Механика космического полета

Целью исследования является развитие теоретических основ и методов механики космического полета, необходимых для совершенствования существующих и создания принципиально новых образцов ракетно-космической техники для реализации перспективных космических миссий. Для достижения поставленной цели, за отчетный период были поставлены и решены следующие задачи: 1 Разработка программно-математического обеспечения для оптимизации возмущенных импульсных траекторий с использованием продолжения из оптимальной траектории космического аппарата с идеально-регулируемым двигателем. 2 Исследование типовых оптимальных маневров околоземных космических аппаратов с двигателями большой и малой тяги, включая задачи выведения на целевую орбиту, в заданную орбитальную позицию, задачу смены орбитальной плоскости и орбитальной позиции, задачу увода на орбиту захоронения в конце срока эксплуатации. 3 Разработка метода проектирования замкнутых траекторий многоразового космического буксира с электроракетной двигательной установкой между околоземной и окололунной орбитами. 4 Разработка теоретических основ и метода оптимизации последовательности облета малых небесных тел или объектов космического мусора при проектировании многоцелевых траекторий космических аппаратов. 5 Экспериментальное определение плотности потока распыленного материала мишени при ее облучении ионным пучком. 6 Разработка законов и способов управления движением транспортируемого ионным пучком объекта, представляющего собой твердое тело и твердое тело с прикрепленными упругими панелями солнечных батарей. 7 Разработка метода проектирования траекторий перелета в окололунном пространстве, включая перелеты между гало-орбитой и низкой окололунной орбитой и межорбитальные перелеты. 8 Развитие теории и методов расчета низкоэнергетических траекторий космических аппаратов с большой и малой тягой в системе Земля-Луна. Результаты проведенных исследований 1 Разработан метод вычисления оптимальных импульсных траекторий с использованием оптимальной траектории КА с двигателем ограниченной мощности в качестве начального приближения. На основе этого метода создано программно-математическое обеспечение и проведено его тестирование на задачах оптимизации невозмущенных и возмущенных второй зональной гармоникой геопотенциала импульсных траекторий. Получено свидетельство государственной регистрации на эту программу для ЭВМ. Показана работоспособность метода и программно-математического обеспечения, однако выявлена высокая чувствительность метода к выбору начального приближения для моментов времени точек приложения импульсов скорости, влияющая на вычислительную устойчивость и скорость сходимости. Для преодоления этих трудностей требуется продолжение работ по совершенствованию метода. Одним из возможных направлений преодоления выявленных трудностей является изменение схемы продолжения путем введения в рассмотрение промежуточной траектории с постоянным реактивным ускорением достаточно большой величины. В этом случае, вместо прямого продолжения траектории космического аппарата с идеально-регулируемым двигателем в импульсную траекторию, должно быть рассмотрено продолжение в траекторию с постоянным реактивным ускорением, а затем - продолжение траектории с постоянным реактивным ускорением в импульсную траекторию. 2 Исследованы задачи выведения малых космических аппаратов на целевые орбиты, в заданную орбитальную позицию, задачи смены орбитальной плоскости и орбитальной позиции применительно к малым космическим аппаратам, функционирующим в составе низкоорбитальной группировки на околокруговых орбитах в нескольких орбитальных плоскостях. Разработаны методики, позволяющие производить оценку энергетических затрат для выполнения типовых маневров: производить оценку затрат рабочего тела, суммарного импульса тяги, суммарного времени работы двигательной установки за срок активного существования. Проведен проектно-баллистический анализ построения конфигурации орбитальной спутниковой группировки связных космических аппаратов на околокруговых солнечно-синхронных орбитах. Космические аппараты разнесены по долготе восходящего узла для обеспечения глобального покрытия, а в каждой орбитальной плоскости размещаются равномерно по аргументу широты. Предполагается, что выведение всех космических аппаратов на низкую околоземную (опорную) орбиту производится одним пуском ракеты-носителя тяжелого класса. Рассмотрена возможность выведения космических аппаратов с опорной на рабочие орбиты с использованием двигательных установок на основе жидкостных ракетных двигателей и электроракетных двигательных установок. Получены результаты проектно-баллистического анализа, включающие оценки длительности перелета КА на рабочие орбиты, а также массы рабочего тела (топлива), необходимого для осуществления развертывания орбитальной группировки. 3 Теоретически обосновано использования коллинеарной точки либрации L1 системы Земля-Луна как точки стыковки геоцентрического и селеноцентрического участков траектории с малой тягой. Разработана строгая математическая формулировка задача минимизации тяги для многовитковых перелетов с малой тягой от произвольной эллиптической околоземной орбиты к точке либрации L1 системы Земля-Луна и к произвольной эллиптической окололунной орбите. Разработан метод оптимизации таких траекторий. Получены численные примеры оптимальных траекторий с применением этого метода. Показано, что при рассмотрении достаточно низких круговых орбит вокруг Земли и Луны в начале и конце траектории, оптимальное движение космического аппарата на длительных участках отлета от начальной околоземной орбиты и подлета к конечной окололунной орбите представляет собой квазикруговую спираль, для реализации которой оптимальное направление тяги практически параллельно трансверсальному направлению. Решение задачи строгой оптимизации траекторий перелета к Луне является трудоемким, поэтому разработаны методы, позволяющие облегчить расчет таких траекторий для целей проектно¬баллистического анализа. Разработан методы использования квазиоптимального управления с обратной связью и управления на основе функций Ляпунова для проектно-баллистических оценок перелетов космических аппаратов с электроракетными двигательными установками к Луне, включая замкнутые перелеты многоразового лунного буксира. 4 Разработана методика построения оценки топливо-энергетических затрат при реализации цепочки последовательных перелетов космического аппарата с электроракетной двигательной установкой в рамках рассмотрения задачи множественного облета объектов- целей, в качестве которых могут выступать астероиды или объекты космического мусора. 5 Получены результаты экспериментального исследования потока распыленного материала мишени при ее облучении ионным пучком. Экспериментально определен вид одной из основных характеристик, определяющих параметры потока распылённых частиц, - индикатрисы распыления. 6 Разработана математическая модель, описывающая плоское движение космического объекта с прикрепленными упругими элементами. Исследовано влияние ионного потока на угловое движение объекта с прикрепленными упругими панелями. Численное моделирование движения космического объекта с упругими панелями на круговой орбите под действием ионного потока показало, что упругие колебания панелей оказывают слабое воздействие на угловое движение космического объекта. При разработке законов управления целесообразно рассматривать космический объект с прикрепленными панелями как твердое тело. Была предложена основанная на вычислении энергии методика управления осью ионного потока, обеспечивающая перевод обдуваемого космического объекта в требуемый режим угловых колебаний. Проведено исследование влияния параметров потока и положения центра масс на генерируемые ионным потоком силу и момент. Даны рекомендации по выбору параметров ионного потока. 7 Разработан методы проектирования траекторий перелета в окололунном пространстве, включая импульсные перелеты и перелетов с малой тягой. Получены результаты исследования задачи проектирования возмущенных импульсных траекторий между гало- орбитой и низкой окололунной орбитой и прямых траекторий посадки на Луну с гало- орбиты в рамках ограниченной круговой задачи трех тел. Получены результаты оптимизации межорбитального перелета с малой тягой в окололунном пространстве с использованием эфемеридной модели возмущенного движения, учитывающей притяжение Луны, Земли и Солнца и точные эфемериды этих небесных тел. 8 Разработан метод проектирования «обходных» импульсных траекторий низкоэнергетических перелетов к Луне с выведением КА на низкую окололунную орбиту (WSB-траекторий). Получены результаты исследования WSB-траектории с двумя и тремя импульсами скорости для перелетов на круговую селеноцентрическую орбиту высотой 100 км для эпохи старта в начале 2024 года. Разработаны методы проектирования низкоэнергетических перелетов к Луне с использованием устойчивых и неустойчивых многообразий точек либрации L1 и L2 системы Земля-Луна и гало-орбит вокруг них. Получены результаты исследования траекторий с малой тягой для реализации низкоэнергетических перелетов к Луне с участками движения по этим многообразиям. 9 Разработаны рекомендации по дальнейшей работе лаборатории «Механика космического полета».