Соловьев Ц.В., Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полетов (1973) (1246634), страница 18
Текст из файла (страница 18)
Дальнейшее накопление знаний о солнечной системе вряд ли мыслимо без реализации таких схем полета. 9б Все эти схемы полета могут быть разделены на два класса. Обшим для них является вход аппарата в атмосферу Земли со скоростью, превышающей вторую космическую. Допускается возможность использования импульсов в точках гелиоцентрическопо участка траектории возврата. Импульсы позволяют в ряде случаев заметно снизить скорость входа КЛА в атмосферу Земли.
1-й класс — схемы прямых полетов к планете назначения с возвращением к Земле. Данный класс включает схемы прямых пере- незла ченел рис. 3. 2. В. Схемы полета по пролетно-возвратным траекториям: а — сзема полета с возвратом к Земле через целое число сидерическил лет и без учета пертурбационносо эффекта планета наэначеният б — слема полета с возвратом к Земле через дробное число сидерическик лет и беэ учета яертурбанионнозо эффекта планета назначения; в — сзема полета с возвратом к Земле с учком пертурбационносо эффекта планета назнанения летов Земля — планета назначения и планета назначения — Земля.
Здесь не предусматривается использование пертурбационных эффектов от других планет ни на этапе полетов к планете назначения, ни на этапе возвращения к Земле. Множество схем прямых полетов рассматриваемого класса может быть разбито на группы. 1-я группа — схемы полета по пролетно-возвратным траекториям 1'рис. 3. 2. 8). К этой группе относятся схемы полетов, включающие пролет межпланетного аппарата вблизи планеты назначения и его возвращение к Земле.
Возвращение обеспечивается различными способами: подбором соответствующего гелиоцентрического участка и даты старта; использованием пертурбационного эффекта от планеты назначения; введением дополнительных импульсов для изменения гелиоцентрического участка межпланетной траектории возврата. 2-я группа — схема полета с выходом на орбиту ожидания около планеты назначения и возвращением к Земле.
Данная группа схем полетов отличается от предыдущей выходом иа орбиту ожидания около планеты назначения, определенным вре- «97 менем пребывания на ней и для возвращения к Земле сходом с орбиты. Все это требует значительных дополнительных энергозатрат. 3-я группа — схемы полета с высадкой десанта на поверхность планеты назначения и возвращением к Земле (рис. 3. 2. 9, Рис. 3. 2.9. Схема полета мезспланетного аппарата с высадкой десанта на планету назначения и возвратом к Земле; т †сто с промежуточной орбшыс т †пос ип планету ниепочеиият 3 †ста с поееркпости планеты; 4-посадка по Землю 3.
2. 10). К этой группе относятся схемы полетов, по которым предусматривается высадка десанта на поверхность планеты назначения. Высадка десанта может быть обеспечена «прямой» посадкой КЛА, при которой гиперболическая орбита прибытия непосредственно стыкуется с траекторией спуска, либо спуском с околопланетной орбиты, на которую предварительно выходит Рис. З.2.!О. Схема полета возвращающегося на Землю межпланетного аппарата с выходом на орбиту и посадкой на пла- нету назначенитс ! †ста с промежуточной орби~и т †торможен для еыкодп на ор.
бчтр ожидания; 3, 4 †спу с орбиты по плочена б †ста с поееркпости плоиеты и еыкод ио орбиту; б †ста с орбиты; 7 †посад по Землю КЛА. Для возвращения к Земле планируются старт с планеты, активный участок выведения на околопланетную орбиту и далее сход с нее. Реализация таких схем межпланетных полетов предьявляет особые требования к двигательным установкам и системам управления и к космической технике вообще. 98 4-я группа — комбинированные схемы полета с возврсдщением к Земле (рис. 3. 2.!1, 3. 2.!2).
В комбинированных схемах полета задача пролета межпланетного аппарата около планеты Рис. 8. 2. КС Комбинированная схема полета возвращающегося на Землю межпланетного аппарата с облетом и посадкой на планету назначения: г-старт с прамемутанноб орбиты; т — нарренция метспланстнад траек. сории, 5 †посад десаитнога модуля; 4-старт с иоверкнасти Марса и сблитсение с пблетным кораблем; 5 — посадка на Землю назначения или выхода на околопланетную орбиту совмещается с высадкой десанта посадочного модуля (модулей) КЛА на ее поверхность, которая может происходить по схеме предыдущей группы. Возвращение к Земле обеспечивается различными способами.
Например, оно может происходить в результате стыковки стартующего с поверхности планеты модуля с пролетным ап- Рис. 3.2. /2. Комбинированная схема полета возвращающегося на Землю межпланетного аппарата с выходом на орбиту и по. садкой на планету назначения: ! — старт с приме кутакнаб арбитыг 3, 5 — вариант с лрямаб ласадкад планетного камгл са; 5 †торможен для выкада на конечную орбитус 4 †спу с аргтиты нп пяанету десантнага аппарата, б-старт с ла. веркнас и и выгод на орбиту; т — с~арт с орбиты; 5 †посад на Землю паратом (см. рис. 3. 2.
11), Другое решение задачи возвращения достигается путем стыковки стартующего с планеты модуля с орбитальным аппаратом, после которой образовавшийся комплекс сходит с околопланетной орбиты и выходит на траекторию возврата (см. рис. 3. 2. 12). 99 2-й класс — схемы полета к планете назначения с возвращением к Земле и использованием пертурбационного эффекта промежуточной планеты. При таких схемах полета влияние пертурба. ционного эффекта от промежуточной планеты может проявиться как на этапе полета к планете назначения, так и на этапе возврашения. Использование пертурбационного эффекта позволит снизить суммарные энергозатраты, расширить окна старта с Земли и планеты назначения и уменьшить скорость входа в атмосферу Земли.
Данный класс представим следующими группами. 1-я группа — схемы полета по пролетно-возвратным траекториям с учетом пертурбационного эффекта промежуточной планеты. Данная группа схем полета отличается от такой же группы предыдущего класса тем, что вследствие использования гравитационного поля планеты, мимо которой планируется пролет КЛА, изменяется либо гелиоцентрический участок полета к планете назначения, либо гелиоцентрический участок траектории возврата. 2-я группа — схемы полета с учетом пертурбационного эффекта промежуточной планеты, выходом на орбиту ожидания около планеты назначения и возвращением к Земле. Отличие этой группы от предыдущей — в маневрах выхода на промежуточную орбиту и схода с нее. 3-я группа — схемы полета с учетом пертурбационного эффекта промежуточной планеты, высадкой десанта на поверхность планеты назначения и возвращением к Земле.
Данная группа отличается от 3-й группы предыдущего класса только планируемым изменением гелиоцентрического участка полета после контакта КЛА с промежуточной планетой либо на этапе полета к планете назначения, либо при возврате. 4-я группа — комбинированные схемы полета с возвращением к Земле и использованием пертурбационного эффекта промежуточной планеты. Комбинированные схемы полета включают схемы, когда пролет планеты назначения совмещается с высадкой десанта посадочного модуля (модулей).
Кроме того, предусматривается и высадка десанта при контакте КЛА с промежуточной планетой на участке полета к планете назначения. Глава Ю ° ПЛАНЕТОЦЕНТРИЧЕСКИЕ УЧАСТКИ ПОЛЕТА $1. КИНЕМАТИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ УЧАСТКА ВЫВЕДЕНИЯ С ПРОМЕЖУТОЧНОА ОРБИТОЙ НА ГИПЕРБОЛУ ОТРЫВА ОТ ЗЕМЛИ Траектория полета от точки старта до момента, когда вектор скорости КЛА приобретает нужное направление, называется участком выведения. Назначение участка выведения — обеспечить движение КЛА при выходе из грависферы с вектором скорости, равным вектору гиперболического избытка скорости Г ы определенному в результате решения внешней задачи. Участок выведения состоит из траектории управляемого полета (активный участок выведения) и траектории пассивного полета (пассивный участок выведения). Пассивный участок, которым заканчивается выведение, является гиперболической орз битой отрыва с Ь„„= У-ы Активный участок выведения может быть двух типов: первый — активный участок непрерывного подъема, на котором двигатели практически непрерывно работают и их промежуточное выключение не связано с выполнением задач выведения; второй — активный участок с промежуточной орбитой, на котором планируется промежуточное выключение двигателей для обеспечения пассивного движения аппарата по заранее выбранной промежуточной орбите, способствующей лучшему решению задач вынедения.
Если исходить из оценки активных участков по решению задачи правильного времени старта и задачи навигации с наименьшими энергозатратами, то предпочтение следует отдать активному участку с промежуточной орбитой (рис. 4.1.1), который широко используется для решения задач выведения. Перейдем к оценке геометрических характеристик участка выведения и их взаимосвязей, учитывая, что большая полуось и направление асимптоты орбиты отрыва предопределены задани— о ем У г и У о. Для решения задачи параллельности асимптоты 110 гиперболической орбиты отрыва единичному вектору уо„о необ- ходимо, чтобы он находился в ее плоскости. Если У вЂ” нормаль к плоскости орбиты отрыва, то этому условию отвечает векторное уравнение плоскости Лт ° тчг „о = О.
Соотношение между углом наклонения плоскости орбиты ! и склонением вектора цели 6, Пусть вектор цели Йт, проведенный из начала координат параллельно Ро и равный ему, во второй экваториальной геоценПренемумвти я П втиуя врбт а трической системе координат определяется прямым восхождением ао и склонением бо (рис. 4.1.2). Тогда, учитывая кинематическое уравнение У У= 1, решение векторного уравнения плоскости относительно Ук н Фу можно представить в виде Рис. 4. !.
Х Скема активного участка выведения с промежуточной орбитой; С-точка стаута; а †кон активного участка выведения — сов ! Мп Ьо в!и ао ~ сов ас (1 — в!Пт Ьс — сову !)Н у сов Ьо (4. 1. 1) гчт !тгу В!П ас СОБ ЬО+ СОВ ! В!П ЬС к сов ассов Ьо поскольку М,=сов!', Ят„=созаосозбо, 1уу=з(паосозбо, Вг=з!пбю Следовательно, положение плоскости орбиты отрыва должно удовлетворять неравенству СО5 г ( Сов~ Ьо НЛИ + СО5 г ( СО5 Ьо (4. 1. 2) которое сводится к условию при запуске: в северо-восточном направлении (0(1( — 1! 2 / ~ аа !Ьо! в юго-восточном направлении / — ( ю' " н) ~ 2 (Я вЂ” 1) )~ !Ьо~. (4.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
