книги из ГПНТБ / Баринов К.Н. Теория полета космических аппаратов
.pdf70
V
Рис.3.4
ващего центра, а также определить, какая скорость будет в бесконечности в зависимости от величины начальной скорости V 0 . Для этого воспользуется законом сохранения полной механической
энергии |
в виде |
( 3 . 1 4 ) , |
учитывая, что при |
|||||||
|
|
|
Р |
оо , |
Псо |
п п р е д |
= |
V * K O e . |
||
На этом |
основании |
|
|
|
|
|
|
|||
откуда |
получим |
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
|
|
V e ' |
= |
V * |
+ |
2 V , 2 K O C |
|
(3.16) |
|
Проанализируем |
формулу (3.16). |
|
|
||||||
|
1 . Если |
V 0 < 2 V , K 0 C — , |
то |
V o O < 0 |
, |
т . е . V M не существует, |
||||
а |
это означает, |
что КА не преодолевает |
поле притяжения планеты |
|||||||
и находится |
вблизи |
ее, двигаясь по эллиптической траектории |
||||||||
( |
в частном |
случае |
по круговой). |
|
|
|||||
|
|
|
г |
г |
я |
|
|
|
|
|
2 . Если V0 =2V,K O C -JT, ^oVj=Voan=0z% следовательно, КА уходит
в бесконечность, имея nauV0c = 0 ( |
преодолевает поле притяжения). |
В этом случае траектория движения будет параболой, |
|
3. Если V 0 2 >2V f J ( 0 c — , то V^,> |
0 , что означает уход КА в |
бесконечность, имея V ^ - V ^ O . В этом случае КА преодолевает поле притяжения планеты, двигаясь по гиперболической траекто рии.
71
На основании проведенного анализа сформулируем следующее определение.
Минимальная начальная скорость, необходимая для удаления КА в бесконечность из данной точки пространства, называется параболической скоростью или скоростью освобождения. Эта ско рость, на основании второго случая, определяется по формуле
|
Vonap= |
VI«OCJzto |
' |
( 3 - I 7 > |
|
Если учесть соотношения |
( 3 . 1 5 ) , |
то |
получим |
|
|
|
V o n a p |
= V F V 0 K |
p . |
(3.18) |
|
Параболическая скорость у поверхности планеты называется |
|||||
второй космической |
скоростью. |
|
|
|
|
Из определения |
следует, |
что при |
r0 |
= R |
|
|
V 2 M C |
= ^ |
U |
. |
(3.19) |
Вторая космическая скорость для Земли, Луны и Солнца со ставляет соответственно 11,2; 2,4 и 619,4 км/сек.
График изменения параболической скорости в зависимости от радиуса приведен на рис.3.4.
§3 . 2 . КЕПЛЕРОВЫ ЭЛЕМЕНТЫ ОРШТЫ
В§ 3 . 1 . отмечалось, что будем изучать движение КА только под действием одной центральной силы. Особенность такой зада чи заключается в том, что в отличие от большинства других про блем космических полетов, представляющих достаточно большие
трудности для исследования,•она |
сводится к хорошо изученной |
в небесной механике задаче двух |
тел и не'представляет больших . |
затруднений для математического описания и изучения. При этом все движения, укладывающиеся в рамки задачи двух тел, обычно называют каплеровыми движениями, так как они изучаются на ос нове уже изложенных в предыдущем параграфе законов Кеплера.
Таким образом,кеплеровы движения являются простейшими видами движений КА в космическом пространстве. Траектории более слож ных космических полетов могут быть в первом приближении пред ставлены состоящими из кеплеровых траекторий.Так траектория тле-
72
та к какой-либо из планет солнечной системы может быть пред ставлена состоящей из начальной кеплеровой орбиты с фокусом в центре Земли, промежуточной кеплеровой орбиты с фокусом в цен тре Солнца и конечной кеплеровой орбиты с фокусом в центре до стигаемой планеты.
Естественно поэтому, что теория космических полетов долж на начинаться с изучения теории кеплеровых движений.
Кеплерова орбита КА в пространстве,подобно траектории актив ного участка, может быть полностью охарактеризована шестью не
зависимыми величинами. В качестве |
таких |
величин могут быть |
|||
взяты прямоугольные координаты сс0 |
, |
у0 |
, г 0 |
центра масс КА |
|
и составляющие вектора его скорости V^,,, V y 0 |
, |
V Z Q , соответст |
|||
вующие некоторому заданному моменту |
времени |
t |
= t0 . |
||
Система любых шести независимых |
величин, |
|
связанная взаим |
но однозначным соотношением с начальными условиями движения, может быть использована в качестве характеристики кеплеровой орбиты. Такую систему.величин называют полной системой'кепле ровых элементов орбиты. При этом характерным признаком ее пол ноты является so, что она полностью определяет орбиту, т . е . позволяет найти значения координат и составляющих вектора скорости центра масс КА в любой точке его орбиты.
Прежде чем ввести систему кеплеровых элементов орбиты КА, рассмотрим, что представляет собой эта орбита в пространстве на фоне планеты (рис.3.5).
Из второго закона Кеплера следует, что плоскость, в кото рой происходит движение КА, остается неизменной в простран стве. Эту плоскость называют плоскостью орбиты. Линию пересе чения плоскости орбиты с плоскостью экватора называют линией узлов. Точку, в которой орбита пересекает плоскость экватора при движении КА с юга на север, называют восходящим узлом и обозначают знаком <J£ . Противоположную (относительно центра Земли) точку орбиты называют нисходящим узлом и обозначают через 1$ .
Положение восходящего узла характеризуется углом между осью0хтабсолютной.системы координат и направлением 0SI в плоскости экватора. Этот угол О. называют прямым восхожде нием восходящего узла. Угол Q отсчитывают против движения часовой стрелки (если смотреть со стороны северного полюоа).
В качестве второго угла, характеризующего положение плос кости орбиты КА, используется угол I между плоскостями эк-
73 ватора и орбиты, называемый наклонением орбиты. Вершиной это
го угла является восходящий узел,а отсчет его ведется против
Рис.3.5
движения часовой стрелки от восточного направления на эква торе. Наклозепие орбиты изменяется в пределах ох 0 до 180° (при поворохе плоскости орбиты на угол, больший 180°, восхо дящий и нисходящий узлы меняются местами).
Таким образом, значения углов восходящего узла и наклоне ния полностью характеризуют положение плоскости орбиты КА в пространстве.
В плоскости орбиты КА необходимо определить ее ориенха-- к№. Как видно на рис.3.5 ,ориентация орбиты (ее полярной оби) определяется углом со , который называют аргументом периценхра, измеряемым ох восходящего узла до периценхра ор биты по направлению движения КА. Этот угол определяется по
формуле |
' |
|
|
со = и- |
(3.20) |
где и и |
д' - соответственно угловое расстояние от восходя |
|
щего узла |
(аргумент широты) и истинная аномалия текущего |
|
положения КА на орбите. |
|
|
Размер и форму орбиты, как конического сечения (эллипса, |
||
параболы, |
гиперболы), определяют фокальный параметр |
р и |
|
|
|
|
|
|
74 |
|
|
|
эксцентриситет |
е |
, либо большая полуось а |
и эксцентриси |
||||||
тет е . |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Вреыенная привязка НА к орбите осуществляется.с поиощьв |
|||||||||
времени прохождения КА черев перицентр орбиты |
Z , |
|
|
||||||
Таким образом, полная система кеплеровых элементов орбиты |
|||||||||
представляется |
следующими |
величинами: |
|
|
|
||||
- |
долготой (прямым восхождением) восходящего узла |
Я. |
; |
||||||
- |
наклонением |
орбиты |
I |
; |
|
|
|
||
- |
аргументом перицентра |
со ; |
|
|
|
||||
- |
большой полуосью |
а |
; |
|
|
|
|
||
- |
эксцентриситетом |
е |
; |
|
|
|
|
||
- |
временем прохождения КА черев перицентр |
орбиты |
Т . |
|
|||||
Некоторые |
элементы |
из.приведенной системы могут быть |
за |
менены другими элементами. В связи с этим в качестве примера рассматриваются геометрические характеристики эллиптической орбиты (рис.3.6):
а |
- |
большая полуось, |
Ъ |
- |
малая полуось, |
с |
- |
линейный эксцентриситет, |
rn=F,n - |
расстояние до перицентра (перигея для Земли), |
|
r = Fk- |
|
расстояние до апоцентра (апогея для Земли), |
р - |
фокальный параметр, |
|
i j " 0 - |
начальное значение истинной аномалии. |
2с-
Рис.3.6
В курсе математики приводятся следующие соотношения между параметрами кривой второго порядка:
75
с
(3.21)
аг = 6 < + c % j
атакже уравнение кривой второго порядка в полярных координа тах
г, —Р
Приведенных соотношений (3.21) и рис.З.б достаточно, чтобы установить новые зависимости:
а - |
|
|
|
|
|
|
|
|
а |
= |
т?п + с , |
|
|
|
|
||
с |
= а - г„ |
а е , |
|
|
|
|
||
е = |
|
|
|
|
|
|
||
7- е |
|
|
|
|
(3-22) |
|||
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
5 р = а ( 7 - е г ) , |
|
|
|
|||
а = |
|
|
|
|
||||
Ь = а |
|
е ' > |
|
|
|
|
||
Установленные |
зависииости |
(3.22) позволяют в полной систе- |
||||||
ие кеплеровых элементов заменить величины |
а и |
е , |
например, |
|||||
на р , е , |
либо на гА , гл , |
либо на 6 , |
с , |
если |
такая |
|||
необходимость |
возникает. |
' |
|
|
|
|||
§ 3.3. РАСЧЕТ КЕПЛЕРОВЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ОРБИТ ПО ЗАДАННЫМ |
||||||||
|
|
НАЧАЛЬНЫМ УСЛОВИЯМ. КЛАССИФИКАЦИЯ ОРБИТ |
||||||
В качестве начальных условий примем значения кинематичес |
||||||||
ких элементов х0, |
у0 , Ъ0,Ух0, |
^у0,Уг0, определенных в абсо- |
|
|
|
76 |
|
|
|
датой |
экваториальной геоцентрической |
системе координат |
в мо |
|||
мент |
выведения КА на ороиту t=t0. |
Задача определения орбиты |
||||
формулируется |
следующим образом. |
|
|
|
||
|
По зада);. |
) начальным условиям в момент t = t0 |
|
|||
|
|
у (to) = У о' |
Vu (to) |
( 3 . 2 3 ) |
||
|
|
|
||||
|
|
•Zito) |
|
|
1,0., |
|
найти значения совокупности элементов кеплеровой орбиты |
||||||
а, е, |
со, |
Z . |
|
|
|
|
|
Для определения элементов 1 |
, 0 . , |
характеризующих |
поло |
жение плоскости орбиты в пространстве, воспользуемся очевидным условием, что векторы г0 и V0 лежат в плоскости орбиты.
Единичный вектор нормали в этой плоскости (рис.3.7; опре деляется следующим образом:
где
L |
|
ОС, |
= С, L+ C 2 j + С3К , |
V „ . |
V..„ V30 |
|
|
77 |
Следовательно, проекции |
вектора л "на оси системы коорди |
|
нат 0хт уг гт |
определятся |
по формулам |
п: |
С, |
|
(3.24; |
||
|
С другой стороны, эти углы можно определить при помощи уг лов i и й . Для этого обозначим через А , 6 , С , N точки пересечения осей координат и нормали к плоскости орбиты с еди ничной сферой и рассмотрим сферические треугольники АЦМнВЦЛ/, в которых
А$ = й , |
= у - й , / . ^ 5 = | + £ , |
Кроме того, заметим, что CN=o |
, |
так как угол |
|
между норма |
||||||
лями к двум плоскостям равен углу между |
этими плоскостями. |
|||||||||
Из приведенного анализа устанавливаем следующие |
зависимо- |
|||||||||
С 1 И : |
n^=003AAf»6LnUsLni, |
|
(3.25) |
|||||||
|
n°=cos |
S/V=-cos2 sLni, |
|
|||||||
|
Oj = CQS UV = C0S6. |
|
|
|
|
|
||||
Сопоставляя эти выражения с равенствами (3 . 24), |
получаем |
|||||||||
|
|
|
|
С |
|
|
|
С |
|
(3.26) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
При этом наклонение |
I |
определяется |
однозначно из |
условия |
||||||
|
|
|
О ^ 6 <ЗГ . |
|
|
|
(3.27) |
|||
Для однозначного определения восходящего узла |
|
й заметим, |
||||||||
что s l r u ^ O . Поэтому |
знаки |
s L n f l n t o s f t |
совпадают |
собтветствен- |
||||||
но со знаками величин |
С1 |
и |
Сг . |
|
|
|
|
|
||
Для определения элементов |
а |
и |
б |
воспользуемся |
законом |
|||||
сохранения полной механической |
энергии |
|
(3 . 14), вторым законом |
|||||||
Кеплера (3.5) и начальными условиями. |
Тогда |
|
|
78
2 |
^VIKOC<i |
|
p |
I |
i |
r v 7 M C v |
pa |
)i |
(3.28) |
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
|
rVcQSB = |
PsVBC0$90. |
|
|
|
|
|||||
Воспользовавшись |
вторым равенством |
в ( 3 . 2 8 ) , |
запишем |
|||||||||
|
|
|
у = |
у P ° C 0 S V |
|
|
|
, 8 2 . |
||||
Подставив (3.29) в первое равенство |
(3.28) |
и учитывая, |
что |
|||||||||
V 1 |
- 7 V 1 |
— |
' |
V 1 |
= IVй |
-£ |
|
|
||||
пар~ |
|
1кос р |
v0noyo |
lv1KOC |
|
р ' |
|
|||||
после преобразования |
получим |
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
[ J k f |
С 0 5 Ч у * |
- / - 1 ± Ь г |
|
= у г |
- |
у * |
(3.30) |
|||||
Введем в рассмотрение |
параметр |
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
о пар |
|
|
|
|
|
|
|
|
Используя введенный' параметр |
|
и применяя уравнение |
||||||||||
(3.30) к точкам апогея |
|
|
|
для которых |
|
В = 0, получим |
||||||
и перигея, Vp |
|
|
|
|
|
|
||||||
|
|
ч |
г о |
к |
' о ' |
|
|
|
|
|
(3.32) |
|
Разрешим это алгебраичесное квадратное уравнение относи |
||||||||||||
тельно радиусов апогея и перигея: |
|
|
|
|
|
|
||||||
|
_^ = |
/+У/-4(М?В )>7,со$Ч" |
|
, а |
\ |
|||||||
|
^ |
|
|
|
2(/ - Л) |
|
' |
|
|
|
||
|
^ |
_ |
/ - V / - 4 ( / - 4 ) V 0 c o s 4 , |
|
(3.34) |
Определив апогейное и перигейное расстояния, а также 8нал соотношения (3*22), можно найти все интересующие нас элементы кеплеровской орбиты через начальные условия. Выпишем их в ко нечном виде:
|
|
|
|
|
79 |
|
|
|
|
|
|
е |
|
|
|
|
|
|
|
(3.36) |
|
|
Р = |
|
2/>D V0 cos\, |
|
|
(3.37) |
||||
|
Ъ |
|
|
|
|
|
|
|
(3.38) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
|
с |
|
|
L\.l ~ У0 1 |
(3.39) |
|||||
|
|
|
|
|
|
|||||
Проверить |
правильность |
полученных |
формул (3.35) - |
(3.39) |
||||||
представляется |
читателям. |
|
|
|
|
|
|
|||
Введение параметра |
|
V0 |
позволяет |
провести приведенную ни |
||||||
же классификацию орбит в зависимости от величины начальной |
||||||||||
скорости КА, которую ему сообщила ракета-носитель. |
|
|||||||||
1 . Если |
|
0,5, |
то |
V Q = |
VKp |
. В этом случав |
орбита |
|||
будет круговой при |
е0 = |
0 . |
|
|
|
|
|
|
||
2. Если 0<\>„<1, |
то ^ „ < ^ я ф |
|
в этом случае траектория |
|||||||
движения представляет |
собой эллипс. |
|
|
|||||||
3. Если S? = I , |
то \ =\пар> * » |
в |
» |
траектория движения яв |
||||||
|
0 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
ляется параболой. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
4 . Если-Э0 ^ I , .то V=»V0 ( ] O H, следовательно, траектория движе |
||||||||||
ния является гиперболой. |
|
|
|
|
|
|
||||
В дальнейшем будем изучать только |
эллиптические траекто |
|||||||||
рии. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Займемся теперь |
определением |
начальных значений углов tf0 , |
||||||||
ut и (О0 . Для определения начального |
значения истинной анома |
лии воспользуемся уравнением орбиты ( 3 . 3 ) , разрешив его отно сительно cosily:
|
0 0 5 1 ? ,= |
Рйе / |
(3.40) |
Подставив в (3.40) |
значения для'эксцентриситета |
из (3.36) |
|
и параметра из (3 . 37), |
получим |
|
|
С 0 8 Л у . y j i - * v - w * » 1 * ; ' |
' ( 3 ' 4 I ) |
||
Иногда используют известное из |
тригонометрии соотношение |