Соловьев Ц.В., Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полетов (1973) (1246634), страница 16
Текст из файла (страница 16)
Здесь в качестве орбит учитываются в основном эллиптические орбиты перелета. Для повышения энергетической эффективности перелета в ряде случаев целесообразно введение дополнительных активных участков в гелиосфере (см. $4 гл. П). Активный участок выведения КЛА на промежуточную орбиту, которая обыкновенно принимается круговой с высотой 150 200 км, определяется проектно-баллистическими характеристиками ракеты-носителя. При планировании межпланетных полетов обычно вновь проектируются и создаются только КЛА, параметры, компоновка и конструкция которых выбираются с учетом специфики выполняемой задачи по исследованию планет н межпланетного пространства.
Выведение же КЛА осуществляется обычно ракетой-носителем, наиболее экономичной для несения заданной полезной нагрузки (вес КЛА), из серии типов штатных ракет-носителей, представляющих собой многоцелевую ракетно-космическую систему. Правда, в ряде случаев из соображения более рационального использования возможностей ракеты-носителя и КЛА производится модификация последней ступени ракеты. Сход с круговой промежуточной орбиты и разгон до требуемого энергетического уровня, баллистический полет к планете назначения, торможение вблизи планеты для выхода на около- 86 планетную орбиту и возвращение к Земле определяют задачу выбора проектно-баллистических характеристик КЛА и величины полезной нагрузки, доставляемой к планете назначения и к Земле.
В зависимости от требуемой точности и количества выбираемых параметров эту задачу можно решать различными методами, в основе которых лежит кусочно-коническая аппроксимация баллистической траектории полета. Принципиально этн методы можно разделить на два типа: метод импульсной аппрокРис. 3. д д Кусочно-коническая аппроксимация межпланетной траектории полета при импульсном изменении скорости: ! — промежуточная орб тат 2 — гиперболическая орбита отрьыат 3 — гелионентрическиа участок межорбитпльного перелетот 4 — гиперболическая орби~а прибнтипт 5 — конеч- ная орбита симации и методы, учитывающие протяженность и непрерывность активных участков разгона и торможения КЛА, которые условно назовем методами конечных тле.
В методе импульсной аппроксимации активный участок представляется в виде мгновенного изменения скорости при неизменном положении КЛА. Таким образом, предполагается, что вследствие импульсного изменения КЛА мгновенно переходит в точке схода на круговой промежуточной орбите на гиперболическую орбиту отрыва, а в одной из точек (в точке схода) гиперболической орбиты прибытия КЛА — на планируемую околопланетную конечную орбиту и.
Благодаря такой импульсной аппроксимации активных участков вся межпланетная траектория представляется из трех кусков конического сечения (рис. 3. 1. !): гиперболи- * В случае отсутствия промежуточных пассивных участков при разгоне или торможении. Такая аппроксимация допустима при непрерывном активном участке. ве ческой орбиты отрыва (грависфера Земли), гелиоцентрического (эллиптического или гиперболического) участка межорбитального перелета (орбита Земли — орбита назначения) и гиперболической орбиты прибытия (грависфера планеты назначения). Гелиоцентрический участок межорбитального перелета, в свою очередь, может состоять из нескольких кеплеровых орбит, если для разгона или торможения КЛА используются гравитационные поля других планет или существуют промежуточные активные участки.
Стыковка указанных кусков конического сечения считается выполненной, если асимптота гиперболической орбиты отрыва параллельна вектору гиперболического избытка скорости Г.,м определяемого из равенства О=('о "О а асимптота гиперболической орбиты прибытия параллельна вектору гиперболйческого избытка скорости прибытия 1' „, определяемого из равенства ь' „=1~„— Г„,. (3. 1. 2) Здесь ÄÄ— векторы начальной и конечной скорости полета на гелиоцентрическом участке; Гге — вектор скорости движения Земли в начальный момент полета КЛА в гелиосфере; Р,„— вектор скорости движения планеты назначения в конечный момент полета КЛА в гелиосфере.
Тем самым предполагается, что момент выхода КЛА из грависферы Земли и момент входа его в грависферу планеты назначения совпадают соответственно с точками пересечения эллиптической орбиты перелета с орбитами Земли и планеты назначения. С физической точки зрения это означает, что планеты рассматриваются в качестве негравитирующих центров, а с геометрической — является следствием пренебрежения размерами грависфер планет.
Однако такой подход к оценке стыковки гелиоцентрического участка с планетоцентрическими не всегда оправдан. Для некоторых схем полета, особенно когда речь идет о полетах к планетам, имеющим большие размеры грависфер, гелиоцентрический участок следует определять для требуемой точности расчетов с учетом размеров грависфер планет.
В этом случае стыковка достигается в результате совместного расчета гелиоцентрнческого и планетоцентрических участков. Метод импульсной аппроксимации основывается на рассмотренных допущениях, которые хотя и приводят к определенной идеализации истинной картины межпланетного перелета, но позволяют в первом приближении достаточно простым способом определить энергетические затраты, требующиеся для реализации межпланетного полета. Использование метода импульсной аппроксимации позволяет .построить следующую структурную схему решения задачи по ав определению проектно-баллистических характеристик КЛА. Вначале решается задача по определению гелиоцентрического участка межорбитального перелета, одним из результатов которой является нахождение 1", и Г „.
Далее обращаются к алгоритмам поиска гиперболических орбит отрыва и прибытия, соответствующие асимптоты которых должны быть параллельны Г, и г" „, а константы интегралов энергии равны Р:а и (' „ соответственно. Важной частью этих алгоритмов являются блоки расчета минимальных значений характеристических скоростей участков разгона г',"з и торможения 1"з, выражающих относительные конечные веса разгонного р„, и тормозного (х„з модулей КЛА следующим образом: (3. 1. 3)' п„=ехр (3. 1. 4) в„=ехр где Р»„ь Ртхз — удельные тяги двигательных установок разгонного и тормозного модулей ссютветственно; йо — гравитационное ускорение Земли.
Дело в том, что при допущении о возможности промежуточных пассивных участков при разгоне и торможении КЛА на основе импульсной аппроксимации траектории разгона и торможения могут быть представлены в виде нескольких кусков конического сечения. В этом случае минимизация суммарных характеристических скоростей участков разгона и торможения приобретает важное значение. Использование большого числа импульсов позволяет не просто подбирать траекторию, удовлетворяющую граничным условиям, но и оптимизировать требуемое значение суммарной характеристической скорости.
Метод импульсной аппроксимации, привлекающий относительной простотой и наглядностью алгоритма вычисления межпланетной траектории полета и энергозатрат на ее реализацию, приводит к приближенной оценке энергозатрат перелета и не позволяет в полной мере выявить проектно-баллистические характеристики КЛА. Погрешности, вызываемые импульсной аппроксимацией, являются результатом неучета гравитационных потерь и изменения ориентации вектора тяги на активном участке, пренебрежения эффектом параллакса (протяженности грависферы планет) при расчете гелиоцентрического участка межорбитального перелета и протяженностью активного участка. 89 На рис.
3. 1. 2 показано изменение относительной величины гравитационных потерь (АР = ~"'""" "" ), не учитываемых при рк импульсной аппроксимации, на участке разгона с промежуточной круговой орбиты при по=0,2 в зависимости от значения р,. Этот метод не позволяет определить необходимые для маневра начальные тяговооруженности ступеней КЛА. Однако метод импульсной аппроксимации широко используется при проектных разработках КЛА, поскольку решения, получаемые с помощью этого метода, вполне можно использовать в кавгст честве первого приближения '. и Методу конечных тяг не свойственны многие недостатки мег тода импульсной аппроксимации. В нем достаточно полно учитываются гравитационные потери ч и изменение вектора тяги по времени; он дает возможность Оа1 О5 Е1 015 О5 055м.
Определить оптимальные значения начальных тяговооруженностей ступеней КЛА. Метод конечных тяг базируется на приближенных решениях системы дифференциальных уравнений управляемого движения КЛА. Поэтому определение кинематических параметров конца активных участков разгона нли торможения неточно и приводит к ошибкам, которые существенно меньше ошибок при импульсной аппроксимации, что вполне удовлетворяет требованиям предэскизных разработок КЛА. Рис. 3. 1. 2.
Гравитационные потери относительного конечного веса КЛА на участке разгона Сне=о.гг Р.=Оба с, г,= =бб71 км1 й 2. КЛАССИФИКАИИЯ СХЕМ ПОЛЕТА МЕЖПЛАНЕТНЫХ АППАРАТОВ Выбор проектно-баллистических характеристик межпланетного аппарата связан с несколькими критериальными оценками: энергетическими затратами, общим временем полета, диапазоном окна старта, чувствительностью номинальной траектории к возможным отклонениям и т. д. Оптимальные проектно-баллистические характеристики отвечают экстремальному значению одного из критериев при ограничениях на другие. Однако используемые аналитические зависимости, характер поиска оптимальных проектно-баллистических характеристик и результаты решений ' Обстоятельный обзор работ, посвященных методу импульсной аппроксимапии, дан н работе [641.
90 существенно зависят от схемы полета межпланетного аппарата. Выбор схемы полета, выражающий (без излишних подробностей) профиль межпланетной траектории, позволяет найти принципиальные пути решения конкретной задачи межпланетного полета Классификация схем полета может явиться составным элементом алгоритма оптимизации проектно-баллистических характеристик межпланетного аппарата, если в ее основу будут поло>невы алгоритмическая близость схем полета и баллистические требования к конечному маневру и к маневру при облете промежуточной планеты, базирующиеся на конечной цели полета. Большое разнообразие гелиоцентрических участков полета к планетам может привести в будущем к значительному увеличению числа возможных профилей полета, которые обычно образуются из различного рода сочетаний известных типов гелиоцентрических орбит полета.
Все это делает полезным проведение классификации схем полета межпланетных аппаратов. Возможные схемы полета к планетам можно разделить на два типа: первый — схемы полета к планете назначения без возвращения КЛА к Земле, второй — схемы полета к планете назначения с возвращением КЛА к Земле. В свою очередь каждый тип делится на два класса: класс схемы прямых полетов к планете назначения и класс схем полетов с учетом маневра при облете промежуточной планеты. Для большей определенности конкретной схемы полета классы разбиваются на группы. 1-й тип — схемы полета к планете назначения без возвращения к Земле Для сбора информации о планетах солнечной системы важное место занимают и будут занимать полеты к планетам назначения без возвращения к Земле. Такие схемы полета могут быть присущи только автоматическим межпланетным аппаратам, главная задача которых — доставить полезный груз в район планеты назначения для получения нужной информации.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
