Перелет импульсный

Рис. 10. Сравнение баллистических и импульсных перелетов (облет Марса на расстоянии 1,1 его радиуса от центра) [19].

Классическим примером оптимального перелета является перелет с помощью двигателя большой тяги между компланарными круговыми орбитами. В 1925 г. Гоман [2] теоретически доказал, что для минимизации расхода топлива этот перелет должен происходить по эллипсу, касающемуся обеих круговых орбит (рис. 1). Тяга прикладывается импульсно сначала для перехода с внутренней круговой орбиты к перигею эллипса, а затем, после полета по эллипсу,— для перехода от апогея эллипса к внешней круговой орбите. [c.164]

Импульсное приложение тяги характерно для всех известных типов перелетов с минимумом расхода топлива, если используются двигатели с постоянной скоростью истечения. Продолжительность полета космических аппаратов с двигателями большой тяги на активных участках обычно настолько меньше длительности пассивного полета,что при определении требуемого количества топлива целесообразно рассматривать в первом приближении активные участки как импульсные маневры. [c.165]

Рис. 16. Оптимальный импульсный перелет на синхронную орбиту.

Импульсные перелеты. Влияние веса двигательной системы несуш,ественно для маневров, при выполнении которых время работы двигателя много меньше времени выполнения маневра. Для таких маневров приложение реактивной тяги можно рассматривать как импульсное. [c.274]

Нетрудно понять, как важна роль активного участка траектории, несмотря на его малую длину и кратковременность. Активный участок является участком разгона (участком выведения на траекторию). Успех всего перелета, совершаемого с помощью импульсной ракеты, в огромной степени (если не полностью) зависит от того, насколько точно совершалось активное движение, насколько точно были соблюдены в конце участка разгона величина и направление расчетной скорости. Поэтому важнейшее значение имеет точность системы управления на активном участке. На пассивном участке движение по траектории является вовсе неуправляемым, если исключить исправления (коррекции) траектории посредством кратковременного включения двигателя. [c.52]

Поскольку полет к Меркурию сопровождается приближением к Солнцу, можно использовать преобразование солнечной энергии в электрическую для сообщения космическому аппарату малой тяги на межпланетном участке полета. Это позволяет вывести на орбиту спутника Меркурия большее количество научной аппаратуры, чем при импульсном полете, но приводит к увеличению продолжительности перелета. [c.399]

Как видим, экспедиции с малой тягой не дают выигрыша во времени по сравнению с импульсными перелетами при технически реальных реактивных ускорениях, но дают большой выигрыш в полезной нагрузке. Выигрыш во времени при полетах к дальним планетам обнаруживается, как мы знаем (глава 14), если цель полета — простой пролет мимо планеты, без выхода на орбиту и без возвращения на Землю. К пилотируемым полетам это не может относиться. [c.464]

В главе 5 исследуются оптимальные импульсные маневры в центральном поле притяжения. Рассматриваются компланарные перелеты между круговыми орбитами, круговой и эллиптической, эллиптическими орбитами, круговой и гиперболической. Обсуждаются различные способы поворота плоскости движения, оптимальные двух- и трехимпульсные схемы перелета между некомпланарными круговыми орбитами. Определены области рационального применения таких маневров. Даны результаты анализа оптимального импульсного торможения при сходе с круговой орбиты и апоцентра эллиптической орбиты. [c.8]

Вывод относительно количества импульсов, сделанный в работе 93], позволяет ограничиться рассмотрением одно-, двух- и трех-импульсных траекторий перелета между компланарными орбитами. [c.162]

Второй некомпланарный трехимпульсный перелет. Обсудим теперь второй некомпланарный трех-, импульсный перелет с поворотом плоскости движения в три приема, когда одновременно с приложением каждого импульса скорости плоскость движения поворачивают на некоторый угол. [c.185]

Здесь 1з — произведение постоянной притяжения на массу Земли. Будем полагать, что КА предварительно выводится на круговую околоземную орбиту радиуса Гкр, а затем стартует с нее на гиперболическую орбиту перелета. При импульсном маневре должно выполняться равенство Гп = г р, где Гц — радиус перигея гиперболической траектории. Тогда линейный эксцентриситет [c.302]

Учитывая, что число возможных видов импульсных орбитальных переходов достаточно велико, представляется целесообразным [120] выделить тринадцать основных типов переходов, разделенных на девять типов эллиптических, параболиче. скую и три типа гиперболических орбит перехода (перелета). [c.277]

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]

Если требуется перейти на более высокую орбиту, то импульсное приращение скорости должно быть сообщено телу в перигее первоначальной орбиты. Это дает максимальное приращение высоты апогея при данной величине импульса, т. е. позволяет при минимальных затратах энергии осуществить перелет на более высокую орбиту. [c.180]

В. С. Новоселовым (1963), а оптимальный компланарный перелет между орбитами — С. Н. Кирпичниковым (1964). Условия оптимального-импульсного перехода космического аппарата, тормозяш,егося в атмосфере планеты, на орбиту искусственного спутника, были подробно, проанализированы В. А. Ильиным (1963). Позже В. А. Ильин (1964, 1967) и В. С. Вождаев (1967) рассматривали задачу определения оптимальной траектории перелета между компланарными круговыми орбитами с использованием методики сфер действия и получили простые алгебраические соотношения между эксцентриситетами и фокальными параметрами для одно- и двухимпульсных перелетов. Еш е одно интересное исследование В. А. Ильина (1967) посвящено приближенному решению задачи синтеза траектории близкого облета Луны с возвращением в атмосферу Земли. В этом исследовании успешно используется замена движения космического аппарата в сфере действия Луны — разворачивающим импульсом поля тяготения Луны. [c.274]

Комплекс задач об оптимальных импульсных перелетах между орбитами, расположенными в малой окрестности базовой круговой орбиты, подробно изучен в работах Г. Е. Кузмака (1965, 1967) и Н. И. Лавренко (1965, 1967). Анализ этого случая представляет интерес по двум при- [c.274]

Оптимальный трехимпульсный поворот плоскости круговой орбиты исследован Л. В. Закотеевой и В. В. Поляченко (1965), Оптимальные орбиты одноимпульсных и двухимпульсных перелетов между точками, движущимися по одной орбите, подробно проанализированы С, Н. Кирпичниковым (1966). Импульсные перелеты между различными орбитами рассмотрены в работах С. В. Дубовского (1964), В. С. Новоселова (1965), [c.275]

По другим расчетам, тот же корабль, но с парусом диаметром 500 м сможет достичь Марса за 118 сут (не считая нескольких недель для выхода из сферы действия Земли) [4.5, 4.30]. Заметим, что импульсный гомановский перелет требует 259 сут (см. табл. 6). [c.347]

С длительностью пассивного полета, т. е. протя кенностью орбиты перелета. Тогда удается существенно упростить задачу, аппроксимируя активные участки импульсным (скачкообразным) изменением скорости. При этом предполагают, что в момент мгновенного изменения скорости координаты КА остаются без изменения. Расчет такого маневра сводится к определению числа импульсов скорости ДК, =1, 2,. .., п, их ориентации и точек приложения. Полученное решение может использоваться для оценки потребных затрат топлива, а также в качестве хорошего начального приближения при решении задачи в точной постановке с учетом ограниченной величины тяги двигателя. [c.135]

Оптимизация маневра. Задача перелета КА между компланарными круговыми орбитами является одной из наиболее изученных задач механики космического полета. Две круговые орбиты с несовпадающими радиусами не имеют точек пересечения, поэтому для перелета между ними требуется приложить не менее двух импульсов скорости. С помощью первого импульса скорости КА переводится с начальной круговой орбиты на орбиту перелета, которая пересекает конечную круговую орбиту или касается ее, В момент достижения конечной орбиты КА сообщается второй импульс скорости для перевода его на эту орбиту. Оптимальную схему двух-импульсного перелета между компланарными круговыми орбитами впервые предложил Гоманн [79], Траектория перелета типа Го-манна располагается в плоскости начальной и конечной круговых орбит и касается их. Следовательно, импульсы скорости прикладываются в апсидальных точках траектории перелета, которая представляет собой полуэллипс, касающийся меньшей круговой орбиты [c.137]

Сравнение двухимпульсных траекторий типа Гоманна и трех импульсных биэллиптических траекторий (рис, 5,15) применительно к задаче перелета между коаксиальными орбитами с одинаково [c.161]

Если плоскости пачальпой и конечной орбит не совпадают, в процессе перелета между этими орбитами необходимо изменить плоскость движения. Такого вида маневры называют пространственными. Сумдтарное приращение скорости на пространственный маневр существенно больше, чем на перелет между такими же компланарными орбитами. Будем рассматривать задачу перелета менаду некомплапарными орбитами в импульсной постановке. Даже при таком упрощении общее решение оптимального перелета между некомпланарными орбитами пока не получено. Исследованы некоторые частные случаи общей задачи, например, задача перелета между круговыми некомпланарными орбитами, одно-, двух- и трехимпульсные пространственные маневры. Получены также численные решения задачи перелета для фиксированных параметров орбит, Все это позволяет установить рациональные способы выполнения пространственного маневра, оценить потребное приращение скорости на маневр и на этой основе находить решения различных прикладных задач, [c.170]

Расчеты показали, что для каждого значения относительного радиуса г существует граничный угол некомпланарности г гр, при котором трехимпульсная траектория перелета вырождается в двух-импульсную, так как Га = г и третий импульс скорости равен нулю. В области углов некомпланарности О г г гр более экономичной оказывается двухпмпульсная траектория перелета по сравнению с трехимпульсной траекторией, у которой радиус промежуточного апоцентра имеет конечное значение. Эта область выделена на [c.183]

Для углов некомпланарности i > г р выгоднее использовать трех-импульсную траекторию, причем в зависимости от i можно выбрать такую величину AFi (или Га), которая обеспечивает перелет с минимальным потребным приращением скорости AF . [c.183]

Орбита, по которой движется космический корабль, совершающий межпланетный перелет от планеты старта до целевой планеты, называется переходной орбитой. В той степени, в которой эта гелиоцентрическая орбита является кеплеровой (т. е. пассивной ), ее элементы остаются постоянными величинами. Однако при прохождении корабля через различные области космического пространства элементы его орбиты претерпевают возмущения и вследствие этого изменяются. Элементы орбиты изменяются также и нри включении тяги (импульсной или непрерывной). В этом случае происходит изменение орбиты в отличие от пассивного движения по переходной орбите, [c.161]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...