Масса - спутник
Cтраница 1
Масса спутника ( рис. 7.3) в начале срока орбитального функционирования составляет 2380 кг. Спутник стабилизирован по трем осям и конструктивно выполнен на базе унифицированной платформы MMS ( Multi-Mission Spacecraft) фирмы Fairchaild, оснащенной панелью солнечной батареи, обеспечивающей мощность электропитания 3.38 кВт в начале и 2.14 кВт в конце срока активного существования. В систему энергообеспечения входят также три аккумуляторных батареи емкостью 50 А-час каждая. [1]
Масса спутника серии МОР составляет 681 кг, включая 39 кг гидразина и 2 кг зарезервированного топлива для схода с геостационарной орбиты после вывода ИСЗ из оперативного использования. Солнечные батареи размещены на 6 основных панелях, расположенных на поверхности корпуса, мощность энергетической установки 300 Вт в начале существования и 200 Вт в конце. Спутник стабилизирован вращением со скоростью 100 об / мин вокруг оси, параллельной оси Земли. Скорость вращения поддерживается постоянной с помощью двух гидразинных двигателей. Две пары более мощных дипгателей обеспечивают управление наклонением и прецессией осп вращения, а также удержание спутника в направлении запад-восток. [2]
Масса спутника серии Gms ( рис. 5.13) с разгонным блоком ( РБ) составляет около 700 кг, а после выведения на геостационарную орбиту и отделения РБ снижается до 320 кг. Бортовая энергетическая установка в составе панели солнечной батареи, расположенной на стенках цилиндрического корпуса ИСЗ, и двух аккумуляторных батарей емкостью 5.5 А - ч обеспечивает мощность, выдаваемую в нагрузку, 300 Вт в начале и 265 Вт в конце срока орбитального функционирования. [3]
Так как масса спутника ничтожно мала по сравнению с массой Земли, то центр инерции системы Земля - спутник практически совпадает с центром инерции Земли. Кроме того, когда расстояние между спутником и центром Земли ничтожно мало по сравнению с расстоянием от Земли до Солнца, то влиянием изменения притяжения Солнца на орбиту спутника можно пренебречь. При большом удалении спутника от Земли, конечно, следует расчет вести с учетом сил притяжения Солнца, Луны и других планет Солнечной системы. [4]
Пренебрегая изменением массы спутника, найти то время работы двигателя Т, по истечении которого экваториальная компонента угловой скорости соэ ( р2 / 2) 1 / 2, будет иметь минимальное значение, если проекции вектора угловой скорости на оси О г в момент включения двигателя равны ро. [5]
Пусть т - масса спутника, М - масса Земли, 7 - универсальная гравитационная постоянная, ускорение свободного падения у поверхности Земли. [6]
При несовпадении центра масс спутника с центром давления ( под центром давления понимается точка приложения равнодействующей всех сил давления воздуха на поверхность аппарата) от аэродинамического сопротивления возникает возмущающий момент, который может при низких орбитах изменить угловую ориентацию спутника. Аэродинамическая устойчивость спутника будет иметь место только в том случае, если центр давления находится позади центра масс. Выбором формы спутника можно обеспечить его аэродинамическую устойчивость, но полностью устранить возмущающий аэродинамический момент на небольших высотах очень трудно. [7]
Период обращения центра масс спутника вокруг Земли в начале движения был 70106 мин, что соответствует ( 0 0 056 / сек. [8]
Земли; т - масса спутника; v - его скорость; G - гравитационная постоянная. [9]
Для управления движением центра масс спутника также может быть использовано импульсное реактивное сопло. Вектор тяги этого сопла нормален к оси вращения спутника и проходит через его центр масс. При синхронизации импульсов тяги с угловой скоростью вращения спутника создается однонаправленное ускорение последнего. Когда ось собственного вращения спутника занимает свое конечное положение, нормальное плоскости орбиты, сопло обеспечивает управление орбитальной скоростью спутника и, следовательно, периодом его обращения. При соответствующей переориентации оси собственного вращения спутника это же сопло может быть использовано для управления наклонением орбиты. [10]
 |
Прототип спутника США Син-ком. [11] |
Для управления движением центра масс спутника также используется импульсное реактивное сопло. Вектор тяги, создаваемый этим соплом, перпендикулярен оси вращения спутника - и проходит через его центр масс. При синхронизации импульсов тяги с угловой скоростью вращения спутника создается однонаправленное ускорение последнего. [12]
Моменты инерции отнесены к массе спутника. [13]
С бтМз, т - масса спутника, G - - гравитационная постоянная. [14]
Fz, приложена к центру масс спутника и параллельна радиусу-вектору центра масс. Под действием этой результирующей центр масс движется по кеплеровой орбите. [15]
Страницы: 1 2 3 4