Разработка алгоритма перехода космического аппарата с подлетной гиперболической траектории на круговую орбиту спутника планеты при использовании торможения в атмосфере в условиях неопределенности её параметров тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.07.09, кандидат наук Зо Мин Тун

• Зо Мин Тун
• кандидат наук
• 2019

Оглавление диссертации кандидат наук Зо Мин Тун

Введение

Глава 1. Постановка задачи

1.1. Схема орбитального перехода космического аппарата

1.2. Ограничения температуры поверхности космического аппарата и коридор полета в атмосфере

1.3. Математическая модель движения космического аппарата

1.4. Статистическая модель атмосферы

1.5. Математическая интерпретация ветра в атмосфере Марса

1.6. Выводы по Главе

Глава 2. Управление полетом космического аппарата в условиях неопределенности параметров атмосферы

2.1. Расчет высоты перицентра и управление теплозащитным экраном для первого пролета в атмосфере планеты

2.2. Расчет высоты перицентра на промежуточных орбитах

2.3. Расчет высоты перицентра для последнего пролета атмосферы

2.4. Оптимальное управление космическим аппаратам при движении в атмосфере Марса

2.5. Разработка программно-математического обеспечения

2.6. Верификация программно-математического обеспечения

2.7. Выводы по Главе

Глава 3. Результаты численного моделирования движения космического аппарата

3.1. Варианты расчетов перехода космического аппарата и результаты численного моделирования движения космического аппарата

Стр.

3.2. Выводы по Главе

Глава 4. Анализ полученных результатов

4.1. Анализ результатов для первого пролета в атмосфере Марса

4.2. Анализ результатов для последнего пролета в атмосфере Марса

4.3. Сравнение массы блока полезной нагрузки космического аппарата

4.4. Выводы по Главе

Общие выводы и заключение

Список литературы

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Разработка алгоритма перехода космического аппарата с подлетной гиперболической траектории на круговую орбиту спутника планеты при использовании торможения в атмосфере в условиях неопределенности её параметров»

Введение

Перевод космического аппарата (КА) с подлетной траектории на орбиту спутника планеты требует большого расхода энергии. Для торможения КА применяются как обычные ускорители, так и сопротивление атмосферы планеты, за счет торможения в которой КА постепенно понижает энергию орбиты и последовательно приближается к круговой. В настоящее время ведутся актуальные работы по возможности использования атмосферы планеты для погашения части скорости КА в процессе его перевода на круговую орбиту планеты с целью экономии топлива и сокращения времени перехода. Для реализации этого метода применяется технология атмосферного торможения, при помощи которой входящий в атмосферу планеты космический аппарат тормозится для того, чтобы достичь заданной орбиты. Для управления аэродинамическим торможением меняется высота перицентра орбиты от которой зависит плотность атмосферы скоростной напор и сила сопротивления. Аэродинамическое торможение приводит к атмосферному трению, приводящему к нагреву аппарата, что является одним из основных ограничений для длительности пребывания на орбите. Высота перицентра, и соответственно тепловые потоки контролируются импульсами в апоцентре.

В качестве примера исследования методики проведены расчеты для марсианской атмосферы. Атмосфера планеты Марса изучается много лет и характеризуется значительными возмущениями. Таким образом, будущие миссии необходимо проектировать с учётом вариаций параметров атмосферы. Эти параметры могут оказать критическое воздействие в ограниченном диапазоне, но вариации плотности атмосферы Марса могут быть от 20 до 500% на высотах 40 - 60 км и от 6 до 1500% выше 120 км относительно средних значений [1]. Учет солнечной активности, времени суток, сезонных изменений и других факторов позволяют сузить этот диапазон.

Увеличение массы полезной нагрузки, сокращение стартовой массы и времени полета и, как следствие, удешевление марсианских миссий в условиях неопределенности параметров атмосферы за счет разработанного алгоритма управления и при обеспечении ограничений на траекторию и температурные режимы на поверхности аппарата является актуальной научно-технической задачей.

Целью диссертационной работы является разработка алгоритмов управления космическим аппаратом при его переходе с гиперболической траектории на круговую орбиту планеты с использованием торможения в атмосфере в условиях неопределенности ее параметров, с соблюдением ограничений по траектории и температурным режимам на поверхности аппарата. Исходя из этого, в диссертации необходимо решить следующие задачи:

1. Провести анализ диапазона возможных вариаций параметров атмосферы и выполнить анализ возможных траекторий движения КА с учетом максимально возможных отклонений параметров атмосферы от их средних значений.

2. Разработать математическую модель движения КА для исследовании разработанных алгоритмов управления с учетом неопределенности параметров атмосферы.

3. Разработать алгоритмы управления движением КА в условиях неопределенности параметров атмосферы планеты с учетом ограничений на траекторию и температурные режимы на поверхности аппарата и сформировать методику проведения коррекции траектории.

4. Провести верификацию и исследовать эффективность разработанных алгоритмов и программ методом численного эксперимента.

5. Выполнить численные параметрические исследования с учетом влияния различных возмущающих факторов при использовании торможения в атмосфере во время перевода на круговую орбиту планеты. Провести анализ полученных результатов.

Используемые методы исследования основываются на применении теории полета космических аппаратов, теоретической механики, динамики

полета, теории дифференциальных уравнений, метода наименьших квадратов и гармонического анализа.

Объект исследования

В основе лежит апробированная модель КА БУ-18 (НАСА), использующая теплозащитный зонтичный экран переменной площади; благодаря многократному изменению площади экрана, появляется возможность полета в широком диапазоне вариаций плотности атмосферы планеты.

Предметом исследования служат методы исследования аэродинамического торможения, режимы движения и методики управления КА при его переходе с гиперболической траектории на круговую орбиту планеты с использованием торможения в атмосфере в условиях неопределенности её параметров.

Экономическая целесообразность заключается в том, что разработанные алгоритмы управления космическим аппаратом и управления теплозащитным зонтичным экраном переменной площади позволяют увеличить массу блока полезной нагрузки, сократить стартовую массу и время полета за счет уменьшения массы двигателя и потребного запаса топлива.

Научная новизна состоит в том, что представлены:

1. Алгоритм перехода КА с подлетной траектории на круговую орбиту спутника планеты при использовании тормозного экрана в условиях неопределенности параметров атмосферы, с обеспечением ограничений на траекторию и температурные режимы.

2. Математическая модель движения КА с использованием разработанных алгоритмов управления и модель вариаций параметров атмосферы.

3. Результаты расчетов параметров перехода КА с гиперболической орбиты на круговую орбиту планеты с использованием разработанного алгоритма перехода.

Достоверность полученных результатов и выводов, приведенных в диссертации, а также правомерность применения используемого математического аппарата обосновываются адекватностью разработанных

моделей и методик существующим результатам и не противоречивостью расчетно-теоретических результатов данным, опубликованным другими авторами.

Основные положения, выносимые на защиту

1. Модель и статистические характеристики вариаций параметров атмосферы.

2. Алгоритм расчета радиуса начального перицентра.

3. Алгоритм прогноза интегралов энергии на выходе из атмосферы.

4. Алгоритмы управления тормозным устройством КА при переходе с гиперболической траектории на эллиптическую орбиту в первом пролете атмосферы планеты с ограничениями траектории КА.

5. Алгоритмы идентификации параметров плотности атмосферы и теплового потока методом наименьших квадратов.

6. Алгоритм расчета минимальной высоты перицентра по температурному ограничению и минимальной энергии на выходе из атмосферы.

7. Результаты исследования движения КА во всем диапазоне вариаций плотности атмосферы с учетом ограничений на траекторию и температурные режимы КА при использовании торможения в атмосфере.

Практическая значимость диссертационной работы состоит в том, что:

1. Разработана методика, позволяющая проанализировать движение КА в условиях неопределенности параметров атмосферы с учетом расчетов вариации плотности атмосферы планеты.

2. Исследовано влияние начальных условий и вариации плотности атмосферы на выполнение ограничений траектории КА.

3. Возможно применение разработанных алгоритмов для управления перспективными КА с теплозащитным экраном.

4. Разработанные алгоритмы управления позволяют за минимальное время вывести на конечную орбиту большую полезную нагрузку.

Обзор литературы

Ряд российских и зарубежных работ посвящен проблеме определения оптимального управления КА при его движения в атмосфере посвящен: Авдуевский В.С., Антонов Б.М., Анфимов Н.А. и др., 1972; Андриевский В.В., 1970; Воронцов В.А., Говоренко Г.С., Малышев В.В., Пичхадзе К.М. и др., 2014; Голомазов М.М., Финченко В.С., 2013; Иванов Н.М., Мартынов А.И., 1985; Иванов Н.М., Мартынов А.И., 1977; Лох У., 1966; Хартов В.В., Мартынов М.Б., Лукьянчиков А.В., Алексашкин С.Н., 2014; Чепмен Д.Р., 1962; Шкадов Л.М., Буханова Р.С., Илларионов В.Ф., Плохих В.П., 1972; Эйсмонт Н.А., 1972; Ярошевский В.А., 1964; Grifin J.W., Vinh N.x., 1971; Hiltz A.A., Florense D.E, Low D.L., 1968; Okhotsimsky D.E, Golubiev Y.F., Sikharulidze Y.G., 1978.

Существуют исследования, где рассматривается управление углом крена космического аппарата при его движении в атмосфере планеты: Иванов Н.М., Мартынов А.И., 1977; Лох У., 1966; Чепмен Д.Р., 1962; Ярошевский В.А., 1964; Griffin J.W., Vinh N.X., 1971; A.A. Hiltz [et al.], 1968.

Сухенко А.В. и Казаковцев В.П. в работе 2001 года показывают, что в зависимости от плотности атмосферы планеты, назначения и аэродинамического качества (К) КА, возможны разнообразные варианты перехода на эллиптическую орбиту после торможения в атмосфере, а также увеличение аэродинамического качества КА, сопряженное с решением ряда сложных технических проблем, поэтому во многих случаях для маневра выбираются КА, имеющие более простую геометрическую форму, например, КА скользящего типа (0,2 < К < 0,5). Показывается, что при небольших значениях К, а также малой плотности атмосферы отдельных планет, расстояние апоцентра эллиптической орбиты планеты будет выше чем радиус круговой орбиты. В этом случае оптимальностью маневра будет являться минимальное значение скорости космического аппарата при выходе из атмосферы [40].

В следующей работе 2003 года Сухенко А.В. и Казаковцев В.П. рассматривают экспоненциальные зависимости плотности атмосферы планеты от высоты полета космического аппарата в атмосфере. Оценка влияния неопределенности параметров атмосферы была проведена для КА сегментально-

конической формы с малым значением аэродинамического качества (К = 0,15 -0,25) при его переводе на низкую круговую орбиту с высотой апоцентра ^ до 1000 км. Авторы работы показали, что при увеличении плотности атмосферы уменьшается время переключения, но увеличивается время полета на атмосферном участке. Величина суммарного характеристического импульса АУхар уменьшается с увеличением плотности атмосферы, при этом изменение АУхар зависит от величины апоцентра круговой орбиты назначения [39].

Авторам Сухенко А.В. и Казаковцеву В.П. в работе 2004 года принадлежит утверждение, что суммарные затраты топлива при решении минимаксной задачи превышают величину затрат топлива, полученную при решении обычной задачи оптимизации для минимальной по плотности модели атмосферы на 7-10% и в результате решения определена наихудшая с точки зрения затрат топлива атмосфера. Рассматривается минимаксная задача определения наихудшей модели атмосферы и оптимального управления, обеспечивающего минимум суммарного расхода топлива на выполнение маневра [41].

В статье 2005 года Казаковцева В.П. и Сухенко А.В. написано, что скорость входа Уо в атмосферу Марса при гиперболическом перелете должна находиться в диапазоне АУ0 = 4,5 ... 5,55 км/с, который позволяет выполнить гарантированный и безопасный маневр при любых вариациях параметров атмосферы от номинальных значений. В исследовании Казаковцев В.П. и Сухенко А.В. приходят к выводу, что задача оптимальной траектории при выведении КА на орбиту Марса при торможении в атмосфере планеты в условиях неизвестности ее параметров, алгоритм оптимальной программы управления эффективным К будет представлять собой релейную функцию с одним переключением [21].

В статьях Удалого В.А., Соколова Н.Л. и Селезневой И.А. исследуется проблема использования непрерывных Марковских процессов для получения статистических характеристик параметров движения космического аппарата без выполнения массовых расчетов возмущенных траекторий при использовании торможения в атмосфере в условиях неизвестности ее параметров. Автор

доказывает, что произведенный сравнительный анализ результатов, полученных с помощью представляемого метода и с применением известных методов численного интегрирования, показал, что погрешности вычислений, полученных с использованием предлагаемого метода не превышают 5%. Таким образом, возможно использовать предлагаемый метод для возмущенных траекторий движения КА в атмосфере [42,43,38].

Иванов В.М. и Соколов Н.Л. в работе 2014 года представили методологический подход к решению задачи энергетически оптимального управления космическим аппаратом на основе преобразования исходных систем уравнений и составления дополнительных зависимостей между варьируемыми параметрами. Основное внимание в этой работе авторы акцентируют на эффективности использования схемы управления КА, согласно которой предусматривается двухразовое включение двигательной установки за счет выигрыша в массе топлива по сравнению с традиционной схемой спуска с одним включением тяги [16].

В исследовании 2014 года Соколов Н.Л. приходит к выводу, что погрешности вычислений, полученных с использованием разработанного метода не превышают 1-3%, а также суммарное время расчета полета космического аппарата сокращается в 5 раз по сравнению с методом численного интегрирования. Возможно использовать предлагаемый метод для возмущенных траекторий движения космического аппарата в атмосфере планеты [37].

В работе 2015 года Соколова Н.Л. решены задачи минимизации расходов топлива двигателя космического аппарата для перехода с гиперболической траектории на орбиту Марса и максимизации коридора входа космического аппарата в атмосферу Марса с управлением углом крена и атаки. Аэродинамическое качество было более 0,3 [35].

В работе Соколова Н.Л. исследуется оптимальное двухпараметрическое управление космическим аппаратом (КА), которое изменяет значения углов атаки и крена на участке аэродинамического торможения при переходе на орбиту Марса. В исследовании показано, что реализуемый коридор входа КА в

атмосферу превышает навигационный коридор когда максимальное аэродинамическое качество было более 0,34. В этой связи в предлагаемой схеме управления возможно использовать торможение в атмосфере планеты [36].

В 2015 году Соколовым Н.Л. предложено использовать метод принципы максимума Понтрягина для оптимального управления движением космического аппарата в атмосфере планеты. Этот метод может определить модель оптимального двухпараметрического управления для двух вариационных задач, а также дает определение дополнительных формул связи между неизвестными параметрами [33].

Соколов Н.Л. в статье 2016 года рассматривает различные комбинированные способы выведения КА на орбиты искусственного спутника Марса (ИСМ) и Юпитера (ИСЮ), а также решает задачи оптимального управления с помощью принципа максимума Понтрягина. Статья посвящена пристальному анализу энергетических затрат в случаях применения исследуемых схем. Автор отмечает, что энергетические затраты в 3 - 3,5 раз меньше по сравнению с обычными схемами при переходе на орбиту Марса и в 7-10 раз меньше при переходе на орбиту Юпитера. Автор приходит к выводу, что при формировании круговых орбит ИСМ с высотами Н=500-2000 км энергозатраты (АУе) не превышают 105-120 м/с, что на 15-25% меньше, чем для других рассмотренных комбинированных способов выведения КА на орбиту. Вместе с тем, при осуществлении такого способа, продолжительность формирования орбит искусственного спутника планет достаточно велика и может достигать 20-23 часов [32].

В другой статье 2016 года Соколов Н.Л. дает алгоритм оптимального управления КА при использовании торможения в атмосфере. Этот алгоритм дает возможность решить задачи минимизации конечной скорости и снижения максимальных значений температур и перегрузок. Автор приходит к выводу, что установлено снижение скорости движения КА на 10-15 % при использовании двухпараметрического управления по сравнению с однопараметрическим управлением углом крена. Результаты расчетов для задачи оптимального

управления показали, что для разработанного алгоритма у космического аппарата были максимальное аэродинамическое качество до 0,34 и приведенная нагрузка на поверхность космического аппарата свыше 600 кг/м2 [34].

Статья Матюшина М.М., Соколова Н.Л. и Овечко В.М. 2016 года посвящена пристальному анализу разработанного метода, основанному на принципе максимума Понтрягина. Благодаря этому получено решение задачи оптимального управления КА в атмосфере Марса при минимизации конечной скорости в момент ввода в действие системы мягкой посадки. Рассматривались аппараты двух форм с максимальными значениями аэродинамического качества, равными 0,8 и 1,1 соответственно. В зависимости от краевых условий и значений баллистических коэффициентов снижение конечной скорости может достигать 25-30% [24]

Коллективом авторов (А.А. Иванков [и др.]) в 2013 году предложена математическая модель для выполнения обеспечения программного комплекса по определению параметров теплозащитного экрана (ТЗЭ) КА, предназначенного для торможения в атмосфере планеты. Такая необходимость в проектных работах появляется всегда, т.к. баллистические параметры входа в атмосферу неминуемо могут изменяться в поисках оптимального варианта проектируемого изделия [2].

Проблеме поиска оптимального управления движением КА при торможении в атмосфере планеты посвящен ряд работ российских ученных [15,17,18,25,30,46,47,51] и зарубежных [66,67,80] авторов. Кроме того, за последние годы известен ряд работ, посвященных решению отдельных задач оптимизации траекторий полета КА в атмосфере при его выведении на орбиту Марса [18,47,51,66,67]. В этих работах рассматривается, как правило, двухпараметрическое управление КА углом крена и атаки на основе упрощенных математических моделей движения КА в атмосфере планеты [35]. Определение оптимальных законов управления параметрами а и у описано принципом максимума Понтрягина [29].

Данченко О.М. и Мороз В.И. в своих исследованиях пришли к выводу, что вариации модели атмосферы Марса (минимальная, номинальная и максимальная плотность р) зависит от высоты полета космического аппарата в атмосфере планеты [9, 26].

Когда требуется межорбитальный переход около небесного тела с атмосферой с достаточной высотой и плотностью, лучше рассматривать аэродинамические силы [22]. Использование маневра межорбитального торможения планируется для будущие полетов, чтобы осуществить переход с гиперболической траектории на низкую орбиту Марса с уменьшением соответствующей скорости на 2,4 км/с взамен торможения двигательной установкой [82]. Аэродинамические силы лобового сопротивления используются, чтобы уменьшить кинетическую энергию, в то время как аэродинамические подъемные силы используются для контроля траектории при маневре. Как результат: снижение массы космического аппарата в размере, эквивалентном массе топлива, необходимой для выполнения маневра. Решающим фактором для успеха в маневре аэроторможения является качество алгоритмов управления.

Космические аппараты будут путешествовать почти восемь месяцев по эллиптической гелиоцентрической межпланетной орбите, совершая корректировки [8], необходимые для перехода на орбиту Марса. Когда корабль достигнет планеты, разница скорости космического аппарата и орбитальной скорости Марса составит 6 км/с [53]. Если не уменьшить скорость космического аппарата, он пролетит мимо Марса, не осуществив переход на орбиту красной планеты. Предлагаемый способ снижения скорости - это использование аэродинамических сил в марсианской атмосфере. Окончательная промежуточная коррекция на около марсианскую орбиту позволит кораблю войти в атмосферу Марса. Типичная последовательность событий для аэродинамического торможения требует от космического аппарата входа атмосферу планеты и полета в атмосфере на высоте, необходимой для снижения скорости. Минимальная высота перицентра ограничена допустимой

температурой нагрева теплозащиты, а максимальная высота ограничена недостаточным торможением аппарата для следующих пролетов планеты. Затем космический аппарат выходит из атмосферы на сильно вытянутую орбиту Марса. После ряда входов и выходов он переходит на заданную орбиту. Системы наведения должны точно контролировать положение космического аппарата, а также его скорость. Аэродинамические подъемные силы и силы лобового сопротивления, которые воздействуют на космический аппарат, будут пропорциональны плотности атмосферы, а плотность атмосферы очень изменчива по времени.

В работах [6,16,21] показано, что использование торможения в атмосфере для перехода на орбиту планеты приводит к экономии топлива на 20-30%, но сталкивается с большими трудностями. В работе [63] рассмотрены некоторые проблемы торможения в атмосфере. В космических миссиях «Mars Odyssey» и «Mars Global Surveyor», торможение КА происходило в основном за счет солнечных батарей. Максимальная допустимая температура нагрева солнечных батарей не должна была превышать 450 К. Это величина определяется интегралом теплового потока подведенного к ней во время полета КА в атмосфере. Кроме этого на панели солнечных батарей действует силовая нагрузка пропорциональная скоростному напору. Поэтому в процессе полета КА в атмосфере необходимо контролировать как величину теплового потока, так и величину скоростного напора.

В заключении анализа литературы следует отметить, что авторами недостаточно полно рассматриваются движения космического аппарата с учетом неопределенности параметров атмосферы планеты. В работах было рассмотрено только управление углами крена и атаки космического аппарата с помощью принципа максимума Понтрягина. В данной работе предлагается рассмотреть управление движением космического аппарата с учетом изменения площади сечения теплозащитного экрана в условиях неопределенности параметров атмосферы при обеспечении ограничений на траекторию и температурные

режимы на поверхности космического аппарата. Поэтому и возникла необходимость в проведении данной работы.

Обзор миссий

Первыми КА, посетившими Марс, были Маринер-4 в 1964 году, Маринер-6 и 7 в 1969 году. Эти аппараты сделали фотографии планеты с пролётной траектории [4].

Маринер-9 - первый искусственный КА на Марса (1971 г.).

Марс-2 - первый рукотворный объект на поверхность Марса (1971 г.).

Марс-3 - первая мягкая посадка на поверхность Марса в истории космонавтики (1971 г.).

Марс-4 - получены первые фотографии на поверхности Марса с пролётной траектории (1974 г.).

Марс-5 - вышел на около марсианскую орбиту (1974 г.).

Марс-6 - спускаемый аппарат достиг поверхности Марса (1974 г.). (Миссия выполнена частично.)

Марс-7 - спускаемый аппарат не попал на планету (1974 г.). (Миссия выполнена частично.)

АМС «Викинг» и АМС «Викинг-2» - первая успешная работа аппаратов на поверхности Марса (1976-1982 годы).

АМС «Фобос» - не достиг спутника Марса. Миссия выполнена частично (1988 г.).

«Марс-96» - авария ракетоносителя (1996 г.).

КА «Марс Глобал Сервейор» - картографирование Марса с орбиты (с 1996 по 2006 год).

КА «Марс Пасфайндер» - первый успешный марсоход (1996 г.).

Космический аппарат «Mars Odyssey» [85] был запущен в апреле 2001 года и выполнил свой маневр выведения на орбиту Марса в октябре этого же года. Как ранее миссия Mars Global Surveyor, «Mars Odyssey» прошел период аэродинамического торможения, чтобы превратить свою первоначальную полярную эллиптическую орбиту в круговую топографическую орбиту на

высоте - 400 км. Космическому аппарату было целесообразно использовать сопротивление атмосферы вблизи перицентра (-110 км) от его первоначальной эллиптической орбиты, чтобы уменьшить энергию орбиты и постепенно уменьшить апоцентр. Фаза аэродинамического торможения Одиссея была завершена 19 февраля 2002 года.

КА «Феникс» - анализ грунта в полярном регионе (2007 г.). КА «Спирит» - изучение структуры грунта и выше другие исследования. Миссия завершена в 2010 году [77].

Рис. В.1. Внешний вид космического аппарата «Спирит»

8 ноября 2011 года с помощью ракеты-носителя «Зенит-2 SБ» стартовала российская АМС «Фобос-Грунт», предназначенная для доставки образцов грунта с естественного спутника Марса, Фобоса, на Землю. В результате нештатной ситуации станция не смогла покинуть окрестности Земли, оставшись на низкой околоземной орбите. 15 января 2012 года сгорела в плотных слоях земной атмосферы.

26 ноября 2011 года с помощью ракеты-носителя Atlas V стартовал исследовательский марсоход Curiosity (США) - ключевое звено «Марсианской научной лаборатории» (Mars Science Laboratory). Аппарат должен был за несколько месяцев пройти от 5 до 20 километров и провести полноценный анализ марсианских почв и компонентов атмосферы. Планировалось, что марсоход Curiosity проживет на поверхности планеты один марсианский год - 687 земных

дней или 669 марсианских. 6 августа 2012 года совершил успешную посадку на Марсе в районе кратера Гейла.

КА «Марван» - 2013 год. Основной целью миссии является изучение современного состояния и эволюции атмосферы Марса. КА «Марван» проводил научные измерения скорости потери атмосферы, чтобы понять, какую роль сыграла потеря в ходе изменения марсианского климата.

КА «Экзомарс» - 2016 год. Наблюдения по научной программе КА «Экзомарс» начались с 21 апреля 2018 года на низкой круговой орбите высотой около 400 километров над поверхностью Марса. Работала камера высокого разрешения CaSSIS и спектрометры.

КА «ИнСайт» (1п81§Ы:) - 2018 год. Миссия КА «ИнСайт» рассчитана на изучение внутреннего строения и состава планеты Марса. Расчётный срок работы аппарата — 720 дней. В течение двух лет КА «ИнСайт» будет изучать внутреннюю структуру Марса, регистрируя подземные толчки. Они могут возникать по разным причинам, в частности, в результате падения метеоритов, которые не сгорают в более разреженной атмосфере Марса.

Непрерывное усложнение задач по освоению космоса требует применения вспомогательных конструкций и средств с большой массой. При переходе космического аппарата с пролетной траектории на орбиту планеты требуется большой расход топлива. Использование промежуточной эллиптической орбиты, перицентр которой находится в атмосфере планеты, позволяет уменьшить расход топлива на переход КА. В настоящей работе исследуется использование тормозного экрана для снижения скорости КА в атмосфере планеты при его переходе на эллиптическую орбиту в условиях неопределенности параметров атмосферы.

Список литературы диссертационного исследования кандидат наук Зо Мин Тун, 2019 год

Список литературы

1. Основы теории полета космических аппаратов / В.С. Авдуевский [и др.]. М.: Машиностроение, 1972. 608 с.

2. Исследование характеристик теплозащитного покрытия аэроупругих тормозных устройств спускаемых в атмосфере планет аппаратов / О.М. Алифанов [и др.]. // Труды МАИ, 2103. № 71. С. 18.

3. Андреевский В.В. Динамика спуска космических аппаратов на Землю. М.: Машиностроение, 1970. 235 с.

4. Бугров В.Е. Марсианский проект Королева. М.: Фонд содействия авиации «Русские Витязи», 2007. 200 с.

5. Методика выбора эффективных вариантов систем десантирования на планеты Солнечной системы / В.А. Воронцов [и др.]. // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина, 2014. № 3. С. 116-124.

6. Численное моделирование обтекания спускаемых аппаратов при входе в атмосферу планеты / М.М. Голомазов [и др.]. // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Машиностроение, 2011. №4. С.42-53.

7. Голомазов М.М., Финченко В.С. Аэродинамическое проектирование спускаемого аппарата в атмосфере Марса по проекту «ЭкзоМарс» // Вестник ФГУП НПО им. С.А. Лавочкина, 2013. № 4. С. 40-46.

8. Ван Лицзе. Разработка баллистического обеспечения оперативного комбинированного выведения и поддержания солнечно-синхронной орбиты миниспутника: дис. ... канд. тех. наук 05.07.09. М.: МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2018. 110 с.

9. Данченко О.М. Математическая модель плотности атмосферы Марса // Труды МАИ, 2012. № 50. С. 10.

10. Зеленцов В.В., Казаковцев В.П. Основы баллистического проектирования искусственных спутников земли: Учебное пособие. М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2012. 174 с.

11. Зо Мин Тун, Мельников А.Ю. Анализ алгоритмов коррекции высоты перицентра при переводе параболической траектории на круговую орбиту Марса с помощью торможения в атмосфере // Успехи современной науки, 2017. Том 4, №1. С. 99-103.

12. Зо Мин Тун. Анализ движения космического аппарата при переходе на орбиту планеты с использованием торможения в атмосфере // Интернет-журнал «Науковедение». Выпуск 2, (март-апрель) 2014. URL: https://nauko vedenie.ru/PDF/100TVN214.pdf.

13. Зо Мин Тун. Анализ перехода космического аппарата на орбиту планеты с учетом торможения в атмосфере // Интернет-журнал «Науковедение», 2015. Том 7, №2. Режим доступа: DOI: 10.15862/29TVN215.

14. Зо Мин Тун. Торможение в атмосфере планеты для перехода на её орбиту // Электронный журнал «Молодежный научно-технический вестник». Выпуск 11, ноябрь 2013. URL: http://ainsnt.ru/doc/637643.html.

15. Иванов В.М., Лобачев В.И., Соколов Н.Л. Управление космическим аппаратом баллистического типа при спуске с орбиты в заданную область поверхности Земли // Фундаментальные исследования, 2014. № 8. Ч. 3. С. 577-582.

16. Иванов В.М., Соколов Н.Л. Оптимальное управление космическим аппаратом за счёт изменения вектора тяги двигательной установки при проведении межорбитальных манёвров // Космонавтика и ракетостроение, 2014. № 2 (75). С. 80-88.

17. Иванов Н.М., Мартынов А.И. Движение космических летательных аппаратов в атмосферах планет. М.: Наука, 1985. 384 с.

18. Иванов Н.М., Мартынов А.И. Управление движением космического аппарата в атмосфере Марса. М.: Наука, 1977. 415 с.

19. Казаковцев В.П., Корянов В.В. Динамика движения спускаемого аппарата с надувным тормозным устройством в атмосфере планеты // Естественные и технические науки, 2013. №6. С. 266-270.

20. Казаковцев В.П., Корянов В.В., Зо Мин Тун. Коррекция траектории перехода космического аппарата на круговую орбиту спутника при использовании торможения в атмосфере в условиях неопределенности ее параметров // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. Машиностроение, 2015. №5. С. 38-46.

21. Казаковцев В.П., Сухенко А.В. Об использовании предварительного тормозного импульса для выведения космического аппарата на орбиту спутника Марса // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Машиностроение, 2005. №4. С. 3-11.

22. Летов А.М. Динамика полета и управления. М.: Наука, 1969. 360 с.

23. Лох У. Динамика и термодинамика спуска в атмосфере планет. М.: Мир, 1966. 276 с.

24. Матюшин М.М., Соколов Н.Л, Овечко В.М. Оптимальное управление космическим аппаратом при спуске в атмосфере Марса // Вестник НПО им. С.А. Лваочкина, 2016. №.2(32). С. 54-60.

25. Матюшин М.М., Соколов Н.Л., Овечко В.М. Совершенствование методологии оптимального управления космическими аппаратами дальнего космоса // Актуальные проблемы российской космонавтики. Материалы XXXIX Академических чтений по космонавтике. Москва, январь 2015. С. 297-298.

26. Мороз В.И. Рабочая модель атмосферы и поверхности Марса // Препринт ИКИ, 1975. Вып. 240. 241 с.

27. Новицкий А.В., Зеленцов В.В. Одна задача маневрирования в атмосфере Марса. // Управляющие системы и машины, 1999. №1. С. 3-9.

28. Новицкий А.В., Зеленцов В.В. Оптимизация атмосферного маневра при выведении искусственного спутника Марса // Проблемы управления и информатики, 1999. №4. С. 143-157.

29. Математическая теория оптимальных процессов / Л.С. Понтрягин [и др.]. М.: Наука, 1969. 384 с.

30. Сапрыкин О.А., Соболевский В.Г. Баллистический анализ вариантов посадки космических аппаратов в заданном районе // Космонавтика и ракетостроение, 2013. № 3 (72). С. 78-86.

31. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов. М.: БИНОМ. Лаборатория знаний, 2011. 407 с.

32. Соколов Н.Л. Анализ комбинированных способов формирования орбит искусственного спутника планет // Труды МАИ, 2016. №.87. С. 11.

33. Соколов Н.Л. Аналитический метод исследования оптимального управления КА при движении в атмосфере // Лесной вестник, 2015. №.3. С. 37-43.

34. Соколов Н.Л. Оптимальное управление КА при спуске в атмосфере Марса // Лесной вестник, 2016. №.2. С. 205-213.

35. Соколов Н.Л. Оптимальное управление космическим аппаратом при участке предварительного аэродинамического торможения при выведении на орбиту искусственного спутника Марса // Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Машиностроение, 2015. № 6. С. 4-21.

36. Соколов Н.Л. Оптимальное управление космическим аппаратом при формировании орбиты искусственного спутника Марса// Фундаментальные исследования, 2015. № 3. С. 133-138.

37. Соколов Н.Л. Стохастический метод исследования возмущённого движения космического аппарата в атмосфере // Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, 2014. №.3(45). С. 16-24.

38. Соколов Н.Л., Селезнева И.А. Статистический метод исследования возмущенных траекторий движения космических аппаратов в атмосфере // Фундаментальные исследования, 2008. №. 5. С. 47-50.

39. Сухенко А.В., Казаковцев В.П. Анализ влияния неопределенности параметров атмосферы при предварительном аэродинамическом торможении КА в процессе его перевода на круговую орбиту спутника планеты // XXXVIII Научные чтения памяти К.Э. Циолковского: Тезисы докладов. M, 2003. С. 78-79.

40. Сухенко А.В., Казаковцев В.П. Анализ условий выбора критерия оптимальности управления качеством космического аппарата при его переводе на орбиту спутника за счет торможения в атмосфере планеты // XXXVI Научные чтения памяти К.Э. Циолковского: Тезисы докладов. М, 2001. С. 58-59.

41. Сухенко А.В., Казаковцев В.П. Влияние неопределенности параметров атмосферы на движение КА при его переходе на орбиту спутника планеты // XXXIX Научные чтения памяти К.Э. Циолковского: Тезисы докладов. М,

2004. С. 297-299.

42. Удалой В.А., Соколов Н.Л. Об использовании методов теории Марковских процессов для исследования возмущенных траекторий движения космических аппаратов в атмосфере // Фундаментальные исследования,

2005. №. 2. С. 53-54.

43. Удалой В.А., Соколов Н.Л. Статистический метод исследования возмущенных траекторий движения космических аппаратов в атмосфере // Успехи современного естествознания, 2005. №. 11. С. 38-38.

44. Проектная концепция десантного модуля «ЭкзоМарс-2018», создаваемого НПО им. С.А. Лавочкина / В.В. Хартов [и др.]. // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина, 2014. № 2. С. 5-12.

45. Цаплин С.В., Болычев С.А. Романов А.Е. Теплообмен в космосе. Самара: Самарский университет, 2013. 53 с.

46. Челноков Ю.Н. Применение кватернионов в задачах оптимального управления движением центра масс космического аппарата в ньютоновском гравитационном поле // Космические исследования, 2003. № 4, Т. 32. С. 83-91.

47. Чепмен Д.Р. Приближенный аналитический метод исследования входа тел в атмосферы планет. М.: Иностранная литература, 1962. 298 с.

48. Механика оптимального пространственного движения летательных аппаратов в атмосфере / Л.М. Шкадов [и др.]. М.: Машиностроение, 1972. 244 с.

49. Эйсмонт Н.А. Оптимальное управление космическим аппаратом, переводимым с гиперболической траектории на орбиту спутника планеты торможением в атмосфере // Космические исследования, 1972. Т. 10, № 2. С. 290-292.

50. Ярошевский В.А. Вход в атмосферу космических летательных аппаратов. М.: Наука, 1988. 336 с.

51. Ярошевский В.А. Приближенный расчет траекторий входа в атмосферу // Космические исследования, 1964. Т. 2, № 4. С. 15-21.

52. Иванюхин А. В. Методы проектирования траекторий КА с электроракетными двигателями на основе анализа области существования решений и исследования задачи о минимальной тяге: дис. ... канд. тех. наук 05.07.09. М.: МАИ, 2015. 101 с.

53. Мин Тейн. Оптимизация траекторий космических аппаратов с использованием эволюционной стратегии с адаптацией ковариационной матрицы: дис. ... док. тех. наук 05.07.09. М.: МАИ, 2018. 265 с.

54. Нгуен Диен Нгок. Проектирование траекторий КА межпланетных перелетов КА с Электроракетной двигательной установкой с учетом внештатного выключения двигателя: дис. ... канд. тех. наук 05.07.09. М.: МАИ, 2015. 122 с.

55. Николичев И.А. Оптимизация многовиткового межорбитального перелета космического аппарата с электроракетной двигательной установкой с учетом действия возмущения: дис. ... канд. тех. наук 05.07.09. М.: МАИ, 2017. 184 с.

56. Comparative terrestrial planet thermospheres 2 Solar cycle variation of global structure and winds at equinox / S.W. Bougher [et al.] // Journal of Geophysical Research. 1999. Vol. 104, Issue E7. P. 16591-16611.

57. Bougher S.W. and Roble R.G. Comparative terrestrial planet thermospheres: I -Solar cycle variation of global mean temperatures // Journal of Geophysical Research Atmospheres. 1991. №. 96(A7). P. 11045-11055.

58. Busarev V.V. Characteristic features in the spectra of Europa, Ganymede, and Callisto // Solar System Research. 2014. Vol. 48, Issue 1. P. 48-61.

59. Busarev V.V., Shevchenko V.V. and Surdin V.G. Physical conditions near Moon and Solar System planets // Space Model. Moscow: Izd. KDU, 2007a. Vol. 1. P. 794-861.

60. Evidence for a subsurface ocean on Europa / C.R. Chapman [et al.] // Nature. 1998. Vol. 39. P. 363-365.

61. The spatial morphology of Europa's near-surface O2 atmosphere / T.A. Cassidy [et al] // Icarus 191, 2007. P. 755-764.

62. Atmospheric/Exospheric Characteristics of Icy Satellites / T. A. Cassidy [et al.] // Space Science Reviews. 2010. Vol. 153, Issue 1-4. P. 155-184.

63. David A. Spencer and Robert Tolson Airobraking Cost and Risk Decisions // Journal of Spacecraft and Rockets. 2007. Vol. 44, №.6. P. 1285-1293.

64. Titan's atmospheric temperatures, winds, and composition / F.M. Flasar [et al.] // Science. 2005. №.308 (5724). P. 975-978.

65. Forbes J.M. and Hagan M. E. Diurnal Kelvin wave in the atmosphere of Mars: Towards an understanding of «stationary» density structures observed by the MGS accelerometer // Geophysical Research Letters. 2000. №.27. P. 35633566.

66. Griffin J.W., Vinh N.X. Three-dimensional optimal maneuvers of hyper velocity vehicles // AIAA. 1971. URL: https://doi.org/10.2514Z6.1971-920 (дата обращения: 12.05.2018).

67. Hiltz A.A., Florense D.E., Low D.L. Selection, development and characterization of a thermal protection system for a Mars entry vehicle // AIAA Paper. 1968. P. 68-304.

68. Titan: Interior, Surface, Atmosphere, and Space Environment / E.C. Thomas [et al.] // Cambridge Planetary Science. 2014. 474 p.

69. Thermal and Structural Performance of Woven Carbon Cloth For Adaptive Deployable Entry and Placement Technology / O.A. James [et al.] // AIAA

Aerodynamic Decelerator Systems (ADS) Conference, (AIAA 2013-1370). URL: https://doi.Org/10.2514/6.2013-1370 (дата обращения: 14.04.2018).

70. John C. Smith and Julia L. Bell. 2001 Mars odyssey airobraking // Journal of Spacecraft and Rockets. 2005. Vol. 42, №.3. P. 406-415.

71. Mars mesosphere and thermosphere coupling: Semidiurnal tides / S.W. Bougher [et al.] // Journal of Geophysical Research. 1993. №.98(E2). P. 3281-3295.

72. MCS Views of the 2007 Global Dust Storm / D.M. Kass [et al.] // American Astronomical Society. DPS meeting 39. 2007. Vol. 39. P. 441-441.

73. The Structure of the Upper Atmosphere of Mars: In Situ Accelerometer Measurements from Mars Global Surveyor / G.M. Keating [et al.] // Science Journal. 1998. Vol. 279. P. 1672-1676.

74. Comparative terrestrial planet thermospheres 3 Solar cycle variation of global structure and winds at solstices / S.W. Bougher [et al.] // Journal of Geophysical Research. 2000. №.105(E7). P. 17669-17692.

75. The Permanent and Inductive Magnetic Moments of Ganymede / M.G. Kivelson [et al.] // Icarus. 2002. №. 157. P. 507-522.

76. The atmosphere of Titan: An analysis of the Voyager 1 radio occultation measurements / G. Lindal [et al.] // Icarus. 1983. №. 53. P. 348-363.

77. Mars Exploration Program - базовая страница исследовательских программ по Марсу: http://mars.jpl.nasa.gov/mro/mission /timeline/ mtaerobraking/ (дата обращения: 10.03.2018).

78. Numerical Simulations of the Orbits of the Galilean Satellites / William [et al.] // Icarus. 2002. №. 159. P. 500-504.

79. The abundances of constituents of Titan's atmosphere from the GCMS instrument on the Huygens probe / H.B. Niemann [et al.] // Nature. 2005. №. 438 (7069). P. 779-784.

80. Okhotsimsky D.E., Golubiev Y.F., Sikharulidze Y.G. Mars orbiter insertion by use of atmospheric deceleration // Acta Astronnautica. 1978. № 10, Vol. 5. URL: https://doi.org/10.1016/0094-5765(78)90067-X (дата обращения: 10.03.2018).

81. Adaptable, Deployable Entry and Placement Technology (ADEPT) for Future Mars Missions / F.W. Paul [et al.] // IPPW-10. 2013. 16 p. URL: https://ntrs.nas a.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20160000326.pdf (дата обращения: 14.04.2018).

82. Ohndorf A. Multiphase low-thrust trajectory optimization using evolutionary neurocontrol. Ph.D. thesis: Bundeswehr Universtiy Munich, 2016. 200 p.

83. Robert H. Brown, Jean-Pierre Lebreton, J. hunter Waite. Titan from Cassini-Huygens // Springer, 2010 edition (December 10, 2014). 535 p.

84. Sheng JinJiangHui Ji. The internal structure models of Europa // Science China Physics, Mechanics and Astronomy. 2012. Vol. 55, Issue 1. P. 156-161.

85. Smith J.C. and Bell J.L. 2001 Mars Odyssey Aerobraking // Journal of Spacecraft and Rockets. 2005. Vol. 42 (3). P. 406-415.

86. Sotin C, Grasset O, Mocquet A. Mass-radius curve for extrasolar Earthlike planets and ocean planets // Icarus. 2007. P. 337-351.

87. Thiemann! E. M. B., Eparvierl F. G. Neutral Density Response to Solar Flares at Mars // Geophysical Research Letters. September 24, 2015. DOI: 10.1002/2015GL066334 (дата обращения: 12.03.2018).

88. Density structure of the upper thermosphere of Mars from measurements of air drag on the Mars Global Surveyor spacecraft / P.W. Tracadas [et al.] // Journal of geophysical research. 2001. Vol. 106. P. 23349-23357.

89. Oxygen on Ganymede: Laboratory Studies / Vidal R.A. [et al.] //. Science. 1997. №. 276 (5320). P. 1839-1842.

90. Ion neutral mass spectrometer results from the first flyby of Titan. / J.H. Waite (Jr) [et al.] // Science. 2005. №. 308 (5724). P. 982-986.

91. Withers P., Bougher S.W. and Keating G.M. Measurements of Winds in the Martian Upper Atmosphere from the MGS Accelerometer // In American Astronomical Society, DPS meeting 34. 2002. URL: https://www.researchga te.net/publication/253893559_Winds_in_the_martian_upper_atmosphere_from _MGS_aerobraking_density_profiles (дата обращения: 10.03.2018).

научного руководителя на диссертацию Зо Мин Тун «Разработка алгоритма перехода космического аппарата с подлетной гиперболической траектории на круговую орбиту спутника планеты при использовании торможения в атмосфере в условиях неопределенности её параметров», представленную на соискание ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.09 - «Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов».

Гражданин Мьянмы Зо Мин Тун был принят в очную аспирантуру на кафедру «Динамика и управление полетом ракет и космических аппаратов» МГТУ им. Н.Э. Баумана в 2012 г. после окончания с отличием обучения по программе магистра указанной кафедры в 2012 году.

В ходе работы над диссертацией Зо Мин Тун полностью выполнил индивидуальный план научно-учебной работы аспиранта иностранного гражданина. Сдал экзамены кандидатского минимума с оценками «отлично» по дисциплинам русского языка, истории и философии науки, «хорошо» по специальности. При решении научных задач аспирант проявил качество специалиста, способного решать поставленные научные задачи в рамках диссертационного исследования, показал умение использовать разработанные алгоритмы управления для решения задач перехода с гиперболической траектории движения космического аппарата (КА) на круговую орбиту планеты при использовании тормозного экрана в атмосфере в условиях неопределенности её параметров.

Аспирант Зо Мин Тун продемонстрировал высокую усидчивость и работоспособность в процессе работы. Соискатель выступал на международных и всероссийских конференциях с результатами своих исследований, тем самым, повышая свой научный уровень.

Диссертационная работа Зо Мин Тун посвящена разработке алгоритмов управления движения КА с ограничением по интегралу энергии и температуре поверхности КА в условиях неопределенности параметров атмосферы. Задача актуальна в настоящее время и в будущем. Данные алгоритмы управления позволяют за минимальное время вывести на конечную орбиту большую полезную нагрузку.

Практическая значимость работы заключается в том, что разработана методика, позволяющая проанализировать движение КА в условиях неопределенности параметров атмосферы с учетом расчетов вариаций плотности атмосферы планеты и возможности применения разработанных алгоритмов для управления перспективными КА.

Представленная к защите диссертация является завершенной научно-квалификационной работой, содержащей новые научные результаты. Считаю, что по своему научному уровню и личным качествам Зо Мин Тун достоин присуждения ученой степени кандидата технических наук по специальности 05.07.09 - «Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов».

Научный руководитель кандидат тех. наук, доцент

Корянов В.В.