Submit online application

Site language

User login

 

Применение электроракетных двигателей (ЭРД) или, как их традиционно называют, двигателей малой тяги, при перелетах между некомпланарными околоземными орбитами, несмотря на высокую продолжительность перелета, позволяет увеличить в 3-4 раза массу выводимой полезной нагрузки (ПН).

В данной работе решается задача оптимизации проектно-баллис-тических характеристик многоразового межорбитального транспортного аппарата (МТА) с электроракетной двигательной установкой, который предназначен для доставки различных полезных нагрузок на целевую орбиту с возвращением МТА на исходную орбиту. В качестве целевой орбиты принимается геостационарная орбита (ГСО).

При оптимизации решаются последовательно две задачи: динамическая и параметрическая. Динамическая задача – отыскание оптимальных траекторий и управлений, обеспечивающих минимальные затраты рабочего тела на прямой и обратный перелеты для заданных граничных условий. Параметрическая задача – выбор оптимальных проектных параметров МТА, обеспечивающих при известной динамической характеристике перелета максимум ПН.

Сложность задачи оптимизации состоит в том, что оптимальные траектории существенно зависят от проектных параметров, и наоборот, оптимальные проектные параметры МТА определяются выбранными траекториями и режимами управления.

Вектор основных проектных параметров, задающих проектный облик МТА, содержит мощность энергоустановки, уровень тяги маршевых ЭРД и скорость истечения рабочего тела.

Энергоустановки, используемые при межорбитальных перелетах, могут быть двух типов: солнечной и ядерной. Надежные и экологически чистые солнечные энергоустановки имеют однако большую площадь панелей(200-400 м2). Важной проблемой является минимизация времени пребывания МТА в тени Земли и управление панелями солнечных батарей. Вырабатываемая мощность ядерных энергоустановок (ЯЭУ) не зависит от освещенности орбиты, ориентации КА и удаленности КА от Солнца, но к ним предъявляют повышенное требование к обеспечению безопасности во время перелета, и они предусматривают вытянутую форму аппарата с максимальной удаленностью реактора от зоны полезной нагрузки. Это, в свою очередь, требует дополнительной проработки вопросов управления вектором тяги.

Для оценки потребного управляющего момента рассчитываются в первом приближении массово-инерционные характеристики МТА, при этом принимается, что аппарат состоит из набора типовых элементов с равномерным распределением масс. Момент инерции относительно нормальной оси для МТА со стартовой массой 7 т составляет порядка 106 кг·м2.

С учетом этого предлагаются «неоптимальные» реализуемые программы управления, которые предполагают на начальном участке перелета осуществлять разгон до достижения радиуса, при котором располагаемый управляющий момент способен реализовать оптимальную программу поворотов. Кроме того, вводилось ограничение на максимальный радиус переходной орбиты, так, чтобы он не превышал радиуса конечной орбиты. Дополнительные затраты рабочего тела при реализации таких программ составляют около 5%.

На заключительном этапе решается задача точного формирования ГСО с приведением КА в нужную точку стояния.

Скачать в формате PDF

Назад