Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (3-е изд., 2015) (1246992), страница 35
Текст из файла (страница 35)
В качестве примера применения пространственных маневров рассмотрим выведение стационарного ИСЗ.Стационарным называется спутник, неподвижный относительно точки земнойповерхности, над которой он находится. Для этого спутник должен иметь периодобращения, равный земным суткам, и двигаться в плоскости экватора с западана восток с угловой орбитальной скоростью, равной скорости вращения Земли.Круговая орбита с суточным периодом обращения имеет радиус порядка 42 164 км,а орбитальная скорость составляет 3 075 м/с.Стационарный ИСЗ может быть выведен с помощью компланарных маневров только в том случае, если точка старта расположена в плоскости экватора.4.3. Пространственные маневры181Рис. 4.18.
Область ощутимого выигрыша при использовании трехимпульсного маневра посравнению с двухимпульснымВ противном случае необходим пространственный маневр, при котором угол некомпланарности не может быть меньше широты точки старта. Для российских ИСЗ,запускаемых с космодрома Байконур, наименьшее наклонение орбиты достигает51.5◦, а при запусках с космодрома центра им. Кеннеди в США наименьшеенаклонение составляет 28.5◦.Выведение стационарного ИСЗ обычно производится с использованием промежуточной околоземной орбиты радиусом 6 570 ÷ 6 630 км. В окрестности линииузлов, образованной пересечением плоскости орбиты с плоскостью экватора, назаданном витке происходит первое включение двигателя орбитальной ступени дляухода на переходную траекторию с радиусом апогея ∼ 42 164 км (r̃ = 6.36, еслиri = 6 630 км).
Вторично двигатель включается вблизи апогея для поворота плоскости движения и одновременного доразгона до круговой скорости. Таким образом,для выведения стационарного ИСЗ теоретически достаточно двухимпульсногоманевра. В действительности, количество импульсов оказывается больше двухс учетом требуемой коррекции траектории выведения, размещения спутника в точкес заданной долготой и т. п.Сравнение (в импульсной постановке) затрат характеристической скорости притрех возможных двухимпульсных маневрах (см. п. 4.3.2) показало следующее.В случае поворота плоскости движения на угол Δi = 51.5◦ при выдаче первогоимпульса затраты характеристической скорости составляют (μ = 398 600.4 км3 /с2 )ΔVΣ = ΔV1 + ΔV2 = 8 101 м/с + 1 472 м/с = 9 573 м/с.182Глава 4.
Орбитальное движение космического аппарата в центральном полеПри повороте плоскости движения в апогее переходной траекторииΔVΣ = ΔV1 + ΔV2 = 2 440 м/с + 2 427 м/с = 4 867 м/с.Если при выдаче первого импульса производится поворот на уголΔi1 = 3◦ , а при выдаче второго импульса — доворот на оставшийся уголΔi − Δi1 = 48.5◦ , то затраты составятΔVΣ = ΔV1 + ΔV2 = 2484 м/с + 2344 м/с = 4828 м/с.Различие в затратах характеристической скорости при двух конкурентоспособных схемах выведения составляет ∼ 39 м/с.Если угол некомпланарности Δi = 28.5◦ (запуск с космодрома центра им.
Кеннеди), то суммарные затраты на двухимпульсный маневр с одним поворотомплоскости оказываются порядкаΔVΣ = 2 440 м/с + 1 833 м/с = 4 273 м/с.Таким образом, из-за разных условий запуска стационарного ИСЗ с космодромов Байконур и центра им. Кеннеди, различие в потребных величинах характеристической скорости составляет почти 600 м/с.
В импульсной постановке времяперелета между точками приложения первого и второго импульсов не зависит отугла некомпланарности и равноπa3/2Tcoast = √ ≈ 5.27 ч.μСтационарный ИСЗ можно вывести также трехимпульсным маневром с тремяповоротами плоскости движения. Если выбрать радиус апоцентра переходнойтраектории в диапазоне rα = 100 000 ÷ 400 000 км (r̃α ≈ 15 ÷ 60), то наивыгоднейшие углы поворота плоскости движения при подаче импульсов будутсоответственно меняться в пределах Δi1 = 1.5◦ ÷ 0.3◦ , Δi2 = 47.5◦ ÷ 50.4◦ ,Δi3 = 2.5◦ ÷ 0.8◦ . Оптимальным является трехимпульсный маневр с rα → ∞,для которого Δi1 = Δi3 = 0, ΔV2 ≈ 0 и ΔVΣ = 4485 м/с [4.11].
Эту величинусуммарных затрат характеристической скорости можно рассматривать в качестветеоретически минимального значения при пространственном маневре (с произвольным углом некомпланарности) в центральном поле притяжения Земли.Если выбрать rα = 400 000 км, то время перелета составит ∼ 11 суток, и приуглах поворота Δi1 = 0.3◦ , Δi2 = 50.4◦ , Δi3 = 0.8◦ затраты на маневр станутравными:ΔVΣ = ΔV1 + ΔV2 + ΔV3 = 3 122 м/с + 350 м/с + 1 062 м/с = 4 534 м/с.Увеличение теоретически минимальных затрат всего на ∼ 50 м/с позволяетсократить время маневра с бесконечно большого до ∼ 11 суток.
По сравнениюс двухимпульсным маневром при двух поворотах плоскости движения достигнута экономия порядка 290 м/с, правда, путем увеличения длительности перелетав ∼ 50 раз.4.3. Пространственные маневры183Интересная идея использования притяжения Луны для выведения геостационарного спутника предложена в работе [4.17]. Она состоит в том, чтобы за счетблизкого облета Луны изменить нужным образом плоскость движения и перицентрическое расстояние, которые при трехимпульсном маневре регулируютсяс помощью второго импульса. В итоге достигается уменьшение затрат характеристической скорости на маневр.Как показал проведенный в работе [4.17] анализ, Луна в момент ее облетадолжна находиться вблизи узла своей орбиты относительно плоскости земного экватора, что обеспечивает возвращение КА к Земле в плоскости экватора.В течение месяца имеются два «окна» запуска для реализации предложенногоманевра. Длительность каждого «окна» около суток.
При запуске в начале «окна»длительность перелета к Луне достигает 4 ÷ 5 суток, минимальное расстояниепролета от 4 000 до 10 000 км. При запуске в конце «окна» длительность перелетауменьшается до 3 ÷ 3.6 суток, а минимальное расстояние пролета — до 2 000 км.Суммарное время маневра составляет 6÷7 суток. Если наклонение промежуточнойоколоземной орбиты около 50◦ , то использование облета Луны уменьшает потребную характеристическую скорость на 190 ÷ 320 м/с по сравнению с оптимальнымтрехимпульсным маневром и на ∼ 500 м/с по сравнению с двухимпульснымманевром [4.11]. Достигаемый эффект не учитывает затрат на коррекцию, которыепри использовании облета Луны должны увеличиваться из-за усложнения схемывыведения.В заключение отметим важную роль стационарных спутников Земли припостроении глобальных систем непрерывного функционирования (связь, метеорологические наблюдения, навигации и т.
п.). Неподвижность геостационарногоспутника по отношению к поверхности Земли позволяет применять антенныс фиксированной ориентацией, что упрощает и удешевляет передачу информации.Система трех стационарных спутников, расположенных на угловом расстоянии120◦ друг от друга, может обслуживать основную часть поверхности Земли (заисключением околополярных областей).Сейчас на геостационарную орбиту выведены сотни спутников.
Большая частьспутников размещена над Атлантическим океаном.Из-за ограниченных возможностей выведения геостационарных спутников, длясоздания региональных систем связи могут применяться спутники на сильновытянутых эллиптических орбитах. Примером может служить система спутниковсвязи «Орбита» со спутниками типа «Молния», которые выводятся на орбитунаклонением i = 63.4◦ с высотой перигея около 650 км, высотой апогея около40 000 км и периодом обращения около 12 ч. Перигей расположен в южномполушарии, а апогей — в северном.
Из-за сильной вытянутости орбиты спутникбольшую часть своего полусуточного периода обращения находится в северномполушарии, причем вблизи апогея угловое перемещение становится медленным,и он как бы «зависает». Это облегчает работу бортовых и наземных поворотныхантенных устройств.
Когда один спутник выходит из зоны связи, его сменяет другойспутник системы и т. д.184Глава 4. Орбитальное движение космического аппарата в центральном поле4.4. ЗАДАЧА ВСТРЕЧИОдним из сложных маневров является сближение двух космических аппаратовпри встрече на орбите. Если встреча осуществляется для последующей стыковкиаппаратов, т. е. их жесткого соединения, то относительная скорость в моментконтакта не должна превышать 0.1÷0.5 м/с [4.18].
Если же встреча осуществляетсядля перехвата цели, то относительная скорость в момент наибольшего сближенияможет достигать десятков и сотен метров в секунду.Стыковка космических аппаратов на селеноцентрической орбите позволиласущественно уменьшить начальную массу космического корабля «Аполлон». Программа «Союз-Аполлон» продемонстрировала возможность осуществления встречи в космосе и стыковки космических кораблей, принадлежащих разным странами запускаемых в разных точках земного шара. Неоднократно произведенныестыковки космических кораблей типа «Союз», «Прогресс» и «Спейс шатл» с международной орбитальной станцией обеспечивают ее пилотируемую эксплуатациюразными сменными экипажами на протяжении многих лет.
В перспективныхпроектах, таких как создание больших конструкций в космосе (мощные антенны,гелиоэлектростанции, обитаемые комплексы и т. п.) роль стыковки еще болеевозрастает, она как бы становится стандартным продолжением активного участкапри выведении полезной нагрузки на монтажную орбиту, где происходит сборка.В последующем рассмотрении задачи встречи на орбите ограничимся случаем«мягкого» сближения с почти нулевой относительной скоростью для стыковкисотрудничающих космических аппаратов.4.4.1.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
