Соловьев Ц.В., Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полетов (1973) (1246634), страница 51
Текст из файла (страница 51)
Периодичность благоприятных возможностей для запусков определяется главным образом синодическим периодом Урана и Нептуна (171,4 года) и следует с интервалом примерно 13 мес с !976 по 1979 гг. При запусках после 1979 г. требования к энергетике становятся чрезмерно высокими, так как облет Юпитера вследствие его положения уже не дает долж- е Это связано с тем, что во время пролета межпланетного аппарата Плутон будет находиться вблизи перигелия своей орбиты. 'е Вариант схемы полета по программе «Большой тур>, 344 ного эффекта. Для схем облета нескольких планет существует некоторая граница энергозатрат, превышение которой не приводит к дальнейшему сокращению времени.
Это ограничение вызывается кинематикой схем облета планет. Для облета нескольких .планет траектория должна «отражаться» под некоторым углом от каждой промежуточной планеты у (рис. 9. 4. 18). Однако реализовать схему облета планет при больших углах отражения практически не- т возможно, поскольку для этого тре- Ь буются слишком малые высоты перицентра планетоцентрической орбиты облета, достигнуть которые не позволяет атмосфера планет. Следовательно, потребные времена полета ограничены снизу минимально допустимыми высотами перицентра орбиты облета.
Сказанное подтверждается результатами расчетов. На рис. 9.4.19 и 9. 4.20 изображены зависимость времени полета от номинальной даты старта прн различных значениях энергии запуска йи „ и условной высоты перицентра Н», орбиты облета соответственно. Для реализации операции «Большой тур» наиболее критической планетой является Сатурн. Во-первых, наименьшая продол- де гвен в 1679жЕЕ Я 9 767669 Я 9 19 76766 16 1676 ВВ У 9 14 1979 Июль аВе аВг сеню сеню. экю ент но ей 1976 1977 197В 1979 Рис. 9.
4. 19. Зависимость продолжительности операции «Большой тур» от даты старта (для 1976 — 1979 ггд и энергии эапуска жительность операции прямо связана с наибольшим сближением КЛА с Сатурном. Во-вторых, возникают дополнительные ограничения на выбор радиуса перицентра орбиты облета из-за существования колец Сатурна, встречи с которым следует избегать. Ориентация Сатурна и его колец в предполагаемый период 315 облета (1979 — 1983 гг.) допускает его облет КЛА как с внешней стороны колец, так и между внутренней стороной колец и поверхностью планеты. Правда, продолжительность всей операции при облете с внешней стороны колец увеличивается на 2 года по сравнению с облетом по внутренней стороне колец Сатурна.
Баллистические характеристики межпланетной траектории полета операции «Большой тур» приведены на рис. 9.4.21 в за- Ням км Нл„км Ня, км Вт,ееоы Ннокм ат н0 а аи УОООО ЮпнтЕр 7000 000 сат и гаааоо СатУРн ПП ООП У аи 00000 апг урн гпо ооо Уран гООООП Сатурн ба ООП Сат рн гоп юпитер паап а Уран гоаапа Сатурн Я7 000 Юпптец ЭООООЦ сат чо оо питер Ягпа Сатурн 0 У ен «ОООО юпитер гоо ооо Сат рпч 70 Юпитер сапа Оап патера Ур и те ооаааа ан гаа Сат и и ан баааа Юпитер баа ОПО У ан Сатурн гзгамзач у гомзач у и гуппб тптуююупч у ююгч июнь ап«аое сент.
сент. Окт ант. ноябрь гу7б гу77 lу70 гугу Рис. У. 4. 20. Влияние условной высоты нерицентри Н ~ планетоцентрической орбиты облета ни продолжительность опервции «большой тур» (нереилизуемые траектории в заштрихованной области) висимости от радиуса перицентра планетоцентричсской орбиты облета Сатурна т+ Анализ приведенных зависимостей позволяет выработать определенные рекомендации по выбору номинальной межпланетной траектории полета .операции «Большой тур». Во-первых, научная ценность операции будет во многом зависеть от близости прохождения КЛА около каждой планеты облета.
Во-вторых, траектории, соответствующие расстояниям в перицентре орбит облета Сатурна, равным г.тг =1,2 —:2,4 радиусов планеты, следует сразу исключить, поскольку зто пространство занимает кольцо Сатурна. Учитывая этн замечания, к наиболее приемлемым межпланетным траекториям полета операции «Большой тур» можно отнести траектории со следующими датами запуска: 1976 (т тг =2,4); !977 ( т,тг =1,2);1977 (т„чг= =2,4) и 1978 гг, (т тг =1,2). Однако, принимая во внимание затраты топлива, время и определенный риск, связанный с облетом Сатурна по внутренней стороне колец, в качестве номинальной предпочтительнее межпланетная траектория, характеризуе-.
мая запуском в 1977 г. и облетом Сатурна по внешней стороне 346 кольца. Проектно-баллистические характеристики соответствующего межпланетного аппарата представлены в табл. 9.7". Выполнение операции «Большой тур» предъявляет высокие требования к точности реализации межпланетной траектории. Ошибка по положению в несколько километров при облете одной и„„, хмтгст гер Рй соги 5200 гуо ЕРОО г7 еуоо 'го «000 го е00 »600 5200 ВО, г у у и гРОО, Ф'~ ур» г~~ 70 '20 гб оо гг о, Рис. У. 4. 2А Баллистические характеристики меиспланетной траектории полета операции «Большой тур» в зависимости от относительного радиуса перицентра орбиты облета Сатурна планеты может привести к ошибкам в тысячи километров прн достижении другой планеты.
Успех операции «Большой тур» во многом будет определяться правильным определением точек приложения и величин корректирующих импульсов, которые зависят от чувствительности номинальной траектории к ошибкам в начальных условиях гелиоцентрических участков 'и планетоцентрическнх орбит облета планет. Главными источниками оши. ° См. «Проект беспилотного автоматического аппарата для операции Сггапб Тоиг», А. Р,, 1970, № И, реф. 167 †!аа.
347 Участок передетп Хпрпктернетикп земли-Юпи- тер Юпитер-Сп- ту рк Урия — Нептун Сатурн-Уран Дата старта 1 сентября 1977 г. Тяговоруженность лпр (уд у=005, Ртд — — 450 с! Относительный конечный вес р„'рт 0,38 0,206 1 1гф 15 4 Уурз= П,з У'г =8,1 Гиперболический избыток скорости при выходе из сферы действия планеты в км/с Склонение цели при выходе из сферы действия планеты в град Прямое восхождение при выходе из сферы действия планеты в град 1г п=9,5 1 ЬО= — 51,8 Ь) = — 28,4 Ьт~=5,9 Ьс=30 Ьзш=4,5 а 1=288,9 аз7г=55,7 ао=б4,9 1 УС'1— - 15,4 УЗ=81 У !~ — — 17,4 У71 1=11,3 Гиперболический избыток скорости орбиты прибытия в км/с Склонение цели прн входе в сферу действия планеты в грал Прямое восхождение прн входе в сферу действия планеты в град Радиус.
перицеитра орбиты облета в км ЬО~' "= — 72,7 Ь! — — 4,8 74 Ь~'Р.— — 29,7 511- — — 9,6 1 Ь',и=-31 а~=318,0 а~р =109 а 1=200 1 гО1=98600 1 ! О=101,8 к~~=63500 гпг = 144000 1" =29,3 1~=17,2 Угол наклонения орбиты облета к плоскости экватора планеты в град Параметр промаха Ь в км 1,7.10е 3,3 10Ь вЂ” 27,7 1,2 10Ь вЂ” 133,5 Угловой параметр промаха ф в град Угол поворота вектора гиперболического избытка скорости прн облете в град Дата выхода из сферы действия планеты 5,2 98 24 2.!Х 1977 28.
Ч!11 1979 9.!Х 1981 6.Х!! 1985 348 Гибли ца 9.7 Проектно-баллистические характеристики операции „Большой тур" Продолжение табл, 9.7 У частаи перелета Хараптарнстина Юпн'гар — Са- турн Сатурн — уран ур໠— Нептун Занлп — Юпитер 21. !Х 1985 20.1! !989 16Л! 1981 лп. Ч1! !98! Дата входа в сферу действия планеты Дата прохождения пе. рипентра орбиты облета Угол наклонения плоскости орбиты перелета относительно плоскости вклиптики г, в грал Угловая дальность участка перелета Ф в град Радиус перигелня орбиты перелета 17„Ф в а. е. Радиус афелия орби- тЫ ПЕРЕЛЕта Лаш В а. Е. Экспентриситет орбиты участка перелета е Время полета на участке Ы» в сут Суммарное время полета до планеты 5!а в сут 4.Ч 1979 1.ЧП 1979 ЗО.Х 1985 2,7 2,1 2,6 66,8 158,! 22,8 54,4 9,6 14,6 5,0 1,О! Гипербола 0,73 1,4 3,71 1554 759 12!О 668 1427 298 ! 4191 бок являются неточность выведения КЛА на номинальную траекторию, неточность реализации корректирующих маневров н определения фактической траектории.
Для планетоцентрических участков облета планет ошибки в определении траектории могут привести к нарушению плана полета или к резкому возрастанию требований к коррекциям. Ошибки при определении траектории на участках сближения с планетами складываются из ошибок слежения и неточного знания эфемерид облетаемых планет. По оценке перспектив уточнения эфемерид планет к концу !970-х гг. небесные долготы и ши. роты внешних планет будут определяться с точностью до 0,2 с. На расстоянии Урана (около !9 а.
е.) эта угловая неопределенность эквивалентна ошибке в расстоянии около ЗООО км. Если не выявить и не скорректировать эту ошибку на участке сближения с Ураном, то такая ошибка приведет к промаху при облете Нептуна около миллиона километров, Выбирать оптимальную схему управления траекторией КЛА необходимо при тщательном исследовании возможностей доплеровской аппаратуры слежения, методов определения дальности, навигации по звездам и т.
п. в их связи с проектно-баллистическими характеристиками КЛА. При рассмотрении вопросов проектирования КЛА следует 349 использовать улучшенные оценки параметров траектории, что позволяет принять потребную характеристическую скорость на реализацию маневров коррекции 250 м/с. Влнннне галилеевых спутннков на гелнонентрнческне участка после пролета Юпитера Галилеевы спутники Юпитера: Ио ~ — =0,012 и — =0,255), 7 т ! т Л Европа ~ — =0,0079 и — =0,226), Ганимед 1 т =0,026 и ~тв Лгид ктО д ~ т Л 72 — = 0,3941 и Каллисто 1 — =0,016 и — =0,35) являются о 1 тсв весьма значительными объектами Солнечной системы.
Поэтому их влияние может проявиться на оценке результатов исследова- Рис. 9. 4. 22. Типичная схема сближения КЛА с Юпитером и располоосение галилеевых спутников' т — орбта Коллиетот т — орбита Ганимеда; г †орби Европы; в-ор. бито нот б-траектория подхода к иламете;  — меволмущенная траекторият 7 — возмущенная ~раек~ария Рарпусдт спутников ния баллистических характеристик межпланетных полетов КЛА с использованием гравитационного поля Юпитера.
На рис.9.4. 22 изображена типичная схема сближения КЛА с Юпитером и расположение орбит галилеевых спутников. Анализ межпланетных траекторий полета, проведенный в работе 167ь показал заметное влияние возмущающего действия галилеевых спутников на пролет КЛА около Юпитера, если требуется с помощью КЛА достигнуть определенной точки пространства. Поэтому гелиоцентрический участок полета к внешним планетам после пролета Юпитера может значительно отличаться от расчетного, если не учитывается возмущающее действие галилеевых спутников. Для любых других полетов, цель которых заключается лишь в преодолении определенных расстояний или достижении больших наклонений к плоскости эклиптики и т.
д., возмущающим действием галилеевых спутников можно пренебречь. Такой вывод хорошо иллюстрируется табл. 9.8 1671. Результаты влияния возмущающего действия галилеевых спутников на 350 3 О С0 О ОО ЯФ ЛО ОО О С» у О» 04 Ю О сч С» С3 С'3 С» С3 с» О 3' С» Ю ч» О С3 Ф с» о» Д с» О С3 н» С» с» 30 О С» С4 оо С» С» 3 Ф О с: С3 с» С3 с» с» С'4 3' С3 С С3 с» $ С С» 8 С» С3 8 С» С3 О 3 С» О С3 С3 С3 с» О С3 С3 С3 » О С3 О С3 с» О С3 С» О с» с» оо Ю С» сч 30 с» сч с» О 0 С3 С» О Оо с» С» Сп О О С» С» О С» О О О О И с» 8 с» 8 О 3'» С» С3 с» С» 8 С» 3 С3 С3 Я С3 3'» О С3 О С3 О о» О с» С3 С3 О С» С3 С» 30 С3 30 С» Ф С3 3 ч В 3 о О ф н 4 4 .о фм 4 С» фон оо з 3 ж и и й ж с и О ж и И 3 и и ж н» 0 ж 0 ИО и О 43 ж 00 ми ж ж и 0 3 3 и ж 0 ж ж ж 0 3 ж 0 и ж И 3 0 3 Й Я Й » и и и Ю АПНЦ Я ВХОХЗОП оэажввжмхзивн аннвоОэвф Мнихимвха Вс»ОЯ -эовп зна вхзФо знпнвхэнсу 'а 'в 03 н яинмохээвд зин -ажмсэоч ннаиа33н 43»онсхд асаф»нчвдэ в нин .зхжохвн иванам чхэонсвф и33афа -иввфэ си зхохин вн ихФ33 -аяэ зинановяы аонйвиияф идзфэ .ннваэ чи анохин вн нинаж -оюп зинановмхо аои33виияч элементы и параметры гелиоцентрического участка после пролета Юпитера в таблице представлены в виде разности между элементами и параметрами, рассчитанными с учетом возмущающего действия только Солнца и с учетом совместного возмущения от Солнца и галилеевых спутников.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
