Маневр гравитационный

Если в этот момент штангу снова выд-нуть на прежнюю длину, то произойдет повторный захват спутника системой гравитационной стабилизации, после чего угловая скорость спутника будет 1 об/орб [21]. С помощью изменения длины гравитационной штанги были успешно проведены маневры на ряде спутников [47]. [c.29]

Дальнейшие исследования развиваются по двум направлениям. Первое — включение реальных характеристик двигателей в постановку задач оптимизации и рассмотрение модифицированных схем двигателей ограниченной мощности. Второе — решение задач оптимизации для различных маневров в гравитационных полях, близких к реальным. Эти исследования сопровождаются разработкой различного рода приемов, позволяющих использовать вариационные методы, построением приближенных и численных методов решения вариационных и краевых задач. [c.275]

Для проектов спутников без сложных программных маневров, с большим временем существования и точностью ориентации порядка 1—5° более предпочтительно применение пассивных методов. При разработке пассивных систем стабилизации спутников можно использовать свойства гравитационного и магнитного полей, эффект сопротивления атмосферы и светового давления, гироскопические свойства вращающихся, тел и др. [c.296]

Рис. 122. Гравитационный удар при облете планеты а) треугольник скоростей при входе. 6) планетоцентрическое движение, в) треугольник скоростей при выходе, г) изменение Д V гелиоцентрической скорости в результате пертурбационного маневра. Направление входа соответствует полету к внешней планете.

Для пертурбационных маневров, переводящих искусственные спутники с орбиты на орбиту, пригодны только спутник Сатурна Титан и спутник Нептуна Тритон. Их гравитационные параметры соответственно равны 9580 и 14000 км /с [4.2], а радиусы примерно 2425 и 2000 км [4.1]. Увы, другие спутники гораздо меньше по массе. [c.416]

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]

Обсудим подробнее схему гравитационного маневра в поле притяжения Луны, имея в виду, что такой маневр вблизи любой планеты качественно ничем не отличается от рассматриваемого. [c.267]

Отсюда видно, что для увеличения АУ, радиус периселения (а в общем случае — перицентра) следует выбирать по возможности меньшим, учитывая в то же время безопасность выполнения маневра. С увеличением гравитационного параметра д, величина ДУг также [c.268]

Предположим в качестве примера, что высота периселения пролетной гиперболической траектории КА от поверхности Лупы составляет 100 км. Круговая скорость на этой высоте Fкp = 1650 м/с. Тогда согласно (7.2.18) максимальное возможное приращение скорости КА за счет гравитационного маневра в сфере действия Луны равно указанной величине. [c.269]

Рассмотренные модельные задачи позволяют понять наивыгоднейшие условия гравитационного маневра и оценить пределы возможного приращения скорости при таком маневре. Как уже [c.271]

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]

На начальном этапе исследования космического пространства, как известно, запускались КА, предназначенные для полета к одной планете, например, Марсу или Венере. Это советские аппараты типа Марс и Венера , американские аппараты типа Маринер , Викинг и Пионер . Ограничения по располагаемым энергетическим возможностям и по времени надежного функционирования бортовых систем не позволяли решать более сложных задач, связанных с последовательным облетом нескольких небесных тел. Повышение энергетических возможностей ракет-носителей и совершенствование бортовых систем КА позволили уже сейчас перейти к реализации программы многоцелевых полетов. За счет такого> совмещения нескольких целевых задач в одну многоцелевую экономятся ресурсы на проведение космических исследований, сокращается суммарное время получения научных результатов. При близком облете небесного тела КА совершает гравитационный, или пертурбационный маневр, получая некоторое приращение вектора скорости без включения двигательной установки. Вместе с тем при последовательном облете нескольких небесных тел повышаются требования к системе навигации и управления КА. [c.310]

Впервые гравитационный маневр в межпланетном полете был осуществлен в 1974 году американским КА Маринер-10 на маршруте Земля — Венера — Меркурий. Он пролетал на минимальном расстоянии 5740 км от Венеры, получив приращение скорости около 4,5 км/с, а затем сблизился с Меркурием до 720 км. Из-за слабого гравитационного поля Меркурия траектория КА после пролета этой планеты практически не изменилась. [c.310]

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]

Использование гравитационного маневра. Траекторией облета нескольких планет называют такую траекторию, которая проходит через их сферы действия. Эта траектория должна проходить ло крайней мере через сферы действия трех планет, включая планету отправления, промежуточную планету, которая используется для гравитационного маневра, и планету назначения. Траектория сложного маршрута может проходить через сферы действия четырех и большего числа планет. [c.311]

Как показано в п. 7.2.3, довольно просто оценить максимальную возможную величину приращения скорости КА при гравитационном маневре, если пренебречь изменением вектора гелиоцентрической скорости планеты за время движения КА в ее сфере действия. Это максимальное возможное приращение равно круговой скорости в перицентре гиперболической траектории КА относительно планеты, если гиперболической избыток скорости на входе в сферу действия также равен указанной круговой скорости. Как известно, круговая скорость в перицентре зависит от параметра д. планеты и радиуса перицентра, который должен выбираться по возможности меньшим, гарантируя вместе с тем безопасный пролет вблизи планеты. [c.311]

В табл. 7.5 приведены оценки возможного изменения скорости за счет гравитационного маневра в сферах действия различных планет. Под оптимальным маневром здесь имеется в виду вход в сферу [c.311]

Изменение скорости КА при гравитационном маневре [38] [c.311]

Заметим, что использование далеких планет для получения наибольшего приращения скорости КА в процессе гравитационного маневра достаточно проблематично из-за большого времени полета до этих планет. Отсюда наиболее реальным представляется использование ближайших к земле планет, т. е. Венеры и Марса, а также Юпитера. В последнем случае можно существенно уменьшить запас топлива КА для полетов к Сатурну, Урану, Нептуну, Плутону, Солнцу и вне плоскости эклиптики. [c.312]

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]

Избыточные возможности гравитационного маневра целесообразно использовать, например, для сокращения времени полета к Солнцу. В этом случае траектория будет несколько отличаться от бп- [c.330]

Маневр в гравитационном поле Юпитера можно использовать также для выведения КА на траекторию пролета вблизи Солнца с выходом из плоскости ЭКЛИПТИКИ [60]. [c.331]

Дается краткий обзор текущих и недавно опубликованных работ, посвященных методам синтеза траекторий для исследования межпланетных операций, связанных с полетами к планетам. Круг рассматриваемых вопросов включает в себя попутный облет Венеры, полеты к планетам за Юпитером, полеты зондов для изучения Солнца с использованием гравитационных полей Юпитера и Венеры, применение импульсных маневров при облете планеты или на гелиоцентрических этапах полета, недавно предложенный комбинированный режим исследования Марса с облетом и посадкой. Кроме того, обсуждаются некоторые специализированные программы для ЭВМ, обеспечивающие расчет характеристик траекторий облета планеты, автоматическое построение контуров тра-екторных параметров и полный анализ траекторий с учетом задач по лета и параметров различных систем. [c.11]

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]

ТЯГИ, включающимся на короткое время достаточно далеко от крупных небесных тел для совершения того или иного маневра (выход на орбиту спутника, коррекция траектории и т. п.). Приобретенное аппаратом приращгние скорости векторно складывается с уже имеющейся скоростью. Оно чаще всего почти не будет отличаться от характеристической скорости, хотя в сильных полях тяготения (например, вблизи Юпитера) и понадобится учитывать гравитационные поправки, если приращение будет сообщаться не в трансверсальном направлении. [c.79]

Первый и единственный до 1979 г. полет к Меркурию был одновременно и первым пертурбационным маневром в гравитационном поле Венеры (рис. 150). Американский космический аппарат Ма-ринер-10 (масса 525 кг) был запущен 3 ноября 1973 г. с помощью ракеты Атлас — Центавр (начальная скорость 11,8 км/с на высоте 200 км), 4 февраля 1974 г. он пролетел с планетоцентрической скоростью 10 км/с на расстоянии 5740 км от Венеры и 29 марта со скоростью 11,1 км/с на расстоянии 720 км от Меркурия. Приращение скорости при облете Венеры составило 4,5 км/с. Отклонение на 1 км от расчетной точки вблизи Венеры грозило отклонением на 1000 км около Меркурия. Производились коррекции до и после облета Венеры. Выход из сферы действия Меркурия был рассчитан так, чтобы аппарат вышел на орбиту искусственной планеты с периодом обращения 176 сут, (двойной период Меркурия). (Практически это была почти та же орбита Венера — Меркурий слишком слабо поле тяготения Меркурия ) Коррекции 9 и 10 мая 1974 г. обеспечили новую встречу с Меркурием 21 сентября 1974 г.— на расстоянии 48 ООО км. 16 марта 1975 г. произошла третья встреча с Меркурием, успевшим после первой встречи 4 раза обойти Солнце. Последующие встречи уже проходили при отсутствии связи со станцией. [c.399]

Земля — Юпитер — Сатурн — Плутон [4.38, 4.76]. Благоприятны 1977 и 1978 гг. Следующий период — 2076 и 2077 гг. Маневр в гравитационном поле (Сатурна теперь должен обеспечивать иное, нежели раньше, направление гелиоцентрической скорости выхода из сферы действия Сатурна. При старте 4 сентября 1977 г. с энергией 120 км7с Плутон достигается через 8,5 года — [c.410]

До 1979 г. были открыты 13 естественных спутников Юпитера (14-й был потерян астрономами вскоре после открытия, и орбита его осталась неизвестной открытие было под сомнением). Пять из них — самые близкие к Юпитеру — лежат почти в плоскости экватора и обладают почти круговыми орбитами. Из их числа четыре, открытые Галилеем, имеют наибольшие размеры и массы. Приводим большие полуоси их орбит, периоды обращения, гравитационные параметры и средние радиусы Ио — 5,95 г (г — радиус Юпитера), 1,769 сут, 5960 км /с , 1820 км Европа — 9,47 г, 3,551 сут, 3240 км /с , 1500 км Ганимед—15,1 г, 7,155 сут, 9,930 км7с , 2635 км Каллисто — 26,6/-, 16,689 сут, 7100 км /с , 2500 км ). Как видим, гравитационные параметры у всех галилеевских спутников, кроме Европы, больше лунного, а у Ганимеда и Каллисто радиусы больше радиуса Меркурия. Впрочем, последнее обстоятельство при пертурбационном маневре (а именно им мы и займемся) как раз невыгодно. [c.414]

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]

Метод точечной сферы действия удобен для приближенного расчета траекторий сближения КА с Луной, которые начинаются и кончаются вблизи Земли облетные траектории). Он удобен также для расчета межпланетных траекторий, проходящих вблизи Луны с целью использования ее гравитационного поля для изменения вектора скорости КА (так называемый пертурбационный маневр). [c.257]

Таким образом, в рассмотренной модельной задаче максимальное приращение скорости за счет гравитационного маневра реализуется в случае, когда гиперболический избыток скорости равен круговой скорости в периселении (перицентре) траектории. При этом величина максимального приращения скорости также равна круговой скорости в периселении [38]. В этом случае векторный треугольник скоростей Угоо, Узоо, ДУг является равносторонним, а полный угол поворота вектора скорости КА в сфере действия Луны 0 полн я/3. [c.269]

Полученные зависимости бполн( оо) и ДГ(Гоо) уже не связаны с конкретными характеристиками поля притяжения ( ) и траектории (гп), а поэтому являются универсальными. Они построены на рис. 7.14 для представляющего практический интерес диапазона изменения Г и позволяют оценить величину приращения скорости, а также полный угол поворота вектора У > при гравитационном маневре в поле притяжения любого небесного тела. [c.270]

При оценке максимального пертурбационного приращения скорости предполагалось, что вектор гиперболического избытка скорости У2оо и точка входа в сферу действия Луны могут быть выбраны Рис. 7.14. Приращение скорости и надлежащим образом. На самом полный угол поворота вектора ско- деле они определяются временем рости при гравитационном маневре траекто- [c.270]

Траектория сближения КА с планетой зависит от цели полета (попадание в планету или прямая посадка, пролет на заданном расстоянии ИЛИ гравитационный маневр для перевода КА на траекторию полета к другой планете, получение спутника планеты и др.) Движение КА вблизи планеты удобно описывать в планетоцентрической системе координат РхплУпл пл, у которой так называемая картинная плоскость РхаяУал перпендикулярна вектору ,2, а ось Ргпл направлена в сторону вектора =2 [31]. Ориентация осей Рх л и Рупл определяется единичными векторами [c.304]

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]

Уникальная возможность перелета АМС Вега по маршруту Земля — Венера — комета Галлея с небольшими энергетическими затратами достигнута благодаря использованию гравитационного маневра при сближении с Венерой и несугцественной коррекции скорости для перевода АМС на траекторию сближения с кометой Галлея. [c.323]

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

Полет по биэллиптической траектории с гравитационным маневром в афелии. Второй (тормозной) импульс скорости, сообщаемый КА в афелии, можно частично или полностью заменить гравитационным маневром, если согласовать момент достижения афелпя с входом в сферу действия планеты, имеющей сильное гравитационное поле. [c.330]

Для получения эффекта уменьшения гелиоцентрической скорости КА облет планеты должен совершаться против ее орбитального движения (аналогично траектории облета Луны с последующим возвращением к Земле). Задача гравитационного маневра подробно рассмотрена в п. 7.5.1. Было показано, что при оптимальных условиях входа в сферу действия планеты максимальное возможное приращение скорости равно круговой скорости в перицентре. Если подлет КА к сфере действия планеты происходит по траектории типа Гоманна, то приращение скорости за счет гравитационного маневра существенно уменьшается. [c.330]

Для полета к Солнцу целесообразно использовать гравитационное поле Юпитера. Так, прп оптимальном маневре максимальное возможное приращение скорости КА может достигать 42,7 км/с. При входе в сферу действия Юпитера по параболической траектории возможное приращение скорости КА за счет гравитационного маневра уменьшается до 30 км/с. Если же подлет КА к сфере действия Юпитера происходит по траектории типа Гоманна, возможное приращение скорости составляет 10 км/с. Между тем, если рассматривается задача пролета Солнца на расстоянии Гп = 0,2 а. е, а радиус афелия Га = 5,2 а. е. достигает орбиты Юпитера, то тормозной импульс скорости в афелии траектории равен 3,76 км/с (при этом время полета на гелиоцентрическом участке 4,7 лет). Следовательно, возможности коррекции скорости КА за счет гравитационного маневра в сфере действия Юпитера оказываются существенно больше, чем требуется для реализации такой траектории. [c.330]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...