Анализ и оптимизация перелётов космических аппаратов на высокие околоземные орбиты с использованием разгонных блоков с химическими и электроракетными двигателями

• Автор: Фадеенков, Павел Васильевич
• Шифр специальности: 05.07.09
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2011
• Место защиты: Самара
• Количество страниц: 171 с. : ил.

Содержание

Основные сокращения

Введение

1 Постановка задачи оптимизации перелёта с низкой опорной на

высокую целевую орбиту

1.1 Современные и перспективные средства выведения полезной нагрузки

1.2 Состояние проблемы оптимизации околоземных перелётов

1.3 Постановка задачи оптимизации

1.4 Модель массы аппарата

1.5 Модель движения

2 Манёвры с химическими ракетными двигателями

2.1 Математическая модель трёхимпульсного манёвра
2.2 Математическая модель многоимпульсного манёвра
с ограничением на величину импульса
3 Манёвры с электроракетными двигателями
3.1 Схемы последовательных орбитальных переходов
3.1.1 Пер елёт между круговыми некомпланарными орбитами
3.1.2 Перелёт между эллиптическими орбитами с трансверсальной и нормальной тягой
3.1.3 Перелёт между эллиптическими орбитами без ограничений на ориентацию тяги вектора в плоскости орбиты
3.2 Схемы совместного изменения элементов орбиты при перелёте между эллиптическими некомпланарными орбитами с перпендикулярной радиус-вектору тягой
3.2.1 Перелёт с постоянно включённым двигателем с разгонным и
тормозным участками и с постоянным углом рыскания

3.2.2 Перелёт с одним активным и одним пассивным участками с постоянным углом рыскания
3.2.3 Перелёт с постоянно включённым двигателем с разными
углами рыскания в окрестности апогея и перигея
3.2.4 Сравнение схем совместного изменения элементов орбиты 83 4 Оптимизация проектно-баллистических параметров
двухступенчатых разгонных блоков
4.1 Постановка задачи оптимизации проектно-баллистических параметров
4.2 Расчёт моторного времени
4.3 Области эффективного использования двухступенчатых разгонных блоков
4.3.1 Перелёт на ГСО с космодрома Байконур
4.3.2 Перелёт на ГСО с космодрома Куру
4.3.3 Перелёт на орбиту спутниковой системы навигации ГЛОНАСС
Заключение
Список использованных источников
Приложение А Пуски ракет-носителей в 2003 - 2008 годах
Приложение Б Параметры электроракетных двигателей
Приложение В Вывод выражений
Приложение Г Результаты расчётов перелёта на ГСО с космодрома
Байконур

Основные сокращения КА - космический аппарат,
PH - ракета-носитель,
РБ - разгонный блок,
ДУ - двигательная установка,
ХРД - химический ракетный двигатель,
СЭДУ — солнечная энергодвигательная установка, СТД - солнечный тепловой двигатель,
ЭРД - электроракетный двигатель,
ПН - полезная нагрузка,
МТ - малая тяга,
СПХ - система подачи и хранения,
ЭУ - энергетическая установка,
ДС - двигательная система,
ФЭП - фотоэлектрические преобразователи,
СБ - солнечная батарея,
СЭС - система электроснабжения,
ЯЭУ - ядерная энергоустановка,
ХРБ — химический разгонный блок
ЭРТМ - электроракетный транспортный модуль

А-(-е)> 6471км
Т (1 + е) < 985000кж( ' ’
Выразим составляющие реактивного ускорения в ОСК:
(1.33)
ах=а-8 съъб соъу, ау = а-8-ътв со&у/, ах =а-8 ыпу/,
где в - угол между проекцией вектора тяги на плоскость орбиты и осью ОХ ОСК, ц/ - угол отклонения тяги от плоскости орбиты.
Тогда вектор управления примет вид:
и = {ихрд > иэрд }= >@хрд> Vхрд \@эрд ->&эрд> Ч'эрд }} > (1 -34)
где иХРД, иэрд - векторы управлений при манёврах с ХРБ и ЭРТМ, соответственно. Векторы ихрд,иэрд не зависимы друг от друга.
Во время манёвра с использованием ХРБ система (1.30) описывает в основном пассивное движение с мгновенным изменением элементов орбиты в точках приложения импульсов тяги. Манёвр с ЭРТМ осуществляется с использованием тяги, существенно меньшей гравитационного ускорения, и поэтому система (1.30) описывает движение по оскулирующей орбите с медленно и быстро меняющимися элементами.