Влияние аэродинамических сил на орбиту

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]

В главе 8 проводится анализ совместного влияния вековых гравитационных и аэродинамических возмущений с учетом влияния эволюции орбиты под действием сжатия Земли. Проводится классификация движений. [c.14]

Рис. 53. Изменение угловых координат вектора кинетического момента в вековом движении под влиянием аэродинамических возмущений и эволюции орбиты. Спутник типа второго советского.

Рис. 54. Изменение угловой скорости вековой процессии вектора кинетического момента под влиянием аэродинамических возмущений эволюции орбиты.

Рис. 55. Траектория векового движения вектора кинетического момента под влиянием аэродинамических возмущений и эволюции орбиты.

Рис. 56. Траектория вектора кинетического момента в вековом движении для спутника типа второго советского. (Влияние аэродинамических и гравитационных возмущений вместе с эволюцией орбиты.) Вдоль траектории указаны

Как было указано выше, характер траектории вектора кинетического момента определяется главным образом аэродинамическими и гравитационными возмущениями, по сравнению с которыми влияние регрессии орбиты несущественно. Поэтому в настоящем параграфе было проведено подробное исследование взаимодействия аэродинамических и гравитационных возмущений, которое позволяет сделать следующие два основных вывода о характере этого взаимодействия [c.279]

Назовем возмущения линейными, если для них можно построить силовую функцию, линейно зависящую от направляющих косинусов вектора L с осями координат. К линейным возмущениям принадлежит основная часть аэродинамических возмущений (обусловленная синусоидальной зависимостью момента сил от угла атаки), возмущения от собственного магнитного поля спутника с постоянным магнитным моментом /, а также влияние регрессии орбиты. Гравитационные возмущения являются нелинейными. [c.312]

Рис. 68. Траектории векового движения вектора кинетического момента под влиянием аэродинамических, магнитных, гравитационных возмущений и эволюции узла орбиты.

В. В. Белецкий (1958, 1961, 1963, 1965, 1967) исследовал ротационное движение спутника под раздельным и совместным влиянием сил различной природы — гравитационных, аэродинамических, магнитных, светового давления, диссипативных сил (аэродинамическое трение, вихревые токи в оболочке спутника) рассмотрено влияние изменяемости орбиты спутника и других факторов. [c.292]

Анализ влияния моментов сил светового давления на спутник Солнца показывает, что эти моменты оказывают определенное стабилизирующее воздействие на закрученный спутник вектор кинетического момента отслеживает в орбитальной системе координат некоторое направление, тем более близкое к радиусу-вектору, чем больше величина момента сил светового давления. В орбитальной системе вектор кинетического момента описывает замкнутую коническую поверхность. В этой же главе дается анализ совместного влияния основных возмущающих факторов основной части аэродинамических и магнитных возмущений, гравитационных возмущений, эволюции орбиты. [c.15]

АНАЛИЗ ВЕКОВЫХ ВОЗМУЩЕНИИ ПРИ СОВМЕСТНОМ ВЛИЯНИИ ГРАВИТАЦИОННЫХ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ МОМЕНТОВ И ЭВОЛЮЦИИ ОРБИТЫ [c.251]

Ограничимся рассмотрением вековых эффектов. Исследование будем проводить в переменных 0 и Я — аэродинамических координатах вектора кинетического момента. Посмотрим, какие бесконечно малые изменения углов 0 и X вызывает бесконечно малое изменение положения орбиты в пространстве вследствие влияния сжатия Земли. Складывая затем эти бесконечно малые изменения углов 0 и X с бесконечно малыми изменениями, вызванными влиянием возмущений на вращательное движение спутника, и переходя к мгновенным угловым скоростям, получим систему дифференциальных уравнений движения вектора кинетического момента с учетом всех рассматриваемых факторов. [c.252]

Теперь можно написать полные уравнения движения вектора кинетического момента относительно орбиты с учетом ее эволюции и возмущающего действия гравитационных и аэродинамических моментов. При этом в настоящей главе учтем только действие восстанавливающего аэродинамического момента, а влиянием диссипативного аэродинамического момента, рассмотренным в 4 главы 7, здесь пренебрежем. [c.253]

Рассмотрим сначала только совместное влияние аэродинамики и эволюции орбиты, пренебрегая пока гравитационными возмущениями. Результаты анализа и численного интегрирования позволяют сделать следующие заключения. Угол К прецессии вектора кинетического момента изменяется, монотонно возрастая, со скоростью, колеблющейся около некоторого среднего значения, близкого к скорости аэродинамической прецессии, определяемой формулой (7.1.11). Угол 6 нутации вектора кинетического момента совершает почти периодические колебания, причем период колебаний 0 приблизительно совпадает со временем изменения угла X на 2я, то есть с периодом вековой прецессии. Разность между наибольшим и наименьшим значениями угла 0 имеет порядок 10—30°, то есть колебания угла нутации более значительны, чем при учете только аэродинамики. Фактически это означает, что за счет эволюции орбиты (как будет показано ниже, за счет ухода узла орбиты) полюс прецессионно-нутационного движения вектора кинетического момента несколько смещается. [c.255]

Уравнение (8.3.4) является уравнением траекторий следа вектора кинетического момента на единичной сфере, имеющей центром центр масс спутника. Формула (8.3.4) учитывает одновременное влияние на траекторию аэродинамических моментов, гравитационных моментов и вековой уход (регрессию) узла орбиты. За время, равное периоду прецессионно-нутационного движения вектора кинетического момента, формула (8.3.4) достаточно точно описывает траекторию движения. На большем интервале времени движение постепенно искажается за счет влияния векового ухода (регрессии) перигея орбиты. Но это влияние можно учесть при помощи той же формулы (8.3.4), считая сол медленно меняющимся параметром. Такое рассмотрение является применением метода оскулирующих элементов к уравнению траекторий. При этом, согласно (8.3.3), в левую часть формулы (8.3.4) следует еще добавить член os р. [c.261]

Рассмотрим сначала влияние регрессии узла орбиты, пренебрегая влиянием регрессии перигея. Тогда множество траекторий вектора кинетического момента дается формулой (8.3.4), из которой видно (учитывая предыдущие формулы зависимости р и х от 0 и X), что при добавлении влияния регрессии узла орбиты к гравитационным и аэродинамическим возмущениям траектории остаются замкнутыми, так как О будет периодической, периода 2я, функцией от X. Это значит, что возмущения от регрессии узла орбиты сказываются только в искажении формы траектории. Это искажение будет невелико в тех реальных случаях, когда скорость регрессии узла орбиты й мала по сравнению со скоростями аэродинамической и гравитационной прецессии. [c.280]

Чтобы исследовать подробнее влияние регрессии узла орбиты, а в дальнейшем и влияние регрессии перигея, остановимся на случае действия только аэродинамических возмущений. [c.280]

Рассмотрим сначала совместное влияние аэродинамики и регрессии узла орбиты при отсутствии других возмущений, положив для простоты, что коэффициент момента аэродинамических сил не зависит от угла атаки. Тогда из (8.3.4) получим уравнение траектории конца вектора кинетического момента в виде [c.280]

Рис. 62. Влияние регрессии перигея орбиты на траекторию вектора кинетического момента (схема) а) скорость регрессии меньше скорости аэродинамической прецессии б) скорость регрессии больше скорости прецессии в) промежуточный случай.

Иначе говоря, под влиянием линейных возмущений (в данном случае — основных частей аэродинамических и магнитных возмущений, а также регрессии узла орбиты) вектор кинетического момента в вековом движении [c.313]

В зависимости от конструкции системы спутник — стабилизатор и высоты орбиты может возникнуть необходимость учета сопротивления атмосферы. Влияние сопротивления на круговой орбите сводится к изменению равновесия спутника и появлению вынужденных колебаний по углам крена и рысканья. Выбором схемы (В. А. Сарычев, 1961) можно оставить неизменным положение равновесия и использовать восстанавливающие аэродинамические моменты по углам рысканья и тангажа для ослабления требований, предъявляемых к соотношениям между моментами инерции системы. [c.298]

Сила аэродинамического сопротивления, действующая на спутник при его движении по орбите, мала, однако, действуя в течение длительного времени, она оказывает заметное влияние, уменьшая орбитальную энергию спутника и сокращая тем самым большую полуось его орбиты. Когда спутник войдет в нижние, плотные слои атмосферы, аэродинамический нагрев станет столь большим, что спутник станет чем-то вроде искусственного метеора. Чем меньше плотность воздуха в окрестности начальной орбиты спутника, тем больше время его существования. Плотность же воздуха убывает примерно по экспоненте при росте высоты орбиты. [c.85]

Выбор орбиты определяется также и другими факторами. Так, например, ИЗ анализа движения спутника, в частности из закона уменьшения высоты перигея орбиты вследствие аэродинамического сопротивления, можно найти плотность воздуха вблизи перигея. Плотность атмосферы в более высоких точках орбиты найти труднее, так как ее влияние на орбитальное движение сказывается там слабее. До высот 135 миль уже производились в течение ряда лет измерения плотности с помош ью зондирующих ракет. Поэтому измерения на больших высотах, например на высотах до 200 миль, представляют сейчас особый интерес и важность. Отсюда следует, что начальная высота перигея орбит спутников Авангард должна равняться примерно 200 милям. Эта высота и была выбрана в качестве минимальной начальной высоты перигея. [c.86]

Стабилизация I A световым давлением солнечных луней во многом схожа с аэродинамической стабилизацией, так как здесь тоже имеет место аналогичная зависимость управляющих моментов от величины эффективной поверхности стабилизатора и взаимного расположения центра масс и центра давления аппарата. По рравнению с влиянием аэродинамических, магнитных и гравитационных сил влияние светового давления на небольших высотах совершенно ничтожно. Однако с ростом высоты орбиты КА все упомянутые моменты резко уменьшаются по величине, а моменты от светового давления остаются практически постоянными. Для высокоорбитальных искусственных спутников и межпланетных КА на высотах более 2500 км момент сил светового давления является доминирующим моментом и увеличивается по мере приближенвд аппарата к Солнцу. [c.44]

На основе сказанного можно считать, что /5 = 0 и, следовательно, = onst и 3 = onst. В этом предположении подробно исследуем траектории вектора кинетического момента при взаимодействии аэродинамических и гравитационных сил без учета регрессии орбиты. Так как влияние регрессии орбиты мало, то исследование задачи без учета этого влияния дает основное представление о характере движения спутника около центра [c.264]

Таким образом, можно говорить об устойчивости траекторий по отноилению к влиянию регрессии узла орбиты в том смысле, что движение вектора кинетического момента относительно регрессирующей орбиты при достаточно больилих аэродинамических и гравитационных возмущениях мало отличается от движения относительно нерегрессирующей орбиты. [c.280]

Так как в случае действия только аэродинамических возмущений траектории являются окружностями с центром в аэрополюсах, то заключаем, что влияние регрессии узла орбиты на эти траектории приводит к их смещению в целом вдоль меридиана Я = Я и к некоторому изменению радиуса окружности (при равных начальных данных) согласно (8.5.5) и (8.5.6). [c.283]

Эффективность аэродинамических систем ограничена малыми орбитальными высотами создание долгофункционирующих КА с такими системами нецелесообразно вследствие значительного влияния на параметры орбиты атмосферы. [c.5]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...