ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Солнечная система как поле центральной силы из "Космическая техника " Окололунное пространство — сравнительно небольшой район окрестностей Луны, где возможно суш,ествование спутника Луны на селеноцентрической орбите. [c.161] Земля и Луна образуют систему, у которой соотношение размеров обоих тел приближается к соотношению размеров двойных звезд. Поэтому здесь целесообразно выделить район непосредственной близости к Земле, где основные возмущения определяются действием внешней атмосферы, магнитным и электрическим полем Земли, а также сжатием земного сфероида (околоземное пространство) область, расположенную между Землей и Луной, где возмущения от притяжения Луны становятся сравнимыми с возмущениями от сжатия Земли (промежуточная область) или превосходящими их окололунное пространство, где возможно существование спутника Луны, и, наконец, залунную область, где поле притяжения системы Земля — Луна становится все более и более близким к полю центральной силы. [c.161] В настоящей главе будут рассматриваться в основном лишь первый и третий пункты. [c.161] Необходимо проводить четкое различие между рейсами односторонними (без возвращения), которые, видимо, должны предназначаться для полетов автоматических ракет, и рейсами с возвращением, предназначенными для полетов ракет с человеком на борту. В первом случае путем небольшого увеличения начальной скорости можно значительно уменьшить время перелета и этим сэкономить на энергии, необходимой для поддержания связи с Землей в те периоды, когда ракета будет, например, вблизи Марса. Если же ракета должна быть захвачена планетой или выведена на траекторию возвращения по быстрой орбите, то потребная энергия резко возрастет. Поэтому проблема выбора оптимальной траектории играет очень важную роль в анализе и разработке космических летательных аппаратов. [c.162] При наблюдении с Земли солнечный диск виден под углом около 0,5° среднее значение этого угла равно 31 59 диска как функция расстояния от Солнца показан на рис. 6.6. Для Земли это расстояние в среднем равно 149,5 10 кж, или 8,32 световой минуты. Следовательно, истинный диаметр Солнца рав няется 1,39-10 км (870 ООО миль), или 109 земным диаметрам. [c.163] Масса Земли равна примерно 6-10 1 т, а масса Солнца превосходит ее в 332 500 раз. Ускорение силы тяжести на поверхности Солнца превышает ускорение на поверхности Земли в 27,9 раза. На рис. 6.7 показан ход убывания напряженности гравитационного поля Солнца с увеличением расстояния до его центра. Зависимость круговой и параболической скорости от расстояния представлена на рис. 6.8. [c.163] Следовательно, при некотором значении радиуса г это отношение должно стать равным [единице, т. е. обе силы уравновесят друг друга. Для тел с плотностью вещества, равной единице, этот критический радиус равняется 1,5 микрона. [c.165] Более мелкие частицы такой плотности будут поэтому, выталкиваться из солнечной системы действием солнечного излучения. [c.165] Переходные орбиты, которые пересекаются с одной или с обеими орбитами, между которыми осуществляется перелет, называют также эллипсами быстрого перелета. К сожалению, нельзя рассчитать переходный эллипс непосредственно по задаваемому времени перелета. Фактически необходимо либо сперва задать обе точки апсид, если они обе неизвестны, либо задать истинную аномалию точки пересечения не реходного эллипса с целевой орбитой. В любом случае время перелета будет функцией, а не независимой переменной задачи. [c.168] Как будет видно далее, в отношении сокращения времени полета к внешним планетам гиперболические переходные траектории менее выгодны, чем секущие эллипсы. Основная экономия полетного времени достигается в том случае, если перелет осуществляется по траектории, промежуточной между эллипсом минимальной энергии и параболой. [c.168] Поэтому гиперболические перелетные орбиты, по всей вероятности, будут использоваться редко, даже если в распоряжении будут иметься достаточно мощные двигательные системы, позволяющие в импульсном режиме осуществлять перелеты по быстрым орбитам к внешним планетам солнечной системы. [c.169] Из этих выражений следует, что минимальным затратам энергии соответствует перелет из перигея внутренней орбиты в апогей внешней орбиты или наоборот. [c.170] Если эфемерида целевой планеты известна, то ее координаты в момент старта ракеты из состояния 1 могут быть взяты прямо из таблиц эфемерид. [c.172] Кроме того, следует заметить, что тангенциальные апсидальные эллиптические переходные орбиты между несоосными эллипсами невозможны поэтому одна из возможных тангенциальных эллиптических переходных орбит между несоосными эллипсами будет орбитой минимальной энергии. [c.173] Впервые основные свойства тангенциальных переходных орбит между компланарными и не обязательно соосными эллипсами были рассмотрены в работе Лоудена (О. Г. Lawden) [6]. [c.173] Приведенные выражения пригодпы как в случае эллиптической, так и в случае гиперболической орбиты, однако, строго говоря, они применимы лишь для очень малых значений имиульсов когда, например, 1 или Да- с/а и т. д. . Более точные выранл-ения для Дг и Д 0, даны в тексте. [c.174] Подставляя найденные из упрощенных выран ений значения ги АД в уравнение (6.45), можно сразу найти, будет ли в каждом отдельном частном случае приращение угла i пренебрежимо малым или нет. [c.178] Таким образом, для того чтобы изменение наклона орбиты было как можно большим, необходимо прикладывать ортогональный импульс в одной из узловых точек орбиты. Для максимального изменения долготы узла орбиты (максимального поворота орбиты) необходимо прикладывать импульс в точке L или Я, в зависимости от того, в какую сторону должно произойти желаемое изменение ). [c.178] Изучив влияние приложения ортогонального импульса на наклон орбиты и положение линии узлов, мы теперь обобщим проведенный анализ перелетов между компланарными орбитами, включив в рассмотрение случай перелета между орбитами, лежащими в разных плоскостях. Исходим из предположения, что перелет совершается в центральном силовом поле без учета влияния второстепенных (например, планетных) силовых полей. Поэтому настоящее рассмотрение будет относиться в основном к задачам перелета между орбитами спутников или к задачам изменения орбиты. Практические приложения таких задач перечисляются ниже. [c.179] Вернуться к основной статье