Расчет траектории выхода космического аппарата на гало-орбиту с заданной амплитудой - Расчет траекторий перелета с низкой околоземной орбиты в окрестности коллинеарных точек либрации системы Солнце

В рамках данной работы производился расчет параметров отлетного вектора при заданных ограничениях на геометрию орбиты. С учетом заданных характеристик Az Az+ находится вектор старта по которому определяется отлетный вектор.

В программном комплексе Matlab были заданы заранее рассчитанные соответствия между отлетным вектором (RA, DEC, AZI) во вращающейся системе координат с фиксированной осью Солнце-Земля и параметрами ограниченной орбиты вокруг точки L2 (, , ), где - высота зоны потенциального затенения от Земли, попадание в которую для КА нежелательно. По заданному отлетному вектору (RA, DEC, AZI) осуществляется интерполяция значений (, , ) между ближайшими значениями.

Разработанный в GMAT сценарий осуществляет подбор отлетных параметров в заданном диапазоне времени и при заданных ограничениях на сверху и снизу и ограничении на снизу. Далее производится корректировка значения импульса dV, полученного ранее, а затем рассчитывается перелет в окрестность точки L2 и 30 оборотов КА на ограниченной орбите с применением корректирующих импульсов.

Листинги сценариев и функций Matlab приведены в приложениях 1-4.

Алгоритм работы с указанными инструментами для получения орбиты перелета при заданных ограничениях на геометрию орбиты работает по следующей схеме:

1. В первом сценарии (transfer_prediction. script) задаются:

A. Вектор выхода на околоземную орбиту во вращающейся гринвичской системе координат;

B. Временной отрезок выхода на околоземную орбиту [T0, T1] и шаг dt, с которым будет производиться перебор стартового времени внутри отрезка;

C. Ограничения:

I. - ограничение на AZ+ снизу;

Ii. - ограничение на AZ+ сверху;

Iii. - ограничение на HZ+ снизу.

2. Сценарий (transfer_prediction. script) запускается на выполнение, в результате работы которого получается текстовый файл, каждая строка которого содержит:

A. время выхода на околоземную орбиту t,

B. отлетный вектор (RA, DEC, AZI) во вращающейся системе координат с фиксированной осью Солнце-Земля,

C. параметры ограниченной орбиты AZ+, HZ+,

D. приближенное значение отлетного импульса dV,

E. отлетное время,

F. отлетный вектор состояния в гринвичской системе координат.

3. Полученное время выхода на околоземную орбиту, отлетная координата RA, приблизительное значение отлетного импульса dV вводятся во второй сценарий (TRANSFER. script), который:

A. уточняет значение импульса,

B. применяет его,

C. интегрирует уравнения движения до достижения окрестности точки L2,

D. рассчитывает и применяет корректирующие импульсы для получения 30 витков орбиты,

E. строит проекции полученной орбиты.

Пример 1. (AZ+ в диапазоне 350-400 тыс. км.)

Пример траектории номинальной орбиты перелета был рассчитан с помощью созданных инструментариев GMAT в модели сил, с использованием гравитационной модели, учитывающей влияние всех планет Солнечной систем На Рис. 3.26-3.28 приведены проекции орбиты траектории КА на оси XY, XZ и YZ,.

Поиск данной орбиты осуществлялся следующим образом. Был задан вектор выведения КА на круговую околоземную орбиту в Гринвичской системе координат:

X = -3214 км

Y = 2880 км

Z = 5355 км

VX = -4.373 км/с

VY = -5.822 км/с

VZ = 0.506 км/с).

Также был задан диапазон дат старта, внутри которого осуществлялся поиск (1-31 марта 2015 года), и требования на характеристики и. Осуществлялся поиск орбит с амплитудой и минимально возможным разбросом.

Поиск времени старта был выполнен с помощью разработанного программного обеспечения, в результате чего были получены следующие значения:

    - Время вывода на круговую орбиту: 27082.83041 (01 марта 2015 07:55:12), - Характеристики отлетного вектора: RA=200°, DEC=22.6°, AZI=67°, - Величина выхода из эклиптики в южном направлении: =384132 км, - Время старта с круговой орбиты: 27082.88556 (01 марта 2015 09:14:37), - Первое приближение величины импульса перелета: = 3.12271 км/с.

Полученные данные использовались для моделирования движения КА до момента осуществления перелетного импульса. В перигее отлета значение импульса корректировалось для получения орбиты, принадлежащей устойчивому многообразию орбит вокруг точки L2. Для получения номинальной траектории, после достижения окрестности точки L2, один раз в оборот применялись поправки скорости КА, устраняющие неустойчивую компоненту движения. Интегрирование орбиты осуществлялось в среде GMAT с использованием гравитационной модели, учитывающей влияние всех планет Солнечной системы.

проекция полученной в результате работы сценария орбиты на плоскость xy

Рис. 3.26. Проекция полученной в результате работы сценария орбиты на плоскость XY

Рис. 3.27. Проекция полученной в результате работы сценария орбиты на плоскость XZ

проекция полученной в результате работы сценария орбиты на плоскость yz

Рис. 3.28. Проекция полученной в результате работы сценария орбиты на плоскость YZ

Пример 2. (Az+ в диапазоне 750-800 тыс. км.)

На рис. 3.29-3.31 приведены проекции орбиты траектории КА, полученные в результате перелета с низкой околоземной орбиты на квазигало-орбиту вокруг точки L2 системы Солнце-Земля, построенной с использованием гравитационной модели, учитывающей влияние всех планет Солнечной системы.

Вектор выведения КА на круговую околоземную орбиту в Гринвичской системе координат совпадает с заданным вектором, описанным в предыдущем примере (X = -3214 км; Y = 2880 км; Z = 5355 км; VX = -4.373 км/с; VY = -5.822 км/с;

VZ = 0.506 км/с), взят тот же диапазон дат старты, но требования на характеристики и изменились: .

Поиск времени старта был выполнен с помощью разработанного программного обеспечения, в результате чего были получены следующие значения:

    - Время вывода на круговую орбиту: 27083.35041 (01 марта 2015 20:24:00), - Характеристики отлетного вектора: RA=170°, DEC=40°, AZI=159°, - Величина выхода из эклиптики в южном направлении: = 750201 км, - Время старта с круговой орбиты: 27083.36153 (01 марта 2015 20:40:01), - Первое приближение величины импульса перелета: = 3.12708 км/с.
проекция полученной в результате работы сценария орбиты на плоскость xy

Рис. 3.29. Проекция полученной в результате работы сценария орбиты на плоскость XY

Рис. 3.30. Проекция полученной в результате работы сценария орбиты на плоскость XZ

Рис. 3.31. Проекция полученной в результате работы сценария орбиты на плоскость YZ

Похожие статьи




Расчет траектории выхода космического аппарата на гало-орбиту с заданной амплитудой - Расчет траекторий перелета с низкой околоземной орбиты в окрестности коллинеарных точек либрации системы Солнце

Предыдущая | Следующая