Реферат: Космические аппараты

целевые задачи космического проекта (требования верхнего уровня иерархии, такие как архитектура космической системы, параметры орбит космического аппарата, его срок службы и условия эксплуатации);

космический аппарат (требования системного уровня иерархии);

собственно подсистема связи (внутренние требования);

другие подсистемы космического аппарата;

наземная станция (требования совместимости);

спутник-ретранслятор (требования совместимости);

программа полета (ориентация космического аппарата как функция времени).

Требования, получаемые из этих источников, оказывают определяющее влияние на

проектный облик подсистемы:

скорости передачи данных (командно-программной и телеметрической информации обеспечивающих подсистем космического аппарата и его полезной нагрузки);

объем принимаемых / передаваемых подсистемой данных;

объем хранимых данных;

несущие частоты радиосигналов на линиях «вверх» и «вниз»;

полосы частот радиосигналов на линиях «вверх» и «вниз»;

потребляемая мощность;

масса оборудования подсистемы;

ширина лучей приемо-передающей антенны на линиях «вверх» и «вниз»;

эффективная изотропно излучаемая бортовой антенной подсистемы мощность (ЭИИМ, англ. ЕГОР);

коэффициент усиления антенны / шумовая температура системы.

Классический перечень задач проектирования подсистемы связи включает поиск компромиссных решений между апертурой антенны и мощностью передатчика, между твердотельным усилителем мощности передатчика и усилителем на базе лампы бегущей волны, между усложнением бортовой подсистемы связи и усложнением наземной станции. Поскольку с увеличением размера апертуры антенны повышается ее коэффициент усиления, то, уменьшается потребная выходная (высокочастотная) мощность передатчика, а, следовательно, и мощность, потребляемая бортовой подсистемой связи от подсистемы электроснабжения. Однако при этом антенна с большей апертурой имеет большую массу и более узкий луч, что повышает требования к точности ее наведения. Как показано в Главе 13 (формула 13-17), ширина луча антенны уменьшается с увеличением ее апертуры. В зависимости от частоты и требуемого коэффициента усиления, мы обычно делаем выбор между твердотельным усилителем мощности передатчика и усилителем на базе лампы бегущей волны - это задача поиска компромиссного решения на системном уровне. Делая этот выбор, мы должны влияние выбора того или иного варианта построения усилителя мощности на общую массу космического аппарата, на площадь его солнечных батарей, на надежность подсистемы связи и космического аппарата в целом, и на необходимую апертуру антенны. Твердотельные усилители мощности обычно имеют большую надежность, меньшую массу и габаритные размеры. Усилители мощности на базе лампы бегущей волны обладают меньшим технологическим риском (при большем коэффициенте усиления) и более высоким коэффициентом полезного действия.

3. Расчетная часть

Исходные данные. Исходные данные тесно связаны и базируются на целевой аппаратуре, выше указано, что проектируемый спутник является научно-прикладным и используется для организации связи на небольшие расстояния, следует отметить также, что используемый спутник проектируется с целью подготовки специалистов в сфере космических технологий и использования на практике накопленных студентами теоретических и практических знаний. Следуя из этого, а также делая выводы из опыта студентов зарубежных университетов, базирующихся на проектировании и разработки спутников, берем за основу пико - нано спутники, отвечающие нашим требованиям, для образца наиболее подходящими являются спутники связи разработанной линейки CubeSat. Целевая аппаратура вокруг которой базируются все жизненно-важные системы спутника для организации его надежной долговечной работы, взят трансивер TRX_024_06 немецкой компании SiliconRadar. Исходя из этого исходные данные для проектирования системы энергоснабжения следующие:

Предельная масса КА - Мо = до 15 кг

Высота круговой орбиты - h = 150-200 км

Масса целевой системы - не более 1 кг

Передающая частота - 24 ГГц

Потребляемое напряжение - 3.3 - 3.6 В

Минимальная потребляемая мощность трансивера - 300 мВт

Потребляемая мощность плазмено-ионного двигателя - 155 Вт

Срок активного существования - 10 лет

3.1 Расчет передатчика

Применим транзистор VT1, VT2 - KT930А с параметрами:

Рабочая частота ГГЦ

Выходная мощность р1=10Вт

Постоянная составляющая коллекторного тока в непрерывном режиме 3,3А

Пиковое значение напряжения коллектор - эмиттер и коллектор - база 36 А

Мощность pk, рассеиваемая коллектором 25 Вт

3.2 Расчёт коллекторной цепи генератора

Коэффициент использования коллекторного напряжения:

Амплитуда коллекторного ВЧ напряжения:

Пиковое значение напряжения коллектор - эмиттер:

Амплитуда первой гармоники коллекторного тока:

Амплитуда импульса коллекторного тока:

Постоянная составляющая коллекторного тока:

3.3 Расчёт цепи базы

Коэффициент усиления транзистора по мощности

Мощность входного сигнала:

Первая гармоника тока базы:

Амплитуда входного ВЧ напряжения база - эмиттер:

3.4 Расчёт входной согласующей цепи

В качестве выходной согласующей цепи в ВЧ транзисторных генераторах наиболее часто используется П-образный фильтр, схема которого приведена на рисунке

3.5 Расчёт выходной согласующей цепи

Заключение

Курсовой проект посвящен проектированию спутника учебного назначения. Учебные спутники уже прочно вошли в практику космических экспериментов и исследований. Использование малогабаритных спутников в образовательном процессе широко применяются в зарубежных странах. Малые космические аппараты (МКА) -перспективное направление космической деятельности. Это связан со следующими обстоятельствами: массовым спросом на услуги, представляемые ракетно-космической техникой (Интернет-технологии, связь, навигация, метеорология, дистанционное зондирование Земли и акватории океанов, научные исследования); достигнутыми результатами в создании новых легких конструкционных материалов, микропроцессоров с высокой производительностью, миниатюрных фотокамер, микромеханизмов, микросенсоров и т.д.; высокой конкуренцией со стороны ведущих космических корпораций и стремлением снижения затрат на разработку и эксплуатацию космической техники при одновременном увеличении качества и эффективности использования орбитальных группировок КА.

Список использованных источников

1. Никольский В.В. Основы проектирования автоматических космических аппаратов. Учебник. С-Пб.: БГТУ "Военмех", 2007. 230 с.

2. Никольский В.В. Проектирование космических аппаратов. Учебное пособие. С-Пб.: БГТУ "Военмех", 2003. 121 с

3. Королев С.И. Системы обеспечения теплового режима космических аппаратов: учебное пособие. С.И. Королев; Балт. гос. техн. ун-т. - СПб.,2006. - 100с.

4. Интернет-ресурс Берлинского технического университета: http://www.raumfahrttechnik.tu-berlin.de/

5. Интернет-ресурс ОАО «Сатурн»: http://www.saturn.kuban.ru/

6. Интернет-ресурс Википедия. Информация о спутнике http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%AE%D0%B1%D0%B8%D0%BB%D0%B5%D0%B9%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%28%D0%9A%D0%90%29

Приложение

Таблица 1 - Характеристики:

Таблица 2 - Характеристики:

Таблица 3 - Характеристики:

Таблица 4 - Характеристик ретранслятора Motorola MRT2000:

Спецификация (перечень сокращений, условных обозначений и т.д.)

АБ - аккумуляторная батарея;

АФУ - антенно-фидерные устройства;

БКУ - бортовой комплекс управления;

ДУ - двигательная установка;

КА - космический аппарат;

КДУ - комплексная двигательная установка;

СБ - солнечные батареи;

СЭП - система энергопотребления;

ФЭП - фотоэлектрический преобразователь