طراحی مدار انتقال LEOبه ماه با استفاده از نقاط لاگرانژی سیستم زمین- ماه در حضور اغتشاشات

نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

1 عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک‌اشتر

2 دانشجوی کارشناس ارشد / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک‌اشتر

چکیده

در این مقاله با استفاده از دینامیک مسئله سه جسم و نقاط لاگرانژی سیستم زمین- ماه، به بررسی مسیرهای بهبودیافته در حضور اغتشاشات برای رسیدن از یک مدار LEO به مداری در نزدیکی ماه به نام لونار پرداخته شده است. برای این منظور، نقطه لاگرانژی L1 در سیستم مزبور به دلیل موقعیت مناسب، نقش واسطه را برای انتقال مورد نظر ایفا می کند، بدین صورت که ابتدا معادلات حرکت سه جسم محدود برای رسیدن از مدار LEO به مجاورت L1 و سپس برای رفتن از مدار لونار به L1 حل می گردد، در نهایت از ویژگی مدارهای پریودیک حول L1، برای اتصال دو مسیر استفاده می‌شود تا مسیر یکپارچه مورد نظر حاصل شود. در ادامه و به منظور نزدیک شدن به شرایط واقعی مسئله، مدل اغتشاشات نیز به معادلات حرکت مسئله سه جسم محدود اضافه می‌گردند تا تأثیر آن در نتایج حاصله مورد بررسی قرار گیرد. نتایج شبیه سازی نشان می دهد که ایمپالس مورد نیاز جهت انتقال مورد نظر، حتی در حضور اغتشاشات نیز بهتر از روش هوهمان بدست می‌آید.

کلیدواژه‌ها

عنوان مقاله [English]

Transfer orbit design of LEO to moon using earth-moon system lagrangian points in the presence of disturbances

نویسندگان [English]

  • Reza Zardashti 1
  • Hossein Kordjazi 2
  • Ebrahim Saboori Darabi 2
1 Assistant Professor, Aerospace Engineering Department, Malek Ashtar University of Technology
2 Graduated Student, Aerospace Engineering Department, Malek Ashtar University of Technology
چکیده [English]

In this paper, an improved trajectory design to reach LEO orbit to an orbital near the moon called Lunar is investigated in the presence of disturbances using Lagrangian points of the Earth-Moon system. For this purpose, the Lagrangian L1 point in the system, due to its proper position, plays the role of the mediator for the desired transfer, so that, first, the equations of motion of three finite objects to reach the LEO orbit to the adjacency of L1 and then to go to the Lunar orbit L1 is solved, eventually the periodic orbits around L1 are used to connect two trajectories to achieve the desired trajectory. In the following, the disturbance model is also added to the equations of motion of the restricted 3-body problem in order to evaluate its effect on the results. The simulation results show that the required impulse is better than the Hohmann transfer method even in the presence of disturbances.

کلیدواژه‌ها [English]

  • restricted three body problem
  • lagrangian points
  • earth-moon system
  • improved trajectories
  • disturbances

مراجع

[1] Curtis, H.D.: Orbital Mechanics for Engineering Students 3thed, New York:McGraw-Hill, 2010.
[2] Koon, Wang sang, Martin, W.Lo, Marsden, Jerrold E., Dynamical Systems, the Three Body Problem and Space Mission Design, 2006.
[3]SabooriDarabi,E., Zardashti,R., Kordjazi,H., Esmaeli,M.: stability of Lagrangian Points in Sun-Earth system & RTBP, April, 2016. (In Persian)
[4] Parker, Jeffrey S.: Families of Low- Energy Lunar Halo Transfers, AAS 06-132, 2006.
[5] Parker, Jeffrey S. and Born, George H.: Direct Lunar Halo Orbit Transfers, 17th AAS/AIAA Space Flight Mechanics Conference, Sedona, Arizona, 2008.
[6] Ozimek, M.T. and Howell, K.C.: Low- Thrust Transfers in the Earth- Moon system, including applications to Libration Point Orbits, AAS/AIAA Astrodaynamics Specialist Conference, Mackinac Island, 2010.
[7] Alessi, Elisa Maria, Gomez, Gerard, Masdemont, Josep J.: Two- Manoeuvers Transfers between LEOs and Lissajous Orbits in the Earth- Moon system, Advances in Space Research,Vol. 45, pp. 1276-1291, 2010.
[8] Kyle Wolma: The use of Lagrangian Points for Lunar Exploration, Settlement, and Support, ASEN 5050 Spaceflight Dynamics Final Project, 2012.
[9] Zhengtao Zhang, XiyunHou: Transfer orbits to the Earth-Moon triangular libration points, Advances in Space Research, Vol. 55 ,pp. 2899-2913, 2015.
[10] Elenna, AA. Analytical Treatment of the Earth Oblateness& Solar Radiation Pressure Effects on an Artificial Satellite I. the Equations of Motion, Mathematics & Computation, 2003.
[11] Adnan, M.SK.Razali, R., Azlin, Md. & Said, Md.: Study of Perturbation Effect on Satellite Orbit Using Cowell’s Method, School of Aerospace Engineering, 2013.
[12] Gomez,G., Llibre,J., Martinez,R., Simo,C: Dynamics and Mission Design Near Libration Points, World Scientific Publishing, 2001.
[13] Battin, Richard H.: An Introduction to the Mathematics and Methods of Astrodaynamics, AIAA education series, 2001.

فایل ها

هم رسانی

ارجاع به این مقاله

آمار