ГОСТ 25645.301-83

Группа Т27

     

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ СТАНДАРТ СОЮЗА ССР


РАСЧЕТЫ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ

МЕТОДИКА РАСЧЕТА ЗАТРАТ ТОПЛИВА НА МАНЕВРИРОВАНИЕ

Artificial. Earth satellite ballistic computations.
Computation methods of manoeuvring propellant expenditure

ОКСТУ 0080

Дата введения 1985-01-01

ИСПОЛНИТЕЛИ

Е.А.Зайцев; М.А.Закиров, канд. техн. наук; Г.В.Лебедев; В.А.Модестов, канд. техн. наук; В.А.Понюхов; И.Г.Пыхова; Л.Н.Степанова

СОГЛАСОВАНО С ГОСУДАРСТВЕННОЙ СЛУЖБОЙ СТАНДАРТНЫХ СПРАВОЧНЫХ ДАННЫХ (протокол от 10 августа 1983 г. N 26)

УТВЕРЖДЕН И ВВЕДЕН В ДЕЙСТВИЕ ПОСТАНОВЛЕНИЕМ Государственного комитета СССР по стандартам от 8 сентября 1983 г. N 4155

ВНЕСЕНА поправка, опубликованная в ИУС N 12, 1984 год

Поправка внесена изготовителем базы данных

Настоящий стандарт устанавливает методику расчета затрат топлива на маневрирование искусственных спутников Земли (ИСЗ) с целью поддержания заданных параметров их орбиты и предназначен для проектных баллистических расчетов ИСЗ, совершающих полет в диапазоне высот от 120 до 1500 км с временем активного существования более одних суток.

1. ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ

1.1. Методика расчета затрат топлива на поддержание заданных параметров орбиты ИСЗ представлена для следующих случаев движения центра масс ИСЗ (далее - движения ИСЗ):

полет с поддержанием заданной высоты полета;

полет с поддержанием высоты орбиты в заданном диапазоне высот;

спуск с круговой орбиты на Землю.

1.2. В стандарте рассматривают орбиты ИСЗ, близкие к круговым (далее - круговые орбиты). Орбиты ИСЗ принимают кеплеровыми с элементами, равными элементам средней орбиты. Средняя орбита ИСЗ - кеплерова орбита, аппроксимирующая орбиту ИСЗ в нормальном поле притяжения Земли без учета сопротивления атмосферы.

1.3. Параметры движения ИСЗ рассчитывают в невозмущенной атмосфере в орбитальной системе координат для ИСЗ, сохраняющих постоянный баллистический коэффициент согласования действующих на него сил.

Орбитальная система координат () имеет начало в центре масс ИСЗ:

ось направлена по радиусу-вектору ИСЗ в сторону его увеличения;

ось нормальна плоскости орбиты ИСЗ и направлена в сторону, обратную вектору кинетического момента движения ИСЗ;

ось лежит в плоскости орбиты, направлена по нормали к радиусу-вектору, положительное направление ее совпадает с направлением движения ИСЗ.

1.4. Возмущения движения ИСЗ за счет неучета коэффициентов разложения потенциала аномалии поля земного притяжения приняты равными нулю.

1.5. Затраты топлива определяют при плотности атмосферы по ГОСТ 25645.101-83. Для расчета предельных затрат топлива следует учитывать вариации плотности атмосферы, определяемые по ГОСТ 25645.101-83, ГОСТ 25645.102-83 и ГОСТ 25645.115-84.

1.6. Расчет затрат топлива проводят по схеме полета ИСЗ, которую разбивают на типовые участки, принимая затраты топлива на этих участках независимыми.

1.7. Затраты топлива на поддержание заданных параметров орбиты состоят из затрат на коррекцию параметров орбиты и на управление движением ИСЗ относительно его центра масс.

При расчете затрат топлива на управление движением ИСЗ его аэродимические коэффициенты в зависимости от ориентации определяют по методике, приведенной в обязательном приложении 1.

1.8. При расчете затрат топлива на поддержание заданной высоты орбиты принимают, что корректирующие импульсы скорости (далее - импульсы скорости) ориентированы по трансверсали, а точки их приложения расположены на линии апсид средней орбиты.

При расчете затрат топлива для спуска с круговой орбиты на Землю принимают, что импульс скорости ориентирован в плоскости орбиты, а угол его наклона определяют из условия минимума затрат характеристической скорости на коррекцию.

1.9. Элементы средней орбиты , , , , а также другие параметры средней орбиты вычисляют через элементы оскулирующей орбиты , , , , взятые в восходящем узле, по формулам (1)-(14), приведенным в табл.1, при значениях параметров Земли , , , , приведенных в справочном приложении 2.

Таблица 1

Примечания:

1. Среднее наклонение орбиты

.

2. При неизвестном наклонении орбиты принято, что 6368687 м.

3. Значения среднего радиуса Земли в зависимости от наклонения орбиты ИСЗ , вычисленные по формуле (14), приведены в справочном приложении 2.

1.10. Баллистический коэффициент согласования вычисляют по формуле

,                                             (15)

где - конструктивный баллистический коэффициент ИСЗ, вычисляемый по формуле

,

где - номинальное значение коэффициента аэродинамического сопротивления на типовом участке полета ИСЗ;

- площадь миделева сечения ИСЗ, к которой отнесены аэродинамические коэффициенты ИСЗ;

- масса ИСЗ в начале типового участка полета, вычисляемая по формуле

,

где - вес ИСЗ в начале типового участка;

- ускорение силы тяжести в точке запуска носителя ИСЗ;

- проекция составляющей силы тяги двигателей ориентации и стабилизации ИСЗ на ось орбитальной системы координат осредненная на типовом участке полета с учетом аэродинамических характеристик ИСЗ;

- коэффициент, вычисляемый по формуле

,

где - угловая скорость вращения Земли;

- плотность верхней атмосферы по ГОСТ 25645.101-83.

Номинальное значение определяют осреднением значения , рассчитанного по изменениям углов ориентации осей ИСЗ относительно осей орбитальной системы координат и углов ориентации подвижных элементов конструкции ИСЗ, заданных на типовом участке схемы полета ИСЗ.

При отсутствии данных об изменении углов ориентации осей ИСЗ и подвижных элементов, значение осредняют во всем возможном диапазоне их изменения.

2. МЕТОДИКА РАСЧЕТА ЗАТРАТ ТОПЛИВА НА ПОДДЕРЖАНИЕ
ЗАДАННЫХ ПАРАМЕТРОВ ОРБИТ ИСЗ

2.1. Расчет суммарных затрат топлива

Суммарные затраты топлива на поддержание заданных параметров орбиты на типовом участке полета ИСЗ вычисляют по формуле

,                                                                              (16)

где - затраты топлива на коррекцию, вычисляемые по формуле