Candidate of Physical and Mathematical Sciences, leading researcher
кандидат физико-математических наук, ведущий научный сотрудник
postgraduate, Department of Mechanics and Control Processes, Academy of Engineering
аспирант, департамент механики и процессов управления, Инженерная академия
The authors describe an algorithm that allows calculating the parameters of maneuvers performed on several turns by the low-thrust engine, which ensure the flight of the active spacecraft to the specified vicinity of the target space object. The movement takes place in the vicinity of a circular orbit. Linearized equations of motion are used in solving the problem. The influence of the non-centrality of the gravitational field and the atmosphere is not taken into account. The determination of maneuver parameters takes place in three stages. At the first and third stages, the parameters of the pulse transition and the transition performed by the low-thrust engine, are determined analytically. At the second stage, the distribution of maneuvering between turns, which provides a solution to the meeting problem, is carried out by iterating over one variable. This method of solving the problem provides simplicity and high reliability of determining the parameters of maneuvers, which allows it to be used on board the spacecraft. The paper investigates the dependence of the total characteristic speed of solving the meeting problem on the number of turns of the flight and the magnitude of the engine thrust.
Описан алгоритм, позволяющий рассчитать параметры маневров, исполняемых на нескольких витках двигателем малой тяги, обеспечивающих перелет активного космического аппарата в заданную окрестность целевого космического объекта. Движение происходит в окрестности круговой орбиты. При решении задачи используются линеаризованные уравнения движения. Влияние нецентральности гравитационного поля и атмосферы не учитываются. Определение параметров маневров происходит в три этапа. На первом и третьем этапах параметры импульсного перехода и перехода, выполняемого двигателем малой тяги, определяются аналитически. На втором этапе распределение маневрирования между витками, обеспечивающее решение задачи встречи, осуществляется перебором по одной переменной. Данный метод решения задачи прост и гарантирует высокую надежность определения параметров маневров, что позволяет использовать его на борту космического аппарата. Исследуется зависимость суммарной характеристической скорости решения задачи встречи от числа витков перелета и величины тяги двигателя.