Коррекция солнечная

Оперативный космический аппарат Алмаз-1 А был запущен 31 марта 1991 г. Общая стоимость работ по созданию и выводу на орбиту ИСЗ Алмаз-1 А оценивается в 300—400 млн руб. Ожидалось, что активное функционирование спутника на орбите продлится не менее, чем 30 месяцев. Однако, повышенная солнечная активность в период полета ИСЗ привела к необходимости проведения частых (в среднем каждые 24 суток) коррекций высоты орбиты и к концу 1992 г. запас топлива на борту спутника был полностью истощен. Управляемый свод космического аппарата с орбиты был выполнен 17 октября 1992 г. [c.155]

Как уже отмечалось, поверхность секции А, на которой размещались приборы и солнечные элементы, должна быть обращена к Солнцу (за исключением тех периодов, когда спутник находился в тени Земли). Для этого спутник снабжался системой ориентации, включающей в себя четыре солнечных датчика 1 (см. рис. 3.11) для грубой ориентации, два солнечных датчика 4 для точной ориентации, реактивные сопла 11 для коррекции отклонений оси вращения спутника в плоскости, перпендикулярной направлению на Солнце, а также сервомотор 6 для ориентации секции А по азимуту и сервомотор 12 для ориентации по углу возвышения. [c.113]

Может оказаться, что допустимая область начальных отклонений чрезмерно мала и не может быть реализована существующими техническими средствами. Кроме того, знание небесно-механических констант-(таких, как солнечный параллакс или элементы орбит планет) можег оказаться недостаточным, так что даже идеальное выполнение условий выведения не гарантирует выполнения цели космического полета, В этих случаях должно применяться исправление орбиты в пути — коррекция параметров движения, которая может выполняться путем сообщения импульсов надлежащей величины и направления в некоторых местах орбиты. Исправлять орбиту можно как один раз на протяжении полета,-так и несколько раз. [c.270]

В работе показывается, что общее возможное число корректируемых параметров при такой солнечной коррекции не может превышать четырех. Показывается также, что при солнечной коррекции координат в картинной плоскости коррекция времени сближения с планетой невозможна. Последнее обстоятельство объясняется тем, что при солнечной коррекции корректирующий импульс принадлежит плоскости траектории и поэтому ориентация плоскости траектории изменена быть не может. Ввиду этого при некомпланарных орбитах космического аппарата и планеты сближение аппарата с планетой возможно лишь в тот момент времени, когда планета проходит узел орбиты аппарата на плоскости орбиты планеты. [c.312]

В работе исследуется также возможная оптимальная стратегия при подобной солнечной коррекции. [c.312]

Допустим, например, что система ориентации способна лишь развернуть космический аппарат таким путем, что сопло его корректирующей двигательной установки может быть направлено прямо на Солнце или прямо от Солнца [4.22]. Такая система ориентации технически очень проста, но понятно, что лишь при очень счастливом стечении обстоятельств (все-таки величину импульса регулировать можно) первый же импульс такой солнечной коррекции исправит нужным образом гелиоцентрическую траекторию на участке между сферами действия Земли и планеты-цели. [c.339]

Доказано, что многоразовая солнечная коррекция не может исправить более четырех параметров траектории, а один импульс исправляет один параметр. В частности, исправить время встречи планетой в принципе возможно лишь в том случае, если плоскости межпланетной гелиоцентрической траектории и орбиты планеты совпадают, а это фактически невозможно (см. 2 гл. 16). Место ветре- [c.339]

Если объект принадлежит Солнечной системе, то эффект аберрации возникает вследствие движения объекта относительно наблюдателя. Вообще говоря, он отличается от звездной аберрации, так что положение изображения объекта на фотопластинке должно быть исправлено. Если, как это обычно бывает, скорость объекта и расстояние до него приблизительно известны, то такую коррекцию сделать несложно. [c.76]

При обсуждении в разд. 11.3.6 чувствительности орбит перелета к малым ошибкам в положении и скорости мы видели, что ошибка конечной скорости всего в 30 см/с, определяющей расстояние апогея орбиты полета к Луне 384 400 км, приведет к ошибке в 1230 км. Если ошибка имела место в значении радиуса-вектора в момент прекращения работы двигателей, тот же самый пример дает ошибку в расстоянии апогея 3231 км при ошибке отсечки двигателей в 1 км. Приведенные числа свидетельствуют, что медленные траектории полета к Луне весьма чувствительны к ошибкам, что приводит к необходимости обеспечения коррекций во время полета, а также дополнительного топлива для преобразования гиперболической орбиты подлета к Луне в орбиту захвата, если последняя необходима. Приведенные числа также указывают на необходимость исследования точности траекторий полета к Луне с учетом эффектов солнечного поля тяготения. [c.389]

Проведенные исследования показали, что ЭРД, питаемые электроэнергией от солнечных батарей, имеют преимущества по сравнению с ЖРД при применении в качестве исполнительных органов систем ориентации, стабилизации и коррекции орбит автоматических космических аппаратов с длительным сроком активного существования, функционирующих на высоких околоземных орбитах, в частности, на геостационарной орбите. Целесообразным является также использование ЭРД с ядерным или солнечным источником энергии в качестве маршевой двигательной установки космических буксиров, предназначенных для экономичной транспортировки на высокие околоземные орбиты тяжелых полезных нагрузок, а также элементов крупногабаритных конструкций, собранных на низких околоземных орбитах (200 - 400 км) и не выдерживающих по условиям прочности и устойчивости больших перегрузок, обычно создаваемых ЖРД. [c.188]

Определяется нагруженность колес в других полюсах зацепления. Некоторое выравнивание нагруженности зубьев в различных полосах можно получить не только применением различных модулей, материалов и шириной колес, но и коррекцией зубьев. Например, для планетарного ряда с внешним и внутренним зацеплением (см. рис. 2) с целью увеличения прочности в полюсе солнечного колеса и сателлита можно увеличить угол зацепления на 5—7 градусов, а в полюсе сателлита и эпицикла оставить этот угол стандартным [7]. При этом возрастает прочность, уменьшаются габариты, а изменившееся условие соосности обеспечивает более точное обеспечение заданного передаточного числа при габаритах и числе зубьев, близких к потребным по расчету на выносливость. [c.130]

Общая задача управления на промежуточном участке траектории состоит в исправлении эллиптической траектории снаряда для перехвата движущейся цели. Одним из наиболее трудных и важных приложений этой проблемы является коррекция баллистических траекторий снаряда при подходе к планетам солнечной системы. Хотя особенности процесса коррекции пространственной траектории являются очень важными, мы рассмотрим только плоскую задачу, показанную на рис. 24.13, так как планеты движутся вокруг Солнца приблизительно в одной плоскости. Система управления должна, во-первых, предсказывать номинальное расстояние промаха I до цели, находящейся в точке и затем решить, как приложить один или несколько корректирующих импульсов скорости, чтобы обеспечить встречу с целью в другой точке В. [c.705]

Для коррекции БИС используют оптические телескопические системы типа солнечных и звездных ориентаторов. [c.247]

Космические аппараты дистанционного зондирования SSR (Satelites de Sensoriamento Remoto) выводятся на солнечно-синхронные орбиты высотой 640 км с наклонением 98". Спутник будет иметь массу 170 кг, из них 20 кг отведено на запас гидразина, необходимый для проведения коррекций орбиты. Разворачиваемые панели солнечных батарей обеспечат мощность бортовой энергетической установки не менее 135 Вт. [c.119]

Космический аппарат Jers-1 (рис.3.5) был выведен на околокруговую солнечно-синхронную орбиту 11 февраля 1992 г. двухступенчатой японской ракетой-носителем Н-1 с полигона Tanegashima. Высота орбиты — 567 X 569 км, наклонение 97.7°, местное время пересечения экватора около 10 ч 30 мин. Период повторного пролета спутника над заданным районом составляет 44 суток. Вследствие низкой высоты коррекция параметров орбиты выполняется еженедельно. Оперативное использование ИСЗ начато с 1 июня 1992 г. после того, как были устранены неисправности, возникшие в системе развертывания антенной решетки радиолокатора. Гарантируемый срок активного функционирования спутника составляет 2 года. [c.144]

Функциональная схема инерциальной системы без гиростабилизированной платформы [7] приведена на рис. 25. Назначение отдельных блоков понятно из рисунка. Видно, что в системе для счисления пути используются датчики первичной информации и вычислительные устройства. Такими датчиками являются блок гироскопов, блок акселерометров (измерителей ускорений), блок оптических телескопов. Поступаю щая информация обрабатывается в вычислительном устройстве и поступает на органы летательного аппарата, управляющие и регулирующие его движение (рулевые органы, двигательную установку). Все вычисления при работе БИС разбивают на две группы вычисление ориентации объекта и навигационные вычисления. Для коррекции БИС используются оптические телескопические системы типа солнечных или звездных ориентаторов. БИС наиболее чувствительна к ошибкам группы приборов, выдающей информацию об угловом движении объекта. Поэтому использование лазерных датчиков угловой скорости вращения дает существенные преимущества. Ожидается, что с их применением можно построить высокоточную, простую, малогабаритную БИС, пригодную к использованию в быстром а не врирующих объектах. В иностранной печати сообщалось, что если БИС, построенная на роторных гироскопах, стоит 90 000 дол., то использование Лазерных датчиков при сохранении той же точности по- [c.63]

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]

Показывается, что в линейном приближении в плоскости первой коррекции существует направление, зависящее лишь от выбранных двух моментов коррекции, такое, что составляющая импульса коррекции вдоль этого направления не изменяет корректируемых параметров. Показывается также, что для рассматриваемой солнечной коррекции ориентация такого нуль-направления не изменяется на протяжении всего полета и совпадает с ориентацией бинормали траектории. Это позволяет сформулировать простые правила стратегии при подобной двухразовой коррекции. [c.313]

НОЙ степени продвинута на пути к своему решению. Основные усилия были направлены на отыскание оптимальных режимов коррекции, исследование обш их свойств коррекционных маневров, выбор удобных корректируемых параметров, построение технически простых методов коррекции, отыскание приближенных критериев оптимальности, позволяюш их решить задачу простыми средствами, исследование с помощью модельных задач оснс вных эффектов и закономерностей при оптимальной неидеальной коррекции, на строгую постановку задачи об оптимальной неидеальной коррекции и отыскание методов ее решения. Об успехах советских ученых в области практических приложений теории оптимальной коррекции говорит проведение коррекций орбит космических аппаратов, запускаемых Советским Союзом к Луне и планетам Солнечной системы (см. Исследования верхней атмосферы и космического пространства . Доклад КОСПАР, 9-й пленум, Вена, 1966). [c.319]

Прежде всего обратим внимание на то обстоятельство, что при рассмотрении методик интерпретации оптических данных рла 1а получаемых с помопхью единого измерительного комплекса, установленного на орбитальной станции, вопрос о корректировке результатов обрапхения по >мнимой части показателя преломления т по существу, остался открытым. Это делалось сознательно,. поскольку исходного объема оптической информации явно недостаточно для коррекции получаемых оптических характеристик по двум параметрам, т и т". Во-вторых, навряд ли разумно во всех случаях стремиться к замыканию схем интерпретации на основе только одних оптических измерений. Известно, что наличие повышенной концентрации аэрозолей в пределах некоторого интервала высот, скажем [71, 7г], необходимо влечет появление дополни- тельных градиентов поля температуры Т[г). Они обусловливаются поглощением солнечной радиации аэрозольными частицами, которое и приводит к локальным разогревам атмосферы [1]. Поэтому между профилем мнимой части показателя преломления т (г), определяющего вместе с концентрацией аэрозольного вещества поглощенный поток радиации, и градиентом температурного поля существует вполне определенная функциональная связь. [c.215]

На основе имеющихся расчетных и экспериментальных исследований можно полагать, что уравнение (3.88), которое мы вынужденно пишем в неявной форме, может быть использовано для коррекции оптических характеристик по параметру В частности, это подтверждается результатами расчетов, выполненными в обстоятельной работе [26], в связи с экспериментальными и расчетными исследованиями эффектов влияния аэрозолей на радиационный режим атмосферы. На рис. 3.13, по данным указанной работы, представлены в относительных единицах дотоки поглощенной аэрозолем солнечной радиации в зависимости от мнимой части показателя преломления аэрозольного вещества. Максимальное значение достигает 30%, что весьма существенно с точки зрения учета подобных эффектов. Поэтому уравнение [c.216]

Если на борту аппарата, пролетевшего сферу действия Луны, находится двигатель, то представляются дополнительные возможности для улучшения его траектории или для его перевода на совершенно новую орбиту. До сих пор мы такой возможности не учитывали поэтому некоторые операции казались совершенно неосу-ш,ествимыми на практике, хотя и красиво выглядели на бумаге. Между тем с помош,ью корректируюш.ей двигательной установки могут быть выправлены траектории, требуюш.ие невероятно высокой точности осуш.ествления начальных условий полета. В частности, не видно причин, почему бы, например, если это будет сочтено необходимым, не был осуш,ествлен периодический облет Луны коррекции могут компенсировать и начальные ошибки, и солнечные возмущения, и эллиптичность орбиты Луны. Ценой будет нарушение строгой симмегрии траектории, но ведь симметрия — не самоцель. [c.236]

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]

Будем различать коррекцию околоземной эллиптической (или квазикруговой) орбиты и траектории полета к планетам Солнечной системы (или к Луне). В первом случае задача по суш еству сводится к переводу КА с одной орбиты на другую. Для выполнения такого маневра с минимальными затратами топлива можно опираться на результаты анализа оптимальных межорбитальных перелетов, компланарных и некомпланарных. В ряде случаев оказывается необходимым учитывать заданные временные ограничения. [c.425]

I - антенны системы стыковки "Курс" 2-активный стыковочный узел 5-поступравления 4-система "Таурус" 5-декоративные панели "стен" приборно-грузового отсека 6- двигатели коррекции и стабилизации 7- датчики ИК-вертикали систем ы управления движением 8 - солнечные датчики системы управления движением 9 - буферные электрохимические батареи 10 - блоки систем м управления движением /У - радиатор СТР 72- шары-баллоны с гелием /5-топливный бак /4- антенны системы "Куб-контур" /5- комплекс аппаратуры "Гриф" /б - шлюзовая камера /7-рабочий пост /Л - аппаратура "Астра-2" /9-рама с пультами управления научной аппаратурой 20- негерметический отсек 21 - панель дополнительной основной солнечной батареи [c.91]

Для автоматических межпланетных станций серий Зонд , V ape , Be нера характерны такие режимы работы длительная ориентация рабочих поверхностей солнечных батарей на Солнце, точная ориентация относительно не бесных ориентиров перед коррекцией траектории, ориентация парабочнческой антенны на Землю для установления информативной связи, стабилизация при работе корректирующего ракетного двигателя [c.130]

Проверялась система регулирования температуры и давления в кабине. Астронавты замерили количество топлива, расходуемого на поддержание заданной угловой скорости корабля (такой маневр необходим на траектории полета к Луне, чтобы весь корпус корабля под действием солнечных лучей нагревался равномерно). Двигательная установка служебного отсека испытывалась на длительных и кратковременных режимах. Самым продолжительным было пятое включение, корабль получ1ш приращение скорости 502 м/сек и перешел на орбиту с высотой в апогее 450 км и в перигее 165 км самым коротким включением было шестое - ЖРД проработал 0,4 сек. корабль получил приращение скорости 5,8 м/сек. Такие короткие импульсы исследовались, так как они необходимы для коррекции траектории полета к Луне. [c.118]

Продолжительность полета на соревнованиях парашютирующих моделей измеряется очень просто. Началом полета считается момент, когда модель начнет движение по направляющим. Время засекается двумя судьями-секундометристами, которые находятся на стартовой площадке и не должны покидать ее, чтобы удерживать модель в поле зрения. Судьям не разрешается пользоваться никакими оптическими средствами, кроме солнечных или обычных очков для коррекции зрения. Официальное время полета подсчитывается как среднее от результатов, засеченных каждым судьей и округленных до целого числа секунд в меньшую сторону Если модель скрывается за каким либо препятствием и судьям кажет ся, что она вскоре после этого кос нется земли, то секундомеры еле дует остановить в тот момент, ког да модель скрывается за препятст вием. Однако при появлении моде ли секундомеры включаются вновь Если модель исчезает из поля эре ния в небе, то судьи должны оста новить секундомеры, когда они упускают ее из виду. [c.103]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...