Стр. 2 ГОСТ 25645.301—83
При расчете затрат топливо на управление движением ИСЗ его аэродимичсскис коэффициен
ты в зависимости от ориентации определяютпо методике, приведенной в обязательно*! приложе
нии I.
1.8. При расчете затрат топлива на поддержание заданной высоты орбиты принимают, что кор
ректирующие импульсы скорости (далее—импульсы скорости) ориентированы по трансверсали, а точ
ки их приложения расположены на линии апсид средней орбиты.
При расчете затрат топлива для спуска с круговой орбиты па Землюпринимают, что им
пульс скорости ориентирован в плоскости орбиты, а угол его наклона определяют из условия мини
мума затратхарактеристической скоростина коррекцию.
1.9. Элементы средней орбиты ах, е, , «с>‘с,а также другие параметры средней орбиты вычис
ляют через элементы оскулирующей орбиты а„, г0, «„ , t0, взятыев восходящем узле, по форму
лам (I)—(14), приведенным в табл. !, при значениях параметров Земли а*, а. ц, е, приведенных
в справочном приложении 2.
Таблица I
HlVM«U»r*int« lljpjucrpj
ypjBwcnn* а.:« пхтйсдеипя nj^ixcipon
Большая полуось средней орбиты
t
(
aln*io \
(D
Средний эксцентриситет
(а.лйосожо
—
1—-^-айА’в )) -Ь (acCnsin ио)1
’с’
(2)
Средний аргумент перигея
.исг--Агссоьч-оь "ic; мп*>с), 0
<<*»с
£360*
(3)
Функции аргумента перигея
floCosin
a>o
ас-ес
(1)
dotaCOSа>,у-.
— [ 1 —-j-Sln’4J0 j
cos oic*.
(5)
Средний
период
T
(6)
“
Г Т
Радиус перигея средней орбиты
Г’-.
-<*e0-«c)
(7)
Радиус апогея средней орбиты
гСг
. йе(Н
ec)
(8)
v
tl М
Абсолютная скорость в перигее средней орбиты
в*
-
*
l A
«Л1--М
(9)
Абсолютная скорость а апогее средней орбиты
V
- 1 /
‘ с*» ae( |+ «e)
(Ю)
Средняя высота орбиты
fcg-rtt—R3C
(И)
Средний радиус орбиты
/■с
-
«С
(12)
Средняя скорость на орбите
(I3)
Средний
радиус Земли при наклонении орбиты
(14)