Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 134
Текст из файла (страница 134)
5. А н ф и м он Н. А. Ламинарный пограничный слой на химически активной поверхности. — «Изв. АН СССР», ОТН, сер. «Механика и машиностроение», 1962, № 3. 6. Б а бенка К. И. и др Пространственное обтекание гладких тел идеальным газом М., «Наука», !964. 7. Б и б е р м а н Л. М.
и др. Рациональный нагрев при гиперзвуковом обтеиании.— «Космические исследования», т. 2, вып. 3, 1964. 8. Б и ч е р, Розе н с в ей г. Механизм абляции пластмасс с неорганическим армированием. — «Ракетная техника», 1961, № 4. 9. Б р а ил о в с к а я И Ю., Чудов Л. А. Решение уравнений пограничного слоя разностным методом — В сб. «Вычислительные методы и программирование». М., МГУ, 1962 1О. В в еде н с к а я Н. Д. О трехмерном ламинарном пограничном слое на затупленном теле. — «Изв. АН СССР», сер.
«Механика жидкости и газа», 1966, № 5. 11. Гилинский С. М., Теленин Г. Ф., Тиняков Г П. Метод расчета сверхзвукового обтекания затупленных тел с отошедшей ударной волной. — «Изв. АН СССР», сер. «Механика и машиностроение», № 4, 1964. 12. Д ья ко нов Ю. Н. Пространственное обтекание затупленных тел с учетом равновесных физико-химических реакций. ДАН СССР, т. 15?, № 4, 1964.
13. Козле в Л В. Экспериментальное определение закона теплообмена для турбулентного пограничного слоя в сверхзвуковом потоке. — В сбл «Исследование тепло- обмена в потоках жидкости и газа». М., «Машиностроение», 1965. 14. Коньков А.
А., Нейланд В Я., Николаев В. М., Пластин и н Ю А. Проблема лучистого теплообмена в гиперзвуковой аэродинамике (обзор].— «Теплофизика высоких температур», 1969, том 7, № 1, стр. 140 — 164. 15. Л и з Л. Ламинарная теплопередача на затупленном теле при гиперзвуковых скоростях. — В сбл «Научные проблемы искусственных спутников Земли». М,, ИЛ, !960. 16 Лунев В. В., Магомедов М. К., Павлов В. Г. Гиперзвуковое обтекание притупленных конусов с учетом равновесных физико-химических превращений. Изд-во ВЦ АН СССР, 1968.
!7. Му г а л е в В П. Экспериментальное исследование турбулентного слоя на пористой поверхности при вдувании различных газов и переменном числе М потока. Сб. «Всесоюзный съезд по теоретич. и прикладной механике», М., «Наука», !964. 18. Муга лев В П. Влияние вдувания различных газов на теплообмен вблизи передней критической точии затупленного тела.
— «Изв. АН СССР», сер «Механика», !965, № 1, стр. 175 — 180. 19. Пол еж а е в Ю. В. Теоретический анализ нестационарного прогрева и разрушения стеклопластика в оиресгности критической точки. — «Иэв. АН СССР», ОТН, сер. «Механика н машиностроение», № 3, 1964, стр. 3 — 8. 20. Пред води тел ев А.
С и др. Таблицы термодинамических функций воздуха. Изд-во АН СССР, 1957 21. Ф э й Д И., Р и дд ел л Ф. Теоретический анализ теплообмена в лобовой точке, омываемой диссоциированным воздухом. — В сб. «Проблемы движении головной части ракет дальнего действия», М., ИЛ, 1959, стр. 217 †2. 22. Ч е п м е н Д., Р у без и н М. Профили скоростей и температур в сжимаемом ламинарном пограничном слое с произвольным распределением температуры поверхности. — Сб. переводов «Механика», вып 4, М., ИЛ, 1951, стр. 60 23.
Эккерт Э. Р., Дрейк Р. М. Теория тепло- и массообмена М» Госэнергоиздат, !961, стр. 227. 24. Энциклопедия современной техники. — «Конструкционные материалы», т 1 — 3. М, «Советская энциклопедия», 1963 — 1965. 25. А б а ш з М а с С. Весен! адчапсеэ 1п аЫаБоп. А!45 ?оцгпа1, чо!. 29, Хо. 9, 1959, рр. 625 — 632.
26. В е1Ь е Н. А., А д а гп э М а с С. А Ьйеогу 1ог Гпе аЫа1юп о1 ц!вазу гпа1еХайь 3оцгпа1 о1 Аего/Брасе Зс1епсез, чо!. 26, Хо. 6. р. 321 — 328. 27. С аЬеп С. В., й ее Ьо1йо Е. Вйп1!аг эо1Ш1опз 1ог Рне 1апт!паг сошргеэз1Ые Ьоцпбагу 1ауег м!!Ь Ьеа1 1гапз1ег апб ргезэцге цгаб!еп1. ХАСА Кер., Хо. 1293, 1957. 28.
Н а п ее п С. Р. Арргохппа1!опз 1ог 1Ье1Ьегшодупаш!с апд 1гапзрог1 ргорегБез о1 Ыцй 1егпрега1цге а!г, ХАБА ТК вЂ” В50, 1950. 29. КезЬо1йо Е., Весйт«115 3. Сотргезэ!Ые 1апнпаг Ьоцпбагу 1ауег оуег а уашед 1пйп!1е су11пдег ту!05 Ьеа1 1гапз1ег апб агЬВгагу - РгапдВ пцгпЬег ХАСА !4ер., Хо. 1379. 1958.
ГЛАВА Х/Х ОПРЕДЕЛЕНИЕ УСЛОВИЙ НАБЛЮДЕНИЯ ЗА ПОЛЕТОМ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ С НАЗЕМНЫХ ПУНКТОВ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ а — большая полуось орбиты.  — географическая широта. Π— радиус зоны видимости е линейной мере л( — наклонная дальность. Š— зксцентрическая аномалия. е — эксцентриситет. Аà — порядок орбиты (целое число витков полета за сутки). Ь вЂ” высота полета,  — географическая долгота. и — параметр орбиты.
г! — средний радиус Земли. г — расстояние от центра Земли до текущей точки на орбите. Т вЂ” период обращения спутника по орбите. а — действительная полуось гиперболы. а' — угол обзора аппаратуры КА. 9 — радиус зоны видимости в угловой мере у — угол места наблюдения КА с наземного пункта, 5 — склонение КА. е; )л — константы гравитационн>го поля Земли. ф — геоцентрическая широта. 0 — истинная аномалия. а> — аргумент перигея орбиты.
ыа — угловая скорость вращения планеты Й вЂ” долгота восходящего узла, отсчитываемая от точки весеннего равноденствия. 19.1. ТРАССЫ ПОЛЕТА Трасса полета (проекция орбиты на поверхность вращающейся Земли) можег быть построена следующим образом.
Рассчитывается широта В и долгота Е (рис. !9. !) ряда точек орбиты по фор. л>узам: В = агсзщ (з!п и з!п !) г (19. 1) 5 = 0+ агс!д(!9 и соз л) — В 4- 50 —, Т где и — аргумент широты; л — наклонение орбиты; Л) — начальное значение долготы восходящего узла; В = Во + и (! — (з ) — звездное время на гринвичском меридиане; з Во — звездное время в некоторую гринвичскую полночь (берется из Астрономического ежегодника); гз — время наступления втой полуночи; ! — текущее время полета; з л> = 7,29211 1Π— зс — ! .—.. 0,25068 град мин — ! = 15,0411 град 'ас — угловая скорость вращения Земли; а0 — прецессия узла орбиты за один оборот; Т вЂ” период обращения ИСЗ.
560 Полученные в результате расчета точки наносят на карту и соединяют плавной линией, которая и является трассой полети. Высота полета определяется нз выражения й=г — Д, (19. 2) Мгрийиан игеиущей игреки лтрасбвг Iв и) Рис. !9. 1, Элементы орбиты: о — в пространстве; б †плоскости где г — расстояние от центра Земли до текущей точки на орбите Š— средний радиус Земли. Входящие в (19.
1) н (!9. 2) величины и, 5 Ь() и г находятся по разным формулам в зависимости от формы орбиты. Круговая орбита (е=б) г — (я и=2к —; Т (19. 3) 2п е сов с а9 = — — соа г = — А г2 р. т.2 (19. 4) (19. 5) где !в — время прохождения ИСЗ через плоскость экватора в восходящем узле орбиты; е = 2,634 10!о кмб/сз; р. = 3,98602.102 кма/ст; А=-4,15196 102 км2. Для расчета трассы необходимо задаться шагом по времени ! — 5 мин, ллиптическая орбита (0<е<1) со+ й; е е =ма+ йм Т и е — — (5 соз2 с — 1); р2 Š— еьйпЕ т+ л ,32 Е .уг~ — е 2 р' 1+е 2' Иа Ип га — 1 — !в га — Гь г„ + гп 2а а 2п з сов! д!) = — — — соз ! = — А —; рз р рз Р = а (1 — аз) = г (1 + е соз 5) = га (1 + е! = г, (1 — е); р = а (1 — е соз Е).
1+ а сов й ЬЯ,Ьсо,град 0,75 0,50 0,25 -0,255 0,5 Рнс. 19. 2. Изменение положений перигея Лы и узла орбиты Л() (прецессия) за один виток в зависимости от наклонения 1 для различных орбит В этих формулах: ио — начальное значение аргумента перигея; — момент времени, на которое взято ыы т — время прохождения КА через перицентр орбиты; г„ Иа — длина радиуса-вектора и высота апогея; гч, Иа — длина радиуса-вектора и высота перигея; Ьм, 59 — прецессии перигея и узла орбиты за один виток (рис. 19.2); а — большая полуось орбиты.
Для расчета трассы эллиптической орбиты задаются шагом по истинной аномалии (5' — 20 ] и по приведенным формулам находят координаты точек проекции. При необходимости рассчитывать координаты с шагом по времени решают уравнение Кеплера Š— е з1п Е = х (! — т). При е(005 можно без потери точности расчета по формулам (19.!) пользоваться выражениями, справедливыми для круговой орбиты (19.3) и (19.4), а при е(0,00!5— также формулой (!9. 5). Максимальные ошибки расчета эллиптических орбит с высотой перигея И и высотой апогея И„по формулам кругового движения приведены в табл.
!9. 1 — 19.4. 562 Таблица 1В1 Ошибки расчета по высоте Ошибки расчета по высоте (в км) для различных высот пери гея И,.„км Ошибки расчета по высоте (в км) для различных высот перигея Ли, км 400 600 800 200 600 400 800 200 1000 !000 Таблица 19.2 Ошибки расчета вдоль орбиты Ошибки расчета вдоль орбиты (н км) для различных высот перигея Ли, км Ошибки расчета вдоль орбиты (в км) для различных высот перигея Ли, км 1000 800 !000 200 400 600 800 200 400 200 0 400 200 800 600 1000 800 Таблииа 19.3 Ошибке расчета по времени Гиперболическая орбита (е)1) и =. ю + 8; У=— „зш Н / е — 1 !6 — =- 1/: !5 — ' 2 1г е+1 2 е =- 1 + — =- 1/ 1 + —; а 1/ а Ь!2=0; Р =- а(е ей Н вЂ” 1); 1+е сов 8 р = — а(ез — 1) = г (1 + е соз Э) = г„(! + е), где о — действительная полуось гиперболы.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
