ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Полеты с малой тягой при отсутствии сил тяготения и при постоянной скорости истечения (Д. Б. Лэнгмюр) из "Космическая техника " Уравнение (6Д.13) определяет радиальное расстояние в функции истинной аномалии после выключения тяги при скорости vl= vf . Если интересоваться лишь положением точек апсид г = Гр или г = г , то os т] должен быть взят равным 1. Если Vr= О, то точка выключения тяги Г1 совпадет с одной из точек апсид. [c.255] Данное соотношение представлено графически на рис. 6Д.З [2]. Если ошибка Аг мала по сравнению с V (что обычно и имеет место), то можно использовать уравнение (6Д.15) или (6Д.16) в дифференциальной форме. [c.257] С помощью уравнений (6Д.16) и (6Д.18) находим, что смещение точки афелия апсидальной переходной орбиты Земля — Марс равно примерно 6000 морских миль на каждьп 1 (рут/сек ошибки в скорости в перигелии. Для переходной орбиты на Венеру смещение ее перигелия составляет около 2000 морских миль на каждый 1 фут/сек ошибки в скорости в афелии (т. е. на орбите Земли). [c.258] к вопросу об определении ошибки в местоположении, вызванной ошибкой в начальной гелиоцентрической скорости, нри полете к Марсу по быстрой переходной орбите. [c.259] Положение вершины гиперболической траектории ухода корабля полностью определяется вектором скорости VI в момент отключения тяги независимо от того, имеет это место в вершине гиперболы или нет. Расстояние этой вершины от центра планеты совпадает с расстоянием перигея Гр. [c.259] В пределах предполагаемой точности управления ошибка Др будет ючень малой. При полетах к Венере и Марсу ошибка АУг ограничивается пределами 5 ДУг 15 фут/сек. При скорости У порядка 80 000- 115 ООО фут/сек отношение АУ /У , а следовательно и Др, будет очень малым. [c.260] Определив из написанных уравнений Аф и Ai oo, можно с помощью выражений (6Д.27) — (6Д.31) вычислить F, AF и Ар. При этом нужно принимать во внимание, что сначала необходимо найти скалярную величину г o воспользовавшись для этого уравнениями (6Д.40), (6Д.41) или (6Д.42) Затем это значение подставляется в уравнения (6Д.27) — (6Д.31). Найдя отклонение начальных условий гелиоцентрического движения от расчетных условий, можно определить элементы новой гелиоцентрической переходной орбиты и оценить, насколько изменится время полета сравнительно с расчетом его по уравнениям движения в поле одного притягивающего центра (раздель 6.5.2 и 6.5.4). [c.261] Уравнение (6Д.48) в графическом виде представлено на рис. 6.41 [4]. Этот рисунок представляет комбинацию двух графиков типа тех, которые показаны на рис. 6Д.З и иллюстрируют чувствительность к ошибкам в поле одного притягивающего центра. При У = 1 производная (т. е. чувствительность к ошибке) обращается в бесконечность. Это согласуется и с результатами анализа ошибок в центральном поле, где также имеет место обращение чувствительности в бесконечность при уходе по параболе. [c.263] Таким образом, случаи V = 1 и 1 = оказываются аналогичными в обеих задачах. Это означает крайне высокую чувствительность к ошибкам орбиты корабля, мало отличающейся от орбиты Земли. Эта чувствительность, однако, резко падает при небольшом изменении расстояния от Солнца — как при увеличении его, так и при уменьшении. Интересно отметить, что обе ближайшие к Земле планеты лежат вблизи точек минимума при новом подъеме обеих ветвей кривой чувствительности. Правая ветвь уходит в бесконечность при У = У 2, тогда как левая проходит через максимум не показанный на рисунке) и затем убывает до нуля вертикальное падение на Солнце), так как из уравнения 6Д.49) следует, что приУ = О градиент обращается в нуль. Разумеется, все это будет справедливо, только если р = 0. График иа рис. 6.41 соответствует именно такому случаю. [c.263] Эта формула относится к случаю движения в поле одного притягивающего центра. Для использования ее при расчете ошибок движения космического корабля, совершающего межпланетный перелет в поле Солнца, нужно сперва вычислить начальную гелиоцентрическую скорость. В этом случае под величиной а следует понимать, разумеется, большую ось переходной гелиоцентрической орбиты. [c.263] В предыдущих главах (особенно это касается гл. 1) было показано, ЧТО преобладающее влияние на характеристики ракеты оказывает величина удельного импульса и что возможные значения параметров ракеты жестко ограничены величиной энергии, содержащейся в единице массы топливной смеси. [c.267] Высокая плотность содержания энергии в ядерном горючем и практически неограниченные скорости истечения, достижимые при использовании методов электрического ускорения, представляют собой крайне заманчивую комбинацию для будущего ракетной техники эти средства и представляют собой предмет обсуждения настоящей главы. Как будет показано, здесь важную роль начинает играть ряд факторов, несущественных при изучении химических ракет удельный вес силовой установки становится основным параметром конструкции продолжительность активного ускорения, или время выгорания , существенно влияет на такой параметр, как отношение масс слишком высокое значение удельного импульса отрицательно сказывается на характеристиках ракеты. Основные технические проблемы заключаются в том, чтобы создать источник мощности, обладающий небольшим весом, и разработать методы отбрасывания расходуемой массы (рабочего тела) с оптимальными скоростями, которые оказываются значительно выше скоростей истечения, получаемых в химических ракетах. [c.267] Ниже будет показано, что при существующем уровне техники ракета, предназначенная для космических полетов и использующая электроэнергию для создания тяги, способна развивать активное ускорение, во много раз меньшее нормального ускорения силы тяжести. Несмотря на это, такие ракеты обладают качествами, заслуживающими внимания при изучении проблемы длительных космических перелетов. [c.267] В заключение будет рассмотрена система создания реактивной тяги путем электростатического ускорения щелочных ионов. [c.267] Вернуться к основной статье