Соловьев Ц.В., Тарасов Е.В. Прогнозирование межпланетных полетов (1973) (1246634), страница 57
Текст из файла (страница 57)
Кроме того, струя газов вызывает эрозию грунта при длительном висении СА у поверхности. Избежать этого можно при вынесении посадочной ДУ на выдвижной штанге над СА или в стропах парашюта. Рассмотрим характеристики систем реактивной посадки с применениеьг турбореактивных двигателей (ТРД). Лучшими массовыми характеристиками обладают ТРД кратковременного действия, разрабатываемые для вертикально взлетающих само- 386 летов. Характеристики системы приземления с ТРД с удельной кг топлива массой ул,=0,15 и удельным расходом топлива Си=1 кг тяги ч приведены на рис. 10.
4. 3. Из-за большой массы двигателя и меньшей массы топлива оптимальная тяговооруженность меньше, чем для ЖРД, и равна Р=1,1 —:1,2. Система приземления получится несколько тяже- лее, чем с ТРД. Однако из-за,аЬ рр относительно малого расхода топлива возможно осуществле- мз 47 ние маневра в районе приземления при небольшом увеличении массы системы за счет дополни- гза 47 тельного топлива. Так, при дополнительном запасе топлива порядка 5% от массы апйарата воз- м йг можно его висение в течение 3 мин, что позволит осуществить маневр по дальности с. 1=2 —. 3 км. Увеличить дальность маневра еще до 1 — 2 км можно за рис г0.4.8. характеристики ссчет бокового скольжения на сгамы пРиаемлсяия с ТРД участке торможения (1=50 —: т о,рл с г ссгс я 60 с). Возможность микроманевра в районе приземления позволяет выбрать удобную для посадки площадку.
Струя ТРД вызывает существенно меньшую эрозию грунта, и посадка таких аппаратов возможна на грунт с травяным покровом. В этом отношении еще более интересным представляется использование турбовентиляторного РД, у которого удельный расход топлива н скорость истечения реактивной струи меньше, чем у ТРД. Парашютно-реактивная система Рассмотрим комбинированную парашютно-реактивную систему приземления. Схема работы системы следующая. При введении парашютной системы существенно уменьшается скорость снижения СА, а затем в непосредственной близости от поверхности запускается РД, и аппарат в момент контакта с землей гасит скорость практически до нуля. Основной составляющей массы реактивной системы с ЖРД и ПРД является масса топлива.
Предварительное торможение СА парашютом позволяет существенно снизить вес системы приземления. Уравнения движения аппарата с такой системой аналогичны уравнениям движения аппарата с реактивной системой 387 при замене удельной нагрузки на лоб Р„СА приведенной нагрузкой 0 Рк ар= ска8а + Ф иср еиар где с„,; с„„,р — коэффициент лобового сопротивления СА и пара- шюта соответственно; 5и; оаар — площадь миделя СА и парашюта. Относительная масса такой системы приземления Рис.
10. 4. 4. Характеристики на рашютно-реактивной системы ири яемяения с кссРД 1»ср.с = 1ккв + 1кт + 1кс с1 где ря„=ус„Р— масса РД; 1к,= — Р/Рг,г11+а ) — масса топлива и баков; р„, = у„/Р„,р — масса парашютной системы. Масса парашютно-реактивной системы с ЖРД в зависимости от нагрузки на парашют р„р и тяговооруженности РД гт приведен на рис. 10.4.
4. Видно, что в этом случае имеют место оптимальное значение как р„р, м, так и Р. Масса системы полу- чается почти в 2 раза меньше гй чем масса реактивной системы г ан в. с ЖРД. Оптимальная тяговогй оруженность существенно мень- ше, чем для реактивной систе- и — — р-/тг мы, и близка к У=1,2 —:1,3. г0 сыр Скорость снижения при опти- мальной нагрузке на парашют и гй га рмркс/ят Риса=20 —:40 кг/м Равна 1'„р —— =!8 —:25 м/с. По массе такая система почти не уступает пр рашютной системе с амортизацией, обеспечивая при этом существенное преимушество — мягкую посадку. Парашютно-реактивная система дает выигрыш в массе лишь для ЖРД и ПРД.
В комбинации с ТРД выигрыш в массе получается небольшим. Парашютно-реактивная система с ПРД успешно применялась на СА кораблей «Восход» и «Союз», обеспечивая надежное и комфортабельное приземление экипажа. ПРИЛОЖЕНИЕ КРАТКАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ПЛАНЕТ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ Астрономические знаки и обозначения О Солнце (Гелиос) о Меркурий (Гермес) В Венера (Афродита) ф или !6 1 Земля (Земля) б Марс (Арес) 7>Юпитер (Зевс) 77 Сатурн (Кронос) 5 Уран (Уран) Чт Нептун (Посейдон) РЕПлутон (Гадес) С Луна (Селена) '( созвездие Овен, а также точка весеннего равноденствия планеты с!точка восходящего узла В скобках даны гречесние названия планет, Средние элементы орбит планет Средние элементы орбит планет меняются со временем. Сущест. вуют формулы для определения средних элементов орбит планет в функции времени, отсчитываемого в юлианских столетиях от некоторой выбранной эпохи. Для планет земной группы эти формулы имеются в Астрономическом ежегодннне ', для планеты Юпитер †книге Мишо ".
Наиболее полно этя формулы даны в (53). На основании указанной литературы ниже приводятся формулы для расчета средних элементов больших планет, в которых аргументом является время: (1.Р.) — (1. РЗз 36525,0 где (3. Р.)« = 2415020,0 (январь 0.5, 1900) — начальная эпоха; Е Р, — текущая юлнанская дата; 36525,0 — число юлианских дней в юлианском столетии. Средние элементы орбит больших планет выражаются зависимостями; ЭЛЕМЕНТЫ ОРБИТ ПЛАНЕТ Меркурий л= 178'1(у44",68+536106654",80 Т-1-1",084 Т' н = 75'53'58",9! + 5599",76 Т+ 1",061 Т', О = 47'8'45",40+ 4266",75 Т+ 0",626 Т'1 э=7'О'!О",37+6",699 Т вЂ” 0«,066 Тэ: е = 0,20561 42! + 0,0000л)4б Т вЂ” О,ОГХХУХ)ОЭЗ Т'! а =0,3870984. * Астрономический ежегодник СССР нв 1974 год. М., «Наука», 1972. «' Мишо Ш. Планета Юпитер.
М., «Мир», 1970. Плутон Т 1989, октябрь 0,0344; и =! 13'31'! 7",72; !)= 108'57'16",!8; л =! 7'В'48",40; е = 0,2486438; а = 39,517738. Здесь Л=(л+м+М вЂ” средняя долгота, М вЂ” средняя аномалия. После определения средних элементов орбиты планеты среднюю Мпл н истинную о, аномалии, а также аргумент широты и,л планеты можно вычислить по соотношениям: '1(пл = ~пл ппл Е'и. 5, ') 75, П ъ =М + 2е — — + — е ! з!и М. + !1 — е — — е !з(п2М пл пл ал 4 96 пл пл 4 пл 24 пл пл нпл — нпл + оп 1!пл для Земли Синодические периоды обращения планет Синодический период определяется как интервал времени между двумя последовательными совпадениями гелиоцентрических долгот одной планеты относительно другой.
Значения сннодических периодов обращения планет в тропических годах даны в таблице Средние экваториальные геопентрическне координаты северного полюса планеты Экваториальными геоцентрическими координатами северного полюса планеты являются ап и би, средние значения которых с учетом пре. цессии определяются следующими формуламн [1, стр, 53, 57, 58). Марс а ~ 316,844 +0 6533 Тл Ь = +53 009 +0 3542 Тл. Юпитер а, = 17"52 10,72' + 24,7лТ„ Ь„,= + 64'33'10", б — 60"Т„ Сатурн и, = 2"33м39',93 + 1015л,20Т, + 56'!Вт,х + 2п,ббтла, Ьж +83'!8'37,3" + !570",4ТЛ вЂ” 4бп,ВТ~ — 3",1Т,З, где (7. ь1.) — 2433282,4234 36524,22 Л. О.
— текущая юлианская дата; (А Р.)о=2433282,4234 (январь 05, 1950) — начальная эпоха; 36524,22 — эфемеридные сутки тропического столетия. ПРЕДМЕТНЫЙ УКАЗАТЕЛЬ Азямут запуска 105 Аномалия — истинная 36 — эксцентрическая 40 Вектор — Лапласа — баллистического движения 35 — — управляемого невозмущенного движения 34 — момента количества движения 32 — цели 102, 225 Дальность угловая 356, 357 — полета в атмосфере 359 Движение — баллистическое 20, 39 — — относительное 22 — гиперболическое 40, 46 — кеплерово 30 — относительное возмущенное 22 — невозмущенное 29 — управляемое 29 — — баллистическое 29 — параболяческое 42 — управляемое 19 — относительное 21 — эллиптическое 40, 45 Дата — старта 141, 154, 174, 180, 265 — прилета 265, 275 Долгота — восходящего узла !99 — ожидания 283 Задача — баллистического расчета гелноцентрического участка 235 — запуска в правильный момент времени 107 — навигационная 234 — навигационно-баллистическая 215, 225, 233 — проектная 234, 240 — проектно-баллистическая 215, 2)16, 230 Закон — всемирного тяготения Ньютона 12 — тангенцнального управления 68 Зона — видимости с орбиты 201 Изменение — вековое элемента 48 Импульс — промежуточный 8! Изолинии — поле 154, 156, 267, 274 — гиперболического избытка скорости 154 — склонения !55 — характеристической сиоростн 153, 267, 274 Интеграл — векторный Лапласа 34 — момент количества движення 32 — управляемого 32 — бнллистического 32 — энергии движения 30 — управляемого 30 — баллистического 31 Календарь — полетов 144, 145 Маневр — активно.гравитационный 124 — гравитационный (пертурбационный) 95, 121 — поворота плоскости орбиты 116 — в грависфере планеты 111 — импульсного поворота оси апсид 1'18, 119 Метод — достижимых областей 164 — ипсилон-итерация 59 — импульсной аппроксимации 87 — конечных тяг 87 — Ламберта 50 — попадающих траекторий 60 Модуль — разгонный 89, 215 — тормозной 89, 215, 230 Нагрузка на «лоб» 357 Орбита — гиперболическая 239 — отрыва 86 — прибытия 86 — конечная 77 — мгновеннан 35 — наклонение 199 393 — ожидания 282 — параболическая 239 — промежуточная 86 — управление 36 — элементы 42, 43 — эллиптическая 239 Параметр — фокальный 36, 57 Перегрузка — осевая 358 Переход — гипербола — гипербола 124 — эллипс †гипербо 1!2 — перицентральный 1~12 — неперицентральный 113 Период — великих противостояний ЗМ, 305 — драконический 49 — обращения по орбите 198 — синодический 142, 300 †суммарн 301 Плоскость — базовая 288 — мгновенная 32 — уравнение 33 Потенциал — гравитационный !7 Притяжение — небесного тела !6 — постоянная !2 — гауссово 12 — системы конечных точек 18 Скорость — входа в атмосферу 357 — встречи с планетой 207 — старта 146, 205 — торможения 206 Сфера — гравитационная планеты 25 — действия 23 Схема — взлета с поверхности 131 — межпланетного полета 90 — спуска с орбиты 353 Точка — материальная 11 Тело — центральное 2! Траектория — межпланетного полета 161, 162, 163 — облета планеты 94 — полувитка — 1-го !54 — 2.го 1о4 — ускоренная 149, 191 — Хомана 138 — эллиптичеспая 53 — граничная 53 — первого рода 53 — второго рода 53 Уравнение — движения — в атмосфере 367 — векторное дифференциальное 21 — Ламберта 52 — обобщенное 53 Угол — наклона траектории 354 — асимптоты !07 Участок — гелиоцентрический 259 — разгона 20, 64 — непрерывный 101 — торможения Ю, 77 Функция — силовая †материальн точки 13 — системы материальных точек 18 — свойства 13, !5 — тела !4 Зпсцеитриситет — орбиты 39 СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 1.
Абалакин В. К.. Аксенов Е. П. и др. Справочное руководство по небесной механике и астродинамике. М., «Наука». 1971. 2. А л е к с е е в К. Б., Б е б е н и н Г. Г., Я р о ш е в с к и й В. А Маневрирование космических аппаратов. М., «Машиностроение», 1970. 3. Андреевский В. В. Динамика спуска космических аппаратов на Землю. М., «Машиностроение», 1970. 4, Б а л к М. Б. Элементы динамики космического полета.
М., «Наука,!965. 5. Б вузе В. Р. Э., Д а ш к о в А. А., К у басов В. Н. Траектории облета планеты с возвращением к Земле. — «Космические исследования», 1968, т. Ч1, вып. 6. 6. Б а ч м а н о в А. А., С о л о в ь е в П„В., Ф и л и м о н о в В. Н. Динамика изменения оптимальных характеристик одноимпульсных траекторий межпланетных полетов. — «Космические исследования», 1971, т.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
