Методика визначення програми кута тангажу для виводу космічних апаратів на кругові орбіти
Ключові слова:
кругова орбіта, ракета-носій, кут нахилу, стабільністьАнотація
Кругові орбіти широко використовуються космічними апаратами (КА) для виконання їх призначених завдань. Зокрема, кругові орбіти використовуються всіма системами супутникового зв’язку, навігаційними супутниками та супутниками дистанційного зондування Землі, де стабільність сузір'я супутників з часом є ключовим елементом. Стабільність сузір'я в космосі на цьому етапі може бути підтримана лише на кругових орбітах. Виведення КА на кругові орбіти здійснюється ракетами-носіями (РН). РН запускається з пускової установки у вертикальному положенні, а завершальна фаза передбачає досягнення вектора швидкості вздовж локального горизонту зі швидкістю, що відповідає круговій швидкості на заданій висоті. Виконання цих вимог забезпечується вибором програми нахилу під час польоту. Мета цієї роботи полягає у розробці методологічних основ для автоматизованого визначення програми зміни кута нахилу для РН при виведенні КА на кругові орбіти. Запропонована методологія передбачає розрахунок програми зміни кута нахилу РН за допомогою інерціальної системи наведення для виведення КА на кругові орбіти, використовуючи аналітичну залежність, що описує швидкості у горизонтальному та вертикальному напрямках. Пропонується параболічна модель, що описує компоненти швидкості у часі. Подані підходи до розрахунку коефіцієнтів параболічних функцій, що описують вертикальні та горизонтальні компоненти швидкості. Визначено взаємозв'язок між кутами нахилу в інерціальній та орбітальній системах координат. Параболічні залежності зміни швидкості, засновані на даних польоту РН Falcon 9 Full Trust, показали, що кутовий рух РН відповідно до запропонованої методології значною мірою збігається з фактичним рухом. У майбутньому планується знайти оптимальні варіанти програми нахилу в залежності від різних законів зміни вертикальної та горизонтальної компонент швидкості.
Завантажити
Посилання
Гайда, П. І., Трофименко, П. Є., & Ляпа, М. М. (2011). Ос-нови теорії польоту і конструкції ракет.
de Volo, G. D. C. B., Naeije, M., Roux, C., & Volpi, M. (2017). Vega launchers’ trajectory optimization using a Pseudospectral transcription. In Proc. of European Conf. for Aeronautics and Space Sci-ences (pp. 1-15). https://doi.org/10.13009/EUCASS2019-710
Dwi, L., Herlambang, S., & Muhammad, R. D. (2017). Opti-mization pitch angle controller of rocket system using improved differential evolution algorithm. International Journal of Advances in Intelligent Informatics, 3(1), 27-34. http://doi.org/10.26555/ijain.v3i1.83
Keba, R., & Kulabukhov, A. (2023). Analysis of the methods and models of movement of rocket launchers in the active section of the trajectory. Journal of Rocket-Space Technology, 32(4), 76-82. https://doi.org/10.15421/452331
Wang, X., Dai, P., Cheng, X., Liu, Y., Cui, J., Zhang, L., & Feng, D. (2022). An online generation method of ascent trajectory based on feedforward neural networks. Aerospace Science and Technology, 128, 107739. https://doi.org/10.1016/j.ast.2022.107739
Завантаження
Опубліковано
Номер
Розділ
Ліцензія
Авторське право (c) 2024 Руслан Кеба, Анатолій Кулабухов (Автор)
Ця робота ліцензується відповідно до ліцензії Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Всі статті, опубліковані в журналі Challenges and Issues of Modern Science, ліцензовані за ліцензією Creative Commons Attribution 4.0 International (CC BY). Це означає, що ви можете:
- Поширювати, копіювати та передавати статтю
- Адаптувати, реміксувати та створювати похідні роботи на основі статті
за умови, що ви надаєте належне посилання на оригінальну роботу, вказуєте ім'я авторів, назву статті, журнал та наявність ліцензії CC BY. Будь-яке використання матеріалів не повинно припускати схвалення авторами або журналом використаного матеріалу.
