Abstract
A noncoplanar controlled heliocentric flight to Venus of a spacecraft with a non-perfectly reflecting solar sail is considered. The aim of the heliocentric flight is to get a spacecraft into Hill sphere of Venus with zero hyperbolic excess velocity. An algorithm has been developed for applying the locally optimal control laws for the fastest change of the osculating elements. Solar sail orientation is controlled by thin-film control elements arranged along the solar sail surface perimeter. The flight trajectory, the control program and the required width and area of thin-film control elements are obtained as a result of motion simulation.
Highlights
За последнее десятилетие космическими агентствами США, Европы и Японии [1,2,3,4,5] было запущено несколько технологических космических аппаратов (КА) для исследования возможности использования солнечного паруса (СП) в качестве двигательной установки
Для достижения поставленной цели вводится вектор фазовых координат X, описывающий движение центра масс КА и управляемое движение относительно центра масс: Вестник Самарского университета
– СП – плоский; – рассеивание диффузно отражённых фотонов происходит равномерно во всех направлениях, соответственно направление вектора силы от рассеянных фотонов Fρd совпадает с направлением нормали n ; – излучение на поверхности СП от нагрева поглощённых фотонов происходит равномерно по всем направлениям, т. е. вектор силы тяги от поглощённых фотонов Fα совпадает с направлением падения фотонов r ;
Summary
Для достижения поставленной цели вводится вектор фазовых координат X, описывающий движение центра масс КА и управляемое движение относительно центра масс: Вестник Самарского университета. U p t , n t , s t T , где δp(t), δn(t), δs(t) – функции управления, которые могут принимать следующие значения:. Параметры вектора фазовых координат X и вектора управления U должны удовлетворять следующим ограничениям:. Пред , где дост , пред – достаточная и предельная угловые скорости. В качестве основного критерия оптимальности выбрано минимальное время перелёта tк min при условии. RХилла = 1 008 000 км; – коэффициент, определяющий область допустимых значений евклидовой нормы фазовых координат КА на дату завершения миссии (в рамках данной работы 0,02, что является достаточным условием для длительного функционирования КА в сфере Хилла Венеры после завершения гелиоцентрического участка перелёта); X – евклидова норма, которая определяется следующим образом:. Оптимальное управление должно доставлять минимум времени перелёта при фиксированных проектных параметрах КА и заданных граничных условиях перелёта: Uopt arg min
Sign-in/Register to view highlights & summary Talk to us
Join us for a 30 min session where you can share your feedback and ask us any queries you have
Schedule a callMore From: VESTNIK of Samara University. Aerospace and Mechanical Engineering
Disclaimer: All third-party content on this website/platform is and will remain the property of their respective owners and is provided on "as is" basis without any warranties, express or implied. Use of third-party content does not indicate any affiliation, sponsorship with or endorsement by them. Any references to third-party content is to identify the corresponding services and shall be considered fair use under The CopyrightLaw.
