Choice of the design parameters of aerodynamically stabilized nanosatellite

Abstract

Задача обеспечения аэродинамической стабилизации наноспутника рассматри-вается в вероятностной постановке применительно к угловому движению наноспутника после отделения от носителя (в отличие от известных работ, в ко-торых эта задача решается в детерминированной постановке). Получены фор-мулы для выбора проектных параметров (запаса статической устойчивости, длины, продольного момента инерции) аэродинамически стабилизированного наноспутника, обеспечивающих при движении на низких орбитах отклонение продольной оси наноспутника от вектора скорости центра масс меньше допус-тимого с заданной вероятностью на требуемой высоте при заданных погрешно-стях угловой скорости от системы отделения. На основании расчетов построены номограммы, обеспечивающие простой и наглядный выбор основных проект-ных параметров наноспутника стандарта CubeSat. Ключевые слова: наноспутник, аэродинамический момент, угол атаки, функ-ция распределения, проектные параметрыВведение. Для обеспечения требуемой ориентации спутников часто используются пас-сивные системы стабилизации, которые не используют энергию бортовых источников пита-ния. Поскольку большинство наноспутников запускается на низкие околоземные орбиты, це-лесообразно для стабилизации углового положения использовать аэродинамические силы.В известных работах задача обеспечения аэродинамической стабилизации наноспутни-ка решается в детерминированной постановке, так, например, в работе [1] эта задача решает-ся для наноспутника класса CubeSat путем развертывания солнечных панелей под определен-ным углом к его продольной оси. В настоящей работе подобная задача рассматривается в ве-роятностной постановке. При отделении наноспутника от носителя со случайной начальной угловой скоростью величина максимального угла атаки также носит случайный характер.В работе [2] получены аналитические функции распределения максимального угла ата-ки наноспутника для рэлеевского и равномерного распределений величины начальной попе-речной угловой скорости в случае плоского углового движения наноспутника по круговой орбите под действием гравитационного и аэродинамического моментов. Показано, что при отделении наноспутника по вектору скорости центра масс (начальное значение угла атаки мало) и при незначительной закрутке относительно продольной оси можно с приемлемой точностью использовать аналитические функции распределения максимального угла атаки,