Разработка методического аппарата повышения эффективности использования электроракетных двигательных установок в системах коррекции орбиты малых низкоорбитальных космических аппаратов тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.09.03, кандидат наук Хромов, Александр Викторович

• Хромов, Александр Викторович
• кандидат наук
• 2013

Оглавление диссертации кандидат наук Хромов, Александр Викторович

ОГЛАВЛЕНИЕ

ВВЕДЕНИЕ

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

1.1 Функциональные возможности корректирующей двигательной установки (КДУ)

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

1.1.2 Параметры КДУ, определяющие её возможности

1.1.3 Сравнительные характеристики КДУ различного типа

1.2 Существующие методы выбора типа и проектных параметров КДУ

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

1.4 Постановка научной задачи диссертационной работы

Выводы по главе 1

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

2.1 Цели, задачи и средства математического моделирования

2.2 Моделирование энергодвигательной системы

2.2.1 Модель энергоприхода на солнечно-синхронной орбите

2.2.2 Модель солнечной батареи

2.2.3 Модель аккумуляторной батареи

2.2.4 Модель контроллера системы энергоснабжения

2.2.5 Модель нагрузки

2.2.6 Общая модель энергодвигательной системы МКА

2.3 Моделирование взаимодействия КДУ с системой ориентации МКА

2.4 Верификация разработанных моделей по результатам лётных испытаний

2.4.1 Верификация модели энергодвигательной системы МКА

2.4.2 Верификация модели взаимодействия КДУ с системой ориентации МКА

Выводы по главе 2

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

ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ

3.1 Общий порядок определения циклограммы включений КДУ

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

3.2.1 Определение начальных условий (исходных данных)

3.2.2 Коррекция периода обращения в режиме орбитальной ориентации малого К А

3.2.3 Использование энерговитков для работы КДУ

3.2.4 Начальная коррекция ошибок выведения по периоду обращения

3.2.5 Начальная и штатная коррекция наклонения

3.2.6 Утилизация космического аппарата

3.3 Проверка совместимости КДУ с системами МКА

3.3.1 Проверка совместимости перспективных КДУ с системой энергоснабжения

3.3.2 Анализ воздействия КДУ на систему ориентации

Выводы по главе 3

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

ТИПОВ МКА

4.1 Обоснование рационального применения двухрежимной КДУ

4.2 Порядок оптимизации коррекции орбиты с учетом результатов

лётных испытаний МКА

4.2.1 Определение параметров системы энергоснабжения КА

4.2.2 Порядок оптимизации и применения циклограмм работы КДУ

4.3 Формирование и практическое применение циклограмм работы

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

Выводы по главе 4

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

ПЕРЕЧЕНЬ ПРИНЯТЫХ СОКРАЩЕНИЙ

СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ

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

№1. Руководство по эксплуатации

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка методического аппарата повышения эффективности использования электроракетных двигательных установок в системах коррекции орбиты малых низкоорбитальных космических аппаратов»

ВВЕДЕНИЕ

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Научные результаты, полученные лично автором и выносимые на защиту.

1. Математическая модель энергодвигательной системы КА.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Практическая значимость результатов диссертационной работы заключается в следующем:

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

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

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

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

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

Апробация работы. Результаты диссертационной работы докладывались и обсуждались на XXXIII, XXXIV, XXXVII академических чтениях по космонавтике, конференции молодых специалистов в ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ», 31-ой Международной конференции по электрореактивным двигателям.

Публикации. Основное содержание и результаты диссертационной работы изложены в следующих публикациях:

1. Ходненко В.П., Хромов A.B. Корректирующие двигательные установки для малого космического аппарата // Вопросы электромеханики. Труды HI 111 ВНИИЭМ. - 2009. - Т. 109. - №2. - С. 27-32.

2. Модель системы электроснабжения космического аппарата, включающая устройство запуска и электропитания, солнечную батарею и электродинамический имитатор тягового модуля / Ходненко В.П., Хромов A.B., Михайлов М.В., Лесневский В.А, Румянцев A.B. // Вопросы электромеханики. Труды НЛП ВНИИЭМ. - 2010. - Т. 115. - №2. - С. 39-46.

3. Ходненко В.П., Хромов A.B. Выбор проектных параметров системы коррекции орбиты космического аппарата дистанционного зондирования Земли // Вопросы электромеханики. Труды НЛП ВНИИЭМ. - 2011. - Т. 121. - №2. - С. 15-22.

4. Корректирующая двигательная установка с регулируемой тягой / Лесневский В. А., Михайлов М.В., Ходненко В.П., Хромов A.B. // Вопросы электромеханики. Труды ВНИИЭМ. - 2012. - Т. 126. - №1. - С. 25-28.

5. Ходненко В.П., Хромов A.B. Модель энергодвигательной системы малого космического аппарата // Вопросы электромеханики. Труды НЛП ВНИИЭМ. -2011.-Т. 125.-№6.-С. 17-24.

6. Хромов A.B. Взаимодействие корректирующей двигательной установки с системой ориентации космического аппарата // Вопросы электромеханики. Труды ВНИИЭМ. - 2012. - Т. 127. - №2. - С. 27-32.

7. А. V. Gorbunov, V. P. Khodnenko, А. V. Khromov, V. М. Murashko, А. I. Koryakin, V. S. Zhosan, G. S. Grikhin, V. N. Galayko, N. M. Katasonov. Vernier Propulsion System for Small Earth Remote Sensing Satellite "Canopus-V" // Paper IEPC-2011-001 presented at the 32-nd International Electric Propulsion Conference, Wiesbaden Germany, September 11-15, 2011.

Структура и объём диссертации. Диссертация состоит из введения, четырех глав основного текста, заключения, списка литературы и приложения. Объём диссертации составляет 138 страниц, включает 38 таблиц, 54 рисунка, список литературы из 106 наименований.

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

1.1 Функциональные возможности корректирующей двигательной установки

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

Решение практически любой задачи космического полета в той или иной степени сопряжено с необходимостью выполнения орбитальных маневров. Под маневром понимается управляемое движение центра масс космического аппарата, в результате которого происходит целенаправленное изменение параметров его движения. В [12] орбитальные маневры подразделяются по функциональному назначению на маневры орбитального перехода, корректирующие маневры и маневры сближения. Из них для малых космических аппаратов характерны первые две разновидности.

При выполнении маневра орбитального перехода происходит такое изменение параметров движения, при котором КА переходит с заданной начальной на требуемую конечную орбиту. В случае космических аппаратов дистанционного зондирования маневрами орбитального перехода являются выведение КА на номинальную орбиту (как правило, солнечно-синхронную), а также маневр перевода КА на орбиту утилизации по окончании срока его эксплуатации. Выведение космического аппарата производится при помощи ракеты-носителя и, при необходимости, разгонного блока, а на двигательную установку самого КА возлагается задача коррекции ошибок выведения, связанных с разбросом характеристик средств выведения. Задача перевода КА на орбиту утилизации полностью возлагается на двигательную установку КА,

причем согласно [98] космический аппарат должен быть переведен на орбиту со сроком баллистического существования не более 25 лет, что ориентировочно соответствует высоте орбиты в 500 км. Маневр перевода К А на орбиту утилизации осложняется тем, что к концу срока эксплуатации по мере выработки ресурса ухудшаются характеристики системы энергоснабжения КА, а также возможны отказы элементов других систем КА, например, системы ориентации. Особенностью маневров орбитального перехода для КА дистанционного зондирования является однократность их выполнения: коррекция ошибок выведения проводится после завершения выведения КА на орбиту и проведения траекторных измерений, а маневр утилизации — после принятия решения о прекращении эксплуатации КА. Различие заключается в том, что в первом случае важно обеспечить минимально возможное время коррекции, связанное с необходимостью скорейшего начала эксплуатации КА, а во втором время не критично, но возможности системы энергоснабжения КА существенно ограничены износом ее элементов.

Целью корректирующего маневра является исправление ошибок реальной траектории движения КА по отношению к расчетной (номинальной) траектории. К А дистанционного зондирования предъявляют повышенные требования к параметрам орбиты в силу строгой зависимости параметров целевой информации от высоты орбиты и освещенности подспутниковой точки. Поэтому корректирующие маневры проводятся регулярно в течение всего срока эксплуатации космического аппарата [94].

С точки зрения космической баллистики, задача выполнения любого из рассматриваемых маневров как управляемого движения КА может быть сформулирована так: определить величину и направление управляющего воздействия, переводящего КА из фиксированного начального в заданное конечное состояние за фиксированное время. Задачей двигательной установки является реализация указанного воздействия посредством выдачи импульсов тяги в заданное время.

Подытожив изложенное выше, определим назначение корректирующих двигательных установок К А дистанционного зондирования поверхности Земли:

1. Проведение начальной коррекции ошибок выведения;

2. Проведение периодических коррекций параметров орбиты;

3. Проведение маневра перехода на орбиту утилизации.

Запас рабочего тела двигательной установки и глубина резервирования блоков с учетом имеющегося ресурса определяются суммарным импульсом тяги КДУ, который определяется необходимой характеристической скоростью.

Запас характеристической скорости космического аппарата равен сумме затрат на коррекцию ошибок выведения, поддержание орбиты с учетом срока активного существования КА и характеристической скорости, необходимой для проведения маневров [55]:

у -у +у т +у ПП

хобщ пач тек САС маневр V " /

где Тсас - срок активного существования космического аппарата.

Коррекция ошибок выведения

Зная погрешности выведения, характерные для ракеты-носителя и разгонного блока, можно рассчитать затраты характеристической скорости для их коррекции и приведения параметров орбиты КА к номинальным значениям. Коррекция высоты орбиты требует затрат [70]:

Ух(И) = 4м

к л/^+й,

(1.2)

где Ио- высота круговой орбиты до коррекции;

111 - номинальная высота орбиты К А, которую планируется достичь в результате маневра;

Яз = 6378,14 км - экваториальный радиус Земли;

5 3 2

ц = 3,98601-10 км /с - гравитационный параметр Земли. Затраты характеристической скорости на коррекцию наклонения орбиты можно рассчитать по формуле [61]:

Vx(i)

7TSin

Ai

V

(1.3)

где Ai - угол, на который необходимо изменить наклонение, рад. Текущие коррекции поддержания номинальных параметров орбиты Главным фактором, влияющим на параметры низких орбит, является аэродинамическое торможение космического аппарата остаточной атмосферой Земли. Темп падения высоты круговой орбиты космического аппарата равен [66]:

АТ = -2Sp ^fx{R3 +h) = -2Sp (R3 + h) • 54,55 • 109, км / сутки (1.4)

где S-баллистический коэффициент KA, м /кг;

о

р - плотность атмосферы на высоте полета КА, кг/м . Формула (1.4) имеет приближенный характер, т.к. не учитывает вариации плотности атмосферы в пределах одного витка. Для круговых орбит эти изменения находятся на уровне десятков процентов. Значения плотности атмосферы зависит от многих факторов: высоты и широты точки, времени, координат Солнца, значений индексов солнечной и геомагнитной активности. Формулы для расчета рекомендуемых значений плотности атмосферы в функции перечисленных аргументов приведены в [99]. В NASA для расчета плотности атмосферы используется эмпирическая модель NRLMSISE-00 [88], которая позволяет рассчитать параметры атмосферы на высотах от 0 до 1000 км. Орбитальные маневры

Маневры КА обычно связаны с изменением высоты орбиты при сохранении постоянного наклонения (маневры, связанные с изменением

наклонения, требуют очень большого расхода характеристической скорости). Для расчета необходимой характеристической скорости по переводу КА с одной орбиты на другую целесообразно воспользоваться формулой (1.2).

При эксплуатации КДУ длительность и период проведения коррекций также обуславливаются баллистическими расчётами. Подробно этот вопрос будет рассмотрен при определении типовой циклограммы работы КДУ в главе 3.

Тип корректирующей двигательной установки и запас рабочего тела сильно влияют на конструкцию космического аппарата, особенно в случае малых спутников. Основным требованием к КДУ является обеспечение прохождения вектора тяги двигателей через центр масс космического аппарата. Это достигается юстировкой двигателей при их установке на борт КА.

По мере выработки рабочего тела момент инерции бака будет уменьшаться, и тем самым будет изменяться положение центра масс КА. Влияние этого явления стараются минимизировать, например, располагая двигатель так, чтобы вектор тяги проходил через ось симметрии цилиндрического бака. Кроме того, желательно располагать баки с рабочим телом ближе к центру масс КА. Однако такое расположение увеличивает длину трубопроводов и сложность их монтажа на спутнике, поэтому при использовании двигательной установки с большим удельным импульсом (и относительно малой массой заправленного рабочего тела) баки располагают поблизости от двигателя.

Масса и размеры блоков КДУ, равно как и массогабаритные параметры других систем также оказывают влияние на облик космического аппарата. Снижение массы двигательной установки может быть достигнуто за счет увеличения скорости истечения рабочего тела, увеличения эффективности его использования и уменьшения запаса РТ.

При размещении двигателей на корпусе космического аппарата необходимо учитывать тепловое, загрязняющее и эрозионное воздействие реактивной струи, истекающей из двигателя на элементы космического

аппарата [54, 40]. Как правило, двигатели размещаются так, чтобы исключить такую возможность.

1.1.2 Параметры КДУ, определяющие её возможности

Космический аппарат является сложным автономным электротехническим комплексом. Наряду с корректирующей двигательной установкой в его состав входят системы энергоснабжения, обеспечения теплового режима, ориентации, радиолиния и другие системы.

Корректирующая двигательная установка может быть представлена как совокупность подсистем: двигателей, устройств хранения и подачи рабочего тела, блока питания и управления [50].

Каждая из систем и подсистем выполняет свою функцию, и вместе с тем при организации их взаимодействия на КА можно выделить параметры, характеризующие каждую систему независимо от ее назначения:

1. Масса и габариты. Существуют жесткие ограничения на массу как самого КА, так и его составляющих. В случае малых космических аппаратов данное ограничение играет важную роль.

2. Потребление электрической энергии. Проблема дефицита электроэнергии особенно актуальна для малых КА, что обуславливает важность требований к потреблению. Системы К А могут работать как непрерывно в течение всего срока эксплуатации (например, система энергоснабжения), так и во время сеансов (радиолиния, работающая при сеансах связи). Для систем, работающих во время сеансов, к которым относится и двигательная установка, важно не только абсолютное значение потребляемой электрической мощности, но и его зависимость от времени на заданном интервале (виток, сутки) работы КА, т.е. от циклограммы включений.

3. Тепловыделение. Для отвода тепла и сброса его в космическое пространство важно не только общее количество теплоты, но и циклограмма работы аппаратуры.

4. Надежность. Под надежностью понимается обеспечение гарантированного срока эксплуатации системы по целевому назначению.

Заметим, что изложенные выше свойства не касаются прямо назначения систем космического аппарата, но играют важную роль при выборе его технического облика.

Основной характеристикой двигательной установки является тяга двигателя, определяющая продолжительность выполнения маневров. Взаимодействие КДУ и космического аппарата представлено на рисунке 1.1. Видно, что корректирующая двигательная установка обменивается с бортом КА энергией (получает электроэнергию, отдает тепловую) и информацией (получает команды, выдает телеметрию). Под действием тяги двигателей меняется положение центра масс К А на орбите. Данный анализ позволяет заключить, что корректирующая двигательная установка может рассматриваться как электротехническая система, одна из составных частей более сложной системы — космического аппарата (электромеханического комплекса). Она обладает как общими для всех подсистем свойствами (масса, габариты, потребление, тепловыделение), так и частной характеристикой — силой тяги двигателя.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Хромов, Александр Викторович, 2013 год

Список литературы

1. Арцимович, Л.А. Разработка стационарного плазменного двигателя (СПД) и его испытания на ИСЗ «Метеор» [Текст] / Л.А. Арцимович, И.М. Андронов, А.И. Морозов и др. // Космические исследования. - 1974. - Т. 12, вып. 3. - С. 451-468.

2. Батарея солнечная. «Канопус-В». Руководство по эксплуатации. ЖЦИШ.564131.056РЭ [Текст]: НПП «Квант». - 2009. - инв. № 141047. - 42 с.

3. Батарея солнечная. «Канопус-В». Технические условия. ЖЦИШ.564131.056ТУ [Текст]: НПП «Квант». - 2009. - инв. № 141045. - 41 с.

4. Беленький, А.Д. Управление минимально избыточной системой электродвигателей-маховиков [Текст] / А.Д. Беленький, В.Н. Васильев // Известия академии наук. Механика твердого тела. - 1996. - №2. - С. 75-81.

5. Беляков, А.И. Графоаналитический метод исследования движения космических аппаратов [Текст] / А.И. Беляков. - М.: Машиностроение, 1973. - 148 с.

6. Блок 55003. Техническое описание. ОМ11.43.00.000ТО [Текст]: ОАО «Корпорация «ВНИИЭМ». - 1988. - инв. №18001т. - 63 с.

7. Васильев, В.Н. Системы ориентации космических аппаратов [Текст]: монография / В.Н. Васильев. - М.: ФГУП «НПП ВНИИЭМ», 2009. - 310 с.

8. Волоцуев, В.В. Модели для расчета проектных параметров низкоорбитального космического аппарата с энергодвигательным электроракетным модулем [Текст] / В.В. Волоцуев // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. - 2011. - Т. 13, №6. - С. 116-125.

9. Выбор и экспериментальные исследования электротермических микродвигателей с автономным нагревательным элементом с увеличенной тягой [Текст] /В.Н. Блинов [и др.] // Омский научный вестник. - 2012. - №1 (107).-С. 62-67.

10. Глибицкий, М.М. Системы питания и управления электрическими ракетными двигателями [Текст] / М.М. Глибицкий. - М.: Машиностроение, 1981.-80 с.

11. Двигательная установка с ракетными аммиачными электронагревными двигателями для систем управления движением КА. Техническая записка. [Текст]: Филиал ВНИИЭМ. - г. Истра. - 1994. - 16 с.

12. Иванов, Н.М. Баллистика и навигация космических аппаратов [Текст]: учебник для вузов / Н.М. Иванов, J1.H. Лысенко. - 2-е изд., перераб. и доп. -М.: Дрофа, 2004. - 544 с.

13. Катасонов, Н.М. Способы электропитания и управления электроракетными стационарными плазменными двигателями [Текст] / Н.М. Катасонов, В.Н. Галайко // Электромеханические устройства космических аппаратов. - Т. 97. - С. 139-145.

14. Ким, В. Стационарные плазменные двигатели в России: проблемы и перспективы [Электронный ресурс] / В. Ким //Электронный журнал «Труды МАИ».-2012. -№60. -

URJL:http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35374 (дата обращения: 02.11.2013).

15. Ким, Д.П. Теория автоматического управления. Т.1. Линейные системы [Текст]: в 2-х т. / Д.П. Ким. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2003. -Т.1.-288 с.

16. Ким Д.П. Теория автоматического управления. Т.2. Многомерные, нелинейные, оптимальные и адаптивные системы [Текст]: в 2-х т. / Д.П. Ким. - М.: ФИЗМАТЛИТ, 2004. - Т.2. - 464 с.

17. Конструирование автоматических космических аппаратов [Текст] / Д.И. Козлов, Г.В. Аншаков, В.Ф. Агарков [и др.]. - М.: Машиностроение, 1996. -448 е., илл.

18. Корректирующая двигательная установка с регулируемой тягой [Текст] / В.А. Лесневский, М.В. Михайлов, В.П. Ходненко, A.B. Хромов А.В // Вопросы электромеханики. Труды ВНИИЭМ. - 2012. - Т. 126. - №1. - С. 2528.

19. Космический комплекс гидрометеорологического и океанографического обеспечения «Метеор-ЗМ» с космическим аппаратом «Метеор-М» №1: справочные материалы [Текст]: ФГУП «НПП ВНИИЭМ». - 2008. - 143 с.

20. Космический комплекс оперативного мониторинга техногенных и природных чрезвычайных ситуаций «Канопус-В». Эскизный проект. Пояснительная записка. Часть 2. Космический аппарат «Канопус-В». Книга 8. Корректирующая двигательная установка. ОАЮ.080.143П3.6 [Текст]: ФГУП «НПП ВНИИЭМ». - 2006. - 132 с.

21. Кузьмин, М.А. Оптимизация параметров энергодвигательной системы космического аппарата [Текст] / М.А. Кузьмин // Космические исследования. - 1986. - Т.ХХ1У, вып. 5. - С. 695-701.

22. Кузьмин, М.А. Универсализация параметров электрореактивной корректирующей двигательной установки ИСЗ [Текст] / М.А. Кузьмин // Космические исследования. - 1985. -Т.ХХШ, вып. 5. - С. 701-712.

23. Кузьмин, М.А. Выбор рационального типа корректирующей двигательной установки ИСЗ [Текст] / М.А. Кузьмин, Ю.Н. Чилин // Космические исследования. - 1987. - Т.ХХ1У, вып. 2. - С. 204-215.

24. Кузьмин, М.А. Оптимизация проектных параметров электрореактивной двигательной установки ИСЗ [Текст] / М.А. Кузьмин, Ю.Н. Чилин // Космические исследования. - 1985. - Т.ХХШ, вып. 3. - С. 388-396.

25. Лазарев, Ю. Моделирование процессов и систем в МАТЬАВ. Учебный курс [Текст] / Ю. Лазарев. - СПб.: Питер; Киев: Издательская группа ВНУ, 2005.-512 е.: илл.

26. Материалы эскизного проекта на корректирующую двигательную установку КДУ АИПД-95 на базе абляционного импульсного плазменного двигателя для КА «Ионосфера». Пояснительная записка. Книга 8. ОАЮ.080.145ПЗ [Текст]: ОАО «НИИЭМ». - 2009. - 76 с.

27. Методы оптимизации проектно-баллистических характеристик околоземных и межпланетных КА с электрореактивными двигателями малой тяги [Текст] / В.В. Салмин, С.А. Ишков, О.Л. Старинова, В.В. Волоцуев,

М.Ю. Гоголев, Г.А. Коровкин, К.В. Петрухина, И.С. Ткаченко, A.C. Четвериков // Вестник СГАУ. - 2010. - №2. - С. 166-190.

28. Михайлов, М.В. Устройство запуска и электропитания стационарного плазменного двигателя [Текст]: дис. ... канд. техн. наук: 05.09.12 / Михайлов Максим Валентинович. - Томск, 2006. - 150 с.

29. Могилевский, Б.М. Теплопроводность полупроводников [Текст] / Б.М. Могилевский, А.Ф. Чудновский. - М.: Наука, 1972. - 536 с.

30. Модель системы электроснабжения космического аппарата с устройством запуска и электропитания, солнечными батареями и электродинамическим имитатором тягового модуля [Текст] / В.П. Ходненко, A.B. Хромов, М.В. Михайлов, В.А. Лесневский, A.B. Румянцев // Вопросы электромеханики. Труды НЛП ВНИИЭМ. - 2010. - Т. 115. - №2. - С. 39-46.

31. Новый этап развития абляционных импульсных плазменных двигателей в НИИ ПМЭ [Текст] / H.H. Антропов, A.B. Богатый, Г.А. Дьяконов, Н.В. Любинская, Г.А. Попов, С.А. Семенихин, В.К. Тютин, М.М. Хрусталёв, В.Н. Яковлев // Вестник ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина». - 2011. - №5. - С. 3040.

32. Обзор работ по электроракетным двигателям в Государственном научном центре ФГУП «Центр Келдыша» [Электронный ресурс] / А.И. Васин, A.C. Коротеев, A.C. Ловцов, В.А. Муравлев, A.A. Шагайда, В.Н. Шутов. // Электронный журнал «Труды МАИ». - №60. - URL: http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35335 (дата обращения: 02.11.2013).

33. Оптимальные переходы с малой тягой между близкими околокруговыми компланарными орбитами [Текст] / А. А. Баранов, А. Ф. Б. де Прадо, В. Ю. Разумный, Анатолий А. Баранов // Космические исследования. - 2011. - Т. 49, № 3. - С. 278-288.

34. Оптимизация околоземных и межпланетных миссий космических аппаратов с электрореактивными двигательными установками [Электронный ресурс] / В.В. Салмин, О.Л. Старинова, В.В. Волоцуев, К.В. Петрухина, И.С.

Ткаченко, М.Ю. Гоголев, A.C. Четвериков, И.Л. Матерова // Электронный журнал «Труды МАИ». - №60. -

URL: http://www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35080 (дата обращения: 02.11.2013).

35. Оценка массовой эффективности маневрирующих космических аппаратов с двигательной установкой микротяги на аммиаке [Текст] / В.Н. Блинов, В.В. Шалай, Е.В. Ходорева, Е.В. Чарушина // Омский научный вестник. - 2012. -№1 (107).-С. 59-62.

36. Петухов, В. Г. Оптимизация траекторий и эволюция движения космических аппаратов с двигательными установками малой тяги [Текст]: дис... канд. техн. наук: 05.07.09 / Вячеслав Георгиевич Петухов. - М., 1996. -124 с.

37. Повышение эффективности систем преобразования и управления электрореактивных двигательных установок малых космических аппаратов [Текст] / Н.М. Катасонов, В.Е. Деев, И.А. Подоплелов // Электронные и электромеханические системы и устройства: сб. научн. трудов. - Томск: Изд-воНТЛ, 2011.-С. 134-138.

38. Попович, П.Р. Баллистическое проектирование космических систем [Текст] / П.Р. Попович, Б.С. Скребушевский. - М.: Машиностроение, 1987. -240 е., илл.

39. Применение электроракетных двигателей для выведения, коррекции орбиты и поддержания группировок спутниковых систем [Текст] / Г. В. Малышев, В. М. Кульков, Ю. Г. Егоров // Полёт. - 2006. - №7. - С. 82 - 88.

40. Проблемы применения электроракетных двигателей на космических аппаратах [Текст] / В.П. Ким, А.Б. Надирадзе, Г.А. Попов, В.П. Ходненко, Г.Г. Шишкин // Модель космоса. - Изд-во «Наука», 2006. - Т. 2. - С. 57-83.

41. Рылов, Ю.П. Управление космическим аппаратом, входящим в спутниковую систему, при помощи электроракетных двигателей [Текст] / Ю.П. Рылов // Космические исследования. - 1985. - Т. 23. - № 5. - С. 691-700.

42. Руководство для конструкторов по обеспечению тепловых режимов [Текст]. - Королёв, М.О.: ЦНИИМаш, 2001 - 106 с, илл.

43. Руководство по эксплуатации и описание конструкции литий-ионной аккумуляторной батареи КА «Канопус-В» \ПЧМ-АВ8-МА-0103 [Текст]: АВБЬ, Великобритания. - 2008. - 54 с.

44. Салмин, В.В. Задача выбора проектных параметров энергодвигательного электроракетного модуля низкоорбитального космического аппарата [Текст] / В.В. Салмин, В.В. Волоцуев //Материалы XIV Междунар. науч. конф., посвящ. памяти М. Ф. Решетнева. - Красноярск, 10-12 ноября 2010. - С. 3031.

45. Салмин, В.В. Оптимизация космических перелетов с малой тягой: Проблемы совместного управления траекторным и угловым движением [Текст] / В.В. Салмин. - М.: Машиностроение, 1987. - 208 с.

46. Семенов, Ю.П. Новые российские технологии в ракетно-космической технике последних лет. Доклад на заседании Президиума РАН 14.12.1999 г. [Текст] / Ю.П. Семенов // Вестник российской академии наук. - 2000. - Т. 70.

- №8. - С. 696-709.

47. Система коррекции и разгрузки К А «Кросна-Э». Технические предложения. 26ПИГН.961000ПТ [Текст]: ФГУП НИИЭМ. - Истра. - 1992. -41 с.

48. Системы электропитания космических аппаратов [Текст] / Б.П. Соустин, В.И. Иванчура, А.И. Чернышев, Ш.Н. Исляев. - Новосибирск: ВО «Наука», 1994.-318 с.

49. Создание корректирующей двигательной установки. Техническое задание на составную часть опытно-конструкторской работы КА "Канопус-В". ПИБШ 460059.001ТЗ [Текст]: ФГУП «НПП ВНИИЭМ». - М., 2008. - 38 с.

50. Спицнадель, В.Н. Основы системного анализа [Текст] / В.Н. Спицнадель.

- СПб.: «Из. дом «Бизнесс-пресса», 2000. - 326 с.

51. Способ управления электропотреблением орбитальной группировки космических аппаратов с электрореактивными двигателями [Текст]: пат.

2304070 Рос. Федерация: МПК В 64 G 1/42, В 64 G 1/10 / Севастьянов H.H., Верхотуров В.И., Ковтун B.C., Севастьянов Д.Н., Таюрский Г.И.; заявитель и патентообладатель ОАО «РКК «Энергия». - №2005131237/11; заявл. 11.10.05; опубл. 10.08.07, Бюл. №22. - 15 с: илл.

52. Ткаченко, И.С. Анализ эффективности космических аппаратов-инспекторов с электрореактивными энергодвигательными модулями [Текст] / И.С. Ткаченко, В.В. Салмин // Известия Самарского научного центра Российской академии наук. -2011.-т. 13.- №6. - С. 106-115.

53. Хартов, С.А. Расчет элементов двигательной установки со стационарным плазменным двигателем [Текст]: учебн. пособие / С.А. Хартов. - М.: МАИ-ПРИНТ, 2009 - 83 с.

54. Ходненко, В.П. Электрореактивные двигательные установки в системах управления космическими аппаратами геофизического наблюдения [Текст]: дис. ... доктора техн. наук: 05.07.10 / Владимир Павлович Ходненко. - М., 1995.-375 с.

55. Ходненко, В.П. Выбор проектных параметров системы коррекции орбиты космического аппарата дистанционного зондирования Земли [Текст] / В.П. Ходненко, A.B. Хромов // Вопросы электромеханики. Труды НПП ВНИИЭМ. -2011.-Т. 121.-№2.-С. 15-22.

56. Ходненко, В.П. Корректирующие двигательные установки для малого космического аппарата [Текст] / В.П. Ходненко, A.B. Хромов // Вопросы электромеханики. Труды НПП ВНИИЭМ. - 2009. - Т. 109. - №2. - С. 27- 32.

57. Ходненко, В.П. Модель энергодвигательной системы малого космического аппарата [Текст] / В.П. Ходненко, A.B. Хромов // Вопросы электромеханики. Труды НПП ВНИИЭМ. - 2011. - Т. 125. - №6. - С. 17-24.

58. Ходненко, В.П. Системный анализ метеорологической космической системы [Текст] / В.П. Ходненко, A.B. Хромов // Вопросы электромеханики. Труды НПП ВНИИЭМ. - 2009. - Т. 110. - №3. - С. 25-30.

59. Ходненко, В.П. Результаты ЛКИ Эол-2 по влиянию на радиосвязь [Текст] / В.П. Ходненко, Г.Г. Шишкин // Тез. докл. IV Межвуз. конф. по

исследованию и проектированию ЭРДУ средней мощности. - Харьков, 1977. - С. 268-269.

60. Холловские и ионные плазменные двигатели для космических аппаратов [Текст] / O.A. Горшков, В.А. Муравлёв, A.A. Шагайда, под ред. A.C. Коротеева. - М.: Машиностроение, 2008. - 280 с.

61. Хоулдвэй, Р. Использование двигателей малой тяги для коррекций орбиты и для управления положением спутников [Текст] / Р. Хоулдвэй // Навигация. Наведение и оптимизация управления: сб. научн. работ. - М.: «Наука», 1978. - С. 14-22.

62. Храмов, A.A. Оптимальные программы коррекции слабоэллиптических и круговых орбит космических аппаратов с двигателем ограниченной тяги [Текст] / A.A. Храмов // Вестник СГАУ. - 2001. - №2 (26). - С. 112 - 121.

63. Хромов, A.B. Взаимодействие корректирующей двигательной установки с системой ориентации космического аппарата [Текст] / A.B. Хромов // Вопросы электромеханики. Труды ВНИИЭМ. - 2012. - Т. 127. - №2. - С. 2732.

64. Хрусталев, Д.А. Аккумуляторы [Текст] / Д.А. Хрусталев. - М.: Изумруд, 2003.-224 е., илл.

65. Худяков, В.Ф. Моделирование устройств силовой электроники. Урок 1. Основные инструментарии Simulink [Текст] / В.Ф. Худяков // Силовая электроника. - 2005. - № 1. - С. 108-115.

66. Чернов, A.A., Чернявский Г.М. Орбиты спутников дистанционного зондирования Земли. Лекции и упражнения. [Текст]: учебн. пособие для вузов / A.A. Чернов, Г.М. Чернявский Г.М. - М.: Радио и связь, 2004. - 200 с, илл.

67. Эвенов, Г.Д. Оценка эффективности экстремального регулирования мощности солнечных батарей низкоорбитальных космических аппаратов на математической модели [Текст] / Г.Д. Эвенов, Н.В. Шаркова, Д.В. Почебут // Электронные и электромеханические системы и устройства: сб. научн. Трудов. - Новосибирск: Изд-во «Наука», 2007. - С. 37-43.

68. Электротермический микродвигатель [Текст]: пат. 2332583 Рос. Федерация: МПК F 02 К 9/68 / Блинов В.Н., Горлов В.И., Иванов Н.Н., Рубан В.И.; заявитель и патентообладатель ЗАО «Полёт-интер». - №2007105473/06; заявл. 13.02.07; опубл. 27.08.08, Бюл. №24. - 12 с: илл.

69. Электрореактивные двигательные установки на основе импульсных плазменных двигателей эрозионного типа. Состояние разработок и возможное применение. [Текст] / В.Н. Акимов, К.В. Вилков, О.А. Зарков, В.В. Миронов, Ю.А. Нагель, И.С. Оглоблина, И.В. Уварова, Н.Н. Антропов, Г.А. Дьяконов, М.М. Орлов, В.К. Тютин, В.Н. Яковлев // Труды II междунар. конференции-выставки «Малые спутники. Новые технологии, миниатюризация, области эффективного применения в XXI веке». - Королёв. - 2000.

70. Эльясберг, П.Е. Введение в теорию полета искусственных спутников Земли [Текст] / П.Е. Эльясберг. - М.: «Наука», 1965. - 540 с.

71. Antropov, N.N. High Thrust APPTs for Spacecraft Orbit Control [Text] / N. N. Antropov, M. N. Kazeev, V. P. Khodnenko // Paper IEPC-2009-248 presented at the 31st International Electric Propulsion Conference, University of Michigan, Ann Arbor, Michigan USA, September 20 - 24, 2009.

72. Battery-Management System (BMS) and SOC Development for Electrical Vehicles [Text] / K.W.E. Cheng, B.P. Divakar, Hongjie Wu, Kai Ding, Ho Fai Ho // IEEE Transactions on vehicular technology. - 2011. - vol. 60. - №1. - P. 76-88.

73. Biblarz, O. Electric propulsion for space [Electronic resource] / O. Biblarz. - // Naval Postgraduate School Monterey CA93943, USA. - URL: http://ae-www.technion.ac.il/admin/serve.php?id=6489 (visit: 02.11.2013).

74. Broussely, M. Industrial Applications of Batteries from Cars to Aerospace and Energy Storage [Text] / M. Broussely, G. Pistoia. - Elsevier, Amsterdam, The Netherlands, 2007. - 793 p., ill. - (ISBN 0-444-52160-7).

75. Coxhill, I.G. A Xenon Resistojet Propulsion System for Microsatellites [Text] / I.G.Coxhill, D. Gibbon // Paper AIAA2005-4260 presented at the 43rd AIAA

(American Institute of Aeronautics and Astronautics) Aerospace Sciences Meeting, Reno, Nevada, USA, January 10- 13, 2005.

76. ECAPS. Green Propellant Technology on the Prisma Satellite [Electronic resource] / Swedish Space Corporation Group.

URL: http://www.nordicspace.net/PDF/NSA233.pdf (visit: 02.11.2013).

77. ETS-VIII Ion Engine and its Operation on Orbit [Text] / K. Kajiwara, M. Ikeda, Hiroki Kohata, T. Ozaki // Paper IEPC-2009-048 presented at the 31st International Electric Propulsion Conference, University of Michigan, Ann Arbor, Michigan USA, September 20 - 24, 2009.

78. Gonzalez, J. ESA Electric Propulsion Activities [Text] / J. Gonzalez, G. Saccoccia // Paper IEPC-2011-329 presented at the 32nd International Electric Propulsion Conference, Wiesbaden, Germany, September 11-15, 2011.

79. Hayabusa Asteroid Explorer Powered by Ion Engines on the way to Earth [Text] / H. Kuninaka, K. Nishiyama, Y. Shimizu, I. Funaki, H. Koizumi, S. Hosoda, D. Nakata // Paper IEPC-2009-267 presented at the 31st International Electric Propulsion Conference, University of Michigan, Ann Arbor, Michigan USA, September 20 - 24, 2009.

80. Herdrich, G. Overview on Electric Propulsion Developments at IRS [Text] / G. Herdrich, U. Bauder, A. Boxberger // Paper IEPC-2011-134 presented at the 32nd International Electric Propulsion Conference, Wiesbaden, Germany, September 11-15,2011.

81. History of the Hall Thrusters Development in USSR [Text] / V. Kim, K. N. Kozubsky, V. M. Murashko, A. V. Semenkin // Paper IEPC-2007-142 presented at 30 International Electric Propulsion Conference, Florence, Italy, September 1720, 2007.

82. HT-100 Hall thruster characterization tests results [Text] / D. Dignani, C. Ducci, G. Cifali, P. Rossetti, M. Andrenucci // Paper IEPC-2011-191 presented at the 32nd International Electric Propulsion Conference, Wiesbaden, Germany, September 11-15, 2011.

83. Ion Thruster Development at L-3 ETI for Small Satellite Applications. [Text] / W. G. Tighe, K.-R. Chien, R. Spears, D. M. Goebel // Paper IEPC-2007-024 presented at the 30th International Electric Propulsion Conference, Florence, Italy, September 17-20, 2007.

84. King, S.T. Small Satellite LEO Maneuvers with Low-Power Electric Propulsion [Text] / S.T. King, M. L. R. Walker, C. A. Kluever // Paper AIAA2009-2407 presented at the 47th AIAA (American Institute of Aeronautics and Astronautics) Aerospace Sciences Meeting and Exhibition, Orlando, Florida, USA, January 5-8, 2009.

85. Larsson, A Green Propellants Based on Ammonium Dinitramide (ADN) [Text] / A. Larsson, N. Wingborg // Advances in Spacecraft Technologies. Edited by J. Hall-Croatia.: InTech, 2011.-P. 139-156.

86. Loyan, A.V. Performance Investigation of SPT-20M Low Power Hall Effect Thruster [Text] / A.V. Loyan, T.A. Maksymenko // Paper IEPC-2007-100 presented at the 30th International Electric Propulsion Conference, Florence, Italy, September 17-20, 2007.

87. Modeling Battery Behavior for Accurate State-of-Charge Indication [Text] / V. Pop, H.J. Bergveld, J.H.G. Op het Veld, P.P.L. Regtien, D. Danilov, // P.H.L. Notten Journal of The Electrochemical Society. - 2006. - 153 (11). - P. A2013-A2022.

88. NRLMSISE-00: A New Empirical Model of the Atmosphere Satellite [Electronic resource] / J.M. Picone, D.P. Drob, R.R. Meier, A.E. Hedin. -URL:http://www.nrl.navy.mil/research/nrl-review/2003/atmospheric-science/picone (visit: 02.11.2013).

89. Oleson, S.R. Advanced Hall Electric Propulsion for Future In-Space Transportation [Text] / S. R. Oleson, J. M. Sankovic // Paper NASA/TM—2001-210676 presented at the 3rd International Spacecraft Propulsion Conference, Cannes, France, October 10-13, 2000.

90. Optimization of the Operating Parameters for a 20 mN Class Ion Thruster [Text] / H. Nagano, K. Kajiwara, Y. Hayakawa, T. Ozaki, Y. Kasai // Paper IEPC-

2011-032 presented at the 32nd International Electric Propulsion Conference, Wiesbaden, Germany, September 11-15, 2011.

91. Patel, M.R. Spacecraft power systems [Text] / M.R. Patel. - CRC Press, Florida, USA, 2005. - 691 p, ill. - (ISBN 0-8493-2786-5).

92. Potapenko, M.Yu. Characteristic Relationship between Dimensions and Parameters of a Hybrid Plasma Thruster [Text] / M. Yu. Potapenko, V. V. Gopanchuk // Paper IEPC-2011-042 presented at the 32nd International Electric Propulsion Conference, Wiesbaden, Germany, September 11-15, 2011.

93. Rossetti, P. HT-100 Development Status [Text] / P. Rossetti, M. Andrenucci // Paper IEPC-2009-126 presented at the 31st International Electric Propulsion Conference, University of Michigan, Ann Arbor, Michigan USA, September 20 -24, 2009.

94. Rossetti, P. Analysis of Hall-Effect Thrusters application to formation flying and drag compensation [Text] / P. Rossetti, D. Valentian // Paper IEPC-2007-307 presented at the 30th International Electric Propulsion Conference, Florence, Italy, September 17-20, 2007.

95. Ruggiero, A Joint trajectory and energy management simulation of low thrust missions [Text] / A. Ruggiero, P.Pergola, S. Marcuccio // Paper IEPC-2011-260 presented at the 32nd International Electric Propulsion Conference, Wiesbaden, Germany, September 11 -15, 2011.

96. The Case For Small Spacecraft: An Integrated Perspective on Electric Propulsion [Text] / D. Barnhart, R. Wojnar, D. Tilley, R. Spores // Paper IEPC-95-148 presented at the 24th International Electric Propulsion Conference, Moskow, Russia, September, 1995.

97. The GOCE Ion Propulsion Assembly - Lessons Learnt from the First 22 Months of Flight Operations [Text] / N. Wallace, P. Jameson, C. Saunders, M. Fehringer, C. Edwards, R. Floberghagen // Paper IEPC-2011-327 presented at the 32nd International Propulsion Conference, Wiesbaden, Germany, September 11-15, 2011.

98. ГОСТ Р 52925-2008 Изделия космической техники. Общие требования к космическим средствам по ограничению техногенного засорения околоземного космического пространства [Текст]. - Введ. 2008-07-09. - М.: Стандартинформ, 2008. - 5 с.

99. ГОСТ Р 25645.166-2004 Атмосфера Земли верхняя. Модель плотности для баллистического обеспечения полётов искусственных спутников Земли [Текст]. - Введ. 2004-09-03. - М.: Издательство стандартов, 2004. - 28 с.

100. ГОСТ Р МЭК 61960-2007 Аккумуляторы и аккумуляторные батареи, содержащие щелочной и другие некислотные электролиты. Аккумуляторы и аккумуляторные батареи литиевые для портативного применения [Текст]. -Введ. 2007-27-12. - М.: Стандартинформ, 2008. - 16 с.

101. 1 N Mono-propellant thruster [Электронный ресурс] / Оф. сайт EADS Astrium.

URL:http://cs.astrium.eads.net/sp/brochures/thrusters/lN%20Thruster.pdf (дата обращения: 02.11.2013). - Загл. с экрана.

102. Low Power Resistojet [Электронный ресурс] / Оф. сайт Surrey Space Technology Limited. URL:http://www.sstl.co.uk/Products/Subsystems/Propulsion-Systems/Low-Power-Resistojet (дата обращения: 02.11.2013). - Загл. с экрана.

103. GSU-1L [Электронный ресурс] / Оф. сайт Rafael. URL:http://www.rafael.co.il/marketing/SIP_STORAGE/FILES/0/740.pdf (дата обращения: 02.11.2013). - Загл. с экрана.

104. РКТ [Электронный ресурс] / Оф. сайт НИИмашиностроения.

URL :http ://niimashspace.ru/index.php/produce/rkt/3 3 -rdmt (дата обращения: 02.11.2013). - Загл. с экрана.

105. Low Power Hall Effect Thrusters [Электронный ресурс] // Оф. сайт Busek. URL:http://busek.com/index_htm_files/70008510_revA.pdf (дата обращения: 02.11.2013).-Загл. с экрана.

106. Hall Effect Thrusters [Электронный ресурс] / Оф. сайт Alta. URL:http://www.alta-space.com/index.php?page=hall-effect-thrusters (дата обращения: 02.11.2013). - Загл. с экрана.