Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
Если орбита 3 расположена ниже оптимальной (при этом скр!> >0,707 Voo), то в принципе можно воспользоваться двухимпульс-ным маневром, но он даст не выигрыш, а лишь энергетический проигрыш по сравнению с одноимпульсным переходом, который и следует поэтому предпочесть.
Если орбита 3 оптимальная, то оба маневра дают один и тот же результат, т. е. оптимальная орбита отделяет область, в ко- 332
ГЛ. ІЗ. МЕЖПЛАНЕТНЫЕ ПОЛЕТЫ С БОЛЬШОЙ ТЯГОЙ 1Щ
торой целесообразно применять одноимпульсный маневр перехода, от той, где выгоднее двухимпульсный маневр.
Случай II. Допустим, что заданы круговая орбита и линия входа в сферу действия, т. е. мы уже лишены возможности выбора перицентра гиперболы, и надо искать наиболее целесообразный образ действий. Так может случиться, если перед входом в сферу действия не была своевременно проведена коррекция траектории.
Если случайно окажется, что гипербола касается круговой орбиты, то нам повезло, и можно воспользоваться одноимпульсным переходом в точке касания. Если гипербола пересекает круговую орбиту, то пригоден двухимпульсный маневр, показанный на рис. 123, но теперь уже не приходится выбирать перицентр поближе к планете, так как гипербола задана заранее. Если же перицентр А гиперболы 1 (рис. 124) расположен выше круговой орбиты 3, то следует в нем дать тормозной импульс настолько большой, что перицентр гиперболы станет апоцентром эллипса перехода 2, перицентр же эллипса 2 будет лежать на орбите 3. Здесь дополнительный тормозной импульс переведет космический аппарат на круговую орбиту 3. Можно, конечно, перейти с гиперболы 1 на орбиту 3, воспользовавшись другими орбитами перехода, не касающимися, а пересекающими гиперболу 1 или орбиту 3, но при этом потребуется больший расход топлива. Выгоднее всего сообщать импульсы скорости в точках апсид гиперболы и эллипса перехода.
Случай III. Теперь задана линия входа в сферу действия, т. е. задана гипербола подхода, но не указано, на какую именно круговую орбиту надо перейти. На рис. 125 показаны наилучшие способы переходов на круговые орбиты, одна из которых (2) пересекает гиперболу /, а другая (2') не пересекает. Чем выше круговая орбита 2, тем легче переход на нее (тем слабее тормозной импульс в точке А и разгонный в точке В).
Случай IV. Пусть не задана ни линия входа в сферу действия, ни круговая орбита, на которую нужно вывести космический аппарат. Тогда нужно направить гиперболу, как можнэ ближе к планете, сообщить в перицентре тормозной импульс, вывести тем самым аппарат на эллипс перехода и в апоцентре этого эллипса со-
J
s
Рис. 123. Двухимпульсный маневр перехода с гиперболической орбиты на круговую.
Рис. 124. Двухимпульсный маневр, когда гипербола подхода не пересекает намеченную круговую орбиту. § 7. искусственные спутники планет
333
Йбщить аппарату разгонный импульс (рис. 123). Чем выше будет Друговая орбита, тем меньше будут энергетические затраты.
Помимо описанных двухимпульсных переходов возможны более 'Сложные трехимпульсные и «еще более»-импульсные переходы, могущие дать дополнительную выгоду. Доказано, что оптимальные Иереходы требуют обязательного приложения импульсов только В точках апсид [4.12].
В случае, если планета обладает атмосферой, можно сэкономить много топлива, воспользовавшись аэродинамическим торможением
[4.131. Космический аппарат должен войти в верхние слои атмосферы таким образом, чтобы его скорость благодаря сопротивлению среды уменьшилась до эллиптической. Незначительный разгонный ракетный импульс в апоцентре полученной таким путем орбиты поднимет затем перицентр и выведет его из атмосферы, чтобы увеличить время существования спутника (рис. 126) (если перицентр будет поднят до высоты апоцентра, то окончательная орбита окажется круговой).
Таким образом, некоторая затрата топлива все же потребуется. Следует также учесть затрату топлива на коррекцию для точного входа в атмосферу, а главное — серьезное увеличение массы аппаратуры навигации и коррекции. Все это несколько снижает энергетический выигрыш.
Возможен также несколько иной вариант использования аэродинамического торможения. Космический аппарат, обладающий аэродинамическим качеством, рикошетирует в атмосфере и получает горизонтальный разгонный импульс на максимальной высоте рикошетирования, доводящий его скорость до, допустим, местной круговой (рис. 127). Маневр рикошетирования должен обеспечить минимальную величину импульса [4.14].
Рис 125. Двухимпульсные маневры, когда гипербола подхода задана, а круговая орбита произвольна.
Рис. 126. Использование атмосферы планеты для запуска спутника: 1 — гиперболическая траектория подхода, 2 — орбита после прохода атмосферы, 3 — орбита после сообщения разгонного им-
пульса в апоцентре орбиты 2. Таблица 11. Низкие круговые орбиты искусственных спутников планет и Луны
Небесное тело Период обращения, мин і Орбитальная скорость, км/с Гомановские перелеты Параболические перелеты
Тормозной импульс, км/с J Суммарная характеристическая скорость, км/с Тормозной импульс, км/с Суммарная характеристическая скорость, км/с
