Орбитальный маневр

В космическом полете орбитальный маневр (также известный как сжигание ) — это использование двигательных установок для изменения орбиты космического корабля . Для космических кораблей, находящихся далеко от Земли (например, находящихся на орбитах вокруг Солнца), орбитальный маневр называется маневром в дальнем космосе (DSM) . ^[1]

Когда космический корабль не выполняет маневр, особенно на переходной орбите , говорят, что он движется по инерции .

Общий

Уравнение ракеты

Уравнение ракеты Циолковского, или уравнение идеальной ракеты, может быть полезно для анализа маневров транспортных средств, использующих ракетную тягу. ^[2] Ракета применяет к себе ускорение ( тягу ), выбрасывая часть своей массы на высокой скорости. Сама ракета движется за счет сохранения импульса .

Delta-v

Применяемое изменение скорости каждого маневра называется дельта-v ( $\Delta \mathbf {v} \,$ ).

Дельта-v для всех ожидаемых маневров оценивается для миссии и суммируется в бюджете дельта-v . При хорошем приближении к бюджету delta-v конструкторы могут оценить количество топлива, необходимое для запланированных маневров.

Движение

Импульсивные маневры

Импульсивный маневр космического корабля — это математическая модель маневра как мгновенного изменения скорости (величины и/или направления), как показано на рисунке 1. Это предельный случай сгорания, при котором генерируется определенная величина дельта-v, как время горения стремится к нулю.

В физическом мире по-настоящему мгновенное изменение скорости невозможно, поскольку для этого потребуется «бесконечная сила», приложенная в течение «бесконечно короткого времени», но как математическая модель в большинстве случаев она очень хорошо описывает эффект маневра на орбите.

Смещение вектора скорости после окончания реального горения от вектора скорости одновременно в результате теоретического импульсного маневра вызвано только разницей гравитационной силы по двум путям (красному и черному на рисунке 1), которая в целом небольшой.

На этапе планирования космических миссий конструкторы сначала будут аппроксимировать предполагаемые изменения орбиты, используя импульсивные маневры, что значительно снижает сложность поиска правильных орбитальных переходов.

Движение с малой тягой

Применение низкой тяги в течение длительного периода времени называется неимпульсивным маневром . «Неимпульсивный» означает, что импульс меняется медленно в течение длительного времени, как при движении космического корабля с электрическим приводом , а не за счет короткого импульса.

Другой термин — «конечный ожог », где слово «конечный» используется для обозначения «ненулевого» или, опять же, практически: в течение более длительного периода.

Для некоторых космических миссий, например тех, которые включают космическое сближение , для достижения целей миссии требуются высокоточные модели траекторий. Для расчета «конечного» сгорания требуется подробная модель космического корабля и его двигателей. Наиболее важные детали включают в себя: массу , центр масс , момент инерции , положение двигателя, векторы тяги, кривые тяги, удельный импульс тяги , смещение центроида и расход топлива.

помогает

Эффект Оберта

В космонавтике эффект Оберта заключается в том, что использование ракетного двигателя при движении на высокой скорости генерирует гораздо больше полезной энергии, чем использование ракетного двигателя на низкой скорости. Эффект Оберта возникает потому, что топливо имеет больше полезной энергии (из-за его кинетической энергии помимо химической потенциальной энергии), и оказывается, что транспортное средство может использовать эту кинетическую энергию для генерации большей механической энергии. Он назван в честь Германа Оберта , родившегося в Австро-Венгрии , немецкого физика и основателя современной ракетной техники , который, по-видимому, первым описал этот эффект. ^[3]

Эффект Оберта используется в механизированном облете или маневре Оберта , где приложение импульса, обычно от использования ракетного двигателя, вблизи гравитационного тела (где гравитационный потенциал низок, а скорость высока) может дать много большее изменение кинетической энергии и конечной скорости (т.е. более высокая удельная энергия ), чем тот же импульс, приложенный дальше от тела на той же начальной орбите.

Поскольку маневр Оберта происходит за очень ограниченное время (еще на малой высоте), для создания высокого импульса двигателю обязательно необходимо достичь высокой тяги (импульс по определению — это время, умноженное на тягу). Таким образом, эффект Оберта гораздо менее полезен для двигателей малой тяги, таких как ионные двигатели .

Исторически непонимание этого эффекта привело исследователей к выводу, что межпланетные путешествия потребуют совершенно непрактичных объемов топлива, поскольку без него необходимы огромные количества энергии. ^[3]

Гравитационная помощь

В астродинамике гравитационный или другого небесного тела для маневр, гравитационная рогатка или поворот - это использование относительного движения и гравитации планеты . изменения траектории космического корабля, обычно в целях экономии топлива, времени и средств Гравитационная помощь может использоваться для ускорения , замедления и/или изменения направления траектории космического корабля.

«Помощь» обеспечивается движением (орбитальным угловым моментом ) гравитирующего тела, притягивающего космический корабль. ^[4] Этот метод был впервые предложен в качестве маневра на середине курса в 1961 году и использовался межпланетными зондами, начиная с «Маринера-10» двух зондов «Вояджер» , включая известные пролеты над Юпитером и Сатурном.

Переходные орбиты

Маневры вывода на орбиту оставляют космический корабль на орбите назначения. Напротив, маневры по выведению на орбиту происходят, когда космический корабль выходит на переходную орбиту, например, транслунный выведение (TLI), трансмарсианское выведение (TMI) и трансземное выведение (TEI). Обычно они более масштабны, чем небольшие маневры по коррекции траектории. Выведение, выведение и иногда инициирование используются для описания выхода на орбиту спуска , например, маневр инициирования механизированного спуска, используемый для посадки Аполлона на Луну.

Хоманн трансфер

В орбитальной механике переходная орбита Гомана — это эллиптическая орбита, используемая для перехода между двумя круговыми орбитами разной высоты в одной плоскости .

Орбитальный маневр для выполнения перехода Хомана использует два импульса двигателя, которые перемещают космический корабль на переходную орбиту и с нее. Этот маневр был назван в честь Вальтера Хомана , немецкого учёного, опубликовавшего его описание в своей книге 1925 года Die Erreichbarkeit der Himmelskörper ( «Доступность небесных тел »). ^[5] Частично на Хомана повлиял немецкий писатель-фантаст Курд Ласвиц и его книга 1897 года « Две планеты» . ^{[ нужна ссылка ]}

Биэллиптическая передача

В космонавтике и аэрокосмической технике биэллиптический переход представляет собой орбитальный маневр, который перемещает космический корабль с одной орбиты на другую и может в определенных ситуациях требовать меньшего отклонения угла поворота , чем маневр перемещения Гомана .

Биэллиптический переход состоит из двух полуэллиптических орбит . С начальной орбиты применяется дельта-v, выводящий космический корабль на первую переходную орбиту с апоапсисом в некоторой точке. $r_{b}$ вдали от центрального тела . В этот момент применяется вторая дельта-v, отправляющая космический корабль на вторую эллиптическую орбиту с перицентром на радиусе последней желаемой орбиты, где выполняется третья дельта-v, выводящая космический корабль на желаемую орбиту. ^{[ нужна ссылка ]}

Хотя они требуют на один запуск двигателя больше, чем передача Гомана, и, как правило, требуют большего времени в пути, некоторые биэллиптические передачи требуют меньшего количества общего дельта-v, чем передача Гомана, когда отношение конечной и начальной большой полуосей составляет 11,94. или больше, в зависимости от выбранной промежуточной большой полуоси. ^[6]

Идея биэллиптической траектории перемещения была впервые опубликована Ари Штернфельдом в 1934 году. ^[7]

Низкая передача энергии

Передача низкой энергии или траектория низкой энергии — это маршрут в космосе, который позволяет космическому кораблю менять орбиту, используя очень мало топлива. ^[8]^[9] Эти маршруты работают в системе Земля - Луна , а также в других системах, например, при путешествии между спутниками Юпитера . Недостаток таких траекторий заключается в том, что они занимают гораздо больше времени, чем передачи с более высокой энергией (больше топлива), такие как переходные орбиты Гомана .

Низкая передача энергии также известна как граничные траектории слабой устойчивости или траектории баллистического захвата.

Передача низкой энергии осуществляется по особым путям в космосе, иногда называемым межпланетной транспортной сетью . Следование этим путям позволяет преодолевать большие расстояния с небольшими затратами delta-v .

Изменение наклонения орбиты

Изменение наклонения орбиты — орбитальный маневр, направленный на изменение наклона вращающегося тела орбиты . Этот маневр также известен как смена орбитальной плоскости, поскольку плоскость орбиты наклоняется. Этот маневр требует изменения вектора орбитальной скорости ( дельта v ) в узлах орбиты (т.е. в точке пересечения начальной и желаемой орбит, линия узлов орбиты определяется пересечением двух орбитальных плоскостей).

В общем, для изменения наклона может потребоваться большая дельта-v, и большинство планировщиков миссий стараются избегать их, когда это возможно, для экономии топлива. Обычно это достигается путем запуска космического корабля непосредственно с желаемым наклоном или как можно ближе к нему, чтобы свести к минимуму любое изменение наклона, необходимое в течение срока службы космического корабля.

Максимальная эффективность изменения наклонения достигается в апоапсисе (или апогее ), где орбитальная скорость $v\,$ является самым низким. В некоторых случаях может потребоваться меньшая общая дельта v, чтобы поднять космический корабль на более высокую орбиту, изменить плоскость орбиты в более высоком апогее, а затем опустить космический корабль на исходную высоту. ^[10]

Траектория постоянной тяги

Траектории с постоянной тягой и постоянным ускорением предполагают длительную постоянную работу двигателя космического корабля. В предельном случае, когда ускорение транспортного средства велико по сравнению с местным гравитационным ускорением, космический корабль направлен прямо к цели (с учетом движения цели) и продолжает постоянно ускоряться под высокой тягой, пока не достигнет цели. В этом случае с большой тягой траектория приближается к прямой. Если требуется, чтобы космический корабль встретился с целью, а не совершил облет, тогда космический корабль должен изменить свою ориентацию в середине пути и замедлиться на оставшейся части пути.

На траектории постоянной тяги ^[11] ускорение автомобиля увеличивается в период тяги, поскольку расход топлива означает уменьшение массы автомобиля. Если вместо постоянной тяги автомобиль имеет постоянное ускорение, тяга двигателя должна уменьшаться на протяжении траектории.

Эта траектория требует, чтобы космический корабль сохранял высокое ускорение в течение длительного времени. Для межпланетных перелетов могут потребоваться дни, недели или месяцы постоянных толчков. В результате в настоящее время не существует двигательных установок космических кораблей, способных использовать эту траекторию. Было высказано предположение, что некоторые формы ядерных ракет (на основе деления или синтеза) или ракет на антивеществе будут способны двигаться по этой траектории.

На практике этот тип маневра используется при маневрах с малой тягой, например, с ионными двигателями , двигателями на эффекте Холла и другими. Эти типы двигателей имеют очень высокий удельный импульс (топливную эффективность), но в настоящее время доступны только с довольно низкой абсолютной тягой.

Встреча и стыковка

Фазировка орбиты

В астродинамике фазировка орбиты — это корректировка временного положения космического корабля на его орбите орбитального космического корабля , обычно описываемая как корректировка истинной аномалии .

Космическое сближение и стыковка

Космическое сближение — это последовательность орбитальных маневров, во время которых два космических корабля , один из которых часто является космической станцией , выходят на одну и ту же орбиту и сближаются на очень близкое расстояние (например, в пределах визуального контакта). Для встречи требуется точное совпадение орбитальных скоростей двух космических кораблей, что позволяет им оставаться на постоянном расстоянии за счет удержания орбитальной станции . За свиданием обычно следует стыковка или причаливание — процедуры, которые приводят космический корабль в физический контакт и создают связь между ними.

См. также

Ссылки

^ «Навигация» . НАСА.
^ «Уравнение ракеты» . Массачусетский технологический институт.
^ Jump up to: ^а ^б Оберт, Герман; Ольденбург Верлаг, Р. (1970). «Пути космического полета» (PDF) . Сервер технических отчетов НАСА . п. 200. HDL : 2060/19720008133 . НАСА-ТТ-Ф-622. Архивировано из оригинала 9 мая 2010 года.
^ «Раздел I. Космическая среда – Глава 4. Межпланетные траектории» . Основы космического полета . Лаборатория реактивного движения НАСА. Архивировано из оригинала 3 апреля 2023 года.
^ Уолтер Хоманн, Достижимость небесных тел (Вашингтон: Технический перевод НАСА F-44, 1960).
^ Валладо, Дэвид Энтони (2001). Основы астродинамики и приложения . Спрингер. п. 317. ИСБН 0-7923-6903-3 .
^ Штернфельд А., О траекториях, позволяющих приблизиться к центральному притягивающему телу с заданной кеплеровской орбиты. - Труды Академии наук (Париж), вып. 198, с. 711 – 713.
^ Бельбруно, Эдвард (2004). Захват динамики и хаотических движений в небесной механике: с применением к построению низкоэнергетических передач . Издательство Принстонского университета . п. 224. ИСБН 978-0-691-09480-9 .
^ Бельбруно, Эдвард (2007). Лети со мной на Луну: Путеводитель по новой науке космических путешествий . Издательство Принстонского университета . стр. 176 . ISBN 978-0-691-12822-1 .
^ Бреуниг, Роберт А. «Основы космического полета: орбитальная механика» . Архивировано из оригинала 4 февраля 2012 года . Проверено 22 марта 2012 г.
^ WE Moeckel, Траектории с постоянной тангенциальной тягой в центральных гравитационных полях , Технический отчет R-63 , Исследовательский центр Льюиса НАСА, 1960 (по состоянию на 26 марта 2014 г.)

Внешние ссылки

по автоматизированному сближению и стыковке космических кораблей Справочник Вигберта Фезе

[1] «Навигация» . НАСА.

[2] «Уравнение ракеты» . Массачусетский технологический институт.

[ways-3] Jump up to: ^а ^б Оберт, Герман; Ольденбург Верлаг, Р. (1970). «Пути космического полета» (PDF) . Сервер технических отчетов НАСА . п. 200. HDL : 2060/19720008133 . НАСА-ТТ-Ф-622. Архивировано из оригинала 9 мая 2010 года.

[4] «Раздел I. Космическая среда – Глава 4. Межпланетные траектории» . Основы космического полета . Лаборатория реактивного движения НАСА. Архивировано из оригинала 3 апреля 2023 года.

[5] Уолтер Хоманн, Достижимость небесных тел (Вашингтон: Технический перевод НАСА F-44, 1960).

[6] Валладо, Дэвид Энтони (2001). Основы астродинамики и приложения . Спрингер. п. 317. ИСБН 0-7923-6903-3 .

[7] Штернфельд А., О траекториях, позволяющих приблизиться к центральному притягивающему телу с заданной кеплеровской орбиты. - Труды Академии наук (Париж), вып. 198, с. 711 – 713.

[Capture-8] Бельбруно, Эдвард (2004). Захват динамики и хаотических движений в небесной механике: с применением к построению низкоэнергетических передач . Издательство Принстонского университета . п. 224. ИСБН 978-0-691-09480-9 .

[FlyMe-9] Бельбруно, Эдвард (2007). Лети со мной на Луну: Путеводитель по новой науке космических путешествий . Издательство Принстонского университета . стр. 176 . ISBN 978-0-691-12822-1 .

[Braeunig-10] Бреуниг, Роберт А. «Основы космического полета: орбитальная механика» . Архивировано из оригинала 4 февраля 2012 года . Проверено 22 марта 2012 г.

[11] WE Moeckel, Траектории с постоянной тангенциальной тягой в центральных гравитационных полях , Технический отчет R-63 , Исследовательский центр Льюиса НАСА, 1960 (по состоянию на 26 марта 2014 г.)

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]

[11]