Оптимальное управление космическим аппаратом при формировании орбиты искусственного спутника Юпитера на участке предварительного аэродинамического торможения

Исследуется задача оптимального управления движением космического аппарата (КА) при применении предварительного аэродинамического торможения КА в атмосфере и переводе КА на переходную орбиту после его вылета из атмосферы, подаче разгонного импульса характеристической скорости в апоцентре этой орбиты и перевода его на орбиту искусственного спутника Юпитера. В качестве основного критерия оптимальности используется минимизация суммарных потребных энергетических затрат на формирование орбиты. Разработана методика оптимального управления КА при движении в атмосфере Юпитера, учитывающая специфические особенности динамики полета. При помощи принципа максимума Понтрягина определяются законы управления углом атаки и крена на атмосферном участке движения КА. Учитываются ограничения на максимальные максимально допустимые значения температуры и перегрузки, действующие на КА в процессе движения в атмосфере. Проведена оценка возможностей и анализ энергетической эффективности применения данного способа выведения КА на орбиту искусственного спутника Юпитера в зависимости от высот условного перицентра. Показано, что для всего рассматриваемого диапазона исходных данных указанный комбинированный способ выведения приводит к энергетическому выигрышу. Энергетические затраты более чем в 2-5 раз меньше по сравнению с ракетодинамическим способом выведения на орбиты с высотами апоцентра меньше 60000 км для КА располагающих аэродинамическим качеством 0,6. Полученные результаты имеют практическую значимость и могут быть использованы при исследовании планет и их спутников для дальнего космоса в баллистических центрах и научных центрах.

Spacecraft optimal control while forming an orbit of the Jupiter artificial satellite at the section of preliminary aerodynamic deceleration braking

The article studies the problem of a spacecraft (SC) movement control while executing preliminary aerodynamic deceleration in the atmosphere, and SC transition into transfer orbit after its outing the atmosphere, application of accelerating burn of reference speed in the apofocus of this orbit, and its transfer into the orbit of artificial satellite of Jupiter. Minimization of total power consumption on the orbits' formation is employed as the basic criterion of optimality. Control laws for angle of attack and roll attitude on the atmospheric section of SC movement were determined through maximum principle of Pontryagin. Restrictions on maximum allowed values of temperature and overload, affecting the SC while the descend process in the atmosphere were accounted for. A technique for the optimal control of a spacecraft while moving to Jupiter with account for flight dynamics specifics was developed. Using the Pontryagin maximum principle, the laws governing the angle of attack and roll at the atmospheric portion of the space vehicle motion are defined. Limitations on the maximum permissible temperatures and overloads that act on the spacecraft during the descent in the atmosphere are taken into account. Assessment of the possibilities, and analysis of energy efficiency of this technique of putting the SC into the orbit of artificial Jupiter satellite depending on the altitudes of conditional perihelion point was performed. It was shown that for all considered initial data range the combined outing technique led to significant energetic advantage. Energy consumption is 15-20 times less, compared to propulsive technique for outing into orbits with aphelion point altitudes less than 6000 km for SCs with lift-to-drag ratio of 0.6. The obtained results are of practical importance and may be used for the study of planets and their satellites, for the deep space in ballistic centers, scientific centers, and organizations, preoccupied with this issue.