ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Влияние регрессии орбиты из "Движение искусственного спутника относительно центра масс " Рассмотрим сначала влияние регрессии узла орбиты, пренебрегая влиянием регрессии перигея. Тогда множество траекторий вектора кинетического момента дается формулой (8.3.4), из которой видно (учитывая предыдущие формулы зависимости р и х от 0 и X), что при добавлении влияния регрессии узла орбиты к гравитационным и аэродинамическим возмущениям траектории остаются замкнутыми, так как О будет периодической, периода 2я, функцией от X. Это значит, что возмущения от регрессии узла орбиты сказываются только в искажении формы траектории. Это искажение будет невелико в тех реальных случаях, когда скорость регрессии узла орбиты й мала по сравнению со скоростями аэродинамической и гравитационной прецессии. [c.280] Чтобы исследовать подробнее влияние регрессии узла орбиты, а в дальнейшем и влияние регрессии перигея, остановимся на случае действия только аэродинамических возмущений. [c.280] Например, при 0 = 6О° получим прие ==—3 0о=13°, при =—10 00 = 5 . Так как в реальных случаях скорость аэродинамической прецессии превосходит скорость регрессии узла в несколько раз, то смещение полюса 0о от аэрополюса будет невелико, порядка 5-г-10 . [c.282] Так как в случае действия только аэродинамических возмущений траектории являются окружностями с центром в аэрополюсах, то заключаем, что влияние регрессии узла орбиты на эти траектории приводит к их смещению в целом вдоль меридиана Я = Я и к некоторому изменению радиуса окружности (при равных начальных данных) согласно (8.5.5) и (8.5.6). [c.283] Теперь осталось рассмотреть, как искажаются траектории (8.5.1) или, что то же, (8.5.6) под действием регрессии перигея орбиты. Из соображений непрерывной зависимости траекторий от параметров следует, что при малых аэродинамических возмущениях траектории должны быть близки к траектории уходящего типа, подобной изображенной на рис. 57. Наоборот, если аэродинамические возмущения велики, то регрессия орбиты должна мало сказаться на форме траектории и траектория должна быть близкой к окружности малого круга на единичной сфере с центром в аэрополюсе. [c.283] В самом деле, непосредственное исследование траекторий в этом случае путем введения переменного параметра со в уравнение (8.5.1), а также численное интегрирование уравнений движения показывают, что если скорость аэродинамической прецессии вектора кинетического момента превосходит скорость регрессии орбиты, то траектория будет иметь пульсирующий характер (около смещенного аэрополюса), как на рис. 62, а. Для орбит первых советских спутников увеличение радиуса траектории за один оборот вектора кинетического момента около полюса прецессии составляло величину порядка 0,5-i- Г. [c.283] На рис. 53, 55, 56 хорошо видна пульсация траекторий. [c.284] При одновременном учете гравитационных возмущений влияние регрессии узла и перигея носит аналогичный характер. Влияние регрессии узла приводит к фиксированному смещению полюса гравитационно-аэродинамической траектории. Влияние регрессии перигея приводит к эволюции траектории (пульсация, уход полюса прецессии) без существенного искажения основной формы траектории. Совместное влияние различных факторов будет еще рассмотрено в главе 9. [c.284] Вернуться к основной статье