Лу Х., Ван Ч., Заболотнов Ю.М. «Оптимизация процесса изменения параметров орбит космических аппаратов с помощью вращающейся электродинамической тросовой системы» Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение, 19, № 1, с. 64-77 (2020)

Рассматривается параметрическая оптимизация процесса изменения орбитальных параметров с помощью вращающейся электродинамической тросовой системы. Изменение большой полуоси и эксцентриситета принимаются как две основные задачи и соответственно предлагаются два закона управления. Ток регулируется в зависимости от мгновенного положения проводящего троса, что позволяет обеспечить расчётное направление силы Лоренца, возникающей при взаимодействии проводника с магнитным полем Земли. Предлагается комбинированная схема управления одновременного изменения большой полуоси и эксцентриситета орбиты. Параметры законов управления оптимизируются с помощью метода Nelder-Mead с использованием различных целевых функций и ограничений. Установлено, что при использовании критериев быстродействия и наименьшего импульса получаются решения, которые соответствуют граничным значениям подбираемых параметров. Поэтому в качестве компромисса предлагается использовать свёртку этих критериев, что обеспечивает заданное изменение орбитальных параметров центра масс системы.

Шипов М.Г., Стеклова А.А., Давыдов А.А. «Приведение космического аппарата в солнечную ориентацию по измерениям одноосного датчика угловой скорости и оптического солнечного датчика» Вестник Самарского университета. Аэрокосмическая техника, технологии и машиностроение, 19, № 1, с. 96-105 (2020)

Исследован алгоритм разворота космического аппарата из исходного произвольного углового положения с произвольной угловой скоростью в ориентированное на Солнце положение. Определён минимально необходимый приборный состав системы управления движением с целью обеспечения поддержания солнечной ориентации: солнечный датчик, одноосный измеритель угловой скорости, жидкостные ракетные двигатели малой тяги. Представлено решение задачи определения вектора угловой скорости космического аппарата по измерениям отклонения оптической оси солнечного датчика от направления на Солнце и одноосного измерителя угловой скорости. Определены условия, при которых формируется управляющее воздействие на ракетные двигатели с целью изменения величины вектора угловой скорости для попадания Солнца в поле зрения солнечного датчика или для стабилизации космического аппарата. Выполнено математическое моделирование системы управления угловым движением космического аппарата, начальный вектор состояния которого неизвестен. Результаты математического моделирования подтвердили эффективность в части сокращения затрат рабочего тела и быстродействия предложенного алгоритма. По сравнению с известными методами решения задачи гашения угловой скорости, например длительный процесс с использованием магнитной системы или быстрый штатный процесс с использованием трёхосного измерителя угловой скорости и ракетных двигателей, в работе получено такое же время процесса гашения угловых скоростей, как и в штатном процессе, однако при этом одновременно решена задача приведения космического аппарата в солнечную ориентацию.