Diss. Linköping : Linköpings universitet, 2008.

Diss. Linköping : Linköpings universitet, 2008.

Diss. Linköping : Univ., 2005.

Diss. Linköping : Linköpings universitet, 2005.

Licentiatavhandling Linköping : Linköpings universitet, 2005.

Diss. (sammanfattning) Linköping : Univ., 2005.

Licentiatavhandling Linköping : Linköpings universitet, 2008.

Licentiatavhandling Linköping : Linköpings universitet, 2008.

Diss. Linköping : Univ., 2003.

Quick and reliable computational methods for optimized orbital transfers are crucial for projects at preliminary stages. They enable an initial, realistic sizing of the propulsion subsystem, one of the major components of satellite design. This thesis work, conducted at ReOrbit Oy, presents a minimum-time optimal trajectory for the orbit raising of a micro-satellite from GTO to GEO, assuming continuous firing by electric propulsion. The Delta-v requirements resulting from this simulation lead to the selection of an appropriate electric propulsion system, elaborating on the design of its configuration in terms of fuel and thrust requirements. This is done by taking into account, other than the major contribution given by the orbit raising, additions due to in-orbit maneuvers performed twice a day over a 10-year lifetime, like station-keeping corrections and reaction wheels desaturation. The optimization method is a direct-indirect hybrid for low-thrust orbital maneuvers, employing Pontryagin’s Minimum Principle for the transcription into a nonlinear programming problem. The initial guess required to start the optimizer is obtained with Lyapunov control theory. An orbital averaging technique is implemented, enabling fast computation of multiple trajectories during the optimization. Disturbances from the J2 zonal harmonic, solar radiation pressure, third-body effects of the Sun and Moon, and atmospheric drag up to 1500 km of altitude are included in the dynamic model. Eclipse conditions are assessed with a cylindrical shadow model, as the solar electric propulsion experiences a zero thrust period when in Earth’s shadow. The electric propulsion system configuration is determined with trade-off studies and comparisons between different suppliers. The chosen outline includes 4 Xenon thrusters, with complementary power processing units and propellant management systems, resulting in a total transfer time of less than 4 months. The same propulsion system is employed both for the transfer trajectory and the in-orbit maneuvers, by changing the thruster’s configuration once in GEO. / Snabba och pålitliga beräkningsmetoder för optimerade växlingar mellan omloppsbanor är avgörande för projekt i preliminära skeden. De möjliggör en initial, realistisk dimensionering av framdrivningssystemet, ett av huvudkomponenterna i satellitdesign. Detta examensarbete, utfört vid ReOrbit Oy, presenterar en tidsoptimerad bana för en mikrosatellits banhöjning från GTO till GEO, förutsatt kontinuerlig avfyring med elektrisk framdrivning. Simuleringens resulterande Delta-v-krav leder till valet av ett lämpligt elektriskt framdrivningssystem, med utarbetande av dess konfiguration vad gäller bränsle- och drivkraftskrav. Detta uppnås genom att ta hänsyn till (förutom bidraget från växlingen av omloppsbanan) tillägg från manövrar i omloppsbana som utförs två gånger om dagen under en 10-årig livstid, som t.ex. korrigeringar för stationshållning och avmättning av svänghjul. Optimeringsmetoden är en direkt-indirekt hybrid för manövrar i omloppsbanor med låg drivkraft, som använder Pontryagins minimiprincip för omskrivning till ett icke-linjärt programmeringsproblem. Den första gissningen som krävs för att starta optimeraren erhålls med Lyapunovs reglerteori. En teknik for omloppsutjämning implementeras, vilket möjliggör snabb beräkning av flera banor under optimeringen. Störningar från zonövertonen J2, solstrålningstryck, tredjekroppseffekter från solen och månen och luftmotstånd upp till 1500 km höjd ingår i den dynamiska modellen. Förmörkelseförhållanden uppskattas med en cylindrisk skuggmodell, då den elektriska solframdrivningen undergår ett skede utan drivkraft inom jordens skugga. Det elektriska framdrivningssystemets konfiguration bestäms med avvägningsundersökningar och jämförelser mellan olika leverantörer. Förslaget på utformning inkluderar 4 Xenon raketmotorer, med kompletterande kraftbearbetningsenheter och drivmedelshanteringssystem, vilket resulterar i en total överföringstid på mindre än 4 månader. Samma framdrivningssystem används både för överföringsbanan och manövrarna inom omloppsbanorna, genom att ändra motorns konfiguration när satelliten är i GEO.