Главная > Разное > Механика космического полета в элементарном изложении
<< Предыдущий параграф
Следующий параграф >>
<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Макеты страниц

§ 3. Поворот плоскости орбиты с помощью солнечной ЭРДУ

Если космический аппарат уже покинул сферу действия Земли, то поворот плоскости его орбиты может быть успешно осуществлен с помощью малой тяги. Сам выход к границе сферы действия Земли может быть также произведен посредством малой тяги при старте с околоземной орбиты, но может быть для этого использована и химическая ракета. В последнем случае при геоцентрической скорости выхода, равной нулю малая тяга начнет воздействовать на орбиту, совпадающую с эклиптикой, т. е. уже наклоненную к солнечному экватору на 7,2°. Если ракета-носитель способна обеспечить некоторое значение то всегда можно так подобрать направление выхода из сферы действия Земли, чтобы орбита искусственной планеты была круговой радиуса 1 а. е. с некоторым наклоном к эклиптике, и так подобрать момент старта, чтобы начальный наклон к плоскости солнечного экватора равнялся

На рис. 135 [4.36] точка А соответствует точке старта, и она же является узлом и орбиты Земли и орбиты искусственной планеты. Чтобы увеличить наклон орбиты, малая тяга должна прикладываться перпендикулярно к ее плоскости сразу же после выхода из сферы действия Земли, но сниматься задолго до прихода (через 3 месяца после старта) в точку В наибольшего отклонения от плоскости солнечного экватора. На следующем активном участке, простирающемся по обе стороны узла С (он достигается через 6 месяцев после старта), малая тяга прикладывается также перпендикулярно к

плоскости орбиты, но в направлении, противоположном первому участку (аппарат поворачивается на 180°). Малая тяга не только изменяет наклон орбиты, но и несколько продвигает вперед ее узлы, так что еще через 6 месяцев космический аппарат, пройдя максимальное отклонение в точке пересечет плоскость солнечного экватора в точке по обе стороны которой расположится новога активный участок, и т. д.

Таким путем, пока не будет израсходован запас рабочего тела, космический аппарат, оснащенный солнечной ЭРДУ, за несколько витков (т. е. несколько лет!) удалится довольно далеко от плоскости экватора Солнца. Управление тягой ЭРДУ упрощено тем, чтол расстояние от Солнца неизменно. Наиболее интересные наблюдения — в точках максимального удаления — производятся при неработающей ЭРДУ, что также удобно.

Согласно опубликованным расчетам [4.36], при чистой массе зонда (без и использовании ракеты-носителя «Титан-3С» может быть достигнут наклон к плоскости солнечного экватора, равный 41°. Тот же космический аппарат может быть выведен на орбиту искусственной планеты с наклоном к плоскости экватора только 27°, если вместо того, чтобы снабдить аппарат солнечной ЭРДУ, ракета-носитель будет дополнена ступенью «Бернер-2». Аналогично для ракеты-носителя «Титан-3Э - Центавр» и аппарата с ЭРДУ - 51°, а для ракеты «Титан-3 - Центавр — Бернер-2» и аппарата без ЭРДУ - 34°. Во всех случаях предполагаются три активных участка (общей продолжительностью примерно 360 сут), мощность и удельный импульс ЭРДУ 2600 с.

Рис. 135. Поворот плоскости орбиты с помощью малой тяги [4 36]

<< Предыдущий параграф Следующий параграф >>
Оглавление