Relative control of an ion beam shepherd satellite using the impulse compensation thruster

mentioning

confidence: 99%

Synthesizing an algorithm to control the angular motion of spacecraft equipped with an aeromagnetic deorbiting system

Алпатов¹,

Khoroshylov²,

Lapkhanov³

2020

“…The issues related to the process of de-orbiting using directional ion radiation are considered in works [31][32][33][34]. An analysis of the concept of building a de-orbiting means that brakes an object using directional ion radiation is given in [31].…”

Section: Literature Review and Problem Statementmentioning

confidence: 99%

Development of the combined method to de-orbit space objects using an electric rocket propulsion system

Golubek

Dron

Dubovik

et al. 2020

A method has been developed for the combined de-orbiting of large-size objects of space debris from low-Earth orbits using an electro-rocket propulsion system as an active de-orbiting means. A principal de-orbiting technique has been devised, which takes into consideration the patterns of using an electric rocket propulsion system in comparison with the sustainer rocket propulsion system. A procedure for determining the parameters of the de-orbiting scheme has been worked out, such as the minimum total speed and the time of the start of the de-orbiting process, which ensures its achievement. The proposed procedure takes into consideration the impact exerted on the process of the de-orbiting by the ballistic factor of the object, the height of the initial orbit, and the phase of solar activity at the time of the de-orbiting onset. The actual time constraints on battery discharge have been accounted for, as well as on battery charge duration, and active operation of the control system. The process of de-orbiting a large-size object of space debris has been simulated by using the combined method involving an electro-rocket propulsion system. The impact of the initial orbital altitude, ballistic coefficient, and the phase of solar activity on the energy costs of the de-orbiting process have been investigated. The dependences have been determined of the optimal values of a solar activity phase, in terms of energy costs, at the moment of the de-orbiting onset, and the total velocity, required to ensure the de-orbiting, on the altitude of the initial orbit and ballistic factor. These dependences are of practical interest in the tasks of designing the means of the combined de-orbiting involving an electric rocket propulsion system. The dependences of particular derivatives from the increment of a velocity pulse to the gain in the ballistic factor on the altitude of the initial orbit have been established. The use of these derivatives is also of practical interest to assess the effect of unfolding an aerodynamic sailing unit

“…To calculate the opening frequency of the screen capsules and the PM rotation with the help of micro stepper motors, it is proposed to use the nonlinear control law and the pulse width modulator (PWM). In turn, the pulse width is calculated by the formula [29,30]:…”

Section: Investigation Of the Amds Efficiency When Applying The Discrmentioning

confidence: 99%

Development of the aeromagnetic space debris deorbiting system

Lapkhanov

Khoroshylov

2019

Розглянуто можливість створення аеромагнітної системи відведення об'єктів космічного сміття з низьких навколоземних орбіт. Особливістю конструкції даної аеромагнітної системи відведення є застосування магнітних органів керування відносним положенням аеродинамічного елементу з використанням постійних поворотних магнітів, що екрануються за допомогою спеціальних капсул екранів зі створами. Слід зазначити, що ця система пропонується для аеродинамічно нестійких космічних апаратів. Також, для аналізу працездатності і переваг застосування аеромагнітної системи відведення з постійними магнітами було запропоновано відповідний дискретний закон керування магнітними органами. Керування відносним положення аеродинамічного елементу в орбітальній системі координат здійснюється з метою орієнтації і стабілізації його перпендикулярно до динамічного потоку атмосфери, що набігає. Проведене математичне моделювання орбітального руху космічного апарату під час відведення за допомогою аеромагнітної системи з постійними магнітами з різних орбіт. Було визначено, що при здійсненні стабілізації аеродинамічного елементу перпендикулярно до вектору динамічного потоку атмосфери, що набігає, час відведення зменшується на 25 % у порівнянні з неорієнтованим пасивним відведенням. Однак ця перевага у часі відведення властива лише для аеродинамічних елементів, площа Міделя яких значно більша за четверту частину площі повної поверхні. Так, слід зазначити, що проектування аеромагнітних систем відведення доцільно лише із використанням аеродинамічних вітрильних елементів, що розгортаються, і зовсім не є ефективним для великих надувних елементів. Таким чином, розробка аеромагнітної системи відведення об'єктів космічного сміття з органами керування на постійних магнітах розширює межі ефективного застосування аеродинамічних вітрильних систем. В свою чергу, застосування магнітних органів з постійними магнітами дає новий напрямок для подальших досліджень керування орієнтацією великогабаритних космічних систем при мінімальних витратах палива та бортової енергії Ключові слова: аеромагнітна система відведення, постійні магніти, космічний апарат, дискретний закон керування