Full resolution (JPEG) - On this page / på denna sida - 1960, H. 42 - Jordsatellitbanor, av Björn Bergqvist
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
Below is the raw OCR text
from the above scanned image.
Do you see an error? Proofread the page now!
Här nedan syns maskintolkade texten från faksimilbilden ovan.
Ser du något fel? Korrekturläs sidan nu!
This page has never been proofread. / Denna sida har aldrig korrekturlästs.
Fig. 4. Inverkan på perigeum- och apogeumhöjden
av små fel hos släpphastigheten och dess vinkel.
av/vrs resp. y, relativt den önskade kretshastigheten;
-A vhrs är O %,–-1 %,-■-■ 2 %; linjer med
positiv lutning apogeumhöjd hy, linjer med negativ
lutning perigeumhöjd hu siffrorna på kurvorna
anger släpphöjderna.
mentan energitillförsel och därmed oförändrad
massa, är energibehovet oberoende av
ban-form och uppfartsprogram. En vertikal
upp-fartsbana med 90° ändring av hastighetens
Fig. 5. Olika alternativ för uppfart till omloppsbana;
1 principiellt gränsfall, ellips; 2 principiellt gränsfall,
90° omstgrning frän uppfart titi omloppsbana; 3
utförande i verkligheten; 4 mer ekonomiskt utförande än
3, kan användas när styrnoggrannheten förbättrats.
riktning då omloppsbanan har nåtts, fig. 5,
alternativ 2, kräver alltså ej mer energi än en
elliptisk uppfartsbana.
I verkligheten måste emellertid
drivmedels-energin utlösas successivt. Då blir i stället
ellipsen, fig. 5, alternativ 1, mer viktekonomisk
därför att det kostar mindre energi att lyfta en
avtagande massa en kortare vertikal distans.
Eftersom raketmotorernas drivtid är kort,
endast några minuter, medan hela passagen av
halvellipsen tar minst ca 3/4 h i friflvkt,
behöver drivmedelslasten lyftas endast till en
bråkdel av omloppsbanans höjd.
Uppfartsbanan med hänsyn till
terrestra faktorer
Inverkan av luftkrafter
Luftmotståndet gör att den energioptimala
banan måste ligga utanför ellipsen, fig. 5,
alternativ 3 resp. 1. Man önskar givetvis så snabbt
som möjligt föra upp farkosten genom de
tätare luftlagren där luftmotståndsförlusterna
och den aerodynamiska uppvärmningen är
större än högre upp. Nämnda förskjutning av
den energioptimala banan mot alternativ 2 är
kraftigare ju mindre farkosten är.
Hastighets-förlusten genom luftmotståndet är nämligen
större för mindre farkoster, eftersom vid
likformiga farkoster luftmotståndet växer
proportionellt mot kvadraten på längdskalan men
dragkraften och massan växer proportionellt
mot kuben.
Uppfartsbanans sista del före omloppsbanan
förlöper i friflykt.
När noggrannheten hos raketfarkosters
styranordningar efter hand har förbättrats är ett
banalternativ 4, fig. 5, tänkbart med vilket
energiförlusterna kan bringas ned ytterligare
ifall den önskade omloppsbanans radie Ry ej
är alltför stor. Härvid utväljs först en inre
omloppsbana, i vilken farkosten släpps in med
kretshastighet efter att ha förts upp i en
upp-fartsbana med större krökning än i
alternativ 3. Den inre omloppsbanan liar en sådan
radie R; att de luftmotståndsförluster och den
aerodynamiska uppvärmning som uppträder
på höjden i fråga under den tid som behövs
för passage av bågen a—a blir så små att de ej
påverkar hastighetsförlusterna resp.
skrovhåll-fastheten nämnvärt. Efter justering av
farkostattityden under friflykten i a—a, så att
farkostaxeln och bantangenten fås att noggrant
sammanfalla, får de resterande drivmedlen ge
farkosten en ny hastighetsimpuls så att den går
in i en överfartsellips, vilken efter ett halvt
varv tangerar den önskade yttre omloppsbanan.
Här tillförs ytterligare en impuls så att
satelliten stannar kvar i banan. Energivinsten härrör
av att den allra största delen av
drivmedelmassan lyfts en avsevärd mindre höjd än vid
banalternativ 3 (fig. 5, sträckorna b —b resp.
c —c).
I det stjärnfasta referenssystemet bestäms
drivfasbanan av följande verkande krafter, fig.
6: dragkraften F (styrning med kardanupp-
TEKN I SK TIDSKRIFT 1960 H. 42 1163
<< prev. page << föreg. sida << >> nästa sida >> next page >>
