Константинов М.С., Каменков Е.Ф., Перелыгин Б.П., Безвербый В.К. Механика космического полета (1989) (1246269), страница 54
Текст из файла (страница 54)
Первый тип траектории перелета соответствует угловой дальности перелета, меньшей 180', и называется траекториялш первого полувитка. Второй тип траектории перелета соответствует угловой дальности, большей 180', и называется траекториями второго полувитка. На рис. 6.16 изолинии траекторий второго полувитка лежат выше изолиний траекторий первого полувитка. Каждый из типов траекторий имеет свой локальный минимум.
На рис. 6.19 минимум )г среди траекторий первого полувитка, обозначенный тч ы, меньше минимума )г среди траекторий второго полувитка у' „,, В общем случае это совсем необязательно. Для случая полета к Марсу в период 1966 — 1967 гг,, иллюстрируемого рис. 6.16, дело обстоит наоборот. Из анализа изОлиниЙ этого РисУнка видно, что )гз го;о()г' »ге,о длЯ многих дат старта.
Таким образом, в рассмотренную эпоху выгодней было использовать траектории перелета второго полувитка. Из анализа семейств изолиний удается найти самое целесообразное время старта и время полета с точки зрения энергетических характеристик (минимума )г ). Из рис, 6.16 видно, что минимальные значения гиперболического избытка скорости составляют - 3 км/с и соответствуют времени старта январь 1967 г. и времени полета ЗЗО сут. Более подробное рассмотрение примеров изолиний можно провести с помощью рис. 6.20, взятого из 1!1~.
На нем в более крупном масштабе представлены гиперболические избытки скорости относительно Земли для полета к Венере в 1983 г. 27! Сл, гулу тпр 1УО 17У 77Х БЮ 1УХ7 УУБ Б КГ 7гг ьп, сугп 110 1УУ 177Г 277Г 7Х 17Х 77Х ЯЫ 1УУТ ггг Рггс. 6.20. Зависимость гиперболического избытка скорости от времени старта Тст и времена полета 1„к Венере в 1983 гл а — при полете по первому полувитку; б — нри полете по второму витку Сплоюнгае линии — изолинии гиперболического избытка скорости Р относительно Земли.
Пунктирные линии — изолинии гиперболического избытка скорости Р' относительно Венеры. Цифры у изолиний — величины гиперболических избытков скоростей и км1с 272 Часть а анализирует полеты по первому полувятку, часть б рисунка — полеты по второму полувитку. Каждой точке плоскости ҄— !„соответствует определенное значение гиперболического избытка скорости. Из рис.
6.20 видно, что при старте 6,6.1983 г. и времени полета к Венере 119 суток гиперболический избыток скорости у Земли равен 3,2 км/с. Поле изолиний дает возможность находить гиперболический избыток скорости у Земли по заданным дате старта и времени полета, дает возможность выбирать целесообразные даты старта и время полета, соответствующие минимальным или близким к минимальным энергетическим затратам. Так, из рис. 6.20 видно, что для рассмотренной эпохи (!983 г.) целесообразные даты старта и времени полета могут выбираться близкими к следующим значениям: при полете по траектории первого полувитка Т„= 12.И.1983, !,= !40 сут; при этом $' = 2,66 км/с; при полете по траектории второго полувитка Т„=27М.1983, !„=156 сут; при этом Г =2,42 км/с.
Таким образом, анализируя диаграммы гиперболических избытков скорости, можно выбрать целесообразные даты стартов и время полета КА к планетам назначения с точки зрения минимальной характеристической скорости разгонного блока межпланетного КА (минимального значения гиперболического избытка скорости относительно планеты назначения). Заметим, что с помощью аналогичной диаграммы легко анализировать планетоцентрическую скорость КА при входе его в грависферу планеты назначения (гиперболический избыток скорости у планеты назначения Г ). Анализ этой скорости интересен для исследования энергетических затрат активных маневров в окрестности планеты назначения (если оии предусмотрены схемой полета).
Если рассматривается пролет КА мимо планеты назначения или прямой вход спускаемого аппарата,в атмосферу планеты, то величина Г определяет скорость пролета, скорость входа в атмосферу и другие важные кинематические характеристики планетоцентрического движения, Так как гелиоцеитрическая скорость определяется по Т„и !. в результате анализа гелиоцентрического перелета, то изолинии гиперболических избытков скоростей относительно планеты назначения можно нанести на ту же плоскость ҄— !„ что и изолинии гиперболических избытков скорости относительно Земли. При этом с помощью диаграммы можно ие только определять Р', но и выбирать Т„, /„ из условия удовлетворения определенных ограничений на Г .
Анализ и выбор времени старта Т„ и времени полета к планете назначения !„ ведется с учетом многих ограничений. Укажем несколько обстоятельств, которые приходится учиты- 273 иапраеление на Еплнае по Зелг ллУлпп Ун.с Ув л Врлппта Врпапта Влипнет Налраелеиае иа гплнае Ф ° Ув Земля Ун.с ппнера Рис.
6.2). Геометрические характеристики подлета КА к Венере на первом (7) и втором (2) полувитках: рис — гелноцентрическвн снорость КА в момент подлете к гревисбгере Венеры; гелиоцентрическвв скорость Венеры в этот лге момент времени; М вЂ” гиперболический избыток скорости при подлете к Венере 274 вать при выборе схемы перелета.
Для определенности, пусть планета назначения — Венера. При сближении КА с Венерой на первом полувитке (Ф~ (180') подлет КА к Венере осуществляется с затененной стороны Венеры (со стороны, противоположной Солнцу). Поясним утверждение. На рис. 6.21 (он взят из '[36~) траектория полета к Венере на первом полувитке представлена дугой АВ. В момент подлета КА на первом полувитке положение Земли на ее орбите обозначено точкой,0. Точка В есть первое пересечение траекторией КА орбиты Венеры; радиальная гелиоцентрическая скорость КА в момент подлета к Венере отрицательная.
Характерные направления при подлете КА к Венере в точке В вынесены отдельно под номером 1. Направление КА — Венера в момент подлета к ней определяется направлением подлетной скорости (направлением планетоцентрической скорости КА в момент входа в грависферу Венеры). Эта скорость получается как геометрическая разность гелиоцентрической скорости КА в момент его подлета к Венере Рк, и скоростью планеты Г,. На рис. 6.21 эта разность найдена (см.
треугольник скоростей). Из рнс, 6.21 (1) видно, что при сближении с Венерой на первом полувитке подлет к планете осуществляется с теневой стороны. Сама планета (освещенная Солнцем часть планеты) видна в виде узкого серпа. Это может вызвать определенные трудности системы ориентации и навигации КА. Сближение с Венерой на втором полувитке происходит с освещенной стороны (см. траекторию АЕ рис. 6.21 и выноску 2 этого рисунка, точка г рисунка есть положение Земли при подлете КА к Венере на втором полувитке траектории). При полете к внешним (относительно Земли) планетам (Марсу, Юпитеру и т. д.) картина освещенности изменяется. При полете к Марсу на первом полувитке сближение с Марсом происходит с солнечной стороны, на втором — с затененной.
Отметим, что рассмотренная кинематика влияет на выбор компоновочных схем КА, выдвигает определенные требования на взаимное расположение звездных, солнечных и планетных датчиков и т. д. Чтобы оценить такие ограничения, в ряде случаев целесообразно на той же плоскости Т„, 1 нанести семейство изолиний указанных угловых характеристик (например, угла между Г и направлением на Солнце в момент подлета к Венере). В некоторых случаях на плоскости анализируемых времен Т„, 1„строится семейство изолиний кинематических и динамических характеристик, которые определяются после анализа геоцентрического движения КА (как отмечалось, такой анализ проводится после исследования гелиоцентрического участка траектории). Как примеры таких характеристик можно назвать: требующееся приращение скорости, сообщаемое КА разгонным блоком (или даже массовую отдачу разгонного блока, например массу полезного груза разгонного блока), склонение точки старта с промежуточной орбиты ИСЗ, склонение точки выхода из грависферы Земли и т, д, Отметим, что анализ склонения должен учитываться, например при рассмотрении условия радиовидимости КА с наземных пунктов в критические моменты его полета.
Аналогично геоцентрическим возможно исследовать планетоцентрические характеристики движения КА в окрестности планеты назначения. Окна запуска Анализ всех ограничений на характеристики КА, анализ критерия илн критериев выбора схемы полета КА приводит к нахождению целесообразных дат старта и времени полета и, следовательно, рациональной схемы полета КА в эту эпоху. Мы уже отмечали, что целесообразные даты старта повторяются через, примерно, синодический период.
Они соответствуют, например минимальным энергетическим затратам Разгонного блока (7„г,,;„. Если мы создадим разгонный блок с такой характеристической скоростью, то этот блок обеспечит перелет к планете назначения только в том случае, если точно будут выдержаны дата старта и другие параметры, ха- 275 Ср рактеризующие схему полета, Если по техническим илн другим причинам КА в этот момент времени запустить не удалось, то придется ждать следующей хорошей даты запуска (для Марса нужно будет ждать более двух лет). Понятно, что предлагаемая 7"~,„Г~,'~ Гвп Гш Г СИтуация НЕ уДОвЛЕтВОРЯет конструктора. ХарактеристиРио. 6.22.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
