Оптимизация траектории перелета межорбитального буксира на геостационарную орбиту для снижения поглощенной дозы радиации Текст научной статьи по специальности «Механика и машиностроение»

Системы управления, космическая навигация и связь

УДК 629.78.086 517.977.5 550.388.2

ОПТИМИЗАЦИЯ ТРАЕКТОРИИ ПЕРЕЛЕТА МЕЖОРБИТАЛЬНОГО БУКСИРА НА ГЕОСТАЦИОНАРНУЮ ОРБИТУ ДЛЯ СНИЖЕНИЯ ПОГЛОЩЕННОЙ ДОЗЫ РАДИАЦИИ

А. Е. Старченко

ПАО «Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С. П. Королёва» Российская Федерация, 141070, Московская обл., г. Королёв, ул. Ленина, д. 4а Е-шаЛ: aleksandr.starchenko@phystech.edu

За счёт изменения формы траектории перелёта на геостационарную орбиту многоразового межорбитального буксира удалось снизить поглощенную бортовыми системами дозу радиации на 25-38 %. При этом время перелёта увеличилось не более, чем на 7 % от минимального времени выведения.

Ключевые слова: многоразовый межорбитальный буксир, поглощенная доза радиации, орбитальные перелёты, ядерная энергетическая установка, электроракетная двигательная установка, космическая радиация, радиационные пояса Земли.

TRAJECTORY OPTIMIZATION OF A LOW-THRUST SPACECRAFT GEOSTATIONARY ORBIT INSERTION MANEUVER FOR TOTAL IONIZING DOSE DECREASE

A. E. Starchenko

S. P. Korolev Rocket and Space Corporation "Energia" 4a, Lenina Str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation Е-mail: aleksandr.starchenko@phystech.edu

Using trajectory shape variation we managed to decrease total ionizing dose by 25-38 % absorbed by a spacecraft during electric propulsion geostationary orbit insertion. Duration of the maneuver increased only by 7 % of minimal orbit insertion time.

Keywords: spacecraft, total ionizing dose, orbit transfers, geostationary orbit, electric propulsion, space radiation, Van Allen radiation belts.

Введение. Рассматривается задача перелёта многоразового межорбитального буксира [1] (ММБ) с электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ) и ядерной энергетической установкой с круговой орбиты высотой 800 км на геостационарную. Поглощенная бортовыми системами доза радиации от заряженных частиц радиационных поясов Земли (РПЗ) в таком случае оказывается в разы большей, чем аналогичная доза для случая комбинированного выведения с помощью химического разгонного блока и ЭРДУ.

Методика. В работе предложен метод снижения дозовой нагрузки на бортовые системы ММБ с помощью изменения формы траектории выведения. Суть метода состоит в численном продолжении решения задачи оптимального быстродействия [2] по накопленной на конец перелета дозе космической радиации. Для этого к уравнениям движения межорбитального буксира добавляется дополнительное уравнение для дозы радиации

^ = (г «), К)),

и вводится краевое условие на дозу на правом конце

О(Т) = А < Ашпг, где .0(0 - поглощенная ММБ доза радиации с начала перелёта и до момента времени Т - время перелёта; АЪ(г(0, /(/)) - средняя мощность дозы потоков элек-

тронов и протонов РПЗ на орбите радиусом r = r(t) и наклонением i = i(t); Df - требуемая доза радиации; DminT - доза радиации, полученная ММБ на траектории оптимального быстродействия. При расчёте дозы использовались модели потоков заряженных частиц радиационных поясов Земли AE8/AP8 MIN, AE8/AP8 MAX [3-5] и AE9/AP9 [6].

Результаты. Для решения краевой задачи, получающейся в результате применения принципа максимума Понтрягина к вышеуказанной задаче оптимального управления, применялся метод продолжения по параметру [7]. За счёт изменения формы траектории выведения ММБ удалось снизить дозу радиации на 25-38 % относительно траектории оптимального быстродействия. При этом время перелёта увеличилось не более, чем на 7 % от минимального времени выведения на геостационарную орбиту, а затраты характеристической скорости увеличились на 320-560 м/с.

Библиографические ссылки

1. Легостаев В. П., Лопота В. А., Синявский В. В. Перспективы и эффективность применения космических ядерно-энергетических установок и ядерных электроракетных двигательных установок // Космическая техника и технологии. 2013. № 1. С. 4-15.

2. Петухов, В. Г. Оптимизация многовитковых перелетов между некомпланарными эллиптическими

Решетневскуе чтения. 2018

орбитами // Космические исследования. 2004. Т. 42, № 3. С. 1-20.

3. Sawyer D. M., Vette J. I. AP-8 Trapped Proton Environment for Solar Maximum and Solar Minimum. NAS A-TM-X-72605. NSSDC/WDC-A-R&S 76-06. 1976.

4. Vette J. I. Trapped Radiation Environment Model Program (1964-1991). NSSDC/WDC-A-R&S 91-29. November, 1991.

5. Vette J. I. The AE-8 Trapped Electron Model Environment. NSSDC/WDC-A-R&S 91-24, 1991.

6. Ginet G. P., O'Brien T. P., Huston, S.L. et al. AE9, AP9 and SPM: New Models for Specifying the Trapped Energetic Particle and Space Plasma Environment // Space Sci. Rev 2013. Vol. 179. P. 579-615

7. Петухов В. Г. Метод продолжения для оптимизации межпланетных траекторий с малой тягой // Космические исследования. 2012. Т. 50, № 3. С. 258-270.

References

1. Legostaev V. P., Lopota V. A., Sinyavsky V. V. Prospects for and Efficiency in Application of Space Nuclear Power Plants and Nuclear Electrorocket Propulsion

Systems // Space Engineering and Technology 2013. No. 1. P. 4-15. (In Russ.)

2. Petukhov V. G. Optimization of Multi-Orbit Transfers Between Noncoplanar Elliptic Orbits // Cosmic Research. 2004. Vol. 42, No. 3. P. 250-268.

3. Sawyer D. M., Vette J. I. AP-8 Trapped Proton Environment for Solar Maximum and Solar Minimum. NAS A-TM-X-72605. NSSDC/WDC-A-R&S 76-06. 1976.

4. Vette J. I. Trapped Radiation Environment Model Program (1964-1991). NSSDC/WDC-A-R&S 91-29. November, 1991.

5. Vette J. I. The AE-8 Trapped Electron Model Environment. NSSDC/WDC-A-R&S 91-24, 1991.

6. Ginet G. P., O'Brien T. P., Huston, S.L. et al. AE9, AP9 and SPM: New Models for Specifying the Trapped Energetic Particle and Space Plasma Environment. // Space Sci. Rev 2013. Vol. 17.9. P. 579-615

7. Petukhov V. G. Method of continuation for optimization of interplanetary low-thrust trajectories // Cosmic Research. 2012. Vol. 50, No. 3. P. 249-261.

© OrapneHKO A. E., 2018