12 / 16
Затем вычисляются большая полуось
a
n
, фокальный параметр
p
n
и эксцентриситет
e
n
сформированной первым импульсом орбиты и
скорость в ее перигее
V
πn
:
a
n
=
1
2
(
r
α
+
r
f
) ;
e
n
=
r
α
−
r
f
r
α
+
r
f
;
p
n
=
a
n
1
−
e
2
n
;
V
πn
=
r
μ
p
n
(1 +
e
n
)
.
Значение второго импульса скорости, прикладываемого в перигее
орбиты, полученной после приложения первого импульса скорости,
находится по формуле
Δ
V
t
2
=
(
r
f
−
r
α
)
μ
4
a
2
n
V
πn
.
Если начальная орбита круговая, то при выборе момента схода с
орбиты можно учитывать дополнительные условия, например, выби-
рать такой момент изменения орбиты, чтобы уменьшить вероятность
столкновения с космическим мусором.
Пример перевода КА на орбиту с прогнозируемым временем
баллистического существования.
В табл. 4 приведены элементы на-
чальной орбиты КА, а в табл. 5 — тяга (
P
) его двигательной установки,
масса (
m
) КА, удельный импульс (
I
), время существования орбиты за-
хоронения (
dT
), шаг выдачи элементов орбиты (
dN
), точности форми-
рования орбиты захоронения (eps
R
) и времени существования орбиты
захоронения (eps
T
)
Таблица 4
H
min
H
max
ω u I
Ω
N
Дата
Time
S
, bal
707,7 750,3 0 72 98 50 1 20130101 043000,15 0,0045
Таблица 5
P
, Н
M
, кг
I
, с
dT
, день
dN
mode eps
R
, км eps
T
, дни
3000 7000 0,023
9131
3000
2
0,001
1
В табл. 6 приведена информация о трансверсальном тормозном ма-
невре, переводящем КА на эллиптическую орбиту: дата и время начала
маневра, его значение, номер витка, на котором исполняется маневр,
аргумент широты его начала и конца.
ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение” 2015. № 4 15