ÐÐ¾Ð»Ð½Ð°Ñ Ð²ÐµÑÑÐ¸Ñ - СамаÑÑкий гоÑÑдаÑÑÑвеннÑй аÑÑокоÑмиÑеÑкий ...
ÐÐ¾Ð»Ð½Ð°Ñ Ð²ÐµÑÑÐ¸Ñ - СамаÑÑкий гоÑÑдаÑÑÑвеннÑй аÑÑокоÑмиÑеÑкий ...
ÐÐ¾Ð»Ð½Ð°Ñ Ð²ÐµÑÑÐ¸Ñ - СамаÑÑкий гоÑÑдаÑÑÑвеннÑй аÑÑокоÑмиÑеÑкий ...
Create successful ePaper yourself
Turn your PDF publications into a flip-book with our unique Google optimized e-Paper software.
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, № 1, 2007<br />
Поэтому в дальнейшем будем рассматривать<br />
вариант с конструктивными изменениями<br />
первой ступени РБ с ХРД.<br />
Для второй ступени с ЭРД масса ДУ<br />
может варьироваться в широких пределах без<br />
существенных конструктивных изменений.<br />
Будем считать, что максимальное значение<br />
тяги двигателей<br />
m<br />
Р , скорость истечения РТ<br />
и максимальная полезная мощность N max<br />
постоянны.<br />
Используя формулу (3) и соотношения,<br />
приведенные в [1], можно выразить тягу<br />
и мощность через скорость истечения РТ,<br />
моторное время и затраты характеристической<br />
скорости.<br />
Таким образом, разделив левую и правую<br />
части (1) на М 0<br />
, получим выражение для<br />
относительной массы ПН, универсальное для<br />
стартовой массы КА на начальной орбите:<br />
µ<br />
ПН<br />
⎧<br />
⎪<br />
= ⎨1<br />
− γ<br />
⎪⎩<br />
⎧<br />
⎪<br />
× ⎨1<br />
− ( 1−<br />
е<br />
⎪⎩<br />
Здесь<br />
Д<br />
ХРД<br />
х<br />
VЭРД<br />
−<br />
СЭРД<br />
− ( 1−<br />
е<br />
) ⋅(<br />
1+<br />
γ<br />
х<br />
VХРД<br />
−<br />
СХРД<br />
Б<br />
ЭРД<br />
) ⋅(<br />
1+<br />
γ<br />
С<br />
+<br />
Т<br />
ЭРД<br />
м<br />
⋅<br />
Б<br />
ХРД<br />
⎫<br />
⎪<br />
) ⎬ ×<br />
⎪⎭<br />
Д<br />
⎪<br />
[ γ + С ⋅γ<br />
])<br />
.<br />
ЭРД<br />
ЭРД<br />
ЭУ<br />
⎫<br />
⎬<br />
⎪⎭<br />
(5)<br />
µ - масса ПН, отнесенная к массе<br />
ПН<br />
КА на начальной орбите;<br />
Б х<br />
γ Д , γ ,V , C - соответственно<br />
удельные массы двигателя и<br />
баков, затраты характеристической скорости,<br />
скорость истечения РТ; нижний индекс обозначает<br />
тип двигателя - ХРД и ЭРД, соответственно;<br />
γ<br />
ЭУ<br />
- удельная масса ЭУ; Т м<br />
– моторное<br />
время работы двигателей ЭРД.<br />
Удельные массовые характеристики и<br />
х<br />
С ХРД<br />
заданы. V<br />
ХРД для перелета с начальной<br />
низкой круговой орбиты на промежуточную<br />
высокую эллиптическую орбиту с изменением<br />
наклонения определим по формулам им-<br />
х<br />
пульсной теории [2]. V<br />
ЭРД для перелета с промежуточной<br />
орбиты на конечную высокую<br />
круговую орбиту рассчитаем по выражениям,<br />
приведенным в [3, 4, 5].<br />
Получим расчетные формулы для случая<br />
многовиткового перелета с активным участком<br />
на витке, симметрично расположенным<br />
относительно одной из апсидальных точек,<br />
при ориентации вектора тяги по трансверсали.<br />
Особенность исследуемой задачи состоит<br />
в продолжительном активном участке при<br />
управлении, приводящем к совместному изменению<br />
большой полуоси, эксцентриситета<br />
и наклонения.<br />
Примем, что возмущения от несферичности<br />
Земли, атмосферы и других факторов<br />
отсутствуют. Тогда система уравнений движения<br />
имеет вид [2]:<br />
dA<br />
= 2<br />
dt<br />
de<br />
=<br />
dt<br />
di<br />
dt<br />
=<br />
dΩ<br />
=<br />
dt<br />
dω<br />
=<br />
dt<br />
dϑ<br />
=<br />
dt<br />
A<br />
A<br />
dVx<br />
= a =<br />
dt<br />
3<br />
A<br />
( )<br />
( )<br />
[ ax<br />
1+<br />
ecosϑ<br />
+ aye sinϑ]<br />
,<br />
2<br />
µ 1−<br />
e<br />
2<br />
( 1−<br />
e ) ⎧ ⎡⎛<br />
1<br />
2<br />
( 1−<br />
e )<br />
A<br />
A<br />
A<br />
µ<br />
µ<br />
2<br />
( 1−<br />
e )<br />
µ<br />
2<br />
( 1−<br />
e )<br />
µ<br />
⎞ e ⎤⎫<br />
⎨ay<br />
sinϑ<br />
+ ax<br />
⎢⎜1+<br />
⎟cosϑ<br />
+ ⎬,<br />
⎩<br />
ecos<br />
ecos<br />
⎥<br />
⎣⎝<br />
1+<br />
ϑ ⎠ 1+<br />
ϑ ⎦⎭<br />
az<br />
⋅cosu<br />
,<br />
1+<br />
ecosϑ<br />
az<br />
⋅ sinu<br />
,<br />
( 1+<br />
ecosϑ<br />
) ⋅ sini<br />
⎡ cosϑ<br />
ax<br />
⎛ 1 ⎞<br />
sinu ⋅ctgi⎤<br />
⎢−<br />
ay<br />
+ ⎜1+<br />
⎟ sinϑ<br />
− az<br />
⋅e<br />
⋅ ,<br />
e e ecos<br />
ecos<br />
⎥<br />
⎣<br />
⎝ 1+<br />
ϑ ⎠<br />
1+<br />
ϑ ⎦<br />
2<br />
2<br />
( 1−<br />
e ) ⎡µ<br />
( 1+<br />
ecosϑ)<br />
⎢<br />
2 2 2<br />
µ ⎢ A ( 1−<br />
e )<br />
cosϑ<br />
ax<br />
⎛ 1 ⎞ ⎤<br />
+ ay<br />
− ⎜1+<br />
⎟ sinϑ⎥,<br />
⎣<br />
e e ⎝ 1+<br />
ecosϑ<br />
⎠ ⎥⎦<br />
2 2 2 ⎛Vx<br />
⎞<br />
ax<br />
+ ay<br />
+ az<br />
= a0<br />
exp⎜<br />
⎟,<br />
⎝ C ⎠<br />
(6)<br />
где А, e, i, Ω, ω, υ, u- элементы орбиты;<br />
V x<br />
– характеристическая скорость; а 0<br />
– начальное<br />
ускорение; С – скорость истечения<br />
рабочего тела; µ - гравитационная постоянная;<br />
a ,a , a - составляющие реактивного ус-<br />
x<br />
y<br />
z<br />
корения в связанной системе координат.<br />
Для заданного управления и принятых<br />
допущениях получим:<br />
a<br />
a<br />
a<br />
x<br />
y<br />
z<br />
= a cosθ<br />
,<br />
= a sinθ<br />
,<br />
= 0.<br />
(7)<br />
Здесь θ - угол отклонения вектора тяги ДУ<br />
от плоскости орбиты; δ - функция включения<br />
двигателей:<br />
- центр активного участка в перигее<br />
⎧1,<br />
−α<br />
≤ u ≤ α ,<br />
δ = ⎨<br />
⎩0,<br />
α ≤ u ≤ 2π<br />
− α ,<br />
(8)<br />
118