Integrated Approaches to Systems Engineering, Intelligent Technology, and Innovation in Space Exploration
Proceedings of the XLVI, XLVII ACADEMIC SPACE CONFERENCE, Dedicated to the Memory of Academian S.P. Korolev and Other Outstanding Russian Scientists - Pioneers of Space Exploration, "KOROLEV ACADEMIC SPACE CONFERENCE" (Volume 2)
- 2026
- Buch
- Herausgegeben von
- V. I. Mayorova
- A. I. Komkin
- Buchreihe
- Lecture Notes in Networks and Systems
- Verlag
- Springer Nature Switzerland
Über dieses Buch
Dieses Buch konzentriert sich auf Weltraumrobotik, planetare Erkundungssysteme und Antriebstechnologie und bietet tiefe Einblicke in die technischen Innovationen, die moderne Weltraummissionen umgestalten. Mit Inhalten aus den Akademischen Raumfahrtkonferenzen XLVI und XLVII befasst sich dieses Buch sowohl mit theoretischen als auch mit angewandten Herausforderungen im Bereich autonomer Systeme und fortschrittlicher Antriebstechnologie. Die Kapitel sind in zwei Teile gegliedert und befassen sich mit der Konzeption und dem Einsatz von Roboterrovern, autonomen Systemen für raue planetare Umgebungen, neuartigen Steuerungsalgorithmen und hochmodernen Antriebssystemen. Insbesondere heben die Autoren die Antriebssysteme der nächsten Generation hervor, darunter Plasma-Triebwerke, Ionenstrahlruder und Hybridkonfigurationen, sowie modernste Robotersysteme und autonome Mobilitätslösungen für die Erforschung des Planeten. Dieses Buch präsentiert experimentelle Ergebnisse, Simulationsstudien und Ansätze zur Systemintegration und dient als Referenz für Ingenieure, Robotikspezialisten und Missionsplaner.
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Über dieses Buch
This book focuses on space robotics, planetary exploration systems, and propulsion technology, offering in-depth insights into the engineering innovations that are reshaping modern space missions. With content drawn from the XLVI and XLVII Academic Space Conferences, this book addresses both theoretical and applied challenges in autonomous systems and advanced propulsion technology.
Organized into two parts, the chapters explore the design and deployment of robotic rovers, autonomous systems for harsh planetary environments, novel control algorithms, and cutting-edge propulsion systems. In particular, the contributors highlight next-generation propulsion systems, including plasma engines, ion thrusters, and hybrid configurations, alongside state-of-the-art robotic systems and autonomous mobility solutions for planetary exploration.
Presenting experimental results, simulation studies, and systems integration approaches, this book serves as a reference for engineers, robotics specialists, and mission planners.
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Inhaltsverzeichnis
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Space Propulsion and Technology
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Frontmatter
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Evaluation of the Efficiency of Spacecraft Propulsion Systems Using Hydrogel Sublimation
Pavel M. BechasnovDas Kapitel befasst sich mit der Bewertung der Hydrogel-Sublimation als Antriebssystem für Raumfahrzeuge und hebt ihr Potenzial hervor, die Beschränkungen traditioneller Methoden zu überwinden. Es untersucht die mechanischen, thermischen und Sorptionseigenschaften von Hydrogelen und konzentriert sich dabei auf ihre Verwendung in Sublimationsgasgeneratoren. Der Text bietet einen detaillierten Vergleich hydrogelbasierter Systeme mit bestehenden Antriebstechnologien und betont deren Effizienz, Sicherheit und Kosteneffizienz. Darüber hinaus werden die praktischen Anwendungen von Hydrogel-Antriebssystemen in verschiedenen Weltraummissionen diskutiert, darunter Wartungsarbeiten im erdnahen Orbit und interplanetare Flüge. Das Kapitel schließt mit einer Skizze des zukünftigen Potenzials der Hydrogel-Sublimation in der Raumfahrt, die eine vielversprechende Alternative zu konventionellen Methoden darstellt.KI-Generiert
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AbstractThe hydrogel absorbs water in an amount up to 200 times its own mass, and gives it away in the form of low-pressure steam under normal conditions. This allows it to be used as a gas generator for spacecraft propulsion systems. The absence of the most usual elements of the pneumohydraulic circuit simplifies and reduces the cost of such a propulsion system, as well as increases its reliability. Hydrogel sublimation based thruster can be the simplest low thrust propulsion option for the spacecraft. -
Analysis of the Use of an Actuator Made of a Material with a Shape Memory Effect for Opening the Rim Structure
Vladimir N. Zimin, Yurij A. Kisanov, Nikolai G. Pavlov, Artur O. ShakhverdovDieses Kapitel befasst sich mit dem innovativen Einsatz von Aktoren aus Formgedächtnislegierungen für den Einsatz großer Raumstrukturen, wobei der Schwerpunkt auf einem Felgenreflektor-Design liegt. Die Studie stellt eine umfassende Berechnungsmethode zur Bestimmung der Temperatur und Verschiebung des Aktuators unter verschiedenen Betriebsbedingungen vor. Es werden zwei Heizmethoden untersucht: konstante Spannung und ein Schema, das die Temperatur der aktiven Elemente berücksichtigt. Das Kapitel behandelt auch die Gleichung der Energiebilanz und die Phasentransformationen, die im Aktuator auftreten. Die Ergebnisse werden für einen 12-Meter-Felgenreflektor präsentiert, die Berechnungen basieren auf einem Titannickeldraht mit 1,5 mm Durchmesser. Die Studie unterstreicht die Bedeutung der synchronen Öffnung und des Einsatzes von Temperaturfeedback für den kontrollierten Einsatz. Sie kommt zu dem Schluss, dass die vorgeschlagene Ausführung der Aktuatoren die Öffnungszeiten der Struktur variieren kann, wodurch sie sowohl für uneingeschränkte als auch für begrenzte Energiebudgets geeignet ist.KI-Generiert
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AbstractMaterials with the shape memory effect are able to change their size in response to changes in temperature. In this paper, a transformable rim reflector is considered. For the opening of the reflector, it is proposed to replace the traditional actuator, which uses compression springs to transform and controlled using a cable system, with a force actuator, the active elements of which are made of a material with a shape memory effect. The proposed method allows to select the actuator parameters. The possible mass benefit is estimated. -
Calculation of Acoustic Efficiency of Internal Combustion Engine Exhaust Noise Silencers
Vladimir V. Tupov, Natalia A. Gaponyuk, Olga V. KirikovaIn diesem Kapitel wird die entscheidende Rolle von Schalldämpfern bei der Verringerung des Geräuschpegels von Verbrennungsmotoren (ICE), insbesondere in Fahrzeugen, untersucht. Er untersucht die Herausforderungen und Methoden zur Berechnung der akustischen Effizienz von Abgasschalldämpfern und betont die Notwendigkeit leistungsstarker Schalldämpfer aufgrund steigender Motorleistung und strengerer Geräuschvorschriften. Die Analyse vergleicht gasdynamische und akustische Methoden und zeigt die Grenzen traditioneller Ansätze und die Vorteile reaktiver Schalldämpfer auf. Die Forschung konzentriert sich auf die Entwicklung einer Berechnungsmethode zur Auslegung von Schalldämpfern unter Berücksichtigung der Bewegung von Gasströmen, akustischer Energieverluste und Randbedingungen. Es führt das Konzept der Einfügungsdämpfung ein und liefert detaillierte Formeln zur Berechnung der aeroakustischen Impedanz und der Transmissionsmatrizen. Das Kapitel stellt auch typische reaktive Elemente vor, die in Schalldämpfern und deren Transmissionsmatrizen verwendet werden, unterstützt durch experimentelle Verifizierung. Die Schlussfolgerung unterstreicht die Genauigkeit der Methode und ihr Potenzial zur Entwicklung von Schalldämpfern mit spezifizierter akustischer Effizienz, selbst in den frühen Stadien des Motorendesigns.KI-Generiert
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AbstractTo reduce aerodynamic noise of internal combustion engines, reactive silencers containing chamber cells are widely used. Analysis of methods of calculation of such silencers has shown that gas-dynamic methods, in particular the finite element method and the method of characteristics, are most suitable for simple designs. Acoustic theory can be applied to the calculation of reactive exhaust silencers of complex design if sound energy losses and gas movement in the silencer are taken into account, and if the boundary conditions at the end port of the exhaust system and at the source of exhaust noise generation are correctly set. This paper presents a method of synthesizing reactive exhaust noise silencers for internal combustion engines using high-efficiency elements, for which the transfer matrices are obtained taking into account the gas flow motion and sound energy losses due to friction, flow turbulence and thermal conductivity of the medium. Analytical dependencies for calculating with a high degree of accuracy the acoustic impedance of sound radiation by the end orifice of the exhaust system and the internal impedance of the exhaust noise source have been developed. The obtained results are intended for the development of noise silencers with a given acoustic efficiency at the early stages of engine design. -
Investigation of the Joint Operation of a Closed Electron Drift Thruster and a Cold Hollow Magnetron Cathode
Nikolay A. Podguyko, Sergey O. Shilov, Alexander V. Semenkin, Yuriy A. KhohlovDieses Kapitel befasst sich mit der Untersuchung des gemeinsamen Betriebs zwischen einem geschlossenen Elektronendriftstrahler und einer kalten Magnetronhohlkathode und konzentriert sich dabei auf alternative Treibmittel wie Jod und Luft. Die Studie unterstreicht die Relevanz dieser Treibmittel aufgrund ihrer Kostenwirksamkeit und ihres Überflusses im Vergleich zu herkömmlichem Xenon. Der Versuchsaufbau umfasst einen Vakuumprüfstand und detaillierte Messungen verschiedener Parameter, einschließlich Schub, Entladungsstrom und Potenzial von Gerätegehäusen. Die Ergebnisse zeigen, dass die kalte hohle Magnetronenkathode den Ionenstrahl effektiv neutralisieren kann und damit eine vergleichbare Leistung wie thermionische Kathoden erreicht. Das Kapitel untersucht auch die Energieeffizienz und Nutzungsfaktoren der Kathode und liefert einen umfassenden Vergleich mit anderen Kathodentechnologien. Die Schlussfolgerung betont das Potenzial der kalten Magnetronhohlkathode für den Einsatz in elektrischen Antriebssystemen, insbesondere für Satelliten mit geringer Umlaufbahn und Deep-Space-Missionen. Diese detaillierte Analyse bietet wertvolle Einblicke in die Zukunft des elektrischen Antriebs und die Rolle alternativer Treibstoffe bei der Weiterentwicklung der Raumfahrttechnologie.KI-Generiert
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AbstractThe joint operation of a closed electron drift thruster and a multistage cold hollow magnetron cathode on krypton and xenon has been studied. For comparison, the operation parameters of the thruster with a thermionic cathode-neutralizer on krypton were also obtained. The experimental technique and equipment are described. The minimum value of the partial energy cost of an electron in a multistage magnetron cathode on xenon is 69 eV, the propellant utilization factor is 38 at 1.66 A of the thruster discharge current. -
Investigation of a Two-Stage Cold Hollow Magnetron Cathode for Electric Thruster
Nikolay A. Podguyko, Mikhail K. Marakhtanov, Yuriy A. KhohlovDieses Kapitel befasst sich mit der Untersuchung einer zweistufigen Kalthohl-Magnetronenkathode (CHMC), die die Energieeffizienz elektrischer Ruder (ETs) verbessern soll. Die Forschung konzentriert sich auf alternative Treibmittel wie Jod und Luft, die Kosten- und Verfügbarkeitsvorteile gegenüber herkömmlichem Xenon bieten. Die Studie untersucht das Design und die Betriebseigenschaften eines zweistufigen BHKW und zeigt eine signifikante Reduzierung der Energiekosten pro Elektron. Experimentelle Ergebnisse zeigen, dass die zweistufige Konstruktion die Elektronenkosten um bis zu 39% senken kann, wodurch ein Minimum von 250 eV im Vergleich zu 400 eV in einstufigen Versionen erreicht wird. Die Analyse schätzt auch das Potenzial für weitere Effizienzsteigerungen bei mehrstufigen Designs, was auf einen asymptotischen Ansatz bei Elektronenkosten von 100-120 eV hindeutet. Diese Forschung unterstreicht das Potenzial des zweistufigen CHMC-Designs, die Herausforderungen des Einsatzes chemisch aktiver Treibmittel in elektrischen Triebwerken zu bewältigen und den Weg für effizientere und nachhaltigere Antriebssysteme zu ebnen.KI-Generiert
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AbstractThis work is devoted to the study of a two-stage cold hollow magnetron cathode for an electric thruster, including those operating on chemically active working substances. A solution to the problem of vulnerability of hot cathodes-neutralizer of electric thrusters in the presence of chemically active working substances by using a magnetron cathode is proposed. To reduce the energy cost of an electron and increase the efficiency of the magnetron cathode, it is proposed to use an additional ionization stage. Experimental results of a study of the operation of a two-stage cathode are presented. A reduction in the energy cost of an electron in a two-stage cathode by 1.6 times compared to a single-stage version was obtained. The prospects of using the multistage concept of the cathode on the presented simplified mathematical model are discussed. A forecast is given for reducing the energy cost of an electron in a multistage cathode to 120–140 eV. -
Thrust Characteristics Investigation of TAL Operating with Krypton, Krypton-Xenon Mixture, and Xenon
Sergey O. Shilov, Evgeny V. Vorob’ev, Sergey G. IvakhnenkoDieses Kapitel vertieft die Schubeigenschaften elektrischer Antriebssysteme und konzentriert sich dabei insbesondere auf Triebwerke, die mit Krypton, einer Krypton-Xenon-Mischung, und Xenon arbeiten. Die Studie untersucht die Auswirkungen der Tiefe der Beschleunigungskanäle auf die Leistung des Triebwerks und zielt darauf ab, die optimale Konfiguration für jedes Treibgas zu ermitteln. Schlüsselergebnisse zeigen, dass die Schubschraubereffizienz mit höherem Treibstoffverbrauch steigt und es eine optimale Kanaltiefe gibt, die die Leistung maximiert. Für Krypton und die Krypton-Xenon-Mischung ergibt sich eine optimale Tiefe von 4,5 mm, die beste Schubeigenschaften und minimalen Verschleiß bietet. Der Text hebt auch die Ähnlichkeiten in den betrieblichen Merkmalen zwischen der Krypton-Xenon-Mischung und reinem Krypton hervor, wobei die Mischung geringfügig niedrigere Entladeströme und einen höheren Schub aufweist. Die Forschung kommt zu dem Schluss, dass die Krypton-Xenon-Mischung eine vielversprechende Alternative zu reinem Xenon darstellt und ein Gleichgewicht zwischen Leistung und Ressourcenverfügbarkeit bietet. Diese detaillierte Analyse liefert wertvolle Erkenntnisse für Fachleute, die elektrische Antriebssysteme für verschiedene Raumfahrtanwendungen optimieren wollen.KI-Generiert
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AbstractThe object of the present study is a thruster with anode layer (TAL). Interest in such thrusters has recently increased due to their relative simplicity and manufacturability, which is especially important in large-scale production. In this work a study of the thrust characteristics and operational features of the TAL on krypton, a krypton-xenon mixture and xenon were carried out. During the tests the effect of the acceleration channel depth and the propellant flow rate on the discharge current, thrust, specific impulse, thrust efficiency, power-to-thrust ratio, and ion current to the body of TAL was determined. During the experiments the discharge voltage was 300 V, and the propellant flow rate varied from 1.5 to 3.5 mg/s. It was found that the dependence of the power-to-thrust ratio of the thruster on the acceleration channel depth has an extreme character with a pronounced maximum, while the thrust efficiency tends to saturate with an increase in the acceleration channel depth. The character of the thruster operation with the krypton-xenon mixture (the magnitude of magnetic fields, temperature mode, and boundaries of stable operation) is close to the TAL operation with pure krypton. -
Preliminary Evaluation of the Mass of the Maneuvering Unit of the Fully Functional Nanosatellite
Alexandr D. Maksimov, Tatyana ChubenkoDieses Kapitel vertieft die wesentliche Aufgabe der vorläufigen Massenbewertung für das Manövrieren von Einheiten in Nanosatelliten, wobei der Schwerpunkt auf chemischen und elektrischen Antriebssystemen liegt. Es untersucht die Funktionsweisen verschiedener Antriebseinheiten, darunter Kaltgas, Monopropellant, Bipropellant, Wasserelektrolyse und elektrische Antriebssysteme. Der Artikel präsentiert eine Methode zur Abschätzung der Masse dieser Antriebssysteme unter Berücksichtigung ihrer Teilsysteme wie Antriebsmodul, Umrüstungs- und Steuerausrüstung, Treibgasspeicher- und -abgabesystem sowie Tragwerksteil und Kabelnetz. Die Berechnungsmethode basiert auf der Masse des Satelliten und der erforderlichen Dreiecksgeschwindigkeit oder dem gesamten spezifischen Impuls. Die Ergebnisse der Berechnungen werden mit bestehenden Daten verglichen und zeigen Diskrepanzen, die die Bedeutung einer genauen Massenschätzung unterstreichen. Das Kapitel schließt mit einer Diskussion über das Potenzial zur Entwicklung eines automatisierten Berechnungsprogramms für die Masse des Antriebssystems, das auf spezifische Aufgaben von Raumfahrzeugen zugeschnitten ist.KI-Generiert
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AbstractCurrently, the number of launches of small spacecraft weighing up to 10 kg is noticeably increasing in the world. One of the main reasons for this growth is the relatively short development time of the satellite, the cost of its manufacture and launch. The range of tasks performed by such devices is steadily growing. In this regard, devices for the movement of the center of mass and around it become clamorous. They will compensate for disturbing effects, as well as accurately orient and stabilize the spacecraft. The maneuvering unit can serve as such a device. The propulsion system is one of its main elements. The choice of a particular propulsion system is clamorous at the design stage. It should take into account the specific requirements for the installations of such devices. Due to the limitations inherent in such satellite, mass estimation is an urgent task. In this paper, the main subsystems of the maneuvering unit, their elements and the functions performed by them are considered. Propulsion systems based on various physical principles are presented, their structural schemes are shown, as well as the main parameters. A method of preliminary calculation of the mass of the maneuvering unit based on the mass of the spacecraft, the required reserve of relative velocity and engine parameters is proposed and tested. -
Study of Polytetrafluoroethylene Evaporation by Radiation of Different Spectral Composition
Daria S. Pasynkova, Daria K. Fedorova, Aleksei V. Pavlov, Yuri Yu. Protasov, Victor D. TelekhDieses Kapitel befasst sich mit der Untersuchung der Verdunstung von Polytetrafluorethylen (PTFE) unter verschiedenen Strahlungsspektren und konzentriert sich dabei auf ihre Auswirkungen auf die Mikrothrustertechnologie in Nanosatelliten. Die Forschung nutzt einen Magnetoplasmakompressor, um die Strahlungsvorgänge zu simulieren, die in Ablationsplasma-Mikrothrustern (μPPT) ablaufen. Zu den Schlüsselthemen zählen der Versuchsaufbau mit PTFE-Proben in verschiedenen Gasumgebungen (Neon, Argon und einer Mischung aus Argon und Luft), die Diagnose oberflächennaher Prozesse mittels laserholographischer Interferometrie und die Analyse von Interferogrammen zur Bestimmung der Plasmatemperatur und -konzentration. Die Studie zeigt, dass die spektrale Zusammensetzung der Strahlung die Verdampfungsdynamik und die Plasmatemperatur von PTFE signifikant beeinflusst. Im Neon reicht die Strahlungsenergie aus, um sowohl Kohlenstoff- als auch Fluoratome zu ionisieren, was zu höheren Plasmatemperaturen führt. In Argon werden nur Kohlenstoffatome ionisiert, während die Strahlungsenergie in Gegenwart von Luft nicht ausreicht, um Zielelemente zu ionisieren, was zu den niedrigsten Plasmatemperaturen führt. Diese Ergebnisse unterstreichen die Bedeutung des Verständnisses von Lichterosionsprozessen für die Verbesserung der Leistung fester Treibmittel in μPPT. Das Kapitel schließt mit einer detaillierten Analyse der Plasmaparameter oberhalb der Probenoberfläche, die wertvolle Erkenntnisse für die Entwicklung effizienterer Antriebssysteme für Nanosatelliten liefert.KI-Generiert
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AbstractThe cost reduction in the production technology of microsatellites necessitates the use of simple and inexpensive engines, and the ablation pulsed plasma microthruster (μPPT) meets these requirements well due to its simple design. The research and optimization of processes in μPPT are divided into two main areas: the optimization of electrical circuits and the optimization of working processes in the discharge chamber, one of the most important of which is the evaporation of the propellant under the action of high-intensity broadband radiation. This article presents the results of an experimental study of the light erosion and parameters of the resulting plasma of fluoroplastic \({\left({C}_{2}{F}_{4}\right)}_{n}\) (the most common propellant for ablation pulsed plasma microthrusters) under the irradiation of the fluoroplastic surface with powerful broadband UV-VUV spectrum radiation. A magnetoplasma compressor discharge of the erosion type (MPC) was used as the radiation source. The energy and spectral composition of the discharge radiation were varied by changing the background gas and the distance between the discharge cell and the irradiated samples. Two-exposure laser holographic interferometry and Schlieren photography were used for the diagnostics and visualization of gas-dynamic structures. The authors discuss that with equal energy input into the discharge, the evaporation dynamics is determined by the spectral range of the radiation (energy of the radiation quanta). -
Fuel Economy Estimation Using a Near-Earth Cable System for a Flight to Mars
Gennady N. Tovarnykh, Nadezhda M. VasilyevaDieses Kapitel befasst sich mit dem innovativen Einsatz erdnaher Kabelsysteme zur Steigerung der Treibstoffeffizienz bei Marsmissionen. Darin wird untersucht, wie die Länge des Kabelsystems Treibstoffeinsparungen und die Dynamik der Trennung von Raumfahrzeugen beeinflusst. Die Studie vergleicht zwei Startoptionen: eine von einer kreisförmigen Referenzbahn und eine andere, die das Andocken an eine Orbitalstation beinhaltet. Zu den wichtigsten Erkenntnissen zählen der Einfluss der Kabellänge auf die charakteristische Geschwindigkeit und die Einsparung von Treibstoff und die Bedeutung der gleichzeitigen Trennung von Raumfahrzeugen, um den Schwerpunkt aufrechtzuerhalten. Das Kapitel stellt detaillierte Berechnungen und Diagramme vor und bietet eine umfassende Analyse der potenziellen Vorteile und Herausforderungen des Einsatzes von Kabelsystemen für interplanetare Reisen. Die Ergebnisse unterstreichen den erheblichen Kraftstoffverbrauch, der durch diese Methode erreicht werden kann, was sie zu einem vielversprechenden Weg für zukünftige Weltraummissionen macht.KI-Generiert
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AbstractThe possibility of using a cable system placed on a near-Earth orbital station for a flight to Mars is considered. A comparison of the fuel costs of two options for departure to Mars is carried out. The first option is provided for a normal departure from a reference circular near-Earth orbit two hundred kilometers high. The second option assumes a preliminary flight from the reference orbit to the orbital station. After docking with the orbital station and deploying the cable system, the launch is carried out from the upper platform of the cable system relative to the Earth. The orbital station is moving in a circular orbit with a height of four hundred kilometers. It is shown that for cables made from real materials, fuel economy can reach 70%. But this result is possible only in the case of a one-time use of the cable system. If one wants to use the cable system repeatedly, then they need to take into account the additional fuel costs for restoring the initial orbit of the cable system. In order to preserve the initial position of the center of gravity of the cable system, it is proposed to separate the second spacecraft from the lower platform of the cable system simultaneously with the separation of the spacecraft from the upper platform, with its further descent to the Earth. The results of calculations of the gain in fuel consumption are given. -
Small Upper Stage Possible Mission Analysis
Georgy A. Shcheglov, Anatoly V. ShapovalovDieses Kapitel untersucht den Einsatz kleiner Oberstufen (SUS), um den Herausforderungen durch die zunehmende Anzahl kleiner Satelliten und die Unzulänglichkeit bestehender Trägerraketen zu begegnen. Es geht auf die wirtschaftlichen und technischen Vorteile von Rideshare-Starts ein und beleuchtet die Probleme der Satellitenkollisionsvermeidung und der Orbit-Anpassung. Der Text enthält eine detaillierte Analyse, wie SUS diese Probleme lösen kann, indem es selbstständig manövriert, um präzise Orbits für Mikro- und Nanosatelliten zu bilden. Außerdem wird das Konzept der zweistufigen Oberstufe diskutiert, bei der eine große Oberstufe mit einem SUS kombiniert wird, um die Energiekapazitäten und die Nutzlastmasse zu verbessern. Das Kapitel enthält praktische Beispiele und Berechnungen, um die Effektivität von SUS in verschiedenen Startszenarien zu veranschaulichen und unterschiedliche Konfigurationen und ihre Auswirkungen auf die Effizienz der Satellitenbereitstellung zu vergleichen. Die Schlussfolgerung betont die Dringlichkeit und die Vorteile des Einsatzes von SUS bei modernen Satellitenstarts, insbesondere in Verbindung mit mittleren Oberstufen.KI-Generiert
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AbstractPossible application areas of a small upper stage with a launch weight up to 200 kg are considered. It is shown that the active development of LEO satellite constellations, satellite service projects and space debris remove projects made the power propulsion platform for performing various transport operations in demand. Platform application scenarios in couple with a large upper stage are analyzed. The technical efficiency is determined by the fact that due to the two-stage launch scheme the launched payload mass can be increased. -
Dynamics of the ‘Heliorotor’ Type Solar Sail Structure Under Aerodynamic Impact
Alexandеr S. PopovDieses Kapitel befasst sich mit der Dynamik von "heliorotorischen" Solarsegeln, insbesondere mit zweiflügeligen Konstruktionen, wie sie in den Satelliten "Yarilo" und "Sail-MSTU" verwendet werden. Die Studie untersucht den Einfluss aerodynamischer Kräfte auf die Struktur und Stabilität des Segels während der Orbitalbewegung und liefert eine umfassende Analyse des Verhaltens des Segels unter diesen Bedingungen. Die Forschung nutzt das MSC Adams-Programm, um die Konstruktion der "Sail-MSTU" zu simulieren und bietet wertvolle Einblicke in die Dynamik des Segels. Zu den wichtigsten Ergebnissen zählen die Beurteilung von Winkelgeschwindigkeitsänderungen und das Potenzial für Autorotationseffekte. Das Kapitel behandelt auch die praktische Anwendung dieser Erkenntnisse, wie den Deorbitingprozess des Satelliten "Yarilo". Darüber hinaus untersucht die Studie das Potenzial einer Vereinfachung des Modells hin zu symmetrischen oder schiefsymmetrischen Oszillationen, was zukünftige Forschungen erleichtern könnte. Die detaillierte Simulation und die praktische Relevanz machen dieses Kapitel zu einem bedeutenden Beitrag zum Verständnis der Solarsegeldynamik unter aerodynamischen Einflüssen.KI-Generiert
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AbstractThe article simulates the dynamics of the design of a solar sail, made in the form of two light-reflecting tapes, the surface of which is formed by centrifugal forces. The spacecraft is in a circular Earth orbit at an altitude of 400 km, where the atmospheric density is sufficiently high to affect the dynamics of the thin-film structure. The spacecraft “Sail-MSTU” is considered as the object of study. A specific case of impact is considered when the direction of the velocity pressure coincides with the axis of rotation of the satellite. The simulation was carried out in the MSC Adams program, where the sail blades were represented as multi-link mechanisms. As a result of the simulation, the amplitude of the sail oscillations along the direction of the incident flow and the amplitude of the angular velocity oscillations of the satellite were obtained. -
Coupling Test of the Propulsion System Based on the Small-Sized Radiofrequency Ion Thruster GT50
Denis S. Manegin, Anton V. Ossovskiy, Sergey G. Ivakhnenko, Evgeny V. Vorob’ev, Sergey O. Shilov, Victor A. RiazanovDieses Kapitel befasst sich mit der Entwicklung und Erprobung des speziell für kleine Raumfahrzeuge entwickelten Antriebssystems GT50. Die Schlüsselkomponenten des Systems, darunter das Ionenstrahlruder, die Hochspannungsversorgung, der Hochfrequenzgenerator, der Kathodenneutralisierer und die Gasflusssteuerung, sind detailliert beschrieben. Der Testprozess, der an der Staatlichen Technischen Universität Bauman in Moskau durchgeführt wurde, ist ausführlich beschrieben und unterstreicht den erfolgreichen Startzyklus und den stabilen Betrieb des Systems. Die Ergebnisse zeigen den geringen Stromverbrauch des Systems, die klare Beobachtung des Ionenstrahls und den minimalen Beschleunigungsnetzstrom. Das Kapitel endet mit dem erfolgreichen Kopplungstest des Antriebssystems GT50, der seine Funktionsfähigkeit und sein Potenzial für den Einsatz bei Manövrieraufgaben für kleine Raumfahrzeuge bestätigt. Darüber hinaus bietet das Kapitel Einblicke in die aktuelle Entwicklung kleiner Raumfahrtantriebe sowohl weltweit als auch in Russland und bietet einen umfassenden Überblick über die technologischen Fortschritte und Markttrends in diesem sich rasch entwickelnden Bereich.KI-Generiert
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AbstractThe paper presents the results of coupling test of the Avant Space GT50 propulsion system. The propulsion system included a high-frequency ion thruster with a high-voltage power supply and a high-frequency generator, a cathode-neutralizer, and a gas flow control unit. During the tests, the method of the system launching was worked out. The propulsion system was launched in four trial modes characterized by different values of the screen electrode potential. The operability of all components and the whole system has been confirmed. The values of the total ion current and total power consumption were obtained for four test modes. -
Missions Analysis of Electric Propulsion Spacecraft to Small Bodies of the Solar System
Elizaveta A. Sergaeva, Olga L. StarinovaDieses Kapitel vertieft sich in die komplexen Herausforderungen und innovativen Lösungen für die Gestaltung von Raumfahrtmissionen zu Asteroiden mit unregelmäßigen Gravitationsfeldern. Zunächst wird die Bedeutung der Asteroidenforschung sowohl für wissenschaftliche als auch für kommerzielle Zwecke hervorgehoben. Anschließend untersucht der Text die Komplexität der Planung von Missionen zu Asteroiden, insbesondere die Schwierigkeiten aufgrund ihrer unregelmäßigen Form und der daraus resultierenden komplexen Gravitationsfelder. Ein wesentlicher Teil des Kapitels widmet sich der Entwicklung eines mathematischen Modells des Gravitationspotenzials auf Grundlage der Summe der Gravitationspunkte, die für die Missionsplanung von entscheidender Bedeutung ist. Die Autoren diskutieren auch den Einsatz elektrischer Antriebe und optimale Steuerungsstrategien, um die Umlaufbahnen von Raumfahrzeugen um Asteroiden zu stabilisieren. Das Kapitel schließt mit einer detaillierten Fallstudie über eine Mission zum Asteroiden Eros, die die praktische Anwendung der entwickelten Methoden und Modelle demonstriert. Diese Fallstudie beinhaltet Simulationen sowohl passiver als auch kontrollierter Bewegungen von Raumfahrzeugen und liefert wertvolle Erkenntnisse über die Durchführbarkeit und die Anforderungen derartiger Missionen. Das Kapitel diskutiert auch den potenziellen Einsatz von Ionen-Elektrospray-Triebwerken zur Stabilisierung der Orbitalbewegung in der Nähe von Asteroiden und hebt die innovativen Ansätze hervor, die für die zukünftige Erforschung des Weltraums in Betracht gezogen werden.KI-Generiert
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AbstractSmall celestial bodies in the solar system (asteroids, comets, planetary moons) have recently become popular research objects for space missions due to their scientific and technological superiority as valuable natural resources located near the Earth. The shape of asteroids and comets, and as a result, their gravitational fields have complex irregular structures. Studying the gravitational field of small celestial bodies is also important for planned surface exploration missions and landing on asteroids and comets. The problem of the formation of motion control by an electric rocket spacecraft near an object with an irregular gravitational field is considered. The authors are considering the possibility of using a low thrust engine for exploration of asteroids by spacecraft. In this document, the authors define a locally optimal low thrust engine control program that ensures a stable trajectory. -
Development of a Simulation-Predictive Model for Thrust Control of the Electric Rocket Engine of a Spacecraft in Low Earth Orbit
Dmitrii A. Antsiferov, Victor A. Riazanov, Sergei G. IvakhnenkoDieses Kapitel befasst sich mit der Entwicklung eines simulationsgestützten Vorhersagemodells zur Steuerung des Schubes von Elektroraketentriebwerken auf Raumfahrzeugen in niedriger Erdumlaufbahn. Zu den Schwerpunkten zählen der Einfluss des Luftwiderstands und des Erdgravitationsfeldes auf die Flugbahn von Raumfahrzeugen, der Algorithmus zur Vorhersage des Gravitationspotenzials und der aerodynamischen Zugkraft sowie die Verifikation des Modells anhand von Daten der GOCE-Mission. Das Kapitel schließt mit einer Diskussion über die Notwendigkeit, diese Faktoren für eine genaue Schubkontrolle zu berücksichtigen und das Potenzial für weitere Forschung. Die Leser erhalten Einblicke in das komplexe Zusammenspiel der Kräfte, die Raumfahrzeuge im niedrigen Erdorbit beeinflussen, und die Methoden, mit denen diese Effekte vorhergesagt und abgemildert werden, um stabile und präzise Daten zu erheben.KI-Generiert
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AbstractThis study investigates the stability of atmospheric parameters and introduces a method for their prediction. The research substantiates the feasibility of modeling the impact of aerodynamic drag forces on a spacecraft in low Earth orbit through the analysis of empirical atmospheric data from the Mass Spectrometer Incoherent Scatter model. The study also highlights the effect of the Earth’s non-uniform gravitational field on spacecraft movement in low Earth orbit. Additionally, it presents a method for determining the cyclogram of an electric rocket engine to fully compensate for aerodynamic drag forces, accounting for gravitational potential fluctuations’ impact on the projections. A verification calculation is conducted for the Gravity Field and Steady-State Ocean Circulation Explorer spacecraft. -
Comparison of Electrification Models for Condensed Phase Particles in Combustion Chamber of Model Liquid Rocket Engine
Daria B. Safonova, Aleksander V. RudinskiiDieses Kapitel befasst sich mit der Elektrifizierung kondensierter Phasenpartikel innerhalb der Brennkammer eines Flüssigkeitstriebwerks und konzentriert sich auf das diagnostische Potenzial dieser geladenen Partikel. Die Studie stellt drei mathematische Modelle zur Abschätzung von Teilchenladungen vor, die Hochtemperaturbedingungen und thermionische Emissionen berücksichtigen. Zu den zentralen Themen zählen die Analyse der Ionenzusammensetzung in Verbrennungsprodukten, die Berechnung der Volumenkonzentrationen von Elektronengasen und die Bestimmung von Teilchenladungen anhand verschiedener Modelle. Die Ergebnisse unterstreichen die Bedeutung des Verhältnisses der Elektronenkonzentrationen auf unendlich und in der Nähe der Teilchenoberfläche, das sowohl die Größe als auch das Vorzeichen der Teilchenladung beeinflusst. Diese Forschung liefert entscheidende Erkenntnisse zur Verbesserung der berührungslosen elektrostatischen Diagnostik in Raketentriebwerken und bietet ein tieferes Verständnis der Elektrifizierung von Teilchen unter extremen Bedingungen.KI-Generiert
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AbstractThere are three mathematical models for calculating the electric charge acquired by particles of the k-phase in the ionized flow of combustion products of model liquid rocket engine (LRE) on fuel: ethyl alcohol (75% by volume) and gaseous oxygen with the following operating parameters in the paper. The oxidizer excess ratio is taken from the range α = 0.6…1.5, and the pressure in the combustion chamber pc = 0.6…3.0 MPa. Particles of metal and metal oxide are considered. These particles may appear in the tract of liquid-propellant rocket engine during its anomalous operation (destruction). As a result of calculations according to these models, the values of electric charges for the radius range of particles of the condensed phase 1…60 microns were obtained. It was estimated the area of model application under consideration with variation of the boundary conditions in relation to the operating modes of the model LRE. Obtained results may be used during parametric diagnostics of technical condition of the rocket engine. -
Modern Technological Equipment for Milling Sections of Aerospace Engineering Parts
Viktor Yu. Astapov, Maxim I. AntoshkinDieses Kapitel vertieft sich in die Feinheiten der Modernisierung technologischer Anlagen zum Fräsen von Teilen der Luft- und Raumfahrt und konzentriert sich auf den Übergang von Universalmaschinen zu CNC-Bearbeitungszentren. Es beginnt mit einer strukturellen und technologischen Analyse von Flugzeugteilen, die anhand von Geometrie, Abmessungen und Basismethoden in Gruppen eingeteilt werden, um den Herstellungsprozess zu rationalisieren. Anschließend wird die Auswahl von Schneidwerkzeugen und CNC-Fräsmaschinen untersucht, wobei die Bedeutung rationeller Geräteverwendung und die Entwicklung von Steuerungsprogrammen im CAM-System MasterCAM 2022 hervorgehoben wird. Darüber hinaus wird die Implementierung flexibler Fertigungsmodule und des ZeroPoint-Systems diskutiert, um die Produktivität zu steigern und Ausfallzeiten zu reduzieren. Das Kapitel schließt mit einer Beurteilung der Zusammensetzung und Menge der erforderlichen Ausrüstung, technologischen Einrichtungen und Werkzeuge und einer umfassenden Bewertung der Kapitalinvestitionen für die Organisation der Produktion von Fräsmaschinen in den frühen Stadien der technologischen Vorbereitung.KI-Generiert
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AbstractThe selection of initial blanks is carried out, and processing routes for parts on CNC milling machines are developed. Schemes for part positioning and standard fixtures are created. The cutting tools and milling centers are selected. Control programs for part processing are developed. Recommendations for implementing a robotic system for changing blanks to increase labor productivity are provided. The stages of technological preparation for production are described, the resolution of which will allow for an assessment of the composition and quantity of technological equipment required for milling sections of aerospace parts. -
Assessment of the Possibility of Saving Stages of Russian Reusable Launch Vehicles by Landing at Sea
Pavel M. BechasnovIn diesem Kapitel wird die Bewertung der Rettungsstufen russischer Mehrweg-Trägerraketen durch Landung auf See untersucht und mit raketendynamischen Landemethoden verglichen. Darin werden die aktuellen Markttrends im russischen Sektor der Trägerraketen untersucht und die zunehmende Anzahl von Nano- und Mikrosatelliten sowie die Herausforderungen, die sie für bestehende Trägerraketen darstellen, hervorgehoben. Der Text enthält eine detaillierte Analyse der Anforderungen und Merkmale einer raketendynamischen Landung und bewertet ihre Durchführbarkeit mit moderner russischer Technologie. Sie bewertet auch die Möglichkeit, die oberen Stufen von Trägerraketen zu retten, und rechtfertigt die Vorteile einer Fallschirmlandung auf See. Das Kapitel kommt zu dem Schluss, dass Fallschirmlandungen auf See unter russischen Bedingungen durchführbar und vergleichsweise effektiv sind, um vielversprechende, teilweise und vollständig wiederverwendbare Trägerraketen zu entwickeln.KI-Generiert
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AbstractThe relevance of saving stages of Russian ultra-light and light-class launch vehicles is discussed. The low efficiency of rocket-assisted landing at the current technical level of Russian vehicles is demonstrated. As an alternative, the idea of rescuing stages by parachute descent into seawater is proposed. To utilize the waters of coastal seas available to Russia, a launching scheme with a ballistic pause and an intermediate orbit at low apogee altitude is considered. The thermal and mechanical stresses on stages during reentry into the atmosphere are assessed, and the features of three-stage rockets utilizing rescue equipment are described. Technical solutions for using a common drop zone for all detachable parts of a fully reusable launcher are proposed. The possibility of rescuing all stages by means of parachutes is explored. -
Design of a Spacecraft for Space Uncooperative Object Removal
Yue Zhang, Alexander N. Temnov, Victor E. MinenkoDieses Kapitel vertieft sich in die kritische Frage der Entfernung von Weltraumschrott und konzentriert sich auf die Konstruktion eines wiederverwendbaren Raumfahrzeugs, das mit zwei Roboterarmen ausgerüstet ist, um unkooperative Objekte im Low Earth Orbit (LEO) einzufangen und zu deorbieren. Der Text untersucht die Wahl des Zielorbits, die Auswahl der Methoden zur Entfernung von Trümmern und das detaillierte Design des Manipulatorsystems der Raumsonde. Außerdem wird die Orbitaldynamik bei den Missionen des Raumschiffes, die Wärmeisolierung von Treibstofftanks und die Konstruktion des Raumschiffes diskutiert. Das Kapitel schließt mit einer umfassenden Analyse der Fähigkeiten der Raumsonde, wobei ihr Potenzial hervorgehoben wird, Objekte mit einem Gewicht von bis zu einer Tonne zu entfernen, und ihre Fähigkeit, kleinere Objekte zur weiteren Untersuchung auf die Orbitalstation zu bringen. Das Design des Raumschiffes ist für mehrere Missionen optimiert, wodurch minimale Treibstoffverdunstung und strukturelle Integrität gewährleistet sind. Diese detaillierte Erkundung bietet wertvolle Einblicke in die innovativen Lösungen, die zur Lösung des drängenden Problems des Weltraumschrotts entwickelt werden.KI-Generiert
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AbstractThe paper contains a concept for the design of an autonomous spacecraft for uncooperative object removal in low-earth orbits. Uncooperative objects refer to objects that are out of order and had lost connection with the control center. Particular attention is paid to the method of uncooperative object removal based on the application of the two-arm manipulator—capturing the object, running diagnostics, and passing an impulse for object deorbiting if it is incapable of reuse. The issues of general design, ballistics, and design of systems, which are necessary for the full functioning of the spacecraft, were considered. -
A Generalized Method for Calculating the Force When Inflating Parachutes
Sergey Y. PloskovDieses Kapitel vertieft sich in den komplizierten Prozess der Fallschirminflation und beleuchtet die Herausforderungen, vor denen Luftfahrtingenieure bei der Vorhersage maximaler Inflationsparameter stehen. Es untersucht die ballistische Analyse des Objekt-Fallschirm-Systems und beschreibt die Stadien der Fallschirmbereitstellung und die Kräfte, die auf das System einwirken. Die Studie stellt eine allgemeine Methode zur Berechnung der maximalen Kraft während der Inflation vor, die die Biegsamkeit der Konstruktion des Fallschirms einbezieht. Es wird auch die Bedeutung der Berücksichtigung der elastischen Eigenschaften des Fallschirmsystems diskutiert und eine detaillierte Methodik zur Bestimmung des dynamischen Koeffizienten bereitgestellt. Das Kapitel schließt mit einer Validierung des vorgeschlagenen Modells, dem Vergleich mit experimentellen Daten anderer Autoren und der Identifizierung aktueller Trends in der Entwicklung von Fallschirmsystemen.KI-Generiert
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AbstractInflating a parachute is a complex process where the ballistics of the mechanical system involving the object and the parachute interact with the unsteady aerodynamics of large masses of air. This interaction is further influenced by the elastic properties of the textile materials used in the parachute’s construction. The primary challenge in parachute design is the inflation process. The goal of this work is to develop a method for calculating the force during parachute inflation based on generalizing the fundamental principles for determining the trajectory parameters of the system and considering its mechanical properties under impact loads. The work provides a brief analysis of the ballistics of the mechanical system, treating the object-parachute as a material point. Based on this, a method for calculating the maximum force during parachute inflation is presented. This method combines an integral approach for determining the effective speed of the system during parachute inflation and a technique for assessing the dynamic coefficient of the parachute system, taking into account the pliability of its construction. The validity of the proposed model, which considers the pliability of the construction, is confirmed through comparisons with the work of other authors. -
Reliability and Durability of Roller-Screw Mechanisms for Aerospace Engineering Articles
Dmitry S. Blinov, Anatoly Yu. Kolobov, Yevgeny V. DikunDieses Kapitel untersucht die Zuverlässigkeit und Haltbarkeit von Rollenschneckenmechanismen, insbesondere Planetenrollenschneckengetrieben (PRSG), in der Luft- und Raumfahrt. Sie unterstreicht die Bedeutung der Verschleißfestigkeit als Hauptkriterium für die PRSG-Leistung und entwickelt grundlegende Prinzipien für Berechnungen, die auf diesem Kriterium beruhen. Die Studie untersucht die Konstruktions- und Betriebseigenschaften von PRSG, einschließlich ihrer kinematischen und tragenden Parameter, und liefert eine detaillierte Methodik zur Berechnung der Verschleißfestigkeit. Der Text diskutiert auch die möglichen Anwendungen von PRSG in hochpräzisen Geräten und fortschrittlichen mechanischen Systemen. Durch experimentelle Untersuchungen und theoretische Analysen wird die Bedeutung der Verschleißfestigkeit für die langfristige Zuverlässigkeit und Haltbarkeit von PRSG in der Luft- und Raumfahrt und anderen hochpräzisen Anwendungen festgestellt.KI-Generiert
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AbstractHigh reliability and durability are required from the aerospace articles. Therefore, the calculations of these articles and their components (mechanisms, units, parts, etc.) must be of high confidence with a view to ensuring which the actual serviceability criteria must be used in the calculations. The object of research in this study is planetary roller-screw gears used in the linear drives of articles. The main criterion of planetary roller-screw gears serviceability is the fatigue flaking, and the durability calculation shall be performed by dynamic load-lifting capacity. Such calculation does not allow obtaining answers to a whole host of issues. It was proved in the study that the actual criterion of planetary roller-screw gears serviceability is wear-resistance, and the calculation basis is given with account of such criterion. -
Automating Aircraft Assembly Design Using Constraint Hypergraph Based Algorithms
Andrey A. Lushkin, Pavel V. Kruglov, Irina A. BolotinaDieses Kapitel befasst sich mit der Automatisierung der Flugzeugmontage und konzentriert sich auf den Einsatz von Constraint-Hypergraph-basierten Algorithmen zur Rationalisierung von Produktionsprozessen. Er beginnt mit der Diskussion der Relevanz und Herausforderungen der Automatisierung von Montageprozessen, wobei die Arbeitsintensität und die potenziellen Ineffizienzen manueller Methoden hervorgehoben werden. Anschließend werden drei Hauptgruppen von Automatisierungsmethoden untersucht: logische Systeme, wissensbasierte Expertensysteme und Methoden zur Geometrieerkennung. Die Vor- und Nachteile jeder Gruppe werden gründlich analysiert, wobei besonderes Augenmerk auf die Verwendung von Hypergraphen für das Constraint Management gelegt wird. Das Kapitel stellt ein Prototypenmodell für ein Gerät vor, das für die Wartung bereitstehender Raumstrukturen entwickelt wurde und als Testfall für den vorgeschlagenen Algorithmus dient. Dieses Modell umfasst parallele Montagevorgänge und sich wiederholende Elemente, was einzigartige Herausforderungen darstellt, die der Algorithmus bewältigen muss. Der Algorithmus selbst ist eine erweiterte Version einer zuvor vorgeschlagenen Methode, bei der Verbindungsgraphen und Hypergrafien von Konstruktionsbeschränkungen verwendet werden, um praktikable Montagesequenzen zu erzeugen. Die Ergebnisse zeigen, dass der Algorithmus in der Lage ist, optimierte Montagesequenzen unter Berücksichtigung sowohl konstruktiver als auch technologischer Beschränkungen zu erzeugen. Das Kapitel schließt mit der Diskussion zukünftiger Verbesserungen, wie der automatischen Datenextraktion aus CAD-Dateien und der Integration von Verbindungsklassifikatoren zur Ermittlung der rationellsten Montagesequenzen.KI-Generiert
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AbstractThe paper considers the classification of the contemporary methods for solving the problem of automation of the design of the assembly process. Task relevance is substantiated by the authors. The main problems in solving this task are formulated and analyzed. An assembly model of a device for servicing deployable space structures within the automation of the design of the technological process of assembling this product is described. Design constraints imposed on the assembly, connections between parts, as well as distinctive features that affect the assembly process and the formation of the assembly sequence are described. The assembly sequence of the device, which is planned to be obtained as a result of the execution of a program based on the developed algorithm, is proposed. A description of the operation of the algorithm and its features is given. Also, the paper proposes classifications of assembly connections, from the points of view of technological and design limitations, which allow forming criteria for selecting the most rational assembly sequence from among the possible ones. -
Organizing Gravitational Hemorehabilitation of Astronauts During Prolonged State Weightlessness
Sergey N. Sayapin, Elena V. SayapinaDieses Kapitel geht den Herausforderungen nach, die die anhaltende Schwerelosigkeit im Blut der Astronauten mit sich bringt, und untersucht innovative Lösungen, um diese Auswirkungen abzumildern. Es werden zwei primäre Ansätze zur Erzeugung künstlicher Schwerkraft auf Raumstationen diskutiert: der Einsatz von Kurzradius-Zentrifugen und rotierenden Modulen. Der Text hebt die Entwicklung und Erprobung eines Bodenprototyps einer Kurzradienzentrifuge an Bord hervor und betont, wie wichtig es ist, die Überlast entlang des Astronautenkörpers zu lenken. Außerdem präsentiert sie das neue Raumstationsdesign der NASA mit einem torusförmigen Modul für die künstliche Schwerkraft. Das Kapitel stellt das Konzept der Gravitationshemorehabilitation vor, wobei der Schwerpunkt auf dem Einsatz kleiner programmierbarer Geräte liegt, die mit Kurzradius-Zentrifugen zur intermittierenden Plasmapherese ausgestattet sind. Er skizziert drei Hauptverfahren der gravitativen Hämorehabilitation, wobei die einzelnen Schritte und Komponenten detailliert beschrieben werden. Der Text schließt mit der Betonung des Potenzials dieser Methoden für zukünftige Weltraummissionen und Planetenbasen und bietet einen umfassenden Überblick über aktuelle und zukünftige Strategien zur Erhaltung der Gesundheit der Astronauten im All.KI-Generiert
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AbstractThe negative effects of prolonged weightlessness on astronauts’ blood are examined, including an analysis of existing methods to mitigate these impacts and the tools used for their implementation. However, creating artificial gravity aboard a space station through rotation or a full-sized short-radius centrifuge remains challenging both now and in the near future. Considering that blood is a liquid tissue of the body, it is proposed to implement hemorehabilitation for astronauts through the extracorporeal exposure of a portion of blood to artificial gravity using a small-sized, short-radius centrifuge. The feasibility of organizing gravitational hemorehabilitation of astronauts with a compact device, currently used in modern transfusiology for blood centrifugation at various speed modes, is demonstrated, incorporating an intermittent and programmable control system adapted for space station operations. Hemorehabilitation on board the space station can be carried out according to one of the following modes: simulated plasmapheresis, donor plasmapheresis, or therapeutic plasmapheresis. Additionally, if necessary, this device can facilitate the intravenous pump-dosed infusion of medications. It is noted that only practically healthy astronauts are permitted to fly to the space station; therefore, there are no contraindications to hemorehabilitation in the form of plasmapheresis. -
Economic Model of a Reusable Space System Including Launch and Production Complexes
Grigory A. Badikov, Julius S. Pahomov, Alexey A. AzarovDieses Kapitel vertieft sich in das Wirtschaftsmodell wiederverwendbarer Raumfahrtsysteme und betont die Senkung der Startkosten durch Wiederverwendbarkeit. Er untersucht die Transformation wiederverwendbarer Systeme von Verbrauchsmaterialien zu langfristigen Vermögenswerten und betont die Bedeutung der vertikalen Landung und der Wiederherstellung von Triebwerksblöcken. Die Studie skizziert die Entwicklungsstadien des Raumschiffsystems, einschließlich Prototyp-Tests, technologischer Verfeinerung und Automatisierung. Es präsentiert ein umfassendes Kostenmodell, das Entwicklungs-, Herstellungs-, Flug- und Wartungskosten berücksichtigt und Einblicke in die Investitionseffizienz und den Amortisationszeitraum bietet. Die Analyse zeigt, dass die Startkosten durch eine Erhöhung der Anzahl der Starts pro Jahr und Wiederholungsflüge erheblich gesenkt werden können, wodurch wiederverwendbare Raumfahrtsysteme wirtschaftlich rentabel werden. Das Kapitel schließt mit einer detaillierten Untersuchung der Kostenkomponenten und ihrer Entwicklung im Laufe der Zeit und bietet ein klares Verständnis der wirtschaftlichen Vorteile und Herausforderungen, die mit wiederverwendbaren Raumfahrtsystemen verbunden sind.KI-Generiert
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AbstractThe effectiveness of a reusable system is higher when the system’s resource capacity is greater, and the time and costs of between-flight maintenance are lower. The launch costs decrease with increased payload capacity, the number of launches per year, and the number of re-flights. In this scenario, the cost structure shifts towards a higher proportion of between-flight maintenance costs and a lower proportion of development and manufacturing costs. Therefore, an important task is to develop an economic model that takes into account the specifics of between-flight maintenance, startup, and production costs during the design phase. A model has been developed to address this issue. It is demonstrated that when the number of launches per year and the number of re-flights is less than 50, the launch costs are approximately equal to the development and manufacturing costs, with a calculation error margin. When the number of launches per year and the number of re-flights exceed 500, the launch costs can be considered as equal to the costs of flight and between-flight maintenance (repair), with a similar margin of error. A launch price of $150 million ensures the effectiveness of investment projects with a payback period of less than or equal to 2.2 years. -
Model for Reducing the Production Cycle of the Satellite Manufacturing Line in the Conditions of Digital Transformation of the Economy
Grigory A. Badikov, Ilia V. IukhnovetsDieses Kapitel befasst sich mit den transformativen Auswirkungen digitaler Technologien auf die Satellitenfertigung, insbesondere mit der Reduzierung von Produktionszyklen. Sie unterstreicht den Übergang von manuellen zu automatisierten Prozessen und betont die Rolle von kooperativen Robotern, Big Data und erweiterter Realität bei der Steigerung der Effizienz. Der Text untersucht auch das Lernkurvenmodell, das von entscheidender Bedeutung ist, um zu verstehen, wie die Arbeitsproduktivität mit Wiederholungen steigt und wie dies genutzt werden kann, um die Produktion zu optimieren. Darüber hinaus wird die Implementierung digitaler Zwillinge und anderer fortschrittlicher Technologien in Satellitenmontagelinien diskutiert. Das Kapitel schließt mit einer detaillierten Analyse der Produktionszyklen bedeutender Satellitenkonstellationen wie OneWeb, StarLink und Iridium Next, die deutliche Verkürzungen der Produktionszeiten durch die Einführung dieser innovativen Technologien aufzeigt.KI-Generiert
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AbstractIn this work, the improvement of the efficiency of the mass production of space satellites through the implementation of digital and advanced technologies is considered. A model for reducing the production cycle of the assembly line for the serial manufacturing of satellites forming satellite constellations has been developed. The production cycle of the OneWeb satellite assembly line is reduced by 1527 minutes (3.2 shifts or 4.5 calendar days). The reduction of the production cycle for the assembly line of 95 first-generation Iridium constellation satellites amounted to 11.48 shifts or 35.3%. It is shown that by using modern methods of production and assembly automation, it is possible to achieve a reduction in working time and, consequently, a reduction in production costs. -
Analysis of Empirical Dependencies for the Penetration Depth of Penetrators into Geomaterials
Sergey V. Fedorov, Vladislav A. Veldanov, Alexey V. Dyukov, Tatyana A. GushchinaDieses Kapitel vertieft sich in die Analyse empirischer Abhängigkeiten hinsichtlich der Eindringtiefe von Hochgeschwindigkeitspenetratoren in Geomaterialien, die für die Untersuchung der Oberflächenschichten kosmischer Körper von entscheidender Bedeutung sind. Es untersucht verschiedene empirische Formeln, einschließlich der modifizierten Berezan-Formel, der Sabudsky-Mayevsky-Formel, der Young-Formel, der Kar-Formel und der Bernard-Creighton-Formel, um die Eindringtiefe genau vorherzusagen. Die Studie unterstreicht den Einfluss von Designparametern wie Durchmesser, Masse und Form des Penetratorkopfes auf seine Eindringtiefe. Außerdem wird der Einsatz von Führern und zusätzlichen Schubimpulsen diskutiert, um die Eindringtiefe zu erhöhen. Das Kapitel schließt mit Vergleichsrechnungen, die das Potenzial von Hochgeschwindigkeits-Penetratoren für die Erforschung des Weltraums aufzeigen und zeigen, dass Penetratoren bei 1000 m / s Tiefen von mehreren Metern in mittelhartem Gestein und einigen Dutzend Metern in lockerem Boden erreichen können. Diese umfassende Analyse liefert wertvolle Erkenntnisse zur Optimierung des Designs von Penetratoren für zukünftige Weltraummissionen.KI-Generiert
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AbstractIn the near future, to study the surface layer of various cosmic bodies (planets, asteroids, comets), the use of high-velocity penetrators capable of penetrating it due to their available kinetic energy reserve is considered. The penetration depth of penetrators when choosing their design parameters can be predicted on the basis of empirical dependencies, which are the results of processing experimental data on the penetration of non-deformable impactors into various geomaterials. A comparative analysis of such dependencies obtained for impactors with an ogival and conical head shape and used by both Russian and foreign researchers is carried out. For the research module-penetrator with a diameter of 150 mm and a mass of 50 kg, the depth of its penetration into geomaterials with contrasting strength properties at initial interaction velocities in the range from 100 to 1000 m/s was estimated. It is found that with the selected parameters of the penetrator and its velocity of 1000 m/s, the penetration depth can range from several meters in the case of medium-hard rock to several tens of meters in the case of loose soil. In accordance with some of the analyzed empirical dependencies, the manifestation of a scale effect during penetration is recorded, which consists in the fact that the ratio of penetration depths of geometrically similar impactors with a constant ratio of their mass to the cube of diameter exceeds the coefficient of geometric similarity. -
Increasing the Efficiency of Thread Manufacturing by Planetary Rolling
Oleg V. Malkov, Lyudmila D. Malkova, Dmitry I. VolotovDieses Kapitel befasst sich mit der Effizienz der Gewindeherstellung durch Planetenwalzen, einer Methode, die mehrere Vorteile gegenüber herkömmlichen Schneidprozessen bietet. Der Text untersucht die Hauptrichtungen der Forschung im Bereich des Gewindewalzens und beleuchtet seine Anwendungen in verschiedenen Branchen wie Automobilindustrie, Luft- und Raumfahrt sowie Öl und Gas. Es werden die Vorteile des Einsatzes von Gewindewalzen diskutiert, darunter eine höhere Materialauslastung, verbesserte Oberflächeneigenschaften und geringerer Werkzeugbruch. Im Kapitel werden auch experimentelle Forschungen zum Rollen von Innengewinden mit einer vorgefertigten Walzmaschine vorgestellt, in denen der Einfluss der Plattenpositionierung auf die Bearbeitungskraft und den Zustand der Oberflächenschicht analysiert wird. Die Ergebnisse zeigen die Funktionsfähigkeit der vorgeschlagenen Verbundwalze und ihr Potenzial zur Verbesserung der Gewindeherstellungsprozesse. Darüber hinaus vergleicht der Text verschiedene Werkzeugkonstruktionen und deren Auswirkungen auf die Verarbeitungseffizienz und bietet so wertvolle Erkenntnisse für Fachleute, die die Gewindeherstellung optimieren wollen.KI-Generiert
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AbstractBased on the review of tools for forming internal threads using plastic deformation and determining their effective use, planetary thread rollers with axial oscillation of the shaping surface have been proposed. Designs of solid and composite planetary rollers for various usage scenarios are presented. A prototype of a composite tool with a working part consisting of two disks with axial oscillation of the shaping surface and the possibility of changing the relative angle δ = 0°, 90°, 180°, 270 has been manufactured. The results of experimental studies on the processing of internal threads with the composite roller in blanks made of AMg6M alloy are presented, including an analysis of the geometric parameters of the obtained thread profile, rolling force, and surface microhardness of the thread.
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- Titel
- Integrated Approaches to Systems Engineering, Intelligent Technology, and Innovation in Space Exploration
- Herausgegeben von
-
V. I. Mayorova
A. I. Komkin
- Copyright-Jahr
- 2026
- Verlag
- Springer Nature Switzerland
- Electronic ISBN
- 978-3-032-05754-9
- Print ISBN
- 978-3-032-05753-2
- DOI
- https://doi.org/10.1007/978-3-032-05754-9
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