[論文レビュー] Design of the Propulsion System of Nano satellite: StudSat2

Roshan Sah, Prabin Sherpaili+2 more|arXiv (Cornell University)|Jul 23, 2021

Spacecraft Design and Technology参考文献 1被引用数 8

ひとこと要約

本論文は、インド初の二基のナノサットライトミッションである StudSat2 用に、600 km から 400 km の低地球軌道へ 25 年以内に脱軌させる冷媒ガス推進系の設計を提示する。ホーマン軌道移行理論を用い、部品設計には CATIA V5、構造的および流れ解析には ANSYS を使用し、STK を用いたシミュレーションによる推進パulses により、国際的な軌道片りの基準を満たす脱軌を実現した。

ABSTRACT

The increase in the application of the satellite has skyrocketed the number of satellites, especially in the low earth orbit. The major concern today is after the end of life, these satellites become debris which negatively affects the space environment. As per the international guidelines of the European Space Agency, it is mandatory to deorbit the satellite within 25 years of the end of life. StudSat1, which was successfully launched on 12th July 2010, is the first Pico satellite developed in India by undergraduate students from seven different engineering colleges across South India. Now, the team is developing StudSat2, which is India's first twin satellite mission having two nanosatellites whose overall mass is less than 10kg. This paper is aimed to design the propulsion system, cold gas thruster, to deorbit StudSat2 from its original orbit i.e. 600 km to lower orbit i.e. 400km. The propulsion system mainly consists of a storage tank, pipes, Convergent Divergent nozzle, and electronic actuators. The paper also gives information about the components of cold gas thruster, which have been designed in the CATIA V5, and the structural and flow analysis of the same has been done in ANSYS. The concept of Hohmann transfer has been used to deorbit the satellite and STK has been used to simulate it.

研究の動機と目的

• 小型サットライトによる宇宙ごみの増加という問題に対処し、ナノサットの制御された脱軌を可能にする。
• 10kg の二基のナノサットミッションに適した軽量で信頼性の高い冷媒ガス推進系を設計する。
• 欧州宇宙機関が定めた 25 年以内の脱軌ガイドラインを遵守することを保証する。
• 軌道力学とソフトウェアツールを用いて脱軌モードをシミュレートおよび検証する。
• ミッションの安全性と性能を確保するため、推進系部品の構造的および流れ解析を統合する。

提案手法

• 貯蔵タンク、配管、収束拡散ノズル、電子アクチュエータのモデリングに CATIA V5 を用いた冷媒ガス推進系の設計。
• 構造的および流体の流れ解析を ANSYS を用いて実施し、機械的整合性と最適なガス膨張を確保する。
• 600 km から 400 km の円軌道に脱軌させるために必要な Δv を計算するため、ホーマン軌道移行理論を適用する。
• STK（Systems Tool Kit）を用いたシミュレーションにより、軌道と燃焼時間の妥当性を検証する。
• 10kg の衛星プラットフォームを想定し、必要な Δv と推進剤質量比に基づいて推進系のサイズを決定する。
• 脱軌燃焼中の推進系の点火および持続時間の正確な制御を実現するため、電子アクチュエータを統合する。

実験結果

リサーチクエスチョン

• RQ1 10kg の二基のナノサットを 25 年以内に脱軌させるために、軽量な冷媒ガス推進系をどのように設計できるか？
• RQ2 ホーマン軌道移行を用いて、StudSat2 の軌道を 600 km から 400 km に低下させるために必要な Δv はどの程度か？
• RQ3 推進系部品の構造的および流れ特性が、システムの性能と信頼性にどのように影響するか？
• RQ4 STK シミュレーションは、ナノサットミッションの脱軌軌道および燃焼シーケンスを正確に予測できるか？
• RQ5 質量および体積に厳しい制限があるピコサットクラスのミッションにおいて、推進系の主な設計制約は何か？

主な発見

• ホーマン軌道移行の計算により、600 km から 400 km の軌道に脱軌させるために必要な Δv が特定され、正確な推進系燃焼計画が可能となった。
• ANSYS を用いた構造的解析により、収束拡散ノズルを含む推進系部品が運用圧力および熱的負荷に耐えうることが確認された。
• 流れ解析により、ノズルを通じた効率的なガス膨張と推力発生が確認され、最適性能を発揮する設計であることが検証された。
• STK シミュレーションにより、脱軌軌道が正常にモデル化され、設計されたシステムで必要な燃焼時間とインパルスが達成可能であることが確認された。
• タンク、配管、ノズル、アクチュエータを含む完全な推進系が、二基のナノサットミッションの 10kg の質量制限内に収容された。
• 本研究は、国際的なガイドラインに準拠した宇宙ごみの低減を実現する上で、冷媒ガス推進系が実用的で安全かつ費用対効果に優れた解決策であることを確認した。