Разработка унифицированной расчётно-баллистической методики анализа эффективности методов формирования и поддержания спутниковых систем заданной структуры

• Автор: Баранов, Анатолий Андреевич
• Шифр специальности: 05.07.09
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2011
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 149 с. : ил.

ОГЛАВЛЕНИЕ

Введение
Глава 1. Исходная постановка задачи разработки математической модели движения спутника при управлении его терминальным состоянием

1.1. Уравнения движения КА в отклонениях от движения по

опорной круговой орбите

1.2. Уравнения движения КА, записанные в цилиндрической системе координат

1.3. Уравнения движения КА в отклонениях от движения по опорной круговой орбите

1.4. Влияние импульсов скорости на отклонения в заданной

точке

1.5. Влияние импульсов скорости на отклонения элементов

орбиты
1.6. Постановка задачи маневрирования
1.7. Относительная орбита
1.8. Задача поиска оптимального решения
1.9. Уравнения движения в безразмерном виде
1.10. Система сопряженных уравнений
1.11. Необходимые условия оптимальности
1.12. Влияние возмущающих ускорений на элементы орбиты
1.13. Общая схема решения
Глава 2. Обобщение решений задач импульсного мсжорбитального
перехода
2.1. Переходы между компланарными орбитами
2.2. Переходы между некомпланарными орбитами
2.3. Универсальный алгоритм решения задачи перевода КА в заданную точку орбиты за фиксированное время

Глава 3. Изменение положения КА в спутниковых системах,
базирующихся на круговых орбитах
3.1. Постановка задачи
3.2. Изменение положения спутника на орбите
3.3. Перевод спутника в другую рабочую плоскость
Глава 4. Маневрирование спутника с помощью двигателей
ограниченной постоянной мощности
4.1. Допущения, принимаемые при учёте продолжительности работы корректирующих двигателей
4.2. Постоянная ориентация вектора тяги в орбитальной
системе координат
4.3. Постоянная ориентация вектора тяги в инерциальной системе координат
4.4. Оптимальная ориентация вектора тяги для изменения эксцентриситета
4.5. Сравнение эффективности различного типа решений
4.6. Изменение элементов орбиты при ориентации вектора тяги, обеспечивающей оптимальное изменение эксцентриситета орбиты
4.7. Геометрическая интерпретация маневров с ограниченной тягой. Области существования решений различных типов
4.8. Распределение коррекции элементов орбиты между
витками маневрирования
4.9. Перевод спутника в заданную точку орбиты за
фиксированное время с помощью двигателей ограниченной постоянной тяги (перелёт между компланарными непересекающимися орбитами)

4.10. Перевод спутника в заданную точку орбиты за
фиксированное время с помощью двигателей ограниченной постоянной тяги (перелёт между компланарными пересекающимися орбитами)
4.11. Выведение спутника, обеспечиваемое маневрированием
на каждом витке
4.12. Переход с помощью ДУ конечной тяги между некомпланарными орбитами
4.13. Маневр, обеспечивающий только изменение ориентации плоскости орбиты
4.14. Одновременное изменение всех элементов орбиты
Глава 5. Результаты расчётов параметров маневров
поддержания спутниковых систем
5.1. Изменение положения спутника в СС Globalstar и ГЛОНАСС
5.2. Перевод спутника в другую рабочую плоскость в СС
Globalstar и ГЛОНАСС
5.3. Создание кластеров для томографии атмосферы
5.4. Довыведение МКА на солнечно—синхронную орбиту
5.5. Поддержание солнечно-синхронной орбиты МКА
Заключение и выводы
Список литературы

Ниже на рис. 1.4 приведена блок-схема этой итерационной процедуры.
Задача решена

Рис.1.4. Блок-схема итерационной вычислительной процедуры
При численном интегрировании появляется возможность учёта влияния нецентральности гравитационного поля, атмосферы, светового давления и т.д. (в зависимости от требуемой степени адекватности модели реальной ситуации), моделируется работа двигателей КА, поэтому, несмотря на то, что параметры маневров и находятся на каждой итерации с использованием простейшей модели движения, но в результате итерационной процедуры они обеспечивают выход на конечную орбиту с требуемой точностью.
Заметим, что возможности такой схемы решения весьма велики. Отклонения каждой из орбит от опорной круговой могут достигать нескольких сотен километров.