Коррекция траектории

Межконтинентальные дальности. Баллистические траектории (рис. 1.15.6, траектория 1). Как правило, аппараты с такой траекторией являются многоступенчатыми с отделяющейся головной частью и выполняются по схеме без оперения. На активном участке траектории управление и стабилизация обеспечиваются газодинамическими органами, на пассивном — управляющими ракетными двигателями, которые придают необходимую устойчивость последней ступени и позволяют осуществить коррекцию траектории ([481, 1968, № 1), [15]. В отдельных случаях движение на пассивном участке может быть неуправляемым. [c.129]

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]

Контейнеры транспортные 271, 323, 325 Коррекция траекторий полетов космических аппаратов 431, 435 Космические излучения 426, 427, 433, 434, 438 [c.462]

Третья структурная часть всех подсистем — постпроцессор — осуществляет привязку выработанного процессором общего решения к конкретной комбинации станок — система ЧПУ. В функции постпроцессора входят учет кинематики станка, технологическая коррекция траектории инструмента на основе действующих сил резания и жесткости СПИД, динамическая коррекция программы, а также кодирование и вывод программы на языке конкретной ЧПУ. При разработке постпроцессора возможны два подхода. С одной стороны, постпроцессор можно комплектовать из отдельных подпрограмм, каждая из которых осуществляет привязку общего решения к конкретной комбинации станок — ЧПУ. С другой стороны, принципиально возможна разработка универсального постпроцессора, который, пользуясь данными о конкретном станке и СПУ, осуществлял бы все необходимые операции. Этот путь весьма сложен, однако представляется более перспективным. [c.48]

Двигатели тягой 0,9 И предназначены для управления положением и стабилизации спутника. Двигатели тягой 0,35 Н работают в постоянном режиме, обеспечивая коррекцию траектории и ориентацию спутника в направлении север—юг. Испыта- [c.274]

Если учесть, что на участке разгона от промежуточной спутниковой орбиты, участках коррекции траектории свободного полета и участках торможения при подходе к поверхности Луны необходима принудительная ориентация и стабилизация летательного аппарата, то можно представить, сколь сложным является разумное (оптимальное) воплощение спроектированных траекторий космических полетов и какие интересные задачи науки и техники пришли из космонавтики в современную механику. [c.42]

Правомерность нового подхода может быть установлена экспериментально и подтверждена практическим путем. Преимущества нового метода можно раскрыть в следующих нескольких положениях расчет кривых позволяет минимизировать ошибки и коррекцию траекторий, а запас топлива (имеется в виду ракета) в процессе всего движения выбрать наиболее оптимальным образом. [c.153]

I 8. Оптимальная коррекция траекторий полета космических аппаратов. . 303 [c.265]

Другим комплексом вопросов, связанным с проектированием орбит, является исследование потребных точностей реализации выбранной номинальной орбиты и выбор метода коррекции, В тех случаях, когда полет осуществляется без коррекции траектории в пути, проблема заключается в выявлении области отклонений параметров в конце участка разгона, чтобы основная задача полета могла быть решена, если отклонения не выходят за пределы указанной области. Например, если целью полета является достижение Луны, то ищутся такие отклонения параметров выведения, при которых орбиты проходят через Луну и, значит, достижение Луны реализуется. Естественно, что чем менее стеснительными являются ограничения на область разброса параметров выведения, тем проще реализация полета, тем меньше требования к точности аппаратуры, обеспечивающей выведение, тем меньше вес этой аппаратуры и выше ее надежность. Поэтому желательным является выбор таких орбит космического полета, которые допускают наибольшие отклонения параметров выведения. Это требование может находиться и обычно находится в противоречии с энергетической оптимальностью орбиты, и эта ситуация является характерной в вопросах проектирования орбит. [c.270]

Характеристики коррекции траекторий полета к Марсу и Венере рассматривались также в работе А. К. Платонова (1966). Характери- стики коррекции траекторий полета к Юпитеру рассматриваются в работе Р. К. Казаковой, В. Г. Киселева и А. К. Платонова (1967). [c.314]

Для задания коррекции траектории перемещения инструмента используется адрес L. Этот адрес всегда помещается перед символом конец кадра . [c.48]

Нетрудно понять, как важна роль активного участка траектории, несмотря на его малую длину и кратковременность. Активный участок является участком разгона (участком выведения на траекторию). Успех всего перелета, совершаемого с помощью импульсной ракеты, в огромной степени (если не полностью) зависит от того, насколько точно совершалось активное движение, насколько точно были соблюдены в конце участка разгона величина и направление расчетной скорости. Поэтому важнейшее значение имеет точность системы управления на активном участке. На пассивном участке движение по траектории является вовсе неуправляемым, если исключить исправления (коррекции) траектории посредством кратковременного включения двигателя. [c.52]

На определенном уровне развития космической техники встала задача попадания в определенную, выбранную из научных соображений точку лунной поверхности или выхода в заранее заданный район вблизи Луны (при облете или запуске спутника Луны). В этом случае становится необходимой коррекция траектории на пути к Луне. Эта коррекция должна перевести космический аппарат на новую траекторию, отличающуюся (хотя и незначительно) как от расчетной, так и от фактической (до коррекции) траектории, но приводящую к цели [3.8]. Повторными коррекциями через некоторые промежутки времени в принципе можно было бы вернуть аппарат и на расчетную траекторию, но в этом обычно нет нужды. [c.209]

Обработка траекторных измерений показала, что станция должна пройти на расстоянии примерно 10 ООО км от центра Луны. Понадобилась коррекция траектории, которая была проведена 1 февраля в 22 ч 29 мин на расстоянии 190 000 км от Луны. Перед [c.213]

Однако и не всякая пролетная траектория, позволяющая вблизи Луны выйти на орбиту спутника Луны, может оказаться подходящей для экспедиции на Луну. Если существует неуверенность в том. Что двигатель космического корабля включится при попытке перехода на окололунную орбиту, то пролетная траектория должна быть траекторией возвращения. Тогда при такой аварийной ситуации будет гарантирован автоматический возврат космонавтов на Землю (хотя бы при условии последующей успешной коррекции траектории). Траектории же полета к Луне, приводящие к разгону корабля и выбросу его из сферы действия Земли, несут элемент риска. [c.269]

Полет до Луны должен продолжаться при минимальной скорости отлета 5 сут, при параболической — 2 сут. Поскольку возможности пятой ступени (как и предыдуш их) по условию ограничены идеальной скоростью 3 км/с, а часть ее топлива (правда, очень небольшая) была даже использована при старте с околоземной орбиты, то нам придется отказаться от быстрого перелета, так как при параболической скорости отлета посадка на Луну потребует погашения скорости падения 2,9 км/с (см. 7 гл. 8). А ведь надо еш е учесть небольшие гравитационные потери при посадке на Луну и обязательно предусмотреть расход топлива на коррекцию траектории на пути к Луне Но, вспомнив, что минимальная скорость падения на Луну составляет 2,5 км/с ( 7 гл. 8), мы можем успокоиться идеальной скорости пятой ступени хватит на осуществление благополучной посадки на Луну. Не нужно только набирать параболическую скорость отлета с околоземной орбиты. [c.272]

Случай II. Допустим, что заданы круговая орбита и линия входа в сферу действия, т. е. мы уже лишены возможности выбора перицентра гиперболы, и надо искать наиболее целесообразный образ действий. Так может случиться, если перед входом в сферу действия не была своевременно проведена коррекция траектории. [c.332]

П р о с т е н Н1 И н прием коррекции траектории заключается в механическом смегцепии I o-релки относительно руки робота. [c.92]

Для коррекции траектории ракеты в космическом иростраи-стве включается на 20 с двигатель. При этом за первые 10 с тяга равномерно возрастает от нуля до 500 Н и далее остается постоян- [c.123]

Запуск и последующая мягкая посадка Луны-9 явились событиями огромного научно-технического значения. Была успешно осуществлена точная коррекция траектории полета и столь же успешно решена одна из трудных проблем космонавтики — предпосадочное торможение станции в условиях отсутствия атмосферы. Фотографии лунной поверхности, полученные в течение четырех сеансов телевизионной связи и опубликованные в газетах и журналах всего мира, впервые показали, что вопреки широко распространенной гипотезе поверхность эта состоит из достаточно прочных пород типа пемзы или шлака без пылевого слоя. [c.432]

Позиционные системы строятся только на перфолентах, так как при записи команд в кодированном виде они позволяют получить быстрые перемещения стола сверлильного или расточного станка в нужную позицию. Обеспечивается также подход к ней с одной стороны, Б том числе и при случайных перебегах , когда за счет реверса можно вернуться назад и вновь подойти к точке позицирования с нужной стороны. Все это позволяет исключить влияние на точность расположения обрабатываемых отверстий зазоров и люфтов в передаче. Достоинство перфолент также в малом объеме программоносителя. Длина перфоленты не зависит от длительности обработки, а только от сложности контура детали, количества опорных точек. Она не ставит ограничений на величину подач, количество и характер технологических команд. При- перфоленте возможна коррекция траектории движения инструмента. [c.179]

Запуск АМС Галилей на траекторию полета к Юпитеру намечено осуществить с помощью разгонного блока Центавр . Управление положением аппарата, коррекции траектории и маневры при выходе на орбиту вокруг Юпитера должна обеспечивать специальная двигательная установка RPM. Она состоит из одного двигателя тягой 400 Н и двух связок по шесть верньерных двигателей тягой 10 Н, работающих на ММГ и АТ. Двигатель тягой 400 Н предназначен для отвода АМС от разгонного блока, выведения на орбиту вокруг Юпитера и маневрирования на ней. На рис. 177 приведено распределение масс конструкции АМС и расходов топлива на различные маневры. Масса конструкции двигательной установки RPM составляет 206 кг. [c.270]

I — коррекции околоземной орбиты II — изменение плоскости траектории полета III — коррекции траектории IV — выведение на орбиту вокруг Юпитера V — управление положением на траектории перелета VI—изменение высоты перицентра VII—облет Юпитера VIII—управление положением на орбите вблизи Юпитера. [c.271]

Из рис. 14 видно, что при скоростях входа до 15 км1сек система управления на межпланетном участке траектории способна обеспечить выведение аппарата в допустимый коридор входа это, по-видимому, невозможно при более высоких скоростях входа. Правда, на этот счет существуют различные мнения, но автор настоящего обзора полагает, что вход с высокими скоростями может вообще не потребоваться, поскольку скорость входа ограничивается условиями проведения операции, а не точностью системы навигации. Следует также указать, что данные о коррекции траектории на межпланетном участке [40] основаны на использовании единственного измерения, выполненного бортовыми оптическими средствами. Использование данных слежения с Земли для расчета корректирующих импульсов безусловно повысит точность коррекции ). К тому же при необходимости глубина коридора безопасного входа может быть увеличена путем увеличения аэродинамического качества аппарата, управления по тангажу [41—43] или, возможно, путем увеличения предельно допустимой перегрузки. [c.149]

Суш ественно дополнены новыми задачами главы 1, 4, б, 7. В главу 1 введен новый раздел Космодинамика . Здесь собраны задачи, в которых вектор Лапласа используется для анализа коррекции траектории космического аппарата в пространстве и относительного движения в окрестности траектории космического аппарата. Приведено решение задачи о движении в космосе с малой тягой и задача о гравитационном ударе при облете планеты. Изложены решения задачи двух тел, упругого рассеяния частиц, ограниченная задача трех тел, рассмотрен вклад Луны в ускорение свободного падения. В главу б вошли задачи о движении маятника Пошехонова, гирокомпаса, кельтского камня, гироскопической стабилизации и пределе Роша. Раздел Электромеханика содержит 20 задач, в которых рассмотрены бесконтактные подвесы, космическая электростанция, униполярный генератор Фарадея, электромагнит, асинхронный двигатель, проводники во враш аюш емся магнитном поле, движение диэлектриков и парамагнетиков в неоднородном поле. [c.5]

Коррекция траектории. Для перевода космического аппарата на новую орбиту используются корректируюшие двигатели. При орбитальном маневре кораблю сообщают приращение скорости v -> v = v + Av в точке г. Теперь положение орбиты в пространстве определяется вектором момента М и вектором Лапласса [c.49]

Наиболее строгая постановка задачи об отыскании оптимальной стратегии коррекции траектории полета космического аппарата содержится в работах Д. Е. Охоцимского, В. А. Рясина и Н. Н. Ченцова (1967). В работе В. А. Рясина (1966) рассматривается простая модельная задача об одноразовой однопараметрической коррекции, на примере которой автору удалось продемонстрировать некий общий подход к задаче о коррекции как к задаче об отыскании оптимальной стратегии при игре-с природой. А именно, в рассмотрение вводится неизвестное наблюдателю. [c.316]

В некоторых станках использлаот метод компенсации погрешностей на станках с автоматическим рабочим циклом. Оп основан на том, что информацию о погрешностях обработанной детали используют для коррекции траектории инструмента при обработке последующих деталей. Траектория корректируется в ограниченном числе точек. [c.617]

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]

Для возвращения на Землю необходимо попасть в намеченный узкий коридор. Под шириной коридора понимается разность высот условных перигеев двух граничных кеплеровых траекторий. Она настолько мала, что на обратном пути к Земле, безусловно, необходима коррекция траектории. [c.259]

Чуть было не закончился трагически полет корабля Аполлон-13 . 14 апреля 1970 г. в 3 часа по Гринвичу на пути к Луне при расстоянии от Земли 330 ООО км вследствие неисправности электропроводки в служебном отсеке произошел взрыв кислородного бака, который питал родородно-кислородные топливные элементы и систему жизнеобеспечения. Вышли из строя все три топливных элемента, расположенных в служебном отсеке и служивших источником электроэнергии для основного блока и питьевой воды для космонавтов, а следовательно, и все двигатели служебного отсека отказала система жизнеобеспечения командного отсека. В запасе оставались лишь батареи командного отсека и запас кислорода в нем, предназначенные для этапа спуска в атмосфере. Лунный отсек стал играть роль спасательной шлюпки. В режиме крайней экономии использовались его ресурсы электроэнергии, воды и кислорода. Ориентация и коррекция траектории осуществлялись с помощью двигателей системы ориентации лунного отсека и посадочного двигателя. Ориентация часто нарушалась истечением газов из служебного отсека. Корабль был окружен в полете роем осколков. [c.289]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...