- •Оглавление
- •Предисловие к тому
- •Список используемых сокращений
- •Раздел 1. ФИЗИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА
- •Глава 1.1 Время и системы координат
- •1.1.1. Время
- •1.1.2. Системы координат
- •1.1.3. Преобразования между системами координат
- •Глава 1.2. Солнечная система
- •1.2.1. Солнце
- •1.2.2. Планеты
- •1.2.3. Спутники и кольца планет
- •1.2.4. Астероиды и карликовые планеты
- •1.2.5. Объекты пояса Койпера. Кометы
- •Глава 1.3. Физические особенности Земли
- •1.3.1. Гравитационное поле и фигура Земли
- •1.3.2. Атмосфера Земли
- •1.3.3. Магнитное поле Земли
- •1.3.4. Корпускулярная радиация в околоземном космическом пространстве
- •1.3.5. Космический мусор и его характеристики
- •Раздел 2. МЕХАНИКА ПОЛЕТА
- •2.1.1. Способы выведения космических аппаратов на орбиту
- •Глава 2.2. Орбитальное движение
- •2.2.1. Невозмущенное орбитальное движение
- •2.2.1.1. Задача двух тел
- •2.2.1.2. Интегралы и уравнение Кеплера
- •2.2.1.3. Орбитальные элементы
- •2.2.1.4. Определение орбит в задаче двух тел
- •2.2.2. Возмущенное орбитальное движение
- •2.2.2.2. Влияние сжатия и атмосферы Земли на движение ИСЗ
- •2.2.2.3. Баллистические модели движения ИСЗ
- •2.2.4. Баллистические условия полета КА
- •2.2.5. Особые орбиты искусственных спутников Земли
- •2.2.5.1. Геостационарные орбиты
- •2.2.5.6. Критическое наклонение и орбиты типа «Молния»
- •Глава 2.3. Межорбитальные перелеты космических аппаратов
- •2.3.1. Понятие космического перелета. Перелет с конечной тягой, импульсный перелет
- •2.3.2. Реактивная сила. Формула Циолковского
- •2.3.4. Необходимые условия оптимальности перелета
- •2.3.5. Случай центрального ньютоновского гравитационного поля
- •2.3.6. Некоторые импульсные перелеты
- •2.3.7. Перелеты между околокруговыми орбитами
- •2.3.8. Оптимальные перелеты с конечной тягой
- •2.4.1. Управление геостационарной орбитой
- •2.4.2. Поддержание высокоэллиптических орбит
- •2.4.3. Поддержание высотного профиля полета Международной космической станции
- •2.4.4. Поддержание солнечной синхронности круговой орбиты
- •2.4.5. Поддержание стабильности местного времени прохождения восходящего узла круговой ССО
- •2.4.6. Управление высотой и трассой низкой круговой орбиты
- •2.4.7. Разведение спутников на круговой орбите
- •Глава 2.5. Спутниковые системы
- •2.5.1. Спутниковые системы и их баллистическое проектирование
- •2.5.2. Спутниковые системы непрерывного зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.2.1. Спутниковые системы на основе полос непрерывного обзора
- •2.5.2.2. Кинематически правильные спутниковые системы
- •2.5.3. Спутниковые системы периодического зонального обзора на круговых орбитах
- •2.5.3.1. Предпосылки создания современной теории периодического обзора
- •2.5.3.2. Регулярные спутниковые системы
- •2.5.3.3. Элементы маршрутной теории оптимизации спутниковых систем периодического обзора
- •2.5.3.4. Некоторые закономерности оптимальных решений
- •2.5.4. Спутниковые системы непрерывного локального обзора на эллиптических орбитах
- •2.5.5. Управление спутниковыми системами на круговых орбитах
- •Глава 2.6. Лунные и межпланетные траектории
- •2.6.1. Лунные траектории космических аппаратов
- •2.6.2. Траектории полета к планетам, астероидам, кометам
- •Глава 3.1. Типы (классификация) аэродинамических компоновок
- •3.1.3. Многоблочные компоновки с продольным разделением ступеней
- •3.1.4. Многоблочные компоновки с продольным делением ступеней и навесными полезными грузами
- •3.1.5. Выступающие и отделяемые элементы конструкции
- •3.3.1. Экспериментальные методы исследований
- •3.3.3. Аналоговые испытания
- •3.3.4. Численные методы расчета аэродинамических характеристик ракет
- •3.4.1. Ветровое воздействие на ракету при старте и транспортировании. Влияние стартовых сооружений и транспортировочных агрегатов
- •3.4.2. Ветровые нагрузки вблизи земли
- •3.4.3. Местные нагрузки при обтекании стационарным потоком
- •3.4.4. Распределенные аэродинамические нагрузки
- •3.4.5. Статическая устойчивость
- •3.4.6. Аэродинамические характеристики стабилизирующих устройств
- •3.4.8. Разделение ступеней ракет
- •3.4.9. Круговые аэродинамические характеристики тел вращения
- •3.4.11. Аэродинамическое воздействие на полезный груз в процессе отделения створок головных обтекателей
- •3.4.12. Аэродинамика отделяемых ступеней и элементов конструкции. Зоны падения (отчуждения)
- •3.5.3. Влияние струй двигателей на аэродинамические характеристики
- •3.5.4. Аэродинамическое нагружение выступающих элементов конструкции. Методы снижения нагрузок
- •3.5.5. Аэродинамические характеристики блоков многоблочных ракет в процессе их отделения
- •3.6.4. Дренирование элементов конструкции
- •3.6.5. Авиационное транспортирование
- •Глава 3.7. Термостатирование отсеков ракет при наземной подготовке
- •3.7.1. Задачи термостатирования. Ограничения. Методы решения
- •3.8.2. Классификация пусковых установок по их конструктивным схемам
- •3.8.4. Особенности тепловых процессов при старте
- •Глава 3.10. Собственная атмосфера космических аппаратов и ее влияние на функционирование приборов и систем
- •3.10.1. Экспериментальные исследования собственной внешней атмосферы космических аппаратов и станций
- •3.10.2. Особенности изменения давления в негерметичных отсеках геостационарных спутников
- •Глава 3.11. Загрязнение поверхностей космических аппаратов и методы его уменьшения
- •3.11.1. Источники загрязнения космических аппаратов
- •Глава 3.12. Аэрогазодинамика спускаемых аппаратов
- •3.13.2. Метеороиды
- •3.13.3. Космический мусор
- •3.13.4. Расчет вероятности непробоя КА метеороидами и техногенными частицами
- •3.13.5. Воздействия микрометеороидов и техногенных частиц на поверхность космического аппарата
- •3.14.2. Акустика и пульсации давления при старте ракет
- •3.14.3. Аэроакустические воздействия на ракеты в полете
- •3.14.4. Акустические воздействия на космические аппараты при наземной подготовке и в полете
- •4.2.1. Цели классификации
- •4.2.3. Систематическая классификация
- •Глава 4.3. Создание космических комплексов
- •4.3.2. Принципы обеспечения качества и надежности
- •4.3.3. Порядок создания космических комплексов
- •5.1.1. Теоретические основы проектирования летательных аппаратов
- •5.2.2. Схема многоуровневого исследования модернизации ракетного комплекса. Состав задач и математические модели
- •5.2.4. Задача оптимизации параметров модификаций ЛА. Математическая модель
- •5.2.6. Исследование эффективности модернизации РК
- •5.2.7. Анализ модификации ЛА с РДТТ при наличии неконтролируемых факторов
- •5.3.3. Проектирование топливных баков
- •5.3.4. Цилиндрические оболочки
- •Глава 5.5. Модели и методы исследования устойчивости и управляемости баллистических ракет
- •5.5.3. Исследование устойчивости продольных колебаний БР
- •Раздел 6. СРЕДСТВА ВЫВЕДЕНИЯ
- •Глава 6.1. Общая концепция
- •6.2.3 Ракеты носители «Циклон», «Зенит», «Зенит 3 SL»
- •6.3.3. МТКС «Спейс Шаттл»
- •Глава 6.4. Разгонные блоки
- •6.4.1. Разгонные блоки типа ДМ
- •6.4.2. Разгонные блоки типа «Бриз»
- •6.4.3. Разгонные блоки типа «Фрегат»
- •Глава 7.1. Жидкостные ракетные двигатели
- •7.1.1. Принципиальная схема ЖРД
- •7.1.3.1. Запуск
- •7.1.3.2. Работа ЖРД в полете
- •7.1.3.3. Автоматика ЖРД
- •7.1.3.4. Обеспечение устойчивой работы
- •7.1.4. Камера
- •7.1.4.1. Газодинамический расчет
- •7.1.4.2. Профилирование камеры
- •7.1.4.3. Тепловой расчет камеры
- •7.1.4.4. Конструирование камеры
- •7.1.4.5. Изготовление камеры
- •7.1.5. Газогенератор
- •Глава 7.2. Стендовые испытания двигательных установок
- •7.2.1. Задача отработки
- •7.2.2. Методика экспериментальной отработки жидкостных ракетных двигательных установок
- •7.2.4. Комплексные испытания пневмогидравлических систем и двигательных установок
- •Глава 8.1. Системы управления средств выведения
- •8.1.1. Назначение и область применения системы управления средств выведения
- •8.1.3. Функциональная структура и приборный состав систем управления средств выведения
- •8.1.4. Бортовой вычислительный комплекс и взаимодействие смежных систем
- •8.1.5. Навигация и наведение. Терминальное управление
- •8.1.6. Точность управления выведением полезного груза
- •8.1.7. Этапы развития систем управления средств выведения
- •8.1.9. Надежность и стойкость систем управления к помехам
- •8.1.10. Организация и обработка потоков информации о работе систем управления
- •8.1.11. Тенденция развития систем управления средств выведения
- •8.2.1. Бортовая аппаратура системы управления
- •8.2.2. Бортовое программное обеспечение
- •8.2.4. Наземная аппаратура системы управления
- •Глава 8.3. Системы разделения
- •8.3.1. Требования к системам разделения
- •8.3.2. Основные типы систем разделения
- •8.3.3. Исполнительные элементы систем разделения
- •8.3.4. Силы, действующие на разделяемые тела
- •8.3.5. Расчет систем разделения
- •8.3.6. Экспериментальная отработка систем разделения
- •8.3.7. Расчет надежности
- •8.5.1. Система одновременного опорожнения баков
- •8.5.2. Потребное давление наддува баков
- •Глава 8.6. Управление двигательной установкой
- •Глава 8.7. Исполнительные органы
- •Глава 8.8. Исполнительные приводы систем управления
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
РАЗВЕДЕНИЕ СПУТНИКОВ НА КРУГОВОЙ ОРБИТЕ
Из выражения (2.4.58) следует, что
ВУ 2 ВУ 1 ;*9. (2.4.59)
Исключив в выражении (2.4.59) це лое число k межвитковых расстояний, полу чим величину взаимного смещения трасс двух КА:
( ;*9) kL . |
(2.4.60) |
|||||||
|
|
|
|
|
МВ |
|
||
Из определения ССО следует T / 86 400 |
||||||||
N/ n; L |
N |
360 , |
поэтому |
выражение |
||||
МВ |
n |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
||
(2.4.60) примет вид |
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
N |
|
N |
|
|
|
& |
|
|
u ) k |
|
360 , |
|||
n |
n |
|||||||
% |
|
|
( |
|
|
где N — период кратности орбиты; n — число витков в периоде кратности.
В качестве примера рассмотрим движе ние двух КА на круговых ССО высотой
828,8 км |
с периодом обращения |
Tдр |
101,4 мин, m 15h 9h 6h. Пусть тре |
||
буется |
обеспечить межтрассовый |
сдвиг |
зад 0,5Lмв 12,7 . Из (2.4.60) следует, что u 342 . Таким образом, для обеспече
ния требуемого смещения сеток трасс двух КА, восточный КА в тот момент, когда на чинается виток западного КА, должен уже пройти по орбите от восходящего узла 996,3 мин. В рассмотренном примере при
зад 0,5Lмв размещение КА на орбите найдено из требования вдвое повысить опе
ративность съемки произвольного района земной поверхности. Если при тех же ис ходных данных потребовать повышение оперативности повторной съемки одних и тех же районов, то нужно сформировать движение двух КА по одной и той же трас се. В этом случае зад 0 и вычисления по формуле (2.4.60) дают u 160 .
В общем случае для расчета однотрассо4 вой системы спутников (системы спутников, движущихся по единой трассе) в формуле (2.4.60) полагаем 0. Для одноплоскост4 ной системы спутников (системы спутников, имеющих одну орбитальную плоскость) в (2.4.60) положим m 0, а для однофазной системы спутников (системы спутников, в которой КА находятся в разных орбитальных плоскостях, но движутся с одинаковыми фа зами) в (2.4.60) — u 0.
2.4.7. РАЗВЕДЕНИЕ СПУТНИКОВ НА КРУГОВОЙ ОРБИТЕ
Разведение спутников на орбите — сово купность коррекций фазового положения КА с целью создания заданного взаимного располо жения аппаратов в одной или нескольких ор битальных плоскостях.
Рассмотрим задачу построения системы из двух КА, расположенных в одной плоско сти, выводимых на рабочую круговую орбиту в пакете одной ракетой носителем. После отде ления каждый из КА проводит коррекцию раз ведения с помощью КДУ малой тяги, в резуль тате чего один КА смещается по фазе от опор ной точки на угол Ф, а второй на ( Ф). Для оп ределенности положим Ф 90 .
По окончании разведения аппараты ус танавливаются в противоположные точки орбиты (фазовое рассогласование между ни ми составит 180 ), что и является целью кор рекции.
Будем полагать, что коррекция фазы на 90 первым КА производится в три приема: на первом участке np витков КДУ работает «на разгон», затем следует nф витков пассив ного фазирования, на третьем участке np вит ков КА работает «на торможение», корректи руя такую же фазу, что и на участке разгона. Другой КА действует аналогично, но сначала работает «на торможение», а затем «на раз гон».
Обозначим VX |
характеристическую |
скорость, набранную |
во время работы |
КДУ на одном витке, |
скорость обра |
щения КА ;, абсолютную скорость КА на ра бочей круговой орбите радиуса Rоп VKP, драко нический период обращения КА Тдр, величину фазового рассогласования за виток вследствие работы КДУ «на разгон» X. При времени ра боты КДУ на витке порядка 5…15 мин, в ли нейном приближении за виток для возмуще ния большой полуоси имеем
a ;2 VX ,
для возмущения периода обращения:
T 3Tдр VX ,
Vкр
для приращения фазового рассогласования:
X 3Tдр VX .
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
178 |
Глава 2.4. УПРАВЛЕНИЕ И ПОДДЕРЖАНИЕ ОРБИТ КА |
|
|
В первом приближении можно считать, что приращение фазового рассогласования за виток X остается постоянным при переходе от витка к витку. Тогда фазовое рассогласова ние Xр, которое реализуется за np витков, мо жет быть найдено в виде
Xp X |
np(np 1) |
. |
(2.4.61) |
|
|||
2 |
|
|
Подставляя X в (2.4.61), получаем (знакX в данном случае можно опустить):
Xр 3Tдр VX nр(nр 1). 2
Возмущение периода за np витков «разго на» можно оценить как
Tр 3Tдр VX nр.
Vкр
Следовательно, на участке пассивного фа зирования за nф витков фазовое смещение КА составит
XΜ 3Tдр VX nрVкрnΜ 3Tдр VX nрnΜ.
Vкр
Для суммарного фазового смещения Ф может быть записано равенство
RОПΜ 2 Xр XΜ
3Tдр VX nр(nр 1) 3Tдр VX nрnΜ. (2.4.62)
Отсюда получаем выражение для длитель ности участка фазирования nΜ как функции времени разгона nр при заданном фазовом сме щении Ф:
nΜ |
|
ΜRОП |
|
|
nр 1. |
(2.4.63) |
||
3Т |
др |
V |
X |
n |
|
|||
|
|
|
|
р |
|
Суммарная характеристическая скорость коррекции равна VX8 2 VX nр, полное время коррекции n8:
n |
2n |
h |
|
2ΜRОП |
|
VX8 |
1. |
(2.4.64) |
|
|
|||||||
8 |
р |
р |
|
2 VX |
|
|||
|
|
|
|
3Т дрVX8 |
|
|
Максимальная длительность участка раз гона будет реализовываться при отсутствии участка пассивного фазирования. Найдем ее из выражения (2.4.63), положив nΜ 0:
nрmax |
|
ΜRОП |
|
1 |
|
1 |
. (2.4.65) |
|
3Т др VX |
4 |
2 |
||||||
|
|
|
|
|
Минимальная длительность и макси мальная характеристическая скорость коррек ции также будут реализовываться при отсутст вии участка пассивного фазирования (режим «максимального быстродействия»). Из выра жения (2.4.65) в этом случае получаем:
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
n8 min 2nрmax − |
|
2VKP |
|
|
Μ |
, |
|
|
||||||
|
|
3 |
|
|
|
|
|
||||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
V |
X8 max |
2 V |
X |
n |
рmax |
− |
2V |
|
|
|
X |
. |
|||
|
|
|
|
||||||||||||
|
|
|
3 |
|
|
|
|
|
|||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
На рис. 2.4.15 приведен график, по строенный по формулам (2.4.64, 2.4.65), по зволяющий найти параметры коррекции смещения КА на заданный фазовый угол Ф при помощи КДУ малой тяги, обеспечи вающего на витке импульс характеристиче ской скорости VX.
Предположим теперь, что в целях умень шения полного времени коррекции, она про изводится в режиме «максимального быстро действия» (участок пассивного фазирования в ней отсутствует), и установим некоторые со отношения между параметрами импульсной и непрерывной коррекции. Рассмотрим им пульсную коррекцию фазового положения КА, когда после приложения первого им пульса VХ1 аппарат некоторое количество вит ков nф фазируется, и затем вторым импуль сом VХ1 возвращается на первоначальную ор биту, имея при этом такое же результирую щее отклонение фазового положения относи тельно номинала, как и в случае с двигателем малой тяги.
Тогда из (2.4.62) следует: |
|
VX nр(nр 1) VX 1nΜ. |
(2.4.66) |
Рассмотрим два варианта расчета:
1) полное время для непрерывной и для
импульсной коррекций |
|
|
т.е. 2nр |
|||
nФ. Тогда из выражения |
|
следует: |
||||
(2 V |
n ) |
nр 1 |
|
(2V |
X 1 |
)n . |
|
X р |
2 |
|
|
р |
|
|
|
|
|
|
|
Из последнего выражения при достаточ но больших nр, получаем
(2 V |
n ) 2 |
nр |
(2V |
X 1 |
) − 2(2V |
X 1 |
). (2.4.67) |
|
X р |
nр 1 |
|
|
|||
|
|
|
|
|
|
Так как (2 VX nр) — характеристическая скорость коррекции с использованием дви
Аджян А.П., Аким Э.Л., Алифанов О.М., Андреев А.Н. Ракетно-космическая техника. Машиностроение. Энциклопедия. T. IV-22 В двух книгах. Книга первая
РАЗВЕДЕНИЕ СПУТНИКОВ НА КРУГОВОЙ ОРБИТЕ |
179 |
|
|
Рис. 2.4.15. К расчету коррекции смещения КА на угол Ф от номинального положения с помощью КДУ малой тяги:
VX 0,03 м/с; Tдр 6 084 c
гателя малой тяги, а 2VX 1 — характеристиче ская скорость импульсной коррекции, то из выражения (2.4.67) следует, что при одина ковом времени коррекции импульсная кор рекция фазы требует в два раза меньших за трат характеристической скорости, чем кор рекция с использованием двигателя малой тяги.
2) теперь запишем выражение (2.4.66) в
виде
(2 VX nр) nр 1 (2VX 1) nΜ , 2 2
и примем, что затраты характеристической ско рости для непрерывной и импульсной коррек ций одинаковы, т.е. (2 VX nр) (2VX 1). Тогда из последнего выражения следует
Tкорр (2nр) 2(nΜ) 2 − 2(nΜ).
Следовательно, при одинаковых затратах характеристической скорости импульсная кор рекция фазы требует в два раза меньше време ни, чем коррекция с использованием двигате ля малой тяги.
Для оценки порядка величин рассмотрим коррекцию разведения двух КА на 180 в ре жиме «максимального быстродействия».
Пусть Тдр 6 084,51 с, что соответству ет радиусу опорной орбиты Rоп 7 207 км. Продолжительность работы двигателя ма
лой тяги на витке tд 10 мин 600 с; масса |
||
КА МКА 300 кг; тяга двигателя, действую |
||
щая по оси XОСК «на |
разгон» |
равна Р |
0,003 кг 0,03 Н. |
|
|
Тогда ускорение от |
|
0,03/300 |
0,0001 м/с2 и за время |
|
полета на |
витке КА наберет характеристическую ско рость Vx 0,0001·600 0,06 м/с.
Через виток полета отклонение КА по фазе будет X 18,253·0,06 1,095 км, из менение большой полуоси за виток a1,937·0,06 0,116 км, изменение периодаТдр 2,454·0,06 0,147 с. Каждый КА в ре зультате коррекции должен выбрать фазу Ф 90 /2, поэтому максимальное число витков, на которых КДУ малой тяги работа ет «на разгон» можно оценить по формуле (2.4.65):
nрmax − |
|
Rоп Μ |
|
|
|
7207 / 2 |
|
−101 |
виток. |
3Tдр Vx |
|
3 6084,51 0,00006 |
|
||||||
|
|
|
|
|
|
|
|
Отсюда следует, что суммарное время коррекции («на разгон» «на торможение») равно n min 2·101 202 витка (~14 сут), изме нение большой полуоси во время коррекции