Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 37
Текст из файла (страница 37)
5.17. Изменение начала видимости, кульминации и конца видимости по врекени полета г, для опорных дат старта к Марсу Земля (для КА, постоянно ориентированного на Солнце). Значения этих углов и расстояний приведены на рис. 5.18 и 5.19 для траекторий полета к Венере и Марсу. При полете к Марсу угол Солнца — КА — Земля изменяется в пределах от !О' до !1О", а для полета к Венере — от 5' до 160; а расстояния при полете к Марсу — до кх град члк кч коо уоа !а !оа а !по юа гпп п,,гпм Рнс. 5. 18. Изменение угла и Солнце — КА — Земля и расстояния г Земля — КА по времени полета г для опорных дат старта к Венере 168 300 млн.
км и при полете к Венере — до 100 млн. км. В соответствии с этим выбира. ются диаграммы направленности и положение на КА антенных систем. Значения угла Солнце — КА — Земля необходимы также при определении условий ориентации узконаправленных антенн КА на Землю в сеансах связи по высоко- информативной радиолинии. Если используется оптический солнечно-земной датчик ориентации, то оптическая ось земной трубки этого датчика должна быть параллельна оси узконаправленной антенны. Задание угла Солнце — КА — Земля может осуществляться по иомандной линии с Земли или специальным прибором, установленным на борту. Характеристики этого прибора выбираются таким образом, чтобы с учетом поля зрения датчика он был бы пригоден дчя работы при пусках в течение нескольких дат старта.
г сс ээн Уг др др 20д Ю„,гам Рис. 5. 19. Изменение угла а Солнце — КА — Земля и расстояния г Земля — КА по времени полета 1» для опорных дат старта к Марсу Так кащ кривые значений угла Солнце — КА — Земля па времени полета меняются плавно, а характер изменения кривых для соседних дат одинаков, то, производи сдвиг кривых и осреднение значений углов, можно рассчитать зависимости, определяющие программу бортового прибора. Настройка прибора перед пуском в диапазоне дат старта, для которых может быть использована одна программа, сводится к сдвигу начала отсчета времени в приборе. При работе солнечно-земного датчика в течение полета яркость Земли, характеризуемая ее звездной величиной, может меняться в пределах — 12ь †: — 2ь.
Для выбора диапазонов чувствительности датчика и определения момента переключения диапазонов яспользуются зависимости изменения звездной величины т Земли 1КА1 по времек1т полета, которые приведены на рис. 5.20 и 5.21. Выбранные диапазоны чувствительности и моменты переключения должны быть пригодны для пусков КА в любую дату старга выбранного диапазона. действительная траектория полета КА может отличаться от расчетной в связи с ошибками, возникающими при выведении Поэтому в течение полета предусмотрена возможность проведения коррекций, т.
е. ликвидации отклонений фактической траектории от расчетной. Коррекция осуществляется подачей импульса скорости с помощью корректирующей двигательной установки. В общем случае иорректирующий импульс может иметь любое направление в пространстве. Ориентация КА при коррекции осуществляется с помощью солнечно-звездного датчика. При такой ориентации необходимо знать углы Солнце — КА — звезда. Однако в звездную трубку датчика в некоторых случаях вместо основной звезды, используемой при ориентации, возможно попадание других звезд и планет, по яркости близких к основной звезде.
В этом случае возможна ложная ориентация, в результате чего может быть выдан ошибочный корректирующий импульс. Зля выявления таких случаев проводятся расчеты углов Солнце — КА — звезда (планета) в зависимости от времени полета для наиболее ярких звезд и крупных планет. Моменты, когда вместо основной звезды в поле зрения звездной трубки может попасть посторонняя звезда или планета, будут запретными для проведения коррекции, 169 .15 7772 Смсдл1 Рис.
о. 20 Изменение звездной величины лз Зечли (с КА) по времени полета 1, для опорных дат старта к Венере -70 (7 7577 707 57777 („, Гиа Рис 0. 2!. Изменение звездной величины т Земли (с КА) по вре- мени полета 1, для опорных дат старта к Марсу 770 У„,ануа т„,ек/т гуд г7, мдгггг ггггдгг гггггег гглггг ~ггргиг Даат гт риа 1 0,„ Рис, 5.
24 Зависимости угла входа О„и угла Х между местной вертикалью и направлением на Зсмлпо ст прицельной дальности Ь прн полете к Венере гг,г гг~рггг ггрггаг ггргггг 45ггаг ~ггрггг Дата старта Рис. 5.22. Зависимость скорости Ун входа КА в атмосферу Венеры на высоте гг=100 км от дат старта Рис. 5, 23. Зависимость скорости Ун входа в атмосферу Марса на высоте Н=200 км от дат старта 5.4.4.
Исследование траекторий на планетоцентрическом участке полета у планеты назначения На участок полета у планеты назначения в зависимости от задач, поставленных перед КА, необходимо рассматривать нли траектории, попадающие в планету, или траектории, проходящие на заданном расстоянии от ее поверхности. Для попадающих вариантов космических аппаратов конструктивные параметры отсека, спускаемого на планету, должны обеспечивать нормальное функционирование аппаратуры, расположенной внутра его при полете в плотных слоях атмосферы и после Я!.Бчг Х1 Бчг зугчг 27 Бзг Рис. 5.
25. Зависимости угла В„входа и угла Х между местной вертикалью и направ- лением на Землю от прицельной дальности Ь при полете к Марсу посадки. При определении параметров, характеризующих движение и тепловой режим отсека в плотных слоях атмосферы, в начестве исходных данных используются значения скорости и угла входа в атмосферу. На рис. 5.22 н 5.23 приведены зависимости скорости Уи входа от дат старта для заданных высот начала плотных слоев атмосферы. На рис. 6.24 н 5.25 приведены кривые углов 0„- входа в атмосферу в зависимости от прицельной дальности планетоцентрической траектории.
На этих рисунках нанесены также кривые углов ь между местной вертикалью в точке посадки и направлением на Землю. При заданных априорных точностях знания действительной траектории с помощью приведенных на рисунках зависимостей можно предварительно определить возможные диапазоны значений параметров входа и выбрать точку прицеливания таким образом, чтобы наряду с условиямн входа удовлетворялись требования, предъявляемые к траектории в отношении проведения радиосвязи со спускаемым аппаратом после посадки, которые характеризуются значениями углов Х. Планетоцентрические траектории, с которых возможно фотографирование поверхности планет, должны рассматриваться с учетом неточности определения фактических параметров траектории. При этом учитываются ошибки по времени прилета к планете. На рис.
5.26 н 5.27 изображены схемы полета КА около планет назначения. Начинать фотографирование Венеры следует в момент, когда КА пролетает вблизи планеты, а само фотографирование должно производиться на отлете Это объясняется тем, что КА подлетает к планете со стороны, наименее освещенной Солнцем, и ориентация на планету становится возможной только вблизи планеты. К Марсу космический аппарат подлетает со стороны планеты, освещенной Солнцем, поэтому ориентация на планету возможна на подлете к планете. Фотографирование поверхности Марса возможно до тех пор, пока КА не пересечет терминатор планеты. 172 ГЛАВА Ут ДИНАМИКА ПОЛЕТА К ЛУНЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ ш|й Ч1ы щзйзйзьз кць ХУХ Х,У,Хэ а аг Н1 йэ йэ Юг lа ~ глз )7 г га г1 гз выходной геоцентрический радиус, т. е.
теоцентрический радиус точки выхода КА из сферы действия Луны. — выходной селеноцентрический радиус. — поверхности нулевой скорости при энергии, равной первой критической. — их сечения плоскостью ху. г Ьы .5~, зз Вп Вы Вт то т,, — оптимальное время полета на пассивном участке траектории. — время полета от начальной точки до точки встречи КА со сферой действия или с непритягпвающей Луной.
— время полета от входа в сферу действия до выхода из нее. — момент начала пассивного участка. — момент входа КА в сферу действия Луны. '— момент выхода КА из сферы действия Луны. — модуль вектора входной и выходной селеноцентрических скоростей КА на границе сферы действия Луны. т В !74 — прямоугольная система координат, начало которой совпадает с началом пассивного участка траектории. — невращающаяся геоцентрическая система координат. — невращающаяся селеноцентрнческая система координат.
— вращающаяся система координат с началом в середине отрезка Луна— Земля. — вращающаяся барицентрическая система координат во введении и не- вращающаяся геоцентрическая — в дальнейшем; ху — плоскость орбиты Луны. — система, повернутая относительно системы хуг на 90' вокруг оси а так, что Х=у, У вЂ” х. — геоэкваторнальная система координат. — среднее расстояние между центрами Земли и Луны. — азимут вектора начальной геоцентрической скорости (абсолютной скорости) в точке выхода на пассивный участок траектории. — расстояние от центра Луны до касательной к селеноцентрической траектории в точке входа в сферу действия Луны.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
