Все выпуски

Полиполярная система координат формируется семейством параметризованных по радиусу изофокусных kf-лемнискат. Как и классическая полярная система координат, она характеризует точку плоскости полиполярным радиусом ρ и полиполярным углом φ. Для любой связности семейство изометрических кривых  ρ = const – лемнискат и семейство градиентных кривых φ = const являются взаимно ортогональными сопряженными координатными семействами. Рассмотрены особенности полиполярной координации, ее симметрии, а также криволинейные симметрии на многофокусных лемнискатах.

The polypolar system of coordinates is formed by a family of a parametrized on a radius isofocal of kf-lemniscates. As well as the classical polar system of coordinates, it characterizes a point of a plane by a polypolar radius ρ and polypolar angle φ. For anyone connectedness a family isometric of curve ρ = const – lemniscates and family gradient of curves φ = const – are mutually orthogonal conjugate coordinate families. The singularities of polypolar coordination, its symmetry, and also curvilinear symmetries on multifocal lemniscates are considered.

Полиполярная система координат, как и классическая полярная, характеризует точку плоскости полярным радиусом ρ и полярным углом φ, но имеет не один центр-полюс, а несколько полюсов. Такое координирование обеспечивается классом многофокусных лемнискат. Семейство изометрических кривых ρ=const — лемнискат — и семейство градиентных кривых φ=const — являются взаимно ортогональными сопряженными семействами.

The polypolar coordinate system, as well as classical polar, characterizes a point on a plane by polar radius ρ and polar angle φ, but utilizes multiple poles instead of one pole. Such referencing can be provided by a class of multifocal lemniscates. The family of isometric curves ρ=const — lemniscates — and family of gradient curves φ=const are mutually orthogonal conjugate families.

Для трехосной стабилизации космического аппарата (КА) в орбитальной системе координат, в том числе в непрямом положении равновесия, применяется электродинамический метод управления, основанный на одновременном использовании двух управляющих моментов, оказывающих влияние на динамику вращательного движения космического аппарата в магнитном поле Земли (МПЗ), а именно лоренцева момента и момента магнитного взаимодействия. Предполагается, что КА, оснащенный электрическим зарядом с управляемым вектором статического момента заряда первого порядка и управляемым собственным магнитным моментом, движется по кеплеровой круговой околоземной орбите произвольного наклонения. Ранее было показано, что объединение двух систем управления — магнитной и лоренцевой — в единую электродинамическую систему управления (ЭДСУ) позволяет успешно решать различные задачи управления угловым движением КА. В отличие от многих известных исследований, выполненных для той или иной приближенной модели МПЗ, в данной работе не накладывается ограничений на точность аппроксимации МПЗ. Ранее выполненные исследования показали ограниченность возможностей ЭДСУ для КА, движущихся по орбитам, близким по наклонению к полярным, в силу наличия в этом случае таких точек на траектории КА, в которых возможно совпадение линий действия вектора геомагнитной индукции и вектора скорости КА относительно МПЗ. Поэтому в данной работе ставится и решается задача преодоления отмеченных трудностей. Предложена модификация ЭДСУ, основанная, во-первых, на оптимизации управления угловым движением КА и, во-вторых, на ограничении максимальной величины модуля вектора центра заряда относительно центра масс КА, который необходимо создавать в процессе управления. Рекомендован способ выбора параметров для модифицированной ЭДСУ. Приведенные результаты численных экспериментов для КА, находящихся на полярной и приполярных орбитах, не только демонстрируют работоспособность предложенной модификации ЭДСУ, но и свидетельствуют о возможности технической реализации модифицированного электродинамического метода трехосной стабилизации КА.

For the three-axis stabilization of the spacecraft in the orbital coordinate system, including in the indirect equilibrium position, an electrodynamic control method is used based on the simultaneous use of two control torques that affect the dynamics of the spacecraft’s rotational motion in the Earth’s magnetic field (EMF), namely, the Lorentz torque and the torque of magnetic interaction. It is assumed that the spacecraft, equipped with an electric charge with a controlled vector of static moment of charge of the first order and a controlled intrinsic magnetic moment, moves in a Keplerian circular Earth orbit of arbitrary inclination. It was previously shown that combining two control systems, magnetic and Lorentz control, into a single electrodynamic control system (EDCS) makes it possible to successfully solve various problems of controlling the angular motion of spacecraft. Unlike many well-known studies performed for one or another approximate EMF model, this work does not impose restrictions on the accuracy of the EMF approximation. Previous studies have shown the limited capabilities of the EDCS for spacecraft moving in orbits close to the polar ones, due to the presence in this case of such points on the spacecraft trajectory in which it is possible for the lines of action of the geomagnetic induction vector and the spacecraft velocity vector relative to the EMF. Therefore, in this paper, the problem of overcoming these difficulties is posed and solved. A modification of the EDCS is proposed, based, firstly, on optimizing the control of the angular motion of the spacecraft and, secondly, on limiting the maximum value of the modulus of the vector of the center of charge relative to the center of mass of the spacecraft, which must be created during control. A method for selecting parameters for a modified EMF is recommended. The presented results of numerical experiments for spacecraft located in polar and circumpolar orbits not only demonstrate the operability of the proposed modification of the EDCS, but also indicate the possibility of technical implementation of the modified electrodynamic method of three-axis spacecraft stabilization.