Нанопрогноз МАИ

Сообщение №39325 от Cva 22 марта 2012 г. 01:00
Тема: Нанопрогноз МАИ

Задача прогнозирования движения спутника по высокой эллиптической орбите
Краснухин А.А., Пунтус А.А. МАИ, г. Москва
тезисы доклада на международной конференции «Авиация и космонавтика – 2011» на стр 278-279
http://www.mai.ru/upload/iblock/cb8/cb875c083d5050ac0d975fc2eb365107.pdf

В данной работе рассматривается решение задачи прогнозирования движения спутника по высокой эллиптической орбите. Особенностью такой орбиты является то, что высота в апогее сильно превышает высоту в перигее. Спутники, использующие высокие эллиптические орбиты двигаются с очень высокой скоростью в перигее, а затем сильно замедляются в апогее. Когда космический аппарат находится близко от апогея, у наземного наблюдателя создаётся впечатление, что спутник почти не двигается в течение нескольких часов, то есть его орбита становится квазигеостационарной.

Точка квазигеостационара может быть расположена над любой точкой земного шара. Это свойство используется в северных и южных широтах сильно удалённых от экватора. Для прогнозирования движения спутника применяется математическая модель движения, основанная на модели соответствующего геопотенциала и стандартной модели атмосферы, с учетом притяжения Луны и Солнца и с учетом светового давления.
Расчет ведется в абсолютной системе координат. В математической модели движение по высокой эллиптической орбите описывается системой дифференциальных уравнений в геоцентрической прямоугольной инерциальной системе координат. Приводится соответствующий вид системы дифференциальных уравнений. Начальными условиями для интегрирования системы дифференциальных уравнений являются вектор скорости, и вектор координат абсолютной системе координат.

Для численного интегрирования системы дифференциальных уравнений по известным начальным условиям движения космического аппарата в качестве основного метода интегрирования применяется метод Адамса, а в качестве вспомогательного для расчета разгонных точек метода Адамса и для расчета положения изделия на произвольный момент времени используется метод Рунге-Кутта. То есть, сначала рассчитываются разгонные точки методом Рунге-Кутта. Затем начинается основное интегрирование системы дифференциальных уравнений методом Адамса.
На каждом шаге вычисляется значение правых частей системы дифференциальных уравнений по приведенным выше формулам в абсолютной системе координат, после чего переводится в гринвичскую систему координат.

Интегрирование ведется с шагом в шестьдесят секунд.
Кроме того, вычисляются координаты, и скорости на начало каждого витка, для этого применяется интерполяция методом Адамса четвёртого порядка.

Данная методика позволяет получить прогноз движения спутника с высокой точностью на достаточно большой промежуток времени.


Отклики на это сообщение:

Привожу ссылку на учебное пособие МАИ.
Материалы этой ссылки полезны всем, кого интересуют проблемы прогнозирования КА по высокоэллиптическим орбитам.
=== 2004 МАИ каф. 604



11-я Международная конференция
«АВИАЦИЯ И КОСМОНАВТИКА – 2012

Тезисы докладов
Москва, МАИ
13 - 15 ноября 2012 г.

Разработка математических методов и алгоритмов матрицы планирования включения бортовой спецаппаратуры космического аппарата дистанцио зондирования Земли
Краснухин А.А., Пунтус А.А.
МАИ, г. Москва

В данной работе разрабатываются математические методы расчѐта параметров матрицы планирования включения бортовой специальной аппаратуры космического аппарата дистанционного зондирования земли.

В отличие от своих предшественников, которые могли отклоняться от центра масс лишь по одной оси, перспективные аппараты имеют возможность программного управления движением вокруг центра масс по трѐм осям, что существенно расширяет круг задач, решаемых такими космическими аппаратами, но вместе с тем повышает сложность планирования, делая невозможным эффективное целевое применение аппарата дистанционного зондирования земли без использования математических методов моделирования и оптимизации.

Космический аппарат размещается на солнечно-синхронной орбите, и проходит над любой точкой земной поверхности приблизительно в одно и то же местное время, что также позволяет наиболее полно обеспечить зарядку электрических батарей.

Для прогнозирования движения спутника применяется математическая модель движения, основанная на модели соответствующего геопотенциала и стандартной модели атмосферы, с учетом притяжения Луны и Солнца.

В математической модели движение по солнечно синхронной орбите описывается системой дифференциальных уравнений в геоцентрической прямоугольной системе координат. Для численного интегрирования системы дифференциальных уравнений по известным начальным условиям движения космического аппарата в качестве основного метода интегрирования применяется метод Адамса, а в качестве вспомогательного для расчѐта разгонных точек метода Адамса и для расчѐта положения изделия на произвольный момент времени используется метод Рунге-Кутта.

В работе осуществляется построение трасс полѐта и полос обзора космического аппарата. Приводится разработанный алгоритм расчѐта параметров матрицы планирования, основанный на сегментации полосы обзора для определения начального приближения времени наблюдения объекта. Для расчѐта временного диапазона наблюдения объекта приводится разработанный алгоритм определения времени выхода на заданный тангаж. В работе приводятся формулы для расчѐта освещенности, линейного разрешения на местности с которым будет осуществляться съѐмка объекта, углов ориентации космического аппарата.

Данная методика позволяет наиболее полно и эффективно использовать возможности перспективных аппаратов.


Физика в анимациях - Купить диск - Тесты по физике - Графики on-line

Реклама:
Rambler's Top100