Коррекция траекторий полетов космических аппаратов

Контейнеры транспортные 271, 323, 325 Коррекция траекторий полетов космических аппаратов 431, 435 Космические излучения 426, 427, 433, 434, 438 [c.462]

I 8. Оптимальная коррекция траекторий полета космических аппаратов. . 303 [c.265]

Необходимость обеспечить точность реализации космических траекторий, на несколько порядков превышающую ее земные эквиваленты, породила необходимость создания дополнительных систем на борту космического корабля, позволяющих производить коррекцию орбиты в процессе полета. Сложность создания подобных систем заключается в том, что они могут быть построены только на базе элементов обычной точности. Коррекционные устройства должны включаться (по крайней мере в последний раз) в таких точках траектории, в которых влияние погрешностей системы коррекции на корректируемые параметры орбиты не превышает допустимый уровень. Ввиду того, что среди погрешностей коррекции содержатся энергетические погрешности, сформулированное требование означает, что для коррекции должны использоваться точки низкой эффективности коррекции, что может быть связано с дополнительными затратами, топлива. Поэтому для уменьшения веса вспомогательных систем космического аппарата во многих случаях необходимо проводить тщательное исследование различных свойств движения с целью поиска оптимальных решений при построении систем управления полетом космических аппаратов. Теория коррекции орбит космических аппаратов, получившая свое развитие в последнее десятилетие, является одним из разделов современной астродинамики и теории автоматического регулирования. Основные проблемы теории коррекции параметров движения космического аппарата сформулированы в работе Г. Н. Дубошина и Д. Е. Охоцимского (1963). [c.304]

Если учесть, что на участке разгона от промежуточной спутниковой орбиты, участках коррекции траектории свободного полета и участках торможения при подходе к поверхности Луны необходима принудительная ориентация и стабилизация летательного аппарата, то можно представить, сколь сложным является разумное (оптимальное) воплощение спроектированных траекторий космических полетов и какие интересные задачи науки и техники пришли из космонавтики в современную механику. [c.42]

Обш,ие свойства коррекционных маневров при межпланетных полетах были исследованы в работе А. К. Платонова (1966). Им рассмотрены в линейном приближении характеристики коррекционного маневра на различных участках траектории полета к планетам. В качестве корректируемых параметров траектории используются момент и координаты точки пересечения космическим аппаратом картинной плоскости планеты. Предполагается, что коррекция производится путем мгновенного изменения вектора скорости полета в одной или нескольких точках траектории и что имеется полная информация о движении космического аппарата. Исследование проводится с целью уменьшения величины суммарного импульса коррекции. [c.306]

ЛИШЬ направление скорости полета и все три градиента корректируемых параметров совпадают. В реальном случае, траектория отличается от параболической и строгого вырождения коррекционных свойств не происходит. Однако влияние импульса, кол линеарного скорости полета, значительно превышает влияние импульса, ортогонального скорости полета. Физически это объясняется тем, что в начале орбиты, вблизи ее перигея, космический аппарат обладает большой скоростью движения и для поворота вектора скорости в пространстве требуется большой боковой импульс. В то же время сравнительно небольшим импульсом, направленным вдоль вектора скорости, можно заметным образом изменить энергию геоцентрического движения, так как изменение энергии пропорционально величине скорости полета. Поэтому воздействие на траекторию с помош ью импульса скорости приводит в основном к изменению тех характеристик движения, которые связаны с энергией геоцентрического движения. Иными словами, вблизи Земли практически возможна коррекция лишь одного параметра траектории — либо отклонения в картинной плоскости вдоль определенного направления либо времени прилета. [c.309]

Когда сообщить корректирующий импульс сразу, как только будет обнаружена ошибка, или позже, когда величина ошибки будет уточнена, но, быть может, потребуется больше энергии для ее компенсации Какую цель должна преследовать коррекция вывести космический аппарат в первоначально выбранную точку встречи с планетой-целью или в другую точку (и, следовательно, в другой момент времени), если первое технически проще, а второе дает выигрыш в количестве расходуемого при коррекции топлива Что выгоднее установить на ракете-носителе более точную и, следовательно, более тяжелую аппаратуру автоматического управления или вместо этого увеличить количество топлива для коррекции Как часты должны быть корректирующие маневры Где, на каком участке траектории их следует планировать Как вообще осуществлять это планирование перед полетом, если ошибки заранее неизвестны, так как носят случайный характер, но в то же время совершенно неизбежны [4.191 [c.338]

При проектировании космического полета возникает задача оптимизации коррекций, т. е. выбора такой траектории перелета и выбора на ней таких точек коррекции, чтобы сумма импульсов коррекций была минимальной. Корректируется как место встречи с планетой назначения, так и момент ее. В частности, коррекция момента встречи на величину порядка 12 ч может понадобиться, если обнаружится, что в момент встречи с планетой космический аппарат находится за горизонтом наземных наблюдательных станций [4.2Ц. [c.338]

Запуски первых трех автоматических межпланетных станций (АМС) к Луне производились каждый раз в то время, когда Луна находилась вблизи южного участка своей орбиты. Запущенные непосредственно с Земли станции постепенно набирали скорость до второй космической с последующим переходом к пассивному полету к цели без использования промежуточной орбиты спутника Земли и без коррекции траектории перелета. В дальнейшем советские космические аппараты запускались к Луне и планетам уже с применением промежуточной орбиты ИСЗ, что обеспечивало существенный энергетический выигрыш и расширяло временные интервалы запуска к Луне. [c.17]

С появлением космических аппаратов возникла необходимость в разработке двигателей, выполняющих различные функции в условиях космического пространства, такие, например, как ориентация и стабилизация аппарата, коррекция скорости и траектории его полета, проведение маневров по стыковке и расстыковке с другими аппаратами и т.д. [c.106]

Наиболее строгая постановка задачи об отыскании оптимальной стратегии коррекции траектории полета космического аппарата содержится в работах Д. Е. Охоцимского, В. А. Рясина и Н. Н. Ченцова (1967). В работе В. А. Рясина (1966) рассматривается простая модельная задача об одноразовой однопараметрической коррекции, на примере которой автору удалось продемонстрировать некий общий подход к задаче о коррекции как к задаче об отыскании оптимальной стратегии при игре-с природой. А именно, в рассмотрение вводится неизвестное наблюдателю. [c.316]

ЧИ космического аппарата с планетой назначения предопределено уже перед коррекцией — это должна быть точка, в которой орбита планеты пересекает плоскость полета космического аппарата. Между тем эта плоскость при солнечной коррекции не может быть никак изменена, ибо корректируюш,ий импульс не выходит из нее. Но если место встречи предопределено, то предопределен и момент прихода планеты в точку встречи. Значит, при всех импульсах многоразовой солнечной коррекции нужно, чтобы продолжительность полета по исправленной траектории не отличалась от предшест-вуюш ей. [c.340]

Плоскость оптимальной коррекции в данном случае есть плоскость, перпендикулярная к оси пучка. Эллипс влияния есть окружность, радиус которой равен времени, оставшемуся до попадания в картинную плоскость. Таким образом, вне зависимости от величин и взаимного расположения скоростей планеты и космического аппарата эффективность коррекции в конце траектории определяется временем, оставшимся до сближения с планетой. Иными словами, эффективность коррекции одинакова при полете к Луне и планетам Солнечной системы, если коррекция производится за одинаковое время до попадания в картинную плоскость. Другим выводом является возможность установки нужного направления двигателя для коррекции вблизи планеты путем вращения аппарата вокруг направления на планету. В работе приводятся простые соотношения, определяющие характеристики коррекции на припланетном участке полета. [c.309]

Общие требования к системам коррекции межпланетных траекторий рассматриваются в работе А. А. Дашкова (1966). В этой работе на основе анализа свойств траекторий определяются основные требования к точности выполнения коррекции при полете к Марсу, Венере и Луне, а также обсуждаются некоторые возможные схемы ориентации космического аппарата при коррекции. Один из интереснейших методов ориентации космического аппарата вблизи планеты, пригодный для целей коррекции, описан в работе А. А. Дашкова и В. В. Ивашкина [c.313]

Если пренебречь притяжением планет и наклоном их орбит, то полет по многоэллиптической траектории может быть реализован без коррекции. При учете этих факторов необходимо приложить в некоторых точках траектории такие корректирующие импульсы, которые, во-первых, исключили бы захват космического аппарата планетами и, во-вторых, обеспечили бы постоянство ее эксцентриситета и большой полуоси. [c.742]

Другой случай ограниченности выбора корректирующих импульсов характерен для такой системы ориентации, которая обеспечивает свободу поворота вокруг некоторой оси, направленной на какую-нибудь яркую звезду или Солнце. Эта система ориентации также технически достаточно проста, но теперь корректирующий импульс может лишь располагаться в плоскости, перпендикулярной к направлению на светило, или, во всяком случае, обязан образовывать с этим направлением заданный угол (двигатель жестко скреплен с космическим аппаратом). Несмотря на указанную ограниченность, двухразовая коррекция при такой системе ориентации позволяет изменить три параметра траектории. При полетах к внешним планетам существуют участки траектории, где подобная коррекция дает не худшие результаты, чем коррекция, обладающая полной свободой выбора направления импульса [4.23]. [c.340]

При подсчете энергетических затрат на осуществление той или иной космической операции важно знать резерв топлива, который нужно предусмотреть для проведения коррекций траекторий перелета. Теоретические исследования и практика космических полетов показывают, что суммарные затратьГхарактеристической скорости на корректирующие маневры составляют в самых сложных ситуациях несколько сотен метров в секунду за один перелет. Эта величина с развитием ракетной техники (увеличением массы космических аппаратов) будет падать. Поэтому при подсчетах суммарных характеристических скоростей расходами на коррекции мы будем пренебрегать. [c.340]

Советским ученым удалось решить эту задачу путем исполь-зовааия так называемых рикошетирующих траекторий (рис. 15.2) аппарат после кратковременного погружения в плотные слои атмосферы, погасив скорость приблизительно до первой космической, вылетает из плотных слоев, летит по кеплеровой (баллистической) траектории, затем опять входит в атмосферу и совершает посадку в заданном районе. В результате управляемое рикошетирование позволяет реализовать практически любые разумные дальности полета от входа в атмосферу до точкн посадки, ие достижимые никаким другим способом — ни коррекцией подлетной траектории, ни выбором метода управления и затягиванием планирования СА в атмосфере. По рикошетирующим траекториям осуществляли посадку советские КА Зонд , спускаемые аппараты которых имели сегментио-кони-ческую форму с величиной располагаемого аэродинамического качества = 0,3. [c.421]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...