Скорость маневра характеристическая

Скорость маневра характеристическая 136 [c.444]

Л1р —масса ракеты без топлива) называется характеристической скоростью ракеты или характеристической скоростью маневра [20]. Она определяет величину изменения скорости ракеты за счет расхода топлива, поэтому многие оптимальные задачи динамики космического полета связаны с минимизацией величины (8.3.05). [c.712]

Формулировка задачи. Требуется минимизировать характеристическую скорость маневра (8.3.05) при условии, что конечные точки (r(io)=ro, r(i ) = ti) траектории и скорости (v(io) = Vo, v( i) = vi) в конечных точках заданы, а сам момент ti не фиксирован. [c.728]

В случае, когда вдали от Земли и планет бортовой двигатель космического аппарата включается на короткое время для простого маневра, измеряемая инерциальной системой кажущаяся скорость будет из-за отсутствия сопротивления точно совпадать с характеристической скоростью маневра. Силы тяготения из-за их малости не скажутся на движении в течение короткого промежутка времени, и можно считать кажущуюся скорость практически равной приобретенному истинному приращению скорости. Подобные маневры необходимы для исправления траектории в соответствии с измеренными параметрами движения. Главная трудность будет при этом в том, чтобы необходимая скорость была сообщена в нужном направлении. Как это осуществляется, мы увидим ниже. [c.83]

В этом случае запуск АА возможен, скажем, через сутки после запуска ПА без какой-либо коррекции орбиты ПА. Далее необходимо дождаться благоприятного с точки зрения расхода топлива взаимного расположения ПА и АА относительно Земли и начать маневр сближения. Орбита ожидания, лежащая внутри орбиты ПА, более выгодна, чем наружная, так как требует для выведения меньшей характеристической скорости 12.13]. [c.131]

Рис. 136. графики (а) начальных скоростей, обеспечивающих достижение заданных расстояний по полуэллиптическим траекториям, и (б) суммарных характеристических скоростей для двухимпульсных запусков искусственных планет на круговые орбиты Расстояние по вертикали между графиками а и б указывает величину импульса в афелии орбиты перехода. График в показывает величину суммарной характеристической скорости двухимпульсного маневра для падения на Солнце. Старты — с земной поверхности Потери не учитываются. Масштабы расстояний на оси абсцисс отличаются в 20 раз для внутренних и внешних орбит. [c.358]

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]

По одному из детальных проектов [4,90] 18 ноября 1976 г, ракета-носитель Титан-ЗЕ выводит на траекторию (г вых км/с) космический аппарат массой 1792 кг. Аппарат прибывает в точку, отстоящую на 1000 км от Эроса со стороны Солнца, И июля 1978 г,, через 600 сут, причем все 600 сут работает ЭРДУ (6 ртутных ионных двигателей тягой по 15 гс). Далее, в течение 30 сут совершаются маневры с помощью ЭРДУ по приближению к Эросу и обходу его с разных сторон (затрата 6,6 м/с суммарной характеристической скорости). При этом выбирается область для причаливания, С помощью 8 вспомогательных ЖРД тягой по 11,3 кгс аппарат приближается к Эросу и зависает на высоте 150 м, В поверхность втыкается реактивный гарпун, тянущий за собой трос, по которому на поверхность спускается специальный отсек с рычажной системой для забора образцов грунта. Отсек остается на Эросе, но герметичная капсула с образцами возвращается на аппарат, который по вертикали удаляется от Эроса. 19 октября 1978 г., через 100 сут после встречи с Эросом, аппарат отправляется на Землю и еще через 475 сут (в том числе первые 95 сут работы ЭРДУ), 6 февраля 1980 г., возвращаемая капсула с образцами массой 50 кг входит со скоростью 12,8 км/с в атмосферу Земли. Продолжительность эксперимента 3,2 года [4.90 [c.432]

Для научных наблюдений гораздо более интересная, хотя и более сложная задача,— сопровождение кометы, требуюш,ее встречи с ней на некотором расстоянии (без стыковки), что, как известно, предполагает выравнивание скоростей. Для этого нужен как минимум двухимпульсный маневр с выходом из плоскости эклиптики и — в некоторых случаях (например, полет к знаменитой комете Галлея) — преодоление в какой-то мере орбитального движения Земли. Однако в ряде случаев получаются вполне приемлемые значения суммарных характеристических скоростей. [c.435]

Рассмотрим другой способ доказательства, основанный на прямом исследовании минимума зависимости суммарных затрат характеристической скорости на двухимпульсный маневр от параметров, которые определяют этот маневр. Без ущерба для общности будем полагать, что радиус начальной круговой орбиты п меньше радиуса конечной круговой орбиты гз, т. е. п < гг. Маневр полностью определяется начальным импульсом скорости АУь Действительно, пусть заданы величина первого импульса и угол ф между направлением этого импульса и вектором круговой скорости Укр] в точке М начала маневра (рис. 5.2). С помощью векторного треугольника, построенного в точке М, вычислим величину скорости КА после [c.137]

Расчеты показали, что независимо от наклонения траектории перелета к плоскости движения Луны прямая вертикальная посадка возможна только в районе, ограниченном селеноцентрической широтой —11° ф 11,23° и селеноцентрической долготой 230° 5 >. 5 350° для времен перелета 1 сут 12 10 сут. Оптимальный маневр на траектории прямой вертикальной посадки состоит в одноразовом включении двигателя КА. Чтобы в конце непрерывного участка торможения двигателем скорость и высота над поверхностью Луны одновременно обратились в нуль, необходимо располагать двумя параметрами управления. Например, иметь возможность выбирать начальный момент включения двигателя и длительность его работы (за счет соответствующего запаса топлива). Такое сочетание позволяет реализовать посадку с наименьшими энергетическими затратами. В частности, для траектории перелета Земля — Луна длительностью 3,3 сут, когда начальная скорость в момент включения двигателя близка к 2550 м/с, величина потребной характеристической скорости КА составляет 2680—2850 м/с для начальных тяговооруженностей (отношение тяги к начальному весу КА на Земле) По = 0,5—2,0. При этом высота включения двигателя достигает 500—130 км, время его работы 400—100 с (при скорости истечения газов из сопла двигателя РУ = 3000—4500 м/с) [23]. На- [c.283]

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]

Как видим, величина характеристической скорости однозначно связана с расходом топлива. В целях его экономии для выполнения маневра желательно, чтобы управляющий импульс был минимальным. [c.268]

Рассмотрим, наконец, двухимпульсный маневр полета к Солнцу удаление по гомановской траектории с полным погашением скорости в афелии и последующее прямолинейное падение на Солнце (или почти полное погашение с падением по огромной полуэллиптической траектории). Суммарная характеристическая скорость маневра находится сложением столбцов 2 (или 3) и 7 табл. 6 в 4 гл. 13. Ее зависимость от расстояния от Солнца, на котором сообщается тормозной импульс, показана на графике в рис. 136. Как видим, суммарная характеристическая скорость по мере удаления от Солнца дадает, стремясь к величине 16,653 км/с в пределе, при третьей космической скорости, на бесконечности нужно сообщить импульс, равный О—0=0. Сравнение графиков айв показывает, что для околосолнечной области радиуса примерно 0,2 а. е. всегда можно подобрать двухимпульсный маневр, при котором [c.359]

Формула (5.1.5) определяет идеальную скорость, т. е. приращение скорости КА под действием тяги в идеальном случае (отсутствуют атмосфера и притяжение). В реальных условиях величина импульса скорости ДУ, потребная для проведения маневра, должна быть увеличена на величину потерь Д цот, возникающих из-за действия притяжения центрального тела, а также некомпла-нарности векторов тяги и скорости. Сумма указанных величин составляет характеристическую скорость маневра [c.136]

Сложность задачи о коррекции определяется необходимостью минимизировать величину суммарного расхода топлива или, что то же самое для систем с ограниченной скоростью истечения струи, суммарной характеристической скорости коррекции при наличии случайных погрешностей определения орбиты и заведомо негауссовых ошибок исполнения корректирующих маневров в условиях, вообще говоря, падающей эффективности коррекции с течением времени. Поэтому, если коррекция производится достаточно поздно, может потребоваться большой корректирующий импульс и значительный дополнительный вес на борту космического аппарата. Ранняя коррекция может оказаться более экономной, однако недостаточная точность определения параметров орбиты к моменту ее выполнения может привести к недостаточной точности коррекции и к необходимости ее повторного выполнения. [c.304]

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]

В табл. 11 указаны характеристики низких орбит искусственных спутников планет (и Луны). Под низкими понимаются круговые орбиты радиуса, равного среднему радиусу планеты (наличием экваториального вздутия, гор, а также атмосферы пренебре-гается). Тормозные импульсы указаны для одноимпульсных маневров, причем гиперболическая скорость перед торможением для перехода на низкую орбиту принята равной скорости падения (столбцы 5 табл. 8 и 9). При вычислении суммарных характеристических скоростей полностью пренебрегалось потерями при выходе на орбиту спутника в случае реактивного торможения и необходимостью некоторой затраты топлива при аэродинамическом торможении. Потери при старте с Земли предполагались, как и всюду, равными 1,6 км/с. [c.335]

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]

По-видимому, может быть целесообразен двухимпульсный маневр выхода из плоскости эклиптики космический аппарат удаляется по гомановской траектории так далеко, что слабый импульс в афелии может вывести его на новую эллиптическую орбиту в новой плоскости. Например, при удалении афелия на 40 а. е. от Солнца (среднее расстояние Плутона) достаточно сообщить аппарату скорость 1,4 км/с, чтобы его гомановская орбита повернулась, не изменяясь, на 90° вокруг линии Солнце — афелий. При этом максимальное удаление от плоскости эклиптики составит 6,32 а. е. =945 10 км и будет находиться примерно над орбитой Урана. Суммарная характеристическая скорость равна 17,7 км/с (приведена к поверхности Земли, потери не учитывакугся). Минимальное значение суммарной характеристической скорости равно третьей космической скорости 16,65 км/с и достигается переходом через бесконечность . [c.359]

Наконец, можно с помощью тормозного импульса в перицентре гиперболы подхода перевести космический аппарат на круговую орбиту ожидания и дождаться конфигурации космического аппарата и Фобоса или Деймоса, позволяющей совершить гомановский перелет к естественному спутнику Марса. Но это уже будет трехимпульсный маневр с большой суммарной характеристической скоростью. [c.376]

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]

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]

Знание характеристической скорости позволяет однозначно связать величину потребного для маневра импульса с необходимым запасом топлива /тг . Подставляя Д х в формулу (5.1.5) вместо ДУид и обращая ее, получим [c.136]

Полеты к другим объектам Солнечной системы (Меркурию, Солнцу, астероидам, планетам-гигаитам) уже требуют запасов характеристической скорости порядка 6.5...8.9 км/с и = = 3...17 лет. Для исследований околосолнечного пространства и астероидов соответствующие оценки приведены для схем с нспользованнем актнвно-гравнтацнонного маневра прн облете Марса (изучение астероидов) н Юпитера (исследование околосолнечного пространства). [c.134]

Некомплаиариость начальной и конечной орбит приводит к естественному увеличению затрат характеристической скорости на вьшолнение маневра цо сравнению с компланарным случаем. Сколь-нибудь завершенной общей теории оптимальных импульсных программ пространственного маневра ие существует. Решения ищут обычно в каждом конкретном случае с учетом граничных условий и целевого назначения полета. [c.280]

При реализации полета проведенные к моменту пролета Венеры станциями Вега наземные оптические наблюдения за движением кометы Галлея показали хорошую их согласованность с уже имеющимися измерениями, и на участке Венера — комета была выбрана трехразовая схема наведения. Управляющие воздействия, совмещающие по своему функциональному назначению коррекцию и маневр, были проведены 25 июня 1985 г. на АМС Вега-1 и 29 июня на АМС Вега-2 . Величина характеристической скорости управляющего воздействия на Веге-1 составляла 158,5 м/с, в том числе на исправление ошибок пролета Венеры необходимо было затратить = 14 м/ с. На Веге-2 из общей величины характеристической скорости 297,6 м/с на исправление ошибок пролета Веиеры расходовалось = б м/с. [c.304]

Схемы дальнего наведения должны обеспечивать возможность дальнего наведения с минимальными затратами топлива. Поэтому характернстическая скорость дальнего наведения прак тически близка к суммарной величине импульсов маневра пере хода с орбиты выведения ТК на орбиту ОС без коррекции фазы Перераспределение составляющих характеристической скорос ти между начальным и заключительным циклами маневрирования приводит к возможности полета ТК иа разных промежуточных орбитах в зависимости от начальной фазы. [c.488]

На рис. 6.35 для обоих маневров дано сравнение потребных приростов скорости при уходе космического корабля от Земли к Марсу (или прибытии его с Марса). Для двухимнульсного метода для сравнения рассмотрены два примера условий в первом случае корабль касается верхних слоев атмосферы [гр = 3474 морские мили, Гоо = 3440 морских миль) во втором случае взята более безопасная траектория сближения (гр == 4342 морские мили). Из сравнения видно, что обе кривые пересекаются в точке г, соответствующей минимуму расхода в одноимпульсном методе. Так как кривые пересекаются под очень малым углом, можно заключить, что в некотором диапазоне разница между обеими кривыми, соответствующими двухимпульсному методу, мала. Видно, что кривая, характеризуемая меньшей величиной гр, опускается на графике ниже. Из рис. 6.35 следует, что если корабль, возвращающийся к Земле с Марса, поднимается с минимального расстояния Гр на высоту лунной орбиты, то потребная характеристическая скорость для такого маневра захвата составит лишь около 4500 фут/сек, тогда как при одноимпульсном или двухимпульсном [c.194]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...