Соловьев Ц.В., Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полетов (1973) (1246634), страница 48
Текст из файла (страница 48)
6. Оптимальные значения относительного конечного веса разгонного модуля межпланетного аппарата, пролетающего Меркурий: 11 — еремой полете Су — полет с овлеуом Вепермт — =т 0,11 — — — у . 0,02 пу '' пу скорости отрыва ограничен минимальным его значением, ниже которого скорость прибытия КЛА к Венере будет весьма мала. что не позволяет испольэовать гравитационное поле планеты для полета к Меркурию. В связи с этим ограничением не удается воспользоваться для перелета Земля — Венера эллипсом минимальной характеристической скорости и в результате баллистического облета Венеры достигнуть Меркурия. Расчеты показали, что переходные орбиты с баллистическим облетом Венеры и выходом на орбиту около Меркурия характе.
ризуются такими же кинематическими параметрами, как и ранее рассмотренные переходные орбиты с пролетом. На рис. 9.3. 7 показано изменение минимальных значений суммарной характеристической скорости по годам соединения Земля — Венера при баллистическом облете Венеры. Наименьшее значение )г,= = 11,8 м/с [70=2449650,). О. (24/Х !994 г.); А/=290 сут), что на 9% меньше минимальной суммарной характеристической скорости прямого полета (70=2446562 У. О.
(11/Ч !986 г.); А/=95 сут1 Сравнение минимальных значений суммарной характеристической скорости для прямых и непрямых (баллистический облет Венеры) межпланетных полетов с выходом на орбиту около 330 Меркурия дано на рис. 9.3. 8'. Баллистический облет Венеры для выхода на орбиту около Меркурия энергетически эффективнее прямых полетов только в 1980, 1982, 1983 и 1994, 1998 гг. Наименьших 1тв можно достигнуть только в пределах 20 сут от даты соединения Земля — Венера. Отклонение от этих пределов приводит к резкому увеличению Ь'з. Интересно отметить, что траектории с баллистическим облетом Венеры приводят к стрече с Меркурием вблизи области «гдг 6 19ВО ВВ ВУ ВУ ВХ ВВ УО 9$ УУ УУ 99 УУУВ Год соединения е-~ Рис.
0.3. 7. Минимальные значения суммарной характеристической скорости межпланетного полета с выходом на орбиту около Меркурия в зависимости от года старта ~годы соединения Ш вЂ” Е ). Конечная орбита — круговая, Нч=!000 км; — — — схема с коррекцией высоты перицентра орбиты облета нисходящий узел — афелий орбиты Меркурия. Поэтому характеристическая скорость торможения для переходных орбит с баллистическим облетом Венеры в основном выше ее значений при прямых полетах.
В связи с этим эффективность баллистических облетов Венеры достигается только вследствие уменьшения характеристической скорости старта по сравнению с прямыми полетами. Данный результат позволяет искать резервы понижения 1гз путем регулирования долготы точки встречи с Меркурием за счет активного облета Венеры.
Если он будет приводить к встрече с Меркурием в области восходящий узел — перигелий орбиты Меркурия, то возможно предположить уменьшение 1гз. Однако расчеты показывают, что это не достигается ввиду больших энергозатрат в окрестности Венеры, характеристическая скорость которых достигает 3 км/с. В этом смысле более пер- * Нз рис. 9.3.8 значение Уз равно отношению Ув при баллистическом облете к Ув при прямом полете. 33! гг Рис. У.
3. д. Сравнение минимальногх значений суммарной характеристической скорости для прямых и непрямогх (баллистический облет Венерог) полетов с выходом на орбиту около Меркурия. Конечное орбита — круговая, Н„.=!000 км !О Од гтдг дд дд дд дд дд д! дд дд ддЯВ дд Гбд сведуненвя е-д будет сводиться к оптимизации основных проектных параметров разгонного и тормозного модулей при известных гиперболических избытках скорости. Из двух типов межпланетных полетов— прямой и непрямой (баллистический облет Венеры) — были выбраны переходные орбиты с наименьшими 1'е, на основе которых путем решения проектной задачи были определены оптимальные значения основных проектных параметров разгонного и тормозного модулей межпланетного аппарата, предназначенного для полета к Меркурию с выходом на конечную орбиту.
Результаты решения изображены на рнс. 9.3.9 и 9.3.10. Влияние облета Венеры на энергетические характеристики межпланетных траекторий полета к Меркурию с возвратом к Земле может проявляться по-другому для траекторий возвращения. Результаты расчетов показывают, что для траекторий возвращения возможно лишь небольшое снижение Ь'я (менее 10%) за счет облета Венеры, но это связано с серьезным увеличением продолжительности операции (на 50 — 100%) (72]. По этой причине здесь не рассматриваются возвратные траектории Меркурий — Земля с облетом Венеры, хотя они в ряде случаев могут приводить к меньшим скоростям входа в атмосферу Земли.
Критерий использования схем облета Венеры для решения задач полета к Меркурию не должен быть связан только с уровнем энергозатрат. Важными характеристиками также являются 332 спективной является схема облета Венеры с коррекцией высоты перицентра орбиты облета. На рис. 9.3.7 пунктирной линией соединены точки с минимальным значением Ух при такой схеме облета Венеры. Видно, что У я уменьшается до 11,2 км/с при дате старта со†- 2447330 3. )У. (!7/Ч! 1988 г.) и А!=300 сут. Если в качестве критерия оптимальности рассматривать суммарную характеристическую скорость, то решение проектной задачи, в которой учитывается баллистический облет Венеры, диапазон «окна» старта и чувствительность номинальной межпланетной траектории к величинам отклонений.
При баллистическом облете Венеры для переходных орбит с минимальной характеристической скоростью диапазон «окна» 7676 76 77 76 76 уу 67 уу уу уо ат 66 67 уу уу уу 62 у7 ул уу у6 уб 77 гууу Го Уи Рис. У. 8. У. Оптимальные значения тягов<>оруженности разгонного модуля (выход на орбиту около Меркурия): Π— врпмпй пслет; Ь вЂ” полет с пблетпм Венеры; — у О,т; — — — у 0,022 и т ' п.т Рт„еаг с старта зависит от ограничений на минимальную высоту пери- центра. Так, например, для соединения !980 г.
«окно» старта уменьшается по сравнению с прямым полетом почти в 3 раза Уе Д76 7776 77 7У 67 УУ Гд 67 УУ '67 УУ УУ У7 !УУУ Гоби Рис У.У. 10. Оптимальные значения относительного конечного веса раз- гонного модуля (выход на орбиту около Меркурия): г 1 — прлмсй полет; ез — полет с сблетом Вечерне у 0.14 — — — у 0,02; — ят п.т Р и лба с и составляет всего около 7 сут (721. В случае низких высот пери- центра при баллистическом облете Венеры переход к схеме облета с их коррекцией даст большие преимущества. Для того 333 же года соединения (1980 г.) переход к коррекции высоты пери- центра орбиты облета при 5т»-ном запасе Гх расширяет «окно» старта до 42 дней (72). Если же высота перицентра орбиты облета достаточно большая, то баллистический облет также дает возможность значительно расширить «окно> старта.
Например, для соединения 1982 г. баллистический облет Венеры (высота перицентра 1980 км) позволяет при 5«7«-ном запасе 1/з расширить «окно» запуска до 50 дней [72). Таким образом, в зависимости от высоты перицентра орбиты облета выбор правильной схемы облета Венеры позволяет значительно расширить «окно» запуска межпланетного аппарата к Меркурию. Поэтому, если даже рациональная схема облета Венеры и не дает ощутимого выигрыша в энергетике, то уже большим ее достоинством является расширение интервалов запуска.
Реализация межпланетной траектории полета к Меркурию с облетом Венеры во многом зависит от чувствительности номинальной траектории к отклонениям кинематических параметров от расчетных данных, Управление траекторией непрямого перелета Земля — Венера — Меркурий представляет собой более трудную задачу, чем при прямом полете. Действительно, даже очень небольшие ошибки в реализации расчетной высоты пери- центра могут вызвать заметные погрешности в направлении асимптоты измененной гиперболической орбиты облета.
Судя по результатам приближенных расчетов и численного интегрирования, располагаемый запас топлива на коррекцию должен дополнять средний полный потребный запас топлива на (2,3 †: 3,5)о (о — среднеквадратичное отклонение ошибки реализации коррекции), что для непрямых полетов с пролетом Меркурия в 1970 и 1973 гг. соединения Земля — Венера соответствует характеристической скорости около 250 м/с. Таким образом, указанные результаты предварительного анализа траекторий непрямых полетов к Меркурию позволяют оптимистически смотреть на техническую реализацию межпла. нетных полетов к Меркурию с облетом Венеры. ф 4. МАНЕВРЫ КЛА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ГРАВИТАЦИОННОГО ПОЛЯ ЮПИТЕРА Гравитационное поле Юпитера — самой большой планеты— является хорошим «помощником» в прокладывании космических трасс в труднодоступные и удаленные районы Солнечной системы.
К ним относятся районы вблизи Солнца, районы над пло. скостью эклиптики и ниже ее, внешние планеты от Сатурна до Плутона и районы глубокого космоса. Расположение орбиты Юпитера и его масса таковы, что эти задачи можно успешно решить с меньшими энергозатратами благодаря использованию 334 гравитационного поля Юпитера, изменяя геометрию встречи КЛА и планеты. Ранее было показано, что величины прицельной дальности Ь (или высоты перицентра) и угла тр при неизменном Р 1 полностью определяют геометрию встречи КЛА и планеты и харак- Рис. 9. 4. Д Кинематика векторов орбиты облета: и' = Р х Р„,; гч г =о; и' положителен Рис.
9. 4.2. Перспективные схемы космикескил маневров КЛА с облетим Ктпитера теризуют планетоцентрическую орбиту облета (рнс. 9. 4. 1). Изменяя Ь и угол ф можно получить много вариантов полетов ввиду изменения после облета величины и направления гелиоцентрической скорости полета КЛА.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
