Домашнее задание. Фомичев А.В. Расчет параметров межпланетных траекторий по методу сфер влияния (1998)
Описание файла
PDF-файл из архива "Домашнее задание. Фомичев А.В. Расчет параметров межпланетных траекторий по методу сфер влияния (1998)", который расположен в категории "". Всё это находится в предмете "механика полета" из 8 семестр, которые можно найти в файловом архиве МГТУ им. Н.Э.Баумана. Не смотря на прямую связь этого архива с МГТУ им. Н.Э.Баумана, его также можно найти и в других разделах. .
Просмотр PDF-файла онлайн
Текст из PDF
Московский государственный технический университет им. Н.Э. БауманаА. В. ФОМИЧЕВРасчет параметров межпланетныхтраекторий по методу сфер влиянияДомашнее задание для студентов кафедры ИУ-1 по курсу«Механика полета КА»(IV курс, VIII семестр)Москва, 1998Постановка задачи:Космический аппарат выполняет полет с Земли к планете P. Старт происходит в день X. Сближение космического аппарата с планетой P должно произойти в момент ее наибольшего сближения с Землей. Известно, что в день весеннегоравноденствия , 22 марта текущего года, угловое расстояние от Земли до планеты P составляет угол .Требуется:1.
Определить параметры орбиты космического аппарата на основанииприближенного решения уравнения Ламберта.2. Рассчитать параметры орбиты космического аппарата в сфере действияЗемли.3. Рассчитать характеристическую скорость оптимального маневра перевода космического аппарата с круговой орбиты ожидания высотой 200 км над поверхностью Земли на найденную в п.2 траекторию межпланетного полета.Оформление отчета.В отчете по домашнему заданию привести все расчеты и использованныесоотношения.
Изобразить в масштабе на миллиметровой бумаге орбиты Земли,планеты P и найденную траекторию космического аппарата с указанием положений планет на момент старта - день X, день весеннего равноденствия , и моментокончания полета - день A , привести соответствующие календарные даты. Изобразить траекторию космического аппарата в сфере действия Земли, указать векторы скорости космического аппарата относительно Земли и относительно Солнца в момент выхода из сферы действия. Изобразить траекторию оптимальногоманевра перевода космического аппарата с круговой орбиты ожидания на межпланетную траекторию.Данные к решению задачи взять из общих данных и данных по вариантамиз Таблицы 1.Общие данные:Радиус орбиты Земли rЗ 1,496 10 8 км 1 а.е.Радиус орбиты планеты P: Венера rВ 0 ,72332 a.e.Марс rM 1,52 a.e.Радиус Земли RЗ 6378 км .Радиус сферы действия Земли R ДЗ 9 ,4 10 5 км .Константы гравитации: Солнца C 1,3249 10 11 км 3 с 2 .Земли З 3 ,9858 10 5 км 3 с 2 .Ограничение на время полета 1000 дней .-2-Данные по вариантам:День старта X принять датой своего дня рождения в текущем году.№ в журнале1-56-1011-1516-20ПланетаВенераМарсВенераМарсТаблица 1Угол 300300-300-300Порядок выполнения домашнего задания.1.
Определение параметров межпланетной траектории наоснове решения уравнения Ламберта.Рассмотрим порядок расчета параметров межпланетной траектории.Типичными исходными данными для такого расчета являются известныепараметры орбиты планеты назначения и Земли (для упрощения будем считать ихконцентрическими окружностями, лежащими в плоскости эклиптики и имеющими радиусы rP и rЗ соответственно), а также взаимоположение планет в гелиоцентрической эклиптической системе координат в некоторый момент времени(например, в день весеннего равноденствия , 22 марта текущего года).Дата старта и дата прибытия назначаются из ряда различных соображений,связанных с задачей полета, удобством радиосвязи с КА, особенно в момент егосближения с планетой назначения, экономией энергетических ресурсов на осуществление перелета и т.п.Вполне обоснованным представляется выбирать дату прибытия А КА к цели в момент противостояния Земли и планеты назначения, т.е.
в момент ихнаибольшего сближения, когда они оказываются на одном луче от Солнца. Этимобеспечиваются наилучшие условия радиосвязи с КА в момент прибытия.Дата старта Х в рассматриваемой методике может выбираться достаточнопроизвольно.Рассмотрим следующую постановку задачи:требуется рассчитать параметры межпланетной траектории в гелиоцентрической эклиптической системе координат, обеспечивающей перелет сЗемли на планету Р, которая в день весеннего равноденствия занимает угловоеположение (по отношению к оси Ox). Перелет должен начаться в день Х, а завершиться в день А, когда произойдет противостояние Земли и планеты Р.Порядок расчета сводится к следующему.1.1.
Определение даты прибытия А и углового положения-3-планет в этот момент.Поскольку орбиты Земли и планеты Р считаются круговыми, угловые скорости их движения (град/сут) постоянны и составляют360,(1)nЗ TЗгде TЗ 365 ,25 сут - длительность Земного года,rЗ3360nP nЗ 3 ,TPrPа так как по III-му закону КеплераT P2T З2rP3rЗ3,TP TЗ(2)rP3rЗ3В день весеннего равноденствия Земля пересекает ось Ox в гелиоцентрической эклиптической системе координат, а планета, по условию, составляет сэтой осью угол (рис.1).
Таким образом, уравнения углового движения планет,начиная с момента , имеют вид З t n З t , P t nP t ,а текущее угловое расстояние(3) P t З t nP nЗ t .Условием противостояния планет являетсяk 0 , 1, 2 , ... . 2kПри раскрытии модульного соотношения (3) могут возникнуть четыре различныхслучая:1) 0 , nЗ nP - тогда первое противостояние происходит на первомвитке через,ta nЗ nPпоследующие противостояния через 2 k(4а)t ak ,k 1, 2 , ;nЗ nP2) 0 , nЗ nP - тогда первое противостояние происходит на второмвитке планеты Р относительно Солнца через2 ,ta nP nЗа последующие через-4--5-2 k (4б),k 2 , 3 , ;nP nЗ- тогда первое противостояние происходит на второмt ak 3) 0 , nЗ nPвитке Земли черезta 2 nЗ nP,последующие черезt ak 4) 0 , nЗ nPвитке через2 k (4в),k 2, 3,;nЗ nP- тогда первое противостояние происходит на первомta nP nЗ,а последующие черезt ak 2 k (4г),k 1, 2 , .nP nЗДата противостояния определяется по календарю или с помощью алгоритма,приведенного в приложении 1, на основании соотношения(5)A taВ этот момент обе планеты составляют с осью Ox угол (см.
рис. 1)(6) a nЗ t a 2k ,k 0 , 1, 2 , 1.2 Определение положения планет в момент старта Х.От дня весеннего равноденствия дата старта определяется временем(7)t 0 X Его тоже можно определить с помощью алгоритма, приведенного в приложении1. Следовательно, Земля в этот момент составляет с осью Ox угол (см. рис. 1)(8) 0 nЗ t 0 ,а планета Р(9) 0 P nP t 0 .Заметим, что угол 0 0 , если старт происходит позже дня весеннего равноденствия X , и 0 0 , если дата старта Х более ранняя, чем X .1.3.
Определение длительности перелета, угловой дальности,большой полуоси и фокального параметра орбиты.Большую полуось орбиты межпланетного перелета можно найти на основании приближенного решения уравнения Ламберта при знании длительности пе-6-релета и его угловой дальности . Эти параметры легко находятся исходя изпроведенных выше вычислений (см.
рис. 1): A X сут (10) a 0 2 k град ,k 0 , 1, 2 , Эти данные позволяют приближенно с помощью номограмм (см. рис. 1-4приложения 3) найти возможные значения больших полуосей изохронных орбитперелета, т.е. орбит по которым КА достигает планеты P за одно и тоже время .Далее значения больших полуосей следует уточнить непосредственной подстановкой в уравнение Ламберта с последующей линейной интерполяцией, т.е. придания a i незначительной вариации ai ai a и определения на прямой 1 ai 2 ai в координатах a значения ai для , найденного в (10).Конкретный вид уравнения Ламберта выбирается из таблицы приложения 2и определяется найденным по (10) углом и точкой пересечения ординаты ссоответствующей кривой на номограмме.
Если точка пересечения лежит на верхней части кривой номограммы Ламберта (т.е. amin - время полета по траектории минимальной энергии с a amin ), то a i соответствует орбите охватываю~ щей свободный фокус F (форма траектории 2 или 4 из таблицы приложения 2),если точка пересечения лежит на нижней части кривой ( amin ) - орбита неохватывает свободный фокус F (форма траектории 1 или 3). В той же графе таблицы приведено соотношение для расчета фокального параметра pi .1.4. Определение формы и углового положения орбитыперелета.Чтобы полностью связать найденную орбиту перелета с системой координат Oxy , начальным и конечным положением КА, необходимо знать ее форму иугловое положение линии апсид.~ Зная большую полуось орбиты a i , свободный фокус F или F можнонайти как точки пересечения окружностей радиусами 2ai rЗ с центром в точке,задающей положение Земли в день старта X , и радиуса 2ai rP с центром в точке, задающей положение планеты P в момент прибытия A .Вычисленные выше значения a i и p i дают возможность определитьостальные параметры орбиты:- эксцентриситетp(11) 1 ;a- перигелий и афелий орбиты-7-p a1 ,1 - малую полуось орбитыr r p a1 ;1 (12)(13)b a2 c2 a 1 2 ,здесь c - фокусное расстояние эллипса;- истинную аномалию точек старта и прибытия1 p1 p arccos 1 , arccos 1 , rЗ rP(14)0 a 1p1p2 arccos 1 ,2 arccos 1 ,r rP ЗСледует заметить, что то или иное из этих соотношений нужно выбирать, сучетом того, чтоa 0 360k , k 0 ,1,2 ,где - угловая дальность перелета, определяемая по (10).Этот выбор существенно упрощается на основе знания расположения сво~ бодного фокуса орбиты Fi или F , а следовательно и ее линии апсид, проходя~ щей через занятый фокус F (Солнце) и свободный Fi или F .Положение вектора Лапласа, направленного в перицентр орбиты по линииапсид, можно найти и по другому.
Для этого от направления на Землю в моментстарта или в момент прибытия нужно по часовой стрелке отложить угол 0 или a соответственно.После того, как найдено положение линии апсид в системе координатOxy можно достаточно точно построить целиком весь эллипс траектории перелета, откладывая r и r по линии апсид от фокуса F , и перпендикулярно ей pот фокусов F и Fi и b из центра эллипса соответственно. Помимо этого в силусимметрии эллипс должен пересекать орбиту Земли при значениях 0 , а орбиту планеты Р - при значениях a (см.