Влияние непостоянства аэродинамического момента на движение космических аппаратов в режиме гравитационной стабилизации

Общая и прикладная механика Вестник Нижегородского университета им. Н.И. Лобачевского, 2011, № 4 (2), с. 225-227

УДК 629.78

ВЛИЯНИЕ НЕПОСТОЯНСТВА АЭРОДИНАМИЧЕСКОГО МОМЕНТА НА ДВИЖЕНИЕ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ В РЕЖИМЕ ГРАВИТАЦИОННОЙ СТАБИЛИЗАЦИИ

© 2011 г. А.И. Маслова, А.В. Пироженко

Институт технической механики НАН Украины и Национального космического агентства Украины, Днепропетровск

Maslova_anjyta@mail.ru

Поступила в редакцию 16.05.2011

Рассмотрено движение гравитационно-стабилизированных спутников относительно центра масс на высотах 550-750 км под действием переменного аэродинамического момента. Непостоянство аэродинамического момента обусловлено изменениями плотности атмосферы при движении спутника по орбите, зависимостью аэродинамического момента от ориентации спутника относительно набегающего потока и вращением атмосферы.

Ключевые слова: гравитационно-стабилизированный космический аппарат, аэродинамический момент, движение относительно центра масс.

Повышение точности стабилизации углового движения является важной задачей создания платформ космических аппаратов (КА). Ее решение предполагает тщательный анализ условий функционирования спутников и принятие обоснованных конструктивных решений, необходимых для обеспечения требуемой точности. Поэтому при разработке систем стабилизации является важным анализ влиянии одного из основных возмущающих воздействий на орбитах с высотами до 800 км — аэродинамического воздействия.

Исследованиям движения спутника под действием гравитационного и аэродинамического моментов посвящено множество работ. В работах

В.А. Сарычева, В.В. Сазонова, В.М. Ковтуненко и др. указывалась необходимость учета в угловом движении КА как непостоянства плотности атмосферы при орбитальном движении, так и изменений ориентации КА относительно набегающего потока. Однако к настоящему времени системные исследования этих вопросов не были выполнены.

В [1] авторами была разработана модель аэродинамического момента, позволяющая выполнить анализ влияния переменности аэродинамического момента на динамику КА с гравитационной системой стабилизации (ГСС). ГСС представляет собой прикрепленную к КА штангу с гравитационным грузом на конце. В [2] были исследованы закономерности движения КА в плоскости круговой орбиты. Исследова-

лось движение КА в режиме гравитационной стабилизации, т. е. в таком режиме, при котором продольная ось КА движется в окрестности местной вертикали и амплитуды колебаний невелики. Показано, что в силу близости частот орбитального движения и колебаний спутника относительно центра масс (низкой динамической жесткости) вынужденные колебания КА из-за переменности плотности атмосферы могут быть весьма существенны и в несколько раз превосходить отклонения КА при стационарной плотности.

Представлена модель аэродинамического момента, учитывающая его непостоянство, и результаты исследований влияния переменности аэродинамического момента на пространственное движение осесимметричного КА с ГСС на кеплеровых круговых орбитах.

Моделирование аэродинамического момента

Рассматривается непостоянство аэродинамического момента на высотах 550—750 км, ко -торое обусловлено изменениями плотности атмосферы при движении спутника по орбите, зависимостью аэродинамического момента от ориентации спутника относительно набегающего потока и вращением атмосферы. Учитываются изменения плотности по орбите, обусловленные суточным эффектом распределения плотности атмосферы и изменениями высоты орбиты в силу несферичности гравитационного

поля Земли.

Аэродинамический момент, действующий на КА с ГСС, моделируется следующим образом [1]:

М° = Я0(1 + Са COS Р)<?Ь т ,

где а0 — постоянный коэффициент, характеризующий среднее аэродинамическое воздействие на КА; ca — постоянный коэффициент, характеризующий переменность аэродинамического момента в зависимости от ориентации КА к набегающему потоку; в — угол между продольной осью КА и вектором скорости КА относительно потока; q = р V2/2 — скоростной напор, р — плотность атмосферы, V = |V|, V — скорость КА относительно потока; bm — орт, сонаправленный kxeV , где k — орт продольной оси КА, направленный от Земли, eV = V/V

Плотность атмосферы р при движении КА по орбите описывается следующим образом [1]: “ 3 “

Р= b0 1+Z b n cos(n(a0t + fn ) = b0(1 + px

_ n= 1 _

где b0 — средняя на орбите плотность атмосферы; bn , fn — коэффициенты, характеризующие распределение плотности при движении КА по орбите; —0 — угловая скорость орбитального движения; t — время; p характеризует переменность плотности атмосферы на орбите.

Для рассматриваемых высот предполагается, что атмосфера полностью увлекается вращением Земли. Тогда можно записать

eV = e1F + e2e cos u, V = —0R 1 — 2—^cos i,

V —0

где e: , e2 — орты осей Ox и Oy орбитальной системы координат Oxyz (ось Ox направлена по трансверсали к орбите, ось Oz — по радиусу-вектору КА R, ось Oy добавляет систему до правой прямоугольной); V = (—0R —— ЗЛ cosi)/V — постоянная величина, близкая к единице; R = = |R|; —З — угловая скорость вращения атмосферы; i — наклонение орбиты; e = (—З/ —0)sin i — малая величина; u — аргумент широты.

Результаты исследований

Исследования пространственных малых ко -лебаний КА, в отличие от классических работ, проводятся с учетом смещенности квазистаци-онарного положения оси симметрии КА. Это положение определяется равенством гравитационного и квазистационарного аэродинамического моментов.

Для построения скалярных уравнений пространственного движения осесимметричного

спутника относительно центра масс уравнение изменения кинетического момента проектируется не на оси связанной с телом системы координат (как при выводе динамических уравнений Эйлера), а на оси полусвязанной системы координат (одна ось которой совпадает с осью симметрии КА, а другая лежит в плоскости орбиты). При этом используется известное свойство осесимметричного тела, что оси любой прямоугольной системы координат, одна ось кото -рой лежит на оси симметрии, будут главными осями инерции тела. Такой подход к построению уравнений движения известен в теории динамики твердого тела и применялся, в частности, при исследовании движения твердого тела в случае Лагранжа. В рассматриваемом случае движения этот подход особенно удобен, поскольку гравитационный и аэродинамический моменты не влияют на вращение КА относительно оси симметрии и не зависят от поворота спутника относительно этой оси. Учет этого факта позволил достаточно просто построить скалярные уравнения движения, которые удобны для проведения линеаризации в случае смещенности квазистационарного положения КА.

Показано, что малые колебания КА в плоскости орбиты не зависят от поперечных колебаний и описываются уравнением, с высокой точ -ностью совпадающим с уравнением малых колебаний, полученным при исследовании движения КА в плоскости орбиты [2]. Показано, что поперечные колебания КА так же, как и колебания в плоскости орбиты, описываются уравнением типа Хилла с периодической правой частью.

Проведен анализ возможности возникновения резонансов в движении КА с ГСС и показано, что в поперечных колебаниях КА возможен линейный и параметрические резонансы. Их причинами могут быть как колебания КА в плоскости орбиты, так и переменность плотности атмосферы, ее вращение и смещение квазистационарного положения оси симметрии КА.

Построено приближенное аналитическое решение уравнения малых поперечных колебаний в нерезонансном случае. Показано, что в нерезонансных случаях амплитуда вынужденных аэродинамических поперечных колебаний КА значительно меньше амплитуды колебаний в плоскости орбиты.

Список литературы

1. Маслова А.И., Пироженко А.В. К моделированию аэродинамического момента, действующего на спутник // Космические исследования. 2010. Т. 48, №4.

С. 371-379. гравитационно-стабилизированного КА в плоскости

2. Маслова А.И., Пироженко А.В. Влияние пере- круговой орбиты // Техническая механика. 2009. № 3. менности аэродинамического момента на динамику С. 87-97.

THE EFFECT OF THE AERODYNAMIC MOMENT INSTABILITY ON THE SPACECRAFT MOTION IN THE GRAVITATIONAL-STABILIZATION MODE

A.I. Maslova, A.V. Pirozhenko

The motion of a gravity-stabilized spacecraft relative to the centre of the mass at the height of 550-750 km under the action of variable aerodynamic moment is considered. The variability of the moment is conditioned by atmospheric density changes in the orbit, dependence of the aerodynamic moment on the spacecraft orientation relative to the incident flow, and rotation of the atmosphere.

Keywords: gravity-stabilized spacecraft, aerodynamic moment, motion relative to the center of mass.