Соловьев Ц.В., Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полетов (1973) (1246634), страница 47
Текст из файла (страница 47)
и О О,: а ф М $ а Щ Ц Х Л! Ьч 0+0 321 !!!!!!!! !!!!!!!! ОФОО ОООО Фи»В «С С»С Ф»»и» С'Ч'ФС» сю и» Оаюсо с' Ф Ф Ф аь р3зВЯзз ! х Ф«ОФФСЧС»С СЧ С'4 \О «» Сб СО Ф СЧ О вЂ” ФЙФФЯ Й о с о. со О-Фсо с»со Ф сок'си с и»с сч ь и» сч аь сб с» со 3 сч со о «в-ФФ со сч о сс о — Ф о ь х сч«»с Фс Ф с с -ФФфсчФ«~чй 3 «Ф « со с»ч с «аьч -ФФФФОФО ФОФФОООО ЫЯФЯЖЖЯЛ Ф'««ч'Фсоч' « соб» б ФФС ФС СО Си»ОС'4 СЬ "«Ф ох'Ф» О с'ч'и» с» сч аа Ф ФФ и» ВФФВ«ьЖФ Ж а с. О са с О О О ю М к ДФЯЯФЯЯ$ФОФФ ЯФЯС» С ааФ с «ч сч со« аФ ФФФФФ а с»с» счсбс»сю «О«»ФФ с с аа ФлФФФСО«б «»и»лаби»с с и»сб ФСЧ-СЧФ О ЮФФ ОФСЧФ~ СЧЧ сб сч ОС С «ОСЬ С»СЬСОС С ФВВ С СО С СЬ ОФ«»бю!-ФДФФСЧ С С»Ч" СЬС С« ~ЗФФЯ«»с»о»сба»си с сч с СОЧ'\ОЧ'ФСЫ СОС СЬ О ОС ФФВ СЧ с и» Сч С- О и» сч 'с' аа Ф -сб -сю-счс»и»б»а»с -с»сосч ь» с с счФФ-сь -«ОФ с счыо ОО-О- ООФОФФФООФ О сосбс»с» «с Ф «Фсчсось сч с— Фсб сосоФФв асс»Ф~о О с Факса с- СЬѻѻСЬСО О«»С»СОС»Ф'4' юс сб»и»сюс Ф с ФФСО~ О --Ф Фаа Ф Ф а» Ф сч о» сч ь сб сосо«-Фсо «с с»сосо ФСО с с»сосч сч с»счс» с с»ФО»с- Фсчс» с»ааФ ФОФОФФФФ--С»ОООѻѻΠи»с»Ф «сюс»с»со соФасы ~ОФСО 63 ФФ ОСЧФСОФФЛФФ Со Ч'«О а»а» «с»бч «чФФОО ««-О «« ©!ФЗФ-ЗлФФФЗФФЖЗВФк сб сб «~б «С и» ~.«ФФФ ««С- О О О С» С» СЧ СЧ Сб С С СЮ СЧ Сб Сб «б Ф СО С» С» С С С С С С С С ФФФСОФФОЗФ О» ФФФФО~ФФФСЬФФФСЬФФСа СЬ ! о И о Ф Ф\ \ о ч П~ Д Ь 323 ь Ф~ Ф~ Ф~ 'ю Ъ ь ~ъ с$ и о О й~ о '4 с3.
~о ь Использование для полета кораблей экспедиции к Марсу траекторий «прямых полетов> и траекторий полета «через Венеру» существенно увеличивает количество возможных вариантов полетов и сокращает время между оптимальными циклами полетов. й 3. ПОЛЕТ К МЕРКУРИЮ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ГРАВИТАЦИОННОГО ПОЛЯ ВЕНЕРЫ Прямые межпланетные траектории полета к Меркурию— пролетные межпланетные траектории Земля †Меркур и межпланетные траектории Земля — Меркурий с выходом на орбиту около планеты назначения — принципиально рассмотрены в гл.
Ч и Ъ'!. Проведенный анализ показал, что прямые межпланетные полеты Земля †Меркур требуют для своей реализации больших энергозатрат. Потребная стартовая характеристическая скорость для облета Меркурия в лучшем случае примерно на 25>(«выше аналогичной скорости для облета Марса. Вывод же КЛА на конечную орбиту около Меркурия требует гораздо больших энергозатрат по сравнению с такой же операцией около Марса. Кроме того, прямые пролетные траектории Земля — Меркурий характеризуются большими гиперболическими скоростями облета планеты, что не всегда приемлемо для нормального проведения экспериментальных исследований.
Повышение энергетической эффективности межпланетных полетов к Меркурию является важным фактором в планировании их на ближайшее будущее. Здесь решающую роль может сыграть особенность строения Солнечной системы, позволяющая использовать гравитационные поля Венеры или Юпитера. Действительно, используя гравитационное поле Юпитера для изменения энергии и направления полета КЛА, можно получить много вариантов гелиоцентрических участков, проходящих вблизи Солнца и пересекающих орбиту Меркурия (рис. 9.3. !).
Правда, таким полетам свойственна большая продолжительность (до 3 лет), но при наличии обычных двигательных установок (ЖРД) использование гравитационного поля Юпитера является практически единственной возможностью осуществить пролет КЛА вблизи Солнца на расстоянии не более О,! а. е. и пересечь орбиту Меркурия (рис. 9.3.2). Однако планирование полетов непосредственно к Меркурию с использованием планеты Юпитер вряд ли целесообразно из-за большой продолжительности и очень малого выигрыша в энергетике полета.
Довольно перспективным способом решения указанной проблемы является использование гравитационного поля Венеры. Принципиально существуют несколько схем перелета к Мерку- 325 / 1о(ткт ульяцй Рз 15 Рз ООО5 УО1 йу2 дбуййб а1 й2 Очйява.е. ЯЯУ УЯ~2 Рис 9.3. 2. Значения яарактеристической скорости старта при полетал к Солнцу в зависимости от перигелия переходной орбиты. — — прямой полет Земля †Солн; полет С ис. полплаванием гравитационного поля Юп пера рию с облетом Венеры.
Если баллистический облет Венеры при постоянном значении й , позволяет изменить направление и величину гелиоцентрической скорости КЛА за счет только ее гравитационного поля, то при активном облете изменяются как направление, так и гиперболические избытки скорости на выходе за счет коррекции. Характеристики траектории облета Венеры в определенной 326 5йа ~~а ! рис.
у 3, 1. Проекция траектории межпланетного аппарата Земля — Юпитер — Солнце на эклиптику сзапуск принципиально возможен ежегодно): и„, 56,5 нм1с; т ~ 5,5 Я2 ', 1т' тп -в,вт а. ес упсо =тэг «мгс степени зависят от задач маневра КЛА вблизи Меркурия. Поэтому выбор схемы облета может в ряде случаев предопределяться типом межпланетной траектории полета. Траектории пролета Меркурия Энергозатраты межпланетных траекторий пролета Меркурия определяются стартовой характеристической скоростью.
Значит, облет Венеры только тогда эффективен, когда он способствует уменьшению этой скорости. В этой связи следовало бы ожидать, что баллистический облет Венеры принципиально может привести к большим выигрышам по сравнению с другими схемами облета. Ограничением здесь является потребная высота пери- центра планетоцентрической орбиты облета Венеры, поскольку она не может быть ниже высоты верхней атмосферы, приблизительно 200 —:150 км. Избежать этого затруднения можно с помощью маневра коррекции высоты перицентра планетоцентрической траектории облета. Коррекция, требующая обычно небольшого приращения скорости, позволяет получить высоту перицентра последующей траектории облета заданной минимальной величины. Хотя энергетические характеристики схем облета с коррекцией высоты перицентра не всегда лучше, чем при баллистическом облете, но окна запуска становятся шире.
Кинематика межпланетных полетов Земля — Меркурий с облетом Венеры такова, что они соответствуют каждому соединению Земля — Венера, наступающему приблизительно через 17 мес. Тем самым определяется календарный год возможного старта для полета КЛА к Меркурию с облетом Венеры.
Теперь остается найти переходную орбиту к Меркурию с учетом активного и баллистического облета Венеры при минимальной характеристической скорости старта. Метод поиска таких переходных орбит аналогичен изложенному в $2. Потребные минимальные значения стартовой )т,1 и суммарной 1'т (в случае активного облета) характеристических скоростей, значения гиперболической скорости прибытия к Меркурию 'к' „ и времени псрелета А1 в зависимости от календарного года соединения Зем.чя — Венера приведены на рис.
9.3.3. Сравнение минимальных стартовых характеристических скоростей прн прямом полете КЛА к Меркурию и при полете с учетом баллистического облета Венеры показано на рнс. 9.3.4". Анализ результатов расчета позволяет сделать ряд выводов. Полет межпланетного аппарата к Меркурию с баллистическим облетом Венеры и стартом 1в годы соединения Земля — Венера 1982. 83 и 85 энергетически эффективнее (см. рис. 9. 3. 4) .по сравнению с * На рис. Ц,З. 4 значение Р равно отношению характеристических сноростей старта при баллистическом облете Венеры и при прямом полете.
327 и»илим ОУ Ч ей суит что РОО 'ОО тЯЯт 37 39 ВУ ВБ ВВ Уо Рт УУ УС РБ РЕ тРРР тяВ гоебииения и-9 Ух 7,б 7,Ч 7,7 9,3 Рис. 9. 3. 4. Сравнение характеристических скоростей разгона при прямом полете к Меркурию и с учетом баллистического пблета Венерьс 828 ч мк В т Б Рис. 9. 3. 3. Характеристики меаспланетной траектории полета к Меркурию с активным и баллистическим облетом Венеры: — Баллистический: — — — активный 19 ВО 37 Вд 39 Вб ВВ УО 99 7993 Год соединения е-д прямым перелетом.
В 1982 г. характеристическая скорость старта в десятилетии 1980 — 90 будет наименьшей и равной -4 км/с и иа !6% меньше, чем для сравнимого прямого перелета. Полет к Меркурию с активным облетом Венеры позволяет значительно снизить в 1988 †19 гг. эиергозатраты по сравиеиию с баллистическим облетом. Такие полеты возможны и в 1975, 1977 и!978 гг. с потребными значениями 0'з =4,08 км/с, Л9=172 сут и !70 =4,47 км/с, М=119 сут, $ез =4,44 км/с соответствеиио. Время полета по сравнению с прямыми перелетами увеличивается во ~всех случаях более чем вдвое. 'ь 9У79 79 77 7В 79 ВВ 99 99 ВУ ВУ ВУ Вб 97 ВВ ВУ УВ Ут УВ УУ Уй 99 Уб 97 999В Ро Вен Рис 9.
Д 5. Оптималоные значения тягоооорузсенности разгонного модуля межпланетного аппарата, пролетающего Меркурий: Π— примой полет; Ь вЂ” полет с облетом Венеры; — т о,т; — — — т . 0,0т ят ' ят Гиперболическая скорость прибытия к Меркурию в среднем равна 1О км/с и значительно меньше в случае прямого перелета. Для межпланетной траектории пролета Меркурия с баллистическим облетом Венеры проектная задача сводится к оптимизации основных проектных параметров разгонного модуля при заданном гиперболическом избытке скорости. На рис.
9.3.5 и 9.3.6 показаны оптимальные значения по и р„модуля межплаиетиого аппарата, предназначенного для пролета Меркурия с баллистическим облетом Венеры и без него при старте в !975— !998 гг. Здесь гиперболические избытки скорости отрыва (соот,ветствуюшие 1'з~) взяты по рис. 9. 3. 4. Траектории полета с выходом КЛА иа орбиту около Меркурия При таком маневре вблизи Меркурия облет Венеры должен способствовать уменьшению суммарной характеристической ско.
рости 1гз, которая зависит от характеристической скорости как 329 старта, так и торможения. Таким образом, облет Венеры энергетически эффективен тогда, когда он приводит к такому изменению характеристической скорости старта и торможения, при котором )тэ уменьшается. уменьшение уэ не всегда связано с уменьшением характеристической скорости торможения. Скорее всего оно может быть вызвано уменьшением гиперболического избытка скорости отрыва (характернстической скорости старта). Дело в том, что выбор переходной орбиты Земля — Венера является более гибким. Однако выбор гиперболического избытка РУУ-аюс 'ик УУУ 7узу 7у 77 7у 7у уу уг у7 уу уу аг уу у7 уу уу уу у у7 у7 уФ уу уу у77вв Го Ум Рис. у. 3.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
