Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 52
Текст из файла (страница 52)
Г. Справочник любителя астрономии. М., Физматгиэ, 1961, 5. Л е в а н то в с к н й В И. Ракетой к Луне. М., Физматгиз, 1960. 6. Л и со,вс к а я М. С. О траекториях полета ракеты вокруг Луны.— «Бюлл. ин-тз теоретич. астрономии», т. б, № 8 (81), 1957. 7. П о с пер гел ис М. М.
Доклад на Совещании по вопросам математической теории движения искусственных небесных тел.— «Астрономический журнал», т. 37, вып. 2, 1960. 8. Седов Л. И. Орбиты космических ракет в сторону Луны.— Сб. «Искусственные спутники Земли», вып. 5. 1960.
9. Скид мор Л. Д., Пенцо Р. А. Моделирование управления на среднем участке траектории полета к Луне с помощью метода Монте-Карло.— «Ракетная техника и космонавтика», 1963, № 4. 1О. С у б б о т и н М. Ф. Курс небесной механики, т, 2, ОНТИ, 1937. 11. Т ар а тынов а Г. П. О движении искусственного спутника Земли в нецентральиом поле тяготения при наличии сопротивления атмосферы.— «Успехи физических наук», т. 63, вып. 1а, 1957. 12. Т р о с с, Определение орбиты для полета к Луне.— «Ракетная техника», 1962, № 4. 13.
Турский В. С. К вопросу о траекториях столкновения и захвата в задаче трех точек.— Сообщения ГАИШ, № 114, 1961. 14. Фе сея ковВ. Г. К вопросу о захвате прн близком прохождении.— «Астрономический журнал», т. 23, вып. 1, 1946. 15. Чеботарев Г. А., Симметричная траентория для полета вокруг Луны.— «Бюлл. ин-та теоретич. астрономии», т. 6, № 7 (80), 1957. 16. А1т а г 1.
В а)а х з В.,Арргохппа1е те!Иод о1 р!ойпд йе огЬИ о1 зрасе го«1«е( раза(пя пеаг йе Мооп, Макуаг. 1цй а1«ад, Ма1. Кп1а16 1п1. йох1. чо1. 4, Ыо, 2, 1959. 17. В ей е аз у А., Т61Ь К., !!егпагй о1 йе рарег «Арргохппа1е тейоб о( р)оИ!пд йе огЬИ о( зрасе гос1ге1 рава(пд пеаг йе Мооп» Ьу А)таг 1., Ва1акз В. Майуаг. йд. асадет. Ма1. Кгйа16 !п(. 1«оз1. чо). 4, Хо. 2, 1959.
18. Вцсйе1т И, 'гч'., АгИИса( за1еИИез о1 йе Мооп. Ргос. УП 1АР Сопйгезз (Роте, 1956). Аззос!аИопе ИаИапа Иааз( (Коте, 1956). 19. С о! д, Еагй-Мооп гос1ге1(га)ес1ог!ез, 1. АКЗ РгерПп1, Зппе 1958. 20. ЕЬг!сйе К. А. С!з!цпаг орега1тпз, АВБ Ргерг!п(, 3ппе 1957. 21. Оо!0 Ь а иш Сг. С., Ои п !ге! й. Л. Сошраг!яоп о1 1шо-апй йгееоИшепИопа1 агга!!в!в о1 Еагй-Мооп 199Ы, Ргос. Ашег. Ав1гопаи1. Бос., гуев1егп Кед!опа1 Мее1еп8, Ра!о АИо, Аидов! 1958. 22.
Н !! ! О. ГЧ. Ьипаг йеогу. ТЬе Ашепс. Лоигп. о1 Май., чо!. 1, раг1 23, !877. 23. Нопгпапп Ч. ЕИе Егге1сЬЬаг!ге!! г!ея Н!пипе!я!гогрегв, МйпсЬеп — ВегИп, 1925. 24. Нор 1Е. МайепгаИяспе Аппа!еп, Ыо. 103, 1930, 25. К1я п е г ТЧ. А. А гпейог! о1 г!!всг!Мпд ш!вв-г!!в1апсев 1ог 1ипаг ап6 !п1егр1апе1агу 1га!ес1ог!ея. Р1апе1агу апг! Брасе Бс!. чо!.
7, рр. !25 — 131, !961. 26. М1с!ге! и'а11 А. В., Ви11оп К. С. Апа931са! апд пшпеПса! в1игИев о1 йгееюТшепвЫопа! 1га!есйПев 1о йе Мооп. Брасе ТесЬпо1. 1.аЬога1ог!ев, 1пс., г!а1еи 10 ЫочешЬег 1958, ргеяеп1ег! а1 йе !АБ ЫаИопа! Зшшпег МееИпи, Липе 16 — 19, !959. 27. К о о! Л.М.Л., Вег дЬ и ге Л.
Оп йе пшпепса1 сошри1аИоп о1 1гее 1га!ес1опея о1 1ипаг врасе чейс!е, Ав1гопаиИса Ас1а, чо!. 6, Но. 2 — 3, 1960. 28. Ь а гч г! е и О. Г. Лоигпа! о1 йе Вг!1!вЬ !п1егр1ап, Бос!е1у, чо1. !3, Ыо. 6, !954, чо1. 14, Ыо. 4, 1955. 29. 1.!ее!ге Н. А., С1гсшп1ипаг 1га!ес1огу в1иг!1ев. ВАНО Рарег, Липе 1958. 30. М1с!ге!ига!1 А.
В., Ьипаг 1га!ес1оПея, АКЗ Лоигпа1, чо!. 29, Ыа. 12, !959. 31. М1е!е А. ТЬеогегп о1 !шаде 1га!ес1оПев ш йе Еагй-Мооп врасе. Ав1гопаиИса А с!а, чо1. 6, Жо. 5, 1960. 32. Ыгшап А. Ав1гопаиИса! че!осИу апг! Иш!пд сагй 1ог ияе 1п врасе 1гаче!. !оигп. о1 йе ВП19й !п1егр1. Зос. чо1. 19, Хо. 1,!963. 33.
К 1г! г! е1!. !пИ!а1 аг!пшй апг! Игпев 1ог ЬаИВИс !ипаг !гпрас1 1га!ес1опев. АКЗ Лоигпа1, чо1, 30, Хо. 5, !960. 34. 81гошдгеп Е. РиЫ!саИопегп 1га КоЬепЬанпя оЬв., Ыо. 100, !936. 35. Чгг а11е г в Л.. Сг., аспас 1га!ес1огу гпесиапкв. Ыач!да1!оп, чо1. 6, !958 ГЛАВА УП ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА ОТ ЗЕМЛИ К ЛУНЕ И ВОЗВРА1ЦЕНИЯ ОТ ЛУНЫ К ЗЕМЛЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ А2— азимут траектории в сфере действия Луны, большая и малая полуоси эллипса влияния.
точки траектории; начальная, на сфере действии и конечная. ао аз— Бь Бз— С— Вь вектор геоцентрического кинетического момента. компоненты С на плоскости, ортогональной гь высота КА над поверхностью Земли. наклонение орбиты Луны и орбиты КА к плоскости экватора Земли. наклонение орбиты КА к плоскости орбиты Луны плоскость орбиты ИСЛ. радиус пятна разбросов. средний радиус Земли. расстояние КА до центра Земли. расстояние от конца активного участка траектории до центра Земли. С,С— й— 2Л— П— А2— мз— г— гав селеноцентрический радиус точки выхода из сферы действия Луны. большая полуось лунной орбиты.
заданное предельное расстояние траектории возвращения от центра Земли. время пассивного полета от Земли до Луны. время полета в сфере действия Луны. момент создания ИСЛ. момент пересечения сферы действия. момент начала движен22я по траектории возвра2цения. момент выхода из сферы действия Луны. Гз— г л = 384 400 км— г т Т— Т,л— гг Н— уч веитар выходной селеноцентрической скорости. минимальная и критическая величины селеноцентрической выходной скорости. невращающееся пространство выходных скоростей; индексы соответствующих компонент скорости. геоцентрическая скорость КА.
максимальный корректирующий импульс. селеноцентрическая скорость КА у поверхности Луны, модуль, угол возвышения и азимут начальной скорости пассивного участка. У— Унор— Ут— Вь А2— Ул — вектор скорости Луны. Уз — селеноцентрическая скорость выхода из сферы действия Луны. У, — геоцентрическая местная параболическая скорость. У вЂ” геоцентрическая скорость на расстоянии г 8 3669 г, и, Ь вЂ” орты по радиусу, транснерсали и бинормали на орбите Луны.
У, — максимальная трансверсальиая компонента выходной геопентриче ской скорости. Х, У, Я вЂ” невращающаяся геоцентрическая система ноординат, х, у, я — невращающаяся селеноцентрическая система координат. ал — аргумент широты Луны. у — угол между направлениями с Луны на КА и на Солнце. АУа — избыток начальной скорости над параболической. ба — максимальная ошибка ориентации импульса в плоскости коррекции.
бб — максимальная ошибка ориентации импульса перпендикулярно к плоскости коррекции. бУ„г — максимальная ошибка модуля импульса коррекции. вй», ббэ,ббк — отклонения в картинной плоскости, вызванные ошибками ба, бр, бучьр, соответственно, бУь ббь бАь бр~ — вариации начальных параметров. 8~ — угол наклона вектора скорости к местному горизонту. Х вЂ” долгота точки посадки. .)г — гравитационный параметр Земли. — система координат в картинной плоскости у Луны. $, ки ь — селеноцентрическая система координат, вращающаяся вокруг оси ь (ось $ направлена к центру Земли). рь Фь й, — сферические координаты начальной точки.
б в — селеноцентРический выходной РадиУс. р — расстояние от КА до центра Луны. т — индекс трансверсальной компоненты. Фл, Лл — широта и долгота точки старта в системе $, т), ь, фиксированной иа момент й начала пассивного участка. б)ь а~ — селеноцентрическая угловая величина и азимут смещения начальной точки из номинальной. Ф вЂ” угловая дальность полета в сфере действия, широта точки посадки. фр, Фа — Располагаемаа и необхоДимаи Угловые Дальности полета в сфеРе действия.
)( — угол возвышения (7 над плоскостью (и, о). Ч" — угол вектора () с осью и (долгота). Р, Оз — долгота восходящего узла орбиты КА и Луны соответственно. ю — у~левая скорость обращения Луны вокруг Земли. 7.1. ОПТИМАЛЬНЫЕ ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА ОТ ЗЕМЛИ К ЛУНЕ 7.1.1. Схема полета к Луне В настоящем разделе рассматриваются вопросы, связанные с выбором траекторий для мягкой посадки на поверхность Луны в предположении, что старт происходит с промежуточной орбиты ИСЗ (см. гл. У1). Такая схема выведения позволяет осуществлять полеты к Луне при любых ее положениях на орбите без энергетических потерь, связанных с фиксированностью координат точки старта.
Рассматривается схема посадки, для которой траектория у Луны должна быть близка к осевой траектории пучка, проходящей через центр Лунах Назовем эту осевую траекторию номинальной. В этом случае тяга двигателя при торможении должна быть направлена приблизительно по нормали к поверхности Луны. Поскольку выведение аппарата на траекторию Земля— Луна производится неточно и траектория может отклониться от центральной на величину, превышающую допустимые отклонения, проводится коррекция движения аппарата.
Кроме того, при выборе траекторий полета на Луну принимается, что посадка на поверхность происходит лунным утром, т. е. тогда, когда угол возвышения Солнца нал лунным горизонтом, возрастая, проходит через ноль, 7.1.2. Основные характеристики номинальных траекторий Основные параметры траекторий Земля — Луна [2, 3) можно определять, пренебрегая влиянием Луны вне ее сферы действия по отношению к Земле и влиянием Земли — внутри этой сферы.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
