Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 107
Текст из файла (страница 107)
Применение рассматриваемого метода автономной навигации для проведения маневра торможения основано на следующем свойстве [3) траекторий; для широкого пучка гиперболических траекторий существует расстояние гл, на котором направление на притягивающий центр достаточно точно совпадает с направлением вектора скорости в точке торможения (направлением оси тормозного двигателя). Пусть А (рис. !5. 37) — точка торможения (маневра). Расстояние гв от цен гра планеты до точки В, в которой направление на центр планеты параллельно вектору скорости )г, в 1очке А, равно: г„- г,/г (! -(- соз а), гле г — расстояние от центра ло точки А; л )г, г„ .2 Ь =- — величина, зависящая только от энергии траектории и от г и не за- .1 л висящая от Ь; а--угол меж1у вектором Р и направлением на центр планеты в .очке А; !' з(п а =- (г Ь. 1 Л С точностью до членов второго порядка по а расстояние гв постоянно для всех траекторий пучка н равно: гд ---- 2Ь г 457 Если для всех траекторий за расстояние га брать эту величину, то совершаемая ошибка в определении расстояния гв оценивается величиной г хй х Лг = г й (1 — сова)= пз.
В л А При этом для ошибки в определении направления вектора скорости Ул (и направления оси тормозного двигателя) имеет место следующая оценка. у в Лгв пв гв где цз — угол между вектором ско- рости и направлением на центр пла- неты в точке В; Рис. 15.37. Схема ориентации по вектору У скорости при маневре ьйп ц = — Ь. в У г Величина Лц имеет третий порядок малости относительно Ь. Допустимая ошибка ЛЬмхх в определении орбиты по прицельной дальности для случая центральной трубки определяется по формуле 1 3, ЛЬюхх = — У 2РУ гв Лаххах, У в Ю где Ло, „— допустимая ошибка в ориентации тормозного двигателя, в радианах.
В табл. 15. 2 приведены значения гв, Лг и ЛЬ,х для характерных при сближении с планетами скоростей 1' Таблица 75.2 Небесное тело 5%иах угл. мин г км гв, км У, км'с Л Ьмах, км Л'в Земля 6370 6100 3400 28 700 27 500 22 300 7 260 8 200 9 720 440 420 510 100 130 185 4600 4400 1600 1960 1100 890 Венера Марс Луна 1740 Для Луны приведены данные для нескольких значений 1' , чтобы иллюстриронать влияние этой величины. Возникающая вследствие угловой ошибки Лц боковая скорость Уз в конце торможения оценивается по формуле Уз = 1'хбп, где У вЂ” скорость торможения, У,= )г„.
Пример. Для случая посадки на Луну при допустимой точности ориентации Лц , =5' (Уа (5 м/с) допустимое отклонение траектории от расчетной составляет 1100 км (при У = 1 км!с, гл = 1800 км), при этом гв =8200 км, а Лгв( 130 км. Из рассмотренного свойства пучка гиперболических траекторий следует, что для осуществления маневра торможения при вертикальной посадке на планету может быть использован следующий метод автономной ориентации и навигации. Существо способа сводится к тому, что для большой трубки траекторий можно выбрать такое расстояние гв (фиксированное для всех траекторий трубки), иа котором направление на центр планеты параллельно (с высокой точностью) вектору скорости аппарата и оси двигателя, осуществляющем торможение.
Это направление сохраняется каким-либо способом (например, с помощью гироскопз илн оптической привязки к небесным светилам) до момента включения двигателя. Момент включения двигателя определяется каким-либо другим способом (например, с помощью высотомера). Момент прохождения расстояния гв определиется по расчетному времени или высотомеру Этот способ ориентации и навигации требует существенно меньшей точности знания траекторий, чем ориентация по прогнозируемому вектору скорости.
Г!ри этом ориентация на центр планеты не требует проведения сложных вычислений в процессе полета, так как расстояние гв практически не зависит от ошибки выведения и может быть выбрано еще до осуществления полета [2[. Далее можно отметить, что данный метод ориентации импульса по вертикали к планете может быть применен не только при вертикальной посадке, но и в некотором диапазоне нецентральных траекторий [4[, Возможны и другие применения этого метода.
Так, например, для проведения маневра схода с круговой обриты у планет можно ориентировать двигатели иа центр планеты, а затем через ээ периода провести маневр торможения. Для осуществления перехода с гиперболической орбиты на орбиту спутника планеты, а также для изменения периода или апоцентрического расстояния сильно вьпянутой орбиты возможна ориентация иа центр планеты в параметре орбиты и проведение в перицентре маневра торможения [4). 15.2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ МАНЕВР Аэродинамическим маневром (АМ) принято называть управляемое движение космического аппарата (КА), предназначенное для изменения параметров орбиты при помощи аэродинамических сил. Применение АМ расширяет маневренные возможности КА, обладающего несущими свойствами, и дает энергетическое превосходство АМ над газодинамическим маневром (ГМ).
Риг. 15 38. Аэродинамический поворот орбитальной плоско- сти (арбитальвый АМ) Использование аэродинамического маневра может преследовать различные цели: — изменение наклонения орбитальной плоскости и долготы восходящего узла (рис. 15. 38); — искривление траектории снижения в атмосфере для изменения продольной и боковой дальности спуска с целью посадки в заданном районе земной поверхности (рис. 15. 39); — расширение коридора входа в атмосферу; — изменение периода обращения для фазирования с другим КА, например прн выведении транспортного КА в точку встречи с космической станцией (КС) (!.ис. 15. 40); — малые изменения всех орбитальных элементов для перехода на новую заданную орбиту или для коррекции первоначальной орбиты. 459 В соответствии с этим следует различать пять типов АМ; 1.
Аэродинамический поворот орбитальной плоскости (орбитальный маневр). 2. Предпосадочиый АМ (маневр на возвращении). 3. Расширение коридора входа (входной маневр). 4. Фазирующий АМ. 5. Аэродинамический маневр с помощью малых аэродинамических сил (корректирующий АМ). бди рйРхУ Рис 15. 39, Аэродинамический маневр при возвращении (предпосадочный АМ) у †сх с иачадевоя орбиты; 2-аход а атмосферу; 3 †точ во- садки Возможность осуществления АМ достигается приданием КА определенной формы, обеспечивающей нужную величину максимального аэродинамического качества (Км„) при гиперзвуковых скоростях полета.
Это ведет к некоторому утяжелению конструкции Рис. 15.40. Аэродинамический маневр при встрече с другим КА нли КС (фази- рующий АМ) т — траектория фаавроваиия КА а атмосфере; 2 — авориа» орбита КА; 3 — орбвта КС КА. Кроме того, осуществление АМ требует применения специальной системы теплозашиты наружной поверхности КА и теплоизоляции его внутренних объемов. Поэтому превосходство АМ над ГМ обеспечивается только при условии, что утяжеление конструкции КА с АМ будет меньше, чем выигрыш в весе топлива по сравнению с КА, способным выполнить такое же изменение параметров орбиты при помощи ГМ. 15.2.1. Поворот орбитальной плоскости Этот тип АМ будет выполняться в случае необходимости изменить положение орбитальной плоскости относительно инерциального пространства (система координат Охра, см. рис.
15. 38). Такая необходимость может встретиться при повторном проходе над заданной точкой поверхности вращающейся планеты или при переходе с одной заданной трассы на другую; при этом изменяются наклонение т и долгота восходищего узла орбиты П (рис. 15. 4!). Остальные элементы орбиты могут не изменяться: для круговой орбиты конечная высота равна начальной, для эллиптической — равны начальные 4бб и конечные высоты перигея и апогея и неизменно угловое положение перигея Ф относительно плоскости отсчета (см. рис. 15. 41). Аэродинамический разворот орбитальной плоскости может выполняться следующим образом: КА при помощи импульса бортовой двигательной установки (ДУ) сходит с первоначальной орбиты, погружается в плотные слои атмосферы и совершает разворот за счет боковой компоненты подъемной силы.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
