum: | 2013 |
| Hauptverfasser: | , |
| Format: | Artikel |
| Sprache: | Russian |
| Veröffentlicht: |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України
2013
|
| Online Zugang: | https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/88407 |
| Tags: |
Tag hinzufügen
Keine Tags, Fügen Sie den ersten Tag hinzu!
|
| Назва журналу: | Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| Zitieren: | Методика выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит / А.Д. Скорик, А.С. Палий // Техническая механика. — 2013. — № 3. — С. 85-90. — Бібліогр.: 18 назв. — рос. |
Institution
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine| id |
nasplib_isofts_kiev_ua-123456789-88407 |
|---|---|
| record_format |
dspace |
| spelling |
Скорик, А.Д. Палий, А.С. 2015-11-14T11:19:19Z 2015-11-14T11:19:19Z 2013 Методика выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит / А.Д. Скорик, А.С. Палий // Техническая механика. — 2013. — № 3. — С. 85-90. — Бібліогр.: 18 назв. — рос. 1561-9184 https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/88407 629.78 Дана информация о разработанной авторами методике выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит. Методика учитывает воздействие повреждающих факторов космического пространства на аэродинамическую систему удаления, в том числе атомарного кислорода, сублимации материала в космическом пространстве и фрагментов космического мусора. Разработанная методика позволяет оценивать параметры системы в зависимости от заданного срока удаления объекта с околоземной орбиты. Дано інформацію про розроблену авторами методику вибору проектних параметрів аеродинамічних систем усунення космічних об’єктів з навколоземних орбіт. Методика враховує вплив пошкоджуючих факторів космічного простору на аеродинамічну систему усунення, в тому числі атомарного кисню, сублімації матеріалу в космічному просторі і фрагментів космічного сміття. Розроблена методика дозволяє оцінювати параметри системи в залежності від заданого часу усунення об’єкту з навколоземної орбіти. The author’s procedure of selection of the design parameters for aerodynamic deorbit systems is presented. The procedure takes into account the effects of space hazards on an aerodynamic deorbit system, including atomic oxygen, space sublimations of materials and space debris fragments. The developed procedure can be used for estimating the system parameters depending on a desired time of the object deorbit. ru Інститут технічної механіки НАН України і НКА України Техническая механика Методика выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит Article published earlier |
| institution |
Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine |
| collection |
DSpace DC |
| title |
Методика выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит |
| spellingShingle |
Методика выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит Скорик, А.Д. Палий, А.С. |
| title_short |
Методика выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит |
| title_full |
Методика выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит |
| title_fullStr |
Методика выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит |
| title_full_unstemmed |
Методика выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит |
| title_sort |
методика выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит |
| author |
Скорик, А.Д. Палий, А.С. |
| author_facet |
Скорик, А.Д. Палий, А.С. |
| publishDate |
2013 |
| language |
Russian |
| container_title |
Техническая механика |
| publisher |
Інститут технічної механіки НАН України і НКА України |
| format |
Article |
| description |
Дана информация о разработанной авторами методике выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит. Методика учитывает воздействие повреждающих факторов космического пространства на аэродинамическую систему удаления, в том числе атомарного кислорода, сублимации материала в космическом пространстве и фрагментов космического мусора. Разработанная методика позволяет оценивать параметры системы в зависимости от заданного срока удаления объекта с околоземной орбиты.
Дано інформацію про розроблену авторами методику вибору проектних параметрів аеродинамічних систем усунення космічних об’єктів з навколоземних орбіт. Методика враховує вплив пошкоджуючих факторів космічного простору на аеродинамічну систему усунення, в тому числі атомарного кисню, сублімації матеріалу в космічному просторі і фрагментів космічного сміття. Розроблена методика дозволяє оцінювати параметри системи в залежності від заданого часу усунення об’єкту з навколоземної орбіти.
The author’s procedure of selection of the design parameters for aerodynamic deorbit systems is presented. The procedure takes into account the effects of space hazards on an aerodynamic deorbit system, including atomic oxygen, space sublimations of materials and space debris fragments. The developed procedure can be used for estimating the system parameters depending on a desired time of the object deorbit.
|
| issn |
1561-9184 |
| url |
https://nasplib.isofts.kiev.ua/handle/123456789/88407 |
| citation_txt |
Методика выбора проектных параметров аэродинамических систем удаления космических объектов с околоземных орбит / А.Д. Скорик, А.С. Палий // Техническая механика. — 2013. — № 3. — С. 85-90. — Бібліогр.: 18 назв. — рос. |
| work_keys_str_mv |
AT skorikad metodikavyboraproektnyhparametrovaérodinamičeskihsistemudaleniâkosmičeskihobʺektovsokolozemnyhorbit AT paliias metodikavyboraproektnyhparametrovaérodinamičeskihsistemudaleniâkosmičeskihobʺektovsokolozemnyhorbit |
| first_indexed |
2025-11-25T01:02:25Z |
| last_indexed |
2025-11-25T01:02:25Z |
| _version_ |
1850503295126208512 |
| fulltext |
85
УДК 629.78
А. Д. СКОРИК, А. С. ПАЛИЙ
МЕТОДИКА ВЫБОРА ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ СИСТЕМ УДАЛЕНИЯ КОСМИЧЕСКИХ
ОБЪЕКТОВ С ОКОЛОЗЕМНЫХ ОРБИТ
Дана информация о разработанной авторами методике выбора проектных параметров аэродинами-
ческих систем удаления космических объектов с околоземных орбит. Методика учитывает воздействие
повреждающих факторов космического пространства на аэродинамическую систему удаления, в том чис-
ле атомарного кислорода, сублимации материала в космическом пространстве и фрагментов космического
мусора. Разработанная методика позволяет оценивать параметры системы в зависимости от заданного
срока удаления объекта с околоземной орбиты.
Дано інформацію про розроблену авторами методику вибору проектних параметрів аеродинамічних
систем усунення космічних об’єктів з навколоземних орбіт. Методика враховує вплив пошкоджуючих
факторів космічного простору на аеродинамічну систему усунення, в тому числі атомарного кисню, суб-
лімації матеріалу в космічному просторі і фрагментів космічного сміття. Розроблена методика дозволяє
оцінювати параметри системи в залежності від заданого часу усунення об’єкту з навколоземної орбіти.
The author’s procedure of selection of the design parameters for aerodynamic deorbit systems is presented.
The procedure takes into account the effects of space hazards on an aerodynamic deorbit system, including atomic
oxygen, space sublimations of materials and space debris fragments. The developed procedure can be used for
estimating the system parameters depending on a desired time of the object deorbit.
Для уменьшения засорения космического пространства фрагментами
космического мусора (ФКМ) разработчики космических аппаратов (КА)
должны их снабжать системами удаления с орбиты, с помощью которых КА
по окончании срока активного существования будут удалены в плотные слои
атмосферы либо переведены на орбиты захоронения.
Как показано в [1], для удаления КА с орбит высотой 200 – 1000 км
наиболее эффективным по простоте конструкции, отношению стоимости к
массе и надежности является использование аэродинамических систем уда-
ления (АСУ). При проектировании этих систем необходимо выбрать пара-
метры АСУ для выполнения успешного увода КА с орбит в плотные слои
атмосферы в заданное время.
Целью данной статьи является разработка методики выбора проектных
параметров АСУ для высот орбит 200 – 1000 км.
При движении КА на орбитах высотой меньше 1000 км преобладающим
возмущением является сила аэродинамического сопротивления FC, которая
определяется из выражения
,
2
2V
СSF ХМС
где SМ - площадь миделева сечения КА, м2; СХ – коэффициент аэродинамиче-
ского сопротивления КА; – плотность атмосферы, кг/м3; V – скорость КА,
м/с.
В работах [2, 3] приведено описание и расчеты эффективности АСУ двух
конфигураций: в форме двугранных панелей и сферической оболочки из эла-
стичного тонкопленочного материала. В этих работах представлены АСУ,
обеспечивающие площадь сечения аэродинамического элемента системы для
обеспечения удаления с орбиты за время, меньшее 25 лет, однако без учета
влияния атомарного кислорода, сублимации материала в вакууме, изменения
теплофизических свойств полимерного материала под воздействием факто-
А. Д. Скорик, А. С. Палий, 2013
Техн. механика. – 2013. – № 3.
86
ров космического пространства, что не позволяет оценить эффективность
работы этих АСУ в течение срока их функционирования.
В данной статье предпринята попытка устранить эти недостатки путем
использования разработанной авторами методики выбора проектных пара-
метров, в которой используется комплексная оценка результатов воздействия
факторов космического пространства на АСУ.
КА при функционировании на орбите подвергаются воздействию факторов
космического пространства [4 - 8]. При полете на высотах ниже 1000 км основ-
ными повреждающими факторами космического пространства являются:
- космический вакуум;
- атомарный кислород;
- радиационное излучение Земли;
- радиационное излучение Солнца;
- радиационное излучение альбедо Земли;
- фрагменты космического мусора.
Авторами разработана методика выбора параметров АСУ, учитывающая
воздействие на нее основных факторов космического пространства.
На начальном этапе, в соответствии с исходными данными и временем
орбитального существования tL исследуемого объекта, проводится подбор
MS для обеспечения tL < 25 лет [9], по соотношениям [10]:
,
3
,2
XpeL
M
Ct
zeX
a
m
S
(1)
,
4
3
4
3
12
11
1
2
1
16
5
6
7
1
84
exp3
,
2
2
10
zz
e
z
ee
zeIzI
ze
zeX
где ρpe - плотность атмосферы в перигее орбиты; Ik(z) - функции Бесселя по-
рядка k = 0 и 1 и аргумента z = ae/Hρ,pe; е – эксцентриситет орбиты; µ – грави-
тационная постоянная; m – масса КА; а – большая полуось орбиты; Hρ,pe –
высота плотной атмосферы.
После подбора требуемой величины SM проводится выбор формы и раз-
меров АСУ, которая обеспечит требуемую SМ с наибольшим СХ;
Расчет влияния факторов космического пространства проводится в такой
последовательности.
При определенных теплофизических характеристиках материала оболоч-
ки АСУ определяются температуры на солнечной и теневой сторонах орбиты
mint и maxt [5, 6]:
4
a
A
JÀ
A
JA
t
n
aà
ï
ÇÇ
min ; (2)
где АЗ – площадь проекции КА на плоскость, перпендикулярную направле-
нию радиационного излучения Земли; JЗ – интенсивность радиационного
излучения Земли; а – коэффициент поглощения материала, например для по-
лиимида а = 0,2 [7]; ε – коэффициент излучения материала, например для по-
лиимида ε = 0,52 [7]; Ап – площадь поверхности КА; σ – постоянная Стефа-
87
на-Больцмана, σ = 5,67×10-8 Вт∙м-2∙К-4; Аа – площадь проекции КА на плос-
кость, перпендикулярную направлению отраженного от Земли радиационно-
го излучения Солнца; Jа – интенсивность отраженного от Земли радиацион-
ного излучения Солнца;
4
a
A
JAJA
A
JA
t
п
aacc
п
зз
max ; (3)
где Ас – площадь проекции КА на плоскость, перпендикулярную направле-
нию радиационного излучения Солнца; Jс – интенсивность радиационного
излучения Солнца;
В таблице 1 приведены теплофизические характеристики эластичных тон-
копленочных полимерных материалов, используемых в тонкостенных пленоч-
ных оболочках надувных и эластичных космических конструкций [11].
Таблица 1
Материал Плотность, кг/м3
Предел рабочих темпера-
тур, °С Предел прочно-
сти, МПа
верхний нижний
ПТФЭ 2220 250 - 260 -269 16 - 35
ПЭТФ 1400 150 - 160 -60 50 - 70
ПА-12 1020 70 - 80 -60 50
ПИ 1340 220 - 265 -200 80 - 90
ПМ-А 1420 260 -269 137
Майлар 1400 150 - 160 -60 50 - 70
Каптон 1420 260 -269 137
В таблице 1: ПТФЭ – политетрафторэтилен, ПЭТФ – полиэтилентереф-
талат, ПА – полиамид, ПИ, ПМ-А – полиимид.
Для определения минимальной толщины δmin оболочки АСУ, способной
функционировать в течение tL, проводится расчет уноса массы с поверхности
оболочки АСУ за счет влияния атомарного кислорода и сублимации в косми-
ческом пространстве по соотношениям [12, 13]:
LсАКL tSFt Remin ; (4)
T
Mp
Sс
610851, ;
где Re - объемный коэффициент потери материала; FAK – суммарный флюенс
атомов кислорода за период tL; Sс – скорость сублимации, см/год; ρ - плот-
ность материала оболочки, г/см3; p – давление насыщенных паров газа суб-
лимирующего материала (СМ), которое рассчитывается с помощью выраже-
ния [14]:
Tep
6908
10314 ,
;
М – молекулярная масса газа СМ; Т – температура газа СМ.
Далее учитывается влияние ФКМ на АСУ в течение времени ее функ-
ционирования на орбите. Для определения минимального размера ФКМ dmin,
88
способного пробить оболочку толщиной δmin (4), решается баллистическое
уравнение [15]:
94736803241
1060220
,
min , VcHtd ptВ ; (5)
где dmin – диаметр ФКМ; НВ – твердость материала мишени по Бринеллю; ρt,
ρp – плотности материалов ФКМ и пленки; с – скорость звука в материале
ФКМ, для алюминия с = 5,1 км/с; V – скорость ФКМ (средняя скорость V
10 км/с).
На основании найденного значения dmin проводится расчет частоты стол-
кновений N оболочки АСУ с ФКМ [16]:
idQFN ; (6)
,maxmin ddd i
где F – площадь поверхности АСУ; Q(di) – средний поток ФКМ диаметром di
на заданной высоте полета h, рассчитываемый с помощью модели среды
космического мусора MASTER-2009 [17]; dmin и dmax - минимальный и макси-
мальный размер ФКМ в MASTER-2009.
После этого проводится оценка потерь давления внутри оболочки АСУ,
обусловленных воздействием фрагментов космического мусора в течение tL.
Используется допущение, что отверстие в оболочке, образуемое ФКМ, равно
максимальному размеру ФКМ. На основании значений di, скорость oV обра-
зования отверстий площадью Аo в оболочке за время tL составит:
,ioo dNAV
где Аo – площадь отверстий в оболочке при попадании ФКМ, которая опре-
деляется с помощью выражения:
,
41
2
n
i
i
o
d
A
d1 – минимальный размер, d1 = dmin; dn – максимальный размер ФКМ, поток кото-
рого рассчитывается с помощью MASTER-2009; N(di) – частота столкновений
ФКМ диаметром di с оболочкой, определяемая из выражения [1]:
,пii AdQdN
где пA – площадь поверхности оболочки АСУ.
Массовый расход газа G через отверстие площадью Ао получаем по фор-
муле [18]:
,
2
1
2
2
1
1
oA
T
p
T
p
R
G
(7)
где p1, p2 – давления газа в оболочке и экзосферы, соответственно; T1, T2 –
температура газа в оболочке и экзосферы, соответственно; R – универсальная
газовая постоянная, R = 8,3144621 м2кгс-2К-1Моль-1.
89
АСУ прекратит свое функционирование, когда 2211 TpTp и G→0
(режим континуума Навье–Стокса).
На последнем этапе, на основании полученных результатов расчетов SM и
δmin проводится оценка массы АСУ mАСУ по формуле:
СНАЭАСУ mmm ;
где АЭm – масса аэродинамического элемента системы; СНm – масса систе-
мы наддува системы.
В качестве примера использования данной методики при разработке
АСУ проведен выбор параметров АСУ типового КА с характеристиками:
- высота орбиты 600 км;
- тип орбиты – околокруговая;
- наклонение орбиты - 60°;
- форма КА – сфера;
- диаметр КА - 1 м;
- масса КА – 400 кг;
- форма АСУ – сфера;
- начальное давление p1 внутри оболочки АСУ - 3∙10-4 Па;
- газ для наддува – гелий;
- время удаления с орбиты – 1 год, 5 лет, 10 лет, 25 лет.
В таблице 2 приведены основные характеристики АСУ, полученные по
разработанной авторами методике аэродинамического увода КА с орбиты
для времени увода в течение 1 года, 5, 10 и 25 лет.
Таблица 2
Параметры tL = 1 год tL = 5 лет tL = 10 лет tL = 25 лет
Площадь сечения SМ, м2 76,8 12,9 10,3 2,4
Радиус сферы Rсф, м 4,9 2 1,8 0,9
Коэффициент аэродинамиче-
ского
сопротивления СХ
2 2 2 2
Температура, tmin, °C -70 -70 -70 -70
Температура tmax, °C 95 95 95 95
Материал оболочки АСУ ПМ-А ПМ-А ПМ-А ПМ-А
Минимальный размер ФКМ
dmin, мкм
4 20 40 100
Минимальная толщина обо-
лочки δmin, мкм
12 60 120 300
Скорость образования отвер-
стий Vo, м2/с
9,26∙10-8 8,55∙10-8 8,16∙10-8 6,15∙10-8
Массовый расход газа, кг/с 1,05∙10-5 2,13∙10-4 7,13∙10-4 1,46∙10-3
Масса АСУ, кг 5,5 6 7 4,5
Выводы. Разработанная методика позволяет комплексно оценить воз-
действие повреждающих факторов космического пространства на аэродина-
мическую систему удаления космических объектов с орбит. Использование
методики позволяет на основании исходных данных, таких как масса КА,
высота орбиты рассчитать параметры АСУ, с помощью которой КА будет
уведен с орбиты в заданный срок с учетом воздействия на нее ФКП.
90
1. Палий А. С. Анализ эффективности устройства аэродинамического торможения космических аппаратов
/ А. С. Палий // Техническая механика. – 2012. – №4. – С. 82 – 90.
2. Nock K. T. Gossamer orbit lowering device (GOLD) for safe and efficient de-orbit / K. T. Nock,
Gates K. L., Aaron K. M., McRonald A. D. // AIAA/AAS Astrodynamics specialist conference, 2 – 5 August
2010, Toronto, Ontario, Canada, AIAA 2010-782.
3. Dupuy C. Gossamer technology to deorbit LEO non-propulsion fitted satellite / C. Duput, O. Le Couls // Proceedings of
the 40th Aerospace mechanisms symposium, NASA Kennedy space center, May 12-14, 2010. – P. 301 – 308.
4. Космические летательные аппараты. Введение в космическую технику: Учебное пособие /
Ю. Ф. Даниев, А. В. Демченко, В. С. Зевако, А. М. Кулабухов, В. В. Хуторный ; под общ. ред. д-ра техн.
наук, проф. А. Н. Петренко.- Днепропетровск: АРТ-ПРЕСС, 2007. – 456 с.
5. Fortescue P. Spacecraft systems enginmeering / P. Fortescue, J. Stank, G. Swinerd. – 4-d edition. - Chichester
: John Wiley and Sons Ltd, 2011 . – 724 p.
6. NASA Space vehicle design criteria (environment). Spacecraft thermal control: technical report / Goddard
spaceflight center ; chief R. Lyle. - Greenbelt, Maryland, 1971. – 50 p. - № SP-8105.
7. Zimcik D. G. Plasma-deposited protective coatings for spacecraft applications / D. G. Zimcik,
M. R. Wertheimer, K. B. Balmain, R. C. Tennyson // Journal of spacecraft and rockets, 1991. – Vol. 28, № 6. –
P. 652 – 657.
8. Басс В. П. Молекулярная газовая динамика и ее приложения в ракетно-космической технике /
В. П. Басс. – Киев : Наук. думка, 2008. – 272 с.
9. IADC Space debris mitigation guidelines [Електронний ресурс]. IADC-2002-01. Revision 1 / Prepared by the
IADC Steering Group and WG4 members. – 2003. – September. – 10 p. – Режим доступу : http://www.iadc-
online.org/index.cgi?item=docs_pub.
10. Klinkrad H. Space debris : Models and risk analysis / H. Klinkrad. – Praxis Publishing Ltd., Chichester, UK,
2006. – 416 p.
11. Технические свойства полимерных материалов : Уч.-справ. пос. / В. К. Крыжановский, В. В. Бурлов,
А. Д. Паниматченко, Ю. В. Крыжановская. – Спб. : Изд-во «Профессия», 2003. – 240 с.
12. Шувалов В. А. Изменение свойств материалов панелей солнечных батарей КА под воздействием ато-
марного кислорода / В. А. Шувалов, Г. С. Кочубей, А. И. Приймак, Н. И. Письменный, Н. А. Токмак //
Космические исследования. - 2007. – Том 45, № 4. – С. 314 – 324.
13. Evaporation effects on materials in space: technical report / Jet propulsion laboratory, California Institute of
technology ; chief L. D. Jaffe, J. B. Rittenhouse. – Pasadena, California, 1961. – 22 p. - № 32-161.
14. The Echo-I inflation system / Langley research center ; chief D. L. Clemmons Jr. - Hampton, Virginia, 1964. –
56 p. - № TN D-2194.
15. 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.
16. Модель космоса : Научно-информационное издание : В 2 т. / Под ред. М. И. Панасюка, Л. И. Новикова.
– Т. 2 : Воздействие космической среды на материалы и оборудование космических аппаратов. – М. :
КДУ, 2007. – С. 973.
17. Meteoroid and space debris terrestrial environment reference model MASTER-2009 / ESA-SD-DVD-02,
Release 1.0, December 2010.
18. Кошмаров Ю. А. Прикладная динамика разреженного газа / Ю. А. Кошмаров, Ю. А. Рыжов. – М. :
Машиностроение, 1977. – 184 с.
Институт технической механики Получено 29.07.13,
НАН Украины и ГКА Украины, в окончательном варианте 03.09.13
Днепропетровск
|