Научная литература
booksshare.net -> Добавить материал -> Физика -> Левантовский В.И. -> "Механика космического полета в элементарном изложении" -> 57

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 .. 51 52 53 54 55 56 < 57 > 58 59 60 61 62 63 .. 221 >> Следующая


fmax _ PjPj

P__

*ожнд P1-Pi

Максимальное время ожидания равно периоду, за который произвольная конфигурация спутников на круговых орбитах повторяется. Этот период может быть назван синодическим периодом обращения спутника 2 вокруг Земли относительно спутника 1 или спутника 1 вокруг Земли относительно спутника 2. Синодический период обращения всегда может быть найден по формуле

P — -

1 СИНОД j P1

PlP2

Из последней формулы вытекают два важных следствия.

В случае, когда совершается гомановский перелет с внешней орбиты на внутреннюю, угол начальной конфигурации оказывается отрицательным. Это значит, что ПА Haxt дится не впереди (как на рис. 42), а позади AA. § 7. КОНЕЧНОЕ СБЛИЖЕНИЕ И СТЫКОВКА

133

1) Если периоды обращения спутников близки между собой (спутники движутся по близким круговым орбитам), то знаменатель в выражении для синодического периода мал и, следовательно, синодический период велик, т. е. момент, благоприятный для гомановского перелета, может наступить очень нескоро. Это и понятно: один спутник едва обгоняет другой и конфигурация спутников изменяется очень медленно. При Pi=P2 синодический период равен бесконечности: спутники движутся по одной и той же круговой орбите и гомановский перелет между ними невозможен.

2) Если спутник-цель 1 движется по очень высокой круговой орбите, а спутник 2 — по низкой, то синодический период лишь несколько превышает период P2 обращения спутника 2 (разделив числитель и знаменатель выражения для Рсинод на Pu мы убедимся, что если /\-voo, то ^синод 2)• Спутник 1 теперь движется столь медленно, что конфигурация спутников зависит главным образом от движения спутника 2. Например, гомановский перелет на Луну с орбиты низкого спутника, очевидно, возможен каждые полтора часа (Луна совершает полный оборот вокруг Земли за 27 сут).

Вернемся, однако, к проблеме встречи на орбите, в частности к вопросу об энергетических затратах на переход с орбиты ожидания на орбиту ПА. Отметим, что если высота круговой орбиты ПА не превышает 1000 км, то какова бы ни была внутренняя круговая орбита ожидания, суммарная характеристическая скорость перехода не превышает 400 м/с [2.13]. По формуле Циолковского можно подсчитать, что соответствующее максимальное количество топлива на борту спутника должно составлять 14% его массы при скорости истечения 3 км/с.

Заметим, что оптимальный переход с одной круговой орбиты на другую может оказаться и многоимпульсным (см. § 2 настоящей главы). Орбита ожидания может быть эллиптической; в этом случае оптимальным путем будет гомановский переход начинающийся в ее перигее. Но если эллиптическая орбита ожидания касается круговой орбиты ПА или пересекает ее (в двух точках), то и никакого перехода между орбитами не нужно. Достаточно только подобрать период обращения орбиты ожидания, соизмеримый с периодом обращения ПА, и оба спутника рано или поздно встретятся (в случае двух точек пересечения появляются дополнительные возможности).

§ 7. Конечное сближение и стыковка

Итак, наш корабль уже находится в окрестности пассивного аппарата (ПА). До него еще несколько километров или даже несколько десятков километров, и он хорошо виден в иллюминаторы на солнечной части орбиты, а в тени Земли — благодаря бортовым 134 S- АКТИВгіОЕ ДВИЖЕНИЕ B ОКОЛОЗЕМНОМ ПРОСТРАНСТВЕ

огням. Может, впрочем, оказаться, что в иллюминаторы некому смотреть, на борту только приборы, но ПА уже захвачен радиолокатором активного аппарата (AA). Однако, что делать дальше?

Надежда по прямой достигнуть ПА слаба: «гравитационный ветер» (§ 5) отклонит траекторию перехватчика в сторону. Правда, вблизи ПА этого «ветра» нет, но до цели еще надо добраться ...

Можно поступить двояко.

Узнав с помощью наземных станций параметры орбит обоих космических объектов, можно произвести сближение по методу свободных траекторий [2.14] с помощью двух импульсов (в относительной системе координат первый импульс — разгонный, второй — тормозной) или большего числа импульсов. При этом необходимо учитывать наличие «гравитационного ветра».

Но можно достичь ПА и вовсе не зная орбит AA и ПА, не зная даже их взаимного расположения относительно Земли и потому не зная поля «относительной гравитации». Для этого нужно только знать расстояние до ПА (измеряется по времени прохождения туда и обратно радиосигнала) и опираться на линию визирования — линию, соединяющую оба аппарата. Система управления, кроме скорости, направленной вдоль линии визирования, сообщает AA еще и боковую скорость так, что линия визирования остается параллельной самой себе (метод параллельного наведения) [2.14]. ПА на фоне звездного неба кажется при этом неподвижным.

Примерный расход топлива для метода свободных траекторий эквивалентен характеристической скорости, равной примерно 2 м/с на километр расстояния; для метода параллельного наведения получается 5 м/с на километр (сказывается неучет «относительной гравитации»). Но система параллельного наведения имеет меньшую массу, так как не нуждается в моделировании на своем борту относительной системы координат. При больших расстояниях метод свободных траекторий выгоднее, но даже при его использовании рекомендуется по достижении расстояния в 1 км, когда относительная гравитация становится незаметной, переходить к методу параллельного наведения [2.14].
Предыдущая << 1 .. 51 52 53 54 55 56 < 57 > 58 59 60 61 62 63 .. 221 >> Следующая

Реклама

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed

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

c1c0fc952cf0704ad12d6af2ad3bf47e03017fed