книги из ГПНТБ / Величко К.Ф. Основы теории полета управляемых баллистических ракет учебное пособие
.pdf- 120 -
Эксперимент о выходом человека в космос открывает перед наукой новые гориеонты. Фактически Алексей Леонов был "спут ником" космического корабля, стремительно летевшего над Зем лей. Осознав втот факт, нетрудно представить ту грандиов-г ность научной и конструкторской мысли, которая была воплоще на в инженерных и технических решениях, обеспечившие надеж ность работы космического корабля и скафандра со всеми их системами жизнеобеспечения. Например, система жизнеобеспече ния скафандра не только обеспечивала космонавта 'киолор'одом и предохраняла его от воздействия глубокого вакуума, но и гарантировала надежность выхода из корабля и вход в него, а также производство всех необходимых операций в состоянии невесомости.
Больших успехов в освоении космоса добились Соединен ные Штаты Америки..Их космонавты осуществили маневр и сты ковку в космосе.
Несомненно, штурм космоса будет продолжаться. Уже в на ши дни Советский Союз осуществил мягкую посадку автоматиче ской станции с телевизионной аппаратурой на поверхность
Луны и |
передачу с нее |
первого в мире Лунного репортажа. |
В |
печати /5,127 |
нередко встречаются самые различию |
прогнова. Пользуясь ими , можно представить себе примерную последовательность событий в дальнейшем освоении космоса:
1. Полет |
корабля вокруг Луны с человеком на |
борту и/возвращение его на землю -{968 гг . |
|
В* Создание орбитальной космической станции /ОКС/ с |
|
экипажем 3-5 человек - |
1968-70 гг . |
3 . |
Высадка человека на Луне - 1968-70 гг. |
|
4- |
Создание крупной ОКС с экипажем 30-50 человек |
- |
иЬ а-75 |
г г . |
|
5 . |
Полет > Карсу и Венере обитаемого космического |
ко |
рабля о возвращением на Землю - 1975-80 гг . 6. Высадка людей на Карсе - 1980-90 гг .
Сроки эти , конечно, довольно предположительны и лишь
- 12t
приблизительно отражают реальные возможности современной тех ники и экономики. Нельзя забывать, что успехи советской кос монавтики нередко опережают даже самые оптимистические планы лщдей, имеющих самое непосредственное отношение к науке yi тех нике.
Для чего же нудно освоение космоса?
Можно выделить |
четыре группы вадач. |
|||
1 - |
|
я группа задач |
связана с исследованием Земли и ее |
|
атмосферы: |
|
|
|
|
а ) |
- |
глобальная радио и телесвязь; |
||
б ) |
- |
обеспечение |
морской |
и врэдушной навигации; |
в) - геофизические, метеорологические наблодения и изме рения /геодезическая привязка, измерение магнитных полей Зем ли, уточнение формы Земли и т . д . / .
Спутники геодезической системы могут быть использованы-
для следу1ощих целей: |
|
|
- |
исследования строения Земли |
и изучения ее эволюции;, |
- |
исследования горизонтальных |
и вертикальных смещений |
материков и островов; . |
4 |
-разработки способов предсказания ввмлетрясений;
-разработки навигационных систем, использукщих спутники;
-измерения гравитационного потенциала Земли с высокой точностью;
-сравнения и оценки различных бортовых геодезических приборов с целью их усовершенствования;
-уточнения координат наземных станций слежения за спут
никами и калибровки оборудования атих станций.
Одна орбиталвная космическая станция заменит сотни об серваторий и поможет решить такие вадачи, которые им не под аилу.
2- я группа задач - связана с тем-, что ОКС находится в таких условиях^как: глубокий вакуум, прозрачность окружающей среды, невесомость, интенсивные солнечная и космическая радиации, воссоздание этих условий'для их изучения на Земле затруднительны и даже невозможны.
- 122 -
3 - я группа задач - ОКС могут выступать в роли связу щего ввен.1 между Землей и другими планетами, т .е . стартовой базой для межпланетных путешествий и доже открытия других миров.
|
4- |
я группа '8вдач связана с |
военным применением ко |
||
са. |
Применение космических |
летательных |
аппаратов позволит |
||
решить |
следующие задачи: |
|
|
|
|
, |
— Ф о т о р а зв е д к а наземных целей, радиотехническая раз |
||||
ведка ; |
|
|
|
|
|
|
- |
создание глобальной |
сети |
метеорологической разведки; |
|
|
- |
создание глобальной |
сети |
радиосвязи армии, ВВС и ВМС; |
-радионавигация подводных лодок-ракетоносцев, надвод ных кораблей;
-связь геодезических сетей различных государств и при
вязка целей к боевым позициям ракет;
-опознавание назначения и уничтожение, военных, опутнийов ь космосе;
-предупреждение о ракетном ударе до подхода ракет к
це л » ;
-уничтожение ракет противника на активном участке траектории;
-создание орбитальных космических станций с запасом ядерного оружия для поражения наземных целей ив космоса.
Возможны и другие |
применения |
космического |
пространства |
|
в военных целях. Так,в |
США уже |
в |
1960 году была |
составлена |
15-летняя программа разработки |
и |
вывода на орбиты космиче |
||
ских средств военного |
назначения. |
< |
|
'Американское правительство ассигнует на исследование
ивоенное освоение космоса огромные средства.
-Согласно ориентировочной оценке, общие ассигнования
НАСА и МО на исследование и использование |
космоса в период„ |
|
с 1957 |
по 1970 финансовый годы составят 90 |
млд долларов. |
Как известно, советское правительство |
не £аз выступало |
|
за то, |
чтобы космоо служил только мирным, научным целям, |
|
требуя |
запрещения использования всеми странами мира косии- |
- 123 -
ческого пространства в военных целях, несмотря на ведущее
положение |
в деле освоения космоса, о чем |
свидетельствует |
|
договор от |
28.1.1967 . |
|
|
В данной главе будут рассмотрены основные сведения о |
|||
движении космических аппаратов в космоое. |
' |
||
|
|
/ |
|
5 |
2 . |
Траектории космических аппаратов |
|
п .1 . |
Классификация траекторий космических |
||
|
|
аппаратов |
|
Вое космические аппараты /КА/ могут быть разделены на две основные группы: орбитальные и маневрирующие.
Орбитальные аппараты не обладают способностью маневри ровать. у втих аппаратов такая траектория полета в космосе, параметры которой не изменяются о момента отделения КА от ра кеты-носителя. Однако они могут иметь систему, которая .по зволяет осуществлять угловую ориентацию и посадку.
Маневрирующие аппараты способны наменять параметры траектории в полете. Ивменение параметров траектории проис ходит под действием сил,создаваемых специальной двигатель ной установкой.
По характеру траекторий различают следующие виды косми ческих аппаратов:
1 - околопланетные, совершающие полет по орбите вокруг какой-то определенной планеты /околовемные, окололунные и
т.д ./;
-межпланетные, совершающие полет о одной планеты на
другую. • |
' |
п.2* Участки околоплайетной траектории движения |
|
космических аппаратов |
|
Типичная траектория управляемого КА |
/р и с .з'.1 /, совер |
шающего движение вокруг Землиf содержит такие участки:
- 124 -
1. Активный участок /ОК/
2. Баллистический участок /КА.ВС/.
3 . Участок манев рирования /кВ, СДЕ/.
4 . Участок спус ка и посадки
/СДИ1/.
1 . Активный участок начинается от -точки старта и про должается до точки выключения двигательной установки ракеты /к /. Полет происходит под действием различных сил/главной иэ которых является сила тяги / и определяется законами ракетодинамики.
2- Наибольший участок траектории-вто участок полета ' КА по баллистичеййой траектории. Этот участок еще называют орбитой. Характер орбиты и длительность полета КА по орбите полностью определяются начальными условиями полета по нему,
* .е . радиусом-вектором начальной точки полета |
~L* , |
скоростью |
в этой точке V*- и углом наклона вектора скорости |
к мест |
|
ному горизонту Ок . Орбитальный полет определяется законами |
||
небесной механики. |
|
|
3.\_участки маневрирования используются для изменения |
||
Орбиты. Характер орбиты после маневрирования |
определяется |
|
- |
125 |
- |
|
новыми начальными |
условиями полета |
7* ; V* |
; 6 * , которые |
|
заданы К£ в точке |
выключения двигателей "в" посл'^ завершения |
|||
маневра /р и с .3 -1 /. |
Участок маневрирования СДЕ начинается посы |
|||
ле участка торможения СС* и включает в себя участок балли |
||||
стического полета С*ДЕ. |
|
|
|
|
4. участок спуска и посадки начинается |
после участка |
|||
б а л л и с т и ч е с к о г о |
П О Л Е Т А l c . |
тормошения. |
ПолРТ.НазтоМЧкасг- |
|
ке осуществляется |
под действием силы тяжести и аэродинами |
|||
ческих сил и определяется законами аэродинамики. |
||||
п .З . Элементы и параметры |
траектории движения |
|||
|
космических аппаратов |
|
Рассмотрим элементы и параметры эллиптических орбит, когда орбитальная скорость полета КА не превышает значения . второй космической скорости, позволяющего НА выйти за преде лы данного небесного тела. На рисунке 3*2 показана эллипти ческая околоземная орбита АВПН, по которой движется КА со
скоростью |
V |
и ев |
проекция на извращающуюся земную поверх |
||||
ность Ац |
Bj_• |
П^, Hi? |
|
|
|
||
|
На рисунке 3 .2 |
приняты следующие обозначения: |
|||||
а - |
большая полуось эллипса /орбиты/' - АЦ; |
||||||
в - малая полуооь эллипса ДЦ; |
|
|
|||||
R - |
радиус Земли; |
• |
|
|
|
||
О - |
перигей - |
ближайшая к поверхности Земли точка орбиты; |
|||||
А - |
апогей |
- |
наиболее удаленная |
от поверхности Земли точка |
|||
|
орбиты;- |
|
|
|
|
|
|
Нл, |
Нп - |
расстояние |
от апогея |
и перигея до поверхности |
|||
|
|
Земли; |
|
|
|
|
|
АП - линия апсид. Линия апсид совпадает |
о большой осбю |
||||||
|
эллипса, |
а точки |
П и А находятся в |
вершинах эллипса |
|||
|
САСПД). |
а |
|
Н а » Нп + 2 R |
|
||
|
|
|
|
t3.1> |
|||
|
|
|
|
2 |
-126 -
В- восходящий увел орбиты, это точка,- в которой орбита пере
секает плоскость экватора при переходе КА ио. южной полу сферы в северную.
Н - нисходящий увел орбиты, вто точка, в которой орбита пере секает плоскость экватора при переходе КА из северной полуоферы в южную.
ВНлиния уэлов.
Рис.3.2
$орыа и размеры эллиптической орбиты определяются эксцентриситетом орбиты / е / и размером большой полуоси ПА/а/,
|
|
- 127 - |
|
|
|
|
|
значения которых определяют |
параметры движения, |
заданные ра-. |
|||||
кетой |
космическому аппарату |
в точке "К" |
/ |
f K , |
V# , |
6 * / . |
|
|
Положение космического |
аппарата на |
орбите |
определяется' |
|||
двумя |
параметрами: истинной |
аномалией / |
р |
/ |
и временем про |
||
хождения космическим аппаратом фиксированной |
точки |
орбиты |
|||||
/ to/ |
• |
|
|
|
|
|
|
Истинной аномалией называется угол, |
отсчитываемый от |
перигея до местонахождения КА на орбите. Отсчет истинной аномалии производится от линии апсид /точки перигея/ по на
правлению движения КА. Расчет истинной |
аномалии / £ |
/ доста |
||||||
точно сложен и поэтому в тех случаях, |
когда |
эксцентриситет |
||||||
орбиты небольшой / 6 < |
0 , 01/ |
и орбита |
близка |
к круговой, |
||||
определяется значение |
средней |
аномалий |
£ ср |
. |
При определе |
|||
нии р ср |
делается допущение, что |
КА движется |
по орбите с |
|||||
постоянной |
скоростью. |
Поэтому под |
средней аномалией |
понимает |
ся угол, заключенный между линией апсид и направлением из центра Земли в точку предполагаемого положения КА на орбите. Величина средней, аномалии определяется по формуле:
|
|
|
? - Щ Р - i t - t o ) |
13.2) |
||
|
|
|
Сер |
Т ' |
|
|
где |
Т |
- |
период |
обращения; |
|
|
|
t |
- |
текущий момент |
времени; |
|
|
|
t 0 - |
момент времени |
прохождения фиксированной |
точки |
орбиты /чаще всего точки перигея/.
Период обращения /Г /, время одного полного оборота КА вокруг Земли, определяется по формуле эллиптической теории
,/гл.П формула 2*58/, |
которая преобразуется |
к виду 3 .3 или |
3 .4 |
2<rra2 \ l i - t l |
|
|
|
|
' |
Z* Vk cosQk |
(3.3) |
Т = |
f |
(3.4) |
- Г 28 -
где |
/ м - 3.9862.1014 |
- постоянная поля тяготения- |
t
З е м л и .
Положение орбиты в пространстве определяют параметры:
-прямое восхождение восходящего узла - это угол между линией увлов и направлением' на точку весеннего равно
денствия, т .е . на точку, в которой находится Солнце
. . ‘ 21 марта. В этой точке эклиптика пересекает плоскость экватора;
С- наклонение орбиты - угол между плоскостью орбиты и плоскоотью Земного экватора. При 90°> I ^ 0° направле ние движения КА совпадает с направлением вращения Зем ли;
CJ |
- угловое расстояние |
перигея - |
угол |
между линией |
апсид |
||||||||
|
|
и линией уадов. |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Таким образом, |
положение орбиты |
в пространстве |
, |
ее фор |
|||||||
ма, |
раэмеры и положение КА на орбите определяются: |
|
|
||||||||||
|
|
наклонением орбиты |
|
- |
I |
; |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
прямым восхождением |
|
восходящего узла |
- |
££ |
; |
|
|
||||
|
|
угловым расстоянием |
|
перигея |
- |
cj |
; |
|
|
|
|
||
|
|
перигеем /или апогеем/ - ПСА) ; |
|
|
|
|
|
|
|||||
|
|
эксцентриситетом |
- |
|
-Q ; |
|
|
|
|
|
|
t Q\ |
|
|
|
временем прохождения КА через фиксированную точку |
|||||||||||
|
|
истинной аномалией |
- |
|
j> |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Рассмотрим на примерах вычисление некоторых параметров, |
|||||||||||
определяюцих движение КА по орбите. |
|
|
|
|
|
|
|||||||
|
|
ПРйуЯР 3 .1 . |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
Искусственный спутник Земли выведен на орбиту в точку |
|||||||||||
ее |
перигея /330 километров/ в 14 |
00/угол |
бросания |
вк= &/ о |
|||||||||
конечной скоростью, |
равной |
9 ,3 км/сек. /р и с .3 .3 /. |
|
|
|
||||||||
|
|
Определить максимальное удаление спутника от поверхнос |
|||||||||||
ти |
Земли /ап огей /, |
характеристики орбиты |
6 |
и |
CL |
, |
период |
||||||
обращения (Т) и местонахождение |
спутника |
на |
орбите |
к 16 00. |
- 129 -
Дано: V« |
- |
9 ,3 |
км/сек |
в* |
* |
0 ° / |
c o sfa x / |
Нп « |
330 км |
||
to - |
14 ч.ОО нив. |
||
^ |
* |
16 |
ч.ОО мин. |
Рис.3.3
Иа эллиптической теории известно уравнение траектории 2.33. Ив этого уравнения получим значения радиуоов в точках
перигея / £ п / |
при |
?„ * 0° и в точке апогея |
( |
Хя ) |
при |
||||||
2л |
= 180°, |
предварительно вычислив |
по формуле 2.34 - |
0 , |
|||||||
2.35 |
- Р и 2-3&- В . t |
учитывая , что |
7 * = Р + Нп . 1 |
|
|||||||
|
I |
- |
у? |
|
9 ,3 2 .106 |
|
1,45546 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
8,868.6,701.106 * |
|
|
|
|
||
|
Р ■= 'гЛ со*в* = 6701.1,45546 |
= 9753,0075 |
|
|
|
||||||
|
9 |
=\^1 |
- V) |
(2 - |
\) )cos*Q^ f |
1-0,792556 |
- |
0.455 |
|
||
|
|
|
Р |
9753,04 |
17895,48 |
км |
|
|
|
||
|
|
1 - е |
|
1 - 0,455 |
|
|
|
||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
//* - |
Х я -Р |
- 17895,48 -6371 - |
11524.48 |
км |
|
|
|