[论文解读] 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 8

一句话总结

本文介绍了为印度首颗双纳米卫星任务StudSat2设计的冷气推进系统，旨在25年内将轨道从600公里降低至400公里。基于霍曼转移轨道力学，采用CATIA V5进行部件设计，ANSYS进行结构与流场分析，通过STK模拟推进器脉冲实现脱轨，符合国际空间碎片缓解标准。

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.

研究动机与目标

• 为应对小卫星带来的空间碎片增长问题，实现纳米卫星的受控脱轨。
• 设计一种轻质、可靠的冷气推进系统，适用于10公斤重的双纳米卫星任务。
• 确保符合欧洲空间局设定的25年脱轨指南。
• 通过轨道力学与软件工具的仿真与验证，实现脱轨机动。
• 对推进器部件进行结构与流场分析，以保障任务安全与性能。

提出的方法

• 使用CATIA V5对储气罐、管道、收敛-发散喷管及电子执行器进行建模，设计冷气推进系统。
• 利用ANSYS对推进器部件进行结构与流场分析，确保机械完整性与最优气体膨胀。
• 应用霍曼转移轨道转移原理，计算从600公里圆形轨道脱轨至400公里轨道所需的Δv。
• 使用STK（系统工具包）模拟脱轨机动，验证轨迹与点火时长。
• 根据所需Δv与推进剂质量分数，对推进系统进行尺寸设计，适用于10公斤卫星平台。
• 集成电子执行器，实现对脱轨点火时机与持续时间的精确控制。

实验结果

研究问题

• RQ1 如何设计一种轻质冷气推进系统，使10公斤重的双纳米卫星在25年内实现脱轨？
• RQ2 采用霍曼转移方法，将StudSat2轨道从600公里降至400公里，所需Δv是多少？
• RQ3 推进器部件的结构与流场特性如何影响系统性能与可靠性？
• RQ4 STK仿真能否准确预测纳米卫星任务的脱轨轨迹与点火序列？
• RQ5 在对质量与体积有严格限制的皮纳卫星任务中，推进系统的关键设计约束是什么？

主要发现

• 霍曼转移计算确定了从600公里轨道脱轨至400公里轨道所需的Δv，为精确规划推进器点火提供了依据。
• ANSYS结构分析表明，包括收敛-发散喷管在内的推进器部件能够承受工作压力与热载荷。
• 流场分析表明，气体通过喷管实现高效膨胀与推力生成，验证了设计在性能上的最优性。
• STK仿真成功模拟了脱轨轨迹，证实所设计系统可实现所需的点火时长与冲量。
• 完整的推进系统（包括储罐、管道、喷管与执行器）均在10公斤质量限制内完成设计，适用于双纳米卫星任务。
• 本研究证实，冷气推进系统是符合国际指南、可行、安全且成本低廉的小卫星脱轨解决方案。