ГОСТ 25645.301-83

Цена 1 р. 30 Kon.

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ СТАНДАРТ
СОЮЗА ССР

РАСЧЕТЫ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ
ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ

МЕТОДИКА РАСЧЕТА ЗАТРАТ ТОПЛИВА
НА МАНЕВРИРОВАНИЕ

ГОСТ 25645.301--83

Издание официальное

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СССР ПО СТАНДАРТАМ
Москва

ИСПОЛНИТЕЛИ

Е. д. Зайцев; М. А. Закиров, канд. техн. нау; Г. в, Лебедев; В. А. Модестов, нанд, техн. наук. В. А. Понюжов;
И. Г. Пыхова; Л. Н. Степемова

СОГЛАСОВАНО С ГОСУДАРСТВЕННОЙ СЛУЖБОЙ СТАНДАРТНЫХ СПРАВОЧНЫХ ДАННЫХ [nporo—
коп от 10 августа 1983 г, № 26]

УТВЕРЖДЕН И ВВЕДЕН В ДЕЙСТВИЕ ПОСТАНОВЛЕНИЕМ Государственного комитета СССР по стандар-

там ат 8 сентября 1983 г. № 4155

ПОПРАВКА

Группа 127

к ГОСТ 25645.301—83 Расчеты баллистические искусственных спутников Земли.
Мстодика расчета затрат топлива на маневрирование

В хахом место

Должню быть

Пункт 222

Таблица 4. Голозко
С. 16. Таблица 4
Высота 1500 км
С. 21. Таблица 5
Высота 1340 км

С 39. Таблица И
Н, 450 км

средние затраты зовлыза за
суткн,

средние затраты зоплива за
виток,

соедние затраты  характе-
растической скорости ла
сутки;

|-— средыие затраты характе- |
ристачсской скорости за
виток.

Fo. 10 2 Вы (? Гц}

4.06 — 05
3,46 -06
мы 05
744 692

(ИУС 11—84)

AGS, ¢peanne затрат
дни за сут

Аб", средние затраты зопе

ив за виток;

АУ, »- средние затраты xa
рактеристнчеекой
скорости за сутки;

АУ", ° средние затраты ха-
рактеристической
скорости за виток.

22 Весы Ги)

fo, 10

4,69 - 05
385 06
1.95 05
794.602

УДК 551.511.001.24:006.354 Группа 127
ГОСУДАРСТВЕННЫЙ СТАНДАРТ СОЮЗА ССР

РАСЧЕТЫ БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ ИСКУССТВЕННЫХ
СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ

МЕТОДИКА РАСЧЕТА ЗАТРАТ ТОПЛИВА НА МАНЕВРИРОВАНИЕ ГОСТ
Artificint Earth saiettite ballistic computations. 25645.301—83
Comptitation methods af manoeuvring propellant expenditure

OKCTY 050

Постамовлемием Государственноге комитета СССР по стандартам or 8 сентября 1983 г. № 4457 cpox введения установлен
< 04.01.45

Несоблюденме стандарта преследуется по закону

Настоящий стандарт устанавливает методику расчета затрат топлива иа маневрирование ис-
кусственных 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

11. Метолика расчета затрат топлива на поддержание заданиых 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 na Землю.

1.2. В стандарте рассматривают орбиты ИСЗ, близкие х круговым (далее— круговые орбиты).
Орбиты ИСЗ принимают кеплеровыми с элементами, равными элементам средней орбиты. Сред-
няя орбита ИСЗ — кеплерова орбита, аппроксимирующая орбиту ИСЗ в нормальном поле прятяже-
ния Земли без учета сопротивления атмосферы.

1,3. Параметры движения ИСЗ рассчитывают в невозмущениой атмосфере в орбитальной систе-
ме координат для ИСЗ, сохраняющих постоянный баллистический коэффициент согласования 5; дей-
ствующих на него сил.

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

ось Or направлена по раднусу-вектору ИСЗ в сторону его увеличения;

ось Об нормальна плоскости орбиты ИСЗ и направлена в сторону, обратную вектору кинетиче-
ского момента движения ИСЗ;

ось Оп лежит в плоскости орбиты, паправлена по нормали к радиус
цаправление ec совпадает с направлением движения ИСЗ.

1.4. Возмущения движения ИСЗ за счет неучета коэффициентов ра
ани поля земного притяжения приняты равными нулю.

Затраты топлива определяют при плотности атмосферы по ГОСТ 25645,101—83, Для
расчета предельных затрат топлива следует учитывать вариации плотлости атмосферы, опреде-
ляемые по ГОСТ 25645,101—83, ГОСТ 25645.102`— 83 и ГОСТ 27645.115—84.

1.6. Расчет затрат топлива проводят по схеме полета ИСЗ, которую разбивают па 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 отиосительно ero центра масс,

ектору, положительное

ожения потенциала анома-

Издание официальное Перепечатка воспрещена

(© Издательство стандартов, 1984

Стр. 2 ГОСТ 25645.301—83

При расчете затрат топлива на управление движением ИСЗ ero аэродимические коэффициен-

ты в зависимости от ориентации определяют

вии 1.

по методике, приведенной в обязательном приложе-

1.8. При расчете затрат топлива на поддержание заданиой высоты орбиты принимают, что кор-
ректирующие импульсы скорости (далее—имлульсы скорости} ориентированы по трансверсали, а точ-
ки их приложения расположены на линии апеид средней орбиты.

При расчете затрат топлива для спуска с круговой орбиты на Землю принимают, что им-
пульс скорости ориентирован в плоскости орбиты, а угол его наклона определяют из условия мини-

мума затрат характеристической скорости
1.9. Элементы средней орбиты а., ee, Wes bey

на коррекцию.
а также другие параметры средней орбиты вычис-

ляют через элементы оскулирующей орбиты do, C5, Oy, i, ваятые — в восходящем узле, по форму-
лам (1)—(14), приведенным в табл, №, при значениях параметров Земли а. , а, п, в, приведенных

в справочном приложении 2.

Таблица }

Havnennvs ино параметра

Mpanwente лл4 поисаения параметров

Большая полуось средней орбиты

a)

Средний эксшентриситст.

/ \estocoswa— a| 1—-evintis )) + (оон

; aos
55 . ©)
Срединй аргумент meee ig = ALCCOS {COS og; SIN We}, © Late 6360" (3)
Функции аргумента перигея Botosin о
р ое. (a)
1-м, )
м
COS meee ate (5)
Средний перйол.
Те (6)
Радиус nepurer средней орбиты Tez те (1-86) (7)
Радиус апогея средней орбиты Тел = Че (14 ве) (8)
Абсолютная скорость в перигее средней орбиты
у.„ — У (9)
AdcomorHaa скорость в апогее средней орбите и
се
Yeo V aired (0)
Средняя высота сбиты hom dem Rae ay
Средний paanye орбиты ro=Ge (12)
Средняя скорость на орбите. ®
v=) ad (13)

Срединй радиус Земля при наклонении орбяты

Risa ( Ни «sy