Эволюция орбиты ИСЗ в атмосфер

В классической небесной механике теория движения небесных тел около центра масс развивалась применительно к конкретным телам (Луна, Земля) [94], что позволило сделать ряд упрощений, отсутствующих в общем случае при этом рассматривалось в основном влияние гравитационных моментов. Сложность задачи о вращательном движении искусственных космических объектов обусловливается произвольностью формы и распределения масс объекта, произвольностью начальных данных, многочисленностью факторов, влияющих на движение. Кроме гравитационных моментов следует учитывать еще аэродинамические и электромагнитные моменты, диссипативные эффекты, связанные с трением оболочки спутника об атмосферу и взаимодействием металлической оболочки с магнитным полем Земли влияние эволюции орбиты спутника, влияние моментов сил светового давления на космический объект, движущийся по межпланетной орбите, и т. д. Отметим также, [c.10]

Торможение спутника в атмосфере и соответствующая эволюция орбиты зависят от движения относительно центра масс спутника через коэффициент аэро- [c.14]

До сих пор орбита спутника принималась невозмущенной. Однако фактические орбиты искусственных спутников эволюционируют под влиянием различных возмущающих факторов. Для орбит искусственных спутников Земли наиболее существенными возмущаю-шими факторами являются влияние атмосферы и влияние сжатия Земли. Как известно [61], влияние атмосферы в первом приближении не вызывает изменения положения орбиты в пространстве, а вызывает только эволюцию формы орбиты. Такая эволюция орбиты при исследовании вращательного движения спутников легко может быть учтена параметрически (введением в соответствующие формулы вместо постоянных значений фокального параметра Р и эксцентриситета е медленно меняющихся со временем значений Р и е). Сжатие Земли вызывает [61] изменение положения орбиты в пространстве, и учет влияния этого изменения на эволюцию вращательного движения спутника нужно рассмотреть специально. [c.251]

Для задачи определения времени жизни спутника при известной атмосфере или для обратной задачи определения параметров атмосферы по известному торможению спутника необходимо знать некоторый средний коэффициент сопротивления. В самом деле, вследствие быстрой прецессии спутника около центра масс и вследствие движения центра масс спутника по орбите спутник может занимать самые различные положения по отношению к набегающему потоку поэтому коэффициент сопротивления быстро меняется со временем и будет зависеть от многих параметров. Это создает трудности при расчете эволюции орбиты. Однако представляется очевидным, что основная картина эволюции орбиты определяется некоторой средней картиной сопротивления атмосферы, которую можно описать, подходящим образом определив средний коэффициент аэродинамического сопротивления. Такой коэффициент будет зависеть только от вековой эволюции движения около центра масс спутника и не будет зависеть от быстрых вращений. Зависимость коэффициента Сд аэродинамического сопротивления от угла атаки б можно аппроксимировать формулой, аналогичной формуле (1.3.17) для коэффициента аэродинамического момента. В соответствии с этой формулой примем [c.285]

ЭВОЛЮЦИЯ ОРБИТЫ В ЗЕМНОЙ АТМОСФЕРЕ 95 [c.95]

Эволюция орбиты в земной атмосфере [c.95]

ЭВОЛЮЦИЙ ОРБИТЫ В ЗЕМНОЙ АТМОСФЕРЕ [c.97]

Эволюция орбиты ИСЗ под действием атмосферы [c.360]

ЭВОЛЮЦИЯ ОРБИТЫ ИСЗ В АТМОСФЕРЕ 361 [c.361]

Задача об эволюции орбиты в атмосфере сведена к интегрированию двух уравнений (8.3.24), правые части которых выражены через определенные интегралы от функций (р, е, и) и Ф(р, е, и). Важно подчеркнуть, что правые части (8.3.24) не зависят от характеристик ИСЗ. Поэтому достаточно один раз проинтегрировать систему (8.3.24) с учетом принятой модели изменения относительной плотности Д по высот е. Затем легко совершить переход от к по формуле N = п1 20х), т. е. вычислить количество оборотов любого ИСЗ с учетом его коэффициента аэродинамического сопротивления Сх, массы т и площади миделева сечения 8. [c.369]

Совместное рассмотрение построенных на рис. 8.8 зависимостей w( a, Ю и / п( а) позволяет оценить время, в течение которого высоты апогея и перигея изменяются в заданных пределах. Из анализа построенных зависимостей видно, что высоты апогея и перигея монотонно убывают, причем апогей убывает быстрее. Наиболее значительна эта разница для сильно вытянутых эллиптических орбит. Следовательно, при большом отличии высот апогея и перигея эволюция орбиты в атмосфере в течение длительного промежутка времени сводится практически к уменьшению высоты апогея прж почти постоянной высоте перигея. Это отвечает постепенной трансформации эллиптической орбиты в круговую (е->0). Отмеченный факт проявляется на рис. 8.8 в том, что кривые семейства ha (К) приближаются к прямой ha = К, которая соответствует круговой орбите. По мере уменьшения эксцентриситета уменьшается также разница скорости убывания высот апогея и перигея. [c.371]

Качественная картина эволюции эллиптической орбиты ИСЗ протекает следующим образом. Сначала высоты апогея и перигея орбиты меняются медленно, так как ИСЗ движется в очень разреженных слоях атмосферы. По мере уменьшения высот апогея и перигея темп эволюции орбиты возрастает. В конце эволюции высота орбиты резко уменьшается, и ИСЗ прекращает свое существование, круто снижаясь в плотных слоях атмосферы. Таким образом, основное время существования ИСЗ приходится на высокие слои атмосферы с наиболее разреженной плотностью. [c.372]

Влияние вращения атмосферы на эволюцию орбиты. Будем считать, что атмосфера полностью захвачена суточным вращением Земли. Тогда скорость движения атмосферы определяется формулой [c.373]

Враш ение атмосферы, влияние на эволюцию орбиты 373 Время пролета перицентра 124 [c.442]

Эволюция орбиты ИСЗ в атмосфере 360—377 [c.445]

Орбиты спутника и последней ступени ракеты располагались на больших высотах в весьма разреженных слоях атмосферы. Тем не менее наличие сил сопротивления все же вызвало изменение (эволюцию) орбит. Для первых оборотов спутника период обращения уменьшался за сутки на 1,8 сек. Ракета-носитель тормозилась еще более энергично она вошла в плотные слои атмосферы и разрушилась 1 декабря 1957 г., тогда как спутник просуществовал до 4 января 1958 г., совершив в течение 92 суток около 1400 оборотов вокруг Земли. Экспериментальное определение реальных значений плотности верхних атмосферных слоев составило один из основных научных результатов, полученных в итоге полета первого спутника. [c.425]

Эволюция эллиптической орбиты при движении ИСЗ в неподвижной атмосфере. Рассмотрим задачу эволюции произвольной эллиптической орбиты ИСЗ под действием сопротивления атмосферы в предположении, что поле притяжения Земли является центральным, атмосфера сферически-симметричная и неподвижная, а сила сопротивления атмосферы направлена против вектора скорости ИСЗ. Как показано в работе [49], сжатие Земли [c.365]

Принято считать, что ИСЗ прекратил свое существование, когда элементы его орбиты в процессе эволюции под влиянием атмосферы принимают некоторые значения, которые отвечают так называемой критической орбите. Под критической орбитой понимают такую орбиту, на которой ИСЗ может сделать только один полный оборот [c.370]

Таким образом, время существования ИСЗ практически одинаково зависит от тех изменений высот апогея и перигея, которые происходят в процессе эволюции эллиптической орбиты при торможении в атмосфере. [c.373]

Оценим эволюцию параметра и эксцентриситета орбиты ИСЗ с учетом вращения атмосферы. Используя первое уравнение системы (8.3.15) и трансверсальное возмущающее ускорение согласно (8.3.33), найдем производную параметра орбиты по аргументу широты [c.375]

В наибольшей степени влияние вращения атмосферы сказывается при движении ИСЗ в плоскости экватора на восток i = 0) или на запад ( = 180°). Для полярной орбиты ( =90°) вращение атмосферы не вносит дополнительных изменений в характер эволюции параметра орбиты. [c.376]

Восьмая глава посвящена исследованию влияния сопротивления атмосферы на движение ИСЗ. Наиболее подробно рассмотрены вековые возмущения и общая эволюция орбиты спутника. Более кратко излон ены периодические неравенства. [c.9]

В главе 8 рассматривается возмущенное движение. Система уравнений движения в оскулирующих элементах используется для анализа эволюции орбиты под действием атмосферы, нецентральности поля притяжения и возмущений от внешнего небесного тела. Даны способы решения отдельных задач и примеры полученных решений. [c.8]

Полученный результат является следствием принятых предположений, что at = onst или (( )= at(— ) и at/g < е < 1. В дальнейшем при анализе эволюции орбиты под действием торможения в атмосфере (п. 8.3.3) будет показано, что в процессе эволюции эксцентриситет орбиты убывает, а не возрастает, хотя а < 0. Это связано с тем, что плотность атмосферы р убывает с высотой и нельзя считать at = onst. Поскольку торможение в атмосфере зависит от скоростного напора д=р7 2, нельзя считать, что (( ) = = t(— ). [c.357]

Итак, в рассматриваемом случае, когда орбита спутника наклонена под углом л/2 к плоскости орбиты внешнего возмущающего тела, нри любых начальных условиях (исключая ооо = 002 и ооо = ооз) в результате эволюции орбиты ее эксцентриситет достигает значения е = 1. При этом а = onst, следовательно, в итоге орбита оказывается не параболической, а прямолинейной, у которой фокусное расстояние равно большой полуоси. На заключительном этапе эволюции радиус перицентра уменьшается до нуля. Значит, орбита спутника пересечет поверхность центрального тела или условную границу его атмосферы, если центральное тело имеет атмосферу. В результате эволюции орбиты спутник падает на центральное тело. Этот вывод справедлив не только при i = я/2, но и для других орбит спутника с достаточно большими наклонениями. [c.421]

Методы исследования орбит существенно определяются характером полета Можно выделить орбиты многооборотные и орбиты с небольшой угловой дальностью. К орбитам первого типа относятся орбиты спутников Земли, Луны, планет, совершающих за время своего существования большое число витков. Исследование и проектирование таких орбит связано с использованием методов, позволяюш их выявлять картину эволюции параметров оскулирующей орбиты с течением времени под влиянием возмущаюнщх факторов, таких, как нецентральность поля тяготения, воздействие атмосферы, возмущения от других небесных тел, влияние светового давления и пр. Задача расчета процесса эволюции может рассматриваться как задача нелинейных колебаний, и широкое применение различных методов осреднения и техники построения асимптотических решений может обеспечить создание простых и эффективных методик как для пр.едварительного, так и для уточненного расчета. [c.272]

Покажем, что сопротивление атмосферы приводит к уменьшению эксцентриситета, т. е. эллиптическая орбита в процессе эволюции под действием сопротивления атмосферы стремится к круговой. С этой целью подставим ускорение (8.3.7 а) в уравнение (8.2.12) для производной эксцентриситета оскулируюш ей орбиты [c.363]

Т. е. эволюция формы орбиты с учетом вращения атмосферы подобна эволюции в предположении невращающейся атмосферы. [c.377]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...