книги из ГПНТБ / Величко К.Ф. Основы теории полета управляемых баллистических ракет учебное пособие

- t30 -

Величина большой полуоси определится по формуле

-1ч)бо]--т°и'з7"

Если бы КА совершал движение по орбите, не подвергаясь дей&твкю возмущающих сил , то его время полета, время сущест­ вования на орбите, могло бы продолжаться неопределенно дол­ го, т .к . все параметры оставались бы все время неизменньми.

Однако возмущающие факторы есть и они оказывают су­ щественное влияние но движение КА по орбите, изменяя ее параметры, и , таким образом, сокращая время существования КА на орбяте.

§ 3 . Возмущенное и невозмущенное движение космических аппаратов

п .1 . Характер возмущающих факторов и их учет

На движущийся по космической траектории космический аппарат действует большое количество возмущающих факторов, которые порождают силы,'действующие на него и изменяющие его траекторию полета /параметры орбиты/.

- 131

Для примера перечислим основные из них:

- изменение магнитного поля Земли и других планет;

-неравномерность воздействия оилы притяжения Луны, Солн­ ца и других планет;

-радиация и излучение других планет;

-сопротивление атмосферы.

Учет возмущений, которые имеют очень сложный характер и поэтому мало неучены, чрезвычайно труден.

Поэтому в зависимости от требований практики., возмущен­ ное движение рассматривают при тех или иных допущениях.

Так, при рассмотрении движения ИСЗ с высотой полета до: 15002000 нм, учитывают только самые существенные возмущаю­ щие факторы:

-сопротивление атмосферы;

-воздействие гравитационного поля Земли с учетом, сжа­ тия и неравномерности распределения масс Земли.

Не учитывается влияние притяжения Луны, Солнца к других гёпанвт, т .к . эти возмущения в совокупности значительно меньг ше, чем ошибки 8а_сцет неточного знания параметров атмосферы.

При расчете лунных орбит учитывается:

-воздействие гравитационных сил Земли /планеты отправле­

там вокруг Солнца, дополнительно следует учитывать гравита­ ционные силы других планет и световое давление, действующее ^

на КА во время его полета.

Так, при раочете траектории к Венере /к Мерсу/ учитыва­ лось притяжение Луны, Солнца, Марса, Юпитера, Сатурна и Земли, а также световое давление ,т .к . неучет светового дав­

-Земля /планета/ является оферичеокнм телом о постоян­ но! плотностью;

-в космическом пространстве отсутствует атмосфера.

Эти допущения позволяют рассматривать движение по зако­ ну всемирного тяготения. Итак, движение КА, соответствующее решению задачи о двух телах по закону всемирного тяготения, когда траектория есть кривая второго порядка, называют невоэыущенным движением.

Движение с отклонениями от траекторий, описываемых уравнениями второго порядка, навивают возмущенным, а сами отклонения - возмущениями.

п.2» Возмущения за счет сопротивления эемной атмосферы

Возмущения ва счет сопротивления земной атмосферы вы­ зывают уменьшение кинетической анергии летящего КА, которое происходит в результате его столкновения с молекулами воз­ духа. Сила сопротивления /торможения/ может быть определена по формуле

13.5)

Ускорение силы торможения получится из этой формулы

(3.6)

ПРШЕР 3 .2 . Для космического аппарата, совершающего движение по круговой орбите на высоте 230 км, требуется определить ускорение силы торможения №г>если дано:

- Т34 -

Вполне естественно предположить, что наиболее ощутимое торможение КА будет испытывать на участке,прилежащем к пери­ гею и поэтому на втором витке КА будет иметь скорость мень­

эллипсам, у которых большая полуось и эксцентриситет умень­ шаются, т .е . эллиптическая орбита стремится к круговой.

зывают изменение орбиты, а возмущения от сжатия Земли направ­ лены на изменение ориентации орбиты в пространстве.

п .4 . Возмуиашее действие других планет

Для высоких орбит, апогей которых достигает десятков оотен и тысяч километров, возмущения от воздействия тяготе­ ния других планет и Луны могут вызывать заметное изменение параметров орбиты и прежде всего перигея, следовательно,‘эти возмущения необходимо учитывать.

ТЬк, возмущающее влияние Солнца и Луны вызвало столь быстрое сокращение перигейного расстояния советской автомати­ ческой станции, посланной на сближение с Луной в 1965 г ., что продолжительность времени ее существования составила

но раочетам о допущениями.

Сферой дейотвия одного небесного тела /малого / - по отношению к большому небесному телу называют ту область про­ странства вокруг малого небесного тела, в пределах которой двкжение КА определяется в основном полем тяготения малого

- t38 -

небесного тела, а остальные небеоные тела вызывают только некоторые возмущения в его движении.

Радиус сферы действия определяется по формуле

§4 . Движение космических аппаратов

п.1 . Выведение космических аппаратов на траекторию

движения

При выводе КА на траекторию,высота которой везде выше точки "К", необходимо придать ему в начальной точке "к" ско­ рость не.меньше,чем первая космическая, с вполне определен­ ной ориентацией вектора скорости с тем, чтобы в дальнейшем КА совершал движение по расчетной круговой, или эллиптиче­ ской орбите.-

Для того, чтобы КА двигался по гиперболической траек­ тории, его скорость должна быть более.второй космической.

Выведение КА на орбиту может быть осуа^ствлено в любой точке орбиты. При этом чем более высокая точка орбиты бу­ дет выбрана, тем меньшая скорость необходима КА. Но для достижения более высокой точки надо затратить дополнительно анергию. Анализ необходшых энергетических затрат показыва­ ет, что наиболее рациональным сказывается вывод КА нв орби­ ту. в области перигея.

Выбор наилучшего варианта вывода не орбиту КА является сложной вариационной аадачей.

Способы выведения КА на орбиту зависят от параметров орбиты.

- 139 -

биту, а затем в апогее этой переходной орбиты ему сообщается дополнительная скорость,обеспечивающая переход на еаданную основную орбиту.

Анализ такого способа показывает,-, что о энергетической

Рис. 3 .5

точки зрения оптишальными являются выведения КА по полуэллкптичевкой переходной орбите, перигей которой находится на возможно меньшей высоте, а апогей, совпадает о перигеем за­ данной орбиты /р и с .3 .5 /.

Так расчеты показывают, что для выведения КА на круго­ вую орбиту - с высотой 1000 км у переходной орбиты должны быть: перигей 200 км, \/*= 8009 м/сек и дополнительно для перехода на заданную круговую орбиту, в апогее переходной