Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 58
Текст из файла (страница 58)
Таким образом, имеем здесь решения обоих различных типов, предсказанных приближенной теорией. С уменьшением начальной скорости влияние разброса по скороств возрастает (см. варианты 1 — 3 табл. 7.2), а влияние разброса по направлению вектора скорости убывает, хотя и в меньшей степени. Положительные ошибки в скорости сказываются меньше, чем отрицательные, так как номинальная величина скорости близка к минимально допустимой. Лля варианта 4 оказываются допустимыми весьма болыцие положительные ошиб. ки б01 (порядка 50').
Лело в том, что этот вариант соответствует решению второго 242 от Л ны и от Земли), а для величины (?(1,2 км/с, как типа (КА сначала удаляется и от Луны и от е, . 1, км ', как с. 7.12, 7.13, решения второго типа, исходя а ят в ешеиия первого типа ростом О, непрерывно переходят в „ шой диапазон по азимуту имеет место потому, что угол Для варианта 5 боль бст ьс ва диапазон допустимых откл- овозвышения близок к 00'.
С учета и этого обстоятельств й по д ге большого круга, будет составлять пений в боковом направлении, исчисляемый по дуге оль около 16' (от — У', до +T). начальной скорости на траекКроме влияния разброс а величины и направления начально изменения лолоясения начальной й точтории возвращения, рассматр ивается еще влияние измен г сел - а !, а также г селеноцентрического радиуса-вектора О!, а т ки.
Варьируется величина начального сел нию на азличные углы при постоянном модуле О! даютс 0 аются отклонения направлпни О! р т лонений величины р!, угла возвыш ения 0 и азн- ! Рис. 7. 17. Влияние отк й р сти на компоненты мута А, вектора начальной селен ц р р ст о ент ическа ско ост С, С з геоцен-.„и .„ического кинетического момента траектории во (вар. 1, табл. 7.2) д кулярных плоскостях, определяем ых азим ами и!=0'! 90": в двух взаимно перпен и ут (чоч. 2 чоч. 270' асчета отклоненных траектори в й в различных видах представлены на .
7, , 8, .19 валены соответственно для вариантов 1, ого кинетического мам нта тачки . 7.!7, ?.18, 7.19 представле ы 3, 5 на плоскости компонен оа г С, С геоцентрического к ных от номинального значе- отклонении одного из начальных данных от получающиеся при от латаются по двум лучам, отвечающим ния, отвечающего С =С =О. Такие точки распола отклонениям, Таким образом, влиясоответственно положител у Р ьном и от ицательному откл — величины !, угла воза ! нне изменений трех параметРов— ™кл ышения 0 и азимута А! век. шестью лучами.
налогично е ш стью лучами на рис 7.20 Ф 3 60 представлено влияние нзменеин Р енения па аметров Оь !, се!, дес 6Аь 6Ф!, 6сс! даны в градусах, бр! — в им!с, Ф вЂ” в км. оч С+С= ж и З вЂ” С 70000 на этих рисунках примерно соответствуют траекториям, касаю й ска ость у поверхности Земли близка к пасем, что для рассматриваемых траекторий скорость у паве г' ( ) = !! км(с н соответственно величина ираболнческой г', (г„) = к =70 000 кмз/с. 243 Рис. 7.18.
Влияние отклонений величины Рь угла возвышения 0~ и азимута А1 вектора начальной селеноцентрической скорости на компоненты Сь Се геоцентрического кинетического момента траектории возвращения (вар. 3, табл. 7.2) Рис. 7,!9. Влияние отклонений величины Рь угла возвышения 81 и азимута А1 вектора начальной селеноцентрической скорости на компоненты Сь Ст геоцентря. ческого кинетического момента траектории возвращения (вар.
5, табл. 7.2) 244 Пгриггйньог расстояния г траекторий монотонно увеличиваются до величины г при движении соответствующих им на плоскости СоСо точек по лучам от начала к кон. ц луча. Произ~водные перигейпых расстояний по исходным данным в точках концов У лучей (т. е. при г = г ) могут характеризовать влияние разброса начальных данных д раекторий пологого возвращения в земную атмосферу. Такие производные (по ля т ь ь ~ ...
О нос параметрам Рь 0ь А~) приведены в трех последних колонках табл. 7.2. Онн да ь ббльшим числом знаков, так как коридор входа в атмосферу узок [б, 10). г!с рис. 7. 20. Влияние отклонений высоты бйь а также величины Ф1 и азимута а| смещения начальной точки из номинальной по лунной поверхности Искривление отрицательных 0клучей на рис. 7.!8 объясняется тем, что при старте из окрестности тачки вертикальной посадки рост отрицательных углов 0~ отвечает постепенному поворачиванию траекторий в область решений второго типа (ом.
рис. 7.!3). Характер лучей для варианта 2 примерно такой, как для варианта 1, а для вариан. та 4 — как для варианта 3 [5]. На рис. 7. 21 — 7. 23 представлены лучи иа земной сфере (в проекции на плоскость т)оьо), соответствующие лучам на рнс. 7.17 — 7.!9 Видим, что почти прямолннейньом лучам на плоскости С~Со отвечают «лучио на земной сфере, близкие к дугам болыпого круга. Отклонения от дуг большого круга вызваны искривлением соответствующего луча на плоскости СоСо. Видно, что рассматриваемые лучи охватывают Землю со всех сторон в соответствии с тем, что ()>)гл [4). 7.2.6. Методика и результаты расчета траекторий возвращения с орбиты искусственного спутника Луны Селеиочектрическая орбита искусственного спутника Луны задается ее элементами оо, ьго, ыо, ро, ео, то в системе координат гглЬ, цце г — селеноцентрический радиус центра Луны, ось т направлена из центра Луны в плоскости лунной орбиты примерно по скорости Луны, а ось Ь составляет с направлениями г, лг правую тройку (рис.
7.24). Приближенно можно считать, что траектория возвращения получается в результате мгновенного сообщеная спутнику дополнительного скоростного импульса величиной б)г (в расчетах принимается б Г= 1 км/с). Предполагается (только для упро. щения расчетов), что при сообщении импульса угол 01 возвышения вектора скорости над местным горизонтом не изменяется, а азимут А, результирующего вектора скоро- 245 Рис.
7.21 С и 1. мешеиия конца траектории возвращения из помина н й ~пальни точки а поверхности Земли, соответствуюшне отклонениям, приведенным на рис. 7.!7 Рис. 7. 22. С е иа п е м шенин конца траектории возврашения из ном инально точки й ов рхности Земли, соответствуюшие откло е лонениям, приведенным. на рис. 7.!8 Рис. 7.23. Смешения ионна траектории возвращения из номинальной точки на поверхности Земли, соответствующие отклонениям, приведен- ным на рнс. 7. 19. Рис. 7.
24. Определение параметров орбит ИСЛ относительно плоскости лунной орбиты 247 сти может отличаться от азимута исходного вектора скорости. Обозначим через 3А, разность результирующего и исходного азимутов. Попадание в центр Земли нли в заданную точку земной поверхности получается в результате соответствующего изменения величины А| и момента О сообщения импульса. В качестве начальных данных траекторий возвращения берутся векторы О((! О) О(И) н О((!)= Е(г! — О)+ дУ. [ О ((! — О) Энергетические затраты на поворот плоскости орбиты исходного спутника здесь не рассматриваются, так как они за~висят от выбора исходной орбиты и при оптимальном выборе обращаются в ноль.
Результаты расчетов номинальных и отклоненных траекторий сведены в табл. 7.3, аналогкчную табл. 7.2. В табл. 73 брались элементы ее=О и та=(ь В силу того, что ее=О, после разгоне аргумент широты и~в щь После, разгона вместо рь, еь имеем элементы рь еь Величина б!1[с) есть наибольшее отклонение нремеьи П перехода с орбиты ИСЛ на траекторию возвращения, еще пересекающую поверхность Земли. Величина 85~[хм[ есть аналогичное наибольшее отклонение начальной точки от орбиты в боковом направлении. Остальные предельные отклонения имеют тот же смысл, что н в табл.
7.2. Варианты, представленные в табл. 7.3, выбирались нз соображений, изложенных в равд. 7.2.2 и 7.2,3. При этом исходные спутники в вариантах 1 и 2, а также в 3 и 4 движутся примерно в противоположных направлениях. Ошибки в начальной скорости в варианте 2 значительно слабее сказываются, чем в варианте 1. Объясняется это следующим образом. При положительной ошибке бУ~ селеноцентрическая траектория распрямляется, а скорость движения по ней увеличивается, В частности, увеличивается величина скорости (7 выхода из сферы действия, поворачиваясь против направления обхода Луны.
В варианте 2 изменение трансверсальной ком~поненты геоцвнтрнчеокой выходной скорости вследствие поворота направления вектора (7 частично коыпенснруетоя обратным ее изменением вследствие увеличения модуля вектора К В варианте 1 вместо компенсации происходит сложение влияния изменений направления и величины вектора (Г, так ~то изменение трансверсальной компоненты геоцентрической скорости с ростом бУ, гораздо раньше приводи~ к промаху мимо Земли. Той же причиной объясняется и отличие во влиянии разброса начального селеноцентрнческого радиуса. Оно сказывается главным образом через изменение избытка начальной скорости над местной параболической скоростью, т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
