Низкоорбитальный спутник (малый космический аппарат) связи, его система энергопотребления и система обеспечения теплового режима

Низкоорбитальный СМКА связи, его СЭП и СОТР

Принятые сокращения АБ — аккумуляторная батарея;

АФУ — антенно-фидерные устройства;

БКУ — бортовой комплекс управления;

ДУ — двигательная установка;

КА — космический аппарат;

КДУ — комплексная двигательная установка;

СБ — солнечные батареи;

СЭП — система энергопотребления;

ФЭП — фотоэлектрический преобразователь

Введение

спутник энергопотребление радиосигнал нагрузка Целью данного курсового проектирования является проектирование спутника (МКА) с ограничением по массе — не более 100 кг и объему — не более 1. Такие спутники относятся к типу микроспутников (масса от 10 до 100 кг). Назначение данного космического аппарата — радиосвязь. Спутник радиосвязи — искусственный спутник Земли, специализированный для ретрансляции радиосигнала между точками на поверхности земли, не имеющими прямой видимости.

На борт требуется установить целевую аппаратуру соответствующего назначения. В проектирование также входят следующие задачи: повышение эффективности массы полезной нагрузки, достижение более высокого качества КА, увеличение срока активного существования до 10 лет и более. К основным показателям качества КА относятся: масса полезной нагрузки, коэффициент массы ПН, габариты КА.

Основной проблемой при проектировании является ограничение по массе и негерметичность платформы. К примеру, масса одного космического аппарата спутниковой системы IRIDIUM составляет 700 кг. Отсек с аппаратурой герметичен и имеет активную и пассивную системы охлаждения. Для обеспечения полного покрытия земной поверхности на низкой орбите системе IRIDIUM потребовалось 66 таких аппаратов. Но в данной ситуации большой плюс в том, что эти спутники проектировались более 10 лет назад, а, следовательно, сейчас уже существует аппаратура, меньшая по массе и более производительная.

Новизна заключается в следующем: при малой массе и габаритах возможен запуск сразу нескольких аппаратов. Также расчёт будет производиться по более точным алгоритмам и с помощью новых программ.

Актуальность заключается в появлении новых, более совершенных модифицированных искусственных спутников Земли, служащих ретрансляторами телефонной связи и цифровой информации для систем электросвязи глобального географического масштаба.

В работе решается прямая задача проектирования: определить параметры всех систем космического аппарата и допустимую массу его полезной нагрузки (ПН).

Исходные данные:

Предельная масса КА — Мо = 100 кг Высота круговой орбиты — h = 1000 км Наклонение орбиты — i= 88 град Запас характеристической скорости — V_хар = 0,2 км/с Масса целевой системы — не менее 20 кг Максимальная мощность — 200 Вт Срок активного существования — 10 лет

Анализ аналогов За основу будут приняты следующие спутники: студенческий спутник «Юбилейный», спутники Берлинского технического университета «LAPAN-Tubsat» и «MAROC-Tubsat». Эти спутники летают на низких, близких к круговым, орбитах высотой примерно 700 км (у спутника «Юбилейный» высота составляла примерно 1500 км).

Выбор аналогов

1) Студенческий спутник «Юбилейный»

«Юбилейный» — малый российский научный спутник, созданный ОАО «ИСС» имени академика М. Ф. Решетнёва" совместно с группой российских космических предприятий и высших учебных заведений. Предназначен для передачи звуковых сообщений, фотои видеоизображений, рассказывающих о 50-летии запуска первого искусственного спутника Земли и космической отрасли в целом, а также для участия в образовательных программах студентов ВУЗов и проведения научных экспериментов.

Архитектура спутника — экспериментальная негерметичная платформа.

Характеристики:

Внешний вид в рабочем положении:

Конструктивно КА «Юбилейный» состоит из негерметичного приборного отсека, образованного шестигранной рамой, на которой смонтированы панели солнечной батареи, и тремя поперечными панелями — верхней, средней и нижней. Бортовая аппаратура размещается как в приборном отсеке, так и на наружной поверхности верхней панели.

На верхней панели, которая во время работы спутника обращена в сторону Земли, расположены элементы систем ориентации — магнитометр и поперечные штанги с балансирами, приемные и передающие антенны, а также научная аппаратура: три датчика Земли, для получения данных об излучении Земли в инфракрасном диапазоне длин волн и исследования пространственно-временного излучения дневной и ночной атмосферы Земли в видимом спектральном диапазоне. Часть электронной аппаратуры, требующий повышенной защищенности от факторов космического пространства, находится на стороне панели, обращенной вовнутрь приборного контейнера.

На средней панели установлена аппаратура ДОКА-Б, в состав которой входит бортовой компьютер; приемная аппаратура, работающая на частотах 145 МГц; передающая аппаратура, работающая на частотах 435 МГц, аккумуляторная батарея, а так же бортовая аппаратура радионавигации. На нижнем днище расположена магнитно-гравитационная система ориентации, в штатном режиме обеспечивающая ориентацию продольной оси КА на Землю, антенна навигационной аппаратуры, экспериментальный солнечный датчик ДПС и аппаратура РАДЭК, предназначенная для проверки эффективности применения разработанных в СибГАУ нанопокрытий для радиационной защиты электронных компонентов космических аппаратов.

Панели солнечной батареи, смонтированные на раме, изготовлены на базе трехкаскадного арсенида галлия. Они позволяют обеспечивать электроэнергией бортовую аппаратуру КА на освещенной части орбиты. Выбранная форма рамы обеспечивает необходимую величину эффективной площади солнечных батареи при различном положении КА относительно Солнца. На теневых участках орбиты аппаратуру электроэнергией обеспечивает никель-металгидридная аккумуляторная батарея. Аккумуляторная батарея системы электропитания (СЭП) не является отдельным агрегатом, ее элементы входят в состав приборного блока питания и управления, в котором размещается вся автоматика СЭП, все это входит в состав аппаратуры ДОКА-Б.

Особенностью КА «Юбилейный» является пассивная система терморегулирования: требуемый температурных режим обеспечивается нерегулируемым соотношением оптических коэффициентов на поверхностях элементов конструкции объекта, теплоизолирующими элементами, электрообогревателями (ЭО) и тепловыми трубками, которые обеспечивают тепловой режим аппаратуре ДОКА-Б.

2) Спутник «LAPAN-TUBSAT»

Этот спутник был создан Берлинским Техническим университетом по заказу Индонезийского космического агентства. Индонезийские инженеры принимали участие в обучении и были активно включены в процесс разработки и производства спутника. Миссия «LAPAN-TUBSAT»: наблюдение Земли (сельское хозяйство, мониторинг стихийных бедствий), демонстрация экспериментальных технологий (звездный датчик, механизм переориентации), а также подготовка индонезийских инженеров. На спутнике установлена видеокамера, результаты съемки которой можно посмотреть на сайте Берлинского университета http://www.raumfahrttechnik.tu-berlin.de/tubsat/LAPAN-TUBSAT.

Характеристики:

3) Спутник «MAROC-TUBSAT»

«MAROC-TUBSAT» является результатом сотрудничества Берлинского Технического университета с Королевским центром Марокко. Данный спутник предназначен для наблюдения Земли.

Миссия: в первую очередь это подготовка студентов ILR и разработка новых систем управления положения КА в пространстве. Королевский центр в Марокко также использует этот спутник в целях образования и проведения экспериментов. «MAROC-TUBSAT» основан на платформе TUBSAT-C, которая была разработана раньше DLR-TUBSAT, но в отличии от него на борту присутствует фотои видео камера.

Запуск состоялся 10 декабря 2001 года в России ракетой «Зенит» на Солнечно-синхронную орбиту.

Характеристики:

Обоснование выбора аналогов На данный момент существует большое количество космических аппаратов, относящихся к типу микроспутников. Все они имеют различные характеристики, размеры и назначение. Поэтому выбор аналога был основан исходя из следующих критериев:

1. доступность информации о спутнике и о его элементах;

2. описание элементов, приборов и аппаратуры;

3. массогабаритные характеристики;

4. энергопотребление аппаратуры;

5. негерметичность платформы.

Согласование СЭП и СОТР с СМКА Анализ энергопотребляемой аппаратуры На космическом аппарате выделяют две системы энергопотребления:

1. служебные системы;

2. целевая система.

Рассмотрим каждую из них по отдельности.

1) К целевой системе энергопотребления относится целевая аппаратура. В результате поиска необходимого оборудования для обеспечения голосовой связи был выбран ретранслятор Motorola MRT2000, чьи массогабаритные и энергетические характеристики удовлетворяют требованиям данного проектного задания. Далее приведена таблица характеристик данного ретранслятора.

Таблица характеристик ретранслятора Motorola MRT2000:

Данные габаритные размеры уменьшаются за счёт снятия корпуса и не нужных элементов из конструкции ретранслятора. Следовательно уменьшаются масса и энергозатраты на работу аппаратуры, таким образом можно будет ставить несколько таких ретрансляторов для увеличения количества каналов, но тогда встает вопрос о площади СБ и вырабатываемой ими мощности.

Первоначально возьмем следующие данные:

1. количество ретрансляторов: 2;

2. потребляемая мощность: примерно 140 Вт;

3. напряжение питания: постоянный ток, 14.2 В;

4. вес:? 20…25 кг;

5. габариты: 300×300×10.

2) Служебные системы. Для расчёта СЭП необходимо знать потребляемую мощность всей аппаратуры, установленной на МКА. Таким образом, к служебным системам можно отнести:

1. системы ориентации и стабилизации:

1.1. 3-хосный лазерный гироскоп;

1.2. 3-х маховичная система стабилизации;

1.3. солнечный датчик;

1.4. комплексная двигательная установка (КДУ);

2. бортовой комплекс управления (БКУ);

3. аппаратура регулирования и контроля;

4. антенно-фидерные устройства.

Для того чтобы определить суммарную требуемую мощность служебных систем необходимо рассмотреть каждую из них по отдельности.

2… Начнём с системы ориентации и стабилизации. За основу возьмем характеристики элементов системы МКА LAPAN-TUBSAT.

1. 3-хосный лазерный гироскоп. Максимальная потребляемая мощность 2 Вт.

2. 3-х маховичная система стабилизации RW-05. Масса 1 кг, потребляема мощность в стационарном режиме 1.5 Вт, при максимальной нагрузке 9 Вт, напряжение 18−24 В, точность ±0.2 об/мин, габаритные размеры 62×78.

3. Солнечный датчик S3 Smart Sun Sensor. Масса 330 г, потребляемая мощность 0.7 Вт, напряжение 5 В, диапазон рабочих температур от -25 ^оС до +60 ^оС, точность 0.02 ^о, габаритные размеры 112×112×43 мм.

4. Комплексная двигательная установка.

2) В бортовой комплекс управления входят бортовой радиокомплекс (БРК) и бортовой микрокомпьютер (БМК). Потребляемая мощность в пределах 10 Вт и напряжение 14 В.

3) К аппаратуре регулирования и контроля относятся различные датчики: температур, угловой скорости, вольтметры, амперметры и т. д. Суммарная потребляемая мощность не превышает 1 Вт, напряжение 14 В.

4) К антенно-фидерным устройствам относятся антенны для передачи телеметрической информации на наземный пункт приема. Потребляемая мощность не более 10 Вт.

В итоге суммарная потребляемая мощность служебных систем равна 32.7 Вт. А суммарная максимальная мощность всех систем МКА — 172.7 Вт.

Расчёт СЭП Система электроснабжения (СЭС) предназначена для снабжения электроэнергией специальных и обеспечивающих систем КА. В состав СЭС включают источники, преобразователи, распределители и накопители энергии, а также аппаратуру регулирования и контроля. В расчете используется СЭС на основе фотоэлектронных преобразователей (ФЭП). В качестве накопителей энергии выбраны никель-водородные аккумуляторные батареи.

Для начала расчёта СЭП необходимо выбрать солнечные батареи. При рассмотрении различных СБ выбор пал на следующие: солнечные батареи организации ОАО «Сатурн» на основе GaAs фотопреобразователей со следующими характеристиками:

При определении площади СБ и расчётной мощности СБ необходимо учитывать их дезориентацию относительно Солнца и деградацию ФЭП. Так как они будут крепиться к корпусу КА, то коэффициент освещенности СБ не будет превышать 30−40%. Реальная зависимость потребляемой КА мощности от времени имеет сложную форму, поэтому все расчёты ведутся по максимальной загруженности систем, то есть все значения мощностей взяты по максимуму.

Для начала необходимо составить график энергопотребления СМКА:

где Nср — средняя потребляемая мощность за виток, N_s — мощность, потребляемая целевой системой за виток, N_ss — мощность, потребляемая служебными системами за виток.

Формула для расчёта средней мощности СБ имеет следующий вид:

где — плотность теплового потока, идущего от Солнца, на орбитах Земли; - КПД ФЭП; - коэффициент заполнения площади СБ; - коэффициент деградации ФЭП; - срок активного существования КА; - коэффициент освещенности СБ.

Формула для расчёта средней мощности, полученной из графика, имеет вид:

Из условия равенства емкостей заряда и разряда АБ найдем среднюю мощность СБ:

Приравнивая эти выражения, получим:

Далее получим площадь СБ:

Масса СЭП складывается из нескольких составляющих:

В результате расчётов были получены следующие данные по СЭП (см. Приложение 1):

1. площадь СБ — 3.436 м²

2. масса СБ — 5.5 кг

3. масса АБ — 9.411 кг

4. суммарная масса СЭП — 38.207 кг.

Вывод: на массу КА в значительной мере влияет СЭП. Для увеличения эффективности СЭП нужно стремиться к уменьшению массы энергопотребляемой аппаратуры за счёт применения более эффективных солнечных и аккумуляторных батарей. Необходимо искать СБ и АБ с более высоким КПД и меньшими массовыми характеристиками.

С учётом размещения в СМКА баллона с рабочим веществом для двигателя малой тяги целесообразно использовать форму прямоугольного параллелепипеда с квадратным основанием в виду экономии пространства внутри корпуса, а также за счёт этого можно увеличить площадь боковых граней, что позволит установить больше фотоэлектронных преобразователей и повысить мощность СБ. Таким образом, выбираем следующие размеры граней: высота боковой грани — 2 м; ширина боковой грани — 0.7 м, площадь боковой грани — 1.4, объем МКА — 0.98

Расчёт тепловых потоков, действующих на МКА К общим задачам проектирование относят сброс теплоты при помощи СОТР малой массы и размеров и поддержание диапазона температур, необходимых для нормальной работы аппаратуры. Так как платформа не герметична, то теплообмен будет осуществляться посредством теплопроводности (передача теплоты от более нагретой части тела к менее нагретой) и излучения (перенос теплоты от более нагретого тела к менее нагретому при помощи электромагнитных волн).

В процессе штатного функционирования на рабочей орбите микроспутник подвергается сложному, переменному во времени воздействию тепловых потоков. Они обусловлены как внешними источниками (Солнце, Земля) так и внутренними (бортовая аппаратура). Определение температурного состояния аппарата необходимо, прежде всего, для оценки соответствия условий работы приборов и аппаратуры спутника техническим требованиям. Кроме того, полученные данные используются при выборе вида СОТР и её проектировании.

В общем случае нахождение распределения температур по элементам конструкции аппарата требует решения нестационарной задачи, в которой зависимость части нагружающих факторов от времени носит дискретный характер. Кроме того, для задания начальных условий требуется информация о температурном состоянии аппарата в момент его отделения от ракеты-носителя. Эти и иные обстоятельства существенно затрудняют расчеты.

В то же время, предварительно оценить уровень возникающих в конструкции температур возможно, решая задачу о стационарном теплообмене. При этом рассматриваются экстремальные случаи, соответствующие нахождению аппарата на освещённом и теневом участках.

Расчёт радиационного теплообменника начинается с вычисления действующих тепловых потоков на МКА. Таких потоков четыре: поток прямого солнечного излучения, отраженный от поверхности планеты солнечный тепловой поток, поток собственного планетного излучения и поток от тепловыделяемой аппаратуры. Суммарный тепловой поток вычисляется по следующей формуле:

где — поток прямого солнечного излучения, — отраженный от поверхности планеты солнечный тепловой поток, — поток собственного планетного излучения, — тепловая мощность, рассеиваемая бортовой аппаратурой.

Общее выражение для поглощенного КА внешнего теплового потока имеет следующий вид (для случая осредненных по поверхности угловых коэффициентов):

где и — оптические характеристики радиационной поверхности, , — плотности прямого солнечного и собственного планетного излучений, — площадь миделевого сечения радиационной поверхности по отношению к потоку прямого солнечного излучения, — площадь радиационной поверхности, 0,37 — среднее альбедо планеты Земля, и — осредненные угловые коэффициенты.

Угловыми коэффициентами и определяются доля падающего на поверхность КА собственного планетного излучения () и доля отраженного от планеты солнечного излучения (). Осредненные значения угловых коэффициентов имеют следующий вид:

где — угол между местной вертикалью и направлением, касательным к земной поверхности (угол 2 является сечением телесного угла обзора планеты); - зенитное расстояние Солнца (угол между направлениями Земля — КА и Земля — Солнце), — угол освещенности плоскости орбиты (угол между нормалью к плоскости орбиты и направлением падающего солнечного теплового потока _s) определяется из тригонометрического соотношения:

где — наклонение и долгота восходящего узла орбиты; =23°27' - угол между плоскостью эклиптики и плоскостью экватора; = 0,9856 N_2I (N_2I — количество суток, отсчитываемых от 21 марта до текущего дня) — угол в градусах, определяющий положение Солнца на эклиптике на текущий момент.

Тепловая мощность, рассеиваемая бортовой аппаратурой, зависит от потребляемой электрической мощности и может быть определена как:

где — потребляемая электрическая мощность i-го источника тепловыделений; - коэффициент полезного действия аппаратуры.

Из всех возможных случаев ориентации МКА на орбите рассмотрим три положения, различающиеся, прежде всего, действующей на конструкцию спутника внешней тепловой нагрузкой:

· положение 1 — продольная ось КА находится в плоскости орбиты и совпадает по направлению с местной горизонталью. К Солнцу обращена только одна боковая грань;

· положение 2 — продольная ось КА находится в плоскости орбиты и совпадает по направлению с местной горизонталью. К Солнцу обращена только верхняя грань;

· положение 3 — продольная ось КА находится в плоскости орбиты и совпадает по направлению с местной горизонталью. Теневая сторона.

В первых двух положениях на МКА действуют четыре тепловых потока: поток прямого солнечного излучения, отраженный от поверхности планеты солнечный тепловой поток, поток собственного планетного излучения и поток от тепловыделяемой аппаратуры. В третьем случае — только поток собственного планетного излучения и поток от тепловыделяемой аппаратуры.

Так же будут просчитаны два варианта: МКА в виде куба и в виде параллелепипеда.

Расчёт СОТР Определение температурного состояния аппарата Принятые допущения:

1. Рассматривается стационарный режим теплообмена;

2. Рассмотрены три расчётных случая;

3. На освещённом участке на аппарат действуют тепловые потоки, обусловленные:

а) прямым солнечным излучением;

б) отражённым солнечным излучением;

в) собственным излучением Земли;

г) бортовой аппаратурой;

4. На затенённом участке траектории на аппарат действуют тепловые потоки, обусловленные:

а) собственным излучением Земли;

б) бортовой аппаратурой;

5. Переизлучение внутри корпуса аппарата не учитывается.

Рассмотрим каждый случай.

Случай 1:

Из условия найдем температуру поверхности МКА:

где — излучающая способность боковых и нижней и верхней граней соответственно; - высота и ширина граней.

В итоге получаем:

откуда

.

Случай 2

К Солнцу обращена лишь верхняя грань. В этом случае в полученной выше формуле поменяются площади Миделя для разных тепловых потоков, а также коэффициент, учитывающий поглощательную способность верхней грани.

Случай 3

На МКА на теневой стороне орбиты будут действовать только 2 тепловых потока: собственный Земли и поток от тепловыделяющей аппаратуры. Поэтому формула для расчета температуры примет следующий вид:

.

Расчёт проведен в программе MathCad и приведен в Приложении 2 и Приложении 3.

Для куба получен диапазон температур от -69°С до +65°С. Для параллелепипеда — от -35°С до +160°С. Следовательно необходимо спроектировать РТО для отвода тепла.

Расчёт площади РТО Радиатор расположим на нижней грани. Материал: Амг-6 со следующими оптическими коэффициентами: и .

Расчёт РТО проводится по следующим зависимостям:

где

Температуру, которую необходимо поддерживать внутри МКА, примем равной 20 °C. В результате получили следующее значение площади радиатора:, тогда как площадь нижней грани равна. Масса СОТР высчитывается следующим образом:

Заключение

В ходе работы определены основные проектные параметры СЭП и СОТР СМКА, такие как:

Масса СЭП: 38.2 кг Масса СОТР: 2.192 кг Суммарная масса СЭП и СОТР: 40.4 кг Площадь СБ: 3.436

Площадь РТО: 0.416

Срок активного существования: 10 лет.

А также определен облик СМКА в виде прямоугольного параллелепипеда.

1. Никольский В. В. Основы проектирования автоматических космических аппаратов. Учебник. С-Пб.: БГТУ «Военмех», 2007. 230 с.

2. Никольский В. В. Проектирование космических аппаратов. Учебное пособие. С-Пб.: БГТУ «Военмех», 2003. 121 с

3. Королев С. И. Системы обеспечения теплового режима космических аппаратов: учебное пособие. С. И. Королев; Балт. гос. техн. ун-т. — СПб., 2006. — 100с.

4. Интернет-ресурс Берлинского технического университета: http://www.raumfahrttechnik.tu-berlin.de/

5. Интернет-ресурс ОАО «Сатурн»: http://www.saturn.kuban.ru/

6. Интернет-ресурс Википедия. Информация о спутнике «Юбилейный»: http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%AE%D0%B1%D0%B8%D0%BB%D0%B5%D0%B9%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%28%D0%9A%D0%90%29

Приложение 1

Листинг программы расчёта СЭП.

Исходные данные:

— полная масса КА, кг ;

— срок активного существования КА, лет ;

— высота круговой орбиты, км ;

— коэф. освещенности СБ ;

— потребляемая служеб. сист. мощность, Вт ;

— потребляемая целевой сист. мощность, Вт ;

— радиус Земли, км ;

— уд. поток Солнца, Вт/м.кв

— гравитац. параметр Земли, км. куб/с.кв

— кпд ФЭП ;

— снижение кпд ФЭП от температуры ;

— кпд АБ ;

— коэф заполнения СБ

— коэф. деградации ФЭП ;

— массовый коэф АРК, кг/Вт ;

— массовый коэф кабельной сети ;

— масса целевой системы, кг ;

Расчеты Сидерический период, с

СБ не освещена, с Освещенность СБ Солнцем, с Время работы ЦС приосвещенной СБ за виток, с Площадь СБ Зависимость площади СБ от коэффициента освещенности При коэф освещенности СБ равном 0,35 достаточная площадь СБ, кв. м

Массу СБ определяем через удельные массы, кг/(м кв)

— ФЭП ;

— защитных покрытий ФЭП ;

Масса СБ, кг Средняя мощность электропотребления КА, Вт:

Масса АРК Масса кабельной сети Расчет массы АБ Энергия разряда АБ за виток, Вт*с Удельная энергия никель-водородных АБ, Вт*с/кг ;

Глубина разряда ;

Коэф резерва ;

Масса АБ, кг Масса СЭП, кг Относительная масса СЭП

Приложение 2

Листинг программы «СОТР»:

Расчёт для МКА в виде прямоугольного параллелепипеда.

Расчёт для МКА в виде куба.

Начальная оценка СЭП Геометрические размеры МКА взяты следующими (с учётом СБ): высота 100 см, ширина 50 см и длина 50 см. Площадь поверхности, покрываемая СБ: 1*0.5*4*0.9 = 1.8 м², где 0.9 — это коэффициент заполнения СБ поверхности КА.

При рассмотрении различных солнечных батарей выбор пал на следующие: СБ на основе GaAs фотопреобразователях со следующими характеристиками:

Предварительные расчёты СЭП:

Дано:

— САС: 10 лет,

— высота круговой орбиты: 1000 км,

— коэффициент освещенности: 0.5

— мощность всех систем: примерно 80 Вт

— КПД ФЭП: 0.28

— коэффициент деградации ФЭП: 0.15

Полученные данные:

— площадь СБ: 2 м²

— средняя мощность электропотребления: 100 Вт

— масса СБ: 3.2 кг

— масса СЭП (без учёта аккумуляторных батарей): 5 кг Ретранслятор В результате поиска необходимого оборудования для обеспечения голосовой связи был выбран ретранслятор Motorola MRT2000, который по своим массогабаритным характеристикам подходит для наших целей.

Таблица характеристик ретранслятора Motorola MRT2000:

Данные габаритные размеры уменьшаются за счёт снятия корпуса. Следовательно, уменьшается масса, таким образом можно будет ставить несколько таких ретрансляторов для количества каналов, но тогда встает вопрос о площади СБ и вырабатываемой ими мощности.

Задачи, которые необходимо решить:

1. расчёт орбит с разной высотой и выбор той, которая будет удовлетворять предъявленным требованиям;

2. расчёт оптимальной площади солнечных батарей;

3. расчёт массы всех элементов конструкции;