Вейцель В.А. Радиосистемы управления (2005) (1151989), страница 14
Текст из файла (страница 14)
Поэтому плоскость траектории БР в момент старта должна проходить не черев цель, а через точку, расположенную на расстоянии 1 к западу от цели. Вращение старта влияет на значение и направление скорости, которую необходимо сообщить БР на активном участке, Из-за вращении Земли ракета уже па стартовой позиции обладает линейной скоростью оо. значение которой ззлисмг от широты старта согласно формуле (2.2).
Вектор этой скорости то расположен перпендикулярно к плоскости меридиана в точке старта и направлен с аапада на восток. Ракета в граничной точке должна иметь скорость то. Таким образом, на активном участке ей фактически требуется сообщить скорость, равную ос — во. Зтнм и объясняются меньшие расходы анергни ракетных двигателей при старте в восточном направленви. Для учета несферичности Земли, влиянии атмосферы н других возмущающих факторов в выражение для номинальной траектории вносят необходимые поправки. Выбор номинальной орбиты ИСЗ определяется его назна.
чением. Так, для спутников связи наиболее важны размеры зоны видимости спутника с поверхности Земли и продолжительность связи абонентов. Уникальной в етом смысле являпгея геостационарнзл орбита. Искусственный спутник Земли, выведенный нз геостационарную орбиту (взпущенвый в сто"' рону вращения Земли на экваториальную круговую орбиту с высотой Н = 35 870 км), совершает один оборот вокруг Земли : за засадные сутки (23 ч 56 мин 04 с). Поскольку за зто же время Земли совершает 1 оборот вокруг своей оси, то наземному наблюдателю спутник будет казаться неподвижным.
Отличие звездных суток от используемых в повседневной жизни солнечных суток (24 ч) обънсннется тем„что за год Земли, вращаясь вокруг своей оси. делает один оборот вокруг Солнца. Поэтому звездный год на сутки меньше солнечного. 74 75 Зона видимости геостационарного ИСЗ охэатывжт 163', поэтому практически для обеспечения связью всей поверхности Земли, за исключением районов, расположенных вблизи полюсов, достаточно трех спутников. П(ез использовании геастацианарных спутников (ГСС) антенны земаых абонентов наэодятся э точки стояния этих спутников и ест остаются неподвижными. Указанное свойство ГСС способствовало широкому использованию их для соадаиин вационельных, региональных и глобальных систем связи и эещания.
Уникальность геостационарной орбиты привела к таму, что она стала рассматриваться как ограниченный естестаенный ресурс, принадлежащий всему человечеству, а выделение точек стояния (размещения) ГСС стало жестко регламентироваться международными соглапеенивми. Систему связи в аысокоширотньгх областях хоро ша обеспечиеают спутники анэли на зысокозллнптических синхронных орби»их (т. е.
орбитах, период обращения по которым кратен времени оборота Земли аокруг засей оси). Для создания непрерывной связи на всей территории России достаточно трех спутников «Молния» выведенных на высокаэллиптическую лушарнн порядка 40000 км и перигеем 680...800 км. В последние годы были созданы глобальные системы снязи на базе низкоорбитальных спутников [3).
Такой з частности является система «Иридиум», состоящая из 66 спутников, равномерно разнесенных по 11 круговым полярным орбитам высотой 180 км. Все спутники завязаны в общую сеть межспутвикоаыми линиями и обеспечинают персональную сзязь на малогабаритную аппаратуру размера и с обычную телефонПри построении навигационной системы и выборе орбиты ее спутников главным требованием является обеспечение глобельн й оператианой навигации подзижных объектов. Тэк, российская глобальнаи навигационная спутникоэая аисте ГЛОНАСС базируется на 24 КА с круговыми орбитами высотой 19 100 км и наклонением 64,8', равномерно разнесенными в трех плоскостях по 8 КА в каждой. Аналогичная американская система ОРЗ состоит нэ 24 штатных КА с круговыми синхронными орбитами и орбитами высотой 20000 км и наклонением бб', разнесенными в шеати плоскостях по 4 КА в каждой.
П н выводе спутника граничной тачкой может служить р любая точка заданной орбиты. Однако можно показать, что минимальные затраты энергии двигателей получаются тогда, когда такой точкой будет перигей. В атом случае необходимо, *пабы вектор скорости в конце активного участка занимал горизонтальное наложение, а ега значение превьппало скорость Ъ'~ для данной точки. Скорость вращающегося по эллиптической орбите ИСЗ в перигее и апогее (см. рис. 2.6) состаэляет е, Перел елллп Орбзчэ Вы«елее '' ерттОВ»л ~ ербете ! ~р 1 ! Р > Премелатечеел еллептэчеелее орбита Рнс. 2.6.
Сложные трлен юрии вывода ИС8 где р„, н р — расстояния от центра Земли до точек перигея н апоге»ц а — болытюя полуось орбиты. Если высота перигеи орбиты, на катарув выводится ИСЗ, невелика, та режим полета рассчитызается так, чтобы двигатели ракеты-носителя работали на всей траектории вывода (участок АВ на рис. 2.6). Если же ИСЗ запускается на высокую орбиту, то траектория вывода может оказаться сложнее и будет иметь как актизныэ, тах н промежуточные пассивные участки.
На рис. 2.6 покаааны два варианта вывода ИСЗ на высокую круговую орбиту радиусом рн активные участки траектории выделены полужирными линиями. В одном варианте с помощью резееты-носителя ИСЗ выводитсн первоначально в тачку В, явлнющуюся перигеем промежуточной эллиптической орбиты. После этого двигатель ныключэатсн и ракета совершает пассивный полет по промежуточной эллиптической орбите до точки апоген С этой орбиты. В точке С даигатель включается повторно. Сообщаемый дополнительный импульс тяги иа участке СХ) должен быть таким, чтобы скорость ракеты возросла до значения ог рв соответствухпцега круговой орбите ркднусом рп Если с наземных пунктов управления требуется контролировать наиболее ответственные участки полета, то возможен другой вариант вывода ИСЗ.
Так, заключительный этап вывода ИСЗ на высокую круговую орбиту радиусом р может быть осуществлен на активном участке ОН, находящемся в пределах видимости с пункта старта А. Для этого ИСЗ сначала запускают на промежуточную круговую орбиту радиусом рз, затем на участке ЕУ его переводят на переходную эллиптическую орбиту и, наконец, на активном участке СН выводят на требуемую орбиту радиусом р . При межпланетных полетах КА должен выйти иэ сферы действия гравитационного поля Земли, радиус кагорого составляет приблизительно 924 ООО км, пройти участок в поле тяготения Солнца и войти в сферу действия гравитационного паля планеты назначения.
Для выхода иэ сферы действия гравитационного паля Земли КА необходимо разогнать до скорости, не меньшей местной параболической скорости Уп (см. (2.15)). Часто межпланетные КА стартуют с борта тяжелых спутников, выведенных предварительно на промежуточную орбиту и обладающих уже вначительной скоростью. Энергчтикз современных химических видов топлива позволяет выполнятыюлеты в поле тяготения Солнца лнпгь по эл- липтическим орбитам. При дзижетрероочккллкке нии по эллгштической орбите, со- О бачк ПРИкаоаЮЩЕйеи С ОР6ИтаМИ ЗЕМЛИ орбкчю Морок и планеты назначения, требуется вэлмгньшзя начальная ско)юсть , ', Орбкхк а ЗНаЧИт, И НЗИМЕНЫПап ВНЕРГКЗ 1 зоила двигателей (рис.
2.т). Такие арф биты называются иолуэллиитическими. Полет по ним продолжаетОрбктк СЯ ОтиаентвлЬНО дЛИтЕЛЬНОЕ ВРенокори мя. Меньшим будет время палеха по эллиптической гелиоцентричеПкчркллккткччокко ской орбите, пересекзгапгей орбиту планеты. Для налета по пересекающим орбитам требуется некоторое увеличение начальной скорости. Так, для полета к Венере увеличе- 2.2.4.
Особенности выбора траектории лри сближении Об ычно прн сближении КА маневр совершает один из них. Ечорой КА при этом дэижегсн по ненаменнай траекторий, оп- ределнемой внепгними силами, действующими на этот КА. Маневрирующий КА называют активным (АКА), нема- яеврирующий — пассивным (ПКА). Не "" еабходимые маневры АКА определзпотся в относительной системе координат, начало которой свяаывают с ПКА.
Одна иэ таких систем координат, называемая относительной, вращаю- щейся с асями х„и у„, показана на рис. 2.8. Характер движения Р. х. ПКА проще движении АКА, и г — хо траектория ПКА может быть л з, спрогнозировака на достаточно продолжительное время. По- ачъ Е ~ Гвч в течение всего времени сбли- ккл ~ Е ! Рлкл ' жения остаегся существенно О, меньше расстояния до центра планеты. уравнении движения в относительной системе координат линеаризуются и могут быть предстевлены в виде системыы линейных дифференциальных уравнений [Ц, Это сугцественно упрощает расчет необходямогс маневра КА, а сам маневр в наиболее простом слу- Элл» Хок бч Точка встрочк Ркс. 2.8.
Диаграмма сближекня КА яо эллипсу Хоикка при распаложеяви эктклиого КА ва более вязкой орбите иие минимально необходимой скоРоеги о, = )'н = 11,28 ~Ус пр„ высоте Н = 2ОО км на 2 кмус уменьшает длительность полета до 85 суток вместо прежних 14б суток. На заключительном этапе межпланетного перелета КА входит в сферу действия планеты назначения. При этом его скорость превышаег местную параболическую. Поэтому, если КА не затормозится в плотных слоях атмосферы или его скорость не уменыпится с помощью тормозных ракетных двигателей, он пролетит мимо планеты и станет спутником Солнца, если, конечно, ие произойдет непосредственного столкновения с планетой. Для посадки в ззданном районе планеты КА вначале может быть выведен иа орбиту спутника этой планеты.
П и мягк ой посадке скорость КА относительно небесного тела ь. ри должна быть снижена до значений, близких нулю. 78 Ркс. 2.9. Траектории хамаваэсхага сблнжеввз КА з атзссвтелькай врзщзюпийся свстзме координат 80 чае выполняется с помощью двух программных импульсов тяустановкой и приводящих к импульсному изменению вектора АКА. Первый импульс переводит АКА на траекто- ил в точке рвю сближения, второй гасит взаимные скорости К А встречи. Такой метод нзаывается сблиясеяязм ва сэободиыж жрэзивВОфияль .
В промежутке между двумя импульсами тяги АКА движется свободно, под действием только внешних аил. Траектория агота свободного движения зависит ат начальных условий и времени, выделяемого на сближение. Если допустить свободный выбор начальных условий и времени сблшкевия, то аоаможна оптимизация для дастюкення минимальных энергетических мгграт. В этом случае для КА, двигающихся в одной плоскости по кругавьпз орбитам, оптимальным будет сближение по нереходнаму эллипсу Хамана.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
