Соловьев Ц.В., Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полетов (1973) (1246634), страница 49
Текст из файла (страница 49)
Некоторые перспективные схемы полетов КЛА с облетом Юпитера показаны на рис. 9.4.2. Рассмотрим проектно-баллистическне характеристики КЛА при таких схемах полета. Траектории полета к Солнцу Орбиты облета при значениях ~р, близких к нулю, могут быть использованы для полетов КЛА к Солнцу (солнечные зонды), поскольку гелиоцентрическая скорость КЛА после облета резко уменьшается, что приводит к почти прямолинейным гелиоцентрическим траекториям и в некоторых случаях даже к траекториям «попадания» в Солнце. Прямой полет Земля — окрестность около Солнца требует значительных энергозатрат (рис. 9.3. 2).
Из возможных схем полета к Солнцу (тг,о 40,2) схема полета с использованием гравитационного поля Юпитера требует наименьших энергозатрат и поэтому наиболее перспективна. На рис. 9.4.3 приведены потребные времена полета М КЛА, совершающего полет к Солнцу с облетом Юпитера в зависимости от гиперболического избытка скорости )т „радиуса периге- 335 лия переходной орбиты после облета Юпитера й,э и радиуса перицентра планетоцентрической орбиты облета г,п представлен- а йгвды яя =дуй.с (Б 4 уд'бд тд чятб 633 634 дуб Ч огув Леригггэгй йгв ор оэ уа б м4фелий Рис. У.
4. 3. Зависимость потребного времени полета к Солнцу от гиперболического избытка скорости орбиты отрыва Рис. У. 4. 4. Изменение гиперболического пэбытка скорости орбиты от'- рыва от перигелия перекодной орбиты при прямых перелетак Земля— районы над плоскостью эклиптики ного в единицах радиуса планеты Юпитер.
Другие проектно- баллистические характеристики совпадают с данными прямого полета Земля — Юпитер. Траектории полета за пределы эклиптики Зондирование районов над н под плоскостью эклиптики представляет большой научный интерес, вызываемый возможностью исследования «сверху» (снизу) Солнца, характеристик межзвездной среды и возможной асимметрии условий в космосе (распределение метеорных тел, солнечных явлений и т.
д.). Гелиоцентрические траектории полета КЛА в плоскостях с боль. шими углами наклона (близкими к 90') позволяют решить эту задачу. Прямые полеты Земля — районы над эклиптикой — требуют больших энергозатрат. На рис. 9.4.4 показаны значения гиперболического избытка скорости орбиты отрыва в зависимости от угла наклона гелиоцентрической орбиты к плоскости эклиптики и РадиУса пеРигелиЯ «73). ВвидУ больших значений )г о вРЯд лн можно предполагать реализацию таких схем полета к удаленным районам над плоскостью эклиптики.
Использование гравитационного поля Юпитера позволяет при чр, близких к 90' (см. рис. 9.4.!), отклонять гелиоцентрическую орбиту КЛА для достижения больших эклиптических широт. В зависимости от постановки задачи возможны две схемы полета. Первая схема полета — поворот плоскости переходной орбиты после облета Юпитера до 90' к плоскости эклиптики— 336 позволяет КЛА пролететь над (под) Солнцем.
Такая схема полета изображена на рис. 9.4.5. Вторая схема полета отвечает требованию максимизации составляющей гелиоцентрической скорости КЛА после облета Рис. 9. 4. 5. Облет Юпитера с поворотом плоскости переходной орбиты до 90' к плоскости эклиптики (первая схема); 1, 24425505!. Рс Р 057 Ржг 1 ю'; Яигв 0045 и. ел Т =7 Юпитера, нормальной к плоскости эклиптики.
Эта схема позволяет достигнуть наибольшего удаления КЛА от плоскости эклиптики в точке его максимальной гелиоцентрической широты. уэвя. Рис. 9. 4. 6. Удаление К47А от плоскости эклип- 17 тики в з~омент его прохождения над Солнцем для двух схем полета: 4 †схе с максимизацией иормлльиой составляющей скорости; 2 — схема с ново. ротом кл 00' к плоскости зклиитики 9 155 1Ч,1 10,7 155 155 165 171 Ухо ля/с На рис.
9.4. 6 показано изменение максимального отклонения Н, от плоскости эклиптики в зависимости от характеристической скорости старта прн двух схемах полета Г401 Межпланетные траектории полета к внешним планетам После реализации полетов межпланетных аппаратов к Юпитеру неминуемо возникнет потребность в исследовании более дальных планет — Сатурна, Урана, Нептуна и Плутона. Однако прямые полеты к этим планетам потребуют еще больших энергозатрат при чрезмерно большом потребном времени полета 337 (см. $ 3 гл. Н).
Уменьшить время полета до приемлемых величин можно только за счет дальнейшего роста энергозатрат (рис. 9. 4. 7) . Решение проблемы полета к внешним планетам при приемлемых для КЛА с двигателями больших тяг (ЖР)х, ЯРД) энергетических характеристиках и временах полета становится практически возможным при использовании гравитационного поля Юпитера.
Если облет происходит при углах зр, близких к 180' (см. рис. 9.4.1), то межпланетный Н,гвен аппарат может получить от Юпитера ра достаточное количество энергии, ' чтобы после облета двигаться даже по гиперболической орбите и тем 2у самым преодолеть силу притяжения 18 Солнечной системы. Такая схема ,и полета при соответствующем рас- ,6 положении планет позволяет достаточно быстро долететь к следуюз щей планете. Последовательно используя гравитационные поля Фу уу пд му лев,враг внешних планет, можно обеспечить рис. Кгл. Зависимость мини- полет межпланетного аппарата ко мального времени арлмыл но- многим планетам после Юпитера.
летов к внешним нланетам от В ПОСЛЕдннс ГодЫ НССЛЕДОВаНИЮ энергии закуска межпланетных полетов к внешним планетам с использованием гравитационного поля Юпитера или гравитационных полей нескольких планет был посвящен ряд работ *. Интересно, что в настоящем десятилетии открываются возможности исследования, внешних планет Солнечной системы (Сатурна, Урана, Нептуна и Плутона) благодаря облету Юпитера. Возможны также межпланетные траектории с облетом двух, трех и даже четырех внешних планет при умеренных значениях стартовой характеристической скорости (от !4,5 до 16,5 км/с) и времен полета. Рассматриваются обычно следующие три принципиальные схемы пролетов планет: 1) двухпланетная схема пролета по маршрутам: Юпитер— Сатурн (Ю вЂ” С); Юпитер — Уран (Ю вЂ” У); Юпитер — Нептун (Ю вЂ” Н) и Юпитер — Плутон (Ю вЂ” П); 2) трехпланетная схема пролета по маршрутам: Юпитер— Сатурн — Плутон (Ю вЂ” С вЂ” П); Юпитер — Уран — Нептун (Ю вЂ” У вЂ” Н); 3) четырехпланетная схема пролета по маршруту Юпитер— Сатурн — Уран — Нептун.
Важная особенность рассмотренных схем пролета заключается в том, что на каждом маршруте первой планетой является * Анализ некоторых таких работ н США дан а работе 14О). Юпитер. Поэтому минимальные энергозатраты будут определяться скорее всего условиями полета Земля — Юпитер. Перейдем к рассмотрению каждой схемы пролета. Двухплапетпап схема пролета (Земля) — Юпитер — Сатурн. Зависимость времени полета к Сатурну от гиперболического избытка скорости орбиты отрыва У в при различных датах старта и различных радиусах пери- центра планетоцентрической орбиты облета (в радиусах Юпитера) гм приведена на рис. 9.4.8 [73).
Видно, что наилучшие возможности полета к Сатурну с облетом Юпитера возникают при старте в 197? †19 гг., когда можно достигнуть наименьших У о при практически минимальных 752 и приемлемых г.ь Если выбрать дату старта в!977 г., то У в=032Ь'а, при тес=10, ~в то время как при прямом полете ее минимальная величина равна пб 0,386 У в. Однако при полетах к внешним планетам уменьшение времени полета может оказаться более важным фактором, чем сни- М,гвббг 898 822 7 ббб ря =в тк4 Ее 4л7 452 425 4ат Р,УЯ Ом 40 ч .луче бт-2рбсувь Рис.
9. 4. 9. Меэкпланетная траектория полета к Сатурну с облетим Юпитера: ть — сентябрь !577 ел У =В,Э5 Усы Рис. 9.4.8. Зависимость времени полета от гиперболинеского иэбытка скорости орбиты отрыва при маршруте Земля — Юпитер — Сатурн жение У в. В этом смысле характеристики полета к Сатурну с облетом Юпитера становятся еще лучше, время полета уменьшается с 4 лет до 2,76 года.
Наименьшее же время полета при старте в 1977, 1978 и 1979 гг. равно 2 годам. На рис. 9.4.9 (73) изображена проекция на плоскость эклиптики межпланетной траектории полета к Сатурну с облетом Юпитера прн старте 6 сентября 1977 г. Близкая к ней межпланетная траектория возможна при старте в октябре 1978 г.
Следующие оптимальные даты старта возможны только через суммарный синодический период (20 лет) в ! 997 — 1998 гг. В табл. 9. 6 для даты старта сентябрь 1977 г. даны оптимальные значения основных проектных параметров разгонного модуля и, и р,. 339 (Земля) — Юпитер — Уран. Баллистические характеристики межпланетной траектории полета к Урану с использованием гравитационного поля Юпитера показаны на рис. 9.4.10 [73]. Наиболее приемлемые характеристики полета имеют место при датах старта в 1978 — 1979 гг.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
