Алгоритм управления малым космическим аппаратом технологического назначения для создания благоприятных условий по микроускорениям тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.13.01, кандидат наук Орлов Денис Игоревич

• Орлов Денис Игоревич
• кандидат наук
• 2021

Оглавление диссертации кандидат наук Орлов Денис Игоревич

ВВЕДЕНИЕ

ГЛАВА 1 ПРОБЛЕМА ТЕМПЕРАТУРНЫХ ДЕФОРМАЦИЙ БОЛЬШИХ УПРУГИХ ЭЛЕМЕНТОВ КА

1.1 Общие замечания

1.2 Модель температурного поля больших упругих элементов при температурном ударе

1.3 Влияние температурных деформаций больших упругих элементов на уровень микроускорений КА класса орбитальных станций

1.4 Влияние температурных деформаций больших упругих элементов на уровень микроускорений КА среднего класса

1.5 Влияние температурных деформаций больших упругих элементов на уровень микроускорений МКА

1.6 Постановка задач диссертационной работы

1.7 Выводы по первой главе

ГЛАВА 2 ОСОБЕННОСТИ УПРАВЛЯЕМОГО ДВИЖЕНИЯ МКА ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ С БОЛЬШИМИ УПРУГИМИ ЭЛЕМЕНТАМИ

2.1 Общие замечания

2.2 Создание низкой гравитации без использования КА

2.3 Специализированные лаборатории на КА класса орбитальных станций

2.4 КА технологического назначения среднего класса

2.5 Проекты МКА технологического назначения

2.6 Выводы по второй главе

ГЛАВА 3 МОДЕЛИРОВАНИЕ ОРБИТАЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ КА ТИПА «ВОЗВРАТ-МКА» ДЛЯ РАЗРАБОТКИ ЗАКОНА УПРАВЛЕНИЯ, СНИЖАЮЩЕГО ВЛИЯНИЕ ТЕМПЕРАТУРНОГО УДАРА НА УРОВЕНЬ МИКРОУСКОРЕНИЙ

3.1 Общие замечания

3.2 Упрощающие предположения математической модели

3.3 Модель движения КА по орбите

3.4 Численное моделирование вклада возмущающих факторов, вызванных температурным ударом, в поле микроускорений внутренней среды КА типа «Возврат-МКА»

3.5 Анализ значимости возмущающих факторов, возникающих при температурном ударе, для МКА типа «Возврат-МКА»

3.6 Выводы по третьей главе

ГЛАВА 4 РАЗРАБОТКА АЛГОРИТМОВ УПРАВЛЕНИЯ ДВИЖЕНИЕМ КА ТИПА «ВОЗВРАТ-МКА» С УЧЁТОМ ТЕМПЕРАТУРНОГО УДАРА

4.1 Общие замечания

4.2 Постановка задачи разработки алгоритмов управления

4.3 Разработка алгоритмов управления для постоянной тяги исполнительного органа

4.4 Разработка алгоритмов управления для кусочно-линейного закона изменения тяги исполнительного органа

4.5 Анализ эффективности разработанных алгоритмов управления

4.6 Выводы по четвёртой главе

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

ПРИЛОЖЕНИЕ 1 АКТЫ О ВНЕДРЕНИИ И ВОЗМОЖНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ РЕЗУЛЬТАТОВ ДИССЕРТАЦИОННОГО ИССЛЕДОВАНИЯ

ВВЕДЕНИЕ

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Алгоритм управления малым космическим аппаратом технологического назначения для создания благоприятных условий по микроускорениям»

Актуальность темы

Важность разработки алгоритмов управления малым космическим аппаратом технологического назначения для создания благоприятных условий по микроускорениям вызвана двумя основными причинами.

1 Широкое применение МКА во всех сферах космической деятельности, в том числе и в космических технологиях.

2 Особенности управления орбитальным движением МКА с большими упругими элементами по сравнению с КА других классов.

Первая причина обусловлена рядом факторов, таких как низкая стоимость и сжатые сроки реализации проекта с использованием МКА. Это определяет широкую доступность к проведению космических экспериментов, возможность оперативного получения результатов, их анализа, оптимизации методик и условий проведения экспериментов и т.д.

Вторая причина связана с тем, что миниатюризация космической техники, с одной стороны, и растущие потребности в энергопотреблении, с другой стороны, приводят к тому, что массовая доля больших упругих элементов в общей массе КА для МКА существенно выше, чем для КА других классов. Поэтому собственные колебания больших упругих элементов оказывают значимое влияние на динамику движения МКА вокруг центра масс. Теми факторами, которые не учитывались при анализе движения КА других классов, нельзя пренебрегать при управлении движением МКА.

Своевременность проводимых исследований обусловлена тем, что к настоящему времени уже накоплен достаточный опыт реализации проектов МКА во многих сферах космической деятельности. При этом МКА показали свои возможности и готовы конкурировать с КА других классов не только в части стоимости и сроков реализации, но и в части обеспечения решения целевых задач с требуемыми качеством и эффективностью. На фоне постоянного роста интереса исследователей в различных сферах к МКА разработка алгоритмов управления

движением МКА для решения специфических задач реализации современных технологических проектов также видится своевременной.

Высокая актуальность проблемы разработки алгоритмов управления малым космическим аппаратом технологического назначения для создания благоприятных условий по микроускорениям определяется тремя важнейшими аспектами:

- широкие перспективы применения МКА для реализации на их борту гравитационно-чувствительных процессов;

- недостаточная изученность факторов, значимо влияющих на орбитальное движение МКА;

- узкий набор возможных ИО системы ориентации и управления движением МКА.

Реализация возможностей МКА в области космических технологий на современном этапе развития видится в анализе накопленного опыта и совершенствовании космической техники как в плане элементной базы, так и в плане повышения эффективности управления при решении специфических целевых задач.

Актуальность настоящей диссертации заключается в том, что в ней решена задача нивелирования последствий температурного удара для МКА с большими упругими элементами путём разработки алгоритмов управления его орбитальным движением. Это позволяет создать во внутренней среде МКА благоприятные условия для реализации гравитационно-чувствительных процессов в части обеспечения и контроля целевых значений уровня микроускорений.

Степень разработанности темы. В целом проблема управления движением упругого КА является достаточно хорошо разработанной. В трудах как отечественных авторов К.Б. Алексеева [1], В.В. Белецкого [2, 3], Л.В. Докучаева [4-6], Б.В. Раушенбаха [7], Б.А. Титова [8, 9], так и зарубежных авторов П. Ликинза [10-13], Л. Мейровича [14-16], Р. Прингла [17-19], П. Хагеса [20-22] и др.

Существенно меньше разработана проблема управления движением упругого КА специализированного технологического назначения. В большинстве работ проводится оценка микроускорений во внутренней среде КА [23-26] и

реконструкция его вращательного движения [27-30]. При этом не предлагается законов управления, способных изменить ситуацию по микроускорениям на более благоприятную с точки зрения успешной реализации гравитационно-чувствительных процессов. Основная причина такой ситуации заключается в том, что только Россия и КНР реализовывали проекты специализированных технологических КА. Речь идёт о КА сериях «Фотон» и «Бион» (Россия) [23, 25, 29, 31], а также «Шидзянь» (КНР) [32-34]. При этом следует отметить ряд отечественных перспективных космических проектов технологического назначения, которые пока остаются не реализованными [35-37].

Современная тенденция миниатюризации космической техники заставляет пересматривать известные положения. Как показывают исследования [38], значимость возмущающих факторов, действующих на КА среднего класса и МКА может существенно отличаться. Согласно данным работы [36], возмущения от температурного удара для КА среднего класса типа «НИКА-Т» пренебрежимо малы не только с точки зрения их учёта при управлении орбитальным движением КА, но и с точки зрения создаваемых дополнительных микроускорений во внутренней среде КА. Для МКА это не так. Создаваемые температурным ударом возмущения существенно влияют даже на динамику орбитального движения МКА, особенно если речь идёт о перспективных ПСБ типа КОБЛ [39]. Исследований в области управления движением упругого МКА специализированного технологического назначения с учётом специфических требований по микроускорениям крайне мало [40-42].

Сложность решаемой проблемы связана с рядом объективных факторов.

1 Недостаточная изученность орбитального движения МКА.

2 Существенная нелинейность температурного удара как физического процесса.

3 Ограниченность выбора ИО системы ориентации и управления движением для нивелирования последствий температурного удара с точки зрения обеспечения целевых значений уровня микроускорений.

Первый фактор определяет допускаемые ошибки в управлении орбитальным движением МКА. В качестве примера можно привести опытный образец (ОО)

МКА «Аист». Три попытки снижения угловой скорости МКА с помощью МИО оказались неудачными и привели к её увеличению [38].

Существенная нелинейность температурного удара определяет применение сложного и громоздкого математического аппарата при оценке микроускорений, возникающих при температурном ударе. Вследствие этого оптимальные с точки зрения минимизации уровня микроускорений законы управления могут также оказаться громоздкими и сложными для практической реализации.

Поскольку МКА является сравнительно новым видом космической техники, то набор ИО для реализации различных задач на современном этапе развития разработан не столь полно, как для КА других классов.

Из актуальности диссертации следует её цель: обеспечение во внутренней среде МКА благоприятных условий для успешной реализации гравитационно-чувствительных процессов путём разработки алгоритмов управления.

Объектом исследования является МКА технологического назначения.

Предметом исследования является процесс управляемого движения МКА.

Для достижения поставленной цели необходимо решить следующие задачи:

1) анализ влияния температурного удара на динамику орбитального движения МКА.

2) анализ особенностей основных характеристик МКА технологического назначения и требований к системе управления его движением.

3) создание математической модели движения МКА технологического назначения с учётом температурных деформаций больших упругих элементов.

4) формулировка и решение задачи минимизации влияния температурного удара на уровень микроускорений во внутренней среде МКА за счёт управления.

5) разработка алгоритмов управления орбитальным движением МКА технологического назначения с учётом требований по микроускорениям.

Методы исследования включают в себя методы анализа напряжённо-деформированного состояния больших упругих элементов МКА при температурном ударе; построения математической модели движения МКА на

основе классических теорем механики; проведения математического моделирования.

При решении этих задач получены результаты, обладающие научной новизной.

1 На основе анализа влияния температурного удара на орбитальное движение МКА создана математическая модель движения МКА, позволяющая разрабатывать алгоритмы управления движением МКА.

2 На основе созданной математической модели движения МКА и специфических требований по микроускорениям для МКА технологического назначения разработаны алгоритмы управления движением МКА, позволяющие минимизировать влияние микроускорений, возникающих при температурном ударе.

3 На основе созданной математической модели движения МКА и алгоритмов управления движением МКА получены результаты математического моделирования для МКА типа «Возврат-МКА», позволяющие подтвердить эффективность разработанных алгоритмов управления.

4 На основе результатов расчета разработаны рекомендации по проектированию ИО системы управления движением МКА технологического назначения, позволяющие реализовать разработанные алгоритмы управления.

5 На основе проведённых исследований и полученных результатов представлено системное решение задачи снижения влияния последствий температурного удара упругих элементов малого космического аппарата на поле микроускорений его внутренней среды.

Теоретическая значимость работы состоит в том, что разработано новое математически формализованное описание управляемого движения МКА технологического назначения с учётом специфических требований, включающее в себя математическую модель движения МКА, а также постановку и решение задачи оптимизации тяги ИО, обеспечивающей минимальные значения микроускорений, вызванных температурным ударом.

Практическая значимость работы состоит в том, что:

1 Разработанные алгоритмы управления орбитальным движением МКА технологического назначения с учётом требований по микроускорениям позволяют существенно снизить влияние температурного удара на благоприятные условия для реализации гравитационно-чувствительных процессов, что даёт возможность проведения длительных процессов на борту МКА.

2 Разработанная математическая модель орбитального движения МКА позволяет проводить анализ этого движения с учётом температурных деформаций больших упругих элементов МКА, что, в конечном счёте, приводит к повышению эффективности и точности управления орбитальным движением МКА.

3 Полученные результаты математического моделирования и расчета и предложенные рекомендации по проектированию ИО системы управления движением МКА технологического назначения позволяют разработать систему управления орбитальным движением МКА при наличии его проектного облика и требований по микроускорениям.

На защиту выносятся следующие положения:

1) алгоритм управления орбитальным движением МКА технологического назначения ИО постоянной тяги;

2) алгоритм управления орбитальным движением МКА технологического назначения ИО переменной тяги;

3) математическая модель орбитального движения МКА с учётом температурных деформаций больших упругих элементов.

4) результаты математического моделирования и расчета для МКА типа «Возврат-МКА».

Достоверность полученных в работе результатов достигается корректностью применения известных базовых законов и сравнением результатов с экспериментальными данными и результатами, полученными другими авторами. Результаты работы апробированы на 7 Международных и Всероссийских конференциях, опубликованы в 4 научных изданиях из перечня ВАК, в том числе - 6 работ в ведущих мировых журналах, входящих в наукометрические базы Web of Science и Scopus.

ГЛАВА 1 ПРОБЛЕМА ТЕМПЕРАТУРНЫХ ДЕФОРМАЦИЙ БОЛЬШИХ УПРУГИХ ЭЛЕМЕНТОВ КА

1.1 Общие замечания

Бурное развитие МКА для решения различных научных и технических задач объясняется двумя неоспоримых преимуществами МКА по сравнению с КА других классов [43]:

- короткий срок реализации проекта, благодаря которому во много раз повышается интенсивность получения новых результатов, их обработка и планирование следующего шага научных исследований с учётом полученных результатов;

- низкая стоимость реализации проекта, которая обеспечивает широкий доступ исследователей различных областей к космической технике.

Эти преимущества существуют во многом благодаря тому, что запуск МКА можно осуществлять как отдельной ракетой-носителем (при этом на рабочие орбиты могут быть выведены десятки МКА), так и в качестве попутной нагрузки (ЛО МКА «Аист» выведен на орбиту 21.04.2013 отделением от КА среднего класса «Бион-М» № 1 [44]), а также с помощью космонавтов (первый российский наноспутник ТНС-0 был запущен с борта МКС [45]).

Миниатюризация космической техники в сочетании с возрастающими требованиями энерговооружённости и ограничениями уровня микроускорений для успешной реализации гравитационно-чувствительных процессов приводит к существенному перераспределению значимости влияния возмущающих факторов на орбитальное движение МКА по сравнению с КА других классов.

Так, оценки, проведённые в работе [46] показывают, что гравитационный и магнитный возмущающие моменты, действующие на ОО МКА «Аист», являются соизмеримыми при доминировании магнитного момента (соответственно 5,5 10-6 Нм и 10-5 Нм), а аэродинамический возмущающий момент примерно на два порядка ниже (10-7 Нм) [46]. Эти данные хорошо согласуются с данными для других КА: «Ямал-200», «Ямал-201», «Ямал-202» [47], «Микросат» [48], «Ямал -100», «Е§ур1ва1» [49], «Аурига» [50].

Оценки возмущений, проведённых на КА других классов, показывают, что магнитные возмущения оказываются на несколько порядков ниже, чем

гравитационные и аэродинамические (шесть порядков для ОК «Мир» [51] и три порядка для КА типа «НИКА-Т» и «ОКА-Т» [26]).

Специфическим явлением, подлежащим учёту при анализе орбитального движения МКА не только с целью обеспечения ограничений по микроускорениям, но и с целью повышения эффективности и точности управления орбитальным движением МКА, является температурный удар. При наличии теневого участка орбиты МКА периодически оказывается в тени Земли. Это приводит к скачкообразным изменениям температуры и, как следствие, геометрических размеров и равновесных форм больших упругих элементов МКА. Прежде всего, речь идёт о ПСБ. При температурном ударе возникают возмущения, влияющие на поступательную часть движения МКА за счёт изменения линейных размеров больших упругих элементов и на вращательную часть за счёт возбуждения собственных колебаний больших упругих элементов при температурной потере устойчивости.

В данной главе обсуждается проблема температурных деформаций для КА различных классов, проводится анализ проблемы влияния этих деформаций на орбитальное движение КА, обосновывается актуальность учёта температурного удара для построения корректных моделей движения МКА и ставятся задачи диссертационного исследования.

1.2 Модель температурного поля больших упругих элементов при

температурном ударе

Панель солнечной батареи КА представляет собой упругую протяжённую конструкцию. Введём упрощающие предположения для построения базовой модели температурного поля, которая будет служить основой для поискового и оптимизационного расчетов.

1 В качестве первого приближения для моделирования температурного поля используем модель однородной ортотропной пластины с жёстко заделанным одним краем и тремя свободными краями.

В реальности при выполнении силового каркаса из металлических материалов, например, МА-2 [36] будет наблюдаться неоднородность жесткостных свойств из-за отличий формы каркаса от пластины. При выполнении силового каркаса из композиционных материалов однородность также может нарушаться в виду неоднородности самого материала. Жёстко заделанный край пластины на самом деле может перемещаться вместе с КА. Можно лишь констатировать, что эти перемещения существенно меньше перемещений свободных краёв пластины. Однако при построении базовой модели для математического моделирования такое упрощение допустимо. Оно даёт возможность оценки корректности использования упрощённой модели при построении законов управления движением КА. В тех случаях, когда такое использование корректно, оказывается возможным упростить разработку и реализацию алгоритмов управления с помощью бортовых средств КА. Это является несомненным преимуществом, поскольку ресурсы этих средств существенно ограничены.

2 Рассмотрим предельный случай, при котором направление падающего потока солнечного излучения перпендикулярно поверхности пластины.

В такой ситуации влияние температурного удара будет максимальным. Этот предельный случай демонстрирует актуальность учёта температурного удара в разработке алгоритмов управления орбитальным движением КА при решении различных задач. Например, при решении задачи оптимального управления для КА среднего класса такой учёт является неактуальным из-за незначительности влияния температурных деформаций ПСБ на динамику орбитального движения космического аппарата [36]. Однако в ситуации с малым космическим аппаратом

такой учёт необходим, что наглядно показали эксперименты на борту международной космической станции с перспективными ПСБ нового типа ROSA [39]. Актуален учёт температурного удара и в задачах обеспечения благоприятных условий для реализации гравитационно-чувствительных технологических процессов на борту космического аппарата. Микроускорения, порождаемые температурными деформациями панелей солнечных батарей, способны нарушить эти благоприятные условия [52].

3 Считаем поток солнечного излучения равномерным и стационарным:

Вт

Q(xh, yh, t) = 1400

2

м

где (хь, у) - точки граничной поверхности пластины, на которую падает солнечное излучение.

Для базовой модели в целях корректной оценки актуальности учёта температурных деформаций на динамику орбитального движения космического аппарата такого допущения оказывается вполне достаточно.

4 Собственные колебания ПСБ не влияют на их температурное поле. Значимость колебаний в аспекте процессов теплопередачи означала бы то, что, несмотря на равномерный поток солнечного излучения, поверхность ПСБ нагревалась бы неравномерно. Из-за существенных различий в углах падения солнечного излучения на различные участки поверхности ПСБ возникнет неравномерное распределение температуры по поверхности. В этом случае решение задачи теплопроводности будет значительно осложнено. Однако, насколько это оправдано для базовой модели и какой эффект вызовет такая неравномерность. Легко представить, что при учёте колебаний нагрев будет происходить менее интенсивно, чем в случае, когда солнечное излучение падает нормально на каждый участок поверхности. Эффект температурного удара с точки зрения его влияния на динамику орбитального движения космического аппарата будет слабее. Действительно, в случае пренебрежения колебаниями внутренние тепловые потоки будут распространяться только внутрь пластины перпендикулярно поверхности, на которую падает поток излучения.

Неравномерность распределения температуры на поверхности за счёт колебаний заставит часть внутренних тепловых потоков двигаться параллельно поверхности. Это, несомненно, уменьшит интенсивность прогрева, а, следовательно, и скорость температурных деформаций. Поэтому пренебрежение колебаниями в базовой модели несколько завышает эффект от температурных деформаций. Это не является недостатком, а создаёт своеобразный запас «прочности», полученной с помощью базовой модели оценки.

5 Все свойства ПСБ предполагаются однородными и одинаковыми во всём диапазоне температур.

В реальной ситуации данные свойства будут зависеть от температуры ПСБ. Согласно экспериментальным данным, рабочий диапазон температур является достаточно широким: [100, 400] К [52]. Для металлических материалов различия в свойствах могут быть значимыми, однако для композитных материалов вполне возможно соответствие данному допущению. С другой стороны, в работе рассматривается очень динамичное явление температурного удара. Поэтому на небольшом промежутке времени, когда по данным работы [39] температура меняется на десятки градусов в секунду, диапазон изменения температур сужается. В этом случае допущение может быть применимо и в случае металлических материалов.

6 Для базовой модели справедлив закон Фурье.

Классический закон Фурье состоит в предположении пропорциональности внутреннего теплового потока градиенту температуры однородной неподвижной среды. Однако КА не является неподвижным, а совершает сложное свободное движение, двигаясь по орбите вместе с центром масс и вращаясь относительно него по трём перпендикулярным осям. Это приводит к тому, что на низких околоземных орбитах, где значимо аэродинамическое сопротивление, необходимо вносить поправки в модель. Например, пересмотрев граничные условия и учтя тепловое взаимодействие внешней поверхности ПСБ с набегающим потоком. Для более высоких орбит, где можно пренебречь аэродинамическим сопротивлением,

видимых отличий покоящегося КА от движущегося, по всей вероятности, наблюдаться не будет.

7 Начальное поле распределения температур в ПСБявляется однородным. Данное допущение существенно упрощает решение задачи. Насколько оно справедливо можно судить исходя из конкретной орбиты КА. Рассчитав длительность солнечного и теневого участков орбиты КА, возможна корректная оценка степени соответствия конечного температурного поля предыдущего участка предположению о равномерности начального температурного поля следующего участка. Для базовой модели, которая должна быть достаточно универсальной, другого допущения о начальном распределении температур панели солнечной батареи сделать довольно трудно.

8 Толщина ПСБ пренебрежимо мала по сравнению с её длиной и шириной.

Для реальных ПСБ при длине в несколько метров и ширине около одного метра толщина составляет всего несколько миллиметров. Для ПСБ нового поколения ROSA она и вовсе не превышает одного миллиметра. Поэтому такое допущение вполне оправдано и не влияет на точность получаемых результатов. Согласно предположению 6 базовая модель основана на законе Фурье:

q = -ÁgradT, (1.1)

где q - внутренний тепловой поток; Я - коэффициент теплопроводности; T = T(x, y, z, t) - температура в некоторой точке панели солнечной батареи, определяемая координатами этой точки и временем.

В общем виде закон сохранения энергии для этой точки можно записать следующим образом:

8T

cp— = -divq + f, (1.2)

dt

где c и р - соответственно удельная теплоёмкость и плотность материала панели солнечной батареи, а f - интенсивность внутренних источников тепла. С учётом закона Фурье (1.1) и отсутствия внутренних источников тепла в решаемой задаче уравнение (1.2) можно представить в виде:

дТ

ср — = (Л grad Т).

(1.3)

Допущения 3-5 позволяют свести модель (1.3) к классической одномерной задаче теплопроводности с постоянными коэффициентами [53]:

дТ 2 д2Т — = а —-, дл д22

(1.4)

\

Л

где а = на рисунке 1.1.

--коэффициент температуропроводности. Координатные оси показаны

ср

Ъ А

У

к/2 Н/2л

/ / / /.. • / /

/// - а -►

х

V / /

/

Рисунок 1.1 - Модель ПСБ в виде однородной ортотропной пластины

(8] и 82 - соответственно верхняя и нижняя, а - боковые поверхности ПСБ)

Чтобы корректно поставить начально-краевую задачу, необходимо задать начальное распределение температур ПСБ и граничные условия. Для условий околоземного космического пространства выбираем граничные условия третьего рода при отсутствии конвекции. Для освещённой внешней поверхности панели солнечной батареи:

= 0 ~е1а(т41 - Т4 ), (1.5)

V дп У 31

где интенсивность внешнего теплового потока определяется допущением 3.

Для неосвещённой внешней поверхности панели солнечной батареи:

- т4). (1.6)

V дп ) 5 2

Ссылаясь на допущение 8, будем пренебрегать теплообменом между панелью солнечной батареи и окружающей средой через боковые поверхности Бз-Бб (рисунок 1.1).

В качестве начальных условий, согласно допущению 7, можно выбрать следующее:

Т(х, у, = 200 К. (1.7)

Таким образом, поставлена начально-краевая задача (1.4)-(1.7). Она относится к прямым начально-краевым задачам, в которых необходимо определить температурное поле ПСБ: Т = Т(х, у, z, г) [54].

1.3 Влияние температурных деформаций больших упругих элементов на уровень микроускорений КА класса орбитальных станций

Орбитальные космические станции (ОКС) являются наиболее крупногабаритными космическими аппаратами. Как правило, их также характеризует чрезвычайно широкий спектр поставленных перед ними целевых задач. Следует отметить, что все ОКС являются пилотируемыми КА, на которые регулярно прибывают космические корабли с экипажем. В таблице 1.1 приведены габаритно-массовые характеристики ОКС и их больших упругих элементов конструкции. На всех этих ОКС проводились гравитационно-чувствительные процессы [26]. В скобках столбца «Габариты ОКС» указан размер ОКС с учётом размаха ПСБ.

Габаритно-массовые характеристики некоторых ОКС

Таблица 1.1

ОКС, Число больших Длина Обща Габариты

дата упругих больших упругих масса, ОКС, м

запуска элементов элементов, м т

Салют-1 4 3,5 18,9 16х4,2

19.04.1971 (11)

Бку1аЬ 5 14,9 77 24,6х6,6

14.05.1973 (36,4)

Мир >10 15 124,5 19х31х28

20.02.1986

МКС >10 16,5 417,3 109х73х27

20.11.1998

Тяньгун-1 29.09.2011 2 6,8 8,5 10,4х3,4 (17)

Численное моделирование температурных деформаций больших упругих элементов при температурном ударе и вызываемые реакции в узле крепления упругих элементов было проведено в пакете ANSYS [54]. В таблице 1.2 представлен уровень вызываемых температурным ударом микроускорений в сравнении с другими возмущающими факторами, оценка которых была взята из работ [26, 51] для ОК «Мир».

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Орлов Денис Игоревич, 2021 год

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

1 Алексеев, К.Б. Управление космическими летательными аппаратами / К.Б. Алексеев, Г.Г. Бебенин. - М.: Машиностроение, 1974. - 340 с.

2 Белецкий, В.В. Движение искусственного спутника относительно центра масс / В.В. Белецкий. - М.: Наука, 1965. - 416 с.

3 Белецкий, В.В. Очерки о движении космических тел / В.В. Белецкий. - М.: Наука, 1972. - 360 с.

4 Докучаев, Л.В. Динамика быстровращающегося космического аппарата с упругими штангами / Л.В. Докучаев // Известия АН СССР. Механика твердого тела.

- 1969. - № 2. - С. 3-9.

5 Докучаев, Л.В. Нелинейная динамика упругого летательного аппарата / Л.В. Докучаев // Итоги науки и техники. Общая механика. - 1982. - Т. 5. - С. 135-197.

6 Докучаев, Л.В. Нелинейная динамика летательных аппаратов с деформируемыми элементами / Л.В. Докучаев. - М.: Машиностроение, 1987. - 232 с.

7 Раушенбах Б. В. Управление ориентацией космических аппаратов / Б. В. Раушенбах, Е. Н. Токарь. - М.: Наука, 1974. - 600 с.

8 Титов, Б.А. Формирование динамических свойств упругих космических аппаратов / Б.А. Титов, В.А. Вьюжанин, В.В. Дмитриев. - М.: Машиностроение, 1995. - 304 с.

9 Титов, Б.А. Модальный подход в динамике упругих космических аппаратов и ракет-носителей / Б.А. Титов. - М.: Машиностроение, 2014. - 341 с.

10 Likins P.W. Use of synthetic modes in hybrid coordinate dynamic analysis / P.W. Likins, P.H. Wirsching // AIAA. - 1968. - Vol. 6, № 10. - P. 1867-1872.

11 Likins, P.W. Results of flexible spacecraft attitude control studies utilizing hybrid coordinates / P.W. Likins, G.E. Fleischer // J. of Spacecraft and Rockets. - 1971. - Vol. 8, №3. - P. 264-273.

12 Likins, P.W. Quasicoordinate equations for flexible spacecraft / P.W. Likins // AIAA.

- 1975. - Vol. 13, № 4. - P. 524-526.

13 Likins, P.W. Mathematical modeling of spinning elastic bodies for modal analysis / P.W. Likins, F.J. Barbera, V. Baddeley // AIAA. - 1981. - Vol. 11, № 9. - P. 1251- 1258.

14 Meirovitch, L. Attitude stability of an elastic body of revolution in space / L. Meirovitch // J. Of the Astronautical Sciences. - 1961. - Vol. 8, № 4. - P. 110-113.

15 Meirovitch, L. High-spin motion of satellite containing elastic parts / L. Meirovitch, H.D. Nelson // J. of Spacecraft and Rockets. - 1966. - Vol. 3, №11. - P. 1597-1602.

16 Meirovitch, L. A comporative study of stability methods for flexible satellites / L. Meirovitch, R.A. Calico // AIAA. - 1973. - Vol. 11, № 1. - P. 91-98.

17 Pringle, R.Jr. On the capture stability and passive damping of artificial satellites: diss. Ph. D. / Ralph Jr. Pringle - Stanford, 1964. - 139 p.

18 Pringle, R.Jr. On the stability of a body with connected moving parts / R.Jr. Pringle // AIAA. - 1966. - Vol. 4, № 8. - P. 1395-1404.

19 Pringle, R.Jr. Stability of the forse-free motion of dual-spin spacecraft / R.Jr. Pringle // AIAA. - 1969. - Vol. 7, № 6. - P. 1054-1063.

20 Hughes, P.C. Influence of solar radiation on the spin behavior of satellites with long flexible antennae / P.C. Hughes, D.B. Cherchas // Transactions of the Canadian aeronautics and space institute. - 1969. - Vol. 2, № 2. - P. 53-57.

21 Hughes, P.C. Attitude dynamics of a three-axis stabilized satellite with a large flexible solar array / P.C. Hughes // J. of the Astronautical Sciences. - 1972. - Vol. XX, № 3. -P. 166-189.

22 Hughes, P.C. Dynamics of flexible space vehicles with active attitude control / P.C. Hughes // Celestial Mechanics. - 1974. - Vol. 9, №1. - P. 21-39.

23 Абрашкин, В.И. Неуправляемое вращательное движение спутника ФОТОН 12 и квазистатические микроускорения на его борту / В.И. Абрашкин, В.Л. Балакин, И.В. Белоконов и др. // Космические исследования. - 2003. - T. 41, № 1. - С. 45-56.

24 Полежаев, В.И. Механика невесомости и гравитационно-чувствительные системы / В.И. Полежаев, В.В. Сазонов // Препринт ИПМ им. А.Ю. Ишлинского РАН. - 2009. - № 898. - 76 с.

25 Аншаков, Г.П. Проблема оценки микроускорений на космическом аппарате «Фотон - М» № 4 / Г.П. Аншаков, А.И. Белоусов, А.В. Седельников // Известия вузов. Авиационная техника. - 2017. - № 1. - С. 80 - 86.

26 Седельников, А.В. Проблема микроускорений: от осознания до фрактальной модели / А.В. Седельников. - М.: РАН. Избранные труды Российской школы по проблемам науки и технологий, 2012. - 277 с.

27 Сазонов, В.В. Периодические движения спутника относительно центра масс в режиме гравитационной ориентации / В.В. Сазонов, М.Е. Сидорюк // Изв. АН СССР Мех. твердого тела. - 1985. - № 1. - С. 3-13.

28 Сарычев, В.А. Повышение точности определения вращательного движения орбитальных станций «Салют-6» и «Салют-7» относительно центра масс по данным измерений / В.А. Сарычев, В.В. Сазонов, М.Ю. Беляев и др. // Космические исследования. - 1991. - T. XXIX, № 3. - С. 375-389.

29 Абрашкин, В.И. Определение вращательного движения спутника Фотон М-2 по данным бортовых измерений угловой скорости / В.И. Абрашкин, А.Е. Казакова, В.В. Сазонов и др. // Космические исследования. - 2008. - T. 46, № 2. - С. 148-167.

30 Седельников, А.В. Разработка комплексного метода контроля и оценки микроускорений на борту космического аппарата: дисс. докт. техн. наук: 05.07.07 / Седельников Андрей Валерьевич. - Омск, 2015. - 337 с.

31 Абрашкин, В.И. Определение вращательного движения спутника «Бион М-1» средствами аппаратуры ГРАВИТОН / В.И. Абрашкин, К.Е. Воронов, И.В. Пияков и др. // Препринт ИПМ им. М.В. Келдыша РАН. - 2014. - № 2. - 45 с.

32 Hu, W.R. Space Program SJ-10 of Microgravity Research / W.R. Hu, J.F. Zhao, M. Long et al. // Microgravity Scie^e and Technology. - 2014. - Vol. 26. - № 3. - P. 159169.

33 Yu, J. A Review on InGaSb Growth under Microgravity and Terrestrial Conditions Towards Future Crystal Growth Project Using Chinese Recovery Satellite SJ-10 / J. Yu, Y. Liu, X. Pan et al. // Microgravity Scie^e and Technology. - 2016. - Vol. 28. - № 2. - P. 143-154.

34 Zhao, H. System Design and Flight Results of China SJ-10 Recoverable Microgravity Experimental Satellite / H. Zhao, J. Qiu, Y. Wang, - in: Life Science in Space: Experiments on Board the SJ-10 Recoverable Satellite. - Springer: Singapore, 2019. -442 p.

35 Lukiashchenko, V. «MAKOS-Т» A New Spacecraft for Conducting Experiments in Microgravity / V. Lukiashchenko, V. Borisov, V. Semenchenko et al. // Russian Space Bulletin. - 1996. - Vol. 1, № 4. - P. 13-15.

36 Седельников, А.В. Влияние температурных деформаций упругих элементов на динамику КА типа «НИКА-Т» / А.В.Седельников, М.И. Казарина // Вестник МАИ. - 2011. - T. 18, № 2. - C. 47-51.

37 Лукьященко, В.И. Разработка программы целевой эксплуатации «Ока-Т» и исходных данных для формирования технического предложения на комплекс «Ока-Т-МКС». Разработка концепции развития обслуживаемых технологических комплексов для опытно-промышленного производства материалов / В.И. Лукьященко, Г.Р. Успенский, В.В. Семенченко и др. // НТО № 851-0700/02-10-4518/2003. - Королёв Моск. обл.: ФГУП «ЦНИИ Машиностроения». - 2003.

38 Белоусов, А.И. Анализ вращательного движения малых космических аппаратов серии «Аист» / А.И. Белоусов, Н.Д. Сёмкин, А.В. Седельников и др. // Авиакосмическое приборостроение. - 2017. - № 8. - С. 3 - 10.

39 Chamberlain, M.K., On-Orbit Structural Dynamics Performance of the Roll-Out Solar Array / M.K. Chamberlain, S.H. Kiefer, J.A. Banik [Электронный ресурс]. - Режим доступа: https://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514Z6.2018-1942 (07.02.2020).

40 Кирилин, А.Н. Малые космические аппараты серии «Аист» (проектирование, испытания, эксплуатация, развитие) / А.Н. Кирилин, С.И. Ткаченко, В.В. Салмин и др. - Самара: Издательство Самарского научного центра РАН, 2017. - 348 с.

41 Абрашкин, В.И. Определение вращательного движения малого космического аппарата «АИСТ-2Д» по данным научной аппаратуры КМУ-1 / В.И. Абрашкин, К.Е. Воронов, А.В. Пияков и д.р. // Препринты ИПМ им. М.В. Келдыша. - 2017. -№ 57. - С. 1 - 37.

42 Седельников, А.В. Оценка влияния температурного удара на динамику орбитального движения космического аппарата технологического назначения / А.В. Седельников, Д.А. Белоусова, Д.И. Орлов и др. // Вестник МАИ. - 2019. - Т. 26, № 4. - С. 214-222.

43 Белоусов, А.И. Организация опытно-серийного производства в космосе на современном этапе / А.И. Белоусов, А.В. Седельников, Д.П. Молявко и др. // Научное обозрение. - 2016. - № 17. - С. 186 - 194.

44 Абрашкин, В.И. Неуправляемое вращательное движение малого спутника АИСТ / В.И. Абрашкин, К.Е. Воронов, А.В. Пияков и др. // Космические исследования. - 2015. - Т. 53. - № 5. - С. 395 - 408.

45 Карпенко, С.О. Система ориентации первого российского наноспутника ТНС-0 № 1 / С.О. Карпенко, Н.В. Куприянова, М.Ю. Овчинникови др. // Космические исследования. - 2010. - Т. 48. - № 6. - С. 532 - 540.

46 Седельников, А.В. Методика лётной эксплуатации программно-аппаратных средств контроля параметров вращательного движения малых космических аппаратов серии «Аист» / А.В. Седельников, Ю.Я. Пузин, А.С. Филиппов // Омский научный вестник. Серия «Авиационно-ракетное и энергетическое машиностроение». - 2018. - Т. 2 - № 3. - С. 35-43.

47 Севастьянов, Н.Н. Создание математической модели внешних возмущающих моментов для режима «Прогноз» спутника связи «Ямал - 200» / Н.Н. Севастьянов // Вестник Томского государственного университета. - 2013. - № 4. - С. 88 - 98.

48 Дудкин, Ф.Л. Оценка требований к платформам микро- и наноспутников в контексте длительных измерений магнитного поля Земли [Электронный ресурс] / Ф.Л. Дудкин, Д.Ф. Дудкин // сайт. - URL: https://www.researchgate.net/publication/272828278 (дата обращения 18.02.2018).

49 Богачев, А.В. Управление кинетическим моментом автоматических космических аппаратов с гиросиловыми исполнительными органами [Электронный ресурс]//сайт. - URL: http://conf58.mipt/statistic/reports_pdf/727.pdf (дата обращения 14.02.2020).

50 Розин, П.Е. Система ориентации и стабилизации малого космического аппарата дистанционного зондирования Земли «Аурига» / П.Е. Богачёв [Электронный ресурс] // Труды МАИ. - 2016. - № 90. - сайт. - URL: http: //www. mai.ru/science/trudy/published. php?ID=74739 (дата обращения 14.02.2020).

51 Березин, И.А. Расчет микроускорений на орбитальном комплексе «Мир» / И.А. Березин, В.В. Сазонов, В.И. Стажков // Труды XXV Чтений К.Э.Циолковского. -1991. - С. 22-31.

52 Sedelnikov, A.V. Modeling the effect of temperature deformations of large elements on the dynamics of the orbital motion of a small spacecraft / A.V. Sedelnikov, V.S. Rodina, D.I. Orlov // Journal of Physics: Conference Series. - 2019. - Vol. 1368.

53 Самарский, А.А. Вычислительная теплопередача / А.А. Самарский, П.Н. Вабищевич. - М.: Едиториал УРСС, 2003. - 784 с.

54 Sedelnikov, A.V. Development of Control Algorithms for the Orbital Motion of a Small Technological Spacecraft with a Shadow Portion of the Orbit / A.V. Sedelnikov, D.I. Orlov // Microgravity Science and Technology. - 2020. - Vol. 32. - doi 10.1007/s12217-020-09822-y.

55 Лобыкин, А.А. Методы улучшения микрогравитационной обстановки на борту автоматического космического аппарата, предназначенного для микрогравитационных исследований / А.А. Лобыкин // Поверхность. Рентгеновские, синхротронные и нейтронные исследования. - 2009. - № 2. - С. 84 - 91.

56 Седельников, А.В. Оценка влияния температурных деформаций упругих элементов космической лаборатории на поле микроускорений ее внутренней среды / А.В. Седельников, В.В. Юдинцев // Известия Самарского научного центра РАН. -2011. - т. 13. - № 1(2). - С. 344-346.

57 Orlov D.I. Modeling the Temperature Shock Impact on the Movement of a Small Technological Spacecraft / D.I. Orlov // AIP Conference Proceedings. - 2021. - Vol. 2340. - 050001.

58 Utkin, V.F. Main results and experience obtained on Mir space station and experiment program for Russian segment of ISS / V.F. Utkin, V.I. Lukjashchenko, V.V. Borisov et al. // Acta Astronautica. - 2003. - Vol. 55, № 1. - P. 45-51.

59 Киселев, А.И. Космонавтика на рубеже тысячелетий: итоги и перспективы / А.И. Киселев, А.А. Медведев, В.А. Меньшиков. - М.: Машиностроение, 2001. - 672 с.

60 Ёлкин, К.С. Проект космического комплекса нового поколения ОКА-Т-МКС для решения задач научно-прикладных исследований в условиях микрогравитации, вакуума околоземного пространства и космической радиации /

К.С. Ёлкин, Е.К. Мельников, В.И. Миронов и др. // Космонавтика и ракетостроение.

- 2009. - № 4 (57). - С. 109-121.

61 Ахметов, Р.Н. Космический аппарат "Бион-М" / Р.Н. Ахметов, Н.Р. Стратилатов, В.И. Абрашкин и др. - Патент на промышленный образец RU 77534, 16.02.2011. Заявка № 2010500546 от 04.03.2010.

62 Абрашкин, В.И. Вращательное движение спутника Фотон М-4 / В.И. Абрашкин, К.Е. Воронов, И.В. Пияков и др. // Космические исследования. - 2016. - Т. 54. - № 4. - С. 315-322.

63 Sedelnikov, A.V. Evaluation of the level of microaccelerations on-board of a small satellite caused by a collision of a space debris particle with a solar panel / A.V. Sedelnikov // Jordan Journal of Mechanical and Industrial Engineering. - 2017. - Vol. 11. - № 2. - P. 121 - 127.

64 Owen, R.G. Integration of a microgravity isolation mount within a Columbus single rack / R.G. Owen, D.I. Jones, A.R. Owens et al. // Acta Astronautica. - 1990. - Vol. 22.

- P. 127-135.

65 Левтов, В.Л. Результаты лётно-космических испытаний виброзащитной платформы ВЗП-1К / В.Л. Левтов, В.В. Романов, А.И. Иванов и др. // Космические исследования. - 2001. - T. 39, №2. - С. 136-147.

66 Гансвинд, И.Н. Малые космические аппараты - новое направление космической деятельности / И.Н. Гансвинд // Международный научно-исследовательский журнал. - 2018. - № 12-2 (78). - С. 84-91.

67 Макаренко, С.И. Использование космического пространства в военных целях: современное состояние и перспективы развития систем информационно -космического обеспечения и средств вооружения / С.И. Макаренко // Системы управления, связи и безопасности. 2016. - № 4. - С. 161-213.

68 Кирилин, А.Н. Опытно-технологический малый космический аппарат «Аист-2Д» / А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, Е.В. Шахматов и др. - Самара: Издательство Самарского научного центра РАН, 2017. - 324 с.

69 Михайлов, Е.В., Опыт эксплуатации малого КА ДЗЗ «Монитор - Э» и перспективы создания его улучшенного аналога КА «Монитор - 2» / Е.В. Михайлов, О.В. Михеев, А.Е. Положенцев и др. // Исследование Земли из космоса.

- 2011. - № 5. - С. 89 - 96.

70 Алавердов, В.В. Многофункциональный обслуживаемый космический аппарат и способ проведения многоцелевых научно-прикладных исследований с помощью этого космического аппарата / В.В. Алавердов, Н.А. Анфимов, В.В. Борисов // Патент RU 2181094 C1 29.08.2000.

71 Коваленко, А.П. Магнитные системы управления космическими летательными аппаратами / А.П. Коваленко. - М.: Машиностроение, 1975. - 248 с.

72 Аншаков, Г.П. Исследование влияния целевой и обеспечивающей аппаратуры на работу датчиков магнитометра космического аппарата "Фотон-М" № 2 / Г.П. Аншаков, А.И. Белоусов, А.В. Седельников и др. // Известия высших учебных заведений. Авиационная техника. - 2019. - № 4. - С. 43-47.

73 Овчинников, М.Ю. Магнитные системы ориентации малых спутников / М.Ю. Овчинников, В.И. Пеньков, Д.С. Ролдугин и др. М.: ИПМ им. М.В. Келдыша, 2016.

- 366 с.

74 Филиппов, А.С. Разработка эффективной методики наземных испытаний датчиков магнитометров научной аппаратуры МАГКОМ на малых космических аппаратах типа «Аист» / А.С. Филиппов // Авиакосмическое приборостроение. -2018. - № 3. - С. 37-47.

75 Ushakov, I.B. Advances of space medicine and biology research in Russia / I.B. Ushakov, E.A. Ilyin // 47th session of the STS of the Committee on the Peaceful Uses of

Outer Space February 2010, Vienna, Austria [Электронный ресурс]. - Режим доступа URL: http://www.unoosa.org/pdf/pres/stsc2010/tech-13.pdf (дата обращения 19.04.2020).

76 Spence, B.R. International Space Station (ISS) Roll-Out Solar Array (ROSA) Spaceflight Experiment Mission and Results / B.R. Spence, S. White, M. LaPointe et al. // 2018 IEEE 7th World Conference on Photovoltaic Energy Conversion (WCPEC) (A Joint Conference of 45th IEEE PVSC, 28th PVSEC & 34th EU PVSEC). - Waikoloa Village, HI, 2018. - Р. 3522-3529.

77 Борисов, А.Е. Микрогравитационная обстановка на борту КА «Фотон-М», российском сегменте МКС, ГТК «Прогресс-М», перспективном КА «ОКА-Т», предложения по созданию требуемых экспериментами условий микрогравитации

/ А.Е. Борисов, К.С. Ёлкин, В.Л. Левтов и др. // Материалы XXXII академических чтений по космонавтике. - М.: Комиссия РАН по разработке научного наследия пионеров освоения космического пространства, 2008. - С. 50-56.

78 Hendrickx, B. The future of russia's manned space programme / B. Hendrickx // Space Chronicle: Journal of the British Interplanetary Society. - 2010. - Vol. 63. - №2 1. - P. 234.

79 Russia Space programm and Exploration Handbook. - Vol. 1. Strategic Information, Developments and Regulations. - Washigton: International Business Publications, 2015. - 305 p.

80 Wooding, R.A. Steady state free thermal convection of liquid in a saturated permeable medium / R.A. Wooding // Journal of Fluid Mechanics. - 1957. - Vol. 2. - №2 3. - P. 273285.

81 Chin, J.H. Effect of fluid motion on free surface shape under reduced gravity / J.H. Chin, L.W. Gallagher // AIAA Journal. - 1964. - Vol. 2. - № 12. - P. 2215-2217.

82 Clarke, N.P. Simulation of aerospace flight acceleration and dynamic pressure environments for biodynamics research / N.P. Clarke, J.J. Gokelman, H.F. Von Gierke // Journal of spacecraft and rockets. - 1967. - Vol. 4. - № 6. - P. 751-757.

83 Fredrickson, G.O. Orbital experimentation for advancing cryogenic technology / G.O. Fredrickson, P.L. Klevatt, J.D. Schweikle // Journal of spacecraft and rockets. - 1969. -Vol. 6. - № 3. - P. 257-263.

84 Pletser, V. Short duration microgravity experiments in physical and life sciences during parabolic flights: the first 30 ESA campaigns / V. Pletser // Acta Astronautica. -2004. - Vol. 55. - № 10. - P. 829-854.

85 Власов, П.Н. Цели и задачи использования авиационной техники в процессе подготовки космонавтов к выполнению космического полета / П.Н. Власов, М.М. Харламов, А.А. Курицын и др. // Идеи и новации. - 2018. - Т. 6. - № 3. - С. 87-92.

86 Corliss, W.R. NASA Sounding Rockets, 1958-1968. A Historical Summary / W.R. Corliss. - Washington: U.S. Government Printing Office, 1971. - 168 р.

87 Sounding Rockets [Электронный ресурс]. - Режим доступа URL: http:// wsn. spaceflight.esa. int/docs/EUG2LGPr3/EUG2LGPr3-6-SoundingRockets.pdf (дата обращения 25.04.2020).

88 Zhang, X. Some key technics of drop tower experiment device of National Microgravity Laboratory (China) (NMLC) / X. Zhang, L. Yuan, W. Wu et al. // Science in China Ser. E Engineering & Materials Science. - 2005. - Vol.48, № 3. - P. 305-316.

89 Lekan, J. Users Guide for the 2.2 Second Drop Tower of the NASA Lewis Research Center / J. Lekan // TM 107090. - NASA, 1996.

90 Manu, N.M. Combustion Experiments in Reduced Gravity Space Environment Using 1second Drop Tower and Challenges Faced / N.M. Manu, B.J. Arjun, A. Kumar et al. // Proceedings of the European Combustion Meeting. - 2015. - Р. 1-6.

91 Schwartz, E.L. Manned orbiting laboratory / E.L. Schwartz // Journal Survival. Global Politics and Strategy. - 1967. - Vol. 9. -№ 3. - Р. 93-101.

92 Леонов, А.Г. Огранка «Алмазов» / А.Г. Леонов, И.Б. Афанасьев, А.И. Бурганский и др. - М.: ИГ Изопроект, 2019. - 531 с.

93 Никитин, С.А. Об измерении квазистатической компоненты микроускорения на борту ИСЗ с помощью датчика конвекции / С.А. Никитин, В.И. Полежаев, В.В. Сазонов // Космические исследования. - 2001. - T. 39. - № 2. - С. 179-187.

94 Бэлью, Л. Орбитальная станция «Скайлэб» / Л. Бэлью, Э. Стулингер. - М.: Машиностроение, 1977. - 232 с.

95 Седельников, А.В. Проблема микроускорений: 30 лет поиска решения / А.В. Седельников // Современные наукоемкие технологии. - 2005. - № 4. - С. 15-22.

96 Картавых, А.В. Выращивание монокристаллов полупроводников методом бестигельной зонной плавки в условиях орбитального космического полета: дисс. докт. техн. наук: 05.27.06 / Картавых Андрей Валентинович. - Москва, 2005. - 366 с.

97 Земсков, В.С. На пути к пониманию процессов выращивания из расплавов кристаллов полупроводников в невесомости на космических аппаратах / В.С. Земсков, М.Р. Раухман, В.П. Шалимов; под общ. ред. Лякишева Н.П. - М.: ЭЛИЗ. - 1998. - С. 295-317.

98 Аншаков, Г.П. Оценка эффективности использования электротермических микродвигателей в системе управления движением космического аппарата технологического назначения / Г.П. Аншаков, А.И. Белоусов, А.В. Седельников и др. // Известия вузов. Авиационная техника. - 2018. - № 3. - С. 28-34.

99 Hu, W.R. Microgravity experiments on board the Chinese recoverable satellite / W.R. Hu // Microgravity Science Technology. - 2008. - Vol. 20. - № 2. - P. 59-60.

100 Зайцев, Ю.И. Трудный путь в космос. Сборник статей / Ю.И. Зайцев. - М.: Издательские решения, 2017. - 233 с.

101 Кирилин, А.Н. Новый шаг к уникальным технологиям в космосе: КА "ФОТОН-М" № 4 / А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, Г.П. Аншаков и др. // Полет. Общероссийский научно-технический журнал. - 2015. - № 2. - С. 3-9.

102 Седельников, А.В. Космический аппарат «Спот-4» как пример успешной борьбы с квазистатической компонентой микроускорений / А.В. Седельников, Д.П. Подлеснова // Известия высших учебных заведений. Северо-Кавказский регион. Естественные науки. - 2007. - № 4. - С. 44-46.

103 Sedelnikov, A.V. Alternative solution to increase the duration of microgravity calm period on board the space laboratory / A.V. Sedelnikov, A.A. Kireeva // Acta Astronautica. - 2011. - Vol. 69. - № 6-7. - P. 480-484.

104 Седельников, А.В. Использование электроракетного двигателя в двигательной установке при ориентации космической лаборатории / А.В. Седельников, А.А. Серпухова // Фундаментальные исследования. - 2010. - № 12. - C. 153-157.

105 Седельников, А.В. Использование электроракетного двигателя для снижения уровня микроускорений на космической лаборатории / А.В. Седельников, Е.Ю. Сыгурова, А.А. Киреева // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С.П. Королева. - 2012. - № 3(34). Ч. 2. - С. 11-15.

106 Belousov, A.I. Study of Effective Application of Electric Jet Engine as a Mean to Reduce Microacceleration Level / A.I. Belousov, A.V. Sedelnikov, K.I. Potienko // International Review of Aerospace Engineering. - 2015. - Vol. 8. - № 4. - P. 157-160.

107 Belousov, A.I. Selecting the parameters of the orientation engine for a technological spacecraft / A.I. Belousov, A.V. Sedelnikov // IOP Conference Series: Materials Science and Engineering. - 2018. - Vol. 302. - 012019.

108 Блинов, В.Н. Исследования электротермических микродвигателей корректирующих двигательных установок маневрирующих малых космических аппаратов / В.Н. Блинов, В.В. Шалай, С.И. Зубарев и др. - Омск: Изд-во ОмГТУ, 2014. - 264 с.

109 Блинов, В.Н. Конструктивные особенности и экспериментальные исследования дугового электротермического микродвигателя для малых космических аппаратов / В.Н. Блинов, И.С. Вавилов, В.В. Косицын и др. // Динамика систем, механизмов и машин. - 2016. - Т. 2. - № 1. - С. 29-37.

110 Sedelnikov, A.V. Analysis of the Significance of the Influence of Various Components of the Disturbance from a Temperature Shock on the Level of Microaccelerations in the Internal Environment of a Small Spacecraft / A.V. Sedelnikov, D.I. Orlov // Microgravity Science and Technology. - 2021. - Vol. 33(22). - doi 10.1007/s12217-020-09867-z

111 Липовцев Ю.В. Прикладная теория упругости / Ю.В. Липовцев, М.Ю. Русин. -М.: Дрофа, 2008. - 319 с.

112 Blinov, V.N. Experimental investigations of nitrogen arcjet thruster with control unit for small spacecrafts / V.N. Blinov, I.S. Vavilov, V.V. Fedynin et al. // Journal of Physics: Conference Series. - 2019. - 012019.

113 Блинов, В.Н. Экспериментальные исследования импульсного электродугового микродвигателя для корректирующих двигательных установок малых космических аппаратов / В.Н. Блинов, В.В. Федянин, В.В. Шалай и др. //

Динамика систем, механизмов и машин. - 2019. - Т. 7. - № 4. - С. 34-40.

114 Blinov, V.N. Experimental studies of correction propulsion system elements for small space vehicles manufactured due to additive method / V.N. Blinov, V.V. Shalay, V.I. Kuznetsov et al. // Journal of Physics: Conference Series. - 2018. - 012013.

115 Блинов, В.Н. Математическое моделирование аммиачных электротермических микродвигателей по результатам натурных испытаний корректирующих двигательных установок / В.Н. Блинов, В.В. Шалай, Е.Б. Чарушина // Информация и космос. - 2016. - № 2. - С. 104-112.

116 Anshakov, G. P. Analysis of micro-acceleration requirements in the context of designing a small technological spacecraft / G. P. Anshakov, A. I. Belousov, A. V. Sedelnikov and A. S. Taneeva // Journal of Physics: Conference Series. - 2021. — Vol. 1791. - 012001.

117 Liu, W. Flight results of microgravity active vibration isolation system in the TZ-1 mission / W. Liu, Y. Gao, W. Dong et al. // Microgravity Science and Technology. -2018. - Vol. 30. - P. 995-1009.

118 Dong, W. Microgravity disturbance analysis on Chinese space laboratory / W. Dong, W. Duan, W. Liu et al. // npj Microgravity. - 2019. - Vol. 5. - 18. - doi 10.1038/s41526-019-0078-z.

119 Борисов, А.Е. Параметрическая оптимизация системы управления автоматической поворотной виброзащитной платформы для микрогравитационных исследований / А.Е. Борисов, Г.А. Емельянов, С.А. Никитин // Космонавтика и ракетостроение. - 2013. - № 3. - С. 147-155.

120 Akulenko, L.D. Control of the apparent acceleration of a rigid body attached to a movable base by means of a two-degree-of-freedom gimbal / L.D. Akulenko, N.N.

Bolotnik, A.E. Borisov et al. // Journal of Computer and Systems Sciences International. - 2012. - Vol. 51. - № 3. - P. 339-348.

121 Шикова, И.А. Научное оборудование для получения высокогомогенных и совершенных кристаллов полупроводников вертикальным методом Бригмена в космических условиях / И.А. Шикова, А.Г. Вараксин, Н.В. Густинович и др. // Технологии разработки и изготовления ракетно-космической промышленности. Всероссийская молодежная научно-практическая конференция. - 2017, Томск. - С. 173-174.

122 Bratsun, D.A., Active Control of Thermal Convection in a Rectangular Loop by Changing its Spatial Orientation / D.A. Bratsun, I.V. Krasnyakov, A.V. Zyuzgin // Microgravity Science and Technology. - 2018. - Vol. 30. - P. 43-52.

123 Bratsun, D.A., Delay-induced oscillations in a thermal convection loop under negative feedback control with noise / D.A. Bratsun, I.V. Krasnyakov, A.V. Zyuzgin // Communications in Nonlinear Science and Numerical Simulation. - 2017. - Vol. 47. -P. 109-126.

ПРИЛОЖЕНИЕ 1 АКТЫ О ВНЕДРЕНИИ И ВОЗМОЖНОСТИ ИСПОЛЬЗОВАНИЯ РЕЗУЛЬТАТОВ ДИССЕРТАЦИОННОГО

ИССЛЕДОВАНИЯ

Р АКЦИОНЕРНОЕ ОБЩЕСТВО

«РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ ЦЕНТР «ПРОГРЕСС» РКЦ!ПРОГРЕСС (АО «РКЦ «ПРОГРЕСС»)

ул. Земеца, д.18, г. Самара, 443009, тел. [phone], факс [phone], E-mail: [e-mail] ОКПО 43892776, ИНН 6312139922, КПП 997450001

УТВЕРЖДАЮ Первый заместитель генерального директора -

руктор, д.т.н.

_Р.И. Ахметов

АКТ

о возможности использования результатов диссертационных исследований Орлова Дениса Игоревича на тему «Алгоритм управления малым космическим аппаратом технологического назначения для создания благоприятных условий по микроускорениям»

Настоящим актом подтверждается возможность использования в АО «РКЦ «Прогресс» результатов научно-исследовательской работы Орлова Дениса Игоревича, выполненной в рамках диссертационной работы на соискание учёной степени кандидата технических наук, а именно:

алгоритм управления орбитальным движением малого космического аппарата (МКА) технологического назначения с помощью исполнительного органа постоянной тяги;

алгоритм управления орбитальным движением МКА технологического назначения с помощью исполнительного органа переменной тяги;

математическая модель орбитального движения МКА с учётом температурных деформаций больших упругих элементов.

результаты математического моделирования и расчета для МКА типа «Возврат-МКА».

Предложенные подходы, алгоритмы и модели позволяют снизить влияние температурного удара на благоприятные условия для реализации гравитационно-чувствительных процессов, что даёт возможность проведения длительных процессов на борту МКА. Разработанная математическая модель орбитального движения МКА позволяет проводить анализ этого движения с учётом температурных деформаций больших упругих элементов МКА.

На основании полученных результатов математического моделирования, расчетов и предложенных рекомендаций по проектированию исполнительного органа системы управления движением МКА технологического назначения может быть разработана система управления орбитальным движением МКА при наличии его проектного облика и требований по микроускорениям.

Результаты диссертационного исследования Орлова Д.И. в части разработки алгоритмов управления орбитальным движением МКА технологического назначения с помощью исполнительного органа постоянной тяги, переменной тяги и математической модели орбитального движения МКА с учётом температурных деформаций больших упругих элементов могут быть использованы в АО «РКЦ «Прогресс» при проектировании перспективных МКА, а также при планировании гравитационно-чувствительных процессов на борту космических аппаратов (КА) с целью сокращения сроков проектирования КА и повышения эффективности реализации исследований и экспериментов на орбите.

Заместитель генерального конструктора по научной работе, к.т.н.

Главный конструктор -начальник отделения проектных и научно-исследовательских разработок КК и КА, к.т.н.

Н.Р. Стратилатов