Траектории спуска с орбиты

Траектории спуска с орбиты [c.119]

Здесь же мы отметим лишь одну теоретическую возможность, которая имеет практическое значение скорее для межпланетных (см. 5 гл. 15), чем для околоземных полетов. Обратимся к рис. 36 ( 2 гл. 5) и переменим на нем направления всех стрелок на траекториях на обратные, но сохраним направления стрелок — импульсов скорости. Тем самым мы обратим движение и вместо вывода спутника на орбиту 1 будем иметь его спуск с орбиты 1 по обходной траектории, заканчивающийся ракетным торможением в точке Л- Очевидно, такой маневр дает выигрыш в сумме импуль- [c.122]

СОВ по сравнению со спуском с орбиты 3 по траектории 4, если радиус орбиты 3 превышает 11,9/ (/ — радиус Земли, см. 2 гл. 5). Благодаря же тому, что атмосфера Земли освобождает нас от ракетного торможения в точке Л, энергетический выигрыш сопровождает предварительный подъем с орбиты 5 уже тогда, когда ее радиус составляет 4,8/ [2.9]. Выигрыш будет наибольшим, если осуществить переход через бесконечность . При этом неизбежен вход в атмосферу со второй космической скоростью (см. 2 гл. И). [c.123]

Рис. 5.51. Возможные траектории спуска с круговой орбиты 1 — начальная круговая орбита 2 — условная граница атмосферы

Перед началом спуска с орбиты ИСЛ осуществляется начальная выставка координат аварийной системы управления по данным основной системы управления и навигации, определяется начальное значение навигационного вектора состояния и производится компенсация смещений гироскопов и акселерометров. Смещение нулей гироскопов определяется путем сравнения с данными ориентации, вырабатываемыми основной системой управления и навигации нули акселерометров определяются по сигналам, снимаемым с чувствительных элементов аварийной системы на пассивном участке траектории. На поверхности Луны вторично производятся выставка и определение смещения нулей чувствительных элементов. [c.91]

Если место прилунения произвольно, то меньше всего требуется энергии для спуска на Луну, когда сход с орбиты осуш.ествляется в периселении с помош,ью горизонтального тормозного импульса и угловая дальность спуска составляет 180° (полуэллиптическая траектория). [c.252]

Через два месяца аналогичный облет Луны увенчался первым спуском с аэродинамическим качеством ). 10 ноября 1968 г. с промежуточной околоземной орбиты с помощью вторично включенной второй ступени ракеты-носителя на траекторию облета Луны была выведена станция Зонд-6 , облетевшая Луну и вошедшая в атмосферу 17 ноября. На пути к Луне и обратно были проведены три коррекции (рис. 102), причем последняя обеспечила вход в коридор с расчетной шириной 20 км средняя линия коридора имела условный перигей на высоте 45 км над Землей (под коридором здесь [c.263]

Соотношение (5.10.41) заведомо выполняется. Отсюда видно, что при спуске с круговой орбиты, когда начальные параметры (AF, т ) находятся в области Г (5.10.31), (5.10.32), траектория всегда пересекает условную границу атмосферы, т. е. ограничение OS 0BX 1 заведомо выполняется. [c.205]

На рис. 5.54 построены примеры расчета параметров траектории на входе в атмосферу при спуске с круговой орбиты, для которой относительный радиус г = го/гат = 1,05. Величина относительного тормозного импульса скорости AF = 0,04 находится вне области Г и соответствует нулевой оптимальной ориентации (торможение против направления движения). Величина AF = 0,2 находится в области Г. Оптимальный угол ориентации тормозного пмпульса скорости % = Х2 45,6°. Величина AF = 0,113 попадает [c.205]

Угловой стабилизацией называется движение КА вокруг центра масс на тех участках траектории, где полет протекает со значительными ускорениями при коррекции орбиты, переходе с одной орбиты на другую, переходе на траекторию спуска и т.д. В эти сравнительно кратковременные моменты, когда работает двигательная установка, для обеспечения нужного направления приращения скорости необходимо сохранять неизменным пространственное угловое положение КА. [c.241]

Возникающие перегрузки зависят ие только от скорости, по и от угла входа в верхние слон атмосферы. Ясно, чю при пологой траектории торможение растягивается во времени, и максимальные перегрузки уменьшаются. С другой стороны, слишком пологая траектория прп больших скоростях входа, близких ко второй космической или превышающих ее, таит в себе опасность безвозвратного выхода за пределы атмосферы. Это требует значительного повышения точности входа в атмосферу. При спуске с низкой орбиты проблема точности столь остро не ставится. [c.335]

Предположим, что путем кратковременного включения тормозной двигательной установки (ТДУ) КА переведен с орбиты ИСЗ на траекторию, проходящую через плотные слои атмосферы (рис. 14.1), — траекторию спуска. Далее рассмотрим пассивный случай движения, т. е. будем считать, что из всех возможных сил на него действуют сила притяжения Земли mg и сила взаимодействия с окружающей средой — аэродинамическая сила. Пренебрегая центробежной и кориолисовой силами, запишем для этого случая уравнения движения КА в скоростной системе координат [c.369]

Когда требуется обеспечить спуск КА с произвольной орбиты на планету, имеющую атмосферу, обычно возникает задача о выборе ориентации тормозного импульса скорости из условия оптимизации некоторых параметров траектории входа в атмосферу. При этом используют понятие условной границы атмосферы, т. е. сферической поверхности, ниже которой необходимо учитывать воздействие на КА аэродинамических сил. Понятно, что высота условной границы атмосферы должна зависеть от свойств самой атмосферы и аэродинамических характеристик КА. Так, условную границу атмосферы Земли принимают на высотах 80—120 км, атмосферы Марса — на высоте 100 км, атмосферы Венеры—на высоте - 120 км. [c.197]

Целесообразной для лунного корабля является двухступенчатая схема. Первая ступень — спуск и посадка, вторая — взлет и стыковка с основным блоком на орбите. Общий вид лунного корабля представлен на рис. 2.16. Корабль свободен от каких бы то ни было аэродинамических обводов. Конструкция — чисто космическая. Проектанты уложились в 14,5 тс. Этот вес входит только как одна из составляющих в тот полезный груз, который должен быть выведен ракетой-носителем на околоземную орбиту и дальше — на траекторию полета к Луне. [c.76]

Космический аппарат, предназначенный для спуска с орбиты, может осуществлять этот вид маневра как единое пелйе так и предварительно отделив от остальной конструкции так называемый спускаемый аппарат Точкой схода КА с орбиты называется точка, в которой включается тормозная двигательная установка (ТДУ) для уменьше[тя орбитальной скорости до требуемой для снижения Траекторией спуска называется траектория, по которой движется КА с момента схода с орбиты и до момента достижения высоты, на которой возможно применение специальных средств для осуществления посадки Вся траектория спуска подразделяется нз три участка участок торможения, движение на котором происходит под действием тяги работающей ТДУ, участок снижения с момента выключения ТДУ и до момента входа в плотные слои атмосферы. [c.114]

Первоочередное требование точной посадки в заданном районе Земли способствовало тому, что в настоящее время наибольшее распространение получили простейшие номинальные траектории с постоянным значением эффективного аэродинамического качества (нли угла крена). В зависимости от реальных начальных условий входа в атмосферу может быть установлено такое значение угла крена (эффективного качества), которое обеспечивает приход СА в заданный район (естественно, в щ)еделах зоны маневрирования). Номинальные траектории, определяемые движением на постоянном значении аэродинамического качества, приводит к более тяжелому тепловому режиму СА по сравнению с рассмотренными выше оптимальными траекториями. Но отход от оптимальности тем меньше, чем меньше располагаемое качество СА, и при < 0,3 во многих случаях использование иеоптнмальиых номинальных траекторий щ)актически оказывается более целесообразным (учитывая, в первую очередь, простоту реализации). Еще раз отметим, что щ)и спуске с орбиты ИСЗ значение качества 0,1...0,15 является достаточным для существенного облегчения перегрузочного режима (максимальные значения перегрузок ие превышают [c.395]

В заключение отметим, что при параболических скоростях входа для упрааления траекторией можно воспользоваться теми же методами и идеями, как и при спуске с орбиты ИСЗ с учетом специфики решаемой задачи. [c.422]

Уравнения движения тела в атмосфере (1.19)-(1.22) являются достаточно сложными для проведения каких-либо аналитических исследований и поиска решений, поэтому для частного в некотором смысле случая целесообразно построить новую систему уравнений. Тела, предназначенные для спуска в атмосферу с орбиты искусственного спутника планеты, как правило, являются осесимметричными. Из-за конструктивных особенностей, технологических погрешностей при изготовлении и неравномерного обгара теплозаш,итного покрытия возникает малая асимметрия, поэтому есть смысл использовать это обстоятельство для упрош,ения уравнений движения. Будем пренебрегать влиянием подъёмной силы на изменение угла наклона траектории , поскольку на достаточно большом промежутке времени, равном периоду полного оборота продольной оси аппарата по конусу [c.28]

После окончательного выбора места посадки слабый тормозной импульс переводит корабль с орбиты ожидания на эллиптическую траекторию спуска. Траектория эта может быть настолько пологой, что при необходимости корабль посредством слабого дополнительного импульса может выйти на новую орбиту ожидания. Вблизи выбранного места посадки начинается окончательное ракетное торможение, причем на последнем этапе медленного равномерного спуска с помощью верньерных двигателей управление кораблем должно находиться в руках космонавта. [c.269]

Рис. 5.54. Параметры траектории на входе в атмосферу при различной ориентации тормозного импульса скорости (спуск с кругово11 орбиты) штриховые линии — Увх сплошные линии — 0ВХ

Для спуска КК с орбиты на Землю в заданной точке орбиты включается тормозная двигательная установка, которая уменьшает скорость корабля до расчетной величины. После этого корабль переходит на траекторию спуска, где происходит отделение от СА приборно-агрегатного отсека, который затем сгорает при входе в плотные слои атмосферы. СА с космонавтом тормозится в атмосфере. Траектория его спуска выбирается таким образом, чтобы максимальные перегрузки при входе аппарата в плотные слои атмосферы не превышали перегрузок, допустимых для человека. Максимальные перегрузки при торможении СА в атмосфере не превосходят 10 единиц. При снижении СА корабля до заданной высоты 7 км включается система приземления. По команде от барометрических реле сбрасывается крышка катапультного люка и космонавт катапультируется из аппарата, приземляясь на парашюте. Предусмотрена также возможность приземления космонавта в СА. Непосредственное приземление космонавта происходит с малой скоростью - 6 м/с, кабины космонавта - 10 м/с. После катапультирования космонавта включаются радиопеленгационные системы, предназначенные для пеленгации кабины космонавта во время спуска на парашютах и после их приземления. [c.41]

Приведем несколько численных примеров. Для современных видов химического топлива скорость истечения Vx составляет примерно 2,5 км/с. Для полета Зе.мля —Марс —Земля при использовании орбит ожидания вокруг обеих планет с высотой 460 км, VyVx 7,635 км/с (в пренебрежении гравитационными потерями при спуске). Напомним, что для V Vx величина Vb — это приращение скорости, которое должно быть добавлено, чтобы придать кораблю требуемый гиперболический избыток скорости для выведения его на точную гелиоцентрическую орбиту перехода, в то время как — приращение скорости, необходимое для преобразования ареоцентрической гиперболической траектории корабля в орбиту ожидания вокруг Марса. [c.411]

Система управления Бурана после отделения его от центрального блока PH Энергия выводит корабль на заданную орбиту, полностью обеспечивает орбитальный полет корабля, в том числе осуществляет ориентацию и стабилизацию корабля, управляет процессом сближения его и стыковки с другими космическими объектами, обеспечивает работу бортовых манипуляторов, осуществляет контроль за работой всех бортовых систем планера корабля и его двигательной установки, управляет процессом сбора информации и передачи ее на Землю, наконец, осуществляет перевод корабля на траекторию спуска, управляет процессами спуска, предпосадочного маневрирования, захода на посадку, вывода корабля на глиссаду посадки и самой посадкой, включая процессы выравнивания, касания, пробега, торможения, остановки и самовыключения. Первый полет Бурана в автоматическом беспилотном режиме состоялся в ноябре 1988 года. [c.53]

Из достаточно общих соображений ясно, что параметры спусковой орбиты в значительной степени зависят от возможной величины заключительного импульса скорости ЛУ, Выше уже отмечалось, что самый простой случай — когда имеется практическая возможность увода КА с исходной (рабочей) орбиты путем сообщения импульса скорости нужной величины. Но эта ситуация маловероятна, даже если ие брать в расчет дефицит топлива. Подавляющее большинство КА и орбитальных станций находятся иа достаточно высоких орбитах, где действуют небольшие возмущающие силы и соответственно требуются малые управляющие воздействия. Столь же малы и всякого рода корректирующие импульсы, проводимые с помощью двигательных установок, тяга двигателей которых обычно мала, а соответственно мала и тяговооруженность. В силу этого возникает проблема реализации импульса достаточно большой величины с учетом возможностей конкретного КА. Необходимо рассмотреть и решить две задачи. Во-первых, обеспечить стабилизацию КА во время работы двигателей на высотах полета, существенно меиьших высоты рабочей орбиты. Во-вторых, большая величина скорости торможения может потребовать продолжительной по времени работы двигателей из-за отмеченной малой тягово-оруженности, а это неизбежно приведет к снижению эффективности их воздействия. Дело в том, что конечная цель — это понижение высоты перицентра орбиты для перевода КА на траекторию спуска. Для обеспечения этого двигатели работают в районе апоцентра. В случае длительного времени работы ДУ охватывается часть орбиты за пределами апоцентра, а это резко снижает эффективность их воздействия ввиду скругления орбиты, а не прямого снижения высоты перицентра. В итоге для каждого конкретного КА появляется такое понятие, как максимум возможной величины ДУ, когда обеспечивается эффективное решение задачи понижения высоты перицентра (ДУ ф) с учетом изложенных факторов, препятствуюпщх этому. В случае если ДУ ф достаточно мало, то приходится искать какие-то компромиссные варианты в выборе параметров спусковой орбиты или отказываться от каких-то условий, т. е. идти на повышенный риск при реализации заключительных операций. [c.509]

В настояш,ее время, когда на орбиты вокруг Земли запущено уже много искусственных спутников, большое внимание обращается на способы снижения спутников с орбиты. Эта проблема возникает также в связи с предполат гаемыми исследованиями других планет. Она включает следующие задачи а) превращение траектории снаряда в орбиту спутника около планеты назначения, б) спуск с круговой орбиты на поверхность планеты. Лобовое сопротивление и влияние подъемной силы здесь не будет учитываться, поэтому последующие результаты, строго говоря, применимы только к телам, лишенным атмосферы, таким, как Луна и Меркурий. [c.697]

Программа первого полета пилотируемого космического корабля предусматривала выведение его на эллиптическую орбиту, облет земного гаара в пределах одного витка, переход на траекторию снижения и приземление. Параметры орбиты (перигей, время обращения) были выбраны с учетом возможности сравнительно быстрого спуска на Землю в случае отказа тормозной двигательной установки за счет аэродинамических сил торможения, особенно ощутимых в области перигея. Запасы пищи и воды, нормальное действие корабельных систем жизнеобеспечения и емкость источников электроэнергии были рассчитаны на непрерывный полет корабля в течение десяти суток. [c.441]

При движении по круговой орбите спутник, теряя вследствие сопротивления свою энергию, будет с каждым витком спускаться все ниже и ниже по скручивающейся спирали, причем каждый виток спирали будет мало отличаться от окружности. Вследствие уменьшения размеров орбиты период обращения будет также уменьшаться. Ниже ПО—120 км быстрота увеличения плотности атмосферы резко возрастает и спутник не люжет завершить очередной виток. Траектория его круто изгибается вниз спугник падает почти отвесно и, войдя в плотные слои атмосферы, сгорает и разрушается, если не приняты меры к его защите. Критической квляется орбита на высоте 110—120 км с периодом обращения 86,5—86,7 мин. [c.96]

В случае, если выход на орбиту вокруг Марса осуществляется с помощью аэродинамического торможения, описанная схема дает чистый энергетический выигрыш по сравнению с вариантом спуска на поверхность всего межпланетного корабля орбитальный корабль должен будет при отлете на Землю набрать лишь скорость, дополняющую круговую До необходимой гиперболической, а не всю гиперболическую скорость, как при старте с поверхности, Посадоч-ный же отсек должен только выйти на орбиту, а не на гиперболическую траекторию отлета. [c.455]

Существенную экономию топлива можно дo tичь путем использования орбит ожидания у планет назначения в качестве своеобразных складов . Хорошо известная аналогия описанной процедуры — это создание промежуточных баз при походе на Южный полюс или прн подъеме на Эверест, на которых сохраняются запасы продовольствия и топлива для обратного путешествия или спуска очевидно, что в конечном счете этот прием обеспечит сбережение энергии. В литературе но астронавтике существует много работ по указанному использованию орбит ожидания при полетах к Луне или планетам в проекте Аполлон эта методика широко использовалась на стадии спуска на поверхность Луны. Ниже мы рассмотрим описанный метод на простом примере полета с поверхности планеты Рх на поверхность планеты Р и обратно на поверхность планеты Рг. В первом случае полет осуществляется одним кораблем с использованием орбит ожидания вокруг планет P и Яг только для целей проверки ( процедура Ь) во втором случае две орбиты ожидания используются для сбережения баков с топливом ( процедура 2 ). Фазы полета схематически показаны на рнс. 12.8 здесь 5 —Солнце. Обратный полет показан пунктиром следует помнить, что, хотя обратная траектория показана на схеме как зеркальное отображение прямой орбиты перелета, на самом деле необходимо конечное время ожидания вблизи Я.,, прежде чем наступит момент отлета назад. Орбиты планет Р и предполагаются круговыми и компланарными. Размеры круговых орбит ожидания для ясности весьма сильно преувеличены. Ниже, в табл. 12.5, перечислены этапы действия согласно процедуре 1. [c.407]

Аналогичным образом можно вернуть спутник на Землю, следуя по обходной траектории, симметричной той, по которой был запущен спутник. Естественно, что если пренебречь сопротивлением атмосферы, то спуск со спутника по обходной траектории даст выигрыш по сравнению с полуэллиптической траекторией при том же условии, которое было справедливо для запуска искусственного спутника. Однако с момента вторжения летательного аппарата в атмосферу Земли можно вместо ракетного торможения воспользоваться сопротивлением воздуха. С учетом этой возможности спуск искусственного спутника на Землю по обходной траектории дает выигрыш по сравнению со спуском по полуэллипсу уже в том случае, когда радиус круговой орбиты спутника составляет 4,8 радиуса Земли. Относительный по сравнению со спуском по полуэллиптической траектории выигрыш в суммарной скорости, сообщенной ракете при торможении, может теоретически достигнуть 58% (см. Штернфельд А. Искусственные спутники. М., ГИТТЛ, 1958, стр. 231—233). [c.232]

КИМ же блоком, на котором устанавливалась станция. Последовательно срабатывая, блоки могли бы вывести на межпланетную траекторию аппарат массой 8500 килограммов. При подлете к Марсу от станции отделяется спускаемый модуль, а орбитальный аппарат, служащий ретранслятором телеметрии, переводится на пролетную траекторию. Спускаемый модуль выполняет скользящий спуск в атмосфере и посадку на марсианскую поверхность. Используя панорамные снимки, по командам с Земли образцы грунта собираются и загружаются в капсулу, установленную на второй ступени возвратной ракеты массой 2000 килограммов, которая служит для доставки образцов на околомарсианскую орбиту. На орбите капсула стыкуется с аппаратом, запущенным еще одной ракетой Протон-К и содержащим возвращаемый аппарат, в ко- [c.769]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...