Кандидат технических наук
г. Реутов
Corresponding author: Palkin Maksim V., Ph. D.
Reutov, 143966
Аспирант
г. Москва
Представлена прикладная задача управления маневрами группы автоматических космических аппаратов (КА). К важнейшим критериям баллистического проектирования группы КА относятся максимизация срока активного существования КА группы, обеспечение заданной точности формирования конфигурации, предотвращение столкновения КА.
Предложены методы поддержания пространственной конфигурации КА различного назначения (методы "постоянного" строя, "переменного" строя, "смешанный"), выданы рекомендации по их применению.
Среди идеологий управления конфигурацией КА группового полета возможно выделить две. Первая подразумевает независимое выдерживание каждым КА группы собственных априори заданных параметров орбиты. Вторая подразумевает выделение из группы КА лидеров, задающих конфигурации для ведомых КА.
Для управления маневрами КА группы целесообразно применение подходов теории оптимального управления многообъектными многокритериальными системами.
Разработанный на основе такой теории алгоритм состоит из трех повторяющихся этапов: 1) определение текущих параметров движения КА группы; 2) выбор направления, величины и длительности импульса управления каждого активного космического аппарата на основе прогноза параметров движения КА и критериев оптимизации; 3) выдача импульсов управления.
В работе такой алгоритм адаптирован для решения задачи управления группой КА по критериям минимизации изменения конфигурации и максимизации расстояния между КА при пересечении узловых точек (точек максимального сближения орбит) по методу "переменного строя".
Алгоритм включает этапы расчета относительного положения КА группы; прогноза относительного положения КА в момент прохождения "узловой точки"; расчета для каждого КА параметров маневра, обеспечивающего максимальное относительное расстояние между КА в момент ее прохождения.
Рассмотрен модельный пример определения параметров конфигурации группы КА для решения указанной задачи.
Исследуется зависимость длительности вычислений от параметров алгоритма и числа КА группы.
Представлены рекомендации и проведен анализ возможности практического применения полученных результатов.
A problem of a formation flying satellites maneuver control is presented. Among the most important criteria for satellite formation flying control system are active period maximization, precision of the configuration, secure motion (without collisions of satellites). Several methods for group configuration are presented: periodic impulse correction of each flying satellite position formation ("continuous order"); method of a satellite positioning on non-coplanar orbits ("variable order"). Other methods include combinations of methods mentioned above. Recommendations for their application are given. Two ideologies for satellite formation flying can be presented. The first one includes independent maintenance of each satellite a priori specified orbital parameters. The second one implies specialization of satellites: leaders provide orbital parameters for following satellites. Theory of the optimal control of multiobject multi-criteria systems is supposed to be rational for the maneuver control of a group of satellites. Based on this theory algorithm consists of the following phases. On the first phase current intergroup orbiting parameters are measured. On the second phase direction, capacity and duration of the control impulse are estimated based on the forecast of satellite orbital parameters and optimization criteria. On the last phase, the thrusters are used to issue a control impulse. In the presented paper such algorithm is adopted for a task of a formation flying control based on criterion, which consists of two parts. The first part is a configuration deformation minimization. The second one is a distance maximization near orbital node. Algorithm consists of three phases. On the first phase current intergroup orbiting parameters are measured. On the second phase orbital parameters in the "nodе" points are forecasted. On the third phase control parameters are estimated. A model example is given, computational complexity for different number of satellites is determined. Recommendations for practical application of the algorithm are given.
The authors declare that there are no conflicts of interest present.