Метод проектирования электроракетных модулей орбитального перелета и управления орбитальным построением систем спутников

• Автор: Ли Фэн
• Шифр специальности: 05.07.02
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2000
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 207 с.

1. Обзор разработок космических систем, применяющих ЭРД

1.1 Характеристики космического аппарата с ЭРД

1.2 Классификация ЭРД, их технические характеристики и области применения

2. Структура системы проектирования электроракетных модулей,

выбор проектных решений КА с двигателями малой тяги

2.1 Постановка и структура задачи- проектирования

2.2 Состав системы КА с ЭРДУ, декомпозиция проектной задачи

2.3 Алгоритм выбора проектного решения для орбитального модуля, совершающего единичную транспортную операцию

3. Проектно-баллистический анализ

3.1 Межорбитальный переход ИСЗ .<

3.1.1 Математическая модель

3.1.2 Параметрический анализ
3.2 Перевод ИСЗ в “точку стояния” рабочей орбиты
3.2.1 Математическая модель и алгоритм решения
3.2.2 Параметрический анализ
3.3 Баллистическое обеспечение высокоресурсного геостационарного спутника
3.3.1 Удержание точки стояния КА на ГСО по долготе (“Запад-Восток”)
3.3.1.1 Математическая модель и принцип управления
3.3.1.2 Параметрический анализ
3.3.2 Удержание точки стояния КА на ГСО по широте (“Север-Юг”)
3.3.2.1 Математическая модель
3.3.2.2 Параметрический анализ
3.4 Баллистическое построение, динамика и управление орбитальной группировкой ИСЗ
3.4.1 Выбор номинальных параметров космической группировки
системы ДЗЗ глобального покрытия поверхности
3.4.2 Поддержание орбитальной группировки системы ДЗЗ и
низкоорбитальных ИСЗ
3.4.2.1 Математическая модель
3.4.2.2 Пар аметрический анализ
4. Энергобаллистические принципы построения системы МТА с ЭРДУ
4.1 Проектная модель ЭРДУ
4.2 Параметрический анализ
5. Синтез бортовых систем. Вероятностный анализ эффективности электроракетного модуля и его бортового комплекса
5.1 Модель вероятностного анализа эффективности бортового комплекса электроракетного модуля
5.1.1 Характеристики эффективности двигательной установки
5.1.2 Характеристики эффективности системы терморегулирования
5.1.3 Характеристики эффективности солнечных батарей
5.2 Синтез бортовых систем КА
6. Прикладные задачи
6.1 Электроракетный модуль для PH серии “ЬМ-З”
6.1.1 Проектно-баллистический анализ. Определение рациональных
рабочих режимов СПД-установки
6.1.1.1 Межорбитальный перелет
6.1.1.2 Перевод ИСЗ в “точку стояния” на ГСО
6.1.1.3 Удержание точки стояния КА на ГСО
6.1.2 Синтез бортовых систем. Вероятностный анализ эффективности
электроракетного модуля и его бортового комплекса
6.1.3 Обобщенные характеристики электроракетного модуля для PH
серии “ЬМ-З”. Выводы
6.2 Баллистическое построение, динамика и управление орбитальной группировкой
Выводы
Список литературы

Электроракетные модули становятся привычным атрибутом геостационарных искусственных спутников Земли (ИСЗ), ракетных систем точного поддержания параметров орбиты, они внедряются в качестве последних ступеней носителей.
Их основные достоинства -высокий удельный импульс (16000...25ООО Н*с/кг), соответственно- малый расход рабочего тела, а также низкое значение единичного импульса в циклах управления обеспечивают их решающее преимущество в операциях выведения и управления спутниками. «
В “Проекте государственной космической программы Российской Федерации” [40], долгосрочном макропроектировании тяжелых геостационарных систем со временем выведения порядка нескольких месяцев электроракетные модули играют определяющую роль [3]. Аналогичные тенденции прослеживаются в перспективных разработках NASA, ЕКА [3], программе создания Международной космической станции.
Высокое энергопотребление электроракетных систем (180-200 Вт на грамм тяги) становится не столь существенным, если установки интегрированы с бортовым комплексом спутников при реальной тенденции перспективного роста их энерговооруженности и относительно малом времени маневрирования после выведения на рабочую орбиту.
Актуальность тематики диссертации в связи с указанными соображениями становится совершенно очевидной. США, Англия, Франция, производя собственные электроракетные двигатели (ЭРД), приобретают российские образцы, создают совместные предприятия с правами их тиражирования, проводят ресурсные испытания с циклами в 8000... 10000 часов наработки.
Диссертационная работа, обобщая материалы по наиболее развитому направлению ЭРД -стационарным плазменным двигателям (СПД), решает комплексную методическую задачу проектирования автономных и встроенных ракетных модулей по интегральным критериям: “масса -энергопотребление -надежность” применительно к типовым траекторным операциям выведения, построения орбитальной структуры системы спутников, поддержания точности параметров орбит.
В отличие от чисто баллистических разработок по системам малой тяги рассматривается комплексная задача формирования летательного аппарата и

Реактивное ускорение, 10' м/с
Рис. 3.5 Зависимость ілт от реактивного ускорения /о и наклонения промежуточной орбиты і. Высота апоцентра промежуточной орбиты ка =22000 км.

Си

а>

— і
— N10 -і=20 -і
Н я
15000 17500 20000 22500
Высота апоцентра, км
25000
Рис. 3.6. Зависимость времени перелета Т„ от параметров промежуточной орбиты Иа и /. Начальное ускорение/о=2*10'4м/с2.