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) . [ не проверено в теле ]
Остальная часть полета, особенно на переходной орбите , называется выбегом .
Уравнение ракеты Циолковского , или уравнение идеальной ракеты, — это уравнение, которое полезно для рассмотрения транспортных средств, которые следуют основному принципу ракеты : где устройство, которое может прикладывать к себе ускорение ( тягу ), выбрасывая часть своей массы с высокой скоростью и движется за счет сохранения импульса . В частности, это математическое уравнение, которое связывает дельта-v (максимальное изменение скорости ракеты при отсутствии других внешних сил) с эффективной скоростью истечения , а также начальной и конечной массой ракеты ( или другого реактивного двигателя ).
Для любого такого маневра (или путешествия, включающего несколько таких маневров):
где:
Применяемое изменение скорости каждого маневра называется дельта-v ( ).
Дельта-v для всех ожидаемых маневров оценивается для миссии. Они суммируются в дельта-v бюджете . При хорошем приближении бюджета delta-v проектировщики могут оценить потребности космического корабля в топливе и полезной нагрузке, используя уравнение ракеты .
«Импульсивный маневр» — это математическая модель маневра как мгновенного изменения скорости космического корабля ( величины и/или направления), как показано на рисунке 1. Это предельный случай сгорания, приводящий к созданию определенного количества дельта-v. , так 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 лишь 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.
Применение низкой тяги в течение длительного периода времени называется неимпульсивным маневром . «Неимпульсивный» относится к медленному изменению импульса 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 модели траекторий высокой точности. Для расчета «конечного» сгорания требуется подробная модель космического корабля и его двигателей. Наиболее важные детали включают в себя: массу , центр масс , момент инерции , положения двигателей, векторы тяги, кривые тяги, удельный импульс , смещение центроида тяги и расход топлива.
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. [1]
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 непрактичного количества топлива, поскольку без него необходимы огромные количества энергии. [1]
В орбитальной механике и аэрокосмической технике гравитационная рогатка , гравитационный маневр или поворот — это использование относительного движения и гравитации планеты или другого небесного тела для изменения траектории и скорости космического корабля , обычно для того , чтобы спасти топливо , время и затраты. 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. [2] Этот метод был впервые предложен в качестве маневра на середине курса в 1961 году и использовался межпланетными зондами, начиная с « Маринера-10» , включая известные пролеты двух зондов «Вояджер» над Юпитером и Сатурном.
Выведение орбиты — это общий термин для обозначения маневра, который представляет собой нечто большее, чем небольшую коррекцию. Его можно использовать для маневра по изменению переходной орбиты или орбиты восхождения на стабильную, а также для изменения стабильной орбиты на нисходящую: выведение на орбиту спуска . Также используется термин « выведение на орбиту» , особенно для изменения стабильной орбиты на переходную орбиту, например, транслунная инъекция (TLI), трансмарсианская инъекция (TMI) и трансземная инъекция (TEI).
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 »). [3] На Хомана частично повлиял немецкий писатель-фантаст Курд Лассвиц и его книга 1897 года «Две планеты» . [ нужна цитата ]
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, переводящая космический корабль на первую переходную орбиту с апоцентром в некоторой точке от центрального тела . В этот момент применяется второе дельта-v, отправляющее космический корабль на вторую эллиптическую орбиту с перицентром на радиусе последней желаемой орбиты, где выполняется третье дельта-v, выводя космический корабль на желаемую орбиту. [ нужна цитата ]
Хотя они требуют на один запуск двигателя больше, чем передача Хомана, и обычно требуют большего времени в пути, некоторые биэллиптические передачи требуют меньшего 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. [4]
Идея биэллиптической траектории переноса была впервые опубликована Ари Штернфельдом в 1934 году. [5]
Передача низкой энергии или траектория низкой энергии — это маршрут в космосе, который позволяет космическому кораблю менять орбиту , используя очень мало топлива. [6] [7] Эти маршруты работают в системе Земля - Луна , а также в других системах, например, для путешествий 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 — орбитальный маневр, направленный на изменение наклона орбиты вращающегося тела . 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 наименьшая. 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. [8]
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 на полпути и замедлить остальную часть пути.
На траектории с постоянной тягой [9] ускорение транспортного средства увеличивается в период тяги, поскольку расход топлива означает уменьшение массы транспортного средства. 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 в 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.
В астродинамике фазировка орбиты — это корректировка временного положения космического корабля на его орбите , обычно описываемая как корректировка истинной аномалии орбитального космического корабля .
Космическое сближение — это орбитальный маневр, во время которого 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 сближением может последовать, а может и не последовать стыковка или причаливание — процедуры, которые приводят космический корабль в физический контакт и создают связь между ними.
