Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв

Наведено аналіз та класифікацію аеродинамічних систем відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв і визначено технічну реалізованість і можливість створення аеродинамічних надувних систем для відведення. Складено математичну модель орбітального руху розгінного ступеня ракети-носія. Проведен...

Ausführliche Beschreibung

Gespeichert in:

Bibliographische Detailangaben
Datum:	2017
Hauptverfasser:	Алпатов, А.П., Палій, О.С., Скорік, О.Д.
Format:	Artikel
Sprache:	Ukrainian
Veröffentlicht:	Видавничий дім "Академперіодика" НАН України 2017
Schriftenreihe:	Наука та інновації
Schlagworte:	Науково-технічні інноваційні проекти Національної академії наук України
Online Zugang:	http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/124893
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:	Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв / А.П. Алпатов, О.С. Палій, О.Д. Скорік // Наука та інновації. — 2017. — Т. 13, № 4. — С. 33—45. — Бібліогр.: 35 назв. — укр.

Institution

Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine

id	irk-123456789-124893
record_format	dspace
spelling	irk-123456789-1248932017-10-12T03:02:45Z Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв Алпатов, А.П. Палій, О.С. Скорік, О.Д. Науково-технічні інноваційні проекти Національної академії наук України Наведено аналіз та класифікацію аеродинамічних систем відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв і визначено технічну реалізованість і можливість створення аеродинамічних надувних систем для відведення. Складено математичну модель орбітального руху розгінного ступеня ракети-носія. Проведено розрахунок параметрів аеродинамічних систем відведення різних конфігурацій без урахування впливу факторів космічного простору. Оцінено вплив факторів космічного простору на аеродинамічну систему відведення та показано, що вплив атомарного кисню й космічного вакууму (сублімації) призводить до зменшення товщини оболонки аеродинамічного елементу системи, а вплив фрагментів космічного сміття — до збільшення витрат робочої речовини для наддування оболонки аеродинамічного елементу системи. Обрано конструктивну схему та проведено розрахунок параметрів аеродинамічної системи відведення з урахуванням впливу факторів космічного простору. The aerodynamic systems for upper-stage rocket launcher de-orbit have been analyzed. The feasibility and possibility of creating aerodynamic inflatable deorbit systems have been established. A mathematical model of upper-stage rocket launcher orbital motion has been developed. The aerodynamic deorbit system parameters for various configurations neglecting effects of space factors have been calculated. The effect of space factors on the aerodynamic deorbit system has been estimated. The effect of atomic oxygen and cosmic vacuum (sublimation) has been showed to lead to a decrease in shell thickness, while space debris causes an increase in consumption of working substance to inflate shell. The structural design has been selected and aerodynamic deorbit system parameters have been calculated with effect of space factors taken into account. Представлен анализ и классификация аэродинамических систем увода с орбиты разгонных ступеней ракет-носителей и определена техническая реализуемость и возможность создания аэродинамических наддувных систем для увода. Составлена математическая модель орбитального движения разгонной ступени ракеты-носителя. Проведен расчет параметров аэродинамических систем увода различных конфигураций без учета влияния факторов космического пространства. Проведена оценка влияния факторов космического пространства на аэродинамическую систему увода, показано, что влияние атомарного кислорода и космического вакуума (сублимации) ведет к уменьшению толщины оболочки, а влияние фрагментов космического мусора — к увеличению расходов рабочего вещества для наддува оболочки. Выбрана конструктивная схема и проведен расчет параметров аэродинамической системы увода с учетом влияния факторов космического пространства. 2017 Article Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв / А.П. Алпатов, О.С. Палій, О.Д. Скорік // Наука та інновації. — 2017. — Т. 13, № 4. — С. 33—45. — Бібліогр.: 35 назв. — укр. 1815-2066 DOI: doi.org/10.15407/scin13.03.033 http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/124893 uk Наука та інновації Видавничий дім "Академперіодика" НАН України
institution	Digital Library of Periodicals of National Academy of Sciences of Ukraine
collection	DSpace DC
language	Ukrainian
topic	Науково-технічні інноваційні проекти Національної академії наук України Науково-технічні інноваційні проекти Національної академії наук України
spellingShingle	Науково-технічні інноваційні проекти Національної академії наук України Науково-технічні інноваційні проекти Національної академії наук України Алпатов, А.П. Палій, О.С. Скорік, О.Д. Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв Наука та інновації
description	Наведено аналіз та класифікацію аеродинамічних систем відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв і визначено технічну реалізованість і можливість створення аеродинамічних надувних систем для відведення. Складено математичну модель орбітального руху розгінного ступеня ракети-носія. Проведено розрахунок параметрів аеродинамічних систем відведення різних конфігурацій без урахування впливу факторів космічного простору. Оцінено вплив факторів космічного простору на аеродинамічну систему відведення та показано, що вплив атомарного кисню й космічного вакууму (сублімації) призводить до зменшення товщини оболонки аеродинамічного елементу системи, а вплив фрагментів космічного сміття — до збільшення витрат робочої речовини для наддування оболонки аеродинамічного елементу системи. Обрано конструктивну схему та проведено розрахунок параметрів аеродинамічної системи відведення з урахуванням впливу факторів космічного простору.
format	Article
author	Алпатов, А.П. Палій, О.С. Скорік, О.Д.
author_facet	Алпатов, А.П. Палій, О.С. Скорік, О.Д.
author_sort	Алпатов, А.П.
title	Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв
title_short	Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв
title_full	Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв
title_fullStr	Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв
title_full_unstemmed	Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв
title_sort	розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв
publisher	Видавничий дім "Академперіодика" НАН України
publishDate	2017
topic_facet	Науково-технічні інноваційні проекти Національної академії наук України
url	http://dspace.nbuv.gov.ua/handle/123456789/124893
citation_txt	Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв / А.П. Алпатов, О.С. Палій, О.Д. Скорік // Наука та інновації. — 2017. — Т. 13, № 4. — С. 33—45. — Бібліогр.: 35 назв. — укр.
series	Наука та інновації
work_keys_str_mv	AT alpatovap rozrobkakonstruktivnoíshemitavibírproektnihparametrívaerodinamíčnoísistemivídvedennâzorbítirozgínnihstupenívraketnosíív AT palíjos rozrobkakonstruktivnoíshemitavibírproektnihparametrívaerodinamíčnoísistemivídvedennâzorbítirozgínnihstupenívraketnosíív AT skoríkod rozrobkakonstruktivnoíshemitavibírproektnihparametrívaerodinamíčnoísistemivídvedennâzorbítirozgínnihstupenívraketnosíív
first_indexed	2025-07-09T02:13:27Z
last_indexed	2025-07-09T02:13:27Z
_version_	1837133681443995648
fulltext	33 А.П. Алпатов, О.С. Палій, О.Д. Скорік Інститут технічної механіки Національної академії наук України і Державного космічного агентства України, вул. Лешко-Попеля, 15, Дніпро, 49005, Україна РОЗРОБКА КОНСТРУКТИВНОЇ СХЕМИ ТА ВИБІР ПРОЕКТНИХ ПАРАМЕТРІВ АЕРОДИНАМІЧНОЇ СИСТЕМИ ВІДВЕДЕННЯ З ОРБІТИ РОЗГІННИХ СТУПЕНІВ РАКЕТ-НОСІЇВ © А.П. АЛПАТОВ, О.С. ПАЛІЙ, О.Д. СКОРІК, 2017 Наведено аналіз та класифікацію аеродинамічних систем відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв і ви- значено технічну реалізованість і можливість створення аеродинамічних надувних систем для відведення. Складено математичну модель орбітального руху розгінного ступеня ракети-носія. Проведено розрахунок параметрів аеро- динамічних систем відведення різних конфігурацій без урахування впливу факторів космічного простору. Оцінено вплив факторів космічного простору на аеродинамічну систему відведення та показано, що вплив атомарного кисню й космічного вакууму (сублімації) призводить до зменшення товщини оболонки аеродинамічного елементу системи, а вплив фрагментів космічного сміття — до збільшення витрат робочої речовини для наддування оболонки аероди- намічного елементу системи. Обрано конструктивну схему та проведено розрахунок параметрів аеродинамічної системи відведення з урахуванням впливу факторів космічного простору. К л ю ч о в і с л о в а: розгінна ступінь ракети-носія, космічне сміття, аеродинамічна система відведення, фактори космічного простору. ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13(4): 33—45 doi: https://doi.org/10.15407/scin13.03.033 На сьогодні ближній космос наповнений фрагментами космічного сміття. На рис. 1 [1] наведено динаміку зростання каталогізованих фрагментів космічного сміття (КС), розміром понад 10 см, що знаходяться на навколозем- них орбітах. Також відмічено стійке зростання кількості КС на 300 фрагментів за рік, при чому найбільш засміченою є область низьких навколоземних орбіт. Основними джерелами КС є космічні апа- рати (КА), ступені ракет-носіїв (РН) та прове- дення космічних місій (рис. 2) [2]. Для запобігання зростанню кількості фраг- ментів КС Міжагентським координаційним комітетом з космічного сміття рекомендовано обмежити термін орбітального існування кос- мічних об’єктів періодом 25 років [3]. Для відведення космічних апаратів з низь- ких навколоземних орбіт використовують активні та пасивні системи. Найбільш поши- реним є відведення за допомогою активної сис- теми, оскільки такий спосіб є практикою кос- мічних досліджень протягом останніх 60 ро ків. Для його здійснення необхідним є орієнтація КА по вектору швидкості, видавання гальмів- ного імпульсу, а отже, функціонування усіх службових систем КА. Проте відомо, що од- нією з головних причин виходу КА з ладу є деградація панелей сонячних батарей, втрата зв’язку с КА та інші фактори, що у низці ви- падків робить неможливим використання ак- тивних систем для відведення КА з орбіти. На відміну від активних, пасивні системи відведення не потребують для функціонуван- ня орієнтації КА у просторі для відведення його з орбіти. Найбільш перспективними 34 ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13 (4) А.П. Алпатов, О.С. Палій, О.Д. Скорік системами відведення з низьких навколозем- них орбіт є аеродинамічні системи відведення та електродинамічні космічні тросові системи відведення [4, 5]. До недоліків тросових сис- тем належать проблематичність розгортання троса на необхідну довжину (до декількох кілометрів), в результаті чого значно підви- щується вірогідність заплутування троса, відсутність його натягу і перебивання його фрагментами КС. Використання сил аеродинамічного опору космічних об’єктів для виконання їх основних функцій [6—9] та надувних космічних аероди- намічних систем [10—15] дозволило створити аеродинамічні системи відведення (АСВ) кос- мічних апаратів з орбіти [16—27]. Прикладом тому є успішне проведення експерименту з розгортання АСВ у формі квадратного вітрила (КА NANOSAIL-D), коли наносупутник ма- сою 4 кг було відведено з орбіти через 240 діб, що підтверджує технічну реалізованість сис- тем цього класу. РОЗРОБКА КОНСТРУКТИВНИХ СХЕМ ТА ВИЗНАЧЕННЯ ПАРАМЕТРІВ АЕРОДИНАМІЧНОЇ СИСТЕМИ ВІДВЕДЕННЯ З ОРБІТИ РОЗГІННИХ СТУПЕНІВ РАКЕТ-НОСІЇВ Як зазначено вище, одними із основних дже- рел створення КС є ступені ракет-носіїв. При розробці верхньої ступені ракети-носія ДП «КБ «Південне» виникла потреба у створенні аеро- Рис. 1. Кількість космічного сміття на навколоземних орбітах [1]: 1 — загальна кількість об’єктів; 2 — фрагменти космічного сміття; 3 — космічні апарати; 4 — експлуатаційне космічне сміття; 5 — ступені ракет-носіїв Рис. 2. Основні джерела космічного сміття [2] Рік 1 2 3 4 5 К іл ьк іс ть о б’ єк ті в Космічні місії 3 % Космічні апарати 25 % Ракети-носії 72 % 35ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13 (4) Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи динамічної системи відведення. Для розміщен- ня АСВ на борту ступені РН виділено дві си- метричні зони (рис. 3). Для розробки конструктивної схеми ство- рено твердотільну модель ступені РН та адап- товано до неї виділений об’єм (рис. 4). Технічні характеристики ступені РН наступні: маса, кг . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 2140 висота орбіти, км . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 600–1000 ексцентриситет орбіти . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . . 0,0004 Вихідними даними на розробку АСВ слу- гували: маса системи не повинна перевищувати 45 кг; термін орбітального існування ступені РН з АСВ — 25 років. Для адаптації існуючих АСВ для викорис- тання їх на верхніх ступеня РН запропоновано спосіб зменшення терміну балістичного існу- вання космічних об’єктів на навколоземних орбітах та пристрій для його здійснення [28]. Пристрій функціонує наступним чином. За не- обхідності усунення космічного об’єкту (КО) 1 з орбіти спочатку за допомогою елементу 2 ви- сувається аеродинамічний елемент (АЕ) 3 (рис. 5, а) і космічний об’єкт починає відводи- тись з орбіти. Щойно АЕ вийде з ладу, він від’єднується від КО (рис. 5, б). Причинами його псування є втрата товщини матеріалу його обо лонки під дією космічного вакууму та ато марного кисню, а також порушення ціліс- ності оболонки, що відбувається під дією фраг- ментів КС. Коли КО знизиться на висоту, прийнятну для розгортання АЕ, новий АЕ роз- гортається і КО продовжує відводитися з ор- біти (рис. 5, в). У разі виходу з ладу і цього АЕ, дії його від’єд нання повторюються, відпо відно до попереднього АЕ (рис. 5, г, д). Від КО мо- жуть від’єд натися всі АЕ, окрім останнього, сам процес від’єднання АЕ від КО, окрім ос- таннього АЕ, який разом з КО досягає щіль- них шарів атмосфери (рис. 5, е). Внаслідок цього зменшуються об’єм та маса, що необхід- ні для використання однієї оболонки на борту КО, а також підвищується надійність функ- ціонування АСВ в цілому. АНАЛІЗ ВПЛИВУ ФАКТОРІВ КОСМІЧНОГО ПРОСТОРУ НА АЕРОДИНАМІЧНУ СИСТЕМУ ВІДВЕДЕННЯ У роботі прийнято, що на аеродинамічну сис- тему відведення КА з орбіти впливають на- с тупні фактори космічного простору: космічний вакуум (сублімація); атомарний кисень; фрагменти космічного сміття. Тривала дія вакууму призводить до втрати речовини, насамперед за рахунок сублімації ма теріалів. Швидкість зміни товщини полі- Рис. 3. Зона для розміщення АСВ на борту ступені РН Рис. 4. Загальний вигляд розгінної ступені ракети-носія (1) та зони для розміщення АСВ (2) D = 3880 мм 275 мм 55° 45° 1 2 2 190 мм 1 2 4 3 2 1 4 3 2 2 1 6 2 2 7 36 ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13 (4) А.П. Алпатов, О.С. Палій, О.Д. Скорік Рис. 5. Зовнішній вигляд пристрою АСВ: а — вихідне положення; б — від’єднання першого АЕ; в — введення в дію наступного АЕ; г — повторне від’єднання АЕ; д — від’єднання наступного АЕ; е — введення в дію АЕ: 1 — косміч- ний об’єкт; 2 — елемент, за допомогою якого АСВ кріпиться до космічного об’єкту; 3—6 – аеродинамічний елемент 1 1 а б д е г 2 2 2 1 6 5 2 2 2 3 3 в 37ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13 (4) Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи мерного матеріалу під впливом сублімації ви- значається виразом [29]: dΔ1 = SП PПНГі √ , (1) dt ρM де SП — площа поверхні АСВ; PПНГi — тиск на- сиченого газу сублімованого матеріалу, що ви- з начається за формулою [29]: PПНГi = 0,0007181 · e , (2) де A, B — коефіцієнти, які, згідно [30], прий- маємо рівними A = 3, B = 3000; ρM — щільність сублімованого матеріалу; μПM — молекулярна маса плівкового матеріалу, для полііміду ПМ-А μПM = 0,12212 кг/моль [31]; NA — число Авогадро, NA = 6,022 · 1023 моль–1; kБ — стала Больцмана, kБ = 1,38 ·10–23 Дж/К; ТППМ — тем- пература поверхні плівкового матеріалу (ПМ). На навколоземних орбітах факторами, що визначають зміну хімічних, термооптичних і механічних властивостей полімерів, є висо- кошвидкісні потоки атомарного кисню. Зміна товщини плівки під впливом атомарного кис- ню визначається за формулою [32]: dΔ1 = RE · ФАК , (3) dt де RE — об'ємний коефіцієнт втрати маси плів- ки, який визначається за формулою [32]: RE = 10—30 · (9,5 — 8,3 е0,15 (1— γ)); (4) γ — коефіцієнт ерозії, для матеріалу поліімід ПМ-А γ = 2,3; ФАК — потік атомарного кисню. Оцінку впливу фрагментів космічного сміт- тя (ФКС) на АСВ проводять за наступним ал- горитмом: 1) визначення мінімального розміру ФКС dmin, здатного пробити оболонку товщиною δ; 2) розрахунок частоти зіткнень N оболонки АСВ з ФКС; 3) оцінка втрат тиску в оболонці АСВ. Визначення мінімального розміру ФКС dmin, здатного пробити оболонку товщиною δ, ви- значають за балістичним рівнянням [33]: dmin = (0,106022 · t · HB 1 /4 · √ρt /ρp · (с/V)2/3 )0,947368; (5) де dmin — діаметр ФКС; HB 1 /4 — твердість мате ріа- лу мішені за Брінеллем; ρt, ρp — щільність ма- теріалів ФКС та плівки; c — швидкість звуку в матеріалі ФКС (для алюмінію c = 5,1 км/с); V — швидкість ФКС (середня швидкість V ≈ ≈ 10 км/c). На підставі знайденого значення dmin вико- нують розрахунок частоти зіткнень N оболон- ки АСВ з ФКС [34]: N = SП · Q (di); (6) dmin ≤ di ≤ dmin, (7) де SП — площа поверхні АСВ; Q (di) — середній потік ФКС діаметром di на заданій висоті польоту h, що розраховується за допомогою моделі середовища космічного сміття MAS- TER-2009 [54]; dmin, dmax — мінімальний та мак- симальний розмір ФКС для розрахунку в MAS TER-2009. Далі проводять оцінку втрат тиску всере- дині оболонки АСВ, що зумовлені впливом ФКС протягом tL. Використовуючи значення di, швидкість VO утворення отворів площею SO в оболонці за час tL становить: VO = SO · N, (8) де SO — площа отворів в оболонці при попа- данні ФКС, яка визначається за виразом: SO = ∑ , (9) де di — діаметр ФКС. Масові витрати газу Δ3 через отвір площею SO визначено за формулою [55]: , 2 1 2 2 1 1 3 oS T p T p R ⎟ ⎟ ⎠ ⎞ ⎜ ⎜ ⎝ ⎛ − π =Δ (10) де р1, р2 — тиск газу в оболонці та тиск ек- зосфери відповідно; Т1, Т2 — температура газу в оболонці та температура екзосфери відпо- відно; R — універсальна газова стала, R = = 8,3144621 м2 · кг/с2 · К · моль. πdi 2 4 n i=1 μПM 2 · NA · kБ · ТППМ B (A— ТППМ ) 38 ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13 (4) А.П. Алпатов, О.С. Палій, О.Д. Скорік АСВ припиняє своє функціонування у разі р1/ √Т1 = р2/√Т2 та G → 0. ОПТИМІЗАЦІЯ ПАРАМЕТРІВ АЕРОДИНАМІЧНОЇ СИСТЕМИ ВІДВЕДЕННЯ Оскільки основною задачею оптимізації є зменшення маси АСВ до мінімального значен- ня, то необхідно задати критерій: mАСУ → min. (11) Параметри маси АСВ залежать від проект- них параметрів її елементів, які, в свою чергу, повинні ефективно виконувати свою функцію, а саме, ефективно відводити з орбіти розгінну ступінь ракети-носія. Тому, всі елементи АСВ будуть накладати обмеження на масу АСВ, зважаючи на критерій ефективності, який мож на умовно записати у вигляді нерівності: tCAС ≥ tL, (12) де tCAС — термін активного існування аероди- намічної системи під впливом факторів кос- мічного простору; tL — термін орбітального іс- нування розгінної ступені ракети-носія з аеродинамічною системою відведення. Вихідні дані для вибору оптимальної конс- труктивної схеми є наступними: маса розгінної ступені ракети-носія — 2150 кг; висота орбіти — 600 км; 700 км; 800 км; 900 км; 1000 км; конструктивні схеми аеродинамічної системи відведення: «Куля», «Круг», «Призма три- кутник», «Призма квадрат», «Конус із торів з кулями». Параметри конструктивних схем АСВ такі: маса аеродинамічної системи відведення; маса аеродинамічного елементу аеродина- мічної системи відведення; маса системи наддуву аеродинамічного еле- менту; маса системи зберігання. Вимогами до АСВ є: маса АСВ ≤ 40 кг; термін орбітального існування — 25 років. 0,5 0,45 0,4 0,35 0,3 0,25 0,2 0,15 0,1 0,05 700 800 900 1000 0 Куля Круг Призма трикутник Призма квадрат Конус із торів з кулями Ко еф іц іє нт , k 1 Висота орбіти, км 70 60 50 40 30 20 10 700 750 800 850 Висота орбіти, км 900 950 1000 0 Куля Круг Призма трикутник Призма квадрат Конус із торів з кулями Обмеження на масу АСВ М ас а А С В , к г Рис. 6. Результати вибору оптимальної конструктивної схеми АСВ Рис. 7. Визначення межі раціонального використання АСВ Для вихідних даних проведено моделюван- ня і виконано розрахунок маси АСВ за різних конструктивних схем. Оптимізація парамет- рів АСВ за критерієм становить: FmАСУ = f (mАE , Δ1, Δ2, mCX, Δ3) → min (13) Результати оптимізації наведено на рис. 6 та 7. Із рис. 6 та 7 видно, що за критерієм (13), найбільш ефективною є конструктивна схема конус із торів з кулями. tCAС ≥ tL mАСУ ≤ mАСУ . доп 39ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13 (4) Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи ВИЗНАЧЕННЯ МЕЖ ЗАСТОСУВАННЯ АЕРОДИНАМІЧНИХ СИСТЕМ ВІДВЕДЕННЯ Для оцінювання межі використання аеро- динамічних систем для відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв прийнято на- ступні вихідні дані: маса розгінної ступені ракети-носія — mСТ ; площа міделевого перетину розгінної ступе- ні — SM ; висота апогею розгінної ступені — hА; ексцентриситет орбіти — e; термін балістичного існування — tL. Проектні параметри визначаються за допо- могою методичних підходів, викладених у другому розділі цієї роботи. Аналізуючи межі застосування АСВ, використовують припу- щення: форма АСВ є сферичною, тобто використо- вують АСВ на основі одиничних оболонок; маса АСВ визначається масою аеродинаміч- ного елементу, масою систем наддуву і збері- гання; маса АСВ повинна бути меншою або рівною масі робочої речовини, що необхідна для здійснення маневру відведення розгінної ступені РН з орбіти; маса АСВ повинна бути меншою або рівною масі, що виділена для використання АСВ на розгінній ступені ракети-носія; враховано вплив факторів космічного про- стору. Математична постановка вибору парамет- рів АСВ полягає в зменшенні її маси до міні- мального значення. При цьому справедливим є співвідношення, що виражає критерій оп- тимізації: mСТ = f (tL, mСТ, SM, mАE, mCH, mCX, Δ1, Δ2, Δ3) → → min , (14) де mАСВ — маса аеродинамічної системи; mАE — маса аеродинамічного елементу АСВ; mCH — маса системи наддуву АСВ; mCЗ — маса систе- ми зберігання АСВ на борту розгінної ступені РН; mП — маса палива, необхідного для відве- дення з орбіти розгінної ступені РН, розрахо- вана за формулою mП = mСТ 1 u V we ⎛ ⎞Δ −⎜ ⎟⎜ ⎟ ⎝ ⎠ ⎛ ⎞ ⎜ ⎟− ⎜ ⎟ ⎝ ⎠ , (15) де mСТ — маса розгінної ступені ракети-носія; ΔV — необхідний запас швидкості для вико- нання маневру відведення розгінної ступені з орбіти; Δ1, Δ2, Δ3 — коефіцієнти, які враховують вплив факторів космічного простору, зокрема, космічного вакууму, атомарного кисню та фрагментів космічного сміття відповідно. Для порівняльного аналізу як активну сис- тему відводу відпрацьованих КА з орбіти вико- ристано рідинну реактивну рухову установку. Оцінку ефективності використання рухо- вих систем відведення виконано за наступним алгоритмом: 1) визначення терміну балістичного існу- вання КА; 2) визначення необхідності виконання ма- невру відведення; 3) розрахунок параметрів кінцевої орбіти залежно від заданого часу балістичного існу- вання КА; m ACB ≤ mП mАВС ≤ m 450 400 350 300 250 200 100 150 50 700 750 800 850 900 0 М ас а, н ео бх ід на д ля в ід ве де нн я ро зг ін но ї с ту пе ні з ор бі ти , к г Куля Конус із торів з кулями Висота орбіти, км Рис. 8. Порівняння маси АСВ і маси ракетного палива, необхідного для відведення розгінного ступеня РН з орбіти 40 ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13 (4) А.П. Алпатов, О.С. Палій, О.Д. Скорік 4) розрахунок необхідного збільшення (при- росту) швидкості для переходу на кінцеву ор- біту; 5) розрахунок маси палива, необхідного для відведення з орбіти розгінного ступеня РН. Для визначення меж застосування необхід- но порівняти масу аеродинамічної системи відведення з масою палива, необхідного для відведення з орбіти (рис. 8). Аналіз отриманих результатів, наведених на рис. 8, показав, що АСВ доцільно використо- вувати для відведення розгінного ступеня РН з орбіти висотою до ≈ 780 км. МЕТОДИКА ВИБОРУ ПАРАМЕТРІВ АЕРОДИНАМІЧНОЇ СИСТЕМИ ВІДВЕДЕННЯ Для вирішення завдання вибору параметрів АСВ розроблено методику, яка дозволяє на різних етапах розробки технічної пропозиції отримувати інформацію про параметри систе- ми, в яких вже враховано обмеження на роз- міри АСВ та вплив факторів космічного простору. У першому наближенні визначено межі за- стосування АСВ. При цьому використано на- ступні припущення: форма АСВ приймається сферичною; маса АСВ визначається масою аеродинаміч- ного елементу, при цьому маса систем над- дуву, розгортання і зберігання не врахо- вується; маса АСВ повинна бути меншою або рівною масі ракетного палива, необхідного для здій- снення маневру відведення розгінної ступе- ні РН з орбіти; вплив факторів космічного простору не вра- ховано. Математична постановка вибору парамет- рів АСВ при цьому має вигляд: mСТ = f (tL, mСТ, SM, mАE) → min k1 ≤ k2, (16) де tL — термін балістичного існування розгін- ної ступені РН з АСВ; mСТ — маса розгінної ступені РН; SM — площа міделевого перетину АСВ, яку визначено за співвідношенням [5]: 2mСТ · Х (е, z) SM = tL 3 ρpe CX , (17) Х (е, z) = 3 · е · exp (z) 1 + 7e + 5e2 + 1 × 4 I0 (z) + 8еI1 (z) 6 16 2z ×1 + 11e + 3 + 3 . (18) 12 4z 4z2 CX — коефіцієнт аеродинамічного опору, в цьо- му випадку розглядається неорієнтований рух КА, таким чином, приймаємо CX = 2,2; ρpe — щільність атмосфери в перигеї орбіти; Ik (z) — функції Бесселя порядка k = 0 і 1, і аргумента z = ae/ Hρ,pe ; е — ексцентриситет орбіти; μ — гравітаційний параметр Землі; а — велика пів- вісь орбіти; Hρ,pe — висота щільної атмосфери; mАE — маса аеродинамічного елемента в аеро- динамічній системі відведення; k1 — критерій оцінювання ефективності двигунних систем mT k1 = mКА , (19) mT — маса робочої речовини необхідного для здійснення маневру по відведенню розгінної ступені РН з орбіти mТ = mКА 1 u V we ⎛ ⎞Δ −⎜ ⎟⎜ ⎟ ⎝ ⎠ ⎛ ⎞ ⎜ ⎟− ⎜ ⎟ ⎝ ⎠ , (20) ΔV — необхідне збільшення швидкості для здійснення маневру по відведенню КА з орбі- ти, визначається за формулою [5]: ΔV = 2μ rn + Δrn — rn , (21) ra ra + rn + Δrn ra + rn ra — радіус-вектор розгінного ступеня РН в апогеї орбіти; rn — радіус-вектор розгінного ступеня РН в перигеї орбіти; Δrn — висота, на яку потрібно понизити перигей; wu — швид- кість витікання робочої речовини; k2 — кри- терій оцінювання ефективності аеродинаміч- них систем відведення √ a μ { )}( √ √ √ ( ) 41ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13 (4) Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи mАСУ k2 = mКА , (22) mАСУ — маса АСВ, на даній стадії визначається масою АЕ, яка розраховується за формулами: mАСУ = 1,27 √ SM · δМНЕ · ρМНЕ , (23) δМНЕ — товщина матеріалу надувного елемен- та; ρМНЕ — щільність матеріалу надувного елемента. У другому наближенні розраховують пара- метри АСВ, з урахуванням мас систем збе- рігання і наддуву АСВ, а також виконують ана ліз можливості її використання. Конфігу- рація АСВ на цьому етапі приймається сфе- ричною, і повинна задовольняти обмеження, що накладені на розмір конструктивних еле- ментів АСВ, але при цьому мати мінімальну масу m АСУ . У такому випадку на конфігурацію АСВ на- кладено наступні обмеження: діаметр АЕ dAE повинен бути меншим або рівним допустимому діаметру оболонки dAE , в означеному випадку під аеродинамічним елементом використано сферичний елемент конструкції АСВ; довжина надувної щогли (НЩ) lHM повин на бути меншою або рівною допустимій дов- жині lHM . На цьому етапі вибору параметрів АСВ впливом факторів космічного простору знех- тувано. Математична постановка завдання ви- бору параметрів АСВ при цьому має вигляд: V = f (VAE, VCX, VCH) → min, (24) де mСX — маса системи зберігання АСУ. Прий- маємо, що система зберігання АСУ на борту КА виконана у формі куба і mСX визначається за формулою: mСX = 6 (3 √VМНЕ +VCH)2 · δМСХ · ρМСХ , (25) де δМСХ — товщина матеріалу системи зберіган- ня, у означеному випадку δМСХ = 5 · 10–4 м; ρМСХ — щільність матеріалу системи зберігання. Сис- тема зберігання виконана з алюмінієвого спла- ву марки ТД-33, щільністю ρМСХ = 2700 кг/м3; VМНЕ — об’єм матеріалу надувних елементів; VCX — об’єм системи наддуву; mСН — маса сис- теми наддуву. У третьому наближенні виконано розраху- нок параметрів АСВ різних конфігурацій, з урахуванням обмежень на розміри. На цьому етапі здійснено уточнення параметрів АСВ з урахуванням впливу факторів космічного простору (космічного вакууму, сонячної радіа- ції, атомарного кисню та фрагментів космічно- го сміття). Математична постановка завдання вибору параметрів АСВ при цьому матиме вигляд: m АСУ = f (mАЕ, Δ1, Δ2, mСХ, mCР, mCН , Δ3) → → min , (26) де Δ1 — коефіцієнт, що враховує вплив косміч- ного вакууму (сублімації полімерного матеріа- лу); Δ2 — коефіцієнт, що враховує вплив ато- марного кисню; Δ3 — коефіцієнт, що враховує вплив фрагментів космічного сміття. Для розрахунку вхідних параметрів моделі урахування факторів космічного простору не- обхідно розв’язати систему рівнянь [5]: (27) dAE ≤ dAE lHM ≤ lHM доп доп √ da dt = a 2a μ — √1—e2 (esin ϑ · S + (1 + ecos)T), √ di dt = a √1—e2 μ 1+ ecosf cos(ω + ϑ)W, √ dΩ dt = a √1—e2 sin(ω + ϑ) μ 1+ ecosf sini W, ( ) dΩ dt √ dω dt = a √1—e2 2 + ecosϑ μ e — cosϑS + 1+ ecos sinϑT — cosi }√ ( )de dt = a e + 2cosϑ + ecos2ϑ μ √1—e2 sin ϑS + 1 + ecosϑ T , )(dω dt = 1—e2 2ecosϑ 2+ecosϑ n + e cosϑ — 1+ ecosϑ S— 1+ ecosϑ sinϑT , 42 ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13 (4) А.П. Алпатов, О.С. Палій, О.Д. Скорік Система рівнянь (27) інтегрується за допо- могою методу Адамса-Башфорта з кроком ін- тегрування 1 доба. В результаті розв’язання системи рівнянь визначено час, за який знижується розгінна ступінь ракети-носія з АСВ на висоту одного шару, рівного 50 км, для якого розраховано кое- фіцієнти Δ1, Δ2 , Δ3 . Після досягнення наступ- ного шару висоти значення параметрів слід перераховувати. Ітеративна процедура розра- хунку коефіцієнтів Δ1, Δ2 , Δ3 продовжується до того часу, доки ступінь ракети-носія не досяг- не критичної висоти 150 км — межі щільних шарів атмосфери. Щойно висоту орбіти 150 км досягнуто, ітераційна процедура зупиняється, натомість ведеться розрахунок товщини ма- теріалу аеродинамічного елементу аеродина- мічної системи відведення, за якої він здатний функціонувати заданий термін орбітального існування. ВИСНОВКИ ТА РЕКОМЕНДАЦІЇ В результаті наведеного огляду космічних аеродинамічних систем визначено технічну реалізованість і можливість створення аеро- динамічних наддувних систем для відведення. Виконано класифікацію аеродинамічних сис- тем відведення, сформовано проектний облік та обрано параметри аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінного ступеня ракети- носія. Облік аеродинамічної системи склада- ється із аеродинамічного елементу, підсистеми наддуву, підсистеми зберігання аеродинаміч- ної системи на борту розгінного ступеня раке- ти-носія. Розроблено математичну модель впливу фак- торів космічного простору на аеродинамічну систему відведення, та показано, що вплив ато- марного кисню й космічного вакууму (сублі- мації) призводить до зменшення тов щини оболонки, а вплив фрагментів косміч ного сміт- тя спричиняє збільшення витрат робочої речо- вини для наддування оболонки. Проведено розрахунок параметрів аеродинамічних сис- тем відведення з урахуванням впливу факто- рів космічного простору на аеродинамічну систему в період функціонування 25 ро ків. Визначено, що оптимальною конфігурацією з точки зору витраченої маси є чотиригранна піраміда. Для адаптації існуючих АСВ з метою їх використання на верхніх ступеня РН запро- поновано спосіб зменшення терміну балістич- ного існування космічних об’єктів на навколо- земних орбітах та пристрій для його здійснення, що дозволяє зменшити об’єм АСВ на борту верхньої ступені РН. Визначено межі використання аеродинаміч- них систем відведення, а також показано до- цільність використання аеродинамічних сис- тем для відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв на висоті до 780 км. Проведено оптимізацію параметрів аеродинамічної сис- теми різних конфігурацій та показано, що най- більш оптимальною є конфігурація системи тор зі сферами. Результати роботи впроваджено в ДП «КБ «Південне» при виборі параметрів аеродина- мічної системи відведення з орбіти розгінного ступеня ракети-носія «Циклон-4». ЛІТЕРАТУРА 1. Monthly Number of Objects in Earth Orbit by Object Type. The Orbital Debris Quarterly News. NASA JSC Hous ton. 2016, Iss. 20, no. 1, 2. P. 14. 2. History of on-orbit satellite fragmentations. 14th Edition: technical report. Lyndon B. Johnson Space Center, Na- tional Aeronautics and Space Administration; chief Nicho- las L. Johnson. Houston, Texas, 2008. 504 p. NASA/ TM–2008–214779. 3. IADC Space debris mitigation guidelines. IADC-2002-01. Revision 1. Prepared by the IADC Steering Group and WG4 members. 2003. September. 10 p. URL: http:// www.iadc-online.org/index.cgi?item=docs_pub (дата звер- нення: 21.05.2014). 4. Алпатов А.П. Техногенное засорение околоземного кос- мического пространства. Днепропетровск, 2012. 380 с. 5. Klinkrad H. Space debris: Models and risk analysis. Chichester, UK, 2006. 416 p. 6. Кашонов Б.Е. Аэродинамическая компенсация воз- мущающих моментов, действующих на космический апарат. Математические методы моделирования в космических исследованиях: сб. науч. трудов. Инсти- 43ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13 (4) Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи тут космических исследований, Академия наук СССР. Москва, 1971. 120—145. 7. Адамчик Л.В. Спутник «Космическая стрела» и его конструктивные особенности. Космическая стрела : Оптические исследования атмосферы: сб. статей, Академия наук СССР, Институт физики атмосферы. Москва, 1974. 13—18. 8. Басс В.П. Молекулярная газовая динамика и ее прило- жения в ракетно-космической технике. Киев, 2008. 272 с. 9. Соболев И. Возвращение «Космической стрелы». Но- вости космонавтики. 2013. № 12. С. 27—29. 10. The Echo-I inflation system. Langley research center. Hampton, Virginia, 1964. 56 p. 11. Кучейко А. Misty: спутники-невидимки в космосе. Новости космонавтики. 2004. Т. 14, № 6. С. 50—53. 12. Алексашкин С.Н. Принципы проектирования спус- каемых в атмосферах планет аппаратов с надувными тормозными устройствами. Вестник НПО им. С.А. Ла- вочкина, 2012. № 2. С. 4—11. 13. Inflatable antenna technology with preliminary shuttle experiment results and potential applications. URL: http:// trs-new. jpl .nasa .gov/dspace/bitstream/2014/ 26491/1/96-1367.pdf (дата звернення: 10.01.2015). 14. Lindell M.C., Hughes S.J., Dixon M., Willey C.E. Struc- tural analysis and testing of the inflatable re-entry ve- hic le experiment (IRVE). Proceedings of 47th AIAA/ ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, structural dyna- mics and materials conference, (1—4 may 2006). Newport, Rhode Island, 2006. 15. Babuscia A., Knapp M., Hicks F.M. and other. InCU- BEation: A series of mission for interplanetary explora- tion using small satellite platforms. Presentation A.1.3 on Interplanetary small satellite conference, 20-21 June 2013 California Institute of Technology, Pasadena, Cali- fornia. URL: http://www.intersmallsatconference.org/ 2013/ docs2013/A.1.3_Babuscia_Presentation.pdf (дата звернення: 20.06.2014). 16. Патент США № 6830222. Nock K. T., McRonald A. D., Aaron K.M. Balloon device for lowering space object orbit. 17. Патент РФ № 2199474. Майоров Ю.Н., Дукин А.Д. Устройство надувной пассивной системы торможе- ния последней ступени ракетоносителя. 18. Патент США № 6550720. DeBra D.B., Gloyer P., Wahl Z., Goldshtein D. Fliter Aerobraking orbit transfer vehicle. 19. Патент РФ № 2435711. Пейпуда В., Ле Куль О. Раз- вертываемая аэродинамическая поверхность аэро- торможения супутника. 20. Dupuy C. Gossamer technology to deorbit LEO non- propulsion fitted satellite. Proceedings of 40th Aerospace mechanisms symposium, NASA Kennedy space center, (may 12-14, 2010), Cocoa beach, FL, 2010. 469 p. 21. Заявка на патент № WO2012092933. Kristensen A.S., Damkilde L. Self-deployable deorbiting space structure. 22. Maesen D.S., Van Breukelen E.D., Zandbergen B.T.C, Bergsma O.K. Development of a generic inflatable de- orbit device for cubesats. Proceedings of 58th International astronautic congress, (September 24—28, 2007), Hyde- rabad, Andhra Pradesh, India, 2007. 23. Roberts P.C.E., Bowling T.S., Hobbs S.E. MUSTANG: A technology demonstrator for formation flying and dis- tributed systems technologies in space. Proceedings of 5th conference Dynamics and control of systems and struc- tures in space, Kings College, Cambridge, July 2002. URL: https://dspace.lib.cranfield.ac.uk/bitst ream/ 1826/ 881/1/MUSTANG-formation%20flying%20in%20 space-2002.pdf (дата звернення: 08.08.2015). 24. Stackpole E. De-Orbit Mechanism for a Small Satellites. Presentation for Small spacecraft division of NASA Ames research center, Moffet Field, CA. URL: http:// mstl .at l .ca lpoly.edu/~bklofas/Presentat ions/ DevelopersWorkshop2009/1_New_Tech_1/2_ Stackpole-Deorbit.pdf (дата звернення: 15.08.2015). 25. Wolanski P. PW-SAT first polish satellite. S&T Subcom- mittee of COPUOS 15 February 2012. URL: http:// www.oosa.unvienna.org/pdf/pres/stsc2012/tech-44E. pdf (дата звернення: 20.08.2015). 26. Sinn Tr., Lücking C., Donaldson N. and other. Strath- Sat-R: Deploying inflatable cubesat structures in micro gravity. Proceedings of 63rd International Astronautical Congress, Naples, Italy, 2012. 27. PW-SAT2 Preliminary design review. Deployment team. URL : http://pw-sat.pl/en/documentation/(дата звер- нення: 20.08.2015). 28. Заявка на патент України № а20160142. Алпатов А.П., Палій О.С., Скорік О.Д. Спосіб зменшення термі- ну балістичного існування космічних об’єктів на нав колоземних орбітах та пристрій для його здійс- нення. 29. Evaporation effects on materials in space: technical re- port. Jet propulsion laboratory, California Institute of tech nology, Pasadena, California, 1961. 22 p. 30. Jensen N. Vapor pressure of plastic materials. Journal of applied physics. 1956, 27 (12): 1460—1462. 31. Корицький Ю.В и др. Справочник по электростати- ческим материалам. В 3 т. Т. 2. Москва, 1987. 464 с. 32. Progress in astronautics and aeronautics. Vol. 191. Gos- sa mer spacecraft: membrane and inflatable structures technology for space applications / ed. by C. H. M Jenkins. Reston, Virginia, 2001. 586 p. 33. Protection Manual. IADC-WD-00-03. Version 3.1. / Pre- pared by the IADC WG3 members. Darmstadt, 2003. 227 p. URL: http://www.iadc-online.org/Documents/ IADC-04—03_Protection_Ma-nual_v7.pdf (дата звер- нення: 21.05.2014). 34. Модель космоса: Научно-информационное издание. В 2-х т. Т. 2. Воздействие космической среды на материа- лы и оборудование космических аппаратов / под ред. М.И. Панасюка. Москва, 2007. 973 с. 44 ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13 (4) А.П. Алпатов, О.С. Палій, О.Д. Скорік 35. Разработка систем космических аппаратов. Под ред. П. Фортескью; пер. с англ. Москва, 2016. 764 с. Стаття надійшла до редакції 16.01.17 REFERENCES 1. Monthly Number of Objects in Earth Orbit by Object Type. The Orbital Debris Quarterly News. NASA JSC Houston. 2016, Iss. 20, no. 1, 2. P. 14. 2. History of on-orbit satellite fragmentations (2008). Tech- nical report. Prepared by Lyndon B. Johnson Space Cen- ter, National Aeronautics and Space Administration. 3. IADC Space debris mitigation guidelines (2003, Sep- tem ber). Prepared by the IADC Steering Group and WG4 members. Retrieved from http://www.iadc-online. org/index.cgi?item=docs_pub (Last accessed: 21.05.2014). 4. Alpatov F. (ed.) Man-made near-Earth space debris population. Dnepropetrovsk, 2012. 380 р. [in Russian]. 5. Klinkrad H. Space debris: Models and risk analysis. Praxis Publishing Ltd., Chiches-ter, UK, 2006. 6. Kashonov B.E. Aerodynamic compensation of disturbing torques acting on the spacecraft. Mathematical methods of modeling in space research: collection of scientific pa- pers. Space Research Institute, USSR Academy of Scien- ces. Moskwa, 1971. 120–145 [in Russian]. 7. Adamchik L.V. Satellite «Cosmic arrow» and its design features. Cosmic: Optical studies of the atmosphere: collec- tion of scientific papers. The USSR Academy of Sciences, Institute of Atmospheric Physics. Moskwa, 1974. 13–18 [in Russian]. 8. Bass V.P. Molecular gas dynamics and its application in rocket and space technology. Kiev, 2008. 272 p. [in Russian]. 9. Sobolev I. The return of «Cosmic arrows». Novosti kosmo- navtiki. 2013. 12: 27—29. 10. The Echo-I inflation system. Langley research center. Hampton, Virginia, 1964. 56 p. 11. Kucheyko A. Misty: stealth satellites in space. Novosti kosmonavtiki. 2004. 14(6): 50—53. 12. Aleksashkin S.N. Design principles of atmospheres pla- nets reentry vehicles with inflatable braking. Vestnik NPO im. S.A. Lavochkina. 2012. 2: 4—11 [in Russian]. 13. Freeland R.E. Inflatable antenna technology with pre li- minary shuttle experiment results and potential appli ca- tions Retrieved from http://trs-new.jpl.nasa.gov/dspace/ bitstream/2014/26491/1/96—1367.pdf (Last accessed: 10.01.2015). 14. Lindell M.C. Structural analysis and testing of the in fla- table re-entry vehicle experiment (IRVE). Proceedings of 47th AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, struc- tu ral dynamics and materials conference, 1—4 may 2006, Newport, Rhode Island. 15. Babuscia A. InCUBEation: A series of mission for in- terp lanetary exploration using small satellite platforms. Pre sentation A.1.3 on Interplanetary small satellite conference, 20—21 June 2013 California Institute of Technology, Pasadena, California. Retrieved from http://www.inter smallsatconference.org/2013/ docs2013/ A.1.3_Ba buscia_Presentation.pdf (Last acces- sed: 20.06.2014). 16. Patent of USA No. 6830222. Nock K.T., McRonald A.D., Aaron K.M. Balloon device for lowering space object orbit [in English]. 17. Patent of Russian Federation No. 2199474. Mayorov Yu.N., Dukin A.D. Inflatable device of passive de cele ration system of last stage of launch vehicle [in Russian]. 18. Patent of USA No. 6550720. DeBra D.B., Gloyer P., Wahl Z., Goldshtein D. Fliter Aerobraking orbit transfer ve hic le [in English]. 19. Patent of Russian Federation No. 2435711. Pejpuda V., Le Kul' O. Aerodynamic surface of satellite aerobraking [in Russian]. 20. Dupuy C. Gossamer technology to deorbit LEO non-pro- pulsion fitted satellite. 40th Aerospace mechanisms sym- posium, NASA Kennedy space center, May 12—14, 2010. 21. Application for a patent No. WO2012092933. Kristen- sen A.S., Damkilde L. Self-deployable deorbiting space structure. 22. Maesen D.S. Development of a generic inflatable de-orbit device for cubesats. 58th International astronautic congress, September 24—28, 2007, Hyderabad, Andhra Pradesh, India, IAC-07-A6.3.06. 23. Roberts P.C.E. MUSTANG: A technology demonstrator for formation flying and distributed systems technologies in space. Proceedings of 5th conference Dynamics and cont- rol of systems and structures in space, Kings College, Cam- bridge, July 2002. Retrieved from https://dspace.lib. cranfield.ac.uk/bitstream/1826/881/1/MUSTANG- formation%20flying%20in%20space-2002.pdf (Last acces- sed: 08.08.2015). 24. Stackpole E. De-Orbit Mechanism for a Small Satellites. Presentation for Small spacecraft division of NASA Ames research center, Moffet Field, CA. Retrieved from http:// mstl .at l .ca lpoly.edu/~bklofas/Presentat ions/ DevelopersWorkshop2009/1_New_Tech_1/2_ Stackpole-Deorbit.pdf (Last accessed: 15.08.2015). 25. Wolanski P. PW-SAT first polish satellite. S&T Subcom- mittee of COPUOS 15 February 2012. Retrieved from http://www.oosa.unvienna.org/pdf/pres/stsc2012/ tech-44E.pdf (Last accessed: 20.08.2015). 26. Sinn T. StrathSat-R: Deploying inflatable cubesat struc- tures in micro gravity. Proceedings of 63rd International Astronautical Congress, Naples, Italy, 2012, IAC-12-E2.3.7. 27. PW-SAT2 Preliminary design review. Deployment team. Retrieved from http://pw-sat.pl/en/documentation/ (Last accessed: 20.08.2015). 45ISSN 1815-2066. Nauka innov. 2017, 13 (4) Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи 28. Application for a patent No. а20160142. Alpatov A.P., Paliy O.S., Skorik O.D. The method for spacecraft life- time decreasing in near Earth orbit and device for its realization [in Ukrainian]. 29. Evaporation effects on materials in space (1961). Tech- nical report. Jet propulsion laboratory, California Insti- tute of technology, Pasadena, California. 22 p. 30. Jensen N. Vapor pressure of plastic materials. Journal of applied physics. 1956, 27(12): 1460—1462. 31. Koritskiy Yu.V. (ed.) Reference electrostatic materials. Moskwa, 1987. 464 p. [in Russian]. 32. Jenkins C.H.M. (ed.) Gossamer spacecraft: membrane and inflatable structures technology for space applications. Reston, Virginia: American institute of aeronautics and astronautics, 2001. 33. Protection Manual (2003). IADC-WD-00-03. Version 3.1. Prepared by the IADC WG3 members. Retrieved from http://www.iadc-online.org/Documents/IADC-04— 03_Protection_Ma-nual_v7.pdf (Last accessed: 21.05.2014). 34. Panasyuk M.I. (ed.) The model of Space. Moskwa, 2007. 973 p. [in Russian]. 35. Forteskyu P. (ed.) Spacecraft systems engineering. Mosk- wa, 2016. 764 p. [in Russian]. Received 16.01.17 Alpatov, A.P., Paliy, O.S., and Skorik, О.D. Institute of Technical Mechаnics, the NAS of Ukraine and the State Space Agency of Ukraine, 15, Lesco-Popiel St., Dnipro, 49005, Ukraine THE DEVELOPMENT OF STRUCTURAL DESIGN AND THE SELECTION OF DESIGN PARAMETERS OF AERODYNAMIC SYSTEMS FOR DE-ORBITING UPPER-STAGE ROCKET LAUNCHER The aerodynamic systems for upper-stage rocket launcher de-orbit have been analyzed. The feasibility and possibility of creating aerodynamic inflatable deorbit systems have been established. A mathematical model of upper-stage rocket launcher orbital motion has been developed. The aerodynamic deorbit system parameters for various configurations neglecting effects of space factors have been calculated. The effect of space factors on the aerodynamic deorbit system has been estimated. The effect of atomic oxygen and cosmic vacuum (sublimation) has been showed to lead to a decrease in shell thickness, while space debris causes an increase in consumption of working substance to inflate shell. The structural design has been selected and aerodynamic deorbit system parameters have been calculated with effect of space factors taken into account. Keywords : upper-stage rocket launcher, space debris, aerodynamic deorbit system, and space factors. А.П. Алпатов, О.С. Палий, О.Д. Скорик Институт технической механики Национальной академии наук Украины и Государственного космического агентства Украины, ул. Лешко-Попеля, 15, Днепр, 49005, Украина РАЗРАБОТКА КОНСТРУКТИВНОЙ СХЕМЫ И ВЫБОР ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ УВОДА С ОРБИТЫ РАЗГОННЫХ СТУПЕНЕЙ РАКЕТ-НОСИТЕЛЕЙ Представлен анализ и классификация аэродинами- ческих систем увода с орбиты разгонных ступеней ракет- носителей и определена техническая реализуемость и возможность создания аэродинамических наддувных сис- тем для увода. Составлена математическая модель орби- тального движения разгонной ступени ракеты-носителя. Проведен расчет параметров аэродинамических систем увода различных конфигураций без учета влияния фак- торов космического пространства. Проведена оценка влияния факторов космического пространства на аэро- динамическую систему увода, показано, что влияние атомарного кислорода и космического вакуума (субли- мации) ведет к уменьшению толщины оболочки, а влия- ние фрагментов космического мусора — к увеличению расходов рабочего вещества для наддува оболочки. Вы- брана конструктивная схема и проведен расчет парамет- ров аэродинамической системы увода с учетом влияния факторов космического пространства. Ключевые слова : разгонная ступень ракеты-носи- теля, космический мусор, аэродинамическая система уво- да, факторы космического пространства.

Розробка конструктивної схеми та вибір проектних параметрів аеродинамічної системи відведення з орбіти розгінних ступенів ракет-носіїв

Institution

Ähnliche Einträge