Российский фонд
фундаментальных
исследований

Физический факультет
МГУ им. М.В.Ломоносова
 

Космические исследования. 2023. 61, № 5

 

Константинов М.С. «Оптимизация маневра обеспечения большой скорости входа космического аппарата в атмосферу» Космические исследования, 61, № 5, с. 355-359 (2023)

Оптимизируется схема полета, обеспечивающая параболическую скорость входа космического аппарата (КА) в земную атмосферу. Такой маневр может быть интересным для экспериментальной отработки входа КА, возвращающегося на Землю от Луны или после межпланетного перелета. Предполагается, что КА выведен на низкую околоземную орбиту и имеет химическую двигательную установку с двигателем ограниченной тяги, которая должна обеспечить маневр входа КА в земную атмосферу. Критерием оптимизации рассматривается характеристическая скорость маневра. Основой разработанного метода оптимизации схемы полета и самой траектории КА выбран принцип максимума. Анализируются одновитковые и многовитковые траектории перелета. Показано, что для одновитковых траекторий перелета существует оптимальное время и оптимальная угловая дальность перелета. Дается оценка их значений и минимальной характеристической скорости маневра. В отличии от одновитковых траекторий перелета для многовитковых траекторий характеристическая скорость перелета монотонно убывает с увеличением времени перелета. Приведены зависимости характеристической скорости от времени перелета для одновитковых, двух-, трех- и четырехвитковых траекторий перелета. Проанализированы диапазоны времен перелета, в которых целесообразно использовать конкретный тип траектории перелета.

Космические исследования, 61, № 5, с. 355-359 (2023) | Рубрика: 18

 

Плохих А.П., Важенин Н.А. «Статистические характеристики излучения стационарных плазменных двигателей при работе на различных рабочих телах» Космические исследования, 61, № 5, с. 360-367 (2023)

Описана процедура экспериментального определения статистических характеристик собственного электромагнитного излучения лабораторного макета стационарного плазменного двигателя СПД-70 разработки Научно-исследовательского института прикладной механики и электродинамики Московского авиационного института. Исследовались временные комплексные реализации процессов излучения СПД-70 при длительности выборки 1 мс и полосе анализа 140 МГц для характерных центральных частот 0.9, 1.050, 1.200, 1.350 ГГц (мощность разряда 600 Вт, горизонтальная поляризация) при работе на различных рабочих телах. Проведенные исследования позволили получить оценки статистических характеристик излучения СПД-70 для перспективных рабочих тел. К новым результатам следует отнести, что полученные законы распределения для синфазной и квадратурной компоненты комплексной огибающей процесса излучения существенно отличаются от гауссовского. Что касается распределения амплитудной огибающей процесса, то в общем случае имеет место отличие от рэлеевского закона распределения. При переходе с ксенона на криптон степень негауссовости и отличие от рэлеевского закона увеличиваются. При этом закон распределения фазы комплексной огибающей процесса близок к равномерному и инвариантен к типу рабочего тела.

Космические исследования, 61, № 5, с. 360-367 (2023) | Рубрика: 18

 

Иванюхин А.В., Ивашкин В.В., Петухов В.Г., Юн С.У. «Проектирование низкоэнергетических перелетов к Луне c малой тягой на траектории временного захвата» Космические исследования, 61, № 5, с. 368-381 (2023)

Рассматривается задача расчета низкоэнергетических траекторий перелета космического аппарата с малой тягой к Луне на орбиту временного захвата. Перелет осуществляется с использованием транзитной траектории в окрестности одной из коллинеарных точек либрации L1 или L2 системы Земля–Луна. Использование транзитной траектории позволяет снизить затраты топлива на перелет за счет использования динамики движения космического аппарата в системе Земля–Луна. После выхода на орбиту временного захвата в зависимости от целей миссии может быть сформирована необходимая окололунная орбита или совершен маневр для выхода на отлетную межпланетную траекторию. Предлагается метод решения задачи, заключающийся в определении подходящей транзитной траектории и в расчете оптимальной траектории перелета космического аппарата с малой тягой с начальной околоземной орбиты на транзитную траекторию к Луне. В качестве двигателя рассматривается модель электроракетного двигателя ограниченной тяги. Для решения задачи оптимального управления и определения оптимальной точки выхода на транзитную траекторию используется принцип максимума Понтрягина в сочетании с методом продолжения по параметру. Приводятся численные примеры расчета низкоэнергетических траекторий перелета на окололунную орбиту временного захвата с оптимизацией точки выхода на транзитную траекторию.

Космические исследования, 61, № 5, с. 368-381 (2023) | Рубрика: 18

 

Жуи Чжоу «Метод расчета траектории одноимпульсного перелета к гало-орбите вокруг точки либрации L2 системы Земля–Луна» Космические исследования, 61, № 5, с. 382-392 (2023)

Рассматривается задача расчета низкоэнергетических импульсных траекторий к гало-орбитам в окрестности точки либрации L2 системы Земля–Луна. Представлен новый метод расчета траекторий одноимпульсного низкоэнергетического перелета к гало-орбите. Анализируется ограниченная задача четырех тел, в рамках которой учитывается притяжение Земли, Луны и Солнца, а их положение и скорость вычисляются с использованием высокоточного эфемеридного обеспечения. Особое внимание при разработке метода уделено обеспечению его вычислительной устойчивости для расчета траекторий с длительным нахождением космического аппарата в зоне слабой устойчивости вблизи границы сферы Хилла Земли. Приведены результаты расчета одноимпульсных траекторий перелета с низкой околоземной орбиты на гало-орбиты вокруг точки либрации L2 системы Земля–Луна. Проведен анализ зависимости основных характеристик одноимпульсных траекторий от даты подлета к гало-орбите.

Космические исследования, 61, № 5, с. 382-392 (2023) | Рубрика: 18

 

Плохих А.П., Важенин Н.А., Меркурьев Д.В. «Влияние рабочих веществ на электромагнитную обстановку, создаваемую стационарными плазменными двигателями» Космические исследования, 61, № 5, с. 393-399 (2023)

Рассматриваются возможные аспекты нарушения функциональной безопасности космических аппаратов в части электромагнитной совместимости с электрическими ракетными двигателями при их работе на альтернативных рабочих веществах. Описана процедура экспериментального определения спектрально-временных характеристик собственного электромагнитного излучения лабораторного макета стационарного плазменного двигателя СПД-70 разработки Научно-исследовательского института прикладной механики и электродинамики Московского авиационного института. Измерения помехоэмиссии проводились на вакуумной установке с “радиопрозрачным” отсеком и экранированной безэховой камерой в диапазоне частот 1–12 ГГц для типовых мощностей разряда (600, 800, 1000 Вт), вертикальной и горизонтальной поляризации и различных используемых рабочих веществ (криптон и ксенон). Проведенные исследования позволили получить новые сравнительные результаты оценки спектральных характеристик излучения СПД-70 для типовых режимов и перспективных рабочих тел в рамках ортогональных поляризационных базисов. К новым результатам следует отнести и сведения о характеристиках излучения СПД-70 во временной области. Показано, что переход с ксенона на криптон сохраняет импульсный характер излучения стационарного плазменного двигателя, приводя не только к увеличению амплитуды импульсов, но и к увеличению частоты повторения “пачек” и увеличению их длительности, что требует проведения дополнительных мероприятий по обеспечению электромагнитной совместимости с целью сохранения функциональной безопасности космического аппарата.

Космические исследования, 61, № 5, с. 393-399 (2023) | Рубрика: 18

 

Богатый А.В., Дьяконов Г.А., Любинская Н.В., Муратаева Д.А., Попов Г.А., Семенихин С.А. «Проблема оптимальной энергии разряда в абляционном импульсном плазменном двигателе» Космические исследования, 61, № 5, с. 400-405 (2023)

Одно из перспективных направлений развития малых космических аппаратов (МКА) – создание малоразмерных электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) на основе абляционных импульсных плазменных двигателей (АИПД). Рассмотрена проблема оптимальной энергии разряда в АИПД, обеспечивающая минимальную полную массу ЭРДУ. Показано, что при заданном суммарном импульсе тяги энергия разряда АИПД имеет оптимум, зависящий от удельной энергоемкости силовых конденсаторов, удельного импульса тяги двигателя, а также от массы блоков электроники и других элементов структурной схемы двигательной установки. Сделан вывод, что при проектировании ЭРДУ на базе АИПД расчет оптимальной энергии разряда позволяет снизить полную массу двигательной установки.

Космические исследования, 61, № 5, с. 400-405 (2023) | Рубрика: 18

 

Петухов В.Г., Юн С.У. «Оптимизация гелиоцентрических траекторий с малой тягой между коллинеарными точками либрации различных планет» Космические исследования, 61, № 5, с. 406-419 (2023)

Цель исследования заключается в оптимизации межпланетного перелета космического аппарата с малой тягой с использованием коллинеарных точек либрации L1 и L2 для стыковки геоцентрического или планетоцентрического участков траектории с гелиоцентрическом участком. Рассматривается задача оптимизации возмущенного гелиоцентрического участка траектории межпланетного перелета с малой тягой в рамках эфемеридной модели четырех тел, включающей Солнце, Землю, планету назначения и космический аппарат. Для оптимизации траекторий используется непрямой подход, основанный на использовании принципа максимума Понтрягина и метода продолжения. Показывается возможность сокращения требуемых затрат характеристической скорости по сравнению с оценками, полученными с применением метода точечных сфер действия.

Космические исследования, 61, № 5, с. 406-419 (2023) | Рубрика: 18

 

Константинов М.С. «Оптимизация маневра перевода космического аппарата из одной точки эллиптической орбиты в другую точку той же орбиты» Космические исследования, 61, № 5, с. 420-438 (2023)

Анализируется проблема смены орбитальной позиции космического аппарата (КА), находящегося на некоторой эллиптической орбите в ньютоновском гравитационном поле. Предполагается, что КА имеет нерегулируемый двигатель, который может быть включен многократно. Разработан алгоритм определения оптимальной (по критерию минимальной характеристической скорости) схемы перелета. Особое внимание уделяется анализу числа активных участков на траектории перелета и их расположению на витках траектории. Алгоритм базируется на принципе максимума и методе продолжения по параметру. Начальное приближение для схемы перелета находится с использованием траектории оптимального перелета КА с идеально-регулируемой двигательной установкой (двигателем ограниченной мощности). Используется продолжение этой траектории в траекторию перелета для КА с нерегулируемым двигателем. При этом вводится параметр сглаживания функции тяги. На заключительном этапе находятся характеристики оптимальной схемы перелета для КА с нерегулируемым двигателем при релейной функции тяги. Проанализированы свойства оптимальной схемы выполнения рассматриваемого маневра как функции угловой дальности перелета (числа витков траектории перелета) и как функции угла фазирования (угла, характеризующего угловую дальность между точками орбиты, между которыми осуществляется перелет). Показано, что увеличение угловой дальности перелета позволяет значительно уменьшить характеристическую скорость маневра даже при больших углах фазирования.

Космические исследования, 61, № 5, с. 420-438 (2023) | Рубрика: 18

 

Ахметжанов Р.В., Богатый А.В., Богачев Е.А., Гордеев С.В., Елаков А.Б., Каширин Д.А., Перминова Ю.С., Попов Г.А., Черкасова М.В. «Исследовательские испытания ионного двигателя с электродами ионно-оптической системы, изготовленными из углерод-углеродного композиционного материала на основе нетканого углеродного каркаса» Космические исследования, 61, № 5, с. 439-444 (2023)

Представлены результаты тысячечасовых испытаний высокочастотного ионного двигателя (ВЧИД) с электродами ионно-оптической системы (ИОС), изготовленными из углерод-углеродного композиционного материала. После проведения испытаний выполнена оценка качества поверхности ускоряющего электрода ИОС-двигателя – ключевого элемента конструкции ВЧИД с точки зрения ресурса, которая проводилась визуальным осмотром и сканирующей электронной микроскопией (СЭМ). Была определена максимальная глубина эрозионной выемки на поверхности ускоряющего электрода. Методом микрорентгеноспектрального анализа был проведен элементный анализ поверхностей электрода.

Космические исследования, 61, № 5, с. 439-444 (2023) | Рубрика: 18