طراحي مفهومي بادبان فضايي كاهش مدار براي ماهواره هاي مدار لئو

Drag Sail Conceptual Design for Satellite Orbit Reduction in Low Earth Orbit

هدف اصلي از انجام اين پژوهش، ارائه يك روند طراحي به منظور طراحي بادبان كاهش مدار براي ماهواره­ هاي مستقر در مدارهاي ارتفاع پايين (لئو) با در نظر گرفتن الزامات ماموريت است. در اين راستا، ابتدا الزامات و ملاحظات طراحي بادبان كاهش مدار مورد مطالعه قرار گرفته است. در ادامه، مدل ­هاي اتمسفري متفاوت و روابط لازم براي طراحي اوليه بادبان كاهش مدار ارائه شده است. سپس، به كمك ابزار Life-time در نرم افزار STK زمان كاهش مدار چندين ماهواره با نسبت هاي جرم به سطح متفاوت، با استفاده از سه مدل تراكم اتمسفري استاتيكي و ديناميكي Harris-priester، Jacchia-Roberts و MSISE2000از ارتفاع اوليه 700 و 800 كيلومتري محاسبه شد. از اين اطلاعات در بخش طراحي ابعاد بادبان مناسب جهت خارج كردن ماهواره­ اي با ابعاد و جرم مشخص (مطابق سناريو از پيش تعريف شده) از مدار لئو استفاده مي­ شود. در انتها با استفاده از روابط و نمودارهاي ارائه شده، براي مدارزدايي يك ماهوره 20 كيلوگرمي از ارتفاع اوليه 800 كيلومتري بادباني با نسبت جرم به سطح 0/01 كيلوگرم بر متر طي يك روند منظم طراحي شده است. هندسه اين بادبان به منظور بهينه بودن به شكل مربع و مبتني بر 4 تيرك نگهدارنده انتخاب شده است. اين هندسه با مصالحه بين دو المان 1-قابليت اطمينان و 2- انعطاف­ پذيري انتخاب شده است. نتايج شبيه­ سازي نشان مي ­دهد كه بادبان طراحي شده قادر است الزامات ماموريت سيستم مدارزدايي را برآورده ساخته و ماهواره را طي مدت 3/6 سال از مدار خارج كند.

The main purpose of this paper is to provide a regular design process of drag sail for deorbiting a satellite in LEO orbit concerning the mission requirements. In this regard, the design requirements and manufacturing considerations of the drag sail have been studied at first. The paper continued with different atmospheric models and the necessary equations for the initial design of the drag sail. Then, with the help of the Life-Time (LT) tool in STK software, the deorbiting time of several satellites with different mass to surface ratios from two initial altitudes of 700 and 800 km was obtained. In this calculation, three models of static and dynamic atmospheric density: Harris-Priester, Jacchia- Roberts, and MSISE2000, have been used. Usually, these data and pieces of information are using to design the suitable sail specifications (size, shape and, mass) to remove satellites from the Leo orbit. Finally, using the presented equations and provided diagrams, a drag sail is designed to deorbit a 20 kg satellite from an initial height of 800 km with a mass to surface ratio of 0.01 kg/m. The geometry of this sail is selected in a square shape and based on four beams. This geometry is chosen by compromising between the two elements of reliability and flexibility. The simulation results show that the designed sail can meet the mission requirements of the deorbiting system and take the satellite out of orbit within 3.6 years.