Период обращения спутника

Решение. Период обращения спутника — это время, за которое он совершает один полный оборот по орбите. Это время равно 1 ч 36 мин, или 96 мин. [c.275]

Если в это время происходит п-е затмение того же спутника Юпитера, то на Земле оно будет зарегистрировано с опозданием на R- -r)l секунд. Поэтому, если период обращения спутника вокруг Юпитера t, то промежуток времени Тх, протекший между первым и п-и затмениями ли, равен [c.419]

Зная длину окружности радиуса R+H, получим формулу для периода обращения спутника вокруг Земли [c.363]

Двумя месяцами позднее, 3 апреля 1966 г. в 21 час 44 мин по московскому времени был выведен на окололунную орбиту первый искусственный спутник Луны — Луна-10 . Угол наклонения орбиты спутника к плоскости лунного экватора был равен 72°2 , максимальное удаление от лунной поверхности (в апоселении) составляло около 1000 км, минимальное удаление (в периселении) — около 380 км период обращения спутника вокруг Луны определился равным 2 час 58 мин. До 30 мая, когда был полностью израсходован бортовой запас электроэнергии, со спутником проведено 219 сеансов радиосвязи. Полученная при этом информация позволила определить напряженность магнитного поля и пространствен- [c.432]

Период обращения спутников Земли зависит от высоты их полета (табл. 2.2). [c.90]

Таблица 2.2 Период обращения спутников Земли

Известно, что спутник движется по круговой орбите на высоте 200 км над поверхностью Земли. Период обращения спутника 90 мин. Определите нормальное ускорение спутника. Радиус Земли 6400 км. (9 м/с .) [c.304]

Периоды обращения спутников Земли [c.990]

Период обращения спутника зависит от средней высоты полета. В случае движения по круговой орбите скорость движения спутника постоянна и равна первой космической скорости на данной высоте [14]. [c.990]

В этом параграфе будет идти речь только об эллиптическом движении. Периодом обращения спутника вокруг притягивающего центра называют время Т между двумя последовательными моментами прохождения спутника через его перицентр. Пусть т— время, прошедшее с момента /о прохождения спутника через перицентр Я, 5 — площадь, заметенная радиусом-вектором спутника в течение [c.80]

Когда спутник совершит один полный оборот вокруг притягивающего центра, то от момента го прохождения через перицентр пройдет время Т (где Т — период обращения спутника), а радиус-вектор спутника успеет замести весь эллипс и притом один раз. Площадь этого эллипса, как известно, равна шЬ, следовательно, [c.80]

Эта формула позволяет найти период обращения спутника, если известна большая полуось его орбиты и гравитационный параметр К. Из формулы (1) видно, что при изменении эксцентриситета орбиты или ее малой полуоси Ь или фокального параметра р период спутника не изменится только изменение большой полуоси влияет на период обращения спутника (при данном К)- Формулу (1) можно переписать и так [c.81]

Поэтому (см. (7)) период обращения спутника Т зависит только от абсолютной величины скорости, но не от ее направления если в какой-то точке пространства стартует малый спутник с некоторой эллиптической скоростью VQ, то при любом направлении вектора скорости спутник вернется в точку старта через одно и то же время (если только он по пути не столкнется с центральным телом). [c.83]

Советский спутник Электрон-2 , запущенный в январе 1964 года для исследования радиационных поясов Земли, имел в день запуска перигей ную высоту // = 460 км. Период обращения спутника составлял [c.86]

Положим в этом равенстве 0 = 2я тогда % = Т, где Г — период обращения спутника вокруг притягивающего центра. В этом случае формула (6) дает [c.105]

По этим формулам можно найти дуги % и осо. Выбор нужного значения уро среди различных дуг, удовлетворяющих условию (3), можно произвести на основании дополнительных сведений о движении спутника, например по тому, каков был период обращения спутника Т, проходил ли спутник над пунктом Л с юга на север или наоборот, и т. п. Аналогично обстоит дело с выбором дуги ао. [c.160]

Задача 2. Искусственный спутник Земли в момент времени находился в своем перигее Я, который (в этот момент) оказался над пунктом А земной поверхности, имеющим географические координаты (фо, А,о) (рис. 4.10). Известны следующие элементы орбиты спутника угол у наклона плоскости орбиты к плоскости экватора период обращения спутника 7, эксцентриситет орбиты 8. Требуется указать те моменты /, когда спутник будет находиться над пунктами с широтой ф. Какова будет в каждый такой момент времени долгота А, подспутниковой точки [c.162]

Эти формулы и позволяют вычислить оставшийся срок жизни спутника, если, помимо обычно публикуемых сведений об орбите, известна еще быстрота уменьшения периода обращения спутника —дТ/(И). [c.298]

Приведем пример 9 ноября 1957 года перигей первого искусственного спутника находился на высоте 210 км, апогей — на высоте 810 км. Быстрота уменьшения периода обращения спутника составляла 2,94 секунды за сутки. Легко подсчитать, что а = 6880 /сж, Г = 5610 сек. [c.298]

Спутник движется по круговой околоземной орбите радиуса го, делая один оборот за время Т. В результате приложения радиального импульса скорости и он переходит на эллиптическую орбиту. Определить период обращения спутника по эллиптической орбите. [c.137]

Таким образом, период вынужденных колебаний равен половине периода обращения спутника по орбите в вы- [c.142]

Здесь Т — период обращения спутника. [c.207]

Так как ориентация спутника изменяется, то меняется И эффективная площадь сечения (средняя по периоду кувыркания спутника), поэтому меняются величина силы торможения и период обращения по орбите. На рис. 87 изображено (сплошной линией) наблюдаемое изменение периода обращения спутника Экспло-рер-1У . Наряду с этим на рис. 87 изображено изменение эффективной площади при прохождении через пери- [c.351]

Найдем теперь период обращения спутника по эллиптической орбите. Исходя из интеграла площадей, имеем [c.112]

Среднее значение функции ДСф) за период обращения спутника легка вычисляется [c.603]

Возмущенное движение спутников. Вследствие возмущений траектория ИСЗ существенно изменяется за конечный промежуток времени. В этом случае для расчета траектории используют приближенный метод, предполагая, что в течение периода обращения спутник движется по эллипсу, а параметры, определяющие его размеры и ориентацию в пространстве, изменяются адиабатически медленно МТ <С М [c.47]

Пусть теперь Т есть аномалистический период обращения спутника. Тогда, поскольку [c.272]

Для того чтобы найти плотность по этой формуле, нужно знать скорость изменения аномалистического периода обращения спутника. [c.272]

Ранее мы видели, что под влиянием сопротивления атмосферы высота перигея, эксцентриситет и период обращения спутника монотонно уменьшаются. Со временем они достигают некоторых критических значений, при которых спутник может совершить одно-два обращения вокруг Земли. Критические значения элементов орбиты зависят от коэффициента х, пропорционального отношению площади поперечного сечения к массе спутника. Чем больше этот коэффициент, тем больше критический период обращения и критическая высота перигея. На практике, однако, можно считать, что спутник прекращает свое существование, когда высота перигея достигает 120— 150 км, а период обращения равен 86,5—88,0 минут. При этом существенным обстоятельством является то, что в конце своей жизни спутник движется по почти круговой орбите, т. е. критическое значение эксцентриситета оказывается весьма близким к нулю. Поэтому при определении продолжительности жизни спутника можно принять за критический момент тот момент времени, когда эксцентриситет его орбиты тождественно равен нулю. [c.273]

Период обращения спутника по круговой орбите Т = Например, для рассчитанного выше случая, когда == 6,7-10 /ш и = 7,8 кмкек, период Т 91 Спутник движется по орбите, в плоскости которой лежит центр Земли (в одном из фокусов эллипса). Поэтому сила тяготения, действующая на спутник и направленная к центру Земли, также лежит в плоскости орбиты и не может изменить положения этой плоскости относительно Солнца и звезд. Дело здесь обстоит так же, как и с плоскостью качании маятника Фуко, установленного на полюсе ( 27). Плоскость орбиты сохраняет неизменным свое положение относительно Солнца и звезд, а Земля вращается под нею вокруг своей оси ). Если за один оборот Земли вокруг своей оси спутник делает много оборотов по своей орбите, то траектория спутника относительно Земли представляет собой ряд витков , сдвинутых по экватору на тот угол, на который Земля успевает повернуться за один оборот спутника. Угол, который образуют вптки с экватором, зависит от угла между плоскостью орбиты и осью Земли (который можно считать неизменным, поскольку можно счи1ать, что плоскость орбиты сохраняет свое положение относительно Солнца и звезд), [c.330]

Формулы (10) и (II) иногда записывают в ином виде, удобном в случае малого эксцентриситета 8. Пусть экваториальный радиус планеты (/ э) и большая полуось орбиты спутника а) измеряются в км, а гравитационный параметр К имеет размерность км 1сек тогда период обращения спутника (Т) составляет 2па" /р К сек. [c.281]

Периодические колебания произвольного спутника при произвольных эксцентриситетах. Если оба параметра уравнения (2.3.5)—и е — произвольны (не малы), то анализ движения представляется весьма затруднительным однако такой анализ можно провести, широко использовав расчеты на вычислительных машинах. Такое иссдедование было проведено В. А. Злато-устовым, Д. Е. Охоцимским, В. А. Сарычевым, А. П. Торжевским и изложено в их совместной работе [37]. Как уже было указано, наибольший интерес представляют периодические решения, ибо устойчивые периодические движения могут быть использованы в качестве номинальных движений для системы гравитационной стабилизации на эллиптических орбитах. В работе [37] исследуются нечетные периодические решения с периодом, равным периоду обращения спутника по [c.96]

С точки зрения механики осреднение по гр эквивалентно пренебрежению в решении высокочастотными колебаниями весьма малой амплитуды, которые накладываются на более плавные колебания, описываемые уравнениями (5.4.12). Высокочастотные колебания, обусловленные влиянием гр, назовем вибрационными колебаниями. Уравнения (5.4.12) в общем случае не интегрируются, так как U зависит от v. Эти уравнения описывают весьма медленные вековые и долгопериодические эффекты движения, а также периодические эффекты, обусловленные влиянием v. Период этих периодических колебаний соизмерим с периодом обращения спутника по орбите. Вековые и долгопериодические члены изменяются весьма медленно по сравнению со скоростью движения центра масс спутника по орбите. Для их выявления можно осреднить уравнения движения не только по гр, но и по v. Независимое осреднение по каждой фазовой переменной (гр, v) допустимо, если частоты этих переменных несоизмеримы, что мы всегда будем предполагать. Такое двойное осреднение уравнений (5.4.3) сводится к осреднению по v уравнений [c.187]

Рис. 87. Наблюдаемое изменение периода обращения спутника Эксплорер-1У и относительной величины эффективной площади.

Далее мы ограничиваемся рассмотрением только вековых возмущений движения регулярной прецессии, т. е. слагаемых, величина которых монотонно нарастает с течением времени. Периодические возмущения не учитываются. Заметим, что правые части уравнений (37) содержат две группы периодичностей — по аргументу а с периодом обращения спутника по орбите и по аргументу Ф с периодом прецессии оси спутника по условию, последний меньше первого. Не учитывая ни долгопериодических, ни короткопериодических возмущений, следует правые части упомянутых уравнений осреднить по обоим аргументам а и Ф. Придем к соотношениям вида [c.592]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...