علوم و فناوری فضایی

علوم و فناوری فضایی

طراحی مسیر رفت و برگشتی به نقطة لاگرانژی L1 سیستم زمین- ماه

نویسندگان
چکیده
در این مقاله به طراحی مسیر رفت از مدار پارک زمینی به مدار هاله‌ای حول نقطة لاگرانژی سیستم زمین- ماه و مسیر بازگشتی آن از مدار هاله‌ای به زمین پرداخته شده است. از نکات مهم در طراحی مسیر در مسئله سه جسم، برآورده شده قیدها و شرایط مرزی در ابتدا و انتهای مسیر است، لذا با یک مسئله با شروط مرزی مواجه هستیم. قیدهای درنظر گرفته شده در این مقاله، شامل ارتفاع، عمود بودن بردار موقعیت بر بردار سرعت به منظور کاهش تغییر سرعت مورد نیاز جهت انتقال مداری و زاویة مسیر پرواز مشخصی است.به واسطة دینامیک پیچیدة مسئله سه جسم و نیز به جهت ارضای این قیود و طراحی مسیر مناسب، از روش پرتابه‌ای چندگانه مبتنی بر تصحیح دیفرانسیلی استفاده شده است.
کلیدواژه‌ها

[1] Lo, M. W. and Ross, S. D., “The Lunar L1 Gateway: Portal to the Stars and Beyond,” AIAA Space 2001 Conference, August 28-30, 2001.
[2] Farquhar, R.W., The Control and Use of Libration Point Satellites, (Ph.D. Thesis), Department of Aeronautics and Astronautics, Stanford University, 1968.
[3] Howell, K. C., “Three-Dimensional, Periodic, Halo, Orbits,” Celestial Mechanics, Vol. 32, Issue 1, 1984, pp 53-71.
[4] Amario, L. A., Minimum Impulse Three-Body Trajectories, (Ph.D. Thesis), Department of Aeronautics and Astronautics, Massachusetts Institue of Technology, Cambridge, Massachusetts, 1973.
[5] Koon, W., Marsden, J. Lo, M. and Ross, S. “Constructing a Low Energy Transfer between the Jovian Moons, Contemporary Mathematics, Vol. 292, 2002, pp.129-146.
[6] Mains, D. L., Transfer Trajectories from Earth Parking Orbits to L1 Halo Orbits. (M.Sc. Thesis), School of Aeronautics and Astronautics, Purdue University, 1993.
[7] Barden, B. T., Using Stable Manifolds to Generate Transfers in the Circular Restricted Problem of Three Bodies, (M. Sc. Thesis), School of Aeronautics and Astronautics, Purdue University, 1994.
[8] Howell, K. C., Guzman, J. J. and Anderson J. P., “Trajectory Arcs with Lunar Encounter for Small Amplitude L2 Lissajous Orbits,” Advances in the Astronautical Sciences, Vol. 108, Part II, pp. 1481-1502, 2001.
[9] Rausch, R. R., Earth to Halo Orbit Transfer Trajectories, (M. Sc. Thesis), School of Aeronautics and Astronautics, Purdue University, 2005.
[10] Alessia E. M., Gomeza, G., Masdemont, J. J. “Two-Manoeuvres Transfers Between LEOs and Lissajous Orbits in the Earth–Moon System,” Advances in Space Research, Vol. 45, May 2010, pp 1276-1291.
[11] Jafari Nadoushan, M., Pourtakdoust, S. H., “Modeling Halo Orbits and the Associated Manifolds in the RCTBP,” Journal of Space Science and Technology (JSST), Vol. 3, No.1 & 2, Spring and Summer 2010, pp. 75-80 (In Persian)
[12] Koon, W. S., Lo, M., Marsden, W. J. E., Ross, S. D., “Dynamical Systems, the Three-Body Problem and Space Mission Design,” International Conference on Differential Equations. Control and Dynamical Systems pdf Version, 2006, pp. 1167-1181, Available, [On line]: http://resolver.caltech.edu/CaltechAUTHORS:20100630-152103628.
[13] Perko, L., Differential Equations and Dynamical Systems, Springer, 3rd Edition, 2001.
[14] Marchand, B., Howell, K., and Wilson, R., “An Improved Corrections Process for Constrained Trajectory Design,” in the n-Body Problem,” Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 44, No. 4, 2007, pp. 884-897.

  • تاریخ دریافت 05 اسفند 1392
  • تاریخ بازنگری 16 بهمن 1402
  • تاریخ پذیرش 31 فروردین 1395
  • تاریخ اولین انتشار 31 فروردین 1395