Использование вращающейся электродинамической тросовой системы для изменения параметров орбит космических аппаратов и систем

Abstract

Известны много полезных применений космических электродинамических тросовых систем (ЭДТС): удаление космического мусора, транспортные операции, изменение параметров орбит космических аппаратов (КА) и т. д. В настоящей работе анализируется возможность использования вращающейся ЭДТС для изменения орбитальных параметров КА и систем. Преимуществом вращающейся ЭДТС является устойчивость ее движения при действии возмущений. Тем не менее, при вращении проводящего троса в магнитном поле сила Лоренца постоянно меняет свое направление, что ведет к необходимости разработки специальных методов управления, обеспечивающих заданное изменение орбитальных параметров системы. В работе предложены законы управления для изменения большой полуоси и эксцентриситета орбиты, которые учитывают изменение пространственного положения троса. Для изменения большой полуоси ток регулируется по закону косинуса. Для изменения эксцентриситета орбиты бортовые источники энергии обеспечивают заданную величину тока, когда система находится вблизи апогея и перигея орбиты. Результаты моделирования показывают, что предлагаемые законы позволяют изменять параметры орбиты, обеспечивая их приведение к заданным значениям. Spinning electrodynamic tether system (SEDT) is known to be promising in many applications, including space debris removal, transportation missions, changing orbital parameters of spacecrafts and so on. Feasibility of SEDT for changing orbital parameters of spacecrafts and systems are analyzed in this paper. The main advantage of SEDT is the stability of its movement under the action of perturbations. However, when the conductive tether spins in a magnetic field, the Lorentz force constantly changes its direction, which leads to the need to develop special control methods that ensure desired change in the orbital parameters of the system. In this paper, control laws are proposed for changing the semi-major axis and the eccentricity of the orbit, which take the change of tether spatial position into account. To change the semi-major axis, the current is regulated by the law of cosine. To change the eccentricity of the orbit, the onboard power system provides a given amount of current when the system is near the apogee and perigee of the orbit. The numerical results show that the proposed laws enable SEDT to change the parameters of the orbit to the desired values.