Научная литература
booksshare.net -> Добавить материал -> Физика -> Левантовский В.И. -> "Механика космического полета в элементарном изложении" -> 173

Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.

Левантовский В.И. Механика космического полета в элементарном изложении — М.: Наука, 1980. — 512 c.
Скачать (прямая ссылка): mehanikakosmicheskogopoleta1980.djvu
Предыдущая << 1 .. 167 168 169 170 171 172 < 173 > 174 175 176 177 178 179 .. 221 >> Следующая


Заметим, что сближения с Солнцем можно добиться также пролетом Сатурна или следующих за ним планет, но такие операции нецелесообразны из-за слишком большой их длительности.

С помощью поля тяготения Юпитера можно значительно удалиться от плоскости эклиптики. При движении по траектории, близкой к гомановской, при должном входе в сферу действия Юпитера плоскость движения после выхода из сферы действия может быть отклонена от плоскости эклиптики на угол немногим более 23°. Можно добиться поворота на угол 90°, но для этого требуется большая скорость отлета с Земли [4.47]. 412

ГЛ. 19. ПОЛЕТЫ К ЮПИТЕРИАНСКИМ ПЛАНЕТАМ

Можно поставить задачу выхода из сферы действия Юпитера в плоскости, перпендикулярной к плоскости эклиптики, и последующего пролета на заданном расстоянии от Солнца [4.78]. Чем теснее при этом сближение с Солнцем, тем меньше удается удалиться от плоскости эклиптики, но и тем меньше необходимая скорость отлета. Так, при старте в июне 1975 г. при заданном перигелийном расстоянии 0,05 а. е. максимальное удаление от эклиптики в северном направлении составляло бы 0,45 а. е. и требовало геоцентрической скорости выхода из сферы действия Земли 11,06 км/с, в южном — 0,54 а. е. и 11,09 км/с. Соответствующие данные для перигелийного расстояния 0,2 а. е.: 0,95 а. е. и 11,16 км/с; 1,03 а. е. и 11,22 км/с. Указанные скорости примерно соответствуют минимальной скорости достижения Урана (см. табл. 6 в § 4 гл.13). Маневр обеспечивается пролетом на расстоянии 460-f-5l0 тыс. км от центра Юпитера. Сближение с Солнцем происходит через 3,2-f--=-3,3 года после старта [4.78]. Близкая к рассчитанной ситуация будет в июне 1987 г.

Однако большего эффекта при тех же скоростях отлета с Земли можно достичь, если не стремиться повернуть в результате облета Юпитера плоскость движения непременно на 90°, а постараться максимизировать только перпендикулярную к плоскости эклиптики составляющую гелиоцентрической скорости выхода из сферы действия Юпитера. Таким путем можно увеличить отклонение от плоскости эклиптики примерно на 6 а. е. [4. 47].

По проекту ISPM специалисты США и западноевропейского космического агентства должны создать два космических аппарата для исследования Солнца, которые будут запущены в феврале 1983 г. с помощью одной ступени IUS, стартующей с борта МТКК «Шатл». В мае 1984 г. они пролетят около Юпитера и после выхода из его сферы действия направятся к Солнцу по траекториям, лежащим в плоскостях, наклоненных к плоскости эклиптики под углами, близкими к 90°. Аппараты достигнут своих перигелиев одновременно в марте 1987 г., причем расстояния от Солнца будут несколько более 1 а. е. (Flight International, 1979, v. 115, № 3656).

Сравнительно сильно была отклонена от плоскости эклиптики траектория космического аппарата «Пионер-11», после того как он пролетел мимо Юпитера.

§ 6. Искусственный спутник Юпитера

В случае, если намечается выведение космического аппарата на орбиту искусственного спутника Юпитера, соображения энергетического характера естественно требуют, чтобы его орбита перелета к планете была возможно ближе к гомановской. Поэтому в опубликованных планах, о которых дальше будет рассказываться, всюду фигурирует сезон декабрь 1981 г.— январь 1982 г. как наиболее § 6 ИСКУССТВЕННЫЙ СПУТНИК ЮПИТЕРА

413

подходящий для старта, с прибытием к планете в конце 1984 — начале 1985 гг.

Тормозной импульс, который нужно сообщить космическому аппарату для выхода на низкую орбиту спутника Юпитера,при го-мановском перелете равен 18 км/с. Суммарная характеристическая скорость при старте с низкой околоземной орбиты равна 24 км/с (табл. 11 в § 7 гл, 13). При скорости истечения W=4 км/с и при S= 15 для случая трех ступеней P=2511; при четырех ступенях P = 1266 (см. табл. 16 Приложения II). Даже при полезной нагрузке т=0,2 т начальная масса четырехступенчатого аппарата должна превышать 250 т, т. е. его монтаж требует запуска двух-трех «Сатурнов-5».

В будущем, когда станут известны все данные об атмосфере Юпитера и будет осуществим весьма точный вход в нее, удастся, быть может, воспользоваться аэродинамическим торможением в атмосфере. При этом после выхода из атмосферы еще понадобится дополнительный ракетный импульс, и суммарная характеристическая скорость для всего эксперимента, вероятно, превзойдет третью космическую скорость. В § 7 гл. 13 уже говорилось о возможности использования метода тормозных эллипсов для запуска искусственного спутника Юпитера.

На практике в ближайшем будущем будут использоваться не круговые, а сильно вытянутые эллиптические орбиты. Скорость в перицентре планетоцентрической гиперболы превосходит скорость освобождения у поверхности Юпитера на малую величину. В случае перелета к Юпитеру по гомановской траектории скорость в перицентре планетоцентрической гиперболы, проходящей у верхней границы облаков, равняется 60,693 км/с. При тормозном импульсе 0,5 км/с в этом перицентре космический аппарат перешел бы на эллиптическую орбиту с большой полуосью 4 454 600 км (расчет по формуле (4) в § 5 гл. 2) и соответственно апоцентрическим расстоянием 8839700 км = 127,4 г*, где г*=69400 км — средний радиус Юпитера; ее период обращения — 60,7 сут (расчет по формуле (5) в § 5 гл. 2). При тормозном импульсе 1 км/с: апо-центрическое расстояние 2 797 800 км=40,3 г*, период обращения 11,1 сут. (В цитируемых ниже работах размеры орбит определяются обычно в экваториальных радиусах Юпитера.)
Предыдущая << 1 .. 167 168 169 170 171 172 < 173 > 174 175 176 177 178 179 .. 221 >> Следующая

Реклама

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed

Есть, чем поделиться? Отправьте
материал
нам
Авторские права © 2009 BooksShare.
Все права защищены.
Rambler's Top100

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed