Разработка теоретических основ управления космическими аппаратами с двигателями малой тяги, маневрирующих в нецентральных гравитационных полях n-тел

В ходе выполнения заключительного этапа работ по проекту обоснованы методы оптимизации программ управления космическими аппаратами с малой тягой, функционирующими в рамках ограниченной задачи n-тел. Предложены критерии разделения траектории сложных динамических маневров на участки движения, описываемые различными моделями движения. Данные критерии были использованы для определения структуры перелетов и формирования последовательности характерных участков для следующих миссий: Земля - точки либрации систем Земля - Луна и Земля - Солнце, перелет между точками либрации систем Земля - Луна и Земля - Солнце, Земля - астероид, Земля - Венера, Земля - Марс, Земля - Сатурн; определены необходимость и количество гравитационных маневров. Для каждого участка рассматриваемых миссий с использованием подхода перемещения по последовательности усложняющихся моделей и принципа максимума Понтрягина было получено оптимальное управление и предложены различные методы его параметризации: чередование локально-оптимальных законов управления; использование прямых методов оптимизации законов управления на основе кусочно-постоянного разбиения и поэтапной линеаризации; аппроксимация оптимальных законов управления аналитическими зависимостями. Таким образом, разработана методика сведения задач проектно-баллистической оптимизации к конечномерным задачам математического программирования, позволяющая осуществить параметризацию оптимальных законов управления на всех участках траектории и формирование приближенно-оптимального управления с обратной связью. В результате законы управления формируются автоматически с учетом высокоточного моделирования движения небесных тел, рассчитанного на основе эфемерид, светотеневой обстановки при движении космического аппарата вблизи небесных тел Солнечной системы, деградации панелей солнечных батарей и поверхности паруса, а также изменения мощности ядерного источника энергии. На основе предложенной методики разработаны четыре программных комплекса для формирования оптимального управления в следующих случаях: гелиоцентрическое движение космического аппарата с солнечным парусом; перелеты в системе Земля - Луна, в окрестности точек либрации; маневрирование в окрестности астероида неправильной формы; межпланетные перелеты с использованием гравитационных маневров космического аппарата с электроракетными двигателями. Интеллектуальная собственность на два программных комплекса зарегистрирована в 2014 и 2015 гг., на регистрацию двух комплексов поданы заявки. С использованием программных комплексов проведены моделирование, анализ и систематизация полученных результатов, а также апостериорная оценка степени оптимальности полученных алгоритмов управления.