Курсач. Курсовой проект по дисциплине Основы механики космического полета
 Скачать 1.47 Mb.
|
|
Министерство образования и науки Российской Федерации Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования «Самарский национальный исследовательский университет имени академика С.П. Королёва (Самарский университет)» Институт ракетно-космической техники Межвузовская кафедра космических исследований КУРСОВОЙ ПРОЕКТ по дисциплине «Основы механики космического полета» «Комплексный анализ миссии космического аппарата» Вариант № 4 Выполнила: студентка группы 1415-240301D Зарубина А.А. Руководитель проекта: доцент, к.т.н. Аваряскин Д.П. Самара 2019 ЗАДАНИЕ 1. Опорная орбита. На опорную орбиту с параметрами Hπ0, Hα0, i0, Ω0, ω0 выведена третья ступень ракеты-носителя (РН). Масса ускорителя третей ступени 2500 кг, длина 8 м, диаметр 2,8 м; масса разгонного блока (РБ) 1850 кг, длина РБ 1,025 м; масса космического аппарата (КА) m0, диаметр 2,7 м, длина 2,5 м. 1.1 Рассмотреть нештатную ситуацию: неотделение РБ с КА от третей ступени РН. Для нештатной ситуации определить время существования на орбите, критическую высоту, эволюцию орбиты (δΩ, δω, δr, δl, δT, δVr, δVn). 1.2 Для штатного случая провести моделирование движения третьей ступени для определения области географических координат (долгота и широта) входа в плотные слои атмосферы (Hатм = 100 км). Величина уводящего импульса Vув, диапазоны проекций угловой скорости [ωzmin, ωzmax] и [ωymin, ωymax], время задержки выдачи уводящего импульса после отделения РБ tув. Подобрать величину угла истиной аномалии выдачи уводящего импульса таким образом, чтобы вхождение третей ступени в плотные слои атмосферы произошло над океанской поверхностью. Точки входа определять для максимальных, минимальных и нулевых значений проекций угловой скорости. Исходные данные:
2 Инспектирование космической станции (КС) 2.1 Провести манёвр дальнего сближения с космической станцией (определить схему перелёта). Текущее угловое рассогласование между КА и космической станцией ν. Параметры орбиты станции HКС, iКС. 2.2 Определить проекции импульса отделения наноспутника-инспектора для перехода на инспекционный эллипс из точки выведения с координатами x0орб, y0орб, Vx0орб, Vy0орб в орбитальной системе координат, связанной с космической станцией, и величину импульса для формирования эллипса с большой полуосью а. Исходные данные:
3 Целевая задача 3.1 Сформировать схему перелёта на целевую орбиту с параметрами Hπ, Hα, i. 3.2 Провести моделирование движения КА по целевой орбите (с параметрами Ω0, ω0, ϑ0) на интервале времени 1 сутки. Определить длительность сеансов связи с наземной станцией. 3.3 Для камеры с углом обзора δКА определить ширину полосы обзора и минимальный угол места. Исходные данные:
РЕФЕРАТ Курсовая работа: 43 стр., 21 рисунков, 10 таблиц, 3 источника, 1 прил. УСКОРИТЕЛЬ ТРЕТЬЕЙ СТУПЕНИ, РАЗГОННЫЙ БЛОК, КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ, ОПОРНАЯ ОРБИТА, НЕШТАТНАЯ СИТУАЦИЯ, ШТАТНЫЙ СЛУЧАЙ, МАНЕВР ДАЛЬНЕГО СБЛИЖЕНИЯ, ИНСПЕКЦИОННЫЙ ЭЛЛИПС, ЦЕЛЕВАЯ ОРБИТА, ТРАССА КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА, ПОЛОСА ОБЗОРА. Объектом исследования является КА. Предметом исследования является орбитальное движение КА. Целью курсовой работы является комплексный анализ миссии космического аппарата. Метод исследования – приближенный поэлементный расчет движения КА с помощью формул, графиков и таблиц. В результате работы определены вековые возмущения в нештатной ситуации, время существования КА и критическая высота полета, подобран угол истиной аномалии, при котором КА попадет в океан при входе в плотные слои атмосферы, проведен маневр дальнего сближения КА с КС, построена трасса КА на целевой орбите в течении суток, определено время связи с наземной станцией, полоса обзора камеры и минимальный угол места. СОДЕРЖАНИЕ ВВЕДЕНИЕ 6 2 ИНСПЕКТИРОВАНИЕ КОСМИЧЕСКОЙ СТАНЦИИ 17 2.1 Маневр дальнего сближения 18 2.2 Инспекционное движение 22 2.2.1 Нахождение первого импульса 24 2.2.2 Нахождение второго импульса 25 2.2.3 Выбор значений импульсов 26 3 ЦЕЛЕВАЯ ЗАДАЧА 30 3.1 Схема перелета на целевую орбиту 31 3.2 Моделирование движения КА по целевой орбите 34 3.3 Расчет геометрических характеристик обзора земной поверхности 36 ЗАКЛЮЧЕНИЕ 39 СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ 40 ВВЕДЕНИЕ Каждый космический аппарат запускается в космос для выполнения комплексной миссии. Таковыми могут служить инспектирование космической станции, выполнение съемки Земли и т.д. В процессе полета может произойти нештатная ситуация – неотделение разгонного блока от космического аппарата. Все это нужно учесть на Земле. ОПОРНАЯ ОРБИТА На околокруговую опорную орбиту высотой 211 км выведена третья ступень ракеты-носителя.  Рисунок 1 – Положение КА и УТС на орбите Задачи: 1. Рассмотреть нештатную ситуацию, при которой происходит неотделение РБ с КА от третей ступени ракеты-носителя. Определить время существования и критическую высоту для третьей ступени. 2. Рассмотреть штатную ситуацию, при которой осуществляется отделение РБ с КА от третей ступени ракеты-носителя. Определить углы истиной аномалии, при которых ступень войдет в плотные слои атмосферы над океанской поверхностью. Нештатная ситуация При проектировании космических аппаратов, движущихся по низким орбитам, важнейшей характеристикой является время существования на орбите, т.e. время пассивного движения с момента выхода космического аппарата на орбиту до момента входа в плотные слои атмосферы и прекращения его существования. Время существования можно приближенно рассчитать только для круговых орбит по формуле  , (1)где F(H0) - функция от начальной высоты полета отыскивается по таблице модели атмосферы [1, табл. 4] для соответствующего индекса солнечной активности. Для нахождения солнечной активности, данные, полученные из таблицы модели атмосферы [1, табл. 4], были аппроксимированы на участке от 120 км до 200 км следующим рядом Фурье:  а на участке от 200 км до 300 степенной функцией:  Погрешность на обоих участках не превышает 5 %. Полученный график функции солнечной активности в зависимости от высоты представлен на рисунке 2.  Рисунок 2 – Зависимость солнечной активности от высоты Баллистический коэффициент σ является основным проектным параметром космического аппарата и определяется по формуле:  (2)где Cx - коэффициент аэродинамического сопротивления, который для большинства современных космических аппаратов лежит в пределах 2-2,5 (обычно принимается 2,2), т - масса космического аппарата, S - площадь максимального сечения космического аппарата, перпендикулярная вектору скорости полета (площадь миделевого сечения). Для ориентированного космического аппарата определение величины S не представляет труда, для неориентированного космического аппарата в форме цилиндра при его беспорядочном вращении  (3)где L и d - соответственно длина и диаметр цилиндра. В качестве конечной высоты, по достижении которой расчет, необходимо прекращать, рекомендуется выбирать критическую высоту круговой орбиты Н* (высота круговой орбиты, для которой время существования равно периоду обращения космического аппарата по орбите). Критическая высота круговой орбиты находится в результате решения уравнения:  (4)График зависимости периода обращения и время существования в зависимости от высоты представлен на рисунке 3.  Рисунок 3 – Нахождение критической высоты орбиты Вековые возмущения наклонения i, фокального параметра р, эксцентриситета е орбиты равны нулю (δi = δр = δе = 0). Вековое возмущение (прецессия) относительно звезд (в абсолютной системе координат) долготы восходящего узла орбиты за 1 виток определяется по соотношению:  (5)Под влиянием сжатия Земли восходящий узел орбиты перемещается в сторону, противоположную вращению Земли (к Западу), для прямых орбит (i <90°) и по направлению вращения Земли (к Востоку) для обратных орбит (i>90°). Для полярных орбит (i=90°) прецессия плоскости орбиты отсутствует (δΩ=0). Вековое возмущение (прецессия) аргумента перигея орбиты в абсолютной системе координат за 1 виток определяется по соотношению:  (6)Под влиянием сжатия Земли аргумент перигея орбиты при i<63°26' и i>116°34' аргумент смещается в направлении движения космического аппарата, при 63°26'< i<116°34' аргумент перигея орбиты смещается в направлении, противоположном движению космического аппарата. При i = 63°26' и i= 116°34' смещение перигея отсутствует (δω = 0). В формулах (5), (6) р - фокальный параметр и е - эксцентриситет орбиты в начальный момент времени. Формулы расчета изменений траекторных параметров за 1 виток: - изменение модуля радиуса - вектора  |