Методика оптимизации экспедиции в Главный пояс астероидов с использованием орбиты ожидания у Марса

• Автор: Симонов, Александр Владимирович
• Шифр специальности: 05.07.09
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2012
• Место защиты: Химки
• Количество страниц: 139 с. : ил.

Оглавление
Введение
1 Анализ объекта и предмета исследования. Постановка задачи .
1.1 Термины и определения
1.2 Анализ объекта исследования
1.2.1 Классификация схем межпланетных полетов
1.2.2 Анализ схем полета Земля - Главный пояс астероидов
1.3 Анализ предмета исследования
1.3.1 Методы расчета траекторий межпланетного перелета
1.3.2 Алгоритм расчета параметров траекторий межпланетных экспедиций
1.4 Постановка задачи оптимизации схемы полета
1.4.1 Выбор критерия оптимизации
1.4.2 Формализация задачи
1.4.3 Постановка задачи оптимизации
2 Разработка аналитических моделей для определения энергетических затрат схемы полета
2.1 Определение внутренних и внешних факторов влияния. Упрощающие предположения
2.2 Аналитическая модель расчета прямого перелета
2.3 Аналитическая модель расчета полета с использованием орбит спутника Марса
2.4 Сравнение результатов. Определение оптимальной схемы полета
3 Разработка методики оптимизации схемы полета к Главному поясу астероидов с использованием орбиты ожидания у Марса
3.1 Выбор астероидов - целей экспедиции. Уточнение параметров схем полета
3.2 Численные модели и методика оптимизации схемы прямого перелета к астероиду
3.3 Описание программного обеспечения для решения задачи оптимизации схемы прямого перелета
3.4 Результаты оптимизации схемы прямого перелета
3.5 Методика оптимизации схемы полета с использованием орбиты ожидания у Марса
3.5.1 Декомпозиция задачи синтеза оптимальной схемы полета с использованием орбиты ожидания
3.5.2 Оптимизация межпланетных участков перелета
3.5.3 Математическая модель попета КА на окопомарсианском участке траектории..
3.5.4 Синтез ареоцентрическогоучастка полета
3.5.5 Алгоритм синтеза оптимальной схемы полета с использованием орбиты ожидания у Марса
3.6 Описание программного комплекса для решения задачи оптимизации схемы полета с использованием орбиты ожидания у Марса
3.7 Результаты оптимизации схемы полета вблизи Марса

3.8 Оценка требуемых запасов характеристической скорости для коррекций траектории КА
3.9 Определение схемы полета, обеспечивающей минимальные энергетические затраты
3.10 Сравнение со схемой полета с гравитационным маневром у Марса
3.11 Оценка массы КА
4 Адаптация методики оптимизации для схемы полета с использованием либрационных точек системы Солнце - Марс для полета к Главному поясу астероидов
4.1 Расположение точек либрации
4.2 Максимизация длительности нахождения КА вблизи точки либрации
4.3 Методика оптимизации «сквозной» схемы полета
4.4 Результаты оптимизации схемы полета
4.5 Определение наилучшей схемы полета. Оценка массы КА
4.6 Результаты расчетов для полета к 250 астероидам Главного пояса
5 Адаптация методики оптимизации схемы полета с использованием орбиты ожидания для экспедиций к другим телам Солнечной системы
5.1 Уточнение параметров схем полета
5.2 Полет к Меркурию через Венеру
5.2.1 Аналитический расчет схем полетов
5.2.2 Численный синтез оптимальных схем полета
5.2.3 Определение оптимальной схемы полета
5.2.4 Баллистическая оценка массы КА
5.3 Полет к Нептуну через Юпитер
5.4 Полет к Юпитеру через Марс
5.5 Полет к астероидам, сближающимся с Землей
Выводы
Перечень сокращений
Список литературы
Публикации

Введение
Актуальность темы диссертационной работы. В настоящее время известны различные схемы полета для достижения Главного пояса астероидов. К ним относятся прямой полет от Земли к малому телу; и использование гравитационных облётов планет, включая Землю; попутный облёт астероида при полёте к телам Солнечной системы и другие. Полет в Главный пояс астероидов при любой из перечисленных схем требует больших затрат энергии [56], так как для доставки КА с научной аппаратуры приемлемой массы используются средства выведения тяжелого класса. В связи с этим незначительная экономия на массе рабочего тела (менее одного-двух процентов от общей массы космического аппарата) позволяет существенно увеличить массу комплекса целевой аппаратуры. Подобная экономия может быть получена в результате выбора приемлемой схемы полета с последующей оптимизацией ее характеристик.
В случае, если при реализации схемы прямого перелета к заданному небесному телу невозможно доставить необходимую массу научной аппаратуры, обычно используют следующие способы, усложняющие траекторию полета КА, но приводящие к уменьшению затрат топлива на реализацию экспедиции [19, 22, 23,30, 46, 49,56, 70, 81]:
- использование гравитационных маневров;
- применение в качестве двигательной установки на КА электрореактив-ных двигателей.
Первый способ позволяет уменьшить энергетические затраты, однако он имеет существенный недостаток. Необходимо определять оптимальную взаимную конфигурацию как минимум (в случае единственного пролета) трех планет - старта, прилета и промежуточной, около которой и совершается гравитационный маневр. Подобное оптимальное расположение планет длится весьма недолго, поэтому интервалы времени для старта, проведения гравитационного маневра и прилета сильно сжаты.
Второй способ также имеет недостатки. Действительно, предлагаемые электрореактивные двигатели обладают высоким удельным импульсом (при-
Результаты расчетов по формуле (2.3) будут представлены ниже при сравнении с другими рассмотренными схемами.
2.3 Аналитическая модель расчета полета с использованием орбит спутника Марса
Общие подходы к формированию орбиты ожидания у промежуточной планеты изложены, например, в [20] и [70]. В частности, в [70] описан бипара-болический переход космического аппарата с подлетной на отлетную гиперболическую орбиту по отношению к рассматриваемой промежуточной планете. Переход между этими орбитами представляет собой последовательность из четырех маневров. Первый импульс дается в перицентре подлетной орбиты и переводит КА на параболическую траекторию «подъема». Второй импульс реализуется на большом расстоянии от планеты (как бы на границе СД) и обеспечивает переход аппарата на орбиту ожидания бесконечно большого радиуса. Третий импульс переводит КА с орбиты ожидания на параболическую траекторию «спуска». Четвертый дается в перицентре, за счет чего аппарат переходит на отлетную гиперболу.
Такой сложный компланарный переход выгоднее «прямого» перехода между гиперболическими орбитами при больших углах между направлениями их асимптот.
По аналогии с бипараболическим рассмотрим реальный биэллиптический переход, когда вместо орбиты на границе сферы действия планеты берем круговую орбиту радиуса га, равного радиусу апоцентра первой эллиптической орбиты («начальной»), а вместо параболических участков траектории - «подъема» и «спуска» - используем эллиптические орбиты с большим эксцентриситетом, причем их перицентры совпадают с перицентрами гиперболических орбит подлета и отлета. Примем их одинаковыми и равными гя.