Возмущения, действующие на космический аппарат

Возмущения, действующие на космические аппараты, стабилизированные вращением [c.11]

ВОЗМУЩЕНИЯ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ [c.7]

Общим недостатком рассматриваемых систем является их способность насыщаться при действии знакопостоянных внешних возмущений. Если на космический аппарат действует постоянный момент Afz, то в режиме стабилизации (считаем процесс установившимся) угол отклонения гироскопа будет непрерывно увеличиваться [c.101]

Преобладающей естественной силой, действующей на космический аппарат при полетах типа 1) или 2) и при посадке иа Землю, оказывается сила, вызванная гравитационным потенциалом Земли. Часть, определяемая сжатием Земли, зависит от расстояния между телом и Землей. Если космический корабль не приближается к сфере действия Луны или не входит в нее (см. ниже), то все прочие силы, действующие на корабль, могут трактоваться как возмущения геоцентрической орбиты. Внутри сферы действия Луны преобладающей силой оказывается лунное тяготение, определяющее окололунную орбиту тела, в основном возмущаемую притяжением Земли. [c.382]

В астродинамике при рассмотрении так называемых вопросов осуществимости применяется более точный критерий, приводящий к двум сферам влияния. Будем пренебрегать возмущением, действующим со стороны планеты на космический аппарат, если оно не превосходит некоторой малой доли р от кеплеровского гелиоцентрического ускорения. Тогда уравнение [c.186]

Понятие устойчивости резонанса (или застревания в резонансе) используется в практических задачах, связанных со спуском космических аппаратов в атмосферу. Для реализации устойчивого резонанса необходимо, чтобы на фазовой плоскости существовала колебательная область, ограниченная сепаратрисой, то есть, чтобы выполнялось условие (4.37), и достаточно, чтобы при отсутствии внутри колебательной области предельного цикла производная по медленному времени г полной энергии системы Е была меньше, чем производная по медленному времени потенциальной энергии ]Ус, вычисленной в седловой точке (рис. 4.6). В этом случае колебательная область расширяется быстрее, чем фазовая траектория приближается к границе области, ограниченной сепаратрисой. Производная Е/(1т показывает эволюцию фазовой траектории маятниковой системы (4.31), а производная (1 с/(1г — эволюцию сепаратрисы под действием малых возмущений (/1 0). Поскольку речь идёт о колебательном движении системы, то об указанных производных можно говорить только в смысле их средних на периоде колебаний значений. Так как переход через сепаратрису возможен лишь в малой её окрестности, то соответствующие производные следует усреднять на сепаратрисе, ограничивающей область, устойчивость движения в которой исследуется. Достаточное условие устойчивости резо- [c.128]

Стабилизация на Солнце моментами сил светового давления. Рассмотренные в главе I моменты сил светового давления могут стабилизировать спутник по направлению на Солнце. Рассмотрим, например, космический аппарат, движущийся по орбите вокруг Солнца. Будем считать, что возмущения в орбите пренебрежимо малы и орбита является круговой. Момент, действующий на такой спутник Солнца, примем в виде (1.5.6), (1.5.7) и рассмотрим плоское движение спутника под действием этого момента. Уравнение плоских колебаний имеет вид [c.143]

Решение. При вычислении траектории космического аппарата необходимо учитывать силы, действующие со стороны Солнца и планет. Однако в небесной механике известно точное решение только одной задачи — задачи о движении двух тел. Поэтому в астродинамике получили развитие приближенные методы расчета траекторий. Один из методов основан на анализе гравитационного возмущения траектории КА в окрестности планеты. [c.155]

Легко понять, что если возмущающее воздействие атмосферного сопротивления, направленного противоположно движению, заставляло спутник снижаться по спирали, то возмущение орбит малой тягой в сторону полета должно принудить спутник подниматься по раскручивающейся спирали, показанной на рис. 44 сплошной линией. При этом в случае старта с круговой орбиты каждый последующий виток спирали будет до поры до времени мало отличаться от окружности. Аналогично аэродинамическому парадоксу спутника существует и парадокс разгона космического аппарата с малой тягой несмотря на то, что сила тяги действует в сторону движения, скорость аппарата уменьшается. Если бы можно было заснять на кинопленку спиральный спуск спутника в атмосфере, то, прокрутив ее от конца к началу, мы увидели бы на экране спиральный подъем спутника под действием малой тяги. При этом замедление космического аппарата является таким, будто бы сила тяги не разгоняет его, а толкает назад. [c.136]

Для так называемых траекторий сближения, т. е. траекторий космических аппаратов, стартующих с Земли и входящих в сферу действия Луны до того, как они завершат хотя бы один оборот вокруг Земли, ответ на поставленный вопрос нам известен. Даже минимальная селеноцентрическая скорость входа в сферу действия Луны более чем вдвое превышает скорость освобождения от лунного притяжения на границе сферы действия Луны. Поэтому селеноцентрическая траектория представляет собой ярко выраженную гиперболу. Учет возмущений селеноцентрического движения со стороны Земли не может существенно изменить эту картину (уж очень гиперболично движение), и, таким образом, захват космического аппарата оказывается невозможным [3.16]. [c.239]

Но, строго говоря, такой ответ на поставленный вопрос не учитывает всех теоретически существующих возможностей. Представим себе, что запущен искусственный спутник Земли, невозмущенная эллиптическая орбита которого очень сильно вытянута, но все же не достигает сферы действия Луны. Постепенно лунные возмущения повышают апогей оскулирующей эллиптической орбиты, и после какого-то числа оборотов вокруг Земли космический аппарат может войти в сферу действия Луны. Особый характер предшествующего движения космического аппарата не позволяет нам теперь утверждать, что вход произойдет непременно [c.239]

Экзотический метод запуска временного искусственного спутника Луны, описанный выше, конечно, неприменим на практике. С точки зрения практической космонавтики единственный способ вывода космического аппарата на орбиту спутника Луны заключается в уменьшении его селеноцентрической скорости внутри сферы действия Луны с гиперболической до эллиптической, причем до такой, чтобы апоселений орбиты не оказался вблизи границы сферы действия Луны (иначе из-за земных возмущений спутник может быть потерян Луной на первых же оборотах). Уменьшение скорости осуществляется включением тормозной двигательной установки, находящейся на борту космического аппарата. [c.241]

Погрешность, которую мы допускаем, пользуясь приближенной формулой (2), в значительной мере компенсируется другой погрешностью, а именно тем, что, пользуясь приближенным методом расчета траекторий, мы не учитываем возмущений со стороны Земли, сказывающихся на гелиоцентрическом движении космического аппарата вне сферы действия Земли. [c.308]

В самом деле, допуская первую погрешность, мы занижаем скорость космического аппарата на границе сферы действия Земли и вносим определенное искажение в гелиоцентрическую скорость. Но это последнее искажение даже отчасти полезно, поскольку как бы соответствует той ошибке, которую мы допускаем, забывая о притяжении Земли сразу же после пересечения космическим аппаратом границы ее сферы действия. Если, например, выход из сферы действия Земли осуществляется в сторону движения Земли, то первая ошибка занижает гелиоцентрическую скорость, но ведь то же самое делало бы и земное возмущение вне сферы действия Земли. Впрочем, разница между значениями вых. вычисленными по разным формулам, невелика (особенно, если заменить сферу действия сферой влияния ) и вовсе сходит на нет с увеличением начальной скорости ио (например, при полетах к дальним планетам или к Солнцу). [c.308]

В некоторых работах можно найти общие рассуждения о влиянии ограничений по угловой скорости изменения ориентации на демпфирование либрационных колебаний спутника с гравитационной системой стабилизации (см., например, [61, 62, 64, 89, 92], где этот вопрос рассматривается для случая беспорядочно вращающихся в начальный момент времени космических аппаратов). Демпфирование не сказывается существенным образом на параметрах возмущенного движения, исключая области параметров, которые приводят к условиям возникновения резонанса [171, но часто введение демпфирующего устройства настолько изменяет динамаку движения, что исследования общего характера могут дать лишь качественную картину явлений. Поэтому процесс демпфирования целесообразно анализировать применительно к конкретным системам. Действующие на космический аппарат возмущения вследствие различного рода явлений, в том числе влияние атмосферы, рассматриваются в работах [18, 72, 77]. [c.195]

Почти любое сближение автоматической лунной станции (АЛС) или пилотируемого корабля с Луной, будь то облет Луны, падение или посадка на нее или даже простой пролет на более или менее близком расстоянии от Луны, может принести полезную научную информацию. Для определенности мы будем называть сближением с Луной достижение космическим аппаратом любой точки пространства, находящейся внутри сферы действия Луны. Траекториями сближения [З.П будем называть такие траектории, которые приводят космический аппарат в сферу действия Луны еще до того, как он завершит свой первый оборот вокруг Земли. Последняя оговорка объясняется тем, что сфера действия Луны может быть в принципе достигнута после того, как лунносолнечные гравитационные возмущения, расшатав длинную эллиптическую орбиту спутника Земли, приведут его в конце концов в окрестность Луны (такой случай встретится нам в 1 гл. 10). [c.191]

А теперь укажем обстоятельства, которые делаюг периодическое сближение с возвращением, этот своеобразный космический бильярд , практически нереальным. Во-первых, очевидно, что траектории периодического облета Луны должны быть плоскими. Эта трудность преодолима. Но, во-вторых, периодический облет возможен лишь теоретически в предположении, что орбита Луны — идеальная окружность. В-третьих, требуется невероятная точность начальных условий. Например, в случае траектории, изображенной на рис. 88 начальную скорость необходимо соблюдать с точностью до 1 ММ/с. При ошибке 1 мм/с космический аппарат через несколько оборотов покинет сферу действия Земли. В-четвертых, мы не учли возмущений от Солнца... [c.234]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...