Выведение спутников для радиационного мониторинга Земли с помощью комбинированной тяги
Авторы: Искандеров Маис, Маммадзада Тарлан
Опубликовано в выпуске: #3(135)/2023
DOI: 10.18698/2308-6033-2023-3-2262
Раздел: Авиационная и ракетно-космическая техника | Рубрика: Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов
Рассмотрена задача выведения спутников на орбиты для радиационного мониторинга Земли с помощью разгонного блока, предварительно выведенного на опорную круговую орбиту и оснащенного комбинированной двигательной системой — химическими ракетными двигателями и электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ). Комбинированная схема выведения подразумевает формирование промежуточной орбиты с использованием химических ракетных двигателей и дальнейшее поочередное довыведение спутников на целевые орбиты с помощью ЭРДУ. Приведен расчет параметров траекторий группового запуска спутников: попутного — одного и кластерного — еще двух на заданные эллиптические орбиты. На участке работы химических ракетных двигателей перелет космического аппарата аппроксимируется импульсным воздействием — с применением двухимпульсных апсидальных маневров, а траектория перелета космического аппарата на участке ЭРДУ рассчитывается при условии минимизации времени перелета с помощью принципа максимума Понтрягина. Полученные результаты демонстрируют техническую реализуемость задачи выведения спутников на заданные орбиты с использованием комбинированной тяги, а также преимущества комбинированной схемы выведения полезной нагрузки с целью уменьшения длительности перелета по сравнению с применением ЭРДУ на всем участке перелета.
Литература
[1] Григорьев И.С., Заплетин М.П., Самохин А.С., Самохина М.А. Оптимизация экспедиции к Фобосу космического аппарата с комбинированной тягой с возвращением к Земле. Инженерный журнал: наука и инновации, 2017, вып. 7. http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2017-7-1639
[2] Салмин В.В. Оптимальное управление комбинированной системой, состоя-щей из двигателя ограниченной скорости истечения и двигателя ограниченной мощности, Космические исследования, 1970, т. 8, № 4, с. 545–541.
[3] Barrar R.B. An analytic proof that the Hoffman-type transfer is the true minimum two-impulse transfer. Acta Astronautica, 1963, vol. 9, pp. 1–11.
[4] Shternfeld A. A Soviet Space Science. New York, Basic Books Inc., 1959, pp. 109–111.
[5] Левантовский В.И. Механика космического полета в элементарном изложении. Москва, Наука, 1980, 512 c.
[6] Петухов В.Г. Оптимальные многовитковые траектории выведения космического аппарата с малой тягой на высокую эллиптическую орбиту. Космические исследования, 2009, т. 47, № 3, с. 271–279.
[7] Fourcade J., Geffroy S., Epenoy R. An averaging optimal control tool for low-thrust minimum-time transfers. Centre National d’Etudes Spatiales, 1991, pp. 2–11.
[8] Geffroy S., Epenoy R. Optimal low-thrust transfers with constraints-generalization of averaging technics. Acta Astronautica, 1997, vol. 41, no. 3, pp. 171–197.
[9] McCarthy D.D., Petit G. IERS Technical Note No. 32. IERS Conventions (2003). IERS Conventions Centre, Frankfurt am Main, 2004, p. 127.