DOCSLIB.ORG

Авиационная И Космическая Техника Aerospace Engineering

Total Page：16

File Type：pdf, Size：1020Kb

Download full-text PDF Read full-text
Авиационная И Космическая Техника Aerospace Engineering Вестник РУДН. Серия: Инженерные исследования RUDN Journal of Engineering Researches 2019;20(4):267–275 journals.rudn.ru/engineeringresearches АВИАЦИОННАЯ И КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА AEROSPACE ENGINEERING DOI 10.22363/2312-8143-2019-20-4-267-275 Научная статья УДК 629.76 О движении тел на основе изменения кинетического момента Ю.Н. Разумный, С.А. Купреев Российский университет дружбы народов, Российская Федерация, 117198, Москва, ул. Миклухо-Маклая, 6 История статьи: Рассматривается управляемое движение тела в центральном грави- Поступила в редакцию: 01 ноября 2019 тационном поле без расхода массы. Показана возможность перемеще- Доработана: 15 ноября 2019 ния тела в радиальном направлении от центра притяжения за счет изме- Принята к публикации: 22 ноября 2019 нения кинетического момента относительно центра масс тела. Предло- жена схема перемещения тела с использованием системы маховиков, Ключевые слова: расположенных в одной плоскости на околокруговых орбитах с разны- движение без расхода массы, грави- ми высотами. В качестве маховиков рассматривается использование спина тационное поле, гравитация, движе- элементарных частиц. Доказано, что использование спина элементарных ние без перегрузки частиц с комптоновской длиной волны, превышающей расстояние до притягивающего центра, энергетически более выгодно, чем использова- ние импульса этих частиц для перемещения тела. Приведен расчет дви- жения с использованием гипотетических частиц (гравитонов). Выдви- нута гипотеза об излучении тел при ускоренном движении, которая находит косвенные подтверждения в звездной динамике и эксперименте с падением двух тел в вакууме. Полученные результаты могут быть использованы в экспериментах для поиска элементарных частиц с низ- кой энергией, объяснения космических феноменов и разработки транс- портных объектов на новых физических принципах. Введение * лецкий в работах [1; 2] предложил способ и мо- дель космического аппарата в виде гантели, спо- Идеи управляемого движения тела в централь- собного совершать космические перелеты меж- ном гравитационном поле без расхода массы ду компланарными орбитами без расходования выдвигались специалистами в области динамики рабочего тела. Крупногабаритная гантель распо- орбитальных тросовых систем [1–10]. В.В. Бе- лагается в пространстве по бинормали к орбите так, что центр масс ее движется по орбите, в плос- Разумный Юрий Николаевич, директор департамента механики и мехатроники кости которой находится притягивающий центр, Инженерной академии РУДН, директор Инженерной академии РУДН, доктор технических наук, профессор, академик Российской академии космонавтики имени а концевые массы находятся по разную сторону К.Э. Циолковского, академик Международной академии астронавтики; ORCID iD: https://orcid.org/0000-0003-1337-5672, eLIBRARY SPIN-код: 7704-4720. от этой плоскости. Показано, что, изменяя длину Купреев Сергей Алексеевич, профессор департамента механики и мехатроники штанги гантели, можно увеличь эксцентриситет Инженерной академии РУДН, заместитель директора по научной работе Инже- нерной академии РУДН, доктор технических наук, доцент; [email protected]; орбиты. ORCID iD: https://orcid.org/0000-0002-8657-2282, eLIBRARY SPIN-код: 2287-2902. А.В. Пироженко в работах [3; 4] приводит © Разумный Ю.Н., Купреев С.А., 2019 This work is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 схемы управления элементами орбиты за счет раз- International License личной ориентации гантели с изменяемой дли- https://creativecommons.org/licenses/by/4.0/ АВИАЦИОННАЯ И КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА 267 Razoumny Y.N., Kupreev S.A. RUDN Journal of Engineering Researches. 2019;20(4):267–275 ной штанги, в том числе рассматривается приме- что две концевые точные массы гантели соеди- нение маховиков для удержания гантели в за- нены невесомым жестким стержнем. На гантель данном положении. Предложена идея использо- действую две внешние силы притяжения и вания вращающейся орбитальной тросовой си- (рис. 1). стемы с изменяемой длиной связи, которая за- ключается в том, что за счет внутренних сил из- меняется расстояние между концевыми телами и тем самым регулируется угловая скорость вра- щения системы таким образом, чтобы в нужной ориентации система находилась дольше, чем в положении, дающем обратный эффект управле- ния. Эта идея также рассматривается В.И. Щер- баковым [5]. В работе [6] управление элементами орбит реализуется тросовой системой с периодически изменяемой длиной за счет учета неоднородно- сти поля тяготения. А.С. Поповым в работе [7] рассматривается модельная задача изменения параметров орбиты космического аппарата, представляющего собой систему из двух масс, расталкиваемых и сближа- емых периодически формируемой связью в плос- кости орбиты. В монографиях [8–10] приводятся схемы уп- Рис. 1. Движение гантели в центральном гравитационном поле [Figure1. The movement of the dumbbell равляемого движения космического аппарата за in the central gravitational field] счет применения орбитальных тросовых систем с разрывом связи. Изменение кинетического момента гантели Целью данной работы является доказательство относительно центра О равно главному мо- возможности и энергетической целесообразности менту внешних сил (теорема об изменении реализации принципа движения, основанного на кинетического момента): изменении кинетического момента. Доказательство основано на двух фактах. Во-первых, обсуждается . (1) связь между вращательным движением и радиаль- ным движением в центральном поле тяготения. Моменты сил притяжения и относи- Затем рассматривается применение спина элемен- тельно центра О равны нулю, следовательно тарных частиц и анализируются затраты энергии 0, (2) на движение тела. Представленный пример с низко- энергетическими элементарными частицами при- а кинетический момент гантели – величина водит к гипотезе излучения телами при ускорен- постоянная. ном движении. Косвенными подтверждениями вы- двинутой гипотезы служат феномены из звездной , (3) динамики и эксперимент с падением двух тел в где – вектор кинетического момента центра вакууме. масс гантели С, в котором сосредоточена вся масса гантели, относительно центра О; – век- 1. Взаимосвязь вращательного тор кинетического момента вращения гантели от- и радиального движения носительно центра масс С. В центральном поле силы тяготения существу- , (4) ет взаимосвязь вращательного движения относи- тельно центра масс и радиального движения центра. где – масса гантели; – радиус-вектор центра Рассмотрим движение твердой гантели в цен- масс гантели до притягивающего центра О; – тральном гравитационном поле. Будем полагать, вектор скорости центра масс С гантели. 268 AEROSPACE ENGINEERING Разумный Ю.Н., Купреев С.А. Вестник РУДН. Серия: Инженерные исследования. 2019. Т. 20. № 4. С. 267–275 , (5) В итоге, раскручивая маховик до некоторой угловой скорости ω, можно изменить кинетиче- где – момент инерции гантели в плоскости ский момент , а следовательно, и кинетический движения относительно центра С, центральный момент центра масс гантели С. Ограничение осевой (бинормальный) момент инерции; – на максимальное изменение обусловлено пре- абсолютная угловая скорость вращения гантели. дельной угловой скоростью вращения маховика. При отклонении гантели от местной верти- На рис. 2 представлена схема радиального пе- кали, относительно центра С возникает момент ремещения центра масс гантели С. Путем изме- сил и , стремящийся вернуть гантель в по- нения направления вращения маховиков движение ложение вдоль местной вертикали: системы возможно осуществлять вверх (рис. 2, а) и вниз (рис. 2, б). Предел перемещения ограни- 3μ sin2ε, (6) чен максимальной угловой скоростью вращения маховика. Имея группировку маховиков с разными где ε – угол между осью Сх орбитальной систе- высотами орбит в одной плоскости, возможно реа- мы координат Схyz и линией, соединяющей кон- лизовать схему передвижения встречных грузо- 3 2 цевые элементы гантели; μ 3,986 ∙ 10 м /с – потоков без расхода топлива. Для раскрутки ма- геоцентрическая гравитационная постоянная Земли. ховиков достаточно электроэнергии от источни- Максимальное значение при επ/4. ков питания (например, солнечных батарей). Однако Для сохранения заданного положения гантели под техническая реализация и эффективность орби- углом ε требуется уравновешивающий момент тальных маневров данной схемы [3; 4] уступает ( , который можно создать с исполь- маневрам по обмену кинетической энергией с при- зованием маховика. менением технологий тросовых систем [9–13]. Факт взаимосвязи вращательного движения ω ; (7) вокруг центра масс и радиального движения наблю- дается в природе. Ежегодно Луна удаляется от где – момент инерции маховика; ω – угловое Земли на 3,8 см, при этом Земля замедляет свою ускорение вращения маховика. угловую скорость вращения [14]. а б Рис. 2. Схема перемещения в радиальном направлении [Figure 2. The pattern of movement in the radial direction] АВИАЦИОННАЯ И КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА 269 Razoumny Y.N., Kupreev S.A. RUDN Journal of Engineering Researches. 2019;20(4):267–275 2. Применение спина элементарных частиц основе применения изменения кинетического мо- Элементарные частицы обладают спином (соб- мента и импульса (реактивного движения). Для ственным моментом импульса), который имеет оценки энергетических затрат на основе приме- квантовую природу и не связан с перемещением нения реактивного движения рассмотрим фотон- частицы как целого. ный двигатель, который может развить максималь- Используем в качестве маховиков элементар- но возможную для реактивного двигателя тягу в ные частицы (рис. 3). пересчете на затраченную массу перемещаемого
Load more

Recommended publications
  • Modular Spacecraft with Integrated Structural Electrodynamic Propulsion
    NAS5-03110-07605-003-050 Modular Spacecraft with Integrated Structural Electrodynamic Propulsion Nestor R. Voronka, Robert P. Hoyt, Jeff Slostad, Brian E. Gilchrist (UMich/EDA), Keith Fuhrhop (UMich) Tethers Unlimited, Inc. 11807 N. Creek Pkwy S., Suite B-102 Bothell, WA 98011 Period of Performance: 1 September 2005 through 30 April 2006 Report Date: 1 May 2006 Phase I Final Report Contract: NAS5-03110 Subaward: 07605-003-050 Prepared for: NASA Institute for Advanced Concepts Universities Space Research Association Atlanta, GA 30308 NAS5-03110-07605-003-050 TABLE OF CONTENTS TABLE OF CONTENTS.............................................................................................................................................1 TABLE OF FIGURES.................................................................................................................................................2 I. PHASE I SUMMARY ........................................................................................................................................4 I.A. INTRODUCTION .............................................................................................................................................4 I.B. MOTIVATION .................................................................................................................................................4 I.C. ELECTRODYNAMIC PROPULSION...................................................................................................................5 I.D. INTEGRATED STRUCTURAL
    [Show full text]
  • Tethers in Space Handbook - Second Edition
    Tethers In Space Handbook - Second Edition - (NASA-- - I SECOND LU IT luN (Spectr Rsdrci ystLSw) 259 P C'C1 ? n: 1 National Aeronautics and Space Administration Office of Space Flight Advanced Program Development NASA Headquarters Code MD Washington, DC 20546 This document is the product of support from many organizations and individuals. SRS Technologies, under contract to NASA Headquarters, compiled, updated, and prepared the final document. Sponsored by: National Aeronautics and Space Administration NASA Headquarters, Code MD Washington, DC 20546 Contract Monitor: Edward J. Brazil!, NASA Headquarters Contract Number: NASW-4341 Contractor: SRS Technologies Washington Operations Division 1500 Wilson Boulevard, Suite 800 Arlington, Virginia 22209 Project Manager: Dr. Rodney W. Johnson, SRS Technologies Handbook Editors: Dr. Paul A. Penzo, Jet Propulsion Laboratory Paul W. Ammann, SRS Technologies Tethers In Space Handbook - Second Edition - May 1989 Prepared For: National Aeronautics and Space Administration Office of Space Flight Advanced Program Development NASA National Aeronautics and Space Administration FOREWORD The Tethers in Space Handbook Second Edition represents an update to the initial volume issued in September 1986. As originally intended, this handbook is designed to serve as a reference manual for policy makers, program managers, educators, engineers, and scientists alike. It contains information for the uninitiated, providing insight into the fundamental behavior of tethers in space. For those familiar with space tethers, it summarizes past and ongoing studies and programs, a complete bibliography of tether publications, and names, addresses, and phone numbers of workers in the field. Perhaps its most valuable asset is the brief description of nearly 50 tether applications which have been proposed and analyzed over the past 10 years.
    [Show full text]
  • A Rapid and Scalable Approach to Planetary Defense Against Asteroid Impactors
    THE LEAGUE OF EXTRAORDINARY MACHINES: A RAPID AND SCALABLE APPROACH TO PLANETARY DEFENSE AGAINST ASTEROID IMPACTORS Version 1.0 NASA INSTITUTE FOR ADVANCED CONCEPTS (NIAC) PHASE I FINAL REPORT THE LEAGUE OF EXTRAORDINARY MACHINES: A RAPID AND SCALABLE APPROACH TO PLANETARY DEFENSE AGAINST ASTEROID IMPACTORS Prepared by J. OLDS, A. CHARANIA, M. GRAHAM, AND J. WALLACE SPACEWORKS ENGINEERING, INC. (SEI) 1200 Ashwood Parkway, Suite 506 Atlanta, GA 30338 (770) 379-8000, (770)379-8001 Fax www.sei.aero [email protected] 30 April 2004 Version 1.0 Prepared for ROBERT A. CASSANOVA NASA INSTITUTE FOR ADVANCED CONCEPTS (NIAC) UNIVERSITIES SPACE RESEARCH ASSOCIATION (USRA) 75 5th Street, N.W. Suite 318 Atlanta, GA 30308 (404) 347-9633, (404) 347-9638 Fax www.niac.usra.edu [email protected] NIAC CALL FOR PROPOSALS CP-NIAC 02-02 PUBLIC RELEASE IS AUTHORIZED The League of Extraordinary Machines: NIAC CP-NIAC 02-02 Phase I Final Report A Rapid and Scalable Approach to Planetary Defense Against Asteroid Impactors Table of Contents List of Acronyms ________________________________________________________________________________________ iv Foreword and Acknowledgements___________________________________________________________________________ v Executive Summary______________________________________________________________________________________ vi 1.0 Introduction _________________________________________________________________________________________ 1 2.0 Background _________________________________________________________________________________________
    [Show full text]
  • Siewnarine Vishal 2015 Masters
    THE IMPACT OF ATMOSPHERIC MODELS ON THE DYNAMICS OF SPACE TETHER SYSTEMS Vishal Siewnarine A THESIS SUBMITTED TO THE FACULTY OF GRADUATE STUDIES IN PARTIAL FULFILMENT OF THE REQUIREMENTS FOR THE DEGREE OF MASTER OF SCIENCE Graduate Program in Physics and Astronomy York University Toronto, Ontario September 2015 Vishal Siewnarine, 2015 Abstract Space debris has become an increasingly larger concern for aerospace travel and exploration. One idea to control the space debris population is to de-orbit defunct satellites using a space tether system. A space tether system is often made up of three parts: the main satellite, the tether and the sub-satellite. The tether connects the main satellite and the sub-satellite. Space tether systems make use of the Lorentz force as an electrodynamic drag for de-orbit. We use an established model of a space tether system to observe how satellites de- orbit. This model was constructed in MATLAB (Simulink) and uses the 1976 U.S. Standard Atmosphere. However, we wish to investigate how the model behaves using newer and more accurate atmospheric models, namely, the Jacchia-Bowman 2008 model and the Drag Temperature Model 2013. We also investigate the effect of controlling the tether's libration energy under the three aforementioned atmospheric models. ii Acknowledgements First of all, I would like to thank God for bringing me to this point. Without her, nothing is possible. Next, I would like to thank Professor Zheng Hong Zhu for his enduring patience and effort in being my supervisor and mentor whose sincerity, encouragement, late nights and tireless efforts helped shape my focus and inspire me as I hurdle all the obstacles and barriers in the completion of this work.
    [Show full text]
  • Space Tethers and Small Satellites: Formation Flight and Propulsion
    SpaceSpace TethersTethers andand SmallSmall Satellites:Satellites: FormationFormation FlightFlight andand PropulsionPropulsion ApplicationsApplications NestorNestor VoronkaVoronka TTETHERSETHERS UUNLIMITED,NLIMITED, IINC.NC. 11711 N. Creek Pkwy S., Suite D-113 Bothell, WA 98011 (425) 486-0100x678 Fax: (425) 482-9670 [email protected] SpaceSpace TetherTether ApplicationsApplications && BenefitsBenefits – EnableEnable highhigh ∆∆VV missionsmissions byby usingusing mechanicalmechanical oror electrodynamicelectrodynamic propulsionpropulsion andand motionmotion controlcontrol – ReduceReduce systemsystem massmass byby eliminatingeliminating complexcomplex subsystemssubsystems – MinimizeMinimize formationformation flyingflying systemsystem complexitycomplexity andand risksrisks – EnableEnable newnew missionsmissions byby nonnon-- KeplerianKeplerian motionmotion ofof tetheredtethered satellitessatellites Provide new and improved system capabilities by exploiting unique motion of tethered satellite system Orbit-Raising and Repositioning Launch-Assist & of LEO Spacecraft Space Tethers LEO to GTO Payload Transfer for Propellantless Propulsion Propellantless propulsion enables large ∆V missions with low mass impact Drag-Makeup Stationkeeping Capture & Deorbit of Space Debris for LEO Assets Formation Flying for Long-Baseline SAR & Interferometry PastPast TetherTether FlightFlight ExperimentsExperiments – ≥≥ 1717 tethertether experimentsexperiments flown,flown, startingstarting withwith GeminiGemini capsulecapsule tethertether – SmallSmall ExpendableExpendable
    [Show full text]
  • Open Access Proceedings Journal of Physics: Conference Series
    Journal of Physics: Conference Series PAPER • OPEN ACCESS Celestial Mechanics: from the bases of the past to the challenges of the future To cite this article: C F de Melo et al 2015 J. Phys.: Conf. Ser. 641 011001 View the article online for updates and enhancements. This content was downloaded from IP address 186.217.236.55 on 17/05/2019 at 17:44 XVII Colóquio Brasileiro de Dinâmica Orbital – CBDO IOP Publishing Journal of Physics: Conference Series 641 (2015) 011001 doi:10.1088/1742-6596/641/1/011001 Celestial Mechanics: from the bases of the past to the challenges of the future C F de Melo1, A F B A Prado2, E E N Macau2, O C Winter3, V M Gomes3 1 Federal University of Minas Gerais – UFMG, Belo Horizonte (MG), Brazil 2 National Institute for Space Research – INPE, São José dos Campos (SP), Brazil 3 São Paulo University State – UNESP, Guaratinguetá (SP), Brazil E-mail: [email protected] Abstract: This special issue of Journal of Physics: Conference Series brings a set of 31 papers presented in the Brazilian Colloquium on Orbital Dynamics (CBDO), held on December 1 - 5, 2014, in the city of Águas de Lindoia (SP), Brazil. CBDO is a traditional and important scientific meeting in the areas of Theoretical and Applied Celestial Mechanics. The meeting takes place every two years, when researchers from South America and also guests from other continents present their works and discuss the paths trodden by the space sciences. 1. Introduction Astronomy is considered the oldest of the sciences because of interest and, especially, the need to understand the celestial phenomena since the beginning of mankind.
    [Show full text]
  • Space Webs Final Report
    Space Webs Final Report Authors: David McKenzie, Matthew Cartmell, Gianmarco Radice, Massimiliano Vasile Affiliation: University of Glasgow ESA Research Fellow/Technical Officer: Dario Izzo Contacts: Matthew Cartmell Tel: +44(0)141 330 4337 Fax: +44(0)141 330 4343 e-mail: [email protected] Dario Izzo Tel: +31(0)71 565 3511 Fax: +31(0)71 565 8018 e-mail: [email protected] Ariadna ID: 05/4109 Study Duration: 4 months Available on the ACT website http://www.esa.int/act Contract Number: 4919/05/NL/HE Contents 1 Introduction 4 2 Literature Review 7 3 Modelling of Space-webs 9 3.1 Introduction............................ 9 3.2 ModellingMethodology. 9 3.3 WebMeshing ........................... 10 3.3.1 WebStructure... .. .. .. .. .. ... .. .. .. 10 3.3.2 DividingtheWeb . 10 3.3.3 Web Divisions . 11 3.4 EquationsofMotion . 12 3.4.1 Centre of Mass Modelling . 12 3.4.2 Rotations ......................... 13 3.4.3 Position equations . 15 3.5 EnergyModelling ......................... 15 3.5.1 SimplifyingAssumptions . 17 3.5.2 Robot Position Modelling . 17 4 Space-web Dynamics 19 4.1 Dynamical Simulation . 19 4.2 Investigating the Stability of the Space-web . 19 4.2.1 Massoftheweb...................... 20 1 4.2.2 Robot crawl velocity . 20 4.2.3 Robotmass ........................ 21 4.2.4 WebAsymmetry ..................... 21 4.3 Numerical Investigation into Stability . 23 4.3.1 Masses of the Web and Satellite . 24 4.3.2 Masses of the Web and Robot . 25 4.3.3 Mass of the Web and Angular Velocity . 26 4.3.4 Mass of the Robot and Angular Velocity .
    [Show full text]
  • SPACE TETHERS: Lessons from Developing “Revolutionary” Technologies
    SPACE TETHERS: Lessons from Developing “Revolutionary” Technologies Robert Hoyt Tethers Unlimited, Inc. 11807 North Creek Parkway South, Suite B-102, Bothell, WA 98011 (425) 486-0100 [email protected] www.tethers.com © 2004 TUI Agenda What’s a Space Tether? History & Status of Tethers 10 Lessons from the Development of “High-Risk/High-Payoff” Technologies 2 © 2004 TUI Space Tethers Long, thin cable or wire deployed from a spacecraft High strength tethers can enable momentum transfer from one spacecraft to another Conducting tethers can create propulsive forces through Lorentz force interactions with the Earth’s magnetic field 3 © 2004 TUI Orbit-Raising and Repositioning Launch-Assist & of LEO Spacecraft Space Tethers LEO to GTO Payload Transfer for Propellantless Propulsion Propellantless propulsion enables large ∆V missions with low mass impact Drag-Makeup Stationkeeping Capture & Deorbit of Space Debris for LEO Assets Formation Flying for Long-Baseline SAR & Interferometry Momentum Exchange • Rotating tether picks payload up from low-LEO or a suborbital launch vehicle & tosses it to GTO • Reduces the ∆V the launch vehicle must give to the payload • Greatly reduces launch vehicle size and cost, or • Increases payload capacity of launch vehicle • MXER Launch Assist could make single-stage RLV system viable 7 6 5 4 3 2 1 Payload Capacity Scaling 0 0 1000 2000 3000 5 ∆V Provided by Tether (m/s) © 2004 TUI Momentum-Exchange/Electrodynamic-Reboost (MXER) Tether Rotating tether rapidly boosts payloads to higher orbits Tether uses electrodynamic
    [Show full text]
  • Reusable Propulsion Architecture for Sustainable Low-Cost Access to Space’ J
    REUSABLE PROPULSION ARCHITECTURE FOR SUSTAINABLE LOW-COST ACCESS TO SPACE’ J. A. Bonometti Marshall Space Flight Center, MSFC, AL 35812 J. W. Dankanich and K. L. Frame Gray Research, Inc., Huntsville, AL 35806 ABSTRACT The primary obstacle to any space-based mission is, and has always been, the cost of access to space. Even with impressive efforts toward reusability, no system has come close to lowering the cost a significant amount. It is postulated here, that architectural innovation is necessary to make reusability feasible, not incremental subsystem changes. This paper shows two architectural approaches of reusability that merit further study investments. Both ‘inherently’ have performance increases and cost advantages to make affordable access to space a near- term reality. A rocket launched from a subsonic aircraft (specifically the Crossbow methodology) and a momentum exchange tether, reboosted by electrodynamics, offer possibilities of substantial reductions in the total transportation architecture mass - making access-to-space cost-effective. They also offer intangible benefits that reduce risk or offer large growth potential. The cost analysis indicates that approximately a 50% savings is obtained using today’s aerospace materials and practices. NOMENCLATURE Ct, 3 cost of expended launch vehicle hardware C, E cost of launch site operations C, :cost of propellant CT E total launch cost f :mass fraction of hardware expended L E processing hours per unit dry mass MPLE payload mass MS :dry mass P :ratio of propellant mass to payload mass MP/ M~L R 3 ratio of dry mass to payload mass Ms / M~L BACKGROUND The access-to-space has been more a challenge of affordability than of technical hurdles.
    [Show full text]
  • Stability and Control of Radial Deployment of Electric Solar Wind Sail
    Nonlinear Dyn (2021) 103:481–501 https://doi.org/10.1007/s11071-020-06067-7 (0123456789().,-volV)( 0123456789().,-volV) ORIGINAL PAPER Stability and control of radial deployment of electric solar wind sail Gangqiang Li . Zheng H. Zhu . Chonggang Du Received: 27 June 2020 / Accepted: 30 October 2020 / Published online: 5 January 2021 Ó Springer Nature B.V. 2021 Abstract The paper studies the stability and control deployment of tethers by using optimal control. of radial deployment of an electric solar wind sail with Finally, the analysis results show that radial deploy- the consideration of high-order modes of elastic ment is advantageous due to the isolated deployment tethers. The electric solar wind sail is modeled by mechanism, and a jammed tether can be isolated from combining the flexible tether dynamics, the rigid-body affecting the deployment of rest tethers. dynamics of central spacecraft, and the flexible-rigid kinematic coupling. The tether deployment process is Keywords Space tether Á Electric solar wind sail Á modeled by the nodal position finite element method Multibody dynamics Á Rigid-flexible coupling Á in the arbitrary Lagrangian–Eulerian framework. A Flexible structural stability Á Nodal position finite symplectic-type implicit Runge–Kutta integration is element method Á Arbitrary Lagrangian–Eulerian proposed to solve the resulting differential–algebraic equation. A proportional–derivative control strategy is applied to stabilize the central spacecraft’s attitudes to ensure tethers’ stable deployment with a constant 1 Introduction spinning rate. The results show the electric solar wind sail requires thrust at remote units in the tangential Electric solar wind sail (E-sail) is an innovative direction to counterbalance the Coriolis forces acting propellantless propulsion technology for interplane- on the tethers and remote units to deploy tethers tary exploration [1–4].
    [Show full text]
  • Iac-10-D1.1.4 Design Concepts for a Manned Artificial
    IAC-10-D1.1.4 DESIGN CONCEPTS FOR A MANNED ARTIFICIAL GRAVITY RESEARCH FACILITY Joseph A Carroll Tether Applications, Inc., USA, [email protected] Abstract Before mankind attempts long-term manned bases, settlements, or colonies on the moon or Mars, it is prudent to learn whether people exposed to lunar or Martian gravity levels experience continuing physiological deterioration, as they do in micro-gravity. If these problems do occur in partial gravity, then it will also be important to develop and test effective countermeasures, since countermeasures could have drastic effects on manned exploration plans and facility designs. Such tests can be done in low earth orbit, using a long slowly rotating dumbbell that provides Martian gravity at one end, lunar gravity at the other, and lower values in between. To cut Coriolis effects by half, one must cut the rotation rate of an artificial gravity facility by half. This requires a 4X longer facility. The paper argues that ground-based rotating room tests have uncertain relevance, so allowable rotation rates are not yet known. Because of this uncertainty, the paper presents 4 different structural design options that seem suited to rotation rates ranging from 0.25 to 2 rpm. This corresponds to overall facility lengths ranging from 120m to 8km. The paper also discusses early flight experiments that may allow selection of a suitable rotation rate and hence facility length and design. For most design options, “trapeze" tethers can be deployed outward from the Moon and/or Mars nodes. This allows capture of visiting vehicles from low-perigee orbits, and also accurate passive deorbit.
    [Show full text]
  • DPP Newsletter.Indd
    The DPP Chronicle Savannah, Georga A Division of The American Physical Society November, 2004 Hurry -- My presentation is in just five minutes! Women in Plasma Physics applications; a computational environment DPP Banquet Invited Paper Poster that ensures effective utilization of that architecture for scientific discovery; a best- Sessions Luncheon After-Dinner Speaker: James Maas in-class communications network and data Cornell University, “Everything you should Monday, November 15, 12 noon to management infrastructure; and teams of Poster versions of review, invited, and know about sleep but are too tired to ask”. 1:30 p.m. Harbor Ballroom A, Westin leading experts applying this capability to tutorial papers are optional and are sched- Wednesday, November 17, 2004 at The Hotel critical research challenges. uled Monday through Friday, in the fol- Westin Hotel: Professors Halima Ali, Hampton The National Leadership Computing lowing half-day session, in a designated University, and Linda Vahala, Old Facility (NLCF) engages a world-class Cocktails - Harbor Ballroom - 6:30 p.m. area of Exhibit Hall A. For example, Dominion University, will speak briefly team from national laboratories, research Banquet - Grand Ballroom - 7:30 p.m. the Monday morning review and invited about “Academic Career Paths in Plasma institutions, computing centers, univer- talks may also be presented as posters Physics” during the luncheon. Cost for sities, and vendors to take a dramatic DPP in the Monday afternoon poster session. lunch will be $25, except for graduate and step forward to field a new capability This option will be available on Monday undergraduate women who will pay $5, for high-end science.
    [Show full text]