Орбиты космических аппаратов

С момента старта средства командно-измерительного комплекса получают и обрабатывают телеметрическую информацию с борта. На начальном участке полета непрерывно идет информация о состоянии элементов ракетно-космической системы, траектории выведении и прогноз будущей орбиты космического аппарата. Затем все эти функции подхватывают стационарные и подвижные пункты командно-измерительного комплекса страны и, при необходимости. Центр управления полетами. [c.34]

При решении многих задач космического полета возникает необходимость в угловой стабилизации или ориентации космического аппарата (КА) ъ требуемом направлении. Так, например, перед возвращением космического аппарата на Землю, прежде чем включить тормозную двигательную установку, необходимо вначале сориентировать ее так, чтобы в последующем тормозной импульс был приложен в заданно м напра влении. Поэтому для вьшолнения первого этапа спуска с орбиты космический аппарат должен иметь систему ориентации, а для осуществления второго этапа — систему угловой стабилизации. [c.3]

Для вычисления орбиты космического аппарата требуется решить уравнения движения, чтобы можно было табулировать положение г и скорость г как функции" шести констант движения (например, начальных условий и Vq) и времени. Для искусственных спутников Земли приближенные аналитические решения уравнений движения были получены методами общих возмущений [1—4]. Частично имеются аналогичные решения для искусственных спутников Луны [5, 6]. [c.104]

Поскольку предполагается, что мы располагаем некоторым априорным знанием орбиты космического аппарата, то можно считать, что имеется некоторая предварительная система параметров в виде х. Теперь, если размерность системы равна размерности х и если якобиан преобразования не равен нулю, то можно найти такие параметры х, которые приведут к нулевым невязкам. Конечно, функция Z (х) существенно нелинейна, и для решения потребуется применить численные методы. С другой стороны, если предварительная оценка х не слишком далека от истинного решения, можно линеаризовать уравнения и разрешить полу- [c.110]

Метод последовательной оценки. Применение фильтра Калмана к задаче определения орбиты космического аппарата было впервые предложено для автономной навигации пилотируемого космического корабля [23, 24]. В этой ситуации космонавт периодически выполняет одно или несколько измерений на борту космического корабля и уточняет его орбиту с помощью небольшой бортовой ЭВМ. Таким образом, весьма желательным является метод, который минимизирует требуемый объем памяти ЭВМ. Метод последовательной оценки предлагалось также использовать для обработки.радиолокационных измерений, поступающих от наземных станций [25J впоследствии его реализовали в Центре космических полетов им. Годдарда. [c.116]

Пример 6.1. Падение с низкой орбиты. Космическому аппарату (КА) на высоте h R сообщили начальную скорость vq = vi l — J) параллельно поверхности Земли, vi = (g , ro = R + h, <5>0. [c.46]

В работе показывается, что общее возможное число корректируемых параметров при такой солнечной коррекции не может превышать четырех. Показывается также, что при солнечной коррекции координат в картинной плоскости коррекция времени сближения с планетой невозможна. Последнее обстоятельство объясняется тем, что при солнечной коррекции корректирующий импульс принадлежит плоскости траектории и поэтому ориентация плоскости траектории изменена быть не может. Ввиду этого при некомпланарных орбитах космического аппарата и планеты сближение аппарата с планетой возможно лишь в тот момент времени, когда планета проходит узел орбиты аппарата на плоскости орбиты планеты. [c.312]

В 8, 9 гл. 5 мы уже затрагивали вопрос о движении с малой тягой в околоземном пространстве. Мы видели, что при старте с низкой околоземной орбиты космический аппарат с помощью двигателей малой тяги после многих оборотов вокруг Земли по раскручивающейся геоцентрической спирали достигнет параболической скорости и тем самым обеспечит себе выход из сферы действия Земли. Например, при реактивном ускорении 3 мм/с оказалось возможным через 26,16 сут полета достичь на расстоянии 320 300 км от Земли параболической скорости, а дальнейшее действие двигателя довело еще через 7,8 сут скорость космического аппарата до 3 км/с (на расстоянии 1 673 ООО км). [c.341]

Орбиты космических аппаратов [c.109]

В астрономии гиперболические орбиты встречаются главным образом при исследовании движения комет и метеоров, в астродинамике же с такими орбитами сталкиваются очень часто. Например, для того чтобы вывести космический аппарат на межпланетную орбиту, требуется такая энергия, что орбиту космического аппарата относительно Зе.мли, пока он не удалится приблизительно на один миллион километров, можно считать гиперболой. [c.108]

Такая система охлаждения, имеющая несомненную аналогию с тепловой защитой теплокровных живых организмов, в жидкостных ракетных двигателях, однако, распространения не получила. Пористые камеры сложны в изготовлении, имеют большой вес и низкую прочность. О такой тепловой защите можно еще говорить как о предположительно перспективной для спускаемых с орбиты космических аппаратов, и то при условии реального весового выигрыша. Но тепловая защита спускаемых аппаратов реализуется в настоящее время другим вполне надежным способом, с помощью термостойких покрытий, что в принципе роднит ее с тепловой защитой сопел твердотопливных двигателей. [c.195]

Останов ЖРД является одним из ответственных переходных режимов работы двигателя. От того, как осуществляется останов, зависят выбор метода разделения ступеней ракеты-носителя и отделения полезной нагрузки рассеивание координат приземления спускаемого аппарата с космонавтами и точность вывода на заданную орбиту космических аппаратов скорость спада перегрузок сохранность материальной части в случае аварийной ситуации и т. п. [c.21]

В начале 1973 г. в ОКБ рассматривался вопрос об использовании самолета Т-4 в качестве авиационно-космического разгонного комплекса, предназначенного для перехвата спутников, атакже для выведения на околоземную орбиту космических аппаратов. [c.149]

Апогей — максимальная высота эллиптической орбиты космического аппарата [c.811]

Корректировка орбиты космических аппаратов,поддержание их на услов но-синхронных орбитах, компенсация аэродинамического торможения, [c.206]

Космический аппарат выводят на эллиптическую орбиту в точке, находящейся на расстоянии го от центра Земли. Найти условия, необходимые для того, чтобы траектория аппарата не пересекала поверхность Земли [27]. [c.56]

Космический аппарат движется по эллиптической траектории. Расстояния от поверхности Земли до перигея и апогея соответственно равны Ар=170 км, /ia = 400 км. Определить приращение скорости в апогее и перигее, необходимое для перехода на орбиту приземления. [c.56]

Космический аппарат находится на круговой орбите радиусом Го. Найти величину тангенциального приращения скорости До для перехода на эллиптическую орбиту с полуосью а>га и время перелета до апогея новой орбиты [301. [c.60]

Космический аппарат, двигающийся по круговой орбите радиусом Го, получает тангенциальное приращение скорости Лу. Определить время полета до пересечения с орбитой Луны. [c.61]

При выведении космического аппарата на круговую орбиту радиусом Го величина скорости отклонилась от расчетной на [c.62]

Все типы реактивных двигателей применяют в современной авиации развитие этих двигателей позволило создать космические аппараты, которые преодолели притяжение Земли, достигли Луны, Венеры, Марса и вышли на эллиптические орбиты вокруг Солнца. [c.170]

По величине аэродинамического качества к капсулам с гибким крылом приближаются крылатые космические аппараты. На рис. 1.15.4 показаны два вида таких аппаратов, один из которых относится к классу орбитальных самолетов, а другой — к классу самолетов-носителей. Самолет-носитель можно рассматривать в качестве первой ступени космической системы, предназначенной для вывода на орбиту орбитального самолета (второй ступени). Оба этих самолета предназначены для многократного использования, т. е. должны обладать способностью планирующего спуска в плотных слоях атмосферы и плавной посадки. Поэтому их аэродинамические схемы, органы управления и стабилизации должны обеспечивать высокие маневренные качества и устойчивость. [c.127]

В 1953 году была создана первая солнечная батарея. Для нее сразу же нашлось очень ответственное задание, но пока не на Земле, а в космосе. Уже третий советский искусственный спутник, запущенный на орбиту 15 мая 1958 года, был оснащен солнечной батареей. А теперь панели, на которых установлены эти источники энергии, стали неотъемлемой деталью конструкции любого космического аппарата. На советских космических станциях Салют солнечные батареи в течение многих лет обеспечивают энергией и системы жизнеобеспечения космонавтов, и многочисленные научные приборы, установленные на станции. [c.183]

Остановимся на результатах стендовых испытаний двухконтурных ПТП [132, 1411. Эксперименты [141] были проведены на начальном этапе работ по созданию космических ПТУ с ДФС для оценки функционирования теплообменного оборудования ПТП парогенератора, регенератора и поверхностного конденсатора в условиях нулевой гравитации [1411. Для этой цели экспериментальный контур, содержащий все агрегаты ПТП за исключением турбины, был смонтирован на борту космического аппарата, выведенного на околоземную орбиту. [c.174]

Рассмотрим следующий пример. Имеется сложный космический аппарат на стадии проектирования. Общий вес аппарата не может превышать 3000 кг. Вес оборудования, включая полезную нагрузку - 2000 кг. Статические нагрузки оценены на основе максимального ускорения при запуске на орбиту. Для нормальной работы системы управления требуется, чтобы частота первой формы колебаний была выше 12 Гц. Основной целью является снижение массы конструкции. Предлагается три варианта исполнения конструкции аппарата - ферменная конструкция, рамная конструкция и подкрепленная оболочка. На данный момент все варианты конструкций не удовлетворяют требованиям, в связи с этим ожидается, что их вес придется увеличить. Нужно определить, какой вариант конструкции может обладать лучшими характеристиками, и выдать исходные данные для этапа детального проектирования. Также необходимо выяснить, каков будет выигрыш в весе, если требования по частоте собственных колебаний снизятся с 12 до 10 Гц. Конструкция космического аппарата включает в себя около 150 параметров конструкции, которые можно изменять одновременно. [c.475]

Двигательная установка должна обеспечивать вывод космического аппарата на заданную орбиту, осуществлять изменение его высоты и, в небольших пределах, наклонения орбиты, а также управлять положением космического аппарата. [c.267]

Пневмогидравлическая схема двигательной установки представлена на рис. 175. В этом варианте двигательная установка имеет четыре бака. Гидразин находится в баке под начальным давлением газа наддува (азот) 2,4 МПа. Система работает в вытеснительном режиме без дополнительного поднаддува. В процессе вытеснения топлива из бака давление в подушке снижается вплоть до 5-кратного снижения уровня тяги. Дублированы клапаны, каталитические решетки и др) гие элементы конструкции двигателя. Четыре двигательных модуля могут работать парами А—С или В—Z), дублируя друг друга. Каждый модуль содержит один ЖРД для формирования орбиты космического аппарата и три двигателя для управления положением. Удельный импульс основного двигателя на номинальном режиме 234 с при среднем удельном импульсе за весь срок службы 228 с. Для двигателей ориентации удельный импульс на номинальном режиме составляет 232 с при расчетном среднем удельном импульсе 200 с. Тяга двигателей зависит от текущего давления наддува (рис. 176). Продолжительность минимального импульса двигателя формирования орбиты 40 мс, двигателей ориентации 20 мс. [c.267]

Точность местоопределения. При проведении съемки в направлении надира гарантируемая среднеквадратическая погрешность местооопределения, соответствующая обработке уровня 1В, не превышает 1500 м. Для выполнения этого требования используются различные средства уточнения параметров орбиты космического аппарата, включая систему DORIS, а также параметров его ориентации. Периодическая оценка точности привязки к местности производится путем статистической обработки достаточно большого количества изображений различных районов на поверхности Земли. [c.97]

Работы по программе EOS осуществляются по трем основным направлениям развитие научных отраслей, связанных с изучением протекающих на планете глобальных естественных и антропогенных процессов (EOS S ien e) создание глобальной информационной системы (EOSDIS) а также последовательный вывод на орбиту космических аппаратов серии EOS (EOS Flights). [c.231]

Двойной облет достигается тем,что периоды начальной гелиоцентрической орбиты космического аппарата и его орбиты после облета Венеры выбираются соизмеримыми с периодол [c.24]

Падение с низкой орбиты. Космическому аппарату (КА) на высоте /г <С Я сообш или начальную скорость г о = г (1 — ) [c.80]

Ориентация плоскости оптимальной коррекции значительно отличается от описанной, если орбиты космического аппарата и планеты не лежат в одной плоскости. В этом случае боковое отклонение при коррекции формируется двумя причинами — изменением наклонения к плоскости траектории и изменением момента времени сближения с планетой. Последняя причина вызывается тем обстоятельством, что в случае неком-планарности орбит планеты и аппарата изменение момента прилета приводит к выходу планеты из плоскости траектории аппарата, т. е. к появлению составляющей смещения, направленной вдоль бинормали. [c.308]

Многократный облет Венеры — чрезвычайно эффективный метод для исследования Солнца с высоких гелиографических высот. Для этого пролет мимо Венеры должен совершаться в точках, в которых ее орбита пересекает плоскость солнечного экватора. Еще лучше следующий сложный маневр космический аппарат пролетает мимо Венеры, чтобы затем выйти на высокие гелиографические широты, пролетев сквозь сферу действия Земли. Теперь, разумеется. Земля должна находиться в точке пересечения своей орбиты с плоскостью экватора Солнца, и ее облет должен быть многократным, чтобы наклонение орбиты космического аппарата постепенно увеличивалось. Без Венеры это требует начального выхода на внешнюю эллиптическую орбиту с импульсом скорости в афелии, который бы сделал период обращения равным земному [4.48]. [c.389]

ДЛЯ решения всех типов астродинамических задач главным обра зом потому, что многие из них принадлежат к областям, в которы> теории общих возмущений пока не созданы. Одним из таких случаев является задача облета Луны точный расчет орбиты космического аппарата в поле системы Земля—Луна может быть выполнен только при помощи специальных возмущений. Большой недостаток метода состоит в том, что он редко приводит к каким-тс общим формулам кроме того, при таком подходе приходится рассчитывать про.межуточные положения тел, а цель работы часто состоит в определении их конечной конфигурации. [c.130]

РДТТ будут и в будущем конкурировать с ЖРД, особенно в области малых и средних дальностей полета. Но так как удельная сила тяги, развиваемая РДТТ, все же при прочих равных условиях меньше удельной силы тяги, развиваемой ЖРД, то они не могут успешно применяться для вывода на орбиту космических аппаратов. Здесь приоритет принадлежит ракете с ЖРД. Однако РДТТ могут применяться и в качестве вспомогательных двигателей на ракетах с ЖРД (твердотопливные ускорители). [c.519]

Довыведение орбитального корабля Буран на рабочую орбиту осуществляется с помощью его бортовой двигательной установки. Довыведение на рабочую орбиту космических аппаратов, входящих в состав орбитальных блоков, осуществляется или с помощью их бортовых двигательных установок, или с помощью состыкованных с космическими аппаратами разгонных блоков. [c.53]

При выведении космического аппарата на круговую орбиту радиусом го расстсяине до Земли отклонилось от расчетного ка Дг. Найти параметр п эксцентриситет орбиты. [c.63]

Центр масс космического аппарата, выполненного в виде гантели, движется по эллиптической траектории. Ось симметрии гантели перпендикулярна плоскости орбиты. Используя метод усреднения, исследонать эволюцию траектории при перноди-ческом изменении длины гантс.ли [32]. [c.234]

Бескомпрессорные сверхзвуковые прямоточные ВРД (СПВРД) являются двигателями очень больших сверхзвуковых скоростей полета. Они становятся выгодными при крейсерских сверхзвуковых скоростях полета, превышающих Мн = 3,5. .. 4,0. При этих скоростях СПВРД обладают высокой экономичностью и развивают большие тяги при малой массе и относительно простом устройстве, но при взлете и малых скоростях полета они не обеспечивают требуемой тяги и приемлемой экономичности из-за малой степени повышения давления воздуха только от скоростного напора. Гиперзвуковые прямоточные ВРД (ГПВРД) рассматриваются в качестве перспективных средств для систем запуска на орбиту космических летательных аппаратов в диапазоне чисел Мн от 6—7 до первой космической скорости, а также в качестве силовых установок гиперзвуковых самолетов. [c.14]

Среди двигательных установок, применяемых для межорбитального перехода и маневрирования, рассмотрены система орбитального маневрирования ВКС Спейс Шаттл (США), способная перевести корабль на круговую орбиту, изменить его орбиту и даже возвратить на Землю, также американский апо-гейный двигатель спутника LEASAT для перевода последнего с низкой околоземной орбиты (НОЗО) на геостационарную орбиту (ГСО) и разработанный в Японии ЖРД небольшой тяги, предназначенный для перевода крупных космических аппаратов с орбиты на орбиту. [c.243]

Эта двигательная установка служит главным образом для управления положением и стабилизации спутников с длительным периодом существования, выводимых ВКС Спейс Шаттл на низкую околоземную орбиту с целью изучения верхних слоев атмосферы, производства материалов в условиях невесомости и т. д. Двигательная установка разработана фирмой Мар-тин-Мариетта [63] и имеет вытеснительную систему подачи. В двигателе используется однокомпонентное топливо — гидразин, запас которого может составлять от 900 до 2700 кг. Первоначально она предназначалась для многоцелевого модульного космического аппарата на основе стандартизованного модуля. На рис. 174 приведено схематическое изображение этого модуля, оснащенного рассматриваемой двигательной установкой, в состав которой входят четыре основных импульсных двигателя тягой по 445 Н и 12 верньерных импульсных двигателей тягой 22 Н каждый. [c.267]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...