Влияние регрессии орбиты

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]

ВЛИЯНИЕ РЕГРЕССИИ ОРБИТЫ [c.280]

ВЛИЯНИЕ РЕГРЕССИИ ОРБИТЫ 283 [c.283]

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]

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]

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.

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 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]

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]

Примерно через 9 лет и 5 суток система вновь приходит в состояние, при котором выполняются условия зеркальности. На этот раз во время новолуния Солнце находится вблизи (6°) перигея, а Луна в апогее, причем широта Луны равна нулю. Векторы скорости Солнца и Луны почти перпендикулярны радиусам-векторам. Если бы такая конфигурация была в точности зеркальной, то орбита Луны была бы строго периодической и в конце сароса система возвращалась бы в исходную зеркальную конфигурацию. При этом влияние возмущений, действующих во время первой половины сароса, полностью компенсировалось бы возмущениями, действующими во время второй половины. Единственным результатом действия возмущения от Солнца была бы регрессия сидерического положения линии узлов орбиты Луны приблизительно на 1 Г. В действительности орбита Луны с учетом возмущений от Солнца очень близка к периодической с периодом в один сарос. Хорошая повторяемость геометрических конфигураций лунных и солнечных затмений свидетельствует о том, насколько близко движение системы Земля—Луна—Солнце к точному периодическому движению. Все остальные возмущения (от планет, приливные, обусловленные фигурами Земли и Луны) имеют очень малую величину. [c.286]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...