3.3 Взаимосвязь времени старта с возможными характеристиками отлетного вектора на низкой околоземной орбите
Поскольку характеристики околоземной орбиты зависят от времени старта и космодрома, с которого осуществляется запуск, далеко не все комбинации характеристик перигея отлета достижимы при запуске в заданном промежутке времени. При нахождении на круговой орбите не более одного оборота, для фиксированного времени старта, каждому значению RA соответствует единственная точка на плоскости DEC-AZI. Эта точка характеризует широту и направление движения КА, в момент пересечения меридиана определяемого углом RA.
Множество отлетных векторов, заданных во вращающейся системе координат с фиксированной осью Солнце-Земля при фиксированной координате RA на протяжении одного года, является квазипериодической кривой на плоскости DEC-AZI. Данное множество соответствует всевозможным низким околоземным орбитам, имеющим одинаковый начальный вектор состояния в гринвичской системе координат, но различное начальное время.
Расчет этого множества выполнен при помощи сценария GMAT, который позволяет вывести в текстовый файл вектора (DEC, AZI), полученные при интегрировании уравнений движения КА до заданного RA, начиная с заданного вектора состояния в гринвичской системе, с заданным шагом по начальному времени.
Рис. 3.19. Множество отлетных векторов на плоскости DEC-AZI в течение одного дня (1 февраля)
Для анализа связи времени старта с возможными характеристиками перигея отлета произведен расчет множества точек RA-DEC-AZI, соответствующих, следующему вектору старта в гринвичской системе координат:
X = - 3214 км,
Y = 2880 км,
Z = 5355 км,
VX = - 4.373 км/с,
VY = - 5.822 км/с,
VZ = 0.506 км/с.
Моделирование осуществлялось для даты старта, которая изменялась в диапазоне одного года с шагом 0.01 суток. Интегрирование велось до значения RA = 160°. Результаты моделирования для имеющегося начального вектора представлены на рис. 3.20 - 3.23.
Для фиксированного значения RA, точка, соответствующая моменту старта, описывает на плоскости DEC-AZI кривую, проиллюстрированную на рис. 3.20. При изменении даты старта на один день, данная кривая трансформируется, ее эволюция в течение месяца проиллюстрирована на рис. 3.21, в течение двух месяцев - на рис. 3.22.
На рис. 3.23 представлены кривые, соответствующие множеству отлетных векторов на плоскости DEC-AZI лишь для первого дня января, апреля, июля и октября. В течение года данная кривая заметает множество возможных отлетных векторов во вращающейся системе координат с фиксированной осью Солнце-Земля, показанное серым цветом на рис. 3.24.
Рис. 3.20. Множество отлетных векторов на плоскости DEC-AZI в течение одного месяца (февраль). Кривая, соответствующая первому дню, отмечена красным.
Рис. 3.21. Множество отлетных векторов на плоскости DEC-AZI с февраля по апрель. Кривая, соответствующая первому дню отмечена красным, первому месяцу - синим.
Рис. 3.22. Множество отлетных векторов на плоскости DEC-AZI в течение одного года. Кривые, соответствующие соседним месяцам, отмечены чередующимися цветами.
Рис. 3.23. Множество отлетных векторов на плоскости DEC-AZI в течение одного года. Отображены только первые дни каждого четвертого месяца.
Рис. 3.24. Множество отлетных векторов на плоскости DEC-AZI в течение одного года. Отображены только первые дни каждого месяца.
- Введение
- 1. Цель работы
- 2. Математическая модель и инструментарий расчета
- 2.1 Математическая модель
- 2.2 Инструментарий и алгоритмы
- 2.2.1 Алгоритм подбора начальной скорости КА
- 2.2.2 Алгоритм подбора величины корректирующего импульса и моделирование отклонений от номинальных значений параметров
- 3. Расчет и анализ траектории перелета на ограниченную орбиту вокруг точки либрации L2 системы Солнце-Земля
- 3.1 Типы ограниченных орбит вокруг точки L2 системы Солнце-Земля
- 3.2 Взаимосвязь характеристик отлетного вектора и амплитуд орбиты вокруг точки либрации L2 системы Солнце-Земля
- 3.3 Взаимосвязь времени старта с возможными характеристиками отлетного вектора на низкой околоземной орбите
- 3.4 Алгоритм расчета траектории перелета на ограниченную орбиту с заданными характеристиками
- 3.5 Расчет траектории выхода космического аппарата на гало-орбиту с заданной амплитудой
- Заключение
- Переходы вдоль заданной траектории
- 5. Алгоритмы управления по заданной траектории 9
- 5. Алгоритмы управления по заданной траектории 10
- 23 Вопрос Межпланетные перелеты.
- 2.1.1. Алгоритм наведения са в заданную точку посадки.
- Задача 10. Межпланетный перелет кла с солнечным парусом с орбиты Земли на орбиту Марса
- Задача 12. Межпланетный перелет кла с солнечным парусом с орбиты Земли на орбиту Венеры
- Задача 1. Выведение ла на орбиту спутника Луны за заданное время
- 11. Перелет между некомпланарными орбитами