Revista de Ingeniería Aeronáutica y Aeroespacial
Acceso abierto

abstracto

Parametrización de vehículos de lanzamiento de microsatélites

Adetoro MA Lanre*,Fashanu TA,Osheku A Charles

Las nuevas tendencias en la misión de microsatélites para una amplia gama de aplicaciones han motivado la investigación mundial en el diseño y desarrollo de vehículos de lanzamiento de microsatélites (MSLV) como opciones vitales en el despliegue de dichos satélites. en sus respectivas órbitas de misión. En la actualidad, la mayoría de los microsatélites se lanzan a través de viajes compartidos con cohetes o sistemas similares a cohetes, que se desarrollaron esencialmente en los años setenta y ochenta del siglo pasado. El MSLV como vehículo de lanzamiento de microsatélites proporcional, hasta ahora solo tiene el estado de trabajo de estudio de tecnología y sistema y es bien sabido que la investigación y el desarrollo de MSLV se diversifican en diferentes campos. Sin embargo, la realización de los MSLV es rigurosa ya que dichos vehículos agravan las dificultades inherentes del experimento de lanzamiento tradicional con problemas intrínsecos de distribución desigual de la masa, esbeltez, alta frecuencia y amplitud de vibración, etc. También es más probable que los MSLV se vean afectados por ráfagas de viento y otros perturbaciones que su contraparte convencional, y los parámetros físicos como la distribución de masa y los momentos de inercia pueden modificarse fácilmente cambiando la ubicación de la carga útil y la combustión impredecible del propulsor. Todos estos factores comprometen las velocidades adicionales para superar la resistencia aerodinámica, para tener en cuenta la dirección del vehículo y otras pérdidas. En consecuencia, creamos un prototipo de un equipo de lanzamiento de microsatélites de tres etapas a semejanza del lanzador VEGA de la Agencia Espacial Europea usando un modelo de derivación a escala reducida y parametrizado usando los datos técnicos del vehículo de lanzamiento (LV) VEGA existente. Los datos de lanzamiento de VEGA, el requisito de velocidad orbital total, incluidas las pérdidas y la relación de carga útil de la etapa, se infieren y aplican al modelo de parametrización de los vehículos de lanzamiento a través de simulaciones de parámetros acoplados. Este enfoque puede ser útil para obtener información sobre la viabilidad y el rendimiento en términos de masa de la carga útil, distribución de la masa de la etapa y precisión y eficacia de las propiedades del material. También puede servir como base para el desarrollo de trayectorias de punto de ruta óptimas en el tiempo de los lanzadores de microsatélites.