Читать онлайн «Прикладные задачи космической баллистики»

ПРИКЛАДНЫЕ ЗАДАЧИ КОСМИЧЕСКОЙ БАЛЛИСТИКИ АКАДЕМИЯ НАУК СССР ИНСТИТУТ КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИИ ПРИКЛАДНЫЕ ЗАДАЧИ КОСМИЧЕСКОЙ БАЛЛИСТИКИ ИЗДАТЕЛЬСТВО «НАУКА» МОСКВА 1973 УДК 629. 78 В сборнике представлены работы семинаров ИКИ АН СССР. В первой части собраны работы семинара «Теория полета и управления космических аппаратов», посвященные задачам определения и коррекции космических траекторий и задачам исследования оптимальных,траекторий. Во второй части собраны работы семинара «Исследование верхней атмосферы Земли по торможению ИСЗ». Работы посвящены анализу влияния сопротивления атмосферы на эволюцию спутниковых орбит, изучению вариаций плотности атмосферы, вопросам прогнозирования плотности атмосферы при расчете орбит ИСЗ. Издание рассчитано на специалистов в области ракетно-космической техники. Редколлегия: П. Е. ЭЛЬЯ'СББРГ (отв. редактор), Б. В. КУГАЕНКО (зам. отв. ред. ), Г. А. МЕРСОВ, Б. Ц. БАХШИЯН 0265-^0633 П 042 (02) —73 425-73 © Издательство «Наука», 1973 г. Б. Ц. Бахшиян, Н. Г. Хавенсон, П. Е. Эльясберг АНАЛИЗ ТРАЕКТОРИЙ ПЕРЕЛЕТА С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ГРАВИТАЦИОННОГО ПОЛЯ ЮПИТЕРА В настоящей работе исследуется возможность использования тяготения Юпитера (пассивный гравитационный маневр) с целью пролета в непосредственной близости от Солнца (на минимальном расстоянии Rn) и выхода из плоскости эклиптики. В этом случае необходимо обнаружить космический аппарат (КА) после потери радиосвязи с ним при облете Юпитера. В работе определяются точности знания положения КА после маневра, а также рассматривается возможность уточнения массы Юпитера по данным измерений. Исследуемые траектории выбираются энергетически оптимальными при условии, что после пролета Юпитера гелиоцентрическая орбита КА имеет расстояние в перигелии, равное заданному значению /?л, и наклонение i=90° к плоскости эклиптики. 1. Выбор траектории космического аппарата При решении задачи рассматривается следующая модель движения КА: вся траектория разбивается на четыре непересекающихся последовательных участка, в пределах каждого из которых движение происходит в поле центральной силы по кеплеров- ской орбите (Земля, Солнце, Юпитер, Солнце). Границы участков определяются размерами сфер действия Земли и Юпитера. Ниже излагается методика расчета начальных условий движения КА на каждом участке траектории. Начальные условия г0<х>, г>0(1) для гелиоцентрической траектории перелета от Земли к Юпитеру, а также геоцентрическая скорость vx выхода КА из сферы действия Земли и иовиоцентриче- ская скорость v2 входа КА в сферу действия Юпитера определяются из решения уравнения Ламберта. Поиск оптимальной траектории перелета от Земли к Юпитеру ведется методом перебора по параметрам т, Т (т — дата старта, Т — время полета до Юпитера). В плоскости этих параметров строятся изолинии скорости V\ и граница области существования решения.