Стр. 6 ГОСТ 2564S.301—83
где Яо—значение л, полученное напредыдущей итерации:
4 S ; „ = i g L .
=
a
5 „ =
m
s
^ L,
где AG{T- - затраты топлива на стабилизацию во время работы ДУ коррекции;
I
2.3.6. Затраты топлива за интервал времени полета вычисляют по формуле
ДСгм- я { Д О ^ ^ Д 0 1в+ Д 0 сг;.
(26)
Средние затратытоплива засуткиДО,си вычисляют по формуле
Пример расчета затрат топлива на поддержание высоты орбитыИСЗ в заданном диапазоне
высот приведен в справочном приложении 3.
2.4. Р асчетз а т р а тт о п л и в ан а с пускс к р у г о в о йорбитынаЗемлю
2.4.1. Траектория спуска ИСЗ скруговой орбиты на Землювключает следующие участки:
торможение для схода с орбиты с помощью импульса скорости;
полет по эллиптической траектории до входа в плотные слон атмосферы при пересечении ее
условной границы гаг;
движение в плотных слоях атмосферы.
2.4.2. На условной границеатмосферы скорость на эллиптической траектории Vtt иугол
траектории в*,.: определяютпо следующим условиям полета:
*-■■ перегрузкам При полете вплотных слоях атмосферы на высотах менее 100 км;
т:-#."^термодинамичс<гкому нагреву;’*•’
району рассеивания возможных точек падения ИСЗ.
-2.4.3. Импульс скорости ориентируют в плоскости орбиты ИСЗ под угломк направлению
Лектора орбитальной скорости Vc. Полагают, что изменение скорости при коррекциипроисходит-
мгновенно. Значения ДУм‘р и 0Т определяют из условия минимальных затрат характеристической
скорости для обеспечения заданного значения в „ по формулам:
bVxt9- V t‘&Vn(27)
где
импульс скорости
где- \
1
ЛУТ==1—
1
/■
(гкссвв,)*—1
,
arccos bw, при |6J<1
0,
при |* J> !
(28)
ДУ?+ 2 (Г -1 )
где
щ
------
2.4.4. Значения Уох
• ?
и @« вычисляют
по формулам:
(29)
где ри ~К (1-Д У т)*Ь2(г-1);
~(1-Д1’т)
—т—г-г
Уг)Ч 2(г-1
0=агссч?&
У (1’&
-----------=^=т
)
.
(30)
2.4.5. Номинальные затраты характеристической скорости на спуск с круговой орбиты для угла
входа 6», в диапазоне от минус 0.2 до минус 4,0 градуса в зависимости от высоты орбиты приве
дены в табл. 9—47. При расчете приняты следующие допущения:
торможение ИСЗ атмосферой при полете по эллиптической траектории отсутствует;
граница атмосферысоответствуетвысоте 100 км. /-„=6478,4 км.