Воронин С.Т. «О возможности полёта одноступенчатой ракеты к планетам Солнечной системы» Сибирский аэрокосмический журнал, 24, № 1, с. 76-89 (2023)

Предложена новая концепция построения малогабаритного ракетного двигателя, содержащего специальный ионизатор газов в камере сгорания для увеличения его проводимости до оптимального значения при соответствующем улучшении процесса сгорания топлива. Приведён упрощённый расчёт для относительной скорости газов в коническом сопле при подогреве сверхзвукового потока газов плазмой в конусном сопле посредством мощного электромагнитного высокочастотного поля. Рассмотрено влияние некоторых технических параметров на эффективность полёта ракеты. Сделано сравнение высоты полёта ракеты с плазменным подогревом потока газов в коническом сопле с масштабной моделью, соответствующей известной одноступенчатой ракете «Зенит» с одинаковым весом и геометрии с учётом сопротивления воздуха для грузового варианта ракеты с одним малогабаритным двигателем. Получен результат – значительное снижение расхода топлива и увеличение максимальной высоты полёта в 2 раза при увеличении удельного импульса в 2,7 раза при прочих равных параметрах. Установлено, что при определённых концептуальных параметрах возможно быстрое ускорение и полёт одноступенчатой грузовой ракеты со стартовым весом 17,25–20,00 т к планетам Солнечной системы непосредственно с поверхности Земли при использовании связки однотипных двигателей. Применение множества однотипных малогабаритных двигателей позволяет отказаться от сопла Лаваля в пользу простого конического сопла, что уменьшает габариты ракеты в целом. Это обусловлено необходимостью уменьшения диаметра конического сопла для достижения большей удельной мощности подогрева плазмой по сравнению с удельной мощностью сгорающего в камере сгорания топлива. Также предлагается полный отказ от рулевых двигателей, функцию которых будет выполнять часть двигателей, расположенных ближе к диаметру ракеты. В качестве электрогенераторов предлагается использовать перспективные опытные образцы электрогенераторов МЭГ-6НС, МЭГ-15НС и др. компании «НаукаСофт» с хорошими весовыми показателями, которые позволяют в будущем изготовить такой жидкостной ракетный двигатель малых габаритов. Перераспределение части используемого топлива для производства электроэнергии компенсируется значительным ростом удельного импульса жидкостного ракетного двигателя для увеличения скорости и общей эффективности полёта при оптимальном соотношении количества топлива к весу ракеты до заправки.

Жуков А.О., Иванов К.А., Бондарева М.К., Бондарев М.Н., Горовой Д.С. «Наземный комплекс управления космическими аппаратами дальнего космоса» Сибирский аэрокосмический журнал, 24, № 1, с. 99-108 (2023)

В настоящее время востребованы исследования перспективного наземного комплекса управления космическими аппаратами дальнего космоса, обладающего большими возможностями не только в управлении космическими аппаратами дальнего космоса, но и в проведении фундаментальных и прикладных радиоастрономических исследований. Большое внимание уделяется анализу требований к радиотехническому комплексу, которые должны быть выполнены для реализации возможности проведения с его помощью нескольких направлений научных исследований и, прежде всего, планетной радиолокации, интерферометрии со сверхдлинными базами, радиопросвечивания, радиоастрономии. На основе анализа состояния наземного комплекса управления космическими аппаратами дальнего космоса раскрыты направления его развития на основе модернизации существующих средств, а также показаны перспективы применения новых технологий для освоения дальнего космоса на траекториях полета к Луне, Марсу, другим небесным телам Солнечной системы, объектам инопланетной и межпланетной инфраструктуры. Ключевые слова: наземный комплекс управления, дальний космический аппарат, сеть, технология управления, радиоастрономические исследования, методы исследования космических тел.

Максимов И.А., Кочура С.Г., Авдюшкин С.А. «Основные положения методологии обеспечения стойкости бортовой аппаратуры космических аппаратов к воздействию радиационных эффектов космического пространства» Сибирский аэрокосмический журнал, 24, № 1, с. 116-125 (2023)

Рассмотрены проблемные вопросы обеспечения стойкости бортовой аппаратуры космических аппаратов к воздействию ионизирующего излучения космического пространства (ИИ КП), существенно ограничивающего срок активного существования космического аппарата. В работе описывается методология обеспечения радиационной стойкости, разработанная специалистами АО «ИСС». Результатом проделанной работы является обеспечение гарантированного выполнения целевой функции космическими аппаратами (КА) с длительными сроками активного существования (САС) 15 и более лет. Среди комплекса факторов космического пространства (ФКП), воздействующих на КА, ионизирующее излучение космического пространства является основным фактором, ограничивающим САС. Воздействие энергетических частиц ИИ КП вызывает деградацию электронной компонентной базы (ЭКБ), которая приводит к сбоям и отказам бортовой аппаратуры (БА) и деградации ее функциональных поверхностей. Обеспечение радиационной стойкости КА является сложной комплексной задачей, одним из этапов которой является определение радиационной стойкости компонентов, комплектующих бортовую аппаратуру. В результате накопленного опыта по проведению радиационных испытаний и анализа их результатов специалистами АО «ИСС» была разработана методология, позволяющая гарантированно обеспечить радиационную стойкость КА в условиях сжатых сроков производства и оптимизированных затрат. Ключевые слова: бортовая аппаратура, дозовые эффекты, ионизирующее излучение, космический аппарат, космическое пространство, радиационная стойкость, электронная компонентная база.

Назаренко А.А., Максимов И.А., Кочура С.Г. «Возможность унификации требований по радиационной стойкости для космических аппаратов с различными условиями функционирования» Сибирский аэрокосмический журнал, 24, № 1, с. 126-135 (2023)

В течение срока активного существования (САС) на разных типах орбит космические аппараты (КА) подвергаются воздействию различных факторов космического пространства (ФКП). Основным фактором, оказывающим влияние на работоспособность радиоэлектронной аппаратуры, является ионизирующее излучение космического пространства (ИИКП). Основной эффект, связанный с воздействием ИИКП на КА (дозовые эффекты), по своей физике определяется дозой излучения, поглощенной в комплектующих изделиях электронной компонентной базы (ЭКБ) и материалах конструкции в течение всего САС. Данным эффектом объясняются отказы в работе радиоэлектронной аппаратуры, обусловленные деградацией параметров используемых изделий ЭКБ и материалов. Расчёт уровней воздействия поглощённых доз в зависимости от различных параметров орбиты – необходимая и важная задача для обеспечения функционирования КА в течение заданного САС, так как на основании уровней воздействия на орбите базируются расчёты радиационной стойкости. Ключевым, с точки зрения минимизации массовой защиты и объёма испытаний критичных изделий ЭКБ, является проведение расчётов с учётом конструктивных особенностей КА и бортовой аппаратуры (БА). Кроме учёта конструкции КА и БА, важным аспектом при проведении расчётов радиационной стойкости является учёт взаимного расположения БА в составе КА. В данной статье рассмотрена возможность унификации требований по радиационной стойкости для КА с различными орбитами функционирования и САС, а также возможность проведения унифицированного расчёта без учёта конструктивных особенностей КА, БА и взаимного расположения в составе КА. Ключевые слова: космический аппарат, дозовые эффекты, бортовая аппаратура, срок активного существования, унификация.

Сотникова Н.В., Кададова А.В., Кадочников Д.М., Уткин В.В. «Разработка полезной нагрузки спутника CYCLOPS формата CubeSat» Сибирский аэрокосмический журнал, 24, № 1, с. 144-154 (2023)

На протяжении последних десятилетий увеличивается количество запускаемых спутников формата CubeSat. Данные спутники обладают рядом преимуществ: малый срок разработки, невысокая стоимость, возможность модификаций для определенных научных задач и тестирование технических решений и новых разработок. В данной статье излагается описание полезных нагрузок малого космического аппарата: спутника формата CubeSat 3U CYCLOPS, созданного в Балтийском государственном техническом университете «ВОЕНМЕХ» имени Д. Ф. Устинова в рамках выигранного гранта по программе Space-Pi. Цель исследования – создание, тестирование и изучение работы модулей полезных нагрузок аппарата, построенных с применением коммерчески доступных компонентов, в условиях космического полета. В тексте описана структура взаимодействия полезной нагрузки и платформы «ОрбиКрафт-Про 3U» от компании ООО «Спутникс». Рассматривается процесс создания платы управления нагрузками. Описано программное обеспечение системы управления мехатронного и многостепенного исполнительного модулей с применением логирования и коррекцией ошибок. Помимо вышеперечисленных модулей, была разработана и система управления полезными нагрузками, позволяющая осуществлять серию экспериментов при нахождении малого космического аппарата на орбите. В статье объясняется принцип работы взаимодействия космического аппарата с землей через специальное программное обеспечение Houston сontrol сenter application и Houston Telnet. В результатах описаны проведенные тестирования для механических узлов космического аппарата. Приведены примеры полученных пакетов телеметрии с борта аппарата. В статье также отображены дальнейшие планы проекта и перспективы применения разработанной аппаратуры для внедрения в крупногабаритные космические системы и комплексы. Также в рамках этого проекта студентам и школьникам удалось получить инженерный опыт разработки устройств, предназначенных для работы в условия космического пространства. Ключевые слова: малые космические аппараты, полезная нагрузка, модуль, спутник, система связи, CAN, CubeSat, TELNET.