Научная литература
booksshare.net -> Добавить материал -> Физика -> Левантовский В.И. -> "Механика космического полета в элементарном изложении" -> 49

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 .. 43 44 45 46 47 48 < 49 > 50 51 52 53 54 55 .. 221 >> Следующая


Если в апогее эллиптической орбиты сообщить еще одно приращение скорости, то можно перевести спутник на новую орбиту. В частности, если довести скорость в точке D до местной круговой, то спутник перейдет на круговую орбиту 3. Если точка D находится на высоте 35 793 км, то мы получим суточный спутник с орбитальной скоростью 3,08 км/с, а если вдобавок космодром/! и орбита находятся в плоскости экватора, то — стационарный.^ (Говоря о высоте, пренебрегаем экваториальным вздутием.) Если же точка А не находится на экваторе (как и было всегда до сих пор), то понадобится в момент пересечения экваториальной плоскости еще одним импульсом исправить положение плоскости орбиты. Положение точки С на промежуточной орбите 1 выбирается с таким расчетом, чтобы стационарный спутник находился над заданной точкой экватора. Обычно вследствие погрешностей в периоде обращения спутника это удается не сразу. Спутник начинает медленно «дрейфовать» на восток или на запад, и необходимы дополнительные коррекции орбиты, чтобы остановить его над заданной точкой, а впоследствии и компенсировать неизбежные возмущения.

Чтобы прекратить дрейф стационарного спутника, необходимо опустить орбиту, если спутник отстает от земной поверхности, или поднять ее, если спутник обгоняет вращение Земли. При этом в первом случае понадобится тормозить спутник (все равно — с помощью импульсного химического или с помощью непрерывно действующего электрического двигателя), а во втором — разгонять его. Налицо новый парадокс.

J)

Рнс. 35. Многоимпульсное выведение с использованием низкой промежуточной орбиты. § 2. МНОГОИМПУЛЬСНОЕ ВЫВЕДЕНИЕ

115

Вернемся, однако, к моменту, когда спутник, двигаясь по промежуточной орбите 2, достиг точки D (не обязательно на высоте 35 793 км). Теперь можно превысить с помощью бортового двигателя местную круговую скорость, и тогда точка D станет перигеем новой эллиптической орбиты 4. Таким путем выводятся спутники на эллиптические орбиты с высокими перигеями. В качестве примера можно указать американский суточный астрономический спутник IUE, запущенный 26 января 1978 г. на орбиту с перигеем на высоте 25 ООО км и апогеем на высоте 46 ООО км.

Любопытно, что, используя промежуточные орбиты 1 и 2 (рис. 35), можно с помощью одной ракеты-носителя вывести два спутника на одну и ту же круговую орбиту (или почти одну и ту же) так, чтобы они находились одновременно в двух существенно разных точках этой орбиты. Для этого достаточно после вывода одного спутника на орбиту 3 в точке D позволить второму спутнику совершить целое обращение по орбите 2, чтобы при новом приходе в апогей D быть, наконец, выведенным на орбиту 3. Можно так подобрать периоды обращения орбит 2 и 3, чтобы оба спутника оказались друг от друга на заданном расстоянии по дуге орбиты (в принципе даже на концах одного диаметра). Таким путем в США в 1963, 1964, 1965 и 1967 гг. были выведены на почти круговые орбиты высотой примерно 100 ООО км четыре пары спутников-ин-спекторов «Вела-Хоутел» (для обнаружения ядерных взрывов в космосе), причем один спутник в паре опережал на 130—140° другой. При всех запусках на промежуточной орбите 2 оставался еще и третий, научный, спутник.

В сентябре 1972 г. и в октябре 1973 г. на очень высокие сравнительно близкие орбиты были выведены американские спутники IMP-H («Эксплорер-47») и IMP-J («Эксплорер-50») — первый на высоту 203 900-=-248 500 км, а второй на 141 224-Г-288 940 км (расстояние от центра Земли 23-f-46 радиусов Земли). Их периоды обращения составляли примерно 12 ч, причем второй был выведен с таким расчетом, чтобы он оставался в течение 1000 сут позади первого на 904-180°. При запусках этих спутников переходная орбита 2 ориентировалась таким образом, чтобы можно было избежать гибельных лунно-солнечных возмущений.

Мы познакомились с несколькими примерами многоимпульсных маневров в околоземном пространстве.

Приведем пример, показывающий, как можно добиться уменьшения расхода топлива при запуске спутника на высокую круговую орбиту, если ввести еще один дополнительный импульс скорости (рис. 36) [2.9].

Первоначально ракета-носитель выводит спутник в точке А на сильно вытянутую эллиптическую орбиту 1 (возможно, после вывода на низкую промежуточную орбиту, но это не обязательно). Апогей В эллипса при этом должен располагаться значительно 116 ГЛ. 5. АКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ В ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ

Рнс. 36. Выведение по «обходной» траектории [2 9]

выше намеченной круговой орбиты. При достижении апогея В спутнику сообщается дополнительный горизонтальный импульс в направлении движения, который переводит его на новую орбиту 2 с перигеем С на высоте намеченной круговой орбиты. При достижении перигея С спутнику сообщается тормозной горизонтальный импульс, доводящий его скорость до местной круговой, в результате чего спутник выходит на круговую орбиту 3. На ту

же орбиту 3 спутник можно было бы вывести и более простым путем, отправив его по полуэллиптической траектории перехода 4 с апогеем D, лежащим на высоте орбиты 3, и сообщив ему в точке D импульс, доводящий апогейную скорость до местной круговой.
Предыдущая << 1 .. 43 44 45 46 47 48 < 49 > 50 51 52 53 54 55 .. 221 >> Следующая

Реклама

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed

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

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed