Разработка методики коррекции траекторий перехода космического аппарата на круговую орбиту спутника при использовании торможения в атмо

Министерство образования и науки Российской Федерации[pic 1]

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение

высшего профессионального образования

«Московский государственный технический университет имени Н.Э. Баумана»

(МГТУ им. Н.Э. Баумана)

Всероссийская олимпиада школьников

«Шаг в будущее, Космонавтика»

[pic 2]

         регистрационный номер

Разработка методики коррекции траекторий перехода космического аппарата на круговую орбиту спутника при использовании торможения в атмосфере в условиях неопределенности ее параметров.

Специальное машиностроение

название факультета

Динамика и управление полетом ракет и космических аппаратов (СМ-3)

название кафедры

Автор: Шилина Елизавета Кирилловна, ГБОУ школа №315, класс 11, г. Москва

Научный руководитель: Зо Мин Тун, аспирант кафедры СМ-3 МГТУ им. Н. Э. Баумана

г. Москва

2018 г.

Содержание Введение.................................................................................................................................................. 3 Постановка задачи.  ................................................................................................................................3
Цель работы............................................................................................................................................ 3
Технологии и аппараты..........................................................................................................................4
Математическая модель движения на внеатмосферном участке ......................................................5
Математическая модель движения на атмосферном участке.............................................................8
Анализ конструкции аппарата ..............................................................................................................8
Результаты расчета .................................................................................................................................9
Заключение ............................................................................................................................................ 9 Список литературы ............................................................................................................................... 9 Приложения .........................................................................................................................................10

                                                            Введение.

Ни для кого не секрет, что в настоящее время появляется все больше научных исследований, связанных с космосом. Следовательно, происходит огромное количество запусков летательных аппаратов в космическое пространство. Одна из главных проблем этих исследований – это повышенные требования к характеристикам космического аппарата. Таким образом, ограниченные запасы топлива, а так же желание оптимально его расходовать делают задачу оптимизированного перехода между орбитами планеты актуальной в наше время. В связи с огромным количеством топлива в баке космического аппарата, появляется проблема, связанная с количеством полезной нагрузки, доставляемой на планету. Для решения данной проблемы были предложены такие технологии, как метод торможения в атмосфере, что позволяет сэкономить топливо и время, затраченное при полете КА (космического аппарата), а, следовательно, увеличить массу полезной нагрузки.  В данной работе будет представлен метод коррекции траектории перехода летательного аппарата при использовании торможения в атмосфере на примере нашей математической модели, а впоследствии будет сравнение с параметрами орбитального аппарата «Марс Одиссей».

                                                  Постановка задачи.  

Актуальным является тот факт, что  при моделировании движения учитываются сведения о текущем состоянии атмосферы планеты и воздействии внешних сил и факторов среды на нее.

Практическое применение данная система имела в предыдущих исследованиях, результатом которых являлся 3-х месячный переход на круговую орбиту. В данной работе рассматривается возможность оптимального перехода на орбиту Марса с помощью использования изменяющегося коэффициента аэродинамического качества k, а так же с помощью некоторых усложнений в маневре на атмосферном участке.