В докладе была рассмотрена задача оптимизации траектории перелета космического аппарата (КА). Предполагается, что КА состоит из разгонного блока (РБ), оснащенного дополнительным топливным баком (ДТБ), и спутника. Перелет рассматривается в центральном ньютоновском поле в вакууме. Управление осуществляется реактивным двигателем большой ограниченной тяги РБ. В начальный момент времени КА находится на опорной круговой орбите искусственного спутника Земли. На первой части траектории маневры осуществляются за счет топлива из ДТБ. Затем отработавший топливный бак сбрасывается. При этом КА должен оказаться на эллиптической орбите с высотой перигея, равной высоте условной границы атмосферы (100 км). Отстыковка дополнительного топливного бака занимает заданное время (120 секунд). После отстыковки начинается второй этап выведения; при этом расходуется топливо из основного бака РБ. По окончании маневра сброса ДТБ КА переводится на «безопасную» орбиту — высота перигея поднимается до 200 км. Затем КА переводится на целевую эллиптическую орбиту. На целевой орбите спутник отстыковывается. После отстыковки спутника последним включением двигателя РБ переводится на орбиту сброса — орбиту с высотой перигея, равной высоте условной границы атмосферы. Масса спутника на целевой орбите после отделения от разгонного блока считается полезной и максимизируется. Предполагается, что довыведение спутника на ГСО осуществляется двигателями самого спутника, и характеристичекая скорость маневров довыведения равна заданной величине (1.5 км/с). Учет характеристической скорости маневров довыведения осуществляется по упрощённой схеме импульсной постановки.
«Оптимизация перелета космического аппарата с опорной орбиты на целевую...»
2021-05-12 11:41
Космос
В докладе была рассмотрена задача оптимизации траектории перелета космического аппарата (КА). Предполагается, что КА состоит из разгонного блока (РБ), оснащенного дополнительным топливным баком (ДТБ), и спутника. Перелет рассматривается в центральном ньютоновском поле в вакууме. Управление осуществляется реактивным двигателем большой ограниченной тяги РБ. В начальный момент времени КА находится на опорной круговой орбите искусственного спутника Земли. На первой части траектории маневры осуществляются за счет топлива из ДТБ. Затем отработавший топливный бак сбрасывается. При этом КА должен оказаться на эллиптической орбите с высотой перигея, равной высоте условной границы атмосферы (100 км). Отстыковка дополнительного топливного бака занимает заданное время (120 секунд). После отстыковки начинается второй этап выведения; при этом расходуется топливо из основного бака РБ. По окончании маневра сброса ДТБ КА переводится на «безопасную» орбиту — высота перигея поднимается до 200 км. Затем КА переводится на целевую эллиптическую орбиту. На целевой орбите спутник отстыковывается. После отстыковки спутника последним включением двигателя РБ переводится на орбиту сброса — орбиту с высотой перигея, равной высоте условной границы атмосферы. Масса спутника на целевой орбите после отделения от разгонного блока считается полезной и максимизируется. Предполагается, что довыведение спутника на ГСО осуществляется двигателями самого спутника, и характеристичекая скорость маневров довыведения равна заданной величине (1.5 км/с). Учет характеристической скорости маневров довыведения осуществляется по упрощённой схеме импульсной постановки.