Методика выбора параметров надувного тормозного устройства малого космического аппарата тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 00.00.00, кандидат наук Абрамова Елизавета Николаевна

• Абрамова Елизавета Николаевна
• кандидат наук
• 2023

Оглавление диссертации кандидат наук Абрамова Елизавета Николаевна

ОГЛАВЛЕНИЕ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

ВВЕДЕНИЕ

Глава 1. Современное состояние исследований и разработок в области решения проблемы космического мусора

1.1. Природа и объемы космического мусора

1.2. Способы решения проблемы космического мусора

1.3. Перспективы использования надувных тормозных устройств для увода космических аппаратов в плотные слои атмосферы

1.4. Опыт применения надувных оболочек в космосе

1.5. Условия работы в околоземном пространстве

Выводы по Главе

Глава 2. Исследование движения надувного тормозного устройства

в разреженной атмосфере

2.1. Методика выбора параметров надувного тормозного устройства

2.2. Варианты проектного облика надувного тормозного устройства

2.3. Движение надувного тормозного устройства в разреженной атмосфере

Выводы по Главе

Глава 3. Исследование теплового режима надувного тормозного устройства при комбинированном нагреве

3.1. Содержательная постановка задачи теплообмена

3.2. Результаты численного моделирования теплообмена оболочки надувного тормозного устройства для орбиты в плоскости терминатора

3.3. Результаты численного моделирования теплообмена оболочки надувного

тормозного устройства для орбиты с теневым участком

Выводы по Главе

Глава 4. Оценка прочности и вероятности разрушения оболочки надувного тормозного устройства

3 Стр.

4.1. Технология изготовления опытных образцов материалов и элементов

конструкции оболочки аэродинамического тормоза

4.2. Описание экспериментального оборудования, средств измерения и регистрации. Обработка экспериментальных данных

4.3. Численное моделирование столкновения частицы с оболочкой надувного тормозного устройства

4.4. Определение вероятности столкновения оболочки надувного тормозного устройства с частицей

4.5. Выбор варианта новой конструкции оболочки надувного тормозного

устройства

Выводы по Главе

ОБЩИЕ ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ И УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ

ИК Инфракрасное

КА Космический аппарат

МКА Малые космические аппараты

МКС Международная космическая станция

НТУ Надувное тормозное устройство

ПЭТФ Полиэтилентерефталат

ПИ Полиимид

ПТФЭ Политетрафторэтилен

УФ Ультрафиолетовое

ESA European Space Agency

GOLD Gossamer orbit lowering device

JAXA Japan Aerospace Exploration Agency

NASA National American Space Agency

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Методика выбора параметров надувного тормозного устройства малого космического аппарата»

ВВЕДЕНИЕ

Актуальность темы исследования. В настоящее время проблема очистки околоземного космического пространства от отработанных элементов ракет-носителей, разгонных блоков, спутников вышла в число приоритетных. Заметную роль в пополнении объемов космического мусора вносят малые космические аппараты (МКА), имеющие ограниченный ресурс работы. Особенно остро проблема стоит в отношении спутников класса CubeSat, которые создаются силами молодежных университетских коллективов.

Одним из способов борьбы с загрязнением околоземного космоса является оснащение спутников средствами, позволяющими удалять их с рабочей орбиты после окончания срока службы. Такими средствами увода спутников с рабочей орбиты могут быть бортовые двигательные установки, космические тросы, солнечные парусные системы, потоки лазерного излучения, а также надувные тормозные устройства (НТУ).

При выборе подобных средств увода неизбежно возникают вопросы весовой, энергетической и финансовой эффективности технических решений. В этом смысле надувные тормозные устройства обладают рядом преимуществ. Во-первых, в ракетно-космической технике уже имеется опыт создания разнообразных объектов с надувными оболочками: посадочные амортизаторы автоматических лунных и марсианских станций, шлюзы, скафандры, тепловые экраны, атмосферные шары-зонды, рефлекторы космических антенн. Во-вторых, надувную оболочку можно компактно уложить в бортовой контейнер и при малой массе придать желаемую форму. В-третьих, конструкционные материалы для надувных оболочек серийно выпускаются промышленностью.

Несмотря на имеющиеся научные заделы ряд ключевых вопросов, относящихся к созданию надувных тормозных устройств, еще недостаточно изучен. В их числе тепловой режим в условиях комбинированного нагрева, выбор рациональных материалов, форм и размеров оболочки, гарантирующих стойкость к действию факторов космического пространства и обеспечивающих

своевременное разрушение при снижении в плотные слои атмосферы. Совокупность перечисленных вопросов представляет собой актуальную междисциплинарную научно-техническую задачу, охватывающую разделы аэродинамики, теплофизики, материаловедения, механики и прочности конструкций.

Цель работы - обоснование рациональных параметров надувного тормозного устройства для малых космических аппаратов типа CubeSat, гарантирующих стойкость к действию факторов космического пространства и способствующих своевременной потере стойкости при комбинированном нагреве и спуске с орбит высотой ниже 300 км.

Задачи работы:

1. Анализ современного состояния отечественных и зарубежных исследований и разработок в области решения проблемы космического мусора.

2. Разработка методики определения рациональных параметров оболочки надувного тормозного устройства малых космических аппаратов.

3. Разработка моделей аэродинамического торможения и комплексного теплового нагружения тонкостенной оболочки НТУ.

4. Теоретическое исследование температурного и напряженно-деформированного состояния НТУ с выявлением закономерностей движения и достижения критической температуры, ведущей к потере несущей способности и формы тонкостенной надувной оболочки.

5. Оценка стойкости надувной оболочки к ударам микрометеороидов и элементов малого космического мусора, определение прочности клеевого соединения полимерной пленки в диапазоне рабочих температур.

Научная новизна:

1. Впервые разработана методика определения параметров аэродинамического торможения и комплексного анализа теплового режима тонкостенной оболочки надувного тормозного устройства.

2. Выявлены закономерности торможения и достижения критической температуры, ведущей к потере несущей способности и формы тонкостенной

надувной оболочки, уводящей CubeSat с низких околоземных орбит высотой 300 км, включая солнечно-синхронную и орбиту с наклонением 55°.

3. Впервые проведена расчетно-теоретическая оценка вероятности пробоя и стойкости надувной оболочки из полимерной пленки к ударам микрометеороидов и элементов малого космического мусора при спуске с орбиты высотой 300 км.

Практическая значимость:

1. Обоснованы сферическая форма и размеры (диаметр 3 м, толщина 20 мкм) оболочки надувного тормозного устройства с минимальной массой, соответствующей стандартному единичному размеру контейнера 100*100х100мм3 и массе 1,33 кг.

2. Проведено сравнение тепловых режимов оболочки надувного тормозного устройства, изготовленной из полимерной пленки с металлизацией и без покрытия. Показано, что термическое разрушение оболочки из полиэтилентерефталатной пленки может произойти на высоте 157 км, из металлизированной полиимидной пленки - на высоте 136 км, из полиимидной пленки без покрытия - на высоте 125 км.

3. Проведена оценка вероятности пробития оболочки диаметром 3 м при спуске с орбиты высотой 300 км в плотные слои атмосферы. Опасность для металлизированной оболочки толщиной 20 мкм представляют частицы диаметром от 10 мкм и вероятность нарушения целостности составила 0,026.

На защиту выносятся:

1. Методика определения параметров аэродинамического торможения и комплексного теплового нагружения тонкостенной оболочки НТУ на низких околоземных орбитах.

2. Закономерности движения и достижения критической температуры, ведущей к потере несущей способности и формы тонкостенной надувной оболочки.

3. Результаты расчетно-теоретической оценки вероятности пробоя и стойкости надувной оболочки к ударам микрометеороидов и элементов космического мусора при спуске с орбиты 300 км.

Степень разработанности проблемы. Принцип аэродинамического торможения космических аппаратов для спуска в атмосфере Земли и планет детально исследован сотрудниками НПО им. С.А. Лавочкина К.М. Пичхадзе,

B.С Финченко, А.А. Иванковым, В.К. Сысоевым и другими. В их работах рассмотрены различные конфигурации надувных тормозных устройств, такие, как сфера, конус, трапеция. В результате расчетно-теоретических исследований определены времена спуска с околоземных орбит в интервале высот 300-800 км. Большую ценность представляет разработка модельных и натурных конструкций НТУ из полимерных металлизированных пленок и прорезиненных тканей с абляционным теплозащитным покрытием. В последнем случае рассматривались варианты мягкой посадки на поверхность небесного тела, окруженного атмосферой.

Значительные трудности в выборе параметров НТУ связаны со сложным характером силового и теплового взаимодействия надувной оболочки с атмосферой переменной плотности. Механизмы этого взаимодействия имеют качественные отличия для условий свободномолекулярного обтекания, течения со скольжением и движения в сплошной среде. Существенный вклад в расчетно-теоретическое и экспериментальное изучение аэро-газодинамики разряженных сред внесли сотрудники ЛГУ, МАИ, ЦАГИ им. Н.Е. Жуковского, ИТФ им.

C.С. Кутателадзе СО РАН, в том числе М.Н. Коган, Ю.А. Рыжов, Ю.А. Кошмаров, А.К. Ребров, и другие. Высоким авторитетом пользуются результаты математического моделирования высокоскоростных потоков В.В. Лунева, Б.А. Землянского, М.М. Голомазова, А.М. Молчанова, В.Т. Калугина, С.Т. Суржикова. В рамках системного подхода А.Д. Юдиным, С.О. Ферсюком, А.В. Крестиной, И.С. Ткаченко и их коллегами разработаны реальные прототипы НТУ.

Вместе с тем пока нет оснований считать, что сложность проблемы создания НТУ для увода малых космических аппаратов в плотные слои атмосферы исчерпана. В числе вопросов, заслуживающих продолжения междисциплинарных исследований можно выделить: сравнение прочности, герметичности и стойкости

в рабочем интервале температур различных вариантов соединения пленочных материалов (склеивание, сварка, прошивка и их комбинация), вопросы выбора толщин оболочки для гарантированного увода малого космического аппарата даже в случае локальных повреждений надувной оболочки микрометеороидами и элементами малого космического мусора.

Личный вклад. Автором проведен анализ состояния отечественных и зарубежных исследований и разработок в области очистки околоземного пространства от космического мусора, определен круг нерешенных вопросов и направления исследований. Предложена и реализована новая методика определения рациональных параметров надувного тормозного устройства, основанная на моделировании аэродинамического торможения и комплексного анализа теплового режима тонкостенной оболочки. Выявлены закономерности движения и достижения критической температуры, ведущей к потере несущей способности и формы тонкостенной надувной оболочки. Изготовлены образцы пленочных материалов, полученные путем склеивания, и проведены их прочностные испытания. Все основные результаты и выводы получены лично автором.

Достоверность результатов обусловлена использованием фундаментальных физических законов, стандартных вычислительных алгоритмов и программ, использованием аттестованного экспериментального оборудования, хорошим согласием теоретических и экспериментальных данных, а также с результатами расчетов других авторов.

Апробация. Основные результаты научно-квалификационной работы докладывались на научных конференциях и семинарах:

XLШ, XLIV, XLV, XLVII Академические чтения по космонавтике посвященные памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся ответственных ученых - пионеров космического пространства «Королёвские чтения» (г. Москва, 2019, 2020, 2021, 2023);

Международная молодежная научно-техническая конференция «Аэрокосмические технологии» (г. Реутов, 2019);

XLV Международная молодежная научная конференция «Гагаринские чтения - 2019» (г. Москва, 2019);

XXI Международная научная конференция «Проблемы управления и моделирования в сложных системах» (г. Самара, 2019);

I, IV Международный симпозиум «Технологии аэрокосмической техники» (ТАКТ) (г. Севастополь, 2019, 2022);

Международная конференция «Advanced Materials & Demanding Applications 2020 (AMDA 2020)» (Wrexham, UK, 2020);

Международная научно-практическая конференция «Ключевые тренды в композитах: наука и технологии» (г. Москва, 2021, 2022);

Всероссийская научно-практическая конференция «Современные технологии в кораблестроительном и авиационном образовании, науке и производстве», посвященная 105-летию со дня рождения Р.Е. Алексеева (г. Нижний Новгород, 2021).

Публикации. По теме научно-квалификационной работы опубликовано 14 работ, в том числе 2 статьи в журналах, рекомендованных ВАК; 4 публикации индексированы в международных базах данных Scopus и Web of Science.

Структура диссертационной работы. Диссертационная работа состоит из введения, трех глав, заключения, списка литературы и приложения. Диссертация включает 125 стр. текста, 80 рисунков, 9 таблиц и 138 литературных источников.

Во введении обоснована актуальность темы диссертации, изложена новизна, практическая значимость полученных результатов, приведен список положений, выносимых на защиту, сформулирована цель и задачи работы, сообщается об апробации результатов, кратко освещена структура диссертации и содержание ее отдельных глав.

Первая глава носит обзорно-аналитический характер. В ней рассмотрены методы и средства решения проблемы засорения околоземного пространства, отмечена роль малых космических аппаратов в этом вопросе. Изложен опыт создания космических конструкций с надувными оболочками, в том числе проекты НТУ. Намечены направления научных исследований настоящей работы

Вторая глава посвящена разработке методики выбора параметров надувного тормозного устройства малых космических аппаратов и исследованию спуска с орбиты 300 км спутника стандарта CubeSat. Приведены сведения о проектном облике оболочки надувного тормозного устройства. Проведены расчеты времени спуска спутника с использованием оболочек разных диаметров.

В третьей главе рассматривается тепловой режим оболочки, который будет формироваться под действием потоков прямого теплового излучения от Солнца qs, отраженного от Земли солнечного излучения qER, собственного излучения Земли qR и конвективного нагрева qc, вызванного столкновениями с молекулами. Рассматривается полиимидная (ПИ) и полиэтилентерефталатная (ПЭТФ) пленки с металлизированным покрытием и без него.

В четвертой главе проведены расчеты прочности оболочки и определен минимальный размер частицы, способный нарушить целостность оболочки. Приведены модели распространения в космическом пространстве объектов природного и техногенного происхождения, вероятность их столкновения с оболочкой. Рассмотрены вопросы технологии изготовления оболочки аэродинамического тормоза, приведена методика и результаты исследования прочностных характеристик клеевых соединений.

Глава 1. Современное состояние исследований и разработок в области решения

проблемы космического мусора

1.1. Природа и объемы космического мусора

На настоящий момент на орбите Земли находятся несколько тысяч искусственных спутников [1]. Спутники можно классифицировать по различным признакам, например, массе. МКА имеют массу до 500 кг, подразделяются на мини- (от 100 до 500 кг), микро- (от 10 до 100 кг), нано- (1-10 кг) и фемто- (до 0,1 кг) спутники. Доля запущенных наноспутников от общего количества спутников, составляет около 15% [2, 3] и она продолжает увеличиваться. Возрастанию интереса к разработке наноспутников способствуют достижения в области миниатюризации электроники, микромеханики, нанотехнологий. Создание наноспутников связано с разработкой новых материалов, методов проектирования, способов изготовления конструкций, включая аддитивные технологии. Для наноспутников характерно, что коэффициент энерговооруженности - отношение мощности системы энергоснабжения к массе аппарата, выше, чем у спутников с большей массой [4].

Около 80% всех наноспутников выполнены в соответствии со стандартом CubeSat. Подобные спутники (Ш-3и) подходят под размеры пусковой установки P-POD, выталкивающей спутники с международной космической станции (МКС) пружинным механизмом, и имеют собственную спецификацию. Поскольку конструкция стандартизирована, время разработки составляет 1 -2 года, а стоимость составляет 65-80 тыс. долларов [5].

Изучив базу данных спутников [6], можно сделать вывод о наиболее распространенных орбитах движения малых космических аппаратов (Рисунок. 1.1).

Рисунок 1.1.

Сравнение высоты апогея орбит спутников массой до 10 кг

Наноспутники применяются для решения различных задач, например, образовательных. Во многих университетах образуются инициативные группы студентов и преподавателей, результатом работы которых является наноспутники. Так, например, в Московском государственном техническом университете им. Н.Э. Баумана была разработана космическая группировка «ЯРИЛО» [7], состоящая из двух наноспутников (Рисунок 1.2).

Рисунок 1.2. Спутники группировки «ЯРИЛО» [7]

Они выполнены по стандарту CubeSat, имеют размерность 1,5и и масса каждого из них не превышает 2 кг. Спутники предназначены для исследования солнечной активности и радиационных поясов Земли, а также для испытания технологии роторного солнечного паруса. Они оснащены датчиками угловых скоростей, магнитометрами и датчиком Солнца, который представлен в виде четырехточечного фотодиода. Запуск спутников был осуществлен 28 сентября 2020 года с космодрома Плесецк в составе кластера «УниверСат-2020». Орбита спутников - солнечно-синхронная, наклонение 97,7°, апоцентр - 576,7 км, перицентр - 649,7 км. В июне 2023 произошел запуск ещё одной пары спутников (Рисунок 1.3) с увеличенным объемом полезной нагрузки и повышенной отказоустойчивостью.

Рисунок 1.3.

Внутренняя компоновка спутников «Ярило №3» и «Ярило №4» [8]

В Стэнфордском университете (США) был разработан спутник QuakeSat (Рисунок 1.4), основной задачей которого являлось обнаружение, запись и передача магнитного сигнала Земли, который позволяет прогнозировать сейсмическую активность. Он был запущен в 30 июня 2003 г. с космодрома Плесецк. Орбита имеет наклонение 98,7°, апоцентр - 822 км, перицентр - 810 км.

Рисунок 1.4. QuakeSat [9]

Одним из перспективных направлений развития систем спутниковой связи может стать ее синергия с промышленными системами интернета вещей. Так один из фондов «Сколково», ООО «Спутникс», совместно с TELNET Holding в рамках программы по запуску спутниковой системы для интернета вещей разработал и запустил 22 марта 2021 г. с космодрома Байконур спутник Challenge One (Рисунок 1.5), являющийся демонстратором технологий [10]. Апогей орбиты спутника -521 км, перигей 552 км, наклонение орбиты 97,5°.

Рисунок 1.5. Challenge One [10]

Одной из распространенных причин использования наноспутников является необходимость отработки технологий в условиях космического пространства. Для таких целей был создан МКА ТНС-0 №2 (Рисунок 1.6), с помощью которого были отработаны: технология запуска спутников нанокласса с борта МКС во время внекорабельной деятельности, технология управления связи через глобальную систему ГЛОБАЛСТАР, а также определение положения спутника на орбите с использованием спутниковой навигации и показаний магнитометра, датчиков Солнца и горизонта. Он был запущен 18 августа 2017 г., апогей орбиты - 425 км, перигей - 401 км, наклонение - 51,7°.

Одним из возможных перспективных направлений применения наноспутников стандарта CubeSat является реклама в космическом пространстве. На настоящий момент такие проекты являются единичными маркетинговыми решениями, но со временем это может измениться. Компания SpaceX совместно с Geometric Energy Corporation работают над созданием спутника, боковая поверхность которого представляет собой дисплей (Рисунок 1.7). С помощью камеры, которой будет оснащен спутник, реклама будет транслироваться в

Рисунок 1.6. Модель наноспутника ТНС-0 №2 [11]

интернете, а благодаря общественному резонансу рекламу увидят большое количество людей.

Рисунок 1.7.

Проект CubeSat с дисплеем: 1 - МКА; 2 - камера; 3 - экран

Российские проекты StartRocket [12] и Avant Space [13] предполагали создание группировки спутников стандарта CubeSat, оснащенных рефлекторами, каждый из которых является пикселем одного большого космического рекламного экрана.

Помимо этого, МКА применяются для решения задач сельского хозяйства, лесоводства, геологии и горной промышленности, осуществления телекоммуникации, мониторинга объектов в интересах военных сил РФ.

Интерес к МКА возникает благодаря следующим тенденциям:

- повышение спроса на информацию о Земле в реальном времени и требований к её качеству;

- интерес стран с ограниченным бюджетов в области космической деятельности, необходимость в возможности независимой космической деятельности;

- возможность получения миниатюрных конструкций с высокими рабочими характеристиками;

увеличение коммерциализации и возникновение перспектив

использования техники и электроники массового производства при создании

космических средств;

- появление на рынке космической отрасли новых систем выведения;

- возможность формирования группировок из МКА;

- появление новых источников финансирования.

Но из-за сравнительно небольшого срока службы МКА могут усугублять проблему космического мусора. В 1978 году Дональд Кесслер указал возможные разрушительный последствия того, что отработавшие спутники и другой космический мусор продолжают движение по околоземной орбите. Согласно отчету European Space Agency (ESA) за 2022 год [14], на околоземной орбите в январе 2022 находится около 13500 объектов космического мусора (Рисунок 1.8) и отработавшие спутники составляют около 22% от всего объема космического мусора (Рисунок 1.9).

60 000

50 000

ю о н

« 40 000

ю о

§ 30 000 н о 1)

| 20 000 о

10 000

о

1960 1970 1980 1990 2000 2010 2020

Год

Рисунок 1.8.

Данные ESA об увеличении количества космического мусора на околоземных

орбитах [14]

■ Фрагменты различного происхождения

■ Спутники вышедшие из эксплуатации

■ Ступени ракет отработанные

■ Функционирующие устройства

Рисунок 1.9.

Состав техногенных объектов на низких околоземных орбитах [1]

Проблема космического мусора заключается в его угрозе целостности функционирующих космических конструкций. При этом, космический мусор может сталкиваться с другими космическими объектами. Спутник «Космос-2251», запущенный в 1993 году и выведенный из эксплуатации в 1995 году, в 2009 году столкнулся со спутником космической связи Iridium, образовав облако обломков, угрожающее безопасности МКС и вынудившее корректировать орбиту [15].

Особенно опасными являются недетектируемые частицы размером менее 1 мм [16], они рассматриваются как постоянно действующий на КА фактор, характеризуемый плотностью потока. В настоящее время конструкции проектируют с учетом возможности взаимодействия с космическим мусором (Рисунок 1.10), но не всегда возможно полностью защитить основные элементы. Так, в 2022 году на КА «Союз» произошла разгерметизация системы терморегулирования в результате столкновения с микрометеороидом невыясненной природы [17]. Столкновение спутников с объектами космического мусора может полностью или частично вывести их из строя [18, 19].

Рисунок 1.10.

Элементы космической станции «Звезда» после тестирования на устойчивость к

воздействию космического мусора

На территориях, где особенно активно развиваются космические технологии, были созданы стандарты, регламентирующие безопасное использование космического пространства [20-22].

В ГОСТ [22] указано, что в проектную документацию на каждый космический аппарат необходимо включать план его увода после окончания активного функционирования на орбите.

National American Space Agency (NASA) проводили исследования техногенного загрязнения космического пространства, и сделали вывод, что опасность столкновения МКС с космическим мусором во много раз превышает риск такого воздействия от метеороидов [23].

1.2. Способы решения проблемы космического мусора

Космический мусор - искусственные не функционирующие объекты, движущиеся в космическом пространстве, которые никогда не смогут уже выполнять полезные задачи.

Существует ряд проектов по решению проблемы космического мусора. Это могут быть аппараты, которые внешне воздействуют на уже существующий космический мусор или устройства, которые являются частью конструкции спутника.

Один из способов воздействия на уже существующий космический мусор -увод отработавших аппаратов с помощью аппаратов-буксировщиков. Подобные космические аппараты (КА) собирают космический мусор и переносят его в плотные слои атмосферы или на орбиту захоронения.

Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) разработало технологию, которая заключается в использовании троса для захвата больших кусков мусора и их последующей утилизации (Рисунок 1.11). Для этого используется КА, который развертывает электродинамический трос длиной 700 м и направляет его к космическому мусору, фиксирует его и затем буксирует в плотные слои атмосферы Земли [24].

Рисунок 1.11. Буксировщик «KOUNOTORI»

Первый успешный полет КА типа KOUNOTORI6 (HTV6) совершил с 9 декабря 2016 г. по 28 января 2017 г. Данный КА имеет массу 10,5 т, диаметр 4,4 м и длину 9,8 м. Технология должна была быть отработана на КА типа KOUNOTORI6 (HTV6) в рамках летного эксперимента Kounotori Integrated Tether Experiment [25], но развертывание завершилось неудачей.

В ESA в рамках «Clean Space Initiative» разрабатывается КА e.Deorbit [26], предназначенный для устранения мусора из космического пространства. Масса КА около 1600 кг. Отправившись на орбиту, он захватывает мусор и вместе с ним сгорает в атмосфере. Захват будет производиться с помощью сети (Рисунок 1.12) или механических щупалец. Преимущество сети состоит в том, что возможно взаимодействовать с большими объектами. В свою очередь, КА оснащенный щупальцами, может использоваться для обслуживания других КА на орбите.

Рисунок 1.12. Проект аппарата-буксировщика e.Deorbit [27]

Одна из компаний, занимающихся разработкой сетей для КА e.Deorbit, «GMV Innovation solution», в рамках эксперимента «PATENDER» [27] провела испытания 9 июня 2015 года. При этом использовались квадратные сети со

сторонами 0,6 м, с квадратными ячейками с линейным размером 50 мм. Сети изготовлены из арамидного волокна Techora, обладающего высокой прочностью на растяжение, высоким модулем упругости, низким весом и отличной стойкостью к нагреву и химикатам. КА будет оснащен расширенной системой обработки изображений, мультиспектральной камерой, датчиками LIDAR, видеокамерой. В 2023 году планировалось провести запуск КА e.Deorbit на орбиту высотой 800-1000 км, с помощью ракеты-носителя Vega.

Джонатан Миссел (Jonathan Missel) из Texas A&M University предложил КА Sling-Sat для устранения космического мусора с низкой околоземной орбиты (Рисунок 1.13). Идея состоит в том, что КА захватывает и отправляет космический мусор в атмосферу, но тратит меньше топлива, потому что использует импульсы взаимодействия с ним [28]. Взаимодействие происходит в три фазы: захват, раскручивание и выброс. Конструкция Sling-Sat включает в себя складные рычаги и две чашеобразные ёмкости для объектов космического мусора.

Рисунок 1.13. Концепт устройства Sling-Sat [28]

Помимо этого, для сбора космического мусора может использоваться лазер [29], электродинамический трос [30], гарпун [31], буксир с автономным стыковочным модулем [32], направленные потоки ионов [33,34].

Среди устройств, которыми могут оборудоваться спутники, можно выделить два основных направления:

- увеличивающие высоту орбиты объекта до орбиты захоронения, где космический мусор не представляет угрозы для действующих аппаратов;

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Абрамова Елизавета Николаевна, 2023 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Colombo C. An educational experience to raise awareness about space debris / Colombo C. [et al] // IEEE Access. 2020. Vol. 8. 19 p.

2. Online Index of Objects Launched into Outer Space. 2021. URL: https://www.unoosa.org/oosa/osoindex/search-ng.jspx дата обращения (01.02.2021)

3. Nanosats Database | Constellations, companies, technologies and more 2021. URL: https://www.nanosats.eu дата обращения (01.02.2021)

4. Макриденко Л.А., Волков С.Н., Ходненко В.П. Концептуальные вопросы создания и применения малых космических аппаратов // Вопросы электромеханики. 2010. Т. 114. С. 15-26.

5. Каширин А.В., Глебанова И.И. Анализ современного состояния рынка наноспутников как подрывной инновации и возможностей его развития в России // Молодой ученый. Экономика и управление. 2016. №7 (111). С. 855-867.

6. Satellite Database | Union of Concerned Scientists. 2021. URL: https://www.ucsusa.org/resources/satellite-database дата обращения (01.02.2021)

7. Результаты термовакуумных испытаний наноспутника «Ярило» / Станишевский Г.Ю. [и др.] // XLIV Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П. Королёва и других выдающихся отечественных ученых - пионеров освоения космического пространства. 2020. Т.2. С. 15-16.

8. Аппараты Ярило №3 и №4 - Парус-МГТУ. 2021. URL: https://bsail.ru/?page id=2255&lang=ru дата обращения (01.02.2021)

9. QuakeSat 2021. URL: https://www.eoportal.org/satellite-missions/quakesat#spacecraft дата обращения (01.02.2021)

10. Challenge One - TELNET. 2021. URL: https://challengeone.space дата обращения (01.02.2021)

11. Иванов Д.С. Система ориентации наноспутника ТНС-0 №2 // Препринты ИПМ им. М.В.Келдыша. 2017. № 118. 20 с.

12. The Orbital Display by StartRocket. 2021. URL: https://theorbitaldisplay.com/ дата обращения (11.02.2021)

13. Авант - Спейс Системс 2021. URL: https://navigator.sk.ru/orn/1121612 дата обращения (11.02.2021)

14. ESA's annual space environment report. ESA Space Debris Office. 2023. 120 p. URL: https://www.sdo.esoc.esa.int/environment_report/Space_Environment_Report_lat est.pdf (11.10.2022)

15. Последствия первого «космического ДТП» будут сказываться ещё 30 лет URL: https://ria.ru/20140210/994117885.html дата обращения (11.02.2021)

16. Новиков Л.С. Воздействие твердых частиц естественного и искусственного происхождения на космические аппараты. М.: Университетская книга. 2009. 104 с.

17. Информационное сообщение о повреждении аппарата Союз URL: https://www.roscosmos.ru/38628/ дата обращения (11.01.2023)

18. Причина аварии «Экспрес АМ11» - столкновение с космическим мусором URL: https://ria.ru/20060411/45545950.html?ysclid=lcxb7kutmq5615347 дата обращения (11.02.2021)

19. О ситуации с КА «Метеор-М» №2-2 URL: https://www.roscosmos.ru/27891/ дата обращения (11.02.2021)

20. Krag H., Flohrer T., Lemmens S. Consideration of space debris mitigation requirements in the operation of LEO missions // AIAA. 2012. 10 p. DOI: 10.2514/6.2012 -1257086

21. NASA Technical Standard Revision A with Change 1 «Process for Limiting Orbital Debris,» December 2011. 74 p. URL: https:// standards.nasa.gov/standard/ nasa/nasa-std-871914 дата обращения (11.02.2021)

22. ГОСТ Р 52925-2008. Изделия космической техники. Общие требования к космическим средствам по ограничению техногенного засорения околоземного космического пространства. М.: Стандартинформ, 2008. 8 с.

23. G. Drolshagen Meteoroid/debris impact analysis application to LDEF, EURECA and Columbus. 1st European Conference on Space Debris. Germany, 5-7 April 1993 URL: https://conference.sdo.esoc.esa.int/proceedings/sdc1/paper/81/SDC1-paper81.pdf дата обращения (11.02.2022)

24. JAXA | H-II Transfer Vehicle "KOUNOTORI" (HTV) URL: http://global.iaxa.ip/ projects/rockets/htv/ дата обращения (15.03.2022)

25. Japanese cargo ship ends mission after space debris experiment flounders URL: http://www.kenkai._iaxa.jp/eng/research/kite/kite.html дата обращения (15.03.2022)

26. Capturing and deorbiting Envisat with an Airbus spacetug. results from the ESA e.Deorbit consolidation phase study / Estable S. [et al] // Journal of Space Safety Engineering. 2020. Vol. 7 I. 1. P. 52-66.

27. PATENDER: GMV'S TRAILBLAZING LOW-GRAVITY SPACE-DEBRIS CAPTURE SYSTEM - Blog GMV URL: https://www.gmv.com/blog gmv/patender-gmvs-trailblazing-low-gravity-space-debris-capture-system/ дата обращения (17.09.2021)

28. Missel J.W. Active space removal using capture and ejection: PhD dissertation. Jonathan William Missel. Texas A&M University. 2013. 109 p.

29. Removing orbital debris with lasers / Phipps R.K. [et al] // Advances in Space Research. 2012. Vol. 49. I. 9. P 1283-1300.

30. Deployment requirements for deorbiting electrodynamic tether technology / Sarego G. [et al] // CEAS Space Journal. 2021. No 13. P. 567-581.

31. The active space debris removal mission RemoveDebris. Part 1: From concept to launch / Forshaw J. L. [et al] // Acta Astronautica. 2019. Vol. 168. P. 293-309.

32. Трушляков В.И., Макаров Ю.Н., Олейников И.И., Шатров Я.Т. Способ очистки орбиты от космического мусора. Патент №2531679 РФ, МПК B64G 1/64. 27.10.2014.

33. Богатый А.В. Электромагнитный абляционный импульсный плазменный двигатель для малых космических аппаратов: автореферат дисс. ... канд. техн. наук: 05.07.05 М. 2021. 23 с

34. Aslanov V.S., Ledkov A.S. Attitude motion of cylindrical space debris during its removal by ion beam // Mathematical Problems in Engineering. 2017. 7 p.

35. Егоров М.С. Исследование и разработка бортовой оптической системы для малых космических аппаратов с лазерной реактивной тягой: автореферат дисс. ... канд. техн. наук: 05.11.07. СПб. 2016. 19 с.

36. Бойкачев В.Н., Хоменко В.В. Плазменный двигатель для микроспутников // Материалы круглого стола «Создание малых космических аппаратов. Актуальные проблемы и пути их решения». 2016. С. 93-98.

37. Overview of Busek electric propulsion / Hruby P. [et al] // The 36th International Electric Propulsion Conference, University of Vienna, Austria, September 15-20, 2019. 13 p. URL: http://electricrocket.org/2019/926.pdf дата обращения (11.01.2023)

38. Высокочастотный ионный двигатель малой мощности / Ахметжанов Р.В. [и др.] // Вестник СибГАУ. 2015. Т. 16, № 2. С. 378-385.

39. Свотина В.В. Высокочастотный ионный двигатель системы бесконтактной транспортировки объектов космического мусора : автореферат дисс. ... канд. техн. наук: 2.5.15. М. 2023. 24 с.

40. D-Orbit Products - A solution matching your spacecraft requirements URL: http://www.deorbitaldevices.com/products/ дата обращения (20.11.2021)

41. Andrenucci M. Active Removal of Space Debris - Expanding foam application for active debris removal. 2011. URL: https://www.esa.int/gsp/ACT/doc/ARI/ARI %20Study%20Report/ACT-RPT-MAD-ARI-10-6411-Pisa-Active Removal of_Space_Debris-Foam.pdf дата обращения (21.11.2021)

42. ADEO: the European commercial passive de-orbit subsystem family enabling space debris mitigation / Stelzl D. [et al] // CEAS Space Journal. 2021. No 13. P. 591-598.

43. Трофимов С.П. Увод малых космических аппаратов с низких околоземных орбит: автореферат дисс. ... канд. физ.-мат. наук: 01.02.01 М. 2015. 21 с.

44. Юдин А.Д. Разработка способа увода наноспутников CubeSat c низких околоземных орбит: дисс. ... канд. тех. наук: 05.13.01. М. 2021. 139 c.

45. Nock K., Gates K., Aaron K. Gossamer orbit lowering device (GOLD) for safe and efficient de-orbit // Proceed. AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference (Toronto, Ontario, Canada, August 2-5, 2010). 11 p. DOI: 10.2514/6.2010-7824

46. Нестерин И.М., Пичхадзе К.М. Предложение по созданию устройства для схода наноспутников CUBESAT с низких околоземных орбит // Вестник НПО им. С. А. Лавочкина. 2017. № 3. С. 10-18.

47. Horn A.C. A low cost inflatable CubeSat drag brake utilizing sublimation. Mechanical & Aerospace Engineering, Old Dominion University. Master of Science (MS), thesis, 2017. 99 p.

48. Simple and small de-orbiting package for nano-satellites using an inflatable balloon / Nakasuka S. [et al] // Trans. JSASS Space Tech. 2009. Vol. 7, No. 26. 6 p. DOI: https://doi.org/10.2322/tstj.7.Tf_31

49. Модульный космический аппарат RU 2703818 C1/ Митькин А.С. [и др.] заявл. 25.12.2018. опубл. 22.10.2019.

50. Крестина А.В., Ткаченко И.С. Волгин С.С., Иванушкин М.А. Устройство аэродинамической системы увода малого космического аппарата с орбиты. Инженерный журнал: наука и инновации. 2022. № 1(121). 15 с. DOI: 10.18698/23086033-2022-1-2143

51. Основы идентификации и проектирования тепловых процессов и систем / Алифанов О.М. [и др.] М.: Логос. 2001. 400 с.

52. Катлер Л. Проблемы неориентированных пассивных спутников-ретрансляторов // Ракетная техника. 1962. № 9. С. 109-110.

53. Burke J.R. Passive satellite development and technology // Astronautics and Aerospace Engineering. 1963. Vol. 1, No. 8. P. 72-75.

54. Wilson A. A history of balloon satellites // Journal. of the Brit. Interplanet. Soc. 1981. Vol. 34, No. 1. P. 10-22.

55. Harvey B. Discovering the cosmos with small spacecraft: The American Explorer program. Luxembourg: Springer Praxis, 2018. 296 p.

56. Project Echo | NASA URL:https://www.nasa.gov/centers/langley/about/project-echo.html дата обращения (01.02.2021)

57. Stark J.A., Leonhard K.E., Bennet F.O. Cryogenic thermal control technology summaries. Contractor report NASA CR-134747. 1974. 142 p.

58. Barry D.G., Jones L.R. Lightweight inflatable shadow shields for cryogenic space vehicles // J. Spacecraft and Rockets. 1966. Vol. 3, No. 5. P.722-727.

59. Marshall J.E., Jones L.R. Inflatable solar shields for cryogenic space vehicles // Proceed. 18-th Int. Astronautical Congress. London, Pergamon Press. 1968. Vol. 2. P. 229-236.

60. Clifton J.V., Doughty R.D., Jones L.R. Development and testing of expandable rigidizable solar shields for protection of cryogenic propellants in space // Proceed. 11-th AIAA/ASME Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference. AIAA, New York, 1970.

61. Доути, Дж. Тепловые испытания надувных солнечных экранов для космических аппаратов с криогенным топливом В кн. Теплообмен и тепловой режим космических аппаратов. М.: Мир, 1974. С. 460-481.

62. Hrycak P. Temperature distribution in a spinning spherical space vehicle // AIAA Journal. 1963. Vol. 1, No. 1. P. 96-99.

63. Hrycak P. Influence of conduction on spacecraft skin temperatures // AIAA Journal. 1963. Vol. 1, No. 11. P. 2619-2621

64. Nichols L.D. Surface-temperature distridution on thin-walled bodies subjected to solar radiation in interplanetary space // Technical note D-584. 1961. 48 p.

65. Phythian J. E. Heating of the cavity inside a spherical shell satellite // AIAA Journal. 1965. Vol. 3, No. 1. P. 151-154.

66. Sova G.J., Malmuth N.D., Asymptotic solution for heat conduction in radiating shells subject to discontinuous solar flux // AIAA Journal. 1969. Vol. 7, No. 8. P. 1631-1633.

67. Зарубин В.С. Температурное состояние тонкой сферической оболочки // Прикладная механика и техническая физика. 1963. Т. 3, № 6. С. 169-171.

68. Зарубин В.С., Кувыркин Г.Н., Савельева И.Ю. Локальное распределение температуры на поверхности космического аппарата при неравномерном солнечном облучении // Аэрокосмический научный журнал. 2015. № 5. С. 49-63.

69. Зарубин В.С., Зимин В.Н., Кувыркин Г.Н. Распределение температуры сферической оболочки космического калибровочно-юстировочного аппарата // Прикладная механика и техническая физика. 2017. Т. 58, № 6 (346). С. 149-157.

70. Фаворский О.Н., Каданер Ю.С. Вопросы теплопередачи в космосе. М.: Высшая школа, 1967. 238 с.

71. Семкин Н.Д. Телегин А.М. Калаев М.П. Космическое пространство и его влияние на элементы конструкций космических аппаратов [Электронный ресурс] : электрон. метод. пособие к практ. работам / М-во образования и науки РФ, Самар. гос. аэрокосм. ун-т им. С. П. Королева. Самара, 2013. 45 с. URL: http://repo.ssau.ru/bitstream/Metodicheskie-ukazaniya/Kosmicheskoe-prostranstvo-i-ego-vliyanie-na-elementy-konstrukcii-kosmicheskih-apparatov-Elektronnyi-resurs-elektron-metod-posobie-k-prakt-rabotam-53227/1/%d0%a1%d0%b5%d0%bc%d0%ba %d0%b8%d0%bd%20%d0%9d.%d0%94.%20%d0%9a%d0%be%d1%81%d0%bc%d0 %b8%d1%87%d0%b5%d1%81%d0%ba%d0%be%d0%b5%20%d0%bf%d1%80%d0% be%d1%81%d1%82%d1%80%d0%b0%d0%bd%d1%81%d1%82%d0%b2%d0%be.pdf дата обращения (15.01.2022)

72. Prediction of the strength and timing of sunspot cycle 25 reveal decadal-scale space environmental conditions | Nature Communications URL: https://www.nature.com/ articles/s41467-018-07690-0 дата обращения (01.02.2021)

73. Салахутдинова И.И. Регулярность и хаотичность в проявлениях солнечной активности: дис. ... канд. физ.-мат. наук: 01.03.03. Иркутск. 2000. 17 с.

74. График солнечного цикла. Солнечная активность. https://www.spaceweatherli ve.com/ru/solnechnaya-aktivnost/solnechnyy-cikl.html дата обращения (01.02.2022)

75. Основы теплопередачи в авиационной и ракетно-космической технике: учебник для авиационных специальностей ВУЗов / Авдуевский В.С. [и др.] М.: Машиностроение, 1992. 528 с.

76. Ланге П.К., Колчева Н.А. Система измерения газовыделения конструкционных материалов космических аппаратов // Вестник Самарского государственного технического университета. Серия «Технические науки». 2013. Т. 21, № 2. С. 5255.

77. Модель космоса: в 2т. /под ред. М.И. Панасюка, Л.С. Новикова. Т. 2: Воздействие космической среды на материалы и оборудование космических аппаратов. М.: КДУ, 2007. 1144 с.

78. Основные направления и результаты работ по защите российского сегмента МКС от метеороидов и космического мусора / Марков А.В. [и др.] // Космическая техника и технологии. 2018. №4(23). С. 16-28.

79. Миронов, В.В., Баллистические непредельные уравнения для оптимизации системы защиты космичешских аппаратов от микрометеоридов космического мусора / В.В. Миронов, М.А. Толкач // Космическая техникаи технологии. 2016. № 3 (14). С. 26-42.

80. ГОСТ 25645.128-85 Вещество метеорное. Модель пространственного распределения. М.: Издательство стандартов, 1985, 24 с.

81. ГОСТ Р 25645.167-2005 Космическая среда (естественная и искусственная). М.: Стандартинформ, 2005, 45 с.

82 Kessler D.J., Reynolds R.C., Anz-Meador P.D. Orbital debris environment for spacecraft designed to operate in low Earth orbit NASA. Technical Memorandum 100 471, 1989, 22 p.

83. Reynolds R.C., Potter A.E. Orbital debris research at NASA Johnson Space Center. Technical Memorandum 102 155, 1989, 68 p.

84. ESABASE2 / Debris URL: https://esabase2.net/product/esabase2-debris/ (дата обращения 5 июня 2023 г.)

85. Drolshagen G. Meteoroid/debris impact analysis application to LDEF, EURECA and Columbus. Proceed. of the 1-st European Conference on Space Debris, 1993, 8 p.

86. Kuiper W., Drolshagen G., Noomen R. Micro-meteoroids and space debris impact risk assessment for the ConeXpress satellite using ESABASE2/Debris // Advances in Space Research. 2010. Vol. 45 (5), 6 p.

87. Миронов В.В. Толкач М.А. Модели метеороидной среды в околоземном космическом пространстве и определение плотности потока метеороидов. Космическая техника и технологии. 2017. № 2(17). C. 49-62.

88. Horstmann A., Manis A., Braun V. et al. Flux comparison of MASTER-8 and ORDEM 3.1 modelled space debris population // Proceed. 8-th European Conference on Space Debris (virtual). 2021. 9 p.

89. Klinkrad H. Space debris - models and risk analysis. Chichester, UK: Praxis Publishing, 2006. 430 p.

90. Добрица Б.Т. Добрица Д.Б. Ященко Б.Ю. Совершенствование методики оценки вероятности пробоя стенок конструкции космических аппаратов // Инженерный журнал: наука и инновации. 2017. №7. 12 с.

91. Назаренко А.И. Моделирование космического мусора. М.: ИКИ РАН, 2013. 216 с.

92. Высокоскоростные ударные явления / под ред. Р. Кинслоу. М.: Мир, 1973. 533 с.

93. Миронов В.В. Толкач М.А. Баллистические предельные уравнения для оптимизации системы защиты космических аппаратов от микрометеороидов и космического мусора // Космическая техника и технологии. 2016. № 3(14). C. 2642.

94. Космические аппараты / под ред. К.П. Феоктистова. М.: Воениздат, 1983. 319 с.

95. Аэрогидромеханика: учебник для студентов высших технических учебных заведений / Е.Н. Бондарев [ и др.] М.: Машиностроение, 1993. 608 с.

96. ГОСТ 4401-81. Стандартная атмосфера. М.: ИПК Изд-во стандартов, 2004. 165 с.

97. Heath A.R., Hoffman E.L. Review of solar concentrator technology. URL: https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19680018171/downloads/19680018171.pdf дата обращения (02.02.2023)

98. Нариманов Г.С., Тихонравов М.К. (ред.) Основы теории полета космических аппаратов. М.: Машиностроение. 1972. 608 с.

99. Голомазов М.М., Иванков А.А. Программный комплекс для разработки систем тепловой защиты космических аппаратов, спускаемых в атмосферах планет // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2017. № 3(37). C. 41-53.

100. ГОСТ 25645.115-84 Атмосфера верхняя. Модель плотности для баллистического обеспечения полетов искусственных спутников Земли. М.: Изд-во стандартов, 1991. 33 с.

101. Ковтуненко В.М., Камеко В.Ф., Яскевич Э.П. Аэродинамика орбитальных космических аппаратов. Киев: Наукова думка, 1977. 156 с.

102. Закиров М.А. Газодинамические параметры свободномолекулярного потока перед выпуклыми и вогнутыми телами // Ученые записки ЦАГИ. 1971. № 6, Т. 2. С. 129-139.

103. Резник С.В., Абрамова Е.Н. Ключевые вопросы создания надувных тормозных устройств для увода вышедших из строя спутников в плотные слои атмосферы. Часть 1. Проектный облик. Движение в разреженной атмосфере // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2023. № 5. С. 101-111.

104. Финченко В.С., Иванков А.А. Шматов С.И. Проект КА, оснащенного системой удаления космического мусора (аэротермодинамика, габаритно-массовые характеристики и траектории спуска КА с околоземных орбит) // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2018. № 1. С. 20-26.

105. Васильев А.А., Воробьев А.Г. Исследование теплообмена на длинных цилиндрах, расположенных под различными углами атаки к набегающему потоку разреженного газа. В сб. «Аэродинамика разреженных газов». Вып.7. Ленинград: Изд. ЛГУ, 1974. С. 220-227.

106. Юдаев Б.Н., Михайлов М.С., Савин В.К. Теплообмен при взаимодействии струй с преградами. М.: Машиностроение, 1977. 247 с.

107. Коган М.Н. Динамика разреженного газа. М.: Наука, 1967. 440 с.

108. Юдаев Б.Н. Теплопередача. Учебник для втузов. М.: Высшая школа, 1973. 360 с.

109. Макаров Е.А., Харитонов А.В., Казачевская Т.В. Поток солнечного излучения. М.: Наука, 1991. 400 с.

110. Резник С.В. Калинин Д.Ю. Моделирование тепловых режимов крупногабаритных конструкций: учебное пособие. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2003. 52 с.

111. Вус Е.Г., Евкин И.В., Полевщиков М.М., Антонов С.Г. Использование полиимидной пленки в экстремальных условиях эксплуатации // Решетневские чтения: Перспективные материалы и технологии в аэрокосмической отрасли. 2010. С. 298-299.

112. Крынин А.Г. Хохлов Ю.А. Оптические характеристики термостабилизированной полиэтилентерефталатной пленки, используемой для функциональных материалов остекления // Авиационные материалы и технологии. 2013. С. 31-34.

113. Излучательные свойства твердых материалов / Под ред. А.Е. Шейндлина. М.: Энергия, 1974. 472 с.

114. МакКин Л. Свойства пленок из пластмасс и эластомеров / Пер. с англ. СПб.: Научные основы и технологии, 2014. 528 с.

115. Дульнев Г.Н., Заричняк Ю.П. Теплопроводность смесей и композиционных материалов. Справочная книга. Ленинград: Энергия, 1974. 264 с.

116. Резник С.В., Абрамова Е.Н. Ключевые вопросы создания надувных тормозных устройств для увода вышедших из строя спутников в плотные слои атмосферы. Часть 2. Анализ теплового режима в условиях комбинированного нагрева // Известия высших учебных заведений. Машиностроение. 2023. № 6. C. 119-132.

117. Steurer W. Material problem in solar sail development // AIAA Paper. 1980. No. 800315. 8 p.

118. Энциклопедия полимеров / под ред. Кабанова В.А. Т.3. М.: Изд-во «Советская энциклопедия», 1977. 575 с.

119. Grana D.C., Bressette W.E. Fabrication and pressurizations technology for improvement of surface accuracy of passive communication satellites. - URL: https://www.readcube.com/articles/10.21236%2Fada451837 (дата обращения: 11.02.2022).

120. ГОСТ 14236-81 Пленки полимерные. Метод испытания на растяжение. М.: Издательство стандартов, 1989. 10 с.

121. Марчук М.Е., Лыкум А.И., Надеин И.О. Склеивание полиимидных пленочных элементов теплозащитных экранов // Актуальные проблемы авиации и космонавтики. Красноярск: СибГУ им. академика М.Ф. Решетнева, 2020. С. 94-95.

122. Современное состояние вопроса о применении технологии надувных элементов конструкции в изделиях ракетно-космической техники, об использовании надувных тормозных устройств в конструкции спускаемых

аппаратов и теплозащитные покрытия этих устройств / Б.А. Землянский [и др.] // Вестник российского фонда фундаментальных исследований. 2008. №1. С. 38-64.

123. Алексашкин С.Н. Пичхадзе К.М., Финченко В.С. Принципы проектирования спускаемых в атмосферах планет аппаратов с надувными тормозными устройствами // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. №2. С. 4-11.

124. УТС-110М-50-1У | 110М URL: https://test-systems.ru/produkciya/universalnye-ispytatelnye-mashiny/110m/uts-110m-50-1u (дата обращения 20.12.2022)

125. Смит А. Прикладная ИК-спектроскопия: основы, техника, аналитическое применение / пер. с англ. Б.Н. Тарасевича, под ред. А.А. Мальцева. М.: Мир, 1982. 382 с.

126. Khudorozhko M., Fomina E., Dumansky A., Hao Liu Numerical analysis of wave processes under high-speed impact on an object from CFRP // E3S Web Conf. 2023. Vol. 376, No. 01029. 8 p. DOI: https://doi.org/10.1051/e3sconf/202337601029

127. Liu Y., Wang Z., Fan L., Chen Y. Study on central tearing properties of kapton membrane // Research Square. DOI: https://doi.org/10.21203/rs.3.rs-2555872/v1

128. Мусохранов М.В., Титов А.И. Металлы, используемые в ракетно-космической промышленности // Электронный журнал: наука, техника и образование. 2019. №1(23). С. 21-28.

129. Коновалов С.В. Обзор физико-механических свойств льда // Вестник науки и образования. 2020. №11 (89). Часть 1. С. 34-39.

130. Миронов В.В. Толкач М.А. Модели метеороидной среды в околоземном космическом пространстве и определение плотности потока метеороидов // Космическая техника и технологии. №2 (17). 2017. 14 с.

131. Справочник по безопасности космических полетов / Береговой Г.Т. [и др.] М.: Машиностроение, 1989. 336 с.

132. Куренков В.И. Математические модели для оценки площади повреждения оптических элементов космических аппаратов при воздействии метеорных и техногенных частиц. // Управление движением и навигация летательных аппаратов: Тр. X Всерос. науч. техн. семинара. Самара, Самар, гос. аэрокосм, ун-т. 2002. С. 232-236.

133. Куренков В.И., Лукашев Л.Г., Юмашев Л.П. Оценка метеорно-техногенной опасности полета космического аппарата: учеб. пособие. Самара: Самарский государственный аэрокосмический университет, 2004. 70 с.

134. Simburger E.J., Giants T.W., Matsumoto J.H. et al. Development, design and testing of powersphere multifunctional ultraviolet-rigidizable inflatable structures //Journal of Spacecraft and Rockets. 2005. No. 42(6). 11 p.

135. Cadogan D.P. Scarborough S.E. Rigidizable materials for use in gossamer space inflatable structures // 42nd AIAA/ASME/ASCE/AHS/ASC Structures, Structural Dynamics, and Material Conference & Exhibit. 2001. 17 p.

136. Комар Л.А., Пелевин А.Г., Осоргина И.В. и др. Надувная антенна для наноспутника // Вестник Пермского федерального исследовательского центра. 2019. №4. С. 16-25.

137. Schenk M., Viquerat A.D., Seffen K.A., Guest S.D. Review of inflatable booms for deployable space structures: packing and rigidization // Journal of Spacecraft and Rockets. 2014. no. 51(3). 47 p.

138. Дементьев А.Г. Структура и свойства газонаполненных полимеров. Дис... докт. техн. наук. Москва, 1997. 413 с.