автореферат диссертации по электротехнике, 05.09.03, диссертация на тему:Разработка методического аппарата повышения эффективности использования электроракетных двигательных установок в системах коррекции орбиты малых низкоорбитальных космических аппаратов

Работа выполнена в Открытом акционерном обществе «Научно-производственная корпорация «Космические системы мониторинга, информационно - управляющие и электромеханические комплексы» им. А.Г. Иосифьяна» ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ»

Научный руководитель:

доктор технических наук, профессор Ходненко Владимир Павлович

Официальные оппоненты:

доктор технических наук, старшин научный сотрудник Ким Владимир

кандидат технических наук Семенкин Александр Вениаминович

Ведущая организация:

Федеральное государственное унитарное предприятие «Центральный научно-исследовательский институт машиностроения»

Защита состоится «20» декабря 2013 г. в 14 часов на заседании диссертационного совета Д403.005.01 созданного на базе ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ» по адресу: г. Москва, Хоромный тупик, д. 4, стр. 1.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ».

Отзыв на автореферат, заверенный печатью учреждения, в 2 экз. просим направлять по адресу: 107078, Россия, г. Москва, Хоромный тупик, д. 4, стр. 1.

Автореферат разослан « » У-чд-З-"^8- 2013 г.

Ученый секретарь дио кандидат военных нау доцент

А.В. Пинчук

Объектом исследования являются электроракетные КДУ и взаимодействующие с ними электротехнические системы, применяемые в составе малых искусственных спутников (МКА) ДЗЗ.

Предметом исследования являются свойства электроракстной КДУ и смежных электротехнических систем, требования к КДУ, а также рациональный порядок её применения (режимы работы) с учетом её взаимодействия с системами КА.

Метод исследования: численное математическое моделирование, которое выполнялось на ЭВМ.

Характеристика исследовании по главам диссертационной работы. В первой главе проводится анализ места электроракетной корректирующей двигательной установки в структуре малого КА и факторов, влияющих на её применение. Анализируются существующие методы выбора типа, проектных параметров и режимов работы КДУ, выявляется необходимость проведения математического моделирования взаимодействия КДУ с системами КА. В заключении главы формулируется научная задача. Во второй главе проводится моделирование взаимодействия КДУ с системой энергоснабжения и системой ориентации КА, а также верификация полученных моделей. В третьей главе диссертации при помощи разработанных математических моделей определяются оптимальные циклограммы работы КДУ для каждого этапа жизненного цикла МКА. В четвертой главе даны рекомендации по практическому применению разработанных моделей для конкретных типов МКА. В них отражено применение моделей как для обоснования применения перспективной двухрежимной ДУ, так и для оптимального проведения коррекции орбиты МКА с определением параметров системы энергоснабжения по результатам лётных испытаний.

Научные результаты, полученные лично автором и выносимые на защиту.

1. Математическая модель энергодвигателыюй системы КА.

2. Математическая модель взаимодействия электроракетной КДУ с системой ориентации КА в процессе коррекции орбиты.

3. Оптимальные циклограммы работы электроракетной КДУ для различных этапов эксплуатации малого КА на низкой круговой полуденной солнечно-синхронной орбите с учетом деградации неориентируемых солнечных и аккумуляторных батарей.

4. Порядок коррекций параметров орбиты КА, основанный на применении разработанных оптимальных циклограмм работы КДУ, и учитывающий результаты лётных испытаний конкретного КА.

Вклад автора. Автором лично были разработаны и апробированы математическая модель энергодвигательной системы КА и модель взаимодействия КДУ и системы ориентации КА, а также осуществлен поиск оптимальных циклограмм работы электроракетной КДУ. Автор принимал

непосредственное участие в подготовке и проведении лётных испытаний КДУ КА «Канопус-В» №1 и Белорусского КА с применением указанных моделей. Новизна результатов работы состоит в следующем:

1. Разработана новая математическая модель энергодвигательной системы КА, учитывающая параметры системы энергоснабжения, циклограммы работы КДУ, выработку электроэнергии солнечными батареями во время движения КА по солнечно-синхронной орбите.

2. Впервые разработана математическая модель взаимодействия КДУ и системы ориентации космического аппарата, позволяющая оценить погрешность ориентации КА, когда двигатели-маховики аккумулируют импульс внешнего момента КДУ.

3. Найдены циклограммы работы КДУ малого КА, применение которых впервые позволяет достичь полного использования возможностей системы энергоснабжения и КДУ.

4. Предложен новый порядок проведения включений КДУ на витке полёта КА, позволяющий минимизировать продолжительность различных видов коррекций при положительном энергобалансе КА.

Научная теоретическая значимость диссертационной работы заключается в том, что результаты проведенных исследований представляют собой развитие методов оптимального выбора проектных параметров электроракетной корректирующей двигательной установки и режимов её работы.

Практическая значимость результатов диссертационной работы заключается в следующем:

1. Разработанные математические модели, алгоритмы и программное обеспечение позволяют повысить эффективность проектирования КА путём совместного исследования КДУ, системы энергоснабжения и системы ориентации.

2. Найденные с помощью математического моделирования оптимальные циклограммы работы КДУ позволяют значительно сократить продолжительность коррекций орбиты малого КА.

3. Предложенный метод проверки взаимодействия КДУ с системами космического аппарата позволяет при эскизном проектировании оценить возможность применения перспективных КДУ в составе КА.

Достоверность результатов исследований подтверждается применением при математическом моделировании известных закономерностей и апробированных методов, верификацией разработанных математических моделей, хорошим совпадением результатов численного моделирования с данными, полученными при лётных испытаниях КА.

Внедрение. Результаты работы были использованы при интеграции на борту космических аппаратов «Канопус-В», Белорусский КА, «Ионосфера», «Метеор-М» №3 корректирующих двигательных установок, а также при их летной эксплуатации на КА «Канопус-В» и Белорусском КА.

-4-

маневров. Индивидуальным свойством системы является изменение массы по мере выработки РТ.

Специфические требования со стороны КА к КДУ :

1. Двигательная установка должна иметь минимальные массу, размеры и энергопотребление. Необходимо обеспечить прохождение вектора тяги через центр масс КА. При выработке рабочего тела КДУ изменение положения центра масс должно быть минимальным.

2. Имеются ограничения со стороны КА на тягу двигателя: снизу — располагаемым временем на проведение коррекций, сверху — совместимостью с системой ориентации.

3. Желательно наличие у КДУ нескольких режимов тяги, что позволит гибко реагировать на изменяющиеся условия эксплуатации.

В главе рассмотрены двигательные установки следующих типов:

- с двигателями на холодном газе;

- с электронагревными и электротермокаталитическими двигателями;

- со стационарными плазменными двигателями (СПД);

- с абляционными импульсными плазменными двигателями (АИПД);

- с ионными двигателями (ИД).

В порядке перечисления возрастают удельный импульс и цена тяги КДУ. Двигательные установки первых трех типов имеют один режим тяги, у КДУ с СПД и ИД тяга может регулироваться при помощи изменения ускоряющего напряжения, а у АИПД — при помощи изменения частоты следования импульсов.

Общепринятой методикой выбора типа КДУ является обеспечение минимальной суммарной массы КДУ и системы энергоснабжения, т.н. энергодвигательной системы КА. Возможен аналитический поиск оптимального значения удельного импульса тяги двигателя, соответствующего минимуму массы. Он определяется не только параметрами КДУ, но и энергомассовым совершенством СЭС. Основным недостатком данного метода является сложность определения параметров энергодвигательной системы, т.к. в системе энергоснабжения КА крайне редко выделяется система питания КДУ.

Существует метод сравнения различных КДУ с целью выбора оптимальной установки для конкретного КА. Производится оптимизация массы энергетической системы, которая равна сумме масс системы хранения РТ и солнечных батарей КА. Задачей двигательной установки постулируется компенсация атмосферного торможения при работе КДУ на освещенной части витка. Исходя из удельного импульса и КПД двигателя, а также удельной массы баков, минимизируется критерий — масса энергетической системы. Метод имеет большое количество допущений. Например, корректирующие импульсы необходимо выдавать как на освещенном (ОУВ), так и на теневом (ТУВ) участках витка орбиты (иначе последняя перестанет быть круговой), что требует учета не только массы солнечных, но и аккумуляторных батарей, а также преобразователей энергии. При рассмотрении энергетической системы

-6-

не учитывается мощность, необходимая для работы других систем КА, что не позволяет получить целостную картину энергобаланса.

Анализ взаимодействия КДУ со смежными системами малого космического аппарата показал:

1. Взаимодействие с полезной нагрузкой, радиолинией, конструкцией КА и другими системами, не работающими одновременно с КДУ, может быть учтено при проектировании данных систем.

2. Взаимодействие КДУ с системами терморегулирования и управления КА мало отличается от других систем, поэтому анализ такого рода взаимодействий удобно проводить при комплексном проектировании указанных систем, когда создаются тепловая модель и алгоритм управления всего КА.

3. Наличие постоянного по знаку возмущающего момента КДУ, действующего в течение длительного времени на систему ориентагщи, требует проведения динамического моделирования.

Сила тяги двигателя должна позволять системе ориентации парировать возмущения, связанные с неточностью установки двигателя на КА (рис. 1).

1

Зная расстояние 1 от центра масс КА до места установки двигателя, линейное смещение вектора тяги Ь, угол отклонения вектора тяги а, можно вычислить возмущающий момент, действующий на космический аппарат: Мв = гТ(1 ыпа + 1г-со$а) где Гт - тяга двигателя.

При использовании современных электроракетных двигателей возмущающий момент Мв получается малым (десятые доли мН-м), но постоянным по модулю и вызовет насыщение двигателя-маховика с кинетическим моментом Н через время I: _ Я

1 мв

При насыщении двигатель-маховик теряет возможность создавать управляющий момент, и требуется включение системы разгрузки, что ведёт к повышенному расходу электрической энергии. В теории систем ориентации

Рисунок 3 - К определению энергоприхода на солнечно-синхронной орбите

Рисунок 2 - Структурная схема СЭС КА «Канопус-В»

Высота Энергоприход на

0 ,1

Дата синхроннои

орбите

I

Энергопрмход с режимом энерговитков

Солнечная батарея

Тепловой баланс СБ

Зависимости параметров СБ от температуры

Фотоэлектрический

Контроллер СЭС

Зависимости параметров СБ от температуры

НтНК

Кол-во генераторов СБ ' I

Регулятор тока заряда АБ

рзв.

ккумуляторная батарея

Расчет запасенной энергии

Линейная ветвь характеристики

Экспоненциальная ветвь характеристики

Нагрузка

[счетчик |—-

Циклограмма 1наг

Нагрузки БАи КДУ

Рисунок 4 - Структурная схема модели энер го двигательной системы Г2 - местное время пересечения восходящего узла орбиты, р - мгновенное значение коэффициента освещенности, 1о, Ио - параметры фотоэлектрического преобразователя: ток и напряжение максимальной мощности, 1фэп - выходной ток фотоэлектрического преобразователя, 11сб, 1сб, 1;- напряжение, ток и температура СБ, Шб -напряжение АБ, 1сэс, 1зар, 1наг - токи на выходе системы энергоснабжения, заряда АБ и нагрузки соответственно

космический аппарат переходит в режим односторонних колебаний, при этом появляется установившаяся ошибка по углу ориентации. Большую часть времени КА находится под воздействием двух постоянных по модулю и противоположных по знаку моментов: возмущающего момента от КДУ и парирующего момента СО. Т.к. парирующий момент не превосходит возмущающего, отклонение по углу возрастает до переключения АЦП, за которым следует появление сигнала угловой скорости и соответствующая реакция ПД-регулятора. Постоянный момент, парирующий возмущение от работы КДУ, можно создать, только увеличивая скорость вращения двигателей-маховиков, которая растет пропорционально длительности работы КДУ.

Верификация моделей и сравнение результатов моделирования с летными данными КА «Канопус-В» №1

Модель энергодвигателыюй системы

Сравнение графиков напряжения и тока заряда АБ, построенных по ТМ-измерениям, и данным математического моделирования показало, что характер энергетических процессов КА и в модели совпадает. Вместе с тем имеются существенные отличия, потребовавшие доработок модели:

1. В реальной системе энергоснабжения применен линейный регулятор тока заряда аккумуляторной батареи, в связи с чем модель была доработана. Параметры линейного регулятора получены методом аппроксимации.

2. При реализованном на КА методе зарядки аккумуляторной батареи АБ не заряжается полностью (максимальный уровень заряда не превышает 90-95%) в отличие от модели с релейным управлением зарядкой АБ. Применение линейного регулятора заряда АБ устранило это противоречие.

3. Модель аккумуляторной батареи была доработана с учетом зарядной и разрядной характеристик реальной АБ.

4. Мощность потребления бортовых систем КА оказалась ниже расчетной, что потребовало уточнения константы в модели нагрузки.

5. Уточнена оценка начальной температуры СБ.

На рис. 11 и 12 приведены графики тока заряда аккумуляторной батареи и напряжения на ней, полученные в результате расшифровки ТМИ, а также при помощи доработанной модели. Наблюдается хорошее совпадение результатов, погрешность напряжения АБ не превышает 0,2 В.

Модель взаимодействия КДУ с системой ориентации

По результатам летных испытаний установлено, что работа КДУ не оказывает существенного влияния на стабилизацию КА - изменения угла тангажа не превышают 0,005°, а ошибка по скорости не более 0,0005 7с. Данные о скоростях микро-ДМ во время работы КДУ были использованы для оценки возмущающих моментов, создаваемых КДУ. По изменению скорости вращения ДМ был рассчитан реальный возмущающий момент: относительно оси тангажа - 1,47-10"6 Н-м, а по оси рыскания - 1,40-10"4 Н м. Т.о., КДУ создает близкий к расчетному возмущающий момент по оси рыскания, а по оси тангажа возмущающий момент практически отсутствует.

Открытое акционерное общество «Научно-производственная корпорация «Космические системы мониторинга, информационно-управляющие и электромеханические комплексы»

им. А.Г. Иосифьяна» (ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ»)

042014501 57 На правах рукописи

УДК 629.78.036

ХРОМОВ АЛЕКСАНДР ВИКТОРОВИЧ

Разработка методического аппарата повышения эффективности использования электроракетных двигательных установок в системах коррекции орбиты малых низкоорбитальных космических аппаратов

Специальности: 05.09.03 - Электротехнические комплексы и системы; 05.07.05 - Тепловые, электроракетные двигатели и энергетические установки

летательных аппаратов

Диссертация на соискание ученой степени кандидата технических наук

Научный руководитель:

доктор технических наук, профессор

Ходненко Владимир Павлович

Москва - 2013

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ................................................................................. 4

ГЛАВА 1. АНАЛИЗ ФАКТОРОВ, ОПРЕДЕЛЯЮЩИХ ПОРЯДОК ПРИМЕНЕНИЯ ЭЛЕКТРОРАКЕТНЫХ КОРРЕКТИРУЮЩИХ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК НА МАЛЫХ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТАХ.............................................................................. 12

1.1 Функциональные возможности корректирующей двигательной установки (КДУ)........................................................................... 12

1.1.1 Баллистические и конструктивные параметры космического аппарата (КА), влияющие на возможности КДУ..................................... 12

1.1.2 Параметры КДУ, определяющие её возможности.................... 17

1.1.3 Сравнительные характеристики КДУ различного типа.............. 20

1.2 Существующие методы выбора типа и проектных параметров КДУ 34

1.3 Взаимодействие КДУ с бортовыми системами малого космического аппарата (МКА)............................................................................ 37

1.4 Постановка научной задачи диссертационной работы.................... 48

Выводы по главе 1 ..................................................................... 50

ГЛАВА 2. РАЗРАБОТКА И ВЕРИФИКАЦИЯ МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ЭЛЕКТРОРАКЕТНОЙ КОРРЕКТИРУЮЩЕЙ ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ С СИСТЕМАМИ МАЛОГО КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА......................................... 52

2.1 Цели, задачи и средства математического моделирования............... 52

2.2 Моделирование энергодвигательной системы.............................. 54

2.2.1 Модель энергоприхода на солнечно-синхронной орбите.......... 58

2.2.2 Модель солнечной батареи................................................ 64

2.2.3 Модель аккумуляторной батареи........................................ 73

2.2.4 Модель контроллера системы энергоснабжения..................... 76

2.2.5 Модель нагрузки............................................................. 79

2.2.6 Общая модель энергодвигательной системы МКА.................. 81

2.3 Моделирование взаимодействия КДУ с системой ориентации МКА . 85

2.4 Верификация разработанных моделей по результатам лётных испытаний.................................................................................. 94

2.4.1 Верификация модели энергодвигательной системы МКА......... 95

2.4.2 Верификация модели взаимодействия КДУ с системой ориентации МКА........................................................................... 106

Выводы по главе 2..................................................................... 109

ГЛАВА 3. ОБОСНОВАНИЕ ПОРЯДКА ПРИМЕНЕНИЯ РАЗРАБОТАННЫХ МОДЕЛЕЙ ДЛЯ ОПРЕДЕЛЕНИЯ РЕЖИМОВ РАБОТЫ ЭЛЕКТРОРАКЕТНОЙ КОРРЕКТИРУЮЩЕЙ

ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ..................................................... 110

3.1 Общий порядок определения циклограммы включений КДУ.......... 110

3.2 Определения циклограммы работы КДУ для проведения коррекции орбиты на различных этапах жизненного цикла МКА........................... 112

3.2.1 Определение начальных условий (исходных данных)............................114

3.2.2 Коррекция периода обращения в режиме орбитальной ориентации малого К А......................................................................................................................................117

3.2.3 Использование энерговитков для работы КДУ..............................................121

3.2.4 Начальная коррекция ошибок выведения по периоду обращения 124

3.2.5 Начальная и штатная коррекция наклонения..................................................127

3.2.6 Утилизация космического аппарата........................................................................128

3.3 Проверка совместимости КДУ с системами МКА..................................................132

3.3.1 Проверка совместимости перспективных КДУ с системой энергоснабжения....................................................................................................................................................133

3.3.2 Анализ воздействия КДУ на систему ориентации......................................135

Выводы по главе 3..........................................................................................................................................137

ГЛАВА 4. РАЗРАБОТКА РЕКОМЕНДАЦИЙ ПО ПРАКТИЧЕСКОМУ ПРИМЕНЕНИЮ РАЗРАБОТАННЫХ МОДЕЛЕЙ ДЛЯ КОНКРЕТНЫХ

ТИПОВ МКА............................................................................................................................................................139

4.1 Обоснование рационального применения двухрежимной КДУ................139

4.2 Порядок оптимизации коррекции орбиты с учетом результатов

лётных испытаний МКА....................................................................................................................................147

4.2.1 Определение параметров системы энергоснабжения КА....................147

4.2.2 Порядок оптимизации и применения циклограмм работы КДУ .. 151

4.3 Формирование и практическое применение циклограмм работы

КДУ МКА «Канопус-В» №1 с учетом летных испытаний..............................................153

Выводы по главе 4........................................................................................................................................155

ЗАКЛЮЧЕНИЕ......................................................................................................................................................157

ПЕРЕЧЕНЬ ПРИНЯТЫХ СОКРАЩЕНИЙ..................................................................................160

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ..............................................................................................................................161

ПРИЛОЖЕНИЕ А. Модель энергодвигательной системы КА «Канопус-В»

№1. Руководство по эксплуатации......................................................................................................174

ВВЕДЕНИЕ

В настоящее время актуальной является задача увеличения срока активного существования (САС) низкоорбитальных космических аппаратов дистанционного зондирования Земли (КА ДЗЗ) до 10 и более лет [46]. Обеспечение параметров орбиты КА, необходимых для работы съемочной аппаратуры в течение длительного САС возможно только с применением корректирующих двигательных установок (КДУ). Помимо исправления ошибок выведения КА на орбиту (начальная коррекция) и поддержания параметров орбиты в течение САС современные КДУ должны обеспечивать перевод КА в конце срока эксплуатации на орбиту утилизации (с которой космический аппарат самостоятельно сойдет в течение 25 лет) [84]. КА ДЗЗ обычно запускаются на низкие (до 600 км) орбиты, на которых атмосферное торможение является существенным, что приводит к увеличению суммарного импульса тяги, необходимого для обеспечения полета КА. Характерной чертой совершенствования двигательных установок является повышение их эффективности за счет увеличения удельного импульса тяги. Однако применительно к электроракетным двигателям (ЭРД) увеличение скорости истечения рабочего тела сопровождается увеличением мощности энергопотребления двигательной установки, что предъявляет к системе энергоснабжения (СЭС) КА повышенные требования. Одновременно в связи с миниатюризацией электронных компонентов наблюдается тенденция уменьшения массы и размеров КА, что приводит к пропорциональному уменьшению мощности СЭС. Рациональное применение КДУ на борту К А достигается выбором её характеристик на стадии проектирования КА и режимов работы при эксплуатации. Применение двигательных установок с высоким удельным импульсом широко распространено для геостационарных КА («Ямал-100» разработки РКК «Энергия» [46], платформа «Экспресс»

разработки «ИСС им. М.Ф. Решетнёва», КА «Казсат» и «Экспресс-МД» разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева), на низкоорбитальных КА такие КДУ применяются менее широко (КА «Канопус-В» разработки ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ», К А ООСЕ разработки Европейского космического агентства) в связи с меньшим энергоприходом на низкой круговой орбите.

Задача выбора типа и параметров КДУ не нова. Традиционным критерием оптимизации проектных параметров электрореактивной двигательной установки является минимум полетной массы [21, 23]. При этом, как правило, учитывается масса двигателя, запас рабочего тела и масса солнечных батарей системы энергоснабжения с учетом их деградации к концу С АС. Указанный подход не учитывает интеграцию КДУ в состав КА, а также распределение ресурсов СЭС между различными устройствами КА, каждое из которых работает по своей циклограмме.

Длительная эксплуатация КА на околоземной орбите сопряжена с ухудшением характеристик элементов системы электроснабжения (мощность солнечных и емкость аккумуляторных батарей), возможны также отказы блоков и устройств СЭС. Проектирование системы энергоснабжения ведется исходя из параметров солнечных и аккумуляторных батарей на конец С АС, тем самым в начале эксплуатации КА на борту имеется расчетный запас электрической энергии. Одновременно после выведения К А существует необходимость сокращения времени начальной коррекции для ввода КА в эксплуатацию. Полное использование имеющегося на борту резерва мощности возможно с помощью выбора циклограмм работы КДУ. При переводе К А на орбиту утилизации возникает обратная задача: при деградировавших солнечных батареях требуется обеспечить надежную эксплуатацию КДУ. В настоящее время выбор режимов работы бортовых систем КА осуществляется при помощи метода энергетического баланса [91], который практически не учитывает взаимные циклограммы работы бортовых систем КА. Оптимальным представляется применение КДУ с большим удельным импульсом и

регулируемой тягой. В начале эксплуатации КА можно увеличить тягу, и соответственно - потребляемую мощность, сокращая время проведения манёвров, а в конце САС следует понизить тягу и обеспечить щадящий режим работы СЭС. В настоящее время двигательная установка с регулируемой тягой используется только на упомянутом КА вОСЕ.

Только с учетом указанных факторов, можно обеспечить надежное выполнение КДУ всех поставленных задач, особенно задач по сведению КА с орбиты и полному использованию имеющегося на борту резерва электрической мощности.

При создании систем ориентации космических аппаратов принято производить оценку возмущающих воздействий на космический аппарат как со стороны различных факторов космического пространства (гравитационный, аэродинамический моменты, момент сил светового давления и др.), так и со стороны различных систем КА (например, привода солнечных батарей) [7]. Однако не всегда принимается во внимание возмущающий момент, возникающий из-за неидеальной установки двигателя, когда вектор тяги не проходит через центр масс КА. Исследование указанного взаимодействия тем более необходимо, что внешний момент от КДУ является постоянным по знаку и при длительной коррекции способен вызвать насыщение по кинетическому моменту двигателей-маховиков (ДМ) системы ориентации. При исследовании следует рассматривать возможность отказа одного из ДМ, что приводит к уменьшению суммарного кинетического момента исполнительных органов системы ориентации.

Таким образом, отсутствие учёта интеграции КДУ в состав КА и взаимных циклограмм работы бортовых систем определило актуальную научную задачу диссертации, заключающуюся в разработке методического аппарата, позволяющего полностью использовать возможности КДУ, что имеет существенное значение при разработке космических аппаратов.

Целью работы является повышение эффективности применения электроракетной КДУ за счёт рационального выбора параметров КДУ и режимов её эксплуатации с учётом взаимодействия с другими бортовыми системами малого КА ДЗЗ.

Научная задача исследования: на основе анализа факторов, характеризующих порядок применения КДУ в составе малых КА, разработать и апробировать методический аппарат (математические модели и способы их применения), позволяющий достичь наиболее полного использования потенциальных возможностей КДУ в течение жизненного цикла МКА.

Для достижения поставленной цели были определены и решены следующие основные задачи:

1. Проведен анализ факторов, определяющих порядок применения электроракетных корректирующих двигательных установок малых КА.

2. Разработаны и верифицированы математические модели взаимодействия электроракетной КДУ с системой энергоснабжения и системой ориентации космического аппарата.

3. Осуществлено обоснование применения разработанных моделей для определения режимов работы электроракетной КДУ для различных стадий эксплуатации КА.

4. Выданы рекомендации по практическому применению разработанных моделей для конкретных типов малых КА.

Объектом исследования являются электроракетные корректирующие двигательные установки и взаимодействующие с ними электротехнические системы, применяемые в составе малых искусственных спутников дистанционного зондирования Земли.

Предметом исследования являются свойства электроракетной КДУ и смежных электротехнических систем, требования к КДУ, а также рациональный порядок её применения (режимы работы) с учетом её взаимодействия с системами КА.

Метод исследования: численное математическое моделирование, которое выполнялось на ЭВМ.

Характеристика исследований по главам диссертационной работы. В первой главе проводится анализ места электроракетной корректирующей двигательной установки в структуре малого КА и факторов, влияющих на её применение. Анализируются существующие методы выбора типа, проектных параметров и режимов работы КДУ, выявляется необходимость проведения математического моделирования взаимодействия КДУ с системами КА. В заключение главы формулируется научная задача. Во второй главе проводится моделирование взаимодействия КДУ с системой энергоснабжения и системой ориентации КА, а также верификация полученных моделей. В третьей главе диссертации при помощи разработанных математических моделей определяются оптимальные циклограммы работы КДУ для каждого этапа жизненного цикла МКА. В четвертой главе даны рекомендации по практическому применению разработанных моделей для конкретных типов МКА. В них отражено применение моделей как для обоснования применения перспективной двухрежимной ДУ, так и для оптимального проведения коррекции орбиты МКА с определением параметров системы энергоснабжения по результатам лётных испытаний.

Научные результаты, полученные лично автором и выносимые на защиту.

1. Математическая модель энергодвигательной системы КА.

2. Математическая модель взаимодействия электроракетной КДУ с системой ориентации КА в процессе коррекции орбиты.

3. Оптимальные циклограммы работы электроракетной КДУ для различных этапов эксплуатации малого КА на низкой круговой полуденной солнечно-синхронной орбите с учетом деградации неориентируемых солнечных и аккумуляторных батарей.

4. Порядок коррекций параметров орбиты К А, основанный на применении разработанных оптимальных циклограмм работы КДУ, и учитывающий результаты лётных испытаний конкретного КА.

Вклад автора. Автором лично были разработаны и апробированы математическая модель энергодвигательной системы КА и модель взаимодействия КДУ и системы ориентации КА, а также осуществлен поиск оптимальных циклограмм работы электроракетной КДУ. Автор принимал непосредственное участие в подготовке и проведении лётных испытаний КДУ КА «Канопус-В» №1 и Белорусского КА с применением указанных моделей. Новизна результатов работы состоит в следующем:

1. Разработана новая математическая модель энергодвигательной системы КА, учитывающая параметры системы энергоснабжения, циклограммы работы КДУ, выработку электроэнергии солнечными батареями во время движения КА по солнечно-синхронной орбите.

2. Впервые разработана математическая модель взаимодействия КДУ и системы ориентации космического аппарата, позволяющая оценить погрешность ориентации КА, когда двигатели-маховики аккумулируют импульс внешнего момента КДУ.

3. Найдены циклограммы работы КДУ малого КА, применение которых впервые позволяет достичь полного использования возможностей системы энергоснабжения и КДУ.

4. Предложен новый порядок включений КДУ на витке полёта КА, позволяющий минимизировать продолжительность различных видов коррекций при положительном энергобалансе КА.

Научная теоретическая значимость диссертационной работы заключается в том, что результаты проведенных исследований представляют собой развитие методов оптимального выбора проектных параметров электроракетной корректирующей двигательной установки и режимов её работы.

Практическая значимость результатов диссертационной работы заключается в следующем:

1. Разработанные математические модели, алгоритмы и программное обеспечение позволяют повысить эффективность проектирования КА путём совместного исследования работы КДУ, системы энергоснабжения и системы ориентации.

2. Найденные с помощью математического моделирования оптимальные циклограммы работы КДУ позволяют значительно сократить прод