Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г., Ярошевский В.А. Маневрирование космических аппаратов (1970) (1246622), страница 19
Текст из файла (страница 19)
Вывод корабля на орбиту станции может выполняться двумя путями. В первом случае корабль непосредственно из данной точки старта Ао выводится на орбиту станции (рис. 3.5). Подобный метод будем называть прямым выходом корабля на орбиту станции (в точку В,). При этом возможны два варианта: плоскость траектории корабля совпадает с плоскостью орбиты станции (рис. 3.5,а), плоскость траектории корабля наклонена к плоскости орбиты станции (см.
рис, 3. 5, б) на угол Лй Первый вариант называют компланарным, а второй — некомпланарным выходом корабля на орбиту станции. Величина угла Л~ зависит от геоцентрического углового расстояния Лсрае точки старта корабля от плоскости орбиты станции и геоцентрического угла ЛЬ, между точкой орбиты станции, расположенной на траверзе точки Ао, и точкой Во. Используя * За исключением отдельных случаев, оговоренных особо. соответствующую формулу сферической тригонометрии для пря- моугольного треугольника, находим 'ек Л)= е д„ а!и Ьв» Заметим, что в случае эллиптической орбиты станции величина угла Лд, определяется как модуль разности истинных аномалий соответствующих точек орбиты. Из равенства (3.2) следует, что Л)=О при Лгроа=О.
Следовательно, компланарный выход возможен лишь в том случае, когда точка Ао располагается в плоскости орбиты станции. Прн дан- Вд а) О а) Рис, 3. 5. Схемы прял~ого выхода корабля на орбиту стан- ции Рис З.б. Выход кооабля на орбиту станции с использованием дежурной орбиты ном значении Лсроа минимальное значение Л( будет при Лд„=п)2 и определяется равенством Л) гв=Лероа. Случай Лба= — л)2 практического значения не имеет, так как он соответствует встречному движению корабля и станции, что приводит к очень большой скорости сближения и требует чрезмерно больших затрат топлива на последующее наведение. Поэтому реальные значения Лд, находятся в пределах О~ ЛЬ,<" и, что соответствует изменению угла Л) в диапазоне от Лгпи„до л!2.
Наряду с прямым методом может использоваться предварительный вывод корабля на промежуточную (или дежурную) орбиту (рис. 3. 6) с последующим переходом на орбиту станции. Такой метод будем называть выходом с промежуточной (дежурной) орбиты. В качестве промежуточной орбиты выбирается либо круговая орбита (см. рис. 3. 6, а).
которая по экономическим соображениям должна располагаться ниже орбиты станции, либо эллиптическая орбита (см. рис. З.б,б), апогей которой касается орбиты станции. При этом также принципиально возможны два варианта: компланарный (плоскости промежуточной орбиты и орбиты станции совпадают) и некомпланарный выход на орбиту станции. В качестве переходной орбиты (см. рис. 3. 6, а) пелесообразно использовать эллипс Хомана — полуэллиптпческую орбиту. пе- мб ригей которой касается дежурной орбиты, а апогей — орбиты станции. В апогее, который совпадает с точкой В, выхода корабля на орбиту станции, должно выполняться условие !3, !). При использовании эллиптической промежуточной орбиты дежурный полет корабля происходит до тех пор, пока в момент его выхода в точку В0 не будет выполняться условие (3. 1).
Во всех рассмотренных методах вывода космического корабля на орбиту станции в процессе полета к точке В, могут выполняться орбитальные маневры (не считая маневра орбиталыюго перехода с дежурной орбиты). Их принято называть маневрами на среднеи участке траектории встречи. Необходимость в таких ь!ансврах может возникнуть в случае, если ошибки вывода велики и условие (3, 1) в точке В0 не выполняется. Онн обеспечивают коррекцию указанных ошибок. В точке Вз начинается следующий этап — наведение корабля на станцию, которое состоит из грубого наведения н точного наведения. В результате грубого наведения, которое принято называть маневрированием на конечном участке, кораблю сообщается импульс скорости ЛК<. Этот импульс примерно выравнивает скорости корабля и станции (не считая относительно небольшой скорости их сближения).
В общем случае некомпланарного выхода импульс ЛР„. определяется как векторная разность В том случае, когда корабль выходит в точку Ве по касательной к орбите станции векторы Г, и Ри лежат в одной плоскости и модуль вектора ЛГ„. определяется равенством (рис. 3. 7) (3 3) где дГ„= К,— 1/,соз д! — продольная составляющая; дЬ' =-р'„з!и б! — боковая составляющая. Если выход компланарный, то Лри=ЛГ„. Однако достижение идеальной компланарпости практически исключено вследствие неизбежных ошибок наведения. Поэтому целесообразно ввести практическое условие компланарности.
Очевидно, что выход корабля на орбиту станции можно считать практически компланарным, если составляющая Л1'а оказывает сравнительно малое влияние на величину ЛГи, что. как видно из равенства (3,3), предполагает С учетом малости угла Лг', полагая з!п Л! — Л! и соз Л|'=1, получим 3б!.< — ' — 1. г; Для оценки этого условия положим, что используется прямой выход с геоцентрическим углом Ьд,=я12, а точка Ве является апогеем траектории вывода (рис. 3.8).
Тогда, применяя уравне)1а Рис. 3. 7. диаграмма скоростси прп иекомппааариом аыходс Рис. 3. 8. Схема орбиты аыаепсипп прп аб=.во' ние (1.9), с учетом равенства (1, 13) к точкам А, и Ве орбиты вывода получим уравнения а (1 — е') = К а (1,:— еа) = — Н вЂ” Н, е решение которых с учетом малости Но!1х дает а — В, Скорости корабля и станции на основании формул (1. 15) и (1.
17) будут Преобразуя последнее равенство, находим и условие практической компланарности приобретает вид Зд)-< . — 1. Но 1 —— Р Линеаризуя правую часть по На)Р, окончательно получим 33К вЂ” ". (3. 4) 2тс 11а На рис. 3. 9 в соответствии с условием (3.4) показана область практически компланарного выхода космического корабля на орбиту станции. По окончании маневра на конечном участке начинается точное наведение, которое обеспечивает управление сближением со станпией.
Его основное назначение состоит в том, чтобы обеспечить сближение корабля со станцией с постепенным уменьшением скорости сближения до безопасной величины. Одновре- менно по мере сближения осуществляется взаимная ориентация корабля и станции по;щнии визирования. Как уже отмечалось выше, в некоторых случаях имеется дополнительная фаза прецизионного управления сближением. За этой фазой следует завершающий этап — причаливание корабля к ссанцпи. Прспизиопное управление не имеет принципиальных 0 100 300 ддд ддд ддд ддд Гдд ддд 900 Нц гон Рнс. 3.9.
Область практически коыпланарного выкала ~аг, =- Згп) отличий (с точки зрения законов управления) от псрвой фазы управления сближением. Вго особенность состоит лишь в более высокой чувствительности системы управления, других значениях параметров (коэффициенты усиления и т. п.), Поэтому аналитическое исследование можно проводить для обеих фаз одновременно.
Характерной особенностью управления сближением является возможность его осуществления космонавтом с помощью системы ручного управления. ьч 3,2, МАНЕВРЫ, ОБЕСЯЕЧИВАЮН(ИЕ ВЫХОД НОРАБЛЯ ИА ОРБИТУ ВСТРЕЧИ В произвольный момент старта космического корабля точка старта может находиться на значительном геоцентрическом угловом расстоянии аарон и выход на орбиту станции будет некомпланарным. Такой выход требует выполнения бокового маневра для поворота плоскости орбиты корабля на угол Лг', определяемый равенством (3.2), что связано с дополнительной затратой топлива на создание импульса Лао.
Для повышения экономичности операции встречи необходимо стремиться к тому, чтобы обеспечить компланарный выход, а если это невозможно, то к уменьшению угла Лсроа. Следовательно, боковой маневр можно заменить частично нли полностью выбором («маневромъ) места и момента старта. Учитывая отмеченные выше случаи практического применения операции встречи, можно рассматривать след) ющие ва- Ы9 рианты запуска космического корабля для выведения па орбиту станции. 1. Запуск корабля н станции производится из однои и той же точки старта Ао.
Корабль запускается со сравнительно небольшим интервалом после старта станции (несколько часов пли одни-двое суток). 2. Запуск космического корабля пз той >ке точки Ась с которой стартовала станция, или из некоторой другой точки Ара. Корабль запускается с интервалом в несколько суток (как видно из рис. 3,3, этот интервал может составлять 1 — 3 месяца). По. добный вариант характерен для запуска корабля снабжения.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
