Разработка микроспутника связи

«Микроспутник связи»

ЗАДАНИЕ НА ПРОЕКТИРОВАНИЕ

Разработать и спроектировать микроспутник связи, обосновать модель состава КА по исходным данным и провести расчеты следующих характеристик:

— массы и относительной массы полезной нагрузки (ПН);

— запаса массы ПН;

— масс служебных систем, элементов и компонентов топлива;

— габаритов КА и его основных отсеков и элементов;

Определить значения проектных аргументов (ПА).

Разработать конструктивно-компоновочную схему (ККСх) КА с указанием размеров. ККСх исполняется с соблюдением требований к теоретическому чертежу.

Исходные данные:

Предельная масса КА — Мо = 100 кг Мощность служебных систем — N_СС = 20 Вт Мощность целевых систем — N_ЦС = 30 Вт Высота круговой орбиты — h = 1070 км Наклонение орбиты — i= 86 град Время работы целевой системы при освещенных СБ — ф_ос = 200 с Время работы целевой системы при неосвещенных СБ — ф_т = 200 с Запас характеристической скорости — V_хар = 0,2 км/с Ракета-носитель — Рокот Масса целевой системы — не менее 15 кг

1. АНАЛИЗ АНАЛОГОВ И РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК

1.1 Анализ аналогов

1.2 Баллистическое проектирование

1.2.1 Построение трассы КА

1.2.2 Зона обзора на поверхности Земли и полоса обзора

1.2.3 Зона видимости КА с поверхности Земли

1.2.4 Условия освещенности КА

1.3 Расчет массовых, энергетических и габаритных характеристик

1.3.1 Система электроснабжения

1.3.2 Система обеспечения теплового режима

1.3.3 Бортовой комплекс управления

1.3.4 Максимальные энергетические возможности КА

2. КОМПОНОВКА

2.1 Зона полезного груза

2.2 Объемно-массовые характеристики КА

3. КОНСТРУКЦИЯ КОРПУСА ЗАКЛЮЧЕНИЕ СПИСОК ИСТОЧНИКОВ

В данной работе спроектирован космический аппарат (КА) выполняющий функции связи, отличительной особенностью которого являются жесткие ограничения по массе (не более 100кг) и объему (не более 1 м³). Проектируемый аппарат будет иметь массу не более 100 кг и по западной классификации попадает в класс микроспутников. Исходя из поставленных задач, на борт аппарата установлена соответствующая целевая система, представляющая собой специальные приборы обработки сигнала, передатчики (транспондеры), каждый из которых покрывает некоторую полосу частот. Общей проблематикой работы является обеспечение лучшего качества и повышения эффективности КА в сравнении с подобными спутниками последних лет.

Цель данной работы заключается в снижении экономических затрат на КА в целом, повышении эффективности применения массы ПН, габаритов КА, достижении более высокого качества, проектирование космического аппарата, превосходящего свои аналоги по массе полезной нагрузки и схеме компоновки, увеличение срока активного существования до 5 лет.

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

Новизна проектируемого аппарата заключается в решении задачи проектирования с помощью новых компьютерных программ. А также решение задачи компоновки и размещения КА под обтекателем для обеспечения нахождения на орбите группировки КА, что может обеспечить выход КА на связь в любой момент времени.

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

Аналогами проектируемого аппарата являются космические аппараты «Юбилейный», «Orbcomm»

1. АНАЛИЗ АНАЛОГОВ И РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК

1.1 Анализ аналогов

Спутник «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.

В создании аппарата приняли участие НИЛАКТ (г. Калуга), НПП «Геофизика-Космос» (г. Москва), НПО им. С. А. Лавочкина (г. Москва), ОАО «РПКБ» (г. Раменское), ГКНПЦ им. М. В. Хруничева (г. Москва), СибГАУ имени академика М. Ф. Решетнёва (г. Красноярск).

Архитектура спутника — экспериментальная негерметичная платформа. Передатчики и научная аппаратура обеспечивают трансляцию аудиозаписи сигала (позывного) первого искусственного спутника Земли, цифровых фотои видеоматериалов об истории космонавтики. В данный момент вещание происходит в режиме CW на частотах 435.2150 и 435.3150 МГц Характеристики:

Тип формируемых услуг: научные исследования, эксперименты Орбита: Низкая круговая Расчетный срок службы:1 год Стартовая масса:48 кг. Мощность СЭП:30 Вт.

Начало летных испытаний:23.05.2008

Средство выведения: Рокот

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 и на стороне панели обращенной внутрь 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.

Для отработки проектноориентированных командных методов подготовки специалистов реализован проект «РАДЭК» создание студентами совместно со специалистами НПО ПМ и учеными университета научно-исследовательского прибора.

Прибор устанавливается на борт МКА «Юбилейный» для проведения научно-исследовательских экспериментов по проверки эффективности защитных покрытий от факторов космического излучения и реализации образовательных задач подготовки специалистов для НПО ПМ.

Прибор «РАДЭК» это не только эксперимент в космосе это пример того, как ученые и студенты университета вместе со специалистами НПО ПМ работают в команде и создают новое в науке и космической технике.

Работы по проекту «РАДЭК» завершены. Прибор установлен на борт спутника, пройдены все испытания. Студены участвовавшие в проекте получили уникальный опыт создания космической техники, работы в команде и готовы к работе на предприятии.

Работа над проектами такого класса и форме возможна благодаря созданию в НПО ПМ серии малых космических аппаратов, что предоставляет уникальную возможность реализовывать непрерывную подготовку кадров высшей квалификации.

Имеющаяся в СибГАУ и успешно функционирующая система подготовки ЗАВОД-ВТУЗ дополняется новой проектно-командной формой позволяющей ввиду ее модульности оперативно изменятся в соответствии с потребностями производства.

Реализация пилотного проекта проектно-командной подготовки «РАДЭК» показывает состоятельность выбранной тактики и позволяет говорить о полноценности ожидаемых результатов совместной деятельности.

ORBCOMM

Система Orbcomm

Система Orbcomm позволяет через портативные пользовательские терминалы отправлять и получать короткие текстовые сообщения (типичный размер — от 6 до 250 байт) и компьютерные файлы, находясь в любой точке нашей планеты. Система предназначена только для передачи данных, голосовой связи она не предусматривает.

Сообщения передаются в т.н. пакетном режиме — в виде коротких пакетов (длинные файлы при этом сегментируются), которые спутник доставляет от абонента на ближайшую станцию сопряжения («шлюз», Gateway Earth Station) и наоборот. Используются частоты диапазона VHF — 148.00−150.05 МГц («вверх») и 137.00−138.00 МГц («вниз»); ширина полосы пропускания — 50 кГц. Пересылка сообщений между станциями сопряжения осуществляется по традиционным каналам.

Скорость передачи — 2400 бит/сек «вверх» (по линии «абонент-спутник») и 4800 бит/сек «вниз»; в дальнейшем намечено повышение этой скорости до 9600 бит/сек. Передача по линии «шлюз-спутник» ведется с более высокой скоростью — 56.7 кбит/сек; номинальная мощность передатчика — 200 Вт.

В зависимости от взаимного положения абонента и ближайшего «шлюза» сообщения либо транслируются в реальном времени по линиям «абонент-спутник-шлюз» или «шлюз-спутник-абонент», либо доставляются в режиме «доставка с задержкой»: отправленные абонентом сообщения хранятся в памяти спутника до первого контакта с «шлюзом». И наоборот, корреспонденция, адресованная абоненту (перемещения которого система отслеживает), хранится до его вступления в связь со спутником.

Совместный доступ разных пользователей к спутниковым каналам организован в режиме FDMA (Frequency-Division Multiple Access — многостанционный доступ с частотным разделением каналов), а доступ к цифровым каналам сотовой связи — в режиме CDMA (Code Division Multiple Access — многостанционный доступ с разделением кодов).

В отличие от других реально существующих низкоорбитальных систем связи, в системе Orbcomm используются орбиты разных наклонений. Выданная Федеральной комиссией по связи США (FCC) лицензия позволяет иметь в системе 16 спутников на околополярных орбитах с наклонением 70° или 108° и до 32 спутников на орбитах с наклонением 45°. Орбиты круговые, номинальной высотой 825 км.

Система Orbcomm позволяет решать три главных группы задач:

* контроль местоположения подвижных объектов — всевозможных транспортных средств, грузовых контейнеров, рыболовных судов (установленные на них терминалы определяют свои координаты с помощью системы GPS и с заданной периодичностью сообщают их владельцу перевозимого груза или транспортного средства);

* мониторинг неподвижных объектов — находящихся в глуши объектов вроде нефтеи газохранилищ, нефтяных скважин, трубопроводов и т. д.;

* двусторонний обмен алфавитно-цифровыми сообщениями — служебными или личными.

Вот какие, к примеру, возможности есть у пользователей системы в плане отправки «электронных писем» («глобалграмм» — GlobalGrams (SM), как их называет Orbcomm). Их можно отправлять и принимать с помощью пользовательского терминала GSC 100 размерами 20x9x4.4 см и весом 900 г. В GSC 100 встроен приемник сигналов навигационной системы GPS, причем его показания пользователь терминала может отправить по любому адресу в Интернете.

Отправка «глобалграммы» напоминает отправку электронной почты из-под Windows 95: нужно заполнить высвечивающиеся на небольшом дисплее поля TO, CC, SUBJECT, TEXT: — а затем подачей команды SEND поместить написанное сообщение в буфер, откуда при первом же соединении со спутником оно отправится к адресату.

Сообщение можно адресовать любому, у кого есть электронный адрес (в том числе и владельцам соответствующих алфавитно-цифровых пейджеров). Кроме того, Orbcomm предоставляет своим клиентам дополнительную услугу под названием ORB2You, позволяющую отправлять «глобалграмму» даже тем, у кого нет ни компьютера, ни пейджера: приняв текстовое сообщение, операторы компании могут позвонить по любому телефону в США и зачитать его.

Возможна и «обратная связь»: пользователи Интернета могут посылать е-мейлы на терминалы Orbcomm прямо со своих компьютеров (у каждого GSC 100 — свой уникальный адрес), возможна отправка сообщений по типу привычной пейджинговой связи через службу ORB2You.

Для отправки и приема сообщений с помощью GSC 100 пользователь должен находиться под открытым небом (вне помещения).

Спутники Каждый спутник весит 42 килограмма (92 фунта). 2 disc-shaped солнечных батареи артикулируют в 1 оси для того чтобы отслеживать солнце и обеспечивать 160 ватт силы. Сделано сообщение с блоками абонента использующие модуляцию SDPSK на 4800 bit/s для downlink и 2400 bit/s для uplink.

Каждый спутник имеет 56 kbit/s backhaul то использует популярное TDMA схема передавать по мултиплексу и QPSK модуляция. 4]. В континентальных США, ORBCOMM поручено к передавать 90% из сообщений текста не позднее 6 MINUT. С в настоящее время созвездием спутников ORBCOMM, правдоподобно для того чтобы быть спутник внутри ряд почти любого пятна на земле в любое время дня или ночи. Каждый спутник имеет бортовое Приемник GPS для располагать.

В лето 2008, компания планирует запустить несколько новых спутников[5]—включая спутник с вторичным демонстрантом полезной нагрузки AIS для США. Служба береговой охраны.

Масса40,7 кг (90 фунтов) Мощность системы электропитания160 Вт Используемые частоты: 148−150 МГц (up-link)

137−138 МГц (down-link)

Скорость передачи данных:2400 bps (uplink)

4800 (down-link)

1.2 Баллистическое проектирование

К задачам баллистического проектирования относят: 1) построение трассы, 2) определение характеристик зоны обзора специальной аппаратурой,

3) определение зон видимости КА.

1.2.1 Построение трассы КА

Проекция положения спутника Земли на ее поверхность называется подспутниковой точкой. Подспутниковая точка лежит на пересечении вектора, проведенного от центра масс Земли к центру масс КА, с поверхностью шара. Трасса — это совокупность подспутниковых точек. При расчете трассы определяют графические координаты: долготу и широту подспутниковых точек. По их значениям строят зависимость .

Широта подспутниковой точки

где — аргумент широты; i — наклонение орбиты.

Долгота подспутниковой точки

где — долгота в момент прохождения восходящего узла; с — период обращения Земли вокруг оси (звездные сутки); определяется по формуле (11.7), /1/; - сидерический период (формула (3.5), /1/).

При изменении аргумента широты на 360° начало трассы каждого последующего витка смещено относительно начала предыдущего на величину

которая называется межвитковым сдвигом. Следовательно, любая точка трассы на последующем витке смещена по долготе в западном направлении на одну и ту же величину.

1.2.2 Зона обзора на поверхности Земли и полоса обзора

Целевая аппаратура КА «обозревает» поверхность Земли в пределах некоторого телесного угла, называемого углом обзора аппаратуры. Угол обзора отсчитывается от нормали, соединяющей центры масс КА и Земли. При угле обзора телесный угол очерчивает на поверхности Земли окружность (учитывая допущение о том, что Земля — сфера), которая ограничивает сферический круг. Таким образом, зона обзора — это площадь сферического круга, ограниченная телесным углом заданным углом обзора.

На рис. 1 представлена схема построения зоны обзора, где К — центр масс КА, О_З — центр масс Земли, — высота полета КА над поверхностью Земли, — радиус Земли; - угол места над горизонтом, — угол зоны обзора, — предельный угол зоны обзора, — угол обзора аппаратуры, ЗО — зона обзора.

Рис. 1. Зона обзора на поверхности Земли Предельный угол зоны обзора определяется при (- угол места над горизонтом) по формуле

где — радиус Земли, h — высота круговой орбиты.

Угол места над горизонтом

.

Угол зоны обзора аппаратурой

.

Длина дуги зоны обзора обуславливает ширину полосы обзора аппаратуры на поверхности Земли.

В расчете принимается, что угол обзора аппаратурой .

Основные рассчитанные параметры:

— предельный угол зоны обзора: ш_п = 35,96°

— угол места над горизонтом: г = 87,664°

— угол зоны обзора аппаратурой: ш = 0,336°

— длина дуги зоны обзора: L = 74,739 км

1.2.3 Зона видимости КА с поверхности Земли

Зона видимости КА — территория Земли, с которой он виден. Теоретически она определяется углом зоны обзора. Реальные условия видимости записываются в виде неравенства, т. е. угол места над горизонтом должен быть не меньше угла видимости. Для ровной местности принимают. Формула для расчета диаметра зоны видимости имеет вид

.

На основе данной формулы строят зависимость диаметра зоны видимости от угла видимости .

1.2.4 Условия освещенности КА

Наибольшее время нахождения КА в тени при его движении по круговой орбите приходится на взаимное расположение Солнца, Земли и орбиты, представленное на рис. 3. В таком положении оказывается любой спутник Земли, орбита которого имеет прецессию (вращение плоскости орбиты относительно Земли вследствие нецентральности гравитационного поля Земли).

Рис. 3. Освещенность орбиты Вследствие прецессии периодически наступает максимальное затемнение (рис.3). Половина угла тени определяется формулой

.

Относительное время пребывания КА в тени, фактическое время

.

1.3 Расчет массовых, энергетических и габаритных характеристик

Анализ назначения и функционирования КА позволяет определить состав его систем и разработать модель состава, т. е. перечень систем. Из этого перечня формируется модель иерархической структуры.

Модель типовой декомпозированной иерархической структуры:

1. Специальные системы (СпС).

2. Бортовые обеспечивающие системы (БОС).

2.1. Системы электроснабжения (СЭС).

2.2. Системы обеспечения теплового режима (СОТР).

2.3. Бортовой комплекс управления (БКУ).

3. Система исполнительных органов (СИО).

4. Несущий комплекс (НКом).

5. Кабельная сеть (КабС).

1.3.1 Система электроснабжения

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.

Диаграмма энергопотребления КА за время периода его обращения вокруг Земли представлена на рис. 4. Время периода разбито на два участка. Первый участок соответствует времени прохождения спутником освещенной части орбиты, второй — времени нахождения спутника на теневом участке орбиты.

Рис. 4. График электропотребления КА: N_СС — мощность, потребляемая СС; - мощность, потребляемая СС и ЦС; N_СБ — мощность СБ; - время работы СпС на освещенном участке орбиты; - время работы СпС на теневом участке орбиты.

1.3.2 Система обеспечения теплового режима

СОТР поддерживает заданные температуры в приборных отсеках, аккумуляторных батареях, приборах, конструкциях антенн, целевых системах и прочих устройствах. Работает СОТР не только в полете, но и при наземных испытаниях.

В ходе проектирования рассмотрен случай вертикальной ориентации КА с радиатором в виде цилиндрической оболочки. Расчетный случай — солнечный участок орбиты, как самый тяжелый случай тепловой нагрузки.

Основные рассчитанные параметры:

При расчете определена зависимость площади радиатора от коэффициента поглощения.

1.3.3 Бортовой комплекс управления

БКУ КА предназначен для управления его бортовыми системами, включая целевую систему. БКУ принимает внешние сигналы управления Земли и координирует работу бортовых систем, являясь центральным органом управления.

На основе статистических данных представленных на стр.125−126/1/, а так же табл.14.2./1/, определены массы элементов БКУ и сведены в табл.1.

Команды на БКУ поступают непосредственно на АФУ. Принятые АФУ команды поступают на БРК, а затем на СУБК. Для точной привязки команд управления ко времени используют бортовой эталон времени (БЭВ). Законы управления заложены или формируются в БЦВМ. Сформированные в БЦВМ сигналы управления поступают на управляемые системы. Управляемые параметры с выходов управляемых систем — на измерительные устройства через обратные связи. Информация о состоянии бортовых систем собирается системой радиотелеметрии (РТМ).

Система навигации и наведения (СНН) управляет движением центра масс КА, определяет параметры орбиты, осуществляет расчеты для изменения орбиты и перевода КА на новую орбиту. В качестве СНН выбрана автономная инерциальная система навигации и наведения, имеющая в качестве ИУ гиростабилизированную платформу и три акселерометра.

Система ориентации и стабилизации (СОиС) управляет угловым движением КА относительно центра масс. В качестве СОиС выбрана активная система ориентации и стабилизации, измерительными устройствами которой являются: две инфракрасные вертикали, гироскопические датчики углов, блок датчиков угловой скорости.

Результаты п. 1.2 «Расчет массовых, энергетических и габаритных характеристик» сведены в табл.1. Заполнение таблицы проводится по значениям массовых и габаритных показателей СЭП (лаб. 2), СОТР (лаб. 3), а также элементов КА.

1.3.4Максимальные энергетические возможности КА

Рассмотрим зависимость изменения площади СБ в зависимости от времени работы целевых систем:

Тогда примерная площадь батарей равна Таким образом, мы видим что время выхода на связь КА практически не влияет на увеличение площади СБ. Также, если использовать форму КА шестигранник, и всю полезную площадь использовать в качестве площади для размещения СБ, то можно увеличить мощность целевых систем до ~ 400 Вт

2. КОМПОНОВКА

Компоновка космического аппарата — процесс размещения и объединения его составных частей в заданном объеме.

2.1 Зона полезного груза

На основе исходных данных для проектируемого КА можно использовать РН легкого класса «Рокот». Выбор РН производился по табл.2.2/1/.

Зона полезного груза располагается под головным обтекателем РН (рис.6) и по диаметру меньше его, что гарантирует исключение ударов полезного груза о головной обтекатель в полете. Габариты обтекателя: диаметр — м; длина — м (габариты приведены в табл.2.2/1/). Угол верхнего конуса головного обтекателя принимаем 60°.

2.2. Объемно-массовые характеристики КА

Таблица 1

Разработка компоновки для выведения группировки

3. КОНСТРУКЦИЯ КОРПУСА

космический аппарат топливо бортовой баллистический Корпус аппарата негерметичный, его форма для простоты компоновки и снижения стоимости изготовления и сборкишестигранник с длиной ребра 450 мм и высотой 1800 мм. В качестве материала силовой конструкции КА рассматривались материалы, применяющиеся в ракетно-космической технике: сплав АМг-6, сплав 30ХГСА, углепластики. При применении полимерных композиционных материалов может быть получен выигрыш в массе панели или балки, но он будет сведен на нет габаритными и тяжелыми узлами соединений. Стоимость такой конструкции будет существенно выше той, которая изготовлена из сплавов металлов Рис1. Вид Микроспутника в рабочем положении

Вид в транспортном положении Дано:

(см. рис. 1)

Определить:

1. в сечение 1−1 корпуса КА для четырёх случаев нагружения

2. Отдельно определить, в каком случае нагружения отрицательная сила наибольшая по модулю Решение:

Рассмотрим четыре случая нагружения:

1. Транспортировка РН с заранее присоединённым КА к месту старта

2. Подъём РН в вертикальное положение

3. Случай максимальной поперечной перегрузки

4. Случай максимальной продольной перегрузки

1. Транспортировка РН с заранее присоединённым КА к месту старта Исходя из статистических данных, при транспортировке РН с предварительно присоединённым КА к месту старта можно считать продольную и поперечную перегрузки равными соответственно:

.

Наружное давление в этом случае равно атмосферному:

.

Найдём эквивалентную расчётную силу для сечения 1−1.Выражение для продольной силы в этом случае примет вид:

Изгибающий момент равен:

.

Эквивалентная сила тогда равна:

.

Или при умножении на коэффициент безопасности:

или численно:

.

2. Подъём РН в вертикальное положение Данный случай нагружения (рис. 4) распадается на два, которые соответствуют началу подъёма (РН располагается горизонтально, обозначен как «а)» на рис. 4) и окончанию подъёма (РН располагается вертикально, обозначен как «б)» на рис. 4). Каждый из этих случаев характеризуется своими значениями перегрузок, зависящими от углового ускорения и угла наклона продольной оси РН и КА к горизонту.

Рассмотрим случай «а», когда РН находится в горизонтальном положении и начинается её подъём. Перегрузки вдоль продольной и поперечной осей РН и КА соответственно равны:

.

Таким образом, из силовых факторов в данном случае присутствует только изгибающий момент. Тогда из рис. 2 (распределение сил аналогично рассмотренному ранее для случая транспортировки за исключением того, что отсутствует перегрузка вдоль продольной оси) имеем для сечения 1−1:

.

.

Для случая «б», когда РН с КА находится в вертикальном положении и заканчивается её подъём, перегрузки вдоль главных осей выражаются таким образом:

.

Снова сошлёмся на ранее представленные рассуждения и рисунки, которые были приведены при рассмотрении случая транспортировки РН к месту старта. Выражения для продольных сил и изгибающих моментов полностью аналогичны этому случаю, поэтому запишем лишь конечные выражения для и её численные значения в каждом рассматриваемом сечении:

;

3. Случай максимальной поперечной перегрузки Этот случай нагружения возникает на участке разворота траектории РН в полёте, когда она летит с ненулевым углом атаки. Здесь действуют существенные поперечные аэродинамические и центробежные силы. Из статистических данных имеем, что перегрузки в направлении главных осей РН и КА при этом можно приблизительно считать равными соответственно:

.

Разворот РН обычно происходит на высоте порядка 10−12км, где атмосферное давление считается приблизительно равным

.

Рассмотрим усилия, действующие в сечении 1−1 КА

Изгибающий момент для этого случая равен:

.

Выражение для эквивалентной нагрузки примет вид:

.

Расчётное значение эквивалентной нагрузки:

её численное значение:

.

4. Случай максимальной продольной перегрузки Максимальная продольная перегрузка возникает вследствие того, что в конце работы каждой ступени РН её вес уменьшается из-за расхода топлива. Для типичных РН максимальная продольная перегрузка возникает в конце работы 1-й ступени. В прикидочных расчётах исходя из статистики принято считать перегрузки вдоль главных осей равными:

.

Конец работы 1-й ступени происходит на достаточно больших высотах, чтобы можно было считать наружное давление окружающей среды приблизительно равным нулю:

.

С точки зрения распределения действующих сил при нашей расчётной схеме, рассматриваемый случай нагружения не отличается от такового для максимальной поперечной перегрузки Перепишем соотношения, выведенные ранее для случая максимальной поперечной перегрузки, лишь заменив избыточное давление в ГО на внутреннее:

;

Итак, наибольшая по модулю отрицательная эквивалентная расчётная нагрузка в сечении 1−1 действует в случае транспортировки РН с КА к месту старта и равна

.

Таким образом была определена площадь стержня. Как мы видим из условия прочности площадь поперечного сечения стержня мала, следовательно можно увеличивать ее из условий технологичности.

Для закрепления панелей солнечных батарей и другого оборудования было принято решение использовать уголковый профиль с углом в 120 градусов из материала АмГ6 со сторонами 40×40 мм. Угол в 120 градусов образует плоскость для закрепления СБ и другого навесного оборудования панельного типа.

Днища — в форме шестигранника толщиной 5 мм из Амг6.

Соединения стержней рамы с днищем и шпангоутом выполнять с помощью сварки.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В ходе работы определены баллистические параметры КА, условия освещенности и обзора, определены параметры СЭС, СОТР, определен состав БКУ, изображена конструктивно-компоновочная схема КА, произведен расчет отсека КА.

Технические характеристики КА:

Микроспутник связи.

Ресурс работы: 5 лет.

Полная масса: 98 кг.

Масса полезной нагрузки: 15 кг.

Допустимая масса: 100 кг.

Запас по массе: 2 кг.

Рабочая орбита: 1070 км.

Общая 100 кг, задача связи решается, и аппрат имеет характеристики, соответствующие мировым характеристика по данному классу КА

СПИСОК ИСТОЧНИКОВ

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

2. Гущин В. Н. Основы устройства космических аппаратов. Учебник для вузов. М.: Машиностроение, 2003. 272 с.

3. Кантор Л. Я. Спутниковая связь и вещание. Справочник. М.: Радио и Связь, 1983.