Математическое моделирование переориентации орбитального космического аппарата со сферическим солнечным парусом

• Автор: Федоренко, Алексей Николаевич
• Шифр специальности: 05.13.18
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2014
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 125 с. : ил.

Содержание
Введение
ГЛАВА 1 Основы для определения давления солнечного света и моделирования действующей на парус силы
1.1 Модель идеального зеркального отражения
1.2 Определение давления солнечного света с использованием
элементов теории переноса энергии
1.3 Сила давления на солнечный парус в случае модели
неидеального отражения
ГЛАВА 2 Построение математической модели солнечного паруса из шести сфер и результирующего управляющего воздействия
2.1 Идея конструкции паруса для управления ориентацией КА
2.2 Системы координат и уравнения движения паруса на орбите.
2.3 Определение действующей силы на поверхность
сферического паруса
2.4 Постановка задачи о переводе в заданную ориентацию
2.5 Выбор модели отражения света
2.6 Алгоритм построения приближения к максимально возможному по модулю вращающему моменту вокруг требуемой оси
с заданной точностью отклонения
2.7 Алгоритм построения приближения к целевому моменту
ГЛАВА 3 Анализ работы алгоритмов и оценка необходимых размеров солнечного паруса
3.1 Комплекс программ для моделирования переориентации КА и оценки необходимых размеров солнечного паруса

3.2 Оценка эффективности солнечного паруса на основе его модели
3.3 Алгоритм оценки необходимых геометрических параметров паруса и примеры его работы
3.4 Корректность работы алгоритмов для различных сценариев отражения солнечного света
ГЛАВА 4 Алгоритм стабилизации КА
4.1 Построение управления с использованием скользящих режимов
4.2 Принципы выбора параметра к и параметра а2 для минимизации времени маневра
4.3 Пример поворота вокруг главной оси
4.4 Принцип подбора параметров для произвольных маневров с неопределенностями и внешними возмущениями
4.5 Пример стабилизации КА при моделировании без учета неопределенностей и внешних возмущений
4.6 Стабилизация КА с учетом неопределенностей в моментах инерции и внешних возмущений
Список источников литературы
Приложение 1 - Акт о внедрении в отрасль
Введение
Несмотря на свою небольшую величину, создаваемые солнечным излучением возмущения зачастую являются необходимым элементом при моделировании движения многих космических объектов [1, 2, 3]. В частности, солнечное давление может существенно изменить траекторию космического аппарата (КА) с крупными панелями солнечных батарей [18, 19]. Известным
примером влияния солнечного излучения на динамику полета является предсказанный теоретически эффект Ярковского [20], который был подтвержден отклонением небольших астероидов от расчетной траектории при длительном наблюдении. Более того, при планировании некоторых космических миссий эффекты излучения были рассмотрены не как лишь дополнительная проблема, но и как возможность управлять движением. Например, солнечное давление было использовано для корректировки траектории КА с крупными панелями солнечных батарей [21, 22, 23].
Как правило, перемещение в космическом пространстве с использованием солнечного паруса требует использования поверхностей с большой площадью из-за быстрого уменьшения величины давления света с удалением от Солнца. Гораздо быстрее нашла практическое применение идея управления ориентацией КА с использованием солнечного давления, так как для этого достаточно существенно меньших отражающих площадей. Одна из таких идей получила развитие в данной работе.
Актуальность работы. Для современных проектов солнечных
парусов особый интерес представляет использование поверхностей,
отдельные участки которых в разных режимах обладают разными
отражающими характеристиками. Благодаря этому можно
регулировать давление на различные участки паруса, и появляется

Каждый из шаров разбит на элементарные секции (пиксели). Пиксели могут быть в двух состояниях: активном или неактивном. Пиксели, преимущественно поглощающие или пропускающие солнечный свет, будем называть неактивными, а отражающие подавляющую часть света - активными. Идеальным вариантом является поверхность, которая в активном состоянии полностью отражает свет, а в неактивном становится прозрачной. На активные участки паруса будет действовать сила, значительно превышающая силу, действующую на неактивные участки. Благодаря этой разнице, управляя состоянием каждого пикселя, можно получить вращающий момент для поворота конструкции.
Центр масс всей конструкции из спутника и паруса расположен в точке пересечения штанг. Будем считать, что давление света с каждой сферы передается в ее центр, где она скреплена с концом своей штанги. Задача состоит в том, чтобы создавать конфигурации активных и неактивных пикселей таким образом, чтобы осуществить поворот паруса со спутником в центре вокруг произвольной оси и выполнить остановку в заданном положении. Рассматривая всю систему на орбите Земли, необходимо учитывать вращающие возмущения, вызываемые действием гравитации. Начиная с высоты 1000км будем считать, что возмущениями со стороны атмосферы можно пренебречь по сравнению с действием излучения.
2.2 Системы координат и уравнения движения паруса на орбите
Введем орбитальную систему координат с началом в точке О, являющейся центром масс всей конструкции со спутником. Ось Z направлена вдоль вектора К(} от центра Земли к центру масс спутника, ось V направлена по нормали к плоскости орбиты, так что круговое движение по орбите наблюдается из конца нормали