Старт с околоземной промежуточной орбит

Вот почему в космонавтике всегда стараются по возможности избегать вертикальных траекторий и траекторий, у которых начальная скорость пассивного участка (т. е. конечная скорость участка разгона) круто наклонена к горизонту, и предпочитают этим траекториям те, которые начинаются если не совсем горизонтально, то все-таки достаточно полого, т. е. траектории, подобные показанным на рис. 17. Для космонавтики это очень важное обстоятельство, так как при нынешнем уровне развития ракетной техники потерями скорости никак нельзя пренебрегать. Если при запуске искусственных спутников Земли всегда возможен (и необходим) пологий разгон, то при полете к Луне и планетам дело обстоит гораздо сложнее и приходится прибегать к довольно сложному маневрированию, а именно к старту с промежуточной околоземной орбиты. С этим методом мы познакомимся в третьей и четвертой частях книги. [c.76]

Чтобы вычислить начальную массу ракеты-носителя или стартующего с околоземной орбиты межпланетного аппарата, нужно подсчитать необходимые суммарные характеристические скорости. При этом надо учесть гравитационные и аэродинамические потери скорости при старте с Земли и гравитационные — при посадке. Следуя некоторым работам, мы потери скорости при старте с Земли здесь и в дальнейшем будем оценивать в 1,6 км/с, т. е. примерно в 20% первой или 14% второй космической скорости (ср. данные о потерях при полетах кораблей Аполлон , приведенные в I гл. 3). Потери при посадке также будем оценивать в 14% планетоцентрической скорости освобождения г/ св. Остаются в силе соображения, высказывавшиеся в конце 5 гл. 10 об использовании орбиты ожидания. Именно поэтому мы и считаем потери одинаковыми независимо от того, используется ли при старте или посадке промежуточная орбита. [c.323]

Будем полагать, что точка старта на поверхности Земли фиксирована, а азимут запуска задан по соображениям безопасного выведения. Тем самым однозначно определяется наклонение получаемой промежуточной околоземной орбиты, на которую предварительно выводится КА. Момент старта выбирается так, чтобы вектор V оказался в плоскости промежуточной орбиты. Это всегда возможно, если ТОЛЬКО склонение вектора Vo не больше наклонения получаемой орбиты. С учетом суточного вращения Земли каждые 24 часа существуют два благоприятных момента для запуска на промежуточную орбиту. Обычно в качестве промежуточной выбирают орбиту высотой 200—300 км. После выхода на промежуточную орбиту КА должен достигнуть заданной точки старта для перехода на гиперболическую орбиту. Такая точка существует на каждом витке. Она определяется условием получения заданного вектора Vo . [c.331]

Вторая схема позволяет исключить ряд ошибок, которые накапливаются при выходе на промежуточную околоземную орбиту, и обеспечить благоприятные баллистические условия перелета, приблизив их к оптимальным. Но эта схема требует применения специальной орбитальной ступени и возможности управляемого старта с околоземной орбиты. В настоящее время вторая схема является общепринятой. [c.273]

Несколько замечаний о выборе монтажной околоземной орбиты. Здесь все рассуждения аналогичны рассуждениям 3, но как бы прокручиваются в обратном направлении . При полете на Марс по гомановской траектории наименьшая скорость схода с круговой монтажной орбиты требуется в том случае, если она расположена на уже упоминавшейся высоте 85 544 км. При этом стартующий с орбиты корабль должен иметь наименьшую массу, но ракеты, доставляющие на орбиту отдельные его части и баки с топливом, должны быть гораздо более мощными, чем в случае использования низкой орбиты. Как правило, придется, видимо, использовать низкие промежуточные орбиты. [c.453]

Использование промежуточной околоземной орбиты при запуске КА к планетам было впервые предложено в 1960 г. Т. М. Энеевым [31]. Это позволило существенно улучшить условия запуска и тем самым значительно увеличить массу выводимой полезной нагрузки на межпланетную траекторию по сравнению с прямым запуском с территории СССР. Впервые старт с промежуточной околоземной орбиты был реализован 12 февраля 1961 года при запуске советской автоматической станции Венера-1 . [c.303]

Если широта точки старта 1фо1>28 36, то нельзя реализовать компланарный перелет в плоскости орбиты Луны. При запуске с территории Советского Союза траектория перелета к Луне оказывается существенно пространственной. Возможны две различные схемы перелета с непрерывным выведением и с использованием промежуточной околоземной орбиты. Первая схема применялась на раннем этапе исследования Луны, поскольку она предъявляет умеренные требования к конструктивным решениям и системе управления. Все ракетные ступени работают непрерывно, обеспечивая управляемый разгон до околопараболической скорости. Однако схема непрерывного выведения, как правило, приводит к увеличению потребных энергетических затрат для достижения Луны вследствие неблагоприятных реализуемых баллистических решений. [c.273]

Полет к Луне с околоземной орбиты. Чтобы обеспечить оптимальные условия перелета к Луне, т, е. близкую к л угловую дальность в любой день месяца, обычно используют промежуточную околоземную орбиту высотой около 200 км. КА с последней ступенью ракеты-носителя предварительно выводится на орбиту ИСЗ, плоскость которой проходит через заданную точку прицеливания. Затем с помощью последней ступени КА переводится на траекторию перелета к Луне. Разгон начинается в тот момент, когда угловая дальность от текущей точки на орбите до упрежденной точки близка к п. Если азимут задан то запуск через Северное полушарие возможен только один раз в сутки. При ограниченной протяженности второго активного участка старт с орбиты должен произойти в то время, когда КА перемещается в северном направлении. Если момент запуска через Северное полушарие пропущен, то примерно через полсуток появляется возможность запуска по тому же азимуту, но уже с перелетом через Южное полушарие. В этом случае старт с орбиты должен производиться в то время, когда КА перемещается в южном направлении. Таким образом, за счет изменения стартового полувитка возможно произвести два запуска к Луне в течение каждых суток, по северной и южной траекториям. [c.280]

Время старта о для выведения КА на промежуточную околоземную орбиту выбирается из условия обеспечения требуемой долготы восходящего узла получаемой плоскости движения. В первом приближении величину 0 с учетом длительности активного участка можно определить следующим образом. Пусть Хгм — абсолютная долгота (угловое расстояние от направления на точку весеннего равноденствия) гринвичского меридиана в О часов рассматриваемой даты старта. Обозначим через соз угловую скорость суточного вращения Земли, 0 — гринвичское время старта, ак — длительность активного участка, Хо — долготу точки старта, ДХак — разность долгот точки выхода на орбиту и точки старта, ДХв — разность долгот точки выхода на орбиту и восходящего узла орбиты, — требуемую долготу восходящего узла орбиты, измеряемую от направления на точку весеннего равноденствия. Тогда должно выполняться условие [c.303]

Задача прицеливания на траектории выведения к Луне состоит в определении параметров старта с Земли и участка разгона с околоземной орбиты (независимые переменные) для заданного набора параметров прицеливания (зависимые переменные). Параметрами прицеливания являются радиус периселения окололунной траектории Rm, ширина периселения в лунной системе координат Lm и высота условного перицентра траектории возвращения RE. В качестве трех независимых переменных рассматриваются время старта Т1, продолжительность движения на промежуточной околоземной орбите t и удельная энергия на траектории к Луне СЗ. Эти переменные, будучи определенными с помощью 1ггеративного процесса, устанавливают 3 важных зависимых параметра задачи время старта для заданного азимута, время до второго включения ступени S-IVB при разгоне с околоземной орбиты (на втором или третьем обороте) и удвоенную удельную энергию эллиптической траектории полета к Луне. [c.93]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...