Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 36
Текст из файла (страница 36)
Полученные суммарные зависимости позволяют провести анализ траекторий с учетом ограничений, накладываемых условиями отлета от Земли и подлета к планете, На рис. 5.8 — 5,!! приведены изолинии указанных выше параметров, характеризующих траектории полета к Венере и Марсу при встрече с планетами на первом полу- витке. Из приведенных зависимостей видно, что имеется траектория, обеспечивающая минимум скорости У, и, следовательно, энергии. Эта траектория соответствует оптимальной дате старта. При отходе от оптимальной даты старта величина потребной скорости увеличивается. Для каждой даты старта существует множество траекторий.
обеспечивающих сближение с планетой и характеризующихся различными значениями скоростей отлета и времен полета. Из совокупности траекторий, обеспечивающих полет КА к. планете назначения, для каждой даты старта должна быть выбрана такая траектория, которая наилучшим образом удовлетворяет поставленным перед ней требованиям, изложенным выше. Диапазон возможных дат старта определяется из соотношения Е,(Ею 1,2 1 где Е» — — — — потребная энергия выведения КА на межпланетную траекторию; 2 Ер — располагаемая энергия выведения ракеты-носителя прн выбранном весе КА. Соотношение Е,(Ер определяет иа рис. 5.8 — 5.!! области, в которых можно варьировать характерные параметры. Ограничения на величины йы, Уа и др., связанные с особенностями работы КА, могут, в свою очередь, привести к сужению области возможных траекторий, Так, например, ограничения по широте начала пассивного участка траекторий ~рч при полете к Венере, например ~р«~)40', приводят к тому, что тра.
ектории с малым временем полета выпадают из рассмотрения. Аналогичные ограничения могут быть и по другим параметрам. Следует отметить, что в пределах рассматриваемых областей параметры, характеризующие полет КА, меняются плавно от одной даты старта к другой. Поэтому достаточно проанализировать только наиболее характерные опорные траектории, выбран. ные в диапазоне возможных дат старта с учетом всех требований и ограничений и обеспечивающие выполнение поставленных перед космическим аппаратом задач.
В качестве опорных дат старта для последующего исследования особенностей прогнозирования и коррекции межпланетных траекторий выбираются, как правило, оптимальная дата !60 Дата арарата тх Бг 77ХБХ РХ гж 1777 гШП 7гХ гХ гХ)дата старта Рис. 5. 6. Зависимости скорости отлета от Земли )7г (км)с) от дат старта и дат прилета к Венере Дата РХ г.ш гп г ХП г Шу 'Нг гдББ ггхБ7 гх гхг гхп г!ББ .гр гш гш дата сагарта Ргс.
6.7. Зависимость скорости отлета от Земли Уг (км/с) от дат старта и дат при- лета к Марсу 6 3669 Дата прилета 19.ИТ 11.Ы94 19Ш 71 Ж 79Ш 31 Ш 5 Ш Ш аг 15 9794 Лала ГП7ППП7 ° Рис, б.8. Зависимость скорости отлета от Земли У~ (км/с), скорости подлета Уа (км/с) и широты <р„ начала пассивного полета от дат старта и дат прилета к Венере и=50' Дата прилета 7ФИ( .Шрл 1ВШ ПШ 2ЕШ 91.Ш 5Ш ШШ ШШ Лата егпарта Рис.
6,9. Зависимость скорости отлета от Земли у~ (км(с) и углов между вектором скорости Уа н направлениями Солнце — Венера (р) и Земли — Венера (у) от дат старта и дат прилета к Венере 162 дала драила (лг г4ЛГ гуш е,г г4г рж аш жл ггш г5.гг (хп ах( даша с'падтпа Рис. 5. 10. Зависимости скорости отлета от Земли )т, (км/с), скорости подлета )тт (км/с) и широты ~р, начала пассивного полета от дат старта и дат прилета к Марсу дата ариаста 6.тГ 2,5 =го' =11,5 11(Ш У4И Б,Щ4 1(Ж (д;1( 112? ЖЖ 1ХК ЕХУ Дата старта Рис. 6.11. Зависимости скорости отлета от Земли )г~ (кмгс) и углов между вектором скорости гт и напранлениями Солнце — Марс (6) и Земля — Марс (у) от дат старта и дат прилета к Марсу 164 даты, соответствующие началу и концу выбранного диапазона и в случае необходимо. сти в середине интервалов между крайними и оптимальной датами.
5А.2. Исследование траекторий движения на геоцентрнческом участке Полет на геоцентрическом участке траектории имеет ряд особенностей, связанных с ббльшей скоростью КА относительно Земли. Проекция траектории КА на вращающуюся Землю (трасса) представляет собой петлю. Движение относительно поверхности Земли по ее восходящей ветви пронсхо. г1г, град Бр Рис. 5.!2. Зависимость угла места гр от времени полета г, на приземном участке полета к Венере для опорных дат старта дит на восток, а движение по нисходящей ветви — на запад. Это объясняется тем, что вначале КА имеет угловую скорость, большую скорости вращения Земли, затем его угловое перемещение замедляется, он удаляется почти по радиусу-вектору и его трас- г1г, град БП гр -уд Рис.
5. 13. Зависимость угла места зР от времени полета г, на призем- ном участке полета к Марсу для опорных дат старта са в основном определяется скоростью вращения Земли и склонением вектора скорости КА. При отрицательных склонениях трасса проходит по южному полушарию Земли, при положительных — по северному. Это обстоятельство определяет условия и продолжительность видимости КА из измерительных пунктов. В начале пассивного участка полета проводится «прнземный» сеанс связи с КА. В течение етого сеанса осушествляются траекторные измерения, а также контролируется работа бортовых систем. Обычно в приземном сеансе принимает участие ряд изме- 165 рительных пунктов, расположенных вдоль трассы и вступающих в связь с КА по мере того, как он входит в зону их видимости.
Программа работы наземных измерительных пунктов определяется в результате расчетов углов места для различных пунктов по времени полета КА. Связь с ним может обеспечиваться по команде с Земли, а также путем включения сеанса от бортового программно-временного устройства г'.10~ сс кл град г) г) 01 10 1О Бп БО 40 Бп Бп 10 Бп яп 100 110 г даи Рис. 5. 14 Зависимость угла а Солнце — КА — Земля и расстояния г КА— Земля от времени полета на приземном участке полета к Венере для опор- ных дат старта 1автономные сеансы). В последнем случае на борту КА закладывается программа включения автономных сеансов, при составлении которой необходимо учитывать следующее: — сеансы связи должны проводиться в то время, когда КА находится в зоне видимости наземного пункта связи; — в случае полета одновременно нескольких КА сеансы связи должны быть разнесены по времени в интервале видимости с учетом продолжительности сеансов и величин промежутков между ними.
г10" а кг град маак 10 БП БП 4П БО БП Рис. 5.!5. Зависимость угла а Солнце — КА — Земля и расстояния г КА— Земля от времени полета 1, на приземном участке полета к Марсу для опорных дат старта На рис. 5.12 и 5.13 изображены расчетные кривые изменения угла места тр по вре- ьыни полета, отсчитываемому от момента начала пассивного участка траектории, для района Крымской астрофизической обсерватории. Очевидно, что наивыгоднейшие условия для радиосвязи будут в том случае, когда КА находится вблизи верхней кульминации относительно измерительного пункта.
Для обеспечения нормальной работы солнечных батарей необходимо, чтобы их плоскость имела постоянную ориентацию на Солнце, осуществляемую с помощью солнечного датчика и управляющих сопел. Однако на приземном участке полета яркость Земли настолько велика, что возможна ложная ориентация солнечного датчика на Землю. В этом случае момент возможного начала постоянной ориевтации на Солнце выбирается после расчетов звездной величины Земли.
На рис. 5.14 и 5.!5 приведены кривые изменения расстояний г Земля †н угла Солнце †КА вЂ З по времени голета 1„ которые используются при расчетах звездной вечичины Земли. 5.4.3. Исследование траекторий движения на гелиоцентрическом участке полета После определения параметров гелиоцентрнческих траекторий для выбранных опорных дат старта проводятся расчеты наиболее важных характеристик движения КА. На рис. 5. 4 и 5. 5 приведены проекции орбит планет и КА на плоскость эклиптики; ~ам же нанесены положения КА, Земли и планет назначения для различных моментов времени. Указанные рисунки дают наглядное представление о траекториях движения КА.
Для указанных выше опорных траекторий, как и в случае полета на гелиоцснтри,еском участке, проводятся расчеты наиболее важных параметров движения. Например, рассматриваются параметры, которые характеризуют условия радиосвязи, в частности условия радиовидимости КА. т,« блгия магхэзсгза 100 153 733 1„гуш Рис. 5.!6. Изменение начала видимости, кульминации и конца видимости по времени полета 1, для опорных дат старта к Венере В течение полета продолжительность видимости и положение интервала видимости меняются.
Для того чтобы команды на начало автономных сеансов выдавались с учетом радиовидимости, суточный цикл программно-временного устройства (бортовое время) должен быть выбран так, чтобы начало автономных сеансов не выходило зэ пределы интервала видимости в течение всего времени полета.
На рис. 5.!6 н 5.17 изображены кривые изменения верхней кульминации, а также начала и конца радиовидимости КА для района Крымской астрофизической обсерватории. При полете к Марсу суточный цикл бортового времени можно принять равным 23ьбуэ, а прн полете к Венере 23ьббм. В этом случае автономное проведение сеансов связи возможно в течение всего времени полета КА. !67 Для получения наибольшей эффективности радиолинии КА — Земля необходимо, чтобы бортовые антенны на КА были расположены наивыгоднейшим образом. При этом энергетические характеристики и диаграммы направленности бортовых антенн зависят от возможных расстояний от КА до Земли и от значения углов Солнце — КА— Враля иопкпппгпе р !пп уаа даа ач,ган Рис.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
