Справочник по радиолокации (ред. Сколник М. И.) т. 4 - 1978 г. (1151803), страница 34
Текст из файла (страница 34)
Выбор этих постоянных в известной степени произволен и производится обычно для удобства решения данной частной задачи. П и работе Земля †спутн (рис. 2,а и б) удобна следующая совокупность по- Р стоянных: т — ваклонение плоскости орбиты к экваториальной плоскости Земли; 136 4.2. Системы наблюдения за сяутникалш 0 — долгота восходящего узла (экваториального пересечении); ы — аргумент угла пернгея (в плоскости орбиты) между восходящим узлом (экваториальным пересечением) и перигеем; е — эксцентриситет зллипса; Р— период обращения; Т вЂ” момент времени начала отсчета на орбите, обычно время конкретного восходящего узла. л(вижение спутника в плоскости орбиты полностью определяется уравнениями положения и движения а (1 — ез) 1+ е соа () (2) где Р=ПМ (произведение гравитационной постоянной на массу Земли); е (1 — Ьт/ат) ут (эксцентриситет)'>.
Остальные обозначения даны на рис. 2,а н б. Период обращения Р определяется третьим законом Кеплера, как Р=2па Л р (3) и зависит только от большой полуоси, являющейся также средним радиусом, н от р. Приведенные выражения применимы и к движению баллистических ракет, траектории которых имеют форму сегмента эллиптической орбиты (рис. 3). 30 20 ьь 10 ф ф тат У000 3440 10000 100000 ррсрниа рарарс,лладлуиаи Рис. с.
Зависимость периода обращения исз от среднего радиуса орбиты. Рис. З. Применение параметров Лтрбиты в определению траектории бааанюинеской ранеты. Из урзвнений (!) и (2) можно получить ряд полезных соотношений, приведенных в табл. 1. На рис. б приведена зависимость периода обращении '! В оригинале в этом месте, а также в табл. ! допущены опечатки. Эксцентриснтет определен, как е=1 — Ьт)ат, а фокальный параметр, как р п(1 — е)т. — Прим.
Ред. !37 Гл. 4. Радиолокационные станции наблюдения за ИСЗ В. Махснмальнаа углоааа саорость ИСН нтельно назлюлатела, нахолаюегоса не аемнав поаерхностн. 1,0 а 0,1 $ 001 0000 100 7П0 000 1000 10 Оысшпа периг00, лггр, июли спутнинз Земли от большой полуоси (среднего радиусе), в нз рис. 5 ззвигимость мзксимвльвой угловой скорости относительно наблюдателя, нзходявегося нз поверхности Земли, от высоты перигея и зкснентриситетв, Эти перл- метры используются в уравнениях дзльности рздиолокепнн (см, 2 4.3). Теблнпз! Урзниеиия орбитального движения 1.
Уравнение положению г=а(1 — ев)/(1+с сов(!)=р/(1+с сов!)). 2. Уравнение движенияг Ув = р (2/г — 1/а) . 3. Период обращения спутнике! Р=2иа~гв р г/в 10 воз/в (в секундах и километрах). 4. Соотношения для полетного уела пв трзектории! !й у=с ап !)/(1-(-е сов ())! е !а у/(ып () — сов В !2 у); Р =г г Ут (сове у)/р 6. Время до апогея.
е (гг)-с в!и() 1 с+совр !=па р 1+ — — егссов и(1+ есов()) и ! +есов() 6. Скорость изменения истинной зномзлииг Я/г/1 рв1 р 1 (1+есовр)в. 133 т.2 Системы наблюдения за спутниками Продолжение таблицы 1 7. Максимальная угловая скорость спутника относительно земной поверх- ности! угОътхГ.~ чп чшах= Ьр 8. Разные соотношения: гр=а(1 — е); гв=а(1+с), а=г (гр+га)(2; е=(г — гр)((г +гр)=(1 Ьз(аз)г(з. Средняя скорость: (г (р(а) ( =-()гр (га)!(з; р а (1 — ез) = Ьз(а. Обозначения (см.
также рис. 2, а, 2, б, 3): Апогей †наибол удаленная точка от Земли Перигей — ближайшая точна к Земле а — большая полуось (средний радиус) Ь вЂ” малая полуось с=ае — расстояние от каждого из фокусов до центра эллипса е (1 — Ьз(аз) ( — эксцентриситет орбиты 1/2 р — фокальный параметр (длина фокальной полухорды) М -масса Земли С вЂ гравитационн постоянная ((е †ради Земли (6371 км) у †орбитальн скорость () †истинн аномалия (угловое положение вдоль орбиты, отнесенное к перигею) у †полетн угол на траектории (угол между местной горизонталью и касательной к эллипсу) ч †углов скорость относительно земной поверхности р СМ 3 985,10ы мз(с' Подстрочные индексы а н р относятся к апогею и перигею соответственно.
Траенторнн и расположение позиций. Так как траектории космических объектов являются баллистичесними, число позиций и требуемая зона обзора могут быть минимизированы в соответствии с поставленной задачей. Это относительно несложный процесс, поэтому ниже будут описаны в самых общих чертах результаты только для наиболее интересных случаев. В универсальных системах основным является обнаружение большого числа объектов, одрамо при этом обычво не требуется непрерывное наблюдение в пределах всей орбиты, В то же время в специализированных системах предстаалнет интерес 139 Гл. 4. Радиолокационные станции наблюдения за ОСЗ возможно более полная вона обзора при небольшом числе объектов.
Предель. ным случаем является космический корабль с экипажем на борту, когда желателен постоянный контакт. Методы определения воны обгори Задачу точного определения воны обзора и расположения позиций легко можно решить как на ЭВМ, так и графическим методом, дающим достаточно точные результаты во многих случаях, включая этапы эскизного проекта системы н некоторых рекогносцировочных работ.
Одним из важнейших результатов графического решения является наглядное представление о харантере процессов. На соответствующий график наносятся проекции трасс полета космических объектов иа земную поверхность (суборбитальных положений), а также гра- дд ъ ~ 00 Ф 40 20 40 00 00 100 Уе«0 У00 У00 т00 доооточоая доогоото, граб рнс. а. трассы исз нн вечерен«се« ненннннмннй зеннн (субнрбнееннный ереанн) нины зоны видимости с заданной позиции нли очертания «радиолокационного барьера» или области обзора при сканировании дли нескольких значений высоты, Если должно быть исследовано много разных случаев, процесс решения ускоряешься с помощью прозрачных нанладок. Суборбитальный график начинается с трассы ив поверхности неподвижной Земли, всегда являющейся болыпим кругом независимо от эксцентриснтета (в пределах применимости законов Кеплера) под углом з экватору, определяемым наклонением орбиты.
На рис. 6 приведены типичные графики. Отметки на кривых обозначают положения вдоль орбиты в градусах относительно экватора. Поправка по долго~в на вращение Земли в случае круговых орбит осуществляется достаточно просто и требует знания только периода обращении спутника (сч. (3) или рис. 4), скорости вращения Земли (!5' град/ч) и положения вдоль орбиты на каждой широте (рис 6).
В случае эллиптических орбит время до заданной точки на орбите можно получить с помощью уравнений з табл. ! или из графиков рис. 7. На рисунке приведены кривые коэффициента Т', который, будучи умножен на андр-'Р, дает время до или после апогея, используемое затем для вычисления поправки на долготу, обусловленной вращением Земли. Графини обычно изображаются в меркаторсной проекции или в координатах широта †лолго, в то время, как полярные проекции иногда используются для орбит с большим углом наклонения. Иногда используются в более сложные отображения [2).
Графики области видимости спутников на разных высотах из заданного пункта наблюдения легко рассчитываются по обычным формулам сферической тригонометрии с учетом условий, ограничивающих области визирования и скв- 146 4,2, Системы наблюдения зп сиргиикоми пирования, На рис„й приведено удобное выражение для определения ограничений по области визирования, включая влияние ограничений по минимальному углу места. Зона обзора в случае орбит средней выборг. Точки перигея и апогеи значительной части космических объектов находятся в области от нескольких сот до нескольких тысяч километров, причем их орбиты почти круговые. =Од Ед УУ д,дд дрр д Фll гго ВУ ЗЮ д гоооуоы поппе апогея Сбб('ьте' у «-у 5555Г Р~ лт=ьт +и)— 555 се Ю =гРЕте б' ть' гуеабтГ 6-нинанепьныа уголнеепга Рис. 7.
Зависимость временного вовффи- иневта Г' от угла до или восле апогея. Рис. 3. Определение линие внвнрования— в фуавини минимального угла места. Если новый спутник не должен быть немедленно обнаружен, то один узел, солержащнй радиолокационные станции измерения дальности с вертикальной веерной зоной обзора, расположенный на экваторе (рис.
9), будет обнаруживать больпгую часть объектов на орбитах средней высоты по крайней мере дважды в сутки. Внутренияв часть соответствует форме радиолокационного барьера, необходимого для обнаружения ИСЗ с круговыми орбитами, а боковые — для ИСЗ с эллиптическими орбитами. Такая способность обнаружения в совокупности с некоторой способношью по сопровождению при наличии соответствующего вычислительного устройства достаточна для составления и обновления каталога большей части объектов в пределах расчетных значений высоты Каталог должен содержать совокупность параметров орбит, по которым рассчить|вается будущее положение любого обьекта.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
