ارزیابی مانور انتقال به مدار زمین ثابت با استفاده از جاذبة ماه

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 کارشناس ارشد هوافضا / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر

2 عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر

3 دکتری هوافضا / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر

چکیده

از جمله مهم­ترین کاربردهای مأموریت­های فضایی استفاده از ماهواره­ در مدار زمین ثابت است. با توجه به اینکه برخی پایگاه­های پرتاب از عرض جغرافیایی بالایی برخوردارند، هزینة زیادی برای صفرکردن زاویة میل مدار مورد نیاز است. روش­های متنوعی برای از بین بردن زاویة میل مداری وجود دارد. یکی از آنها استفاده از میدان جاذبه ماه است تا بخشی از انرژی مورد نیاز برای تصحیح زاویة میل توسط جاذبة ماه تأمین گردد. در این پژوهش به بررسی و شبیه­سازی روش­های معمول انتقال ماهواره از مدار پارکینگ به مدار زمین ثابت و سپس به مقایسة این روش­ها با روش استفاده از جاذبة ماه برای یک نمونه مأموریت پرداخته شده است. شبیه­سازی­ها به‌صورت تحلیلی و عددی بر اساس مسئلة دو جسم انجام گرفته و اغتشاشات طبق روش کاول به معادلات افزوده شده است. برای اعتبارسنجی نتایج نیز از نرم‌افزار STK استفاده شده است. نتایج نشان می‌دهد که پارامترهای مدار پارکینگ تأثیر بسزایی در مقدار انرژی مورد نیاز و همچنین بهینگی روش ارائه‌شده دارد.

کلیدواژه‌ها

عنوان مقاله [English]

Evaluating of the transfer maneuver to geostationary orbit using lunar gravity

نویسندگان [English]

  • Erfan Beygi 1
  • Reza Esmaeilzadeh 2
  • Amir Hosein Adami 3
1 Scholar, Aerospace Engineering / Department ,Malek Ashtar University of Technology
2 Assistant Professor / Aerospace Engineering Department ,Malek Ashtar University of Technology
3 Ph.D. in Aerospace Engineering / Aerospace Engineering Department ,Malek Ashtar University of Technology
چکیده [English]

The use of satellite in the geostationary orbit is one of the most important applications of the space missions. The limitation of earth latitude in the launch sites demands higher cost for inclination correction if geostationary orbit is the target orbit. Various methods such as Hohmann transfer have been developed to meet this requirement. Using the lunar gravity field, as an approach to force the inclination becomes zero, has been investigated in this paper. The required equations for design such mission is derived focusing on the earth-moon system and principle of the gravity assist an efficient algorithm is introduced for orbital maneuver based on two body problem and lunar flyby. In this research the proposed method and prevalent methods for a case study have been introduced and have been compared. It is shown that orbital elements of the parking orbit affect the required energy and efficiency of the proposed method.

کلیدواژه‌ها [English]

  • geostationary orbit
  • earth - moon system
  • lunar flyby
  • orbital maneuver

مراجع

[1] E. Beygi, Transfer to geostationary orbit with Lunar gravity assist, Master thesis, Space Research Institute, 2014. (in Persian)
[2] Cesar A. Ocampo, Trajectory Analysis for the Lunar Flyby Rescue of AsiaSat-3/HGS-1, The University of Texas at Austin, Austin, Texas, USA, 2005.
[3] Cesar A. Ocampo, Transfers to Earth centered orbits via lunar gravity assist, Acta Astronautica, vol. 52, pp. 173-179, 2003.
[4] A. F. B. d. A. Prado, Study of the inclination change in three-dimensional swing-by trajectories, Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais - São José dos Campos, Jan 2000.
[5] A. F. B. d. A. Prado, A classification of swing-by trajectories using the Moon, Av. dos Astronautas 1758 São José dos Campos SP 12227-010 Brazil, Nov 1995.
[6] A. F. B. d. A. Prado, a study of the gravitional capture in the Earth-Moon system, Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais - São José dos Campos - SP - 12227-010.
[7] A. F. B. d. A. Prado, An analytical description of the close approach maneuver in three dimensions, Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais -INPE  -Brazil São José dos Campos - SP - 12227-010 -Brazil, Jan 2000.
[8] Karla DE Souza Torres, A. F. B. A. Prado, Changing inclination of Earth satellites using the gravity of the Moon, Hindawi Publishing Corporation Mathematical Problems in Engineering, OI10.1155/MPE/2006/13690,2006.
[9] N. M. Abbasi, LEO to GEO orbit design project report, 2003.
[10] H. D. Curtis, Orbital Mechanics for Engineering Students, Florida, Embry -Riddle Aeronautical University Daytona Beach, 2010
[11] V. V. Ivashkin, N. N. Typitsyn, Use of the Moon’s gravitational Field to inject a space vehicle into a stationary Earth-satellite orbit, Cosmic Res vol. 9, no. 2, pp. 163–172, 1971.
[12] F. Graziani, M.M. Castronuovo, P. TeoBlatto, Geostationary orbits from mid-latitude launch sites via lunar gravity assist, Proceedings of the Goddard Spaceflight Center Symposium on Spaceflight Dynamics, AAS Article, pp. 93–289, March 1993.
[13] E. G. Oliver Montenbruck, satellite orbit, Springer, 2001.
[14] R. H. Battin, A Introduction to the Mathematics and Methods of Astrodyvamics, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2001.
[15] J. T. Betts, Practical Methods for Optimal Control and Estimation Using Nonlinear Programming, Philadelphia, Society for Industrial and Applied Mathematics (SIAM), 2010.
[16] W. M. Folkner, J. G. Williams, D. H. Boggs, The Planetary and Lunar Ephemeris DE 421, JPL IOM 343R-08-003, March-2008.
[17] Peter H. Zipfel, Modeling and Simulation of Aerospace Vehicle Dynamics, 2nd ed., AIAA, 2007.
[18] https://www.mathworks.com (accessed Dec 20, 2018).
[19] satellite tool kit (STK) help, B-Plane Targeting.

فایل ها

هم رسانی

ارجاع به این مقاله

آمار