Маневр активный

Траектории последовательного облета нескольких планет можно разделить на подклассы траекторий с гравитационным маневром, активным маневром за счет включения двигательной установки и комбинированным активно-гравитационным маневром. Последний подкласс представляет наибольший практический интерес. [c.288]

Отсутствие сопловых коробок в т. в. д. не способствует стабильности цилиндра. Турбина заднего хода активная, размещена в корпусе т. и. д. Она сравнительно развита и имеет 4 ступени,что обеспечивает длительную работу т. з. х. при маневрах. Однако никаких мер по снижению нагрева ступеней переднего хода при работе турбины заднего хода не предусмотрено. [c.275]

Маневр КА, стабилизированного вращением, как и ориентированного относительно связанной системы координат (инерциальной, орбитальной и пр.), возможен только при наличии активной силы тяги двигательной установки. Чаще всего сила тяги прикладывается к центру масс в течение ограниченного отрезка времени, составляющего несколько десятков секунд. [c.54]

Полеты КА, используемых для научных исследований и решения народнохозяйственных задач, в основном не требуют выполнения сложных поворотных маневров и прецизионной ориентации аппарата. Эффективность использования таких аппаратов оценивается прежде всего временем их активного существования. [c.4]

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]

Каковы источники ошибок Это прежде всего инструментальные ошибки — погрешности аппаратуры управления ракетой-носителем на активном участке и при различных маневрах. Сами эти ошибки происходят, во-первых, от недостаточно точного определения местоположения и скорости объекта (ошибки измерений) и, во-вторых, от неточного срабатывания управляющих органов. Ошибки, происходящие от неточной работы аппаратуры, с прогрессом техники будут уменьшаться. Но уменьшатся ли они до уровня, при котором промах станет несуществен Для этого точность аппаратуры должна повыситься в сотни раз Технически, видимо, проще пойти по другому пути — использовать для компенсации ошибок корректирующие маневры [4.18]. [c.337]

Продолжительность перелета Земля — Марс — Земля может быть сокращена на 1 год с помощью активного маневра при облете [4.41]. Благодаря импульсу при облете Марса порядка 1—4 км/с возвращение к Земле может произойти через 450—500 сут. Скорость входа в земную атмосферу при этом, однако, составит 22,5 км/с, в то время как при длительном перелете Земля — Марс — Земля (700— 750 сут) вход произойдет со скоростью 12 км/с (при этом импульс вблизи Марса будет менее 0,1 км/с, т. е. будет просто импульсом коррекции) [4.38]. [c.378]

Особый интерес представляет попутный облет Венеры, сопровождающий облет Марса с возвращением к Земле. Он возможен в двух вариантах Земля — Венера — Марс — Земля и Земля — Марс — Венера — Земля. Любая конфигурация Земли, Венеры и Марса относительно Солнца повторяется примерно через 6,4 года ( суммарный синодический период Венеры и Марса ) примерно через такой же промежуток времени повторяется возможность операции двойного облета с возвращением к Земле при малой суммарной характеристической скорости (включающей в общем случае импульсы активных маневров вблизи Венеры и Марса). Более точно [c.388]

Титан, находяш.ийся от Сатурна на среднем расстоянии 20,22 радиуса планеты (1 222 ООО км, период обращения 15,945 сут), может быть эффективно использован для пертурбационного маневра. Искусственный спутник Сатурна (ИСС) может быть направлен к Титану с помощью небольшого импульса в апоцентре большой эллиптической орбиты, чтобы затем с помощью активного маневра у Титана уменьшить период обращения и еще сильнее уменьшить его после нескольких облетов. Утверждается, что при очень точном соблюдении условий подлета к Титану, делается реальным перевод космического аппарата с пролетной траектории на орбиту ИСС без какой-либо затраты топлива (кроме как на предварительную коррекцию). Для этого должно быть обеспечено точное время подлета к Титану (можно ошибиться, но именно на 16 сут) [4.681. [c.417]

Сближение с Эросом по излагаемому проекту [4.90] состоит из серии разгонов и торможений с помощью ЭРД. В промежутках между активными участками поддерживается нулевая относительная скорость и производятся наблюдения и навигационные измерения (по нескольку суток). Фигура астероида, его размеры и форма должны быть установлены еще до расстояния 2000 км (пока изображение не заполнит весь экран). Ближе 40 км поддерживать нулевую относительную скорость, видимо, не удастся, так как гравитационное ускорение от астероида начнет превышать реактивное, К этому моменту (примерно за две недели маневров) будет израсходовано [c.431]

В последующих расчетах мы будем предполагать, что корабль, подлетая к Земле, не совершает никаких активных маневров. [c.446]

В одном из исследований [4.117] посадка на Марс экспедиционного отсека предусматривается через ПО сут после его отделения. Время ожидания 2—3 недели Активный маневр после встречи требует 0,4-г-2,4 км/с (в разные периоды). Утверждается, что масса, выводимая на околоземную орбиту при использовании описанной операции, будет на 30% меньше той, которая бы понадобилась. [c.457]

Активный маневр вблизи Солнца. Рассмотрим рис. 123 в 7 гл. 13. Если на нем поменять направления всех стрелок на обратные ( обратить движение ), то, считая в случае 1 центр притяжения Солнцем (а не планетой), а круговую орбиту — орбитой Земли, придем к следующему выводу при уходе из сферы действия Солнца в тех случаях, когда У >Уз-У2, т. е. когда заданная скорость на бесконечности больше скорости освобождения на расстоянии 1 а. е. от Солнца (42,122 км]с), выгоднее совершить двухимпульсный маневр. Этот маневр заключается в том, что сначала космический аппарат посылается внутрь Солнечной системы (как, скажем, Гелиос ) и затем в перигелии его орбиты сообщается второй, разгонный импульс. Желательно, чтобы перигелий был расположен как можно ближе к Солнцу. Чем ближе — тем меньше сумма двух импульсов и тем больше выигрыш по сравнению с прямым уходом с орбиты Земли. [c.468]

Активный маневр вблизи Солнца при полете к Солнцу через Юпитер. Этот вариант никаких особых выгод не дает, так как космический аппарат приходит в окрестность Солнца почти с той же скоростью, что и при сходе с орбиты Земли. [c.468]

Для уменьшения расхода топлива ча маневр необходимо определить оптимальные условия проведения маневра, т. е. выбрать моменты времени включения и выключения двигателя, число включений (или активных участков), величину и ориентацию вектора тяги при каждом включении. Орбиту, связывающую начальную и конечную орбиты, называют орбитой (или траекторией) перелета. Точный расчет маневра, включая активные участки и орбиту перелета, обычно выполняется с использованием ЭВМ. В приближенной постановке учитывают тот факт, что в большинстве случаев длительность активных участков пренебрежимо мала по сравнению [c.134]

Как уже отмечалось, схема посадки с двумя активными участками энергетически выгоднее. Так, для низких окололунных орбит (высотой до 100 км) потребная величина характеристической скорости составляет 1750 м/с, если угловая дальность маневра находится в диапазоне 50° —180°. Это примерно на 400 м/с меньше, чем при посадке с непрерывно работаюш им двигателем [23]. [c.284]

В СВОЮ очередь каждый класс траекторий может иметь несколько подклассов. Так, траектория полета к планете назначения без возращения к Земле может проходить на заданном расстоянии от планеты, заканчиваться выведением КА на орбиту вокруг планеты или посадкой на ее поверхность. Пролетная траектория пе требует дополнительных энергетических затрат, поэтому ее довольно просто реализовать. Вместе с тем пролет на ограниченном расстоянии от планеты позволяет провести ряд интересных научных исследований. При выведении КА на орбиту вокруг планеты назначения должен осуществляться активный маневр с включением двигательной установки. Обычно маневр выполняется вблизи перицентра пролетной гиперболической траектории. Если планета имеет атмосферу, можно реализовать комбинированный маневр аэродинамического торможения с последующим включением двигателя для выхода на заданную орбиту [87]. В некоторых случаях траектория перелета завершается посадкой всего КА или отделяемого спускаемого аппарата. Возможна прямая посадка с пролетной гиперболической траектории и посадка с околопланетной орбиты, на которую предварительно выводится КА. Скорость КА может быть погашена с помощью двигателя или за счет аэродинамического торможения, если у планеты есть атмосфера. В некоторых случаях для уменьшения массы тормозной системы оказывается целесообразным сочетание активного торможения (двигателем) с пассивным (аэродинамический экран или парашют). [c.287]

Для решения некоторых задач приходится сочетать гравитационный маневр с активным, т. е. включать двигательную установку для дополнительного приращения вектора скорости. Обычно большая величина приращения скорости приходится на гравитационный маневр и лишь незначительная величина приращения скорости обеспечивается двигательной установкой. Однако в целом может достигаться существенный выигрыш. Например, в ряде случаев при полете КА к Меркурию с использованием поля притяжения Венеры активно-гравитационный маневр позволяет уменьшить вдвое потребные энергетические затраты по сравнению с чистым гравитационным маневром [56]. [c.310]

Активно-гравитационный маневр. Возможности гравитационного маневра в поле притяжения планеты ограничены. Поэтому в ряде задач возникает необходимость сочетания гравитационного маневра с активным, когда за счет включения двигательной установки изменяется траектория движения КА. При этом вклад [c.312]

При запуске в сторону Солнца не требуется вывести КА на близкую гелиоцентрическую круговую орбиту. Поэтому первая схема полета реализуется с помощью одного (тормозного) импульса скорости, который сообщается КА на орбите Земли. Вторая схема требует двух импульсов скорости. Первый (разгонный) сообщается КА на орбите Земли, а второй (тормозной) сообщается КА в афелии траектории полета. Третья схема отличается тем, что второй импульс скорости заменяется гравитационным (или активно-гравитационным) маневром с целью уменьшения потребного запаса топлива. [c.324]

Еще большие возможности обеспечивает активно-гравитационный маневр, рассмотренный в п. 7.5.2. [c.331]

ДЛЯ любого момента времени. В частности, в конце активной фазы могут быть рассчитаны элементы орбиты корабля. После сравнения их с заданной орбитой можно вычислить программу первой коррекции траектории. После этого инерциальная система наведения может быть использована для контроля маневра. [c.440]

Если принято решение продолжать полет, ЦАП включает ЖРД и одновременно изменяется режим работы ЦАП с пассивного полета на активный. ЖРД РСУ осадки топлива выключаются, как только главный ЖРД разовьет полную тягу. Экран-индикатор начинает показывать время до выключения ЖРД и Штурман следит за выполнением маневра по экрану-индикатору, убеждается в том, что оставшееся время работы ЖРД уменьшается и Vg уменьшается по шаровому индикатору полета он следит, чтобы ошибки ориентации и скорости ориентации лежали в допустимых пределах. [c.109]

Выбор системы ориентации и стабилизации в основном определяется задачами, решаемыми в течение полета, и характеристиками КА. В процессе проектирования систем должен быть принят во внимание ряд важных факторов [50] 1) требования к точности ориентации и стабилизации 2) ограничения по массе, габаритным размерам и потребляемой мощности 3) требования по обеспечению надежности системы при выполнении своих функций и возможность дублирования элементов системы 4) простота конструкщш системы и срок активного существования 5) требова-Ш1Я к коррекции скорости полета и стабилизации КА в процессе маневров, которые могут привести к усложнению конструкции системы 6) конфигурация КА и общие технические требования к нему, которые могут оказать влияние на систему в отношении типа датчиков, их поля зрения, расположения двигателей и других элементов системы 7) требования к угловой скорости КА в процессе управления 8) число управляемых степеней свободы 9) требования к приращениям линейной скорости в период вывода КА на орбиту 10) взаимодействие системы ориентации и стабилизации с подсистемами КА, которое должно быть детально изучено в начальной стадии проектирования 11) требования к режимам работы системы 12) динамическая модель КА (упругость конструкцйи, моменты инерции, распределение массы КА, несовпадение строительных осей с главными центральными осями инерции и тд.). [c.8]

Применение бортового Г ЛОНАСС/GPS-приемника для определения текуш,их координат наводимого ударного средства осложняется рядом факторов. Это, прежде всего, возможный срыв слежения за отдельными НИСЗ из-за затенения их рельефом местности при выполнении маневра либо постановка противником активных помех в районе расположения цели и на маршрутах подлёта к ней. [c.104]

Сводя в общие выводы все главные нововведения в П. а., следует отметить, что современное боевое применение артиллерии основано на внезапности, массе и глубине. Внезапность появления достигнута быстротою, и скрытностью движений (маневров) артиллерии благодаря применению механической тяги, обеспечившей сосредоточение значительной массы артиллерии на направлении главного удара в кратчайший срок внезапность огневого действия достигнута повышением скорострельности и введением усовершенствованных методов стрельбы. Масса (массирование) получила свое выражение в сосредоточении крупных артиллерийских средств к пункту (району) атаки и в массировании огня возможно большего количества артиллерии в решительный момент на направлении главного удара с разных участков своего расположения и из глубины расположения своих сил. Глубина выразилась в эшелонировании П. а., т. е. в расположении ее в глубину боевого порядка, что обеспечивает непрерывность ее огневой работы, а потому и ббльшую устойчивость пехоты, и в огневом действии П. а. по всей глубине боевого расположения противника, что обеспечивает одновременность потрясения всех сил противника, а иногда и подавления сил противника, сосредоточенных им для удара, т. е. в качестве активной ударной группы. Из табл. 1 видно, что до 1930 г. ни одно из европ. государств не перевооружило своей полевой артиллерии новейшими образцами орудий как в силу экономич. условий, так и в виду незакончегшости испытаний некоторых систем. Вместо перевооружения большинство государств стало на путь модернизации существующей материальной части [c.110]

В книге в доступной форме, без применения сложного математического аппарата, но вместе с тем вполне строго излагаются основы космодинамики — науки о движении космических летательных аппаратов. В первой части рассматриваются общие вопросы, двигательные системы для космических полетов, пассивный и активный полеты > поле тяготения. Следующие части посвящены последовательно околоземным полетам, полетам к Луне, к телам Солнечной системы (к планетам, их спутникам, астероидам, кометам) и за пределы планетной системы. Особо рассматриваются проблемы пилотируемых орбитальных станций и космических кораблей. Дается представление о методах исследования и проектирования космических траекторий и различных операций встречи на орбитах, посадки, маневры в атмосферах, в гравитационных полях планет (многопланетные полеты и т. п.), полеты с малой тягой и солнечным парусом и т. д. Приводятся элементарные формулы, позволяющие читателю самостоятельно оценить начальные массы ракет-носителей и аппаратов, стартующих с околоземной орбиты, определить благоприятные сезоны для межпланетных полетов и др. Книга содержит большой справочный числовой и исторический материал. [c.2]

Мы рассмотрели пассивный пертурбационный маневр, но бывает еще и активный, когда в перицентре планетоцентрической гиперболы сообщается реактивный разгонный импульс по направлению вектора скорости. При этом гипербола на рис. 122 разгибается (угол ф уменьшается), а абсолютная величина Уаых увеличивается, причем на гораздо большую величину, чем приращение скорости в перицентре. [c.329]

Оптимальные траектории Земля — Венера—Меркурий должны начинаться примерно в тот же сезон, что и оптимальные перелеты Земля — Венера (с ошибкой, как правило, в две-три недели). Правда, в некоторых случаях выигрыш в суммарной характеристической скорости (старт плюс активный маневр у Меркурия, если он нужен) по сравнению с прямым перелетом Земля — Меркурий чересчур мал [4.58], Как пролет мимо Венеры, так и достижение Меркурия возможны на первых и на вторых полувитках траекторий ), а также на вторых и более оборотах. [c.398]

Было разработано несколько вариантов встречи с кометой Галлея при использовании пертурбационного маневра во время пролета Юпитера или Сатурна. Идея такой операции проста. Космический аппарат, облетев планету (возможен, в частности, и активный маневр), выходит на эллиптическую гелиоцентрическую орбиту с афелием, лежащим за орбитой Юпитера или Сатурна, причем плоскость орбиты совпадает с плоскостью орбиты кометы Галлея. Расчет тот, что, приближаясь к Солнцу, аппарат наберет большую скорость, так что, когда его нашнит комета Галлея (где-то за орбитой Марса), разница скоростей будет не столь велика. После выравнивания скоростей с помощью разгонного импульса оба тела дальше движутся бок о бок. Суммарная характеристическая скорость при активном облете Юпитера равна 28 км/с и требует использования ракеты класса Сатурн-5 при очень малой полезной нагрузке [4.961. [c.436]

Заметим, что уход от Солнца по гиперболе с достаточно большой скоростью на бесконечности (скажем, 100 км/с и более), уже начиная с расстояния 1 а. е. от Солнца, происходит с почти постоян-ной скоростью, близкой Это позволяет легко оценить время импульсного полета на большие расстояния. При V = 100 км/с (доступная величина при активном маневре вблизи Солнца) граница сферы действия Оэлнца достигается примерно за 2800 лет (100 км/с=21,1 а. е./год). [c.469]

Глава 7 имеет прикладной характер. Полученные в предыдущих главах результаты применяются для расчета траекторий к Луне и планетам Солнечной системы. Обсуждаются способы точного и приближенного построения таких траекторий. Определяются оптимальные даты старта и потребная характеристическая скорость. Приводятся траектории последовательного облета группы планет с использованием гравитационного или активно-гравитацион-ного маневров в поле притяжения промежуточной планеты. [c.8]

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]

Посадка с орбиты ИСЛ позволяет достигнуть любой точки поверхности Луны за счет выбора наклонения орбиты и момента начала схода с орбиты. Для простоты отраничимся случаем круговой орбиты. Так как атмосфера отсутствует, можно использовать двух-импульсную схему посадки типа полуэллипса Гоманна. Апоселений траектории посадки совпадает с начальной круговой орбитой, а периселений теоретически должен располагаться непосредственно на поверхности Луны. Однако неровности лунного ландшафта и возможные ошибки исполнения маневра при первом и втором включении двигателя требуют увеличения высоты периселения до 10— 15 км. Если учесть ограниченность величины тяги тормозного двигателя, то и в этом случае число его включений (активных участков) не превышает двух [53]. Когда начальная тяговооруженность мала, длительность каждого из двух активных участков моя ет быть столь велика, что они сливаются в один. [c.284]

Следуя работе [75], рассмотрим задачу одноимпульсного перелета между гиперболическими орбитами. Такая задача возникает при оптимизации активно-гравитационного маневра в сфере действия планеты. Будем считать, что заданы входная Fooi и выходная Vсог величины гиперболического избытка скорости, а также угол у изменения направления движения (рис, 7.29). Требуется определит [c.312]

В результате активно-гравитационного маневра угол изменения направления движения у будет складываться из угла а между входными асимптотами начальной и конечной гиперболических орбит и полного угла поворота Ополн = 2 2 для конечной гиперболической орбиты, т. е. [c.313]

Обычно при рассмотрении активно-гравитационного маневра минимизируется величина приращения скорости ДУ за счет работы двигательной установки. Чтобы получить результаты анализа в более общем виде, отнесем ДУ и У 2 к УооЬ т. е. введем величины [c.313]

В середине июня 1985 года от каждой АМС был отделен спускаемый аппарат, совершивший посадку на поверхность Венеры. При прохождении атмосферы планеты от спускаемого аппарата отделялся аэростатный зонд для автономного плавания в облачном слое на высоте около 50 км. Пролетный аппарат использовался для ретрансляции на Землю информации, поступавшей от спускаемого аппарата и аэростатного зонда. После этого оба пролетных аппарата с помоЕцью активного маневра были направлены на траекторию сближения с кометой Галлея. Сближение произошло в первой половине марта 1986 года. Минимальное расстояние составило 10 тыс. км, а относительная скорость достигала 80 км/с. В результате проведенных сеансов исследования кометы Галлея получена весьма ценная научная информация. [c.323]

Полет по биэллиптической траектории с гравитационным (активно-гравитационным) маневром в сфере действия внешней планеты, имеюш,ей сильное гравитационное поле. [c.324]

В связи с этим к будущему МИГ-31 предъявлялись требования уничтожать воздушные цели, летящие на малых и больших высотах в передней и задней полусфд)ах в свободном пространстве и в особенности на фоне земли, в простых и сложных метеоусловиях при применении противником маневра и активного противодействия. [c.256]

Режимы работы ЦАП лунного корабля определяются необходимостью обеспечить все этапы полета лунного корабля по программе полета Apollo с посадкой на Луне. Режимы полета включают маневры ориентации относительно центра масс на произвольные углы, стабилизацию заданной ориентации, поступательные перемещения с помощью ЖРД РСУ, маневрирования на активных участках траектории полета посадочной и взлетной ступеней лунного корабля. Ниже приводится перечень режимов работы ЦАП лунного корабля. [c.80]

Программа бортовой ЭЦВМ управления траекторией полета ракеты-но с иге ля Satum V и корабля Apollo разделена на функциональные спецпрограммы в соответствии с последовательностью этапов полета на Луну пред старт, ст т, навигация, целеуказание, маневры на активных участках траектории, выставка иперциально стабилизированной платформы, вход в атмосферу, соответственно обозначаемые шифрами Р01-Р07, Р10-Р17, Р20-Р27, Р30-Р37, Р40-Р47, Р50-Р57, Р60-Р67. [c.108]

ЖРД взлетной ступени лунного корабля бьш запущен в То +124 ч 23 мин, точно в расчетное время, проработал на полной тяге 435сек, наЗсек меньше расчетного номинального времени (так как тяговооруженность оказалась несколько выше номинальной) и сообщил взлетной ступени скорость 1690 м/сек. Активный участок траектории взлета состоял из двух фаз взлета по вертикали, чтобы обеспечить прохождение траектории над лунными горами, и фазы выхода на орбиту искусственного спутника Луны. Через 10 сек взлета по вертикали при скорости 18,3 м/сек, на высоте около 76,3 м начался маневр поворота по тангажу одновременно с выходом на требуемый для встречи азиь т. Б конце маневра угол тангажа равнялся 52°. [c.148]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...