Коррекция орбиты

Коррекция орбиты требует наличия на борту корректирующей двигательной установки и запаса топлива. Величина дополнительного веса, который необходимо брать на борт космического аппарата в связи с коррекцией орбиты, зависит от величины корректирующего импульса или величины суммарного импульса в случае многоразовой коррекции. Величина корректирующего импульса зависит от разброса параметров движения в конце участка разгона и будет тем больше, чем больше область-разброса. Кроме того, величина импульса, необходимого для исправления орбиты, зависит от того места на орбите, где это исправление осуществляется. Например, если исправление производится слишком близко-от цели, то для этого может потребоваться весьма большое изменение скорости движения и большой корректирующей импульс, а следовательно, и значительный дополнительный вес на борту космического аппарата,. [c.270]

Приведенные соображения иллюстрируют сложность и противоречивость проблем, связанных с проектированием системы измерений и коррекции орбиты, т. е. проектированием системы управления полетом. Оптимальное решение проблемы управления полетом состоит в создании системы, обеспечивающей решение основной задачи полета наиболее просто и надежно и наиболее экономно в отношении весов на борту. Поэтому при выборе целесообразно предпочесть те орбиты, для которых возможно осуществить наиболее оптимальное управление полетом. [c.271]

Необходимость обеспечить точность реализации космических траекторий, на несколько порядков превышающую ее земные эквиваленты, породила необходимость создания дополнительных систем на борту космического корабля, позволяющих производить коррекцию орбиты в процессе полета. Сложность создания подобных систем заключается в том, что они могут быть построены только на базе элементов обычной точности. Коррекционные устройства должны включаться (по крайней мере в последний раз) в таких точках траектории, в которых влияние погрешностей системы коррекции на корректируемые параметры орбиты не превышает допустимый уровень. Ввиду того, что среди погрешностей коррекции содержатся энергетические погрешности, сформулированное требование означает, что для коррекции должны использоваться точки низкой эффективности коррекции, что может быть связано с дополнительными затратами, топлива. Поэтому для уменьшения веса вспомогательных систем космического аппарата во многих случаях необходимо проводить тщательное исследование различных свойств движения с целью поиска оптимальных решений при построении систем управления полетом космических аппаратов. Теория коррекции орбит космических аппаратов, получившая свое развитие в последнее десятилетие, является одним из разделов современной астродинамики и теории автоматического регулирования. Основные проблемы теории коррекции параметров движения космического аппарата сформулированы в работе Г. Н. Дубошина и Д. Е. Охоцимского (1963). [c.304]

Если в апогее эллиптической орбиты сообщить еще одно приращение скорости, то можно перевести спутник на новую орбиту. В частности, если довести скорость в точке D до местной круговой, то спутник перейдет на круговую орбиту 3. Если точка D находится на высоте 35 793 км, то мы получим суточный спутник с орбитальной скоростью 3,08 км/с, а если вдобавок космодром/ и орбита находятся в плоскости экватора, то — стационарный.(Говоря о высоте, пренебрегаем экваториальным вздутием.) Если же точка А не находится на экваторе (как и было всегда до сих пор), то понадобится в момент пересечения экваториальной плоскости еще одним импульсом исправить положение плоскости орбиты. Положение точки С на промежуточной орбите 1 выбирается с таким расчетом, чтобы стационарный спутник находился над заданной точкой экватора. Обычно вследствие погрешностей в периоде обращения спутника это удается не сразу. Спутник начинает медленно дрейфовать на восток или на запад, и необходимы дополнительные коррекции орбиты, чтобы остановить его над заданной точкой, а впоследствии и компенсировать неизбежные возмущения. [c.114]

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]

Многие из объектов, причем не только пилотируемые, способны совершать орбитальные маневры. Еще больше число таких, которые снабжены системами для коррекции орбиты. Все современные спутники обладают, как правило, системами ориентации. (Первые спутники были их лишены. Даже о самой ориентации — положении корпуса спутника в конкретный момент времени — приходилось судить косвенно по показаниям приборов на спутнике или по наблюдаемым визуально колебаниям его блеска на сумеречном небе [2.24],) [c.151]

Парадокс коррекции орбиты спутника 114 [c.507]

Для некоторых связных ИСЗ оказывается необходимой коррекция орбиты для синхронизации обращения спутника с суточным вращением Земли и поддержания неизменного расположения трассы ИСЗ относительно наземных пунктов связи. Коррекция периода орбиты необходима также при выводе стационарного ИСЗ. [c.13]

Угловой стабилизацией называется движение КА вокруг центра масс на тех участках траектории, где полет протекает со значительными ускорениями при коррекции орбиты, переходе с одной орбиты на другую, переходе на траекторию спуска и т.д. В эти сравнительно кратковременные моменты, когда работает двигательная установка, для обеспечения нужного направления приращения скорости необходимо сохранять неизменным пространственное угловое положение КА. [c.241]

В То +82 ч 40 мин с разрешения Центра управления астронавты произвели коррекцию орбиты ИСЛ. ЖРД служебного отсека проработал 24 сек (расчетная продолжительность 24,5 сек). Маневр коррекции орбиты производился цифровым автопилотом, который для включения и выключения ЖРД управлял клапанами только группы В . В результате коррекции корабль перешел на эллиптическую орбиту 17/108 км. В периселении корабль проходил на высоте 13 км над вершинами лунных гор. Наблюдая с близкого расстояния район посадки, астронавты сообщили, что расчетное место посадки гладкое, на нем нет больших камней. Выбранные ориентиры, в частности кратер с условным названием Индекс на краю Моря Ясности, очень легко различимы. [c.179]

В То +95 ч 57 мин на десятом витке была произведена коррекция орбиты ИСЛ, так как вследствие влияния масконов орбита понизилась до 14 км в переселении и к моменту посадки могла снизиться до 9 км. В результате коррекции высота переселения увеличилась до 17 км. [c.179]

Лучи антенн длиной по 24 м образуются из предварительно напряженной ленты, при выдвижении сматываются с барабана и проходя сквозь направляющие отверстия скручиваются в трубки. После эксперимента антенны должны быть убраны, они втягиваются, наматываясь на барабан. Из-за плохой работы механизма полностью втянуть антенны не удается. Перед включением ЖРД служебного отсека для коррекции орбиты антенны должны быть полностью втянуты,, если это не удается, то должен быть произведен отстрел антенн, иначе при действии ускорения они погнуться и могут повредить сопло двигателя. [c.205]

Не работает коротковолновый радиозонд в связи с перегревом приемника на луноходе. Остальные приборы установленные на Луне работают нормально. 14 декабря очередной период отдыха астронавта Р. Эванса начался в 09 ч 08 мин. Его разбудили в 17 ч 39 мин. Предстояло провести две коррекции орбиты основного блока, чтобы создать наиболее благоприятные условия встречи с лунным кораблем на орбите ИСЛ. [c.208]

Далее рассмотрим достаточно простой двухимпульсный маневр коррекции орбиты, тем не менее сохраняющий основные элементы общего решения. Покажем алгоритмическую схему решения задач, имеющую цель получения орбиты с заданными значениями периода обращения Р, минимальной высоты орбиты иад поверхностью Земли Л и географической широты, соответствующей минимальной высоте Фд. [c.296]

При выведении КЛ на эллиптическую орбиту с параметром р и эксцентриситетом е направление большой оси отклонилось от расчетного положения на угол 6<С1- Показать, что в результате двойной коррекции с помощью тангенциального импульса скорости положение орбиты можно совместить с расчетным положением. [c.64]

Электрон-3 и Электрон-4 . 16 июля и 14 ноября 1965 г. состоялись запуски тяжелых орбитальных автоматических станций Про-тон-1 (рис. 131,6) и Протон-2 , снабженных аппаратурой для исследования космических частиц высоких и сверхвысоких энергий вес каждой из этих станций — около 12 т. Затем 23 апреля и 14 октября 1965 г. на высокоэллиптические орбиты с апогеем 30—40 тыс. км были выведены спутники-ретрансляторы типа Молния-1 (рис. 131, е), оборудованные реактивными двигателями для периодической коррекции полета и обеспечиваюш ие сверхдальнюю телеграфную, телефонную и телевизионную связь (с передачей черно-белых и цветных телевизионных изображений) без использования дорогостоящих и сложных в эксплуатации кабельных и радиорелейных линий [18]. 25 апреля 1966 г. был осуществлен запуск третьего спутника-ретранслятора Молния-1 , имевшего целью продолжение экспериментов по установлению сверхдальней связи при совместном использовании нескольких спутников Через этот спутник были продолжены прямые двухсторонние радиотелефонные и телевизионные передачи между наземными приемопередающими пунктами Москвы и Владивостока. Через него же начались пробные передачи программ цветного телевидения между Парижем и Москвой. 6 июля 1966 г. мощная ракета-носитель вывела на околоземную орбиту с апогеем 630 км автоматическую станцию Протон-3 , оборудованную аппаратурой для комплексного исследования космических лучей [c.428]

Выведенная на орбиту спутника Земли станция после включения разгонного ракетного блока получила разгон до второй космической скорости и вышла на траекторию полета к Луне. 1 февраля в 22 час 29 мин по московскому времени на основании данных службы траекторных измерений была произведена коррекция траектории, а к 16 час 3 февраля — при подлете к Луне — на борт станции были переданы исходные данные для проведения ее ориентирования по лунной вертикали и последующего торможения. В 21 час 44 мин 42 сек на высоте около 75 км от лунной поверхности [c.431]

Запуск ИСЗ Landsat-5 был осуществлен 1 марта 1984 г. ракетой-носителем Delta-3910 с ЗРП США. Орбита этого космического аппарата совпадает с орбитой ИСЗ Landsat-4. Коррекции орбиты, необходимые для поддержания требуемого местного времени пересечения эквато- [c.64]

Стабилизация ИСЗ трехосная с точностью 0.5° по углу рыскания и 0.3 по углам тангажа и крена. Для определения дальности до ИСЗ используется когерентный ответчик S-диапазона, а для измерения радиальной скорости спутника — двухканальная доплеровская система. Расчетная точность определения параметров орбиты составляет 1 км (реальная T04H0 tb определения параметров орбиты ИСЗ Irs-IA не хуже 400 м). Периодически, в среднем 1 раз за 45 суток, выполняются коррекции орбиты, благодаря которым отклонение трассы ИСЗ от определенной опорной точки на поверхности Земли не превышает 12 км. [c.101]

Космические аппараты дистанционного зондирования SSR (Satelites de Sensoriamento Remoto) выводятся на солнечно-синхронные орбиты высотой 640 км с наклонением 98". Спутник будет иметь массу 170 кг, из них 20 кг отведено на запас гидразина, необходимый для проведения коррекций орбиты. Разворачиваемые панели солнечных батарей обеспечат мощность бортовой энергетической установки не менее 135 Вт. [c.119]

Для уменьшения расхода энергии (рабочего тела), необходимой для коррекции орбиты и стабилизации углового положения КА при выполнении экспериментов, а следовательно, увеличения времени эффективного использования научной аппаратуры, КА в межэкспедиционный период или в период между проведением экспериментов будет переводиться на орбиты хранения. Использование на орбитах хранения системы угловой стабилизации, отличаюш ейся высокими эксплуатационными качествами и надежностью в течение длительного времени при минимальных энергетических затратах, значительно увеличивает продолжительность активного функционирования КА. [c.5]

Впервые импульсные реактивные сопла были использованы для изменения ориентации и коррекции орбиты вращающегося спутника тина Синком . В системе ориентации импульсное реактивное сопло вызывало прецессию спутника в требуемом направлении. Для изменения ориентации относительно двух осей х и у (рис. 5.42) достаточно иметь одно сопло, управляемое датчиком угла собственного вращения. [c.259]

Исследование динамики спутника, стабилизированного вращением, начнем с изучения короткопериодического движения оси вращения, причинами возникновения которого могут быть следующие факторы [28] 1) наличие ненулевых начальных условий по угловой скорости в плоское-TJ1, перпендикулярной оси вращения, что может иметь место, например, вследствие неидеальной работы периодически включающейся системы ориентации 2) наличие момента, постоянного в связанной системе координат, например, управляющего момента, момента от травления рабочего тела газореактивной системой при отсутствии управления, возмущающего момента при включении двигателей коррекции орбиты вследствие отклонения вектора тяги от направления в центр масс спутника 3) несовпадение строительных осей спутника с его главными центральными осями инерции. [c.86]

В течение всего акт> шного времени существования КА на него действуют возмущающие, управляющие гравигационные и гироскопические моменты от вращающегося маховика. Во время предварительного успокоения и в период коррекции орбиты работает активная система ориентации, которая создает необходимый управляющий момент. [c.147]

Хоулдэвей P. Использование двигателей малой тяги для коррекции орбиты и для управления ориентацией спутников. - В кн. Навигация, наведение и оптимизация управления. Труды VII Симпозиума ИФАК, т. 3, М. Наука, 1978. с. 14 22. [c.179]

Первый этап — движение аппарата вблизи Земли (как говорят,, в сфере действия Земли), когда сила притяжения Земли оказывается преобладающей.. Второй этап — движение аппарата в космосе под действием притяжения Солнца — и третий этап — его движение в сфере действия планеты назначения. На каждом этапе расчет производится по формулам невозмущенного кеплерова движения с некоторыми поправками за счет специальных возмущений, а затем все три куска траектории полета склеиваются , что представляет собой нелегкую операцию и служит источником дополнительных ошибок, которые приходится исправлять уже чисто техническими средствами (коррекция орбиты по сигналу с Земли). [c.361]

Комплекс командно измерительный 393—207 Конструкции КЛ 134—13S Координатор цели 325 Корабль космичсский 132—141 Кориолиса ускорение 57 Коррекция орбиты 91 [c.428]

Маршевая двигательная установка состоит из трех кислородно-водородных ЖРД SSME фирмы Ro ketdyne. Тяга, создаваемая двигателями на Земле, 3 х 1700 = 5100 кН и соответственно 3 х 2090 = 6270 кН на высоте. Максимальная продолжительность непрерывной работы 8 минут. Общий ресурс 7,5 часов. ЖРД рассчитан на 55 полетов. Имеются также ЖРД для выполнения маневров на орбите тягой по 27 кН и 44 ЖРД ориентации тягой по 3,9 или 0,11 кН. ЖРД маневрирования обеспечивают довыведение ступени на орбиту после отделения центрального топливного бака, коррекцию орбиты, сближение с другими орбитальными объектами и торможение для схода с орбиты. [c.142]

Взлетная ступень лунного корабля АроИо-15 стартовала с поверхности Луны 2 августа в То +171 ч 37 мин. Через 7 мин 15 сек после старта она вышла на селеноцентрическую орбиту. В То +171 ч 54 мин астронавты из взлетной ступени засекли основной блок, который находился на селеноцентрической орбите 99/119 км. Астронавты провели 2 коррекции орбиты взлетной ступени и в То +173 ч 36 мин осуществили стыковку с основным блоком. Стыковка происходила на 51 витке основного блока по селеноцентрической орбите. [c.184]

В То +220 ч 26 мин перед запуском автоматического спутника была проведена коррекция орбиты корабля Apollo-15. После коррекции корабль вышел на орбиту 110/140 км. Автоматический спутник весом 35 кг был выброшен с корабля пружинным толкателем, сообщившим ему приращение скорости 1,2 м/сек. Спутник застабилизирован вращением. На спутнике установлены магнитометр, детектор космического излучения и приемо-передаточная радиостанция. По изменению орбиты спутника будут уточняться аномалии гравитационного поля Луны. [c.185]

По результатам определения вектора состояния КА решают задачи прогнозирования, расчета данных на коррекцию орбиты и другие задачи технологического цикла оперативного БНО (ОБНО) управления полетом КА, в частности, задачу формирования целеуказаний для наведения антеин радиотехнических средств ВТИ в последующих циклах уточнения орбиты. [c.176]

В связи с необходимостью удержания КА иа заданной долготе в период активного существования ГКА периодически проводят коррекцию орбиты (как правило, один раз в 2...4 месяца). Учитывая, что периодичность проведения ИТНП составляет около 30 сут, в условиях интенсивной динамики изменения па раметров орбиты под действием активных сил применение метода обработки без исключения систематической составляющей ие позволяет обеспечить требуемую надежность использования проверочной последовательности пробных решений в методе дискретной параметризации. [c.182]

Действительно, АМС нельзя было сраэу направить к Фобосу хотя бы в силу того, что не были известны точно ни орбита марсианского спутника, нн его положение в пространстве. Еще за 2...3 месяца до запуска АМС точность знания эфемерид Фобоса составляла 100...150 км к середине февраля 1989 г. положение Фобоса было уточнено и задавалось с погрешностью в 20...30км, а для посадки на его поверхность, как указывалось выше, требуется точность знания в единицы км, Обычно в таких случаях выручал второй способ выведение аппарата на орбиту искусственного спутника исследуемого объекта. Но Фобос не может иметь а — коррекция орбиты собственный спутник масса Фабоса в станции 23.01.1988 г. 10 раз меньше массы Марса, силы тяготе- Б — маневр АМС для ее ния столь же малы. Для того чтобы ДАС выхода на переходную удержалась на поверхности спутника Мар- трехсуточную орбиту са, она должна каким-то образом зацепиться за грунт. Исходя из сказанного, для решения поставленной задачи необходимо было идти по длинному обходному пути за счет серий маневров и коррекций подвести станцию к Фобосу, постепенно выравнивая плоскость ее движения, периоды обраще- [c.491]

Для коррекции орбиты ОК Мир в штатном полете периодически использовали сближающе-корректирующий двигатель (СКД) ГК Прогресс-М , развивающий тягу 300 кг. При этом величина AV во всех случаях не превышала б м/с. Одиако для этой цели принципиально можно было использовать и двигатели малой тяги ГК Прогресс-М , а именно 8ДП0, развивающих суммарную тягу на торможение вдоль оси X (вдоль базового блока, модуля Квант и пристыкованных кораблей) величиной 100 кг. [c.512]

Необходимо отметить, что за все прелидущне годы эксплуатации ОК Мир режим одновременной работы СКД и ДПО для коррекции орбиты не проводился, более того, даже теоретически ие был проработан, [c.513]

В случае ЖРД при оценках принималось, что разгон МКК с околоземной орбиты на траекторию межпланетного перелета производится с помощью кислородноводородного двигателя с эффективной скоростью истечения 4700 м/с. Массовый коэффициент разгонного блока (отношение пассивной массы к массе топлива) принимался равным 0,25, характеристическая скорость разгона 5 км/с. Для дораз-гона МКК, коррекции орбиты и торможения вблизи планет в расчетах предполагалось использование ЖРД, работающего на азотном тетраксиде и несимметричном диметилгидразине, с эффективной скоростью истечения 3250 м/с массовый коэффициент двигательной установки принимался равным 0,1. Значения м ссы полезной нагрузки (без учета двигательных установок и взлетных ракет), принятые в расчетах для конкретньи операций, показаны в табл. 6,1. [c.202]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...