Effects Analysis of Frozen Conditions for Spacecraft Relative Motion Dynamics

هدف اين تحقيق، تحليل كاربرد موثر مدارهاي زميني خاص در مدل‌سازي مسيله ديناميك نسبي بين دو فضاپيما و نقش آنها در كاهش محسوس مانورهاي تصحيح مدار در مدت زمان يك ماموريت مداري نسبي مي‌باشد. يكي از چالش‌ها در پياده‌سازي اين حركات، حفظ شرايط نسبي بين دو وسيله بوده كه بيشتر به علت ناهمگن بودن زمين دچار اغتشاشات (هارمونيك منطقه‌اي J2 و J3) ‌مي‌گردد. جنبه‌هاي معيني از شكل هندسي مدار مي‌تواند عملا در بازه وسيعي از زمان ثابت بمانند كه اين ناشي از پديده‌اي طبيعي تحت عنوان مدار منجمد مي‌باشد. از جمله المان‌هاي مداري ثابت در اين پديده مي‌توان به نرخ آرگومان حضيض (?) و خروج از مركز (e) اشاره نمود. نتايج شبيه سازي صورت گرفته، اهميت بكارگيري شرايط مدارهاي منجمد در بحث مدل‌سازي ديناميك نسبي، نقش موثر آن در كاهش خطاي موقعيت نسبي و بالطبع افزايش عملكرد سيستم را بازگو مي‌نمايد. در همين راستا، متدي عرضه شده، كه مشخص مي‌سازد كه آيا شرايط مدار هيل با توجه به تفاوت‌هاي اوليه در ميزان خروج از مركز و آرگومان حضيض براي دو فضاپيما رعايت خواهد شد. با بكارگيري شرايط منجمد در ديناميك حركت نسبي، ميزان پيشران موردنياز فضاپيما جهت مانورهاي تصحيح مدار ناشي از اغتشاشات هارمونيك در طي يك دوره مداري يكساله ميتواند بطور محسوس كاهش داده شود.

The purpose of this rersearch is to analyze the effective application of particular earth orbits in dynamical modeling of relative motion problem between two spacecraft. One challenge in implementing these motions is maintaining the relations as it experiences orbital perturbations (zonal harmonics J2 and J3), notably due to the Earth’s oblateness. Certain aspects of the orbital geometry can remain virtually fixed over extended periods of time due to a natural phenomenon called a frozen orbit. Specifically, the elements of the orbital geometry that can remain fixed are the argument of perigee (?) and eccentricity (e). Simulation results show that, using frozen orbits phenomenon results in considerable propellant saving and performance duration a relative orbital mission is preferable. In this regard, an method is developed that determines if the relative orbit conditions will be met given the initial differences in frozen orbit elements (argument of perigee and eccentricity) for each of two spacecraft. Using the frozen conditions in relative motion dynamics can be reduced the amount of required propellant for orbit correction manoeuvres due to the harmonic perturbations over the course of a year.