Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
Солнечный парус — приспособление, использующее давление солнечного света на отражающую поверхность для приведения в движение космического аппарата [1]. Активное управление положением солнечного паруса необходимо для регулировки силы давления солнечного излучения для изменения траектории и управления орбитой [2]. В данной работе представлен новый подход выбора оптимального управления на основе совместного анализа движения центра масс и относительно центра масс и, следовательно, разработанная процедура определения оптимальной функции управления (включения-выключения управляющих элементов) космическим аппаратом с солнечным парусом для обеспечения минимального времени перелета.
Стартовой орбитой является круговая гелиоцентрическая траектория, совпадающая с орбитой Земли. Для описания гелиоцентрического движения космического аппарата с солнечным парусом используется плоская полярная система координат.
Рассмотрен солнечный парус с идеально отражающей поверхностью со сторонами a и b и двумя управляющими поверхностями с изменяемой отражательной способностью шириной h и длиной a. В таком случае будет возможно два варианта работы, управляющих поверхностей. При δ = –1 управляющие поверхности полностью поглощают фотоны. При δ = 0 пленка полностью прозрачна и, соответственно, является идеально отражающей поверхностью. При δ = +1 обе поверхности находятся в одинаковом состоянии и, следовательно, управляющего момента не возникает. Таким образом, попеременным включением и выключением соответствующих управляющих поверхностей на парусе появляется возможность совершать его развороты необходимые для межпланетного перелета [3].
Для такой задачи составлена система дифференциальных уравнений, описывающих управляемое движение космического аппарата с солнечным парусом. Задача баллистической оптимизации межпланетного перелета сформулирована следующим образом [4].
Определить вектор функции управления и вектор баллистических параметров перелета , доставляющие при заданной массе космического аппарата с солнечным парусом минимальное время перелета и обеспечивающие выполнение целевой задачи проекта, описываемой множеством допустимых фазовых координат аппарата
Для определения оптимального закона изменения угла управления вектором ускорения , а следовательно функции включения-выключения управляющих плоскостей использовался принцип максимума Понтрягина.
Разработано программное обеспечения, позволяющее решать краевые задачи и осуществлять моделирование гелиоцентрического управляемого движения. Решены задачи о перелетах Земля–Марс для широкого набора проектных параметров паруса. В процессе моделирования получены траектории движения и минимальные длительности перелетов соответствующие различным массам космического аппарата с различными площадями поверхности солнечного паруса и шириной управляющих плоскостей. Так, для космического аппарата с солнечным парусом массой массой 1 кг для достижения минимального времени перелета длительностью 52,34 суток потребуются управляющие поверхности шириной 0,01 м. В то время как для космического аппарата с солнечным парусом массой 9 кг для достижения Марса потребуется 202,51 суток и 0,04 м соответственно.
