Нариманов Г.С. Основы теории полета космических аппаратов (1972) (1246632), страница 59
Текст из файла (страница 59)
е. тах же, как бУь Влияние боковых отклонений оказывается менее существенным, чем радиальных. В последних шести колонках табл. 7.3 приведены производные перигейных расстояний по исходным дачным Уь Оь Аь ть рь бь аналогичные производным в последних трех колонках табл. 7.2. ЗАМЕЧАНИЯ 1. Пространственная задача возвращения имеет ту же харахтерную особенность, что и другие задачи полета в поле тяготения Земли и Луны: траектории возвращения, обладающие экстремальными свойстваыи, принадлежат плоскости лунной орбиты. В частности, траектория возвращения с минимальной селеноцентрической скоростью обходит Землю в направлении движения Луны, лежит в плоскости лунной орбиты и касается геоцентрической сферы г=г в точке, противоположной направлению на Луну в яомент выхода КА из ее сферы действия.
2. Изложенная в оазд. 7. 2. 1 — 7. 2. 3 приближенная методика является асимптогиче ской, т. е. она тем точнее, чем меньше отношение масс притягивающих тел. Отношение массы Луны к массе Земли (1/80) оказывается уже достаточно малым для того, чтобы с помощью анализа совокупности скоростей получать качественное н приближенное количественное представление о различных свойствах траекторий возвращения (точные машинные расчеты подтверждают это). 3. Условие равенсвва располагаемой угловой дальности полета грр и геометрически необходимой ф при заданной начальной скорости имеет тот же энергегнческий смысл, что и аналогичное условие в задаче попадания в Луну из заданной точки земной поверхности (гл.
У1, равд. 6.1). При начальных скоростях, недостаточных для выполнения этого равенства, решение задачи не существует, т. е. нельзя достигнуть Землю с Луны. 4. При одинаковом модуле приращения вектора выходной селеноцентрической скорости изменение полного времени полета больше для случаев изменения направления этой скорости (и плоскости лунной орбиты), чем для случаев изменения модуля этой скорости. Объясняется это тем, что направление этой скорости (см.
рис. 7.11 — 7.14) ближе к геоцентрической трансверсали, чем к радиусу для,рассматриваемых величин 248 этой скорости. Соответственно направление вектора приращения этой скорости при изменении угла возвышения ближе к радиусу, чем к трансверсали, а именно, радиаль. нвя компонента в основном влиявг на время полета до Земли.
5. Разброс времени уя полета в сфере действия Луны для рассматриваемых траекторий возвращения относительно невелик и составляет (в худших случаях) примерно 1 ч. За это время Земля в своем движении вокруг Луны смешается примерно на 3,5 тыс. км, т. е. направление Луна — Земля поворачивается примерно на 0;5. Эта величина невелика по сравнению с размером областей (7,!) на рис. 7.11, 7.!2, 7.14, составляющим десятки градусов. Именно это обстоятельство позволяет в приближенном анализе влияния разброса начальных данных не учитывать изменение времеви 7«, а рассматривать лишь изменения направлений скоростей выхода аппарата из сферы действия Луны. ЛИТЕРАТУРА К ГЛ. УП !.
Д а шко в А. А., И~в а шк и н В. В. Об одном замечательном свойстве пучка гиперболических траекторий.— «Космические исследования», т П!, вып. 5, !965. 2. Егоров В. А. О некоторых задачах динамики полета к Луне.— «Успехи физических наук», т, 63, вып. !а, !957. 3. Егора в В. А. Пространственная задача достижения Луны, М., «Наука», 1965. 4.
Е го р о в В. А. О траекториях возвращения от Луны к Земле.— «Космические исследования», т. У, вып. 4, 1967. 5. Егоров В. А. О влнявии разброса начальных данных траектории возвращения от Луны к Земле.— «Космические исследования», т. УП. вып. 1, !969. 6.
Золотухи~на Н. И., Ох оц и м с к,ий Д. Е. Исследования движения кос. мическнх аппаратов в атмосфере.— «Космические исслелавания», т. П1, вып. 4, 1965. 7. И.в а ш к и н В. В. Оптимальные траектории импульсных переходов между компланарными орбитами при ограничениях на расстояние от центра тяготения. Канд. диссертация, гл. У, 1967. 8.
О х о ц и м с к и й Д. Е. Динамика космических полетов. М., изд-во МГУ, 1968. 9. Сообщение ТАСС, «Прагана», !966, 6 февр. 10. Ч е п,м еп Дж. Приближенный метод исследовании входа тел в атмосферы планет. М., ИЛ, 1962. 11. А ! гп а г !., В а1а х з В. Арргохппа1е Ме(йоб о! р!аГВпК 1Ье огЬИ о1 Красе гос)ге1, раза!пй пеаг 1Ье Мооп.
Мадуаг 1цд. асад. Ма1. Кп(а15 !п1. Кох(., чо(. 4, Ыг. 2, 1959. 12. М)е ! е А. ТЬеогеш о! !шай!пе 1га!ес1ог!еэ ш 1Ье Еаг1Ь-Мооп Зрасе. Аэ(гопапВса Ас1а, чо1. 6, Ыо. 5, 1960. 13. Кооу М. 3., ВегКЬп(э 3. Оп Гпе ппшега) сошрп1аВоп о( !гее 1га)ес1опеэ о1 (нпаг эрасе че!В!1. Аэ1гопапйса Ас1а, чо!.
6, Ыо. 2 — 3, 1960. 14. Ы(ш а п А. Аэ1гопап11са! че!осВу апб 1!ш!пй саг(э 1ог оэе !п эрасе 1гаче1, Зопгпа! о1 Гпе ВН1!эЬ 1п1егр!. $ос., чо1. !9. Мо. 1,!963. большая полуось орбитьь географическая широта точки земной поверхности. зксцентриситет орбиты. высота полета. высота апогея. высота перигея. максимальная высота орбиты. минимальная высота орбиты.
наклонение орбиты. я~ясла суток, через которое обеспечивается совпадение полос обзора одного и того же спутника. долгота начала первого витка. долгота начала и-го витка. масса спутника. общее число спутников в системе. число оборотов спутника. целое число оборотов спутника в звездных сутках. продолжительность звездных суток. фокальный параметр орбиты: средний радиус Земли. радиус-вектор спутника, средний радиус-вектор спутника.
период обращения спутника. продолжительность тропического года. необходимое минимальное времи нахождения спутника в зоне действия пунк- та приема информац|ии. время запуска спутника для выведения спутника на орбиту с долготой восхо- дящего узла Й время существования спутника. время прохождения спутника через восходящий узел. о— Вз— еЬ— ܄— йч— й пчх— ймг )в йч— йг— б„— и Р.,— шр Т )ч ),тм йу а~ Р у успч О скорость отрыва от притягивающего центра. модуль вектора скорости спутника.
круговая скорость спутника. число спутников в одной плоскости орбиты. угол прямого восхождения Солнца. угол ориентации плоскости орбиты относнтелыю Солнца (планеты), угол между плоскостью горивонта и направлением на спутник (угол места). минимальный угол места. склонение Солнца. 250 ГЛЛВА )'!П ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ ОРБИТ И ВРЕМЕНИ ЗАПУСКА ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ в— угол между направлением скорости движения тела и нормалью к радиус)- вектору.
истинная аномалия. число плоскостей орбит в системе. время врохожшення апувника через перигей. относительное время существования спутника. угловое,расстояние между спутниками по фазе, угловое расстояние между восходящими узлами орбит. долгота восходящего узла орби.гы. у)лазая скорость вращения Земли. аргумент перигея. те) м Ф Р О 'з о)п 8.1.
ВЫБОР ФОРМЫ ОРБИТ Число парэметрав, определяющих орбиту, зависит от ее формы, при выборе которой следует учлтыватгп — тнп и состав бортовой и наземной аппаратуры, ее технические характеристики и возможности; — время актквного существования спутников; — задачи, решаемые спутниками, и т. д.
Форма орбиты определяется уравнением в полярной системе координат г= Р (8.1) 1 + е соз й ' Из уравнения (8.1) следует, что при 0<е(1 рассматриваеман орбита является эллипсом (при е=О этот эллипс превращается в окружность с радиусом г=сопз1). При е= ! орбита становится параболой, а при е) ! — гиперболой, Форма орбиты зависит от скорости полета. Уравнение, определяющее форму орбиты, в зависимости от скорости полета имеет внд [1б] = )'г:))) — ) ), (8.2) где  — угол между направлением скорости движения ИСЗ и нормалью к радиусу. вектору г (рис. 8.1); газ оз 2оз д= — = — = —; Р Я72 ]гз р — коэффициент, равный произведению гравитационной постоянной Земли.
на массу 25! При выборе параметров орбит необходимо учитывать требования, определяемые назначением ИСЗ, и многочисленные ограничения, к которым относятся, например, ограничения, налагаемые характеристиками применяемых ракет-носителей, наземной аппаратуры и бортавого оборудования. В каждом конкретном случае определяются главные ограничения, которые необходимо учитывать, чтобы обеспечить выполнение задач, поставлен)ных перед отдельным спутником или системами ИСЗ.
Так как задачи, решаемые ИСЗ, достаточно многообразны. то составление общего алгоритма выбора орбит, учитывающего специфику налагаемых ограничений в каждом отдельном случае, является пака весьма затруднительным. Приведем фармульные зависимости, позволяющие выбирать параметры орбит ИСЗ для случаев, когда с их помощью ~роизводнтся решение отдельных типовых задач.
В зависимости от назначения спутника выбор параметров его орбиты может производиться с учегом следующих фахторов: — времени существования ИСЗ; — обеспечения связи или получения информации как с заданных районов Земли, так и в глобальном масштабе; — обеспечения постоянной ориентации плоскостей орбит отнсюнтельно Солнца; — обеспечения оперативности получения информации на пунктах приема ннфор.
макни; — допустимой величины перспективных искажений и падения разрешения изображений, возникающих из-эа сферичности Земли прп съемке больших площадей; — технических харахтернстик наземной и бортовой аппаратуры; — воздействия радиационных поясов Земли па работу бортовых систем; — энергетических возможностей носителей; — освещенности заданных районов Земли при полете спутника; — минимизации числа спутников и др.
/ ! Величина Ф' = г есть скорость кругового дв~ижения на расстоямии г от притягивающего ценпра, а (8.3) Рис. 8. 1. К определению формы орбиты 8.2. ВЫБОР НАКЛОНЕНИЯ ОРБИТ Наклонение плоскосви орбиты выбирается в зависимости от географического расположения районов, с которыми необходимо обеспечить связь или осуществлять получение соответствующей информации, а также от ширины зоны обзора земной поверх. ности бортовой аппаратурой, устанавливаемой на спутниках. Лля обеспечения связи или получения информации со всех районов Земли, в том числе и с ее полюсов, наклонение орбит должно находиться в пределах и 1, л 1 — — — (1 — й') < г < — + — (! — л'), 2 1г 2 11 где 1=6371 км — средний радиус Земли; (8.6) 252 есть так называемая скорость отрыва на расстоянии г от притягивающего центра (при г=)1 величины Ф' и )г соответственно первая и вторая космические скорости).
Если о<)г, то й<2 и е<1. В этом случае орбита является эллиптической. Если а= К то Й=2; е=! и орбита становится параболичешсой. Если а>)г, то й>2; е)1 и движение происходит по гиперболе. В двух последних гз случаях рассматриваемое тело уходит в бесконечность, 9 т. е. отрывается от притягивающего центра. Выражение (8.
2) можно представить в виде е = ага!паз+ (й — 1)з созз0. (8.4) Отсюда непосредственно следует, что круговая орбита (е=0) может быть получена лишь при условиях =)Р и Е=о, (8. 3) Однако поскольку на практике условие (8. 5) точ- но не выполняется вследствие ошибок систем выведебрДиага иия спутников на расчетные орбиты и соответствую- щих корректирующих устройств, а также из-за дейст- '0 вия на спутники различных возмущающих факторов, то фактически получаемые орбиты длч многих' типов спутников Земли являются почти круговыми орбитами, которые характеризуются следующими параметрами (16]: — эксцентриситетом 0<е<0,02; — наклонением й — средним радиусом гсэ (или средней высотой Ьгр); — долпотой восходящего узла Й (или временем запуска спутников 1); — временем 1я прохождения спутника через узел; — аргументом перигея ю .
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
