Коррекция межпланетных траекторий

КОРРЕКЦИЯ МЕЖПЛАНЕТНЫХ ТРАЕКТОРИЙ 337 [c.337]

Коррекция межпланетных траекторий [c.337]

Но инструментальные источники ошибок сохранятся и в будущем, поэтому коррекция межпланетных траекторий будет необходима. Поскольку это так, теряет смысл точный учет мелких возмущений траектории, о которых говорилось выше. [c.337]

Теория коррекции межпланетных траекторий поэтому весьма сложна и не может быть здесь детально освещена [4.20, 4.21]. [c.338]

Сразу после старта с Земли возможности коррекции межпланетной траектории ограничены. Это объясняется тем, что геоцентрическая скорость полета весьма велика, и практически ( в линейном приближении ) корректирующий импульс не может изменить направления вектора скорости, а может изменить лишь его величину. Если представить себе картинную плоскость, проведенную через центр планеты назначения, и отметить на ней точку пересечения этой плоскости с действительной траекторией, то с помощью коррекции вблизи Земли можно сместить эту точку лишь в одном определенном направлении, а также изменить время встречи. Следовательно, может оказаться невозможным осуществить сдвиг точки пересечения картинной плоскости именно в том направлении, в котором нужно, хотя тот сдвиг, который осуществим, может оказаться достаточно большим. Последнее видно из того, что небольшое изменение на- [c.338]

КОРРЕКЦИЯ МЕЖПЛАНЕТНЫХ ТРАЕКТОРИЙ 339 [c.339]

Рассмотрим теперь задачу коррекции межпланетной траектории. В обш ем случае одноразовая импульсная коррекция позволяет ис- [c.425]

П.5. Оптимальные точки коррекции. Обсудим задачу выбора оптимальной стратегии многоразовой идеальной коррекции межпланетной траектории из условия минимизации суммарного расхода топлива [П.Ц. Идеальной называют коррекцию без ошибок прогноза движения и ошибок ее исполнения. [c.432]

П.6. Коррекция с ограниченной тягой двигателя. Рассмотренная импульсная коррекция межпланетной траектории КА отвечает идеализированному случаю использования двигателя с неограниченно большой тягой. Естественно возникает вопрос, как изменятся полученные рекомендации для оптимальной по расходу топлива стратегии проведения коррекции при использовании двигателя с ограниченной тягой. Такая задача исследована в работе [П.2] в обш ей постановке, когда допускается регулирование тяги двигателя от нуля до заданной максимальной величины при условии, что скорость истечения газов из сопла остается неизменной. Определяется оптимальный закон изменения вектора тяги по времени (т. е. величина и направление) из условия минимизации суммарных затрат топлива на коррекцию известных ошибок терминальных параметров движения. [c.434]

В работе проводится предварительное аналитическое исследование вопросов управления на промежуточном и на конечном участках траектории полета применительно к четырем основным задачам а) снижение спутника с круговой орбиты, б) коррекция межпланетных траекторий, ) конечное притяжение планетой, г) встреча спутников. Для решения первых трех задач необходим только один корректирующий импульс для решения четвертой задачи необходима последовательность коррекций. Рассмотрение этих задач имеет целью выяснить основные особенности проблемы в целом. [c.695]

КОРРЕКЦИЯ МЕЖПЛАНЕТНЫХ ТРАЕКТОРИЙ [c.705]

КОРРЕКЦИЯ МЕЖПЛАНЕТНЫХ ТРАЕКТОРИЙ 707 [c.707]

Для того чтобы облегчить расчет положения перицентра при облете после коррекции, выполняется, следующая операция если дальность расчетного перицентра относительно промежуточной планеты выходит за заданные пределы, то эта величина сохраняется постоянной, равной определенному заранее значению, и далее вычисляется приращение скорости, необходимое для поворота асимптоты траектории отправления на нужный угол. Совсем недавно был разработан модифицированный вариант этой программы, который позволяет вычислять величину и направление, а также точку приложения оптимального импульса скорости во время облета планеты. Новая программа позволит сэкономить много часов человеческого труда при исследовании любой группы перспективных межпланетных траекторий. [c.33]

Те или иные характеристики сближения с планетой могут быть однозначно отображены на построенную подобным образом плоскость прицеливания (картинную плоскость) (Р. К. Казакова, В. Г. Киселев и А. К. Платонов, 1967). Допустимые значения изменения характеристик сближения с планетой определяют на картинной плоскости область возможных отклонений без учета притяжения планеты. Размеры этой области определяют требуемую точность реализации межпланетной траектории или требуемую точность ее коррекции. Характеристики коррекции в этом случае зависят от степени влияния импульсного изменения вектора [c.305]

П.2. Двухпараметрическая коррекция. Для межпланетной траектории наибольший интерес представляет двухпараметрическая коррекция. Действительно, построим картинную плоскость, проходящую через центр планеты назначения перпендикулярно вектору планетоцентрической скорости КА на номинальной траектории в точке пересечения картинной плоскости. С картинной плоскостью свяжем прямоугольную декартову систему координат Начало [c.426]

П.4. Случаи вырожденных коррекций. В работе [П.1] исследованы особые точки межпланетных траекторий, в которых характеристики вырождаются, т. е. некоторые терминальные параметры остаются неизменными при любой ориентации корректирующего импульса скорости. Так, в случае, когда угловая дальность от точки коррекции до картинной плоскости Ф = я, корректирующий импульс скорости изменяет лишь параметры движения в плоскости траектории. Импульс скорости, перпендикулярный плоскости траектории, в линейной постановке не меняет координат в картинной плоскости. Это объясняется тем, что начальная и конечная точки траектории находятся на одной прямой по разные стороны от притягивающего центра, и боковой импульс скорости лишь поворачивает плоскость движения относительно указанной прямой. Эллипс влияния в рассматриваемом случае вырождается в отрезок оси (эффективность коррекции вдоль оси Рц близка к нулю), а плоскость оптимальной коррекции не определена. [c.432]

Схема полета 5ПМ к Марсу выглядела следующим образом. Станция выводится на межпланетную траекторию двухступенчатым разгонным блоком. При подлете к Марсу выполняется коррекция траектории. Затем посадочный и орбитальный модули разделялись, последний переводился на пролетную траекторию. В это время посадочный модуль входит в марсианскую атмосферу и, используя асимметричный аэродинамический экран, выполняет планирующий спуск. Когда его скорость уменьшается до 200 м/с, экран сбрасывается и аппарат совершает мягкую посадку с включением тормозящей двигательной установки. [c.766]

Рис. 24.13. Коррекция эллиптической межпланетной траектории одним импульсом скорости.

Рис. 14. Влияние коррекции на межпланетном участке траектории на глубину коридора входа в атмосферу Земли. (Максимально допустимое ускорение 10 UD 1.)

Обш,ие свойства коррекционных маневров при межпланетных полетах были исследованы в работе А. К. Платонова (1966). Им рассмотрены в линейном приближении характеристики коррекционного маневра на различных участках траектории полета к планетам. В качестве корректируемых параметров траектории используются момент и координаты точки пересечения космическим аппаратом картинной плоскости планеты. Предполагается, что коррекция производится путем мгновенного изменения вектора скорости полета в одной или нескольких точках траектории и что имеется полная информация о движении космического аппарата. Исследование проводится с целью уменьшения величины суммарного импульса коррекции. [c.306]

Доказано, что многоразовая солнечная коррекция не может исправить более четырех параметров траектории, а один импульс исправляет один параметр. В частности, исправить время встречи планетой в принципе возможно лишь в том случае, если плоскости межпланетной гелиоцентрической траектории и орбиты планеты совпадают, а это фактически невозможно (см. 2 гл. 16). Место ветре- [c.339]

Безостановочными облетами мы называем гиперболические пролеты мимо планет, не сопровождающиеся выходом на орбиту искусственного спутника планеты. Наличие человека на борту корабля, совершающего подобный межпланетный перелет, позволяет более просто организовать автономную навигацию и коррекцию при сближении с планетой. Это обстоятельство не вносит особых корректив в траекторию по сравнению с облетом планеты автоматической станцией, сопровождающимся возвращением к Земле. То же, естественно, касается и характеристической скорости. Однако начальная масса ракеты-носителя возрастает во много раз. [c.447]

Запуски первых трех автоматических межпланетных станций (АМС) к Луне производились каждый раз в то время, когда Луна находилась вблизи южного участка своей орбиты. Запущенные непосредственно с Земли станции постепенно набирали скорость до второй космической с последующим переходом к пассивному полету к цели без использования промежуточной орбиты спутника Земли и без коррекции траектории перелета. В дальнейшем советские космические аппараты запускались к Луне и планетам уже с применением промежуточной орбиты ИСЗ, что обеспечивало существенный энергетический выигрыш и расширяло временные интервалы запуска к Луне. [c.17]

При исследовании стохастических коррекций, как правило, предполагают, что вид коррекций, время их проведения и коэффициенты связи (при связанной коррекции) являются едиными для всего множества возможных траекторий и ие зависят от конкретных реализаций ошибок. Использование именно такой стратегии коррекции оправдано присущими траекториям межпланетного перелета свойствами эффективности коррекции, а также принятыми принципами управления полетом, согласно которым все необходимые работы по подготовке и формированию управляющего воздействия (проведение сеансов измерений, коррекций и др.) осуществляют по единому временному графику. [c.297]

Обш,им недостатком электроракетных двигателей (особенно ионных) является малая создаваемая ими абсолютная тяга. В связи с этим они могут эффективно применяться, главным образом, в системах ориентации искусственных спутников и космических кораблей, коррекции их скорости или траектории, а также для длительного разгона и торможения космических кораблей при межпланетных полетах. [c.117]

В работе В. Н. Кубасова исследуются особенности способа коррекции межпланетных траекторий- импульсом, направленным вдоль линии космический аппарат — Солнце, При подобном способе коррекции система ориентации космического аппарата может быть достаточно простой. Одноразовая коррекция по данному способу позволяет независимо изменять лишь один параметр траектории — путем изменения величины корректирующего импульса при фиксированном его направлении. Для исправления нескольких параметров траектории необходимо производить многоразовую неоднородную коррекцию. [c.312]

Общие требования к системам коррекции межпланетных траекторий рассматриваются в работе А. А. Дашкова (1966). В этой работе на основе анализа свойств траекторий определяются основные требования к точности выполнения коррекции при полете к Марсу, Венере и Луне, а также обсуждаются некоторые возможные схемы ориентации космического аппарата при коррекции. Один из интереснейших методов ориентации космического аппарата вблизи планеты, пригодный для целей коррекции, описан в работе А. А. Дашкова и В. В. Ивашкина [c.313]

Кубасов. В. Н. Коррекция межпланетных траекторий с помощью импульсов радиальной гелиоцентрической скорости.— Космические исследования, 1966, т. 4, № 5. [c.497]

При выборе межпланетной траектории необходимо руководствоваться следуюш ими основными требованиями. Энергетические затраты на выведение КА и на выполнение всех маневров, включая коррекцию траектории, должны быть минимальными. Время перелета следует по возможности сокраш ать. При сближении с планетой назначения надо обеспечить определенные условия для решения поставленной целевой задачи фотографирования ее поверхности, посддки в заданном районе, проведения научных исследований и т. п. Поскольку перечисленные требования часто оказываются противоречивыми, то приходится отыскивать компромиссные решения на основе анализа большого числа траекторий. [c.286]

Как уже отмечалось, на межпланетной траектории суш ествуют особые точки, вблизи которых происходит резкое (немонотонное) изменение характеристик эллипсов влияния суш ественно возрастает эффективность коррекции терминальных параметров движения в одном направлении картинной плоскости и сводится почти к нулю в ортогональном направлении. При такой ситуации выгодной по затратам топлива может оказаться многоразовая неоднородная коррекция. Неоднородной называют коррекцию, когда для каждого корректируюш его импульса скорости выбирается своя точка прицеливания в картинной плоскости, т. е. характеристики коррекции определяются из различных условий). В каждой особой точке следует корректировать ту совокупность терминальных параметров, которая требует наименьшего по величине импульса скорости по сравнению с другими точками траектории. Остальные терминальные параметры корректируются в своих, наиболее эффективных для них точках траектории. [c.434]

При выборе стратегии коррекции траектории движения АМС Вега на участке полета Венера — комета учитывали ошибки радиотехнических навигационных измерений существующих систем, а начальные ошибки реализации межпланетной траектории перелета к комете определялись точностью наведения иа участке подлета к Венере и не превышали 500 км по координатам и 1 м/с по скоростям в момент выхода АМС из сферы действия Венеры. В качестве корректируемых параметров были приняты координаты вектора относительного положения АМС и кометы в орбитальной системе на расчетный момент их встречи. Анализ эффективности независимой трехпараметрической коррекции показал 1) в районе 75...90 сут полета имеется область вырождения матрицы Fg(i ) и, как следствие, резкое увеличение энергетических затрат на коррекцию начальных отклонений корректируемых параметров, связанных с ошибками прогнозирования кометы и наведения станций Вега при пролете их вблизи Венеры (рис. 11.5) 2) существуют два локальных экстремума энергетического критерия качества наведения в интервале 20...50сути 110... 160 сут, для которых предельные характеристические скорости коррекции начальных отклонений корректируемых параметров практически одинаковы (рис. 11.6) 3) на участке подлета к комете (после 240 сут) эффективность коррекции существенно уменьшается (см. рис. 11.5). [c.301]

Станция М-71С (получившая при запуске обозначение Космос-419 ) стартовала 5 мая 1971 года. Вывести ее на межпланетную траекторию не удалось оператор вьщал неправильную установку на второе включение разгонного блока Д . Советские ученые потеряли возможность создания первого искусственного спутника Марса и лишились маяка , позволявшего с высокой точностью определять положение красной планеты. Теперь осталось надеяться на безупречную работу системы космической автономной навигации (СКАН). Решение о разработке этой системы, не имею-ш ей аналогов в мире, и установке ее на 2-й и 3-й аппараты М-71 принял Совет главных конструкторов в начале 1970 года как запасной вариант на случай аварии станции М-71 С . В системе использовался оптический угломер, разработанный в ЦКБ Геофизика . За семь часов до прилета прибор должен был провести первое измерение углового положения Марса относительно базовой системы координат. Данные измерений передавались в бортовой компьютер системы управления, который рассчитывал вектор третьей коррекции, необходимый для перевода станции на номинальную траекторию. Все операции должны были проводиться на борту космического аппарата без участия и контроля наземного пункта управления. Испытания угломера на стенде системы управления прошли без замечаний. [c.763]

Из рис. 14 видно, что при скоростях входа до 15 км1сек система управления на межпланетном участке траектории способна обеспечить выведение аппарата в допустимый коридор входа это, по-видимому, невозможно при более высоких скоростях входа. Правда, на этот счет существуют различные мнения, но автор настоящего обзора полагает, что вход с высокими скоростями может вообще не потребоваться, поскольку скорость входа ограничивается условиями проведения операции, а не точностью системы навигации. Следует также указать, что данные о коррекции траектории на межпланетном участке [40] основаны на использовании единственного измерения, выполненного бортовыми оптическими средствами. Использование данных слежения с Земли для расчета корректирующих импульсов безусловно повысит точность коррекции ). К тому же при необходимости глубина коридора безопасного входа может быть увеличена путем увеличения аэродинамического качества аппарата, управления по тангажу [41—43] или, возможно, путем увеличения предельно допустимой перегрузки. [c.149]

Наряду с удачным выбором корректируемых параметров большое значение для исследования коррекционных свойств межпланетных орбит имеет простота аналитических выражений для изохронных производных параметров движения вдоль траектории. Очень простые выражения для изохронных производных были получены В. И. Чарным (1965) в результате изучения свойств линеаризованной системы уравнений возмуш ен-ного движения в рамках задачи двух тел. Эти исследования были продолжены В. Г. Хорошавцевым (1965), рассмотревшим задачу о расчете изохронных производных параметров движения искусственного спутника для случая больших промежутков времени движения, когда траектория разбивается на участки, а также В. Н. Кубасовым (1966), получившим аналитическую зависимость величины указанных производных от времени полета. Полученные аналитические выражения для изохронных производных позволили значительно упростить анализ характеристик коррекций при полетах к Луне и планетам. [c.306]

Для автоматических межпланетных станций серий Зонд , V ape , Be нера характерны такие режимы работы длительная ориентация рабочих поверхностей солнечных батарей на Солнце, точная ориентация относительно не бесных ориентиров перед коррекцией траектории, ориентация парабочнческой антенны на Землю для установления информативной связи, стабилизация при работе корректирующего ракетного двигателя [c.130]

I. Коррекция траектории движения КА с помощью радиокомаидкой систе-иы управления (исиоль.топалась при коррекции траектории советских спутников Молния , Космос-212 , 0 также межпланетных станций Луна ), [c.224]

В случае ЖРД при оценках принималось, что разгон МКК с околоземной орбиты на траекторию межпланетного перелета производится с помощью кислородноводородного двигателя с эффективной скоростью истечения 4700 м/с. Массовый коэффициент разгонного блока (отношение пассивной массы к массе топлива) принимался равным 0,25, характеристическая скорость разгона 5 км/с. Для дораз-гона МКК, коррекции орбиты и торможения вблизи планет в расчетах предполагалось использование ЖРД, работающего на азотном тетраксиде и несимметричном диметилгидразине, с эффективной скоростью истечения 3250 м/с массовый коэффициент двигательной установки принимался равным 0,1. Значения м ссы полезной нагрузки (без учета двигательных установок и взлетных ракет), принятые в расчетах для конкретньи операций, показаны в табл. 6,1. [c.202]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...