Исследование оптимального трехимпульсного перехода на высокую орбиту искусственного спутника Луны
Авторы: Гордиенко Е.С.
Опубликовано в выпуске: #9(69)/2017
DOI: 10.18698/2308-6033-2017-9-1667
Раздел: Авиационная и ракетно-космическая техника | Рубрика: Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов
Исследовано оптимальное выведение космического аппарата от Земли на высокую круговую полярную орбиту искусственного спутника Луны радиусом 6 тыс. км при использовании трехимпульсной биэллиптической схемы, так называемого штернфельдовского перехода. Задача выполнена с учетом возмущений от нецентральности поля Луны, гравитационных полей Земли и Солнца, а также конечности тяги двигателя. Оптимальная траектория определена варьированием как параметров импульсов, так и точек их приложения. Анализ проведен в два этапа. На I этапе рассмотрен случай импульсной тяги, при этом ориентация вектора тяги сначала, в "плоском" случае, задается в оскулирующей плоскости углами тангажа или атаки, затем, в "пространственном", - добавляется угол рыскания. Показано, что с увеличением максимального расстояния оптимальные моменты приложения импульсов смещаются из апсидальных точек орбит, а второй импульс не сонаправлен с вектором текущей скорости. В "плоском" варианте ориентации импульса получены характеристики, близкие к апсидальному случаю импульсной тяги, в "пространственном" - конечная масса космического аппарата несколько увеличивается. На II этапе рассмотрен случай конечной тяги, при этом получены результаты, близкие к импульсному случаю.
Литература
[1] Гордиенко Е.С., Ивашкин В.В. Анализ оптимального трехимпульсного перехода на орбиту искусственного спутника Луны. Инженерный журнал: наука и инновации, 2016, вып. 3. DOI 10.18698/2308-6033-2016-3-1472
[2] Гордиенко Е.С., Ивашкин В.В. Использование трехимпульсного перехода для выведения космического аппарата на высокие орбиты искусственного спутника. Космические исследования, 2017. (В печати).
[3] Охоцимский Д.Е., Энеев Т.М. Некоторые вариационные задачи, связанные с запуском искусственного спутника Земли. Успехи физических наук, 1957, т. 63, № 1а, с. 5-32.
[4] Гордиенко Е.С., Ивашкин В.В., Лю В. Анализ оптимальных маневров разгона и торможения космического аппарата при его полете к Луне. Космонавтика и ракетостроение, 2015, вып. 1, с. 37-47.
[5] Аттетков А.В., Галкин С.В., Зарубин В.С. Методы оптимизации. В.С. Зарубин, А.П. Крищенко, ред. Москва, Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2003, 440 с.
[6] Standish E.M. JPL Planetary and Lunar Ephemerides. Interoffice memorandum: JPL IOM 312, F, 1998, August 26, рр. 98-048. URL: ftp://ssd.jpl.nasa.gov/pub/eph/planets/ioms/de405.iom.pdf (дата обращения 27.02.2017).
[7] Циолковский К.Э. Труды по ракетной технике. Москва, Изд-во Оборонгиз, 1947, 368 с.
[8] Цандер Ф.А. Проблемы полета при помощи реактивных аппаратов. Москва, Госавиац. и автотрактизд., 1932, 75 с.
[9] Лоуден Д.Ф. Оптимальные траектории для космической навигации. Москва, Мир, 1966, 152 с.
[10] Hohmann W. Die Erreichbarkeit der Himmelskorper. Munchen, Verlag Oldenbourg, 1925. ISBN 3-486-23106-5.