Перелет между орбитами

Ниже рассматриваются отдельные задачи о перелетах между эллиптическими орбитами в ньютоновом гравитационном поле. В случае двигателя большой тяги и незакрепленного времени полета решение оптимальной задачи дает абсолютный минимум расхода топлива. Для двигателей малой тяги с ограниченной мощностью абсолютный минимум расхода топлива стремится к нулю, но время полета при этом должно быть бесконечно. Поэтому обсуждаемые здесь перелеты с двигателями малой тяги соответствуют асимптотическим решениям оптимальной задачи, когда время полета становится очень большим. Например, перелеты между орбитами спутников Земли представляют ограниченный интерес, так как из-за весьма малого ускорения от тяги ионного двигателя продолжительность перелета будет довольно большой. [c.164]

Кроме того, для решения задач астродинамики необходимы основные параметры планет, характеризующие их сферы гравитационного действия, время перелета между орбитами и т. п. [c.185]

Перелет между орбитами, лежащими в разных плоскостях. [c.179]

Изучив влияние приложения ортогонального импульса на наклон орбиты и положение линии узлов, мы теперь обобщим проведенный анализ перелетов между компланарными орбитами, включив в рассмотрение случай перелета между орбитами, лежащими в разных плоскостях. Исходим из предположения, что перелет совершается в центральном силовом поле без учета влияния второстепенных (например, планетных) силовых полей. Поэтому настоящее рассмотрение будет относиться в основном к задачам перелета между орбитами спутников или к задачам изменения орбиты. Практические приложения таких задач перечисляются ниже. [c.179]

Перелет между орбитами, лежащими в разных плоскостях, отличается от перелета между компланарными орбитами тем, что здесь необходимо изменять наклон переходной орбиты относительно начальной орбиты. Для этой цели необходимо приложение импульсов, направленных ортогонально к плоскости орбиты в какой-либо точке переходной орбиты, например в ее начальной точке. [c.180]

Профиль перелета между орбитами [c.233]

Переход — см. Перелет между орбитами Перигелий орбиты 159 Период обращения 66 [c.724]

Оптимальный перелет между теми же самыми круговыми орбитами, когда величина тяги бесконечно мала, показан на рис. 2. В этом случае величина ускорения от тяги приблизительно постоянна, а его направление совпадает с транс- [c.165]

Рис. 1. Гоманов перелет между круговыми орбитами.

На рис. 7 показан предельный случай такого перелета между двумя эллиптическими орбитами с большим эксцентриситетом, большие оси которых направлены в противоположные стороны. При этом промежуточные эллипсы фактически превраш аются в окружности. [c.169]

Все рассмотренные до сих пор примеры касались перелетов между компланарными орбитами. Перейдем теперь к обсуждению перелетов между некомпланарными круговыми орбитами. Некомпланарные круговые орбиты являются частным случаем некомпланарных эллиптических орбит, [c.171]

На рис. 9 показан оптимальный трехимпульсный перелет между круговыми орбитами с равными радиусами, плоскости которых наклонены относительно друг друга под углом 36°. [c.171]

Выявим далее связь параметров начала и конца траектории. При перелете между двумя круговыми орбитами краевые точки траектории перелета особые, причем значения радиуса г и скоростей Vr, v В моменты времени t = О, t = ti следующие [c.133]

Глава 4 содержит сведения об элементах орбиты в пространстве. Показан способ определения орбит различных типов по двум положениям и времени перелета между заданными точками. Приведен также способ определения орбиты по измерениям положения и скорости с использованием многих измерений. Рассмотрены примеры построения трасс околоземных спутников. [c.8]

В главе 5 исследуются оптимальные импульсные маневры в центральном поле притяжения. Рассматриваются компланарные перелеты между круговыми орбитами, круговой и эллиптической, эллиптическими орбитами, круговой и гиперболической. Обсуждаются различные способы поворота плоскости движения, оптимальные двух- и трехимпульсные схемы перелета между некомпланарными круговыми орбитами. Определены области рационального применения таких маневров. Даны результаты анализа оптимального импульсного торможения при сходе с круговой орбиты и апоцентра эллиптической орбиты. [c.8]

Время перелета между двумя заданными точками гиперболической орбиты определяется по формуле [c.61]

Случаем параболической орбиты закончим рассмотрение задачи определения основных элементов орбиты по двум заданным положениям КА и времени перелета между ними. [c.121]

В случае AFi = О невозможен перелет между круговыми орбитами разных радиусов. Уравнение sin ф = О имеет два корня [c.141]

Третья (и последняя) группа целесообразных траекторий (тип V) предъявляет довольно высокие требования к реализации, а реализуемые траектории такого рода удается подобрать лишь для отдельных дат запуска. В обш ем продолжительность полета по траекториям типа V составляет около 450 суток или более, хотя требуемые для них скорости почти так же малы, как и для гомановых перелетов между орбитами Земли и Марса. В работе [7] представлено большое число подробных графиков изолиний для траекторий такого типа. Кроме того, полная совокупность сеток и соответствуюш их таблиц для всех траекторий с попутным облетом на интервале времени до конца текуш его столетия составит, по-видимому, очередной том серии справочников по межпланетным полетам [8]. [c.17]

Оптимальные траектории со многими импульсами были исследованы В. И. Чарным (1963), который-строго доказал, что оптимальный многоимпульсный перелет состоит из соприкасаюш,ихся в апсидальных точках дуг конических сечений. Двухимпульсный оптимальный перелет между орбитами с малыми наклонением и эксцентриситетами исследован [c.274]

В. С. Новоселовым (1963), а оптимальный компланарный перелет между орбитами — С. Н. Кирпичниковым (1964). Условия оптимального-импульсного перехода космического аппарата, тормозяш,егося в атмосфере планеты, на орбиту искусственного спутника, были подробно, проанализированы В. А. Ильиным (1963). Позже В. А. Ильин (1964, 1967) и В. С. Вождаев (1967) рассматривали задачу определения оптимальной траектории перелета между компланарными круговыми орбитами с использованием методики сфер действия и получили простые алгебраические соотношения между эксцентриситетами и фокальными параметрами для одно- и двухимпульсных перелетов. Еш е одно интересное исследование В. А. Ильина (1967) посвящено приближенному решению задачи синтеза траектории близкого облета Луны с возвращением в атмосферу Земли. В этом исследовании успешно используется замена движения космического аппарата в сфере действия Луны — разворачивающим импульсом поля тяготения Луны. [c.274]

Комплекс задач об оптимальных импульсных перелетах между орбитами, расположенными в малой окрестности базовой круговой орбиты, подробно изучен в работах Г. Е. Кузмака (1965, 1967) и Н. И. Лавренко (1965, 1967). Анализ этого случая представляет интерес по двум при- [c.274]

Мы не называем эту орбиту гомановской, как в 6 гл. 5, так как здесь мы имеем дело не с перелетом между орбитами. [c.193]

Иными словами, задача перелета с орбиты спутника Земли на орбиту спутника, например, Марса распадается на три этапа [4.25] 1) выход из сферы действия Земли 2) перелет между орбитами Земли и Марса, причем обе планеты рассматриваются как непритягивающие точки, движущиеся вокру Солнца ) 3) спуск на орбиту спутника Марса. [c.344]

Рассматриваются вопросы, связанные с теорией притяжения, классической задачей двух тел и ее применением к исследованию проблем прикладной баллистики и оптимальных перелетов между орбитами различных типов. Обсуждаются методы расчета траекторий полета к Луне и планетам Солнечнохг системы. Излагается теория точек либрации. Большое внимание уделяется возму-ш енному движению и его применению для оценки времени суш ествования спутника, эволюции орбиты спутника под дехтствием нецентрального поля притяжения и внешнего возмуш аюш его тела. [c.2]

Доклад представляет собой обзор известных решений некоторых задач оптимизации космических траекторий. Эти задачи касаются перелетов между круговыми или эллиптическими орбитами с минимальным расходом топлива в центральном гравитационном поле. Для перелетов между одними и теми же граничными орбитами в качестве предельных случаев рассматриваются полеты с очень большой и очень малой тягой. Особое внимание уделяется природе минимизируюш.их решений, в том числе случаям кратных минимумов и неминимальных экстремалей. [c.162]

Рис. 3. Гоманов и бипараболический перелеты между круговыми орбитами

Рис. 9. Оптимальный биэллиптический перелет между одинаковыми круговыми орбитами с взаимным наклонением плоскостей орбит,

Оптимальный перелет с двигателем большой тяги между одинаковыми круговыми орбитами, плоскости которых взаимно наклонены под углом 60°, 185, показан на рис. 11. При таком наклонении между орбитами суш ествуют два вида биэллиптического перелета, приводящие к одинаковому расходу топлива [20, 22]. Для одного из них расстояние до апогея промежуточной орбиты примерно в 10 раз превышает радиус начальной орбиты для второго вида перелета оптимальное расстояние до апогея бесконечно. Для всех других значений расстояния до апогея промежуточной орбиты биэллиптический перелет требует большого расхода топлива. При меньших углах наклонения оптимальное [c.172]

Рис. и. Оптимальныебиэллиптический и би-параболический перелеты между одинаковыми круговыми орбитами с взаимным наклонением плоскостей орбит, равным 60°, 185. [c.173]

Оптимальный трехимпульсный поворот плоскости круговой орбиты исследован Л. В. Закотеевой и В. В. Поляченко (1965), Оптимальные орбиты одноимпульсных и двухимпульсных перелетов между точками, движущимися по одной орбите, подробно проанализированы С, Н. Кирпичниковым (1966). Импульсные перелеты между различными орбитами рассмотрены в работах С. В. Дубовского (1964), В. С. Новоселова (1965), [c.275]

Если периоды обращения спутников близки между собой (спутники движутся по близким круговым орбитам), то знамена-тель в выражении для синодического периода мал и, следовательно, синодический период велик, т. е. момент, благоприятный для гома-новскою перелета, может наступить очень нескоро. Это и понятно один спутник едва обгоняет другой и конфигурация спутников изменяется очень медленно. При Рх=Рч синодический период равен бесконечности спутники движутся по одной и той же круговой орбите и гомановский перелет между ними невозможен. [c.133]

Оптимизация маневра. Задача перелета КА между компланарными круговыми орбитами является одной из наиболее изученных задач механики космического полета. Две круговые орбиты с несовпадающими радиусами не имеют точек пересечения, поэтому для перелета между ними требуется приложить не менее двух импульсов скорости. С помощью первого импульса скорости КА переводится с начальной круговой орбиты на орбиту перелета, которая пересекает конечную круговую орбиту или касается ее, В момент достижения конечной орбиты КА сообщается второй импульс скорости для перевода его на эту орбиту. Оптимальную схему двух-импульсного перелета между компланарными круговыми орбитами впервые предложил Гоманн [79], Траектория перелета типа Го-манна располагается в плоскости начальной и конечной круговых орбит и касается их. Следовательно, импульсы скорости прикладываются в апсидальных точках траектории перелета, которая представляет собой полуэллипс, касающийся меньшей круговой орбиты [c.137]

Рис. 5.2. Схема компланарного перелета между круговыми орбитами энергии (2.2.1) вьпшслпм геличину скорости КА в этой точке

Рис. 5 3 Характеристики перелета между круговыми орбитами по полуэллип-

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...