Константинов М.С., Каменков Е.Ф., Перелыгин Б.П., Безвербый В.К. Механика космического полета (1989) (1246269), страница 44
Текст из файла (страница 44)
Среди сил, действующих на КА, и тяга ракетного двигателя, и гравитационные поля Земли, Солнца, Луны и т. д. Полная математическая модель, описывающая движение такого КА, окажется сложной, мало отличной от общей модели, рассмотренной в гл. 1. Использовать такую модель при анализе проекта КА, при выборе (проектировании) траектории межпланетного КА невозможно, даже если учесть современную вычислительную технику. При решении проектных задач для выбора программы полета КА используют подходы, которые опираются на ряд допущений, существенно упрощающих математическую модель, описывающую движение межпланетного КА.
Такой подход дает возможность приближенно рассчитать траекторию межпланетного КА, выявить закономерности этих траекторий, найти программу полета аппарата, при которой удовлетворяются многочисленные ограничения, оценить потребные энергетические затраты на межпланетный перелет. Такой анализ удается провести, не прибегая к численному интегрированию.
Схема исследования выглядит так: иа основании свойств используемых рациональных схем полета межпланетных КА необходимо сформулировать допуще- 226 ния, вводимые на этапах проектных проработок, и описать идеи приближенного метода расчета траекторий межпланетных аппаратов; ввести понятие грависферы небесных тел как основы приближенного метода расчета межпланетных аппаратов; показать возможность использования приближенного метода расчета межпланетных КА при нахождении третьей космической скорости — важной характеристики в механике космического полета; описать метод расчета траектории межпланетных КА, сводяшийся к анализу гелиоцентрического, геоцентрического и планетоцентрического участков траектории межпланетного КА.
Глава заканчивается анализом выбора оптимальной схемы межпланетных перелетов, оптимальных дат старта и времени полета к планете назначения; гравитационного маневра у промежуточной планеты, который расширяет возможности решения задач межпланетного перелета; вопросами коррекции траекторий межпланетного перелета. 6л. схемА пОлетА меЖплАнетнОГО КА. ИДЕИ ПРИБЛИЖЕННОГО МЕТОДА РАСЧЕТА ТРАЕКТОРИЙ МЕЖПЛАНЕТНЫХ АППАРАТОВ В разделе описывается используемая в настоящее время схема полета межпланетных КА, и на основании анализа этой схемы формулируются основные допущения и идеи приближенного метода расчета траекторий межпланетного перелета.
Промежуточная орбита ИСЗ При реализации траекторий межпланетного перелс>а в настояшее время используется промежуточная орбита ИСЗ, т. е, ракета-носитель выводит КА с разгонным блоком на низкую околоземную орбиту. С этой орбиты стартует межпланетный аппарат. Более того, даже для КА более «близкого» назначения используется низкая промежуточная орбита.
Так только для первых трех лунных советских аппаратов («Луна-1» — «Луна-3») использовалась прямая схема полета без выведения КА на орбиту ИСЗ. Для остальных «Лун» использовалась промежуточная орбига ИСЗ. Для выведения ИСЗ на высокие орбиты также используется низкая промежуточная орбита спутника Земли. Использование промежуточной орбиты ИСЗ во многих космических маневрах выгодно по ряду обстоятельств. Это и чисто технические обстоятельства. Такие как возможность контроля 8" 227 систем космического аппарата, систем разгонного блока КА после его выведения на низкую околоземную орбиту. Кроме того, есть и «баллистнческие» преимущества такой схемы полета.
К ним следует отнести: возможность оценить ошибки выведения на орбиту при задании программы работы разгонного блока межпланетного КА; возможность использовать выбор момента старта с земного космодрома для получения определенного положения в пространстве плоскости промежуточной орбиты ИСЗ и затем плоскости геоцентрпческой траектории КА (зиачения долготы выходящего узла), не учитывая ограничений на ориентацию геоцентрической траектории в ее плоскости. При использовании промежуточной орбиты ИСЗ есть возможность за счет выбора момента включения двигателей разгонного блока добиться различной ориентации траектории КА в плоскости этой траектории; возможность получения энергетического выигрыша (уменьшения требуемой характеристической скорости). Использование промежуточной орбиты ИСЗ разбивает весь активный участок на два участка: выведение на промежуточную орбиту и старт с этой орбиты.
При этом один крутой участок разгона заменяется двумя пологими разгонами (по крайней мере, второй разгон можно осуШествить так, что угол между скоростью и местным горизонтом был бы близок к нулю). При пологих разгонах гра-. витационные потери в скорости оказываются весьма малыми. В этом заключается важное преимушество маневров с использованием промегкуточной орбиты ИСЗ. Объективности ради отметим, что использование промежуточной орбиты заставляет преодолевать и определенные технические трудности. Так приходится запускать двигатель разгонного блока в невесомости, обеспечивать радиовидимость КА в момент старта его с промежуточной орбиты с наземных или других пунктов слежения и т.
д. Но эти трудности не являются определяющими при выборе схемы полета КА. Именно эту схему мы и будем обсуждать. При выборе высоты промежуточной орбиты следует рассматривать следующие обстоятельства: увеличение высоты промежуточной орбиты приводит к увеличению энергетических затрат (характеристической скорости) ракеты-носителя, но к уменьшению энергетических затрат разгонного блока. Увеличение требующейся характеристической скорости ракеты-носителя оказывается более существенным, определяющим. Поэтому высоту промежуточной орбиты целесообразно брать минимальной.
Уменьшение высоты промежуточной орбиты может привести к большим аэродинамическим возмушениям. Высота этой орбиты должна выбираться так, чтобы сделать достаточно малым аэродинамическое сопротивление ИСЗ, обеспечить достаточное 22В ~рема существования спутника на этой высоте. Для автоматической межпланетной станции Венера-1, запущенной 12 февраля 1081 года, промежуточная орбита была близка к круговой: перигейное и апогейное расстояния были равны соответственно бб01 км и 6858 км (средняя высота 230 км).
Для американского лунного корабля Аполлон использовалась промежуточная орбита высотой 188 км. Таким образом, межпланетный КА стартует с промежуточной орбиты ИСЗ. Высота этой орбиты такова, что аэродинамическими силами на участке схода с орбиты, как и в дальнейшем полете, можно пренебречь.
Импульсная аппроксимация активного участка полета КА при старте с промежуточной орбиты Предполагаем, что разгонный блок КА оснащен химическим ракетным двигателем. Время работы такого двигателя равно нескольким минутам, что составляет малую часть от всего времени полета КА. Это обстоятельство дает возможность использовать импульсную аппроксимацию активного участка траектории КА при его старте с промежуточной орбиты ИСЗ. При реализации траектории межпланетного перелета разгонный блок (кстати, он может быть и многоступенчатым) сообщает КА гиперболическую относительно Земли скорость Гь После этого КА движется относительно Земли по определенной гиперболической орбите до тех пор, пока не удалится от Земли на такое большое расстояние, что его траектория не может быть с достаточной точностью рассмотрена в рамках задачи двух тел (Земля — КА).
И здесь мы подошли к важной идее приближенного расчета траектории межпланетных аппаратов. Идея грависфер влияния Задача двух тел, которая описывает пассивное движение КА относительно гравитирующего центра в предположении, что никаких сил, кроме силы ньютоновского притяжения, на КА не действует, имеет простое аналитическое решение. Траектория КА оказывается коническим сечением (эллипсом, параболой или гиперболой), в одном из фокусов которого находится гравитационный центр. Все характеристики траектории достаточно легко связываются с начальными условиями (положением и скоростью КА), с условиями движения в любой точке траектории.
Это обстоятельство натолкнуло исследователей на мысль о целесообразности разбиения всего космического пространства на области — грависферы с преобладающим влиянием на траекторию космического аппарата только одного гравитирующего 229 тела (Земли или Солнца, или другой планеты Солнечной системы) с тем, чтобы в каждой области воспользоваться решением задачи двух тел — получить «куски» траекторий КА в грависферах, а затем провести «сшивку» этих «кусков» на границах грависфер.
Такая идея оказалась исключительно плодотворной. Оказалось, что можно указать такие правила разбиения пространства на грависферы, при которых траектория, «собранная» из «кусков» конических сечений, окажется весьма близкой к истинной траектории КА. В настоящее время есть несколько правил выделения грависфер. Во всех этих правилах планеты окружаются некоторыми замкнутыми поверхностями, внутренность которых считается грависферами планет. Остальное пространство считается грависферой Солнца.
Впрочем, понятие грависферы Солнца иногда формально не вводят, а считают, что если КА не находится в грависфере планет, то расчет его траектории проводится в рамках задачи двух тел Солнце — КА. Задача исследования траектории КА, предназначенного, например, для полета к Венере, в рамках метода грависфер разбивается на следующие этапы (рис. 6.1). 1.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
