کد مقاله کد نشریه سال انتشار مقاله انگلیسی نسخه تمام متن
8055812 1519912 2018 9 صفحه PDF دانلود رایگان
عنوان انگلیسی مقاله ISI
Combined high and low-thrust geostationary orbit insertion with radiation constraint
ترجمه فارسی عنوان
جابجایی مدار مختصات کم و زیاد با محدودیت تابش
کلمات کلیدی
درج مدار، محدودیت تابش، تجزیه و تحلیل ماموریت تحلیل سیستم، نیروی هیبریدی،
ترجمه چکیده
استفاده پیوسته از سیستم نیروی محرکه الکتریکی در ترکیب با یک سیستم نیروی محرکه بالا برای کاربرد در مورد مسئله ورود به مدار دوردست بهینه مامور در نظر گرفته می شود، در حالی که با توجه به محدودیت های شار لحظه ای و تابش. چنین استفاده می شود که در مقایسه با یک انتقال معادل با راننده معادل، صرفه جویی در انبوه مخزن را ارائه می دهد. این صرفه جویی در جابجایی پروانه ای افزایش می یابد به عنوان زمان انتقال قابل قبول افزایش می یابد، و به عنوان محوری از سیستم رانش کم افزایش می یابد، با فرض پدیده خاص ثابت. یافته شده است که مانور تغییر مقطع مورد نیاز بیشترین نیروی رانندگی است که توسط سیستم رانش بالا انجام می شود. در مقایسه با یک انتقال معادل رانش تنها، مسیر یابی مطلوب در موتور به طور قابل توجهی افزایش می یابد. با این وجود، جریان شار الکتریکی را می توان با افزایش میزان مصرف سوخت دیزلی بالا، در حالی که هنوز یک قطعه توده ای بهبود یافته ارائه می دهد، به یک مقدار مشابه با مقدار کاهش می یابد.
موضوعات مرتبط
مهندسی و علوم پایه سایر رشته های مهندسی مهندسی هوافضا
پیش نمایش مقاله
جابجایی مدار مختصات کم و زیاد با محدودیت تابش
چکیده انگلیسی
The sequential use of an electric propulsion system is considered in combination with a high-thrust propulsion system for application to the propellant-optimal Geostationary Orbit insertion problem, whilst considering both temporal and radiation flux constraints. Such usage is found to offer a combined propellant mass saving when compared with an equivalent high-thrust only transfer. This propellant mass saving is seen to increase as the allowable transfer duration is increased, and as the thrust from the low-thrust system is increased, assuming constant specific impulse. It was found that the required plane change maneuver is most propellant-efficiently performed by the high-thrust system. The propellant optimal trajectory incurs a significantly increased electron flux when compared to an equivalent high-thrust only transfer. However, the electron flux can be reduced to a similar order of magnitude by increasing the high-thrust propellant consumption, whilst still delivering an improved mass fraction.
ناشر
Database: Elsevier - ScienceDirect (ساینس دایرکت)
Journal: Acta Astronautica - Volume 142, January 2018, Pages 1-9
نویسندگان
, ,