Траектория - перелет
Cтраница 1
Траектория перелета на Марс ( рис. 13.2) образует половину эллипса с большой полуосью а 1 / 2 ( гмс гзс), причем точка 2 является перигелием, а точка 5 - афелием, гмс 227 941 млн. км. [1]
На двух последних рисунках показаны траектории перелета с круговой орбиты ожидания малой высоты, плоскость которой наклонена относительно плоскости экватора под углом 28 ( широта мыса Кеннеди), на синхронную экваториальную орбиту. Оптимальный перелете двигателем большой тяги ( рис. 16) требует только двух импульсов, причем поворот плоскости орбиты производится в основном с помощью второго импульса. [2]
Эффективность данного метода во многом зависит от траектории перелета КА к опасному астероиду, которую целесообразно выбирать оптимальной с точки зрения максимального отклонения астероида от Земли. В работе [4] эффективность данного метода оценивалась на основе оптимальных одноимпульсных перелетов КА, когда с помощью двигателя большой тяги КА сообщается один разгонный импульс скорости в окрестности Земли, а дальнейшее движение КА предполагается пассивным. [3]
Ее задачами являются обеспечение вывода ДКА на заданную траекторию перелета, затем вывод его на рабочую орбиту спутника планеты, либо посадку на поверхность планеты, либо вывод его на рабочую траекторию исследования космического пространства; после доставки ДКА в область проведения исследований - управление служебной и научной аппаратурой ДКА для выполнения целевой задачи - проведения научных исследований, передачи на Землю и прием на Земле полученной научной информации. [4]
 |
Схемы пилотируемых аппаратов с несущим корпусом. [5] |
Ниже эти условия сравниваются для различных планет; кроме того, вычислена глубина коридора входа пилотируемого космического корабля в атмосферу Марса и показано влияние глубины коридора на требования к коррекции на среднем участке траектории перелета. [6]
На межпланетном участке траектории перелета системы навигации, наведения и управления должны функционировать таким образом, чтобы обеспечить попадание аппарата в коридор безопасного входа. Приведенные в этой работе данные позволяют сравнить найденные выше значения глубины коридора входа с требуемыми значениями, которые определяются возможностями системы управления на межпланетном участке траектории. [7]
Над ОПМ расположен блок ВР массой 350 кг, конструктивно состоящий из возвращаемого аппарата ( ВА), установленного на взлетную ступень массой 270 кг. Она построена по двухступенчатой схеме, обеспечивающей вначале выведение с орбиты ИСМ на траекторию перелета к Земле, а затем доразгон и осуществление необходимых коррекций. В состав ВР входят ЖРД, блок из шести топливных баков с арматурой и агрегатами ДУ, три ДМТ и система разделения с ВА. Масса последнего ( без СА) составляет 68 кг. К его силовой раме, связывающей три топливных бака, крепится ДУ, аппаратура служебных систем, скомпонованная в виде модулей, солнечные батареи и спускаемый аппарат ( СА) для размещения возвращаемых образцов грунта. ВА стабилизируется вращением вокруг продольной оси на всех участках полета от пяти ДМТ, обеспечивающих также проведение необходимых коррекций траектории. [8]
Из рис. 14 видно, что вследствие этого располагаемая глубина коридора уменьшается на 5 км. Таким образом, нижняя пунктирная граница определяет те коридоры входа, в которые должен быть выведен аппарат с помощью системы коррекции траектории перелета. [9]
В штатном режиме функционирования бортовых систем старт ВР с поверхности Фобоса производится на четвертом витке от пружинных толкателей, при начальной скорости - 1 м / с. После этого вначале включаются двигатели стабилизации, а затем двигатель большой тяги. Вывод на траекторию перелета Марс-Земля происходит по трехимпульсной схеме, с использованием двух промежуточных орбит ИСМ с периодами 3 3 и 3 0 суток. Суммарная характеристическая скорость разгона ВА к Земле по такой схеме составляет 2 1 км / с. Исходя из условий оптимизации асимптотических скоростей отлета с Марса и подлета к Земле выбрана межпланетная траектория второго полувитка, обеспечивающая при продолжительности перелета 285 сут. [10]
 |
Опорные траектории полета К А к астероиду Toutatis. [11] |
Эти максимумы соответствуют ударному воздействию КА за три витка орбиты астероида до его сближения с Землей. Одноимпульсные траектории, соответствующие этим максимумам, и были выбраны в качестве опорных для определения траекторий перелета КА с малой тягой. [12]
 |
Общая компоновочная схема КА Фобос-Грунт. [13] |
Как видно из рис. 5, блок СББ является основой силовой схемы КА. Он представляет собой модернизированный вариант баков АДУ КА Фобос-2 в виде связки из шести сферических баков, соединенных цилиндрическими проставками. Над ним расположен ОПМ, конструктивной основой которого служит торовый бак, содержащий топливо, необходимое для работы маршевого ЖРД на траектории перелета и для перевода КА на орбиту ИСМ, близкую к орбите Фобоса. На нем размещены солнечные фотоэлектрические батареи, часть агрегатов ДУ, блоки служебной аппаратуры, блоки системы электроснабжения, астронавигации, антенно-фидерной системы и бортовой кабельной сети, а также телекамера, грунтозаборное устройство, устройство посадки и закрепления на поверхности Фобоса и научный комплекс. На посадочном устройстве размещены двигатели ДМТ системы коррекции и стабилизации и двигатели ТКД системы ориентации. [14]
Страницы: 1