Определение траекторных характеристик
Курсовая работа
по дисциплине «Теория движения космических аппаратов»
Исполнитель: Ильин Владислав Подпись:
Группа: 6О – 407С
Руководитель работы: Константинов М. С.
Оценка:
Дата:
Подпись
преподавателя:
Москва
2018
Содержание
Введение…………………………………………………………………………...2
Задание…………………………………………………………………………….3
1. Построение орбит………………………………………………………………4
2. Расчет характеристической скорости…………………………………………7
3. Расчет основных параметров……..……………………………………………8
4. Определение траекторных характеристик……………………………………9
Заключение……………………………………………………………………….18
Введение
Данная курсовая работа предполагает отработку знаний и навыков, полученных в ходе изучения дисциплины «Теория движения космических аппаратов» путем проектирования траектории межорбитального перелета, а также расчета характеристической скорости и основных параметров химического разгонного блока, который обеспечивает этот межорбитальный перелет.
Задание
КА находится на некоторой начальной заданной орбите в окрестности Земли. В составе КА есть химический разгонный блок (некоторые характеристики его известны). Этот разгонный блок должен обеспечить перелет КА на рабочую околоземную орбиту с заданными характеристиками.
|
|
|
Требуется найти рациональную схему перелета между орбитами. Критерием оптимизации следует рассматривать характеристическую скорость (она минимизируется) или массу КА, выводимую на рабочую орбиту (эта масса максимизируется).
Требуется найти:
· характеристическую скорость разгонного блока;
· массу топлива, которая требуется для реализации перелета;
· массу КА, выведенного на рабочую орбиту;
· количество активных участков на траектории перелета;
· программу углов тангажа и рыскания на активных участках перелета.
Рекомендуется провести анализ возможности уменьшения потерь в скорости за счет увеличения числа активных участков траектории (реализации одного импульса скорости несколькими включениями двигателя ХРБ).
Радиус Земли принять равным 6371 км. Гравитационный параметр Земли – 398600 км3/сек2.
| Исходные данные | Вариант 5 - 444А44044 |
| Масса КА на начальной орбите | m0 = 3 500 кг |
| Тяга двигателя ХРБ | Р = 3 кН |
| Удельный импульс двигателя ХРБ | Jуд = 333 сек |
| Высота перигея начальной орбиты | Нп0 = 2 500 км |
| Высота апогея начальной орбиты | На0 = 7 500 км |
| Высота перигея конечной орбиты | Нпк = 21 500 км |
| Высота апогея конечной орбиты | Нак = 71 500 км |
| Угол между линиями апсид | 0о |
| Радиус Земли | R = 6 371 км |
| Гравитационный параметр | µ = 398 600 км3/сек2 |
|
|
|
Построение орбит
Начальная орбита:
Конечная орбита:
Перелетная орбита I :
Перелетная орбита II :
| α к |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
| кон. |
| π к |
| π0 |
| α0 |
| II |
| I |
| нач. |
Рис. 1. Схема перелета
2. Расчет характеристической скорости
Перелетная орбита I :
Перелетная орбита II :
Очевидно, что перелетная схема I более оптимальна, чем схема II .
Расчет основных параметров
Массовый расход:
Конечная масса после первого активного участка:
Масса топлива для первого активного участка:
Продолжительность первого активного участка:
Конечная масса после второго активного участка:
|
|
|
Масса топлива для второго активного участка:
Продолжительность второго активного участка:
Определение траекторных характеристик
Первый активный участок
Пассивный участок
Длительность пассивного участка
Положение и скорость в конце пассивного участка
Второй активный участок
Вектор начальных условий для интегрирования уравнений движения КА на втором активном участке:
Время вдоль траектории второго активного участка:
Угловая дальность полета на втором активном участке:
Оскулирующие элементы орбиты КА на втором активном участке:
Масса топлива, конечная масса, общее время межорбитального перелета:
Дата добавления: 2021-12-10; просмотров: 166; Мы поможем в написании вашей работы! |
Мы поможем в написании ваших работ!