Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...

Статьи Чертежи Таблицы О сайте Реклама

Скорость в апоцентре

Модифицированный трехимпульсный поворот. Возможна более сложная модификация трехимпульсного маневра, когда поворот плоскости осуществляется в моменты приложения каждого импульса скорости, т. е. в три приема. При этом основной поворот плоскости движения производится с помощью второго импульса скорости, в апоцентре траектории. Первый и третий импульсы предназначены в основном для разгона и торможения. Кроме того, они дополнительно используются для поворота плоскости движения на небольшие углы.  [c.174]


Здесь возможны различные подходы. В предыдущем разделе мы видели, что в сферически-симметричной звездной системе уравнения (15.88) и (15.89) определяют характеристики звездных орбит, причем в общем случае у орбит существуют расстояния перицентра и апоцентра. Обозначим через Гд расстояние апоцентра. Тогда в апоцентре звезда будет иметь скорость = 0. Следовательно, Га и Ута (последнее обозначение относится к нормальному компоненту скорости в апоцентре) будут определять орбиту. Можно вывести также функцию распределения ф для этих элементов орбиты. Например, выражение  [c.516]

Равенство (П1.40) в действительности означает равенство секторной скорости в перицентре и апоцентре.  [c.413]

В апоцентре (если орбита — эллипс) скорость спутника также направлена перпендикулярно к его радиусу-вектору и имеет наименьшее из возможных значений  [c.62]

Иными словами, скорость спутника в перицентре во столько раз больше скорости спутника в апоцентре, во сколько раз расстояние перицентра от центра притяжения меньше расстояния апоцентра от того же центра притяжения.  [c.62]

Для конкретных притягивающих центров эти точки носят специальные названия. Так, если притягивающим телом является Земля, то перицентр и апоцентр называются соответственно перигеем и апогеем , если Солнце — перигелием и афелием, если Луна — периселением и апоселением. Скорость в перигее (и ) максимальна, в апогее ( а) — минимальна, причем эти две скорости связаны соотношением  [c.62]

Космический аппарат должен войти в верхние слои атмосферы таким образом, чтобы его скорость благодаря сопротивлению среды уменьшилась до эллиптической. Незначительный разгонный ракетный импульс в апоцентре полученной таким путем орбиты поднимет затем перицентр и выведет его из атмосферы, чтобы увеличить время существования спутника (рис. 126) (если перицентр будет поднят до высоты апоцентра, то окончательная орбита окажется круговой).  [c.333]

Рассмотрим задачу перелета КА с начальной круговой орбиты радиуса Гкр на эллиптическую орбиту, которая задана величинами радиусов перицентра Гп2 и апоцентра Га2 (или значениями эксцентриситета б2 и параметра р2). Если эти орбиты не пересекаются, то для выполнения маневра требуется не менее двух импульсов скорости. В случае пересечения орбит возможен также одноимпульсный маневр.  [c.155]

Было доказано, что если задано положение точки отлета с исходной эллиптической орбиты, а точка прилета на конечную эллиптическую орбиту может быть выбрана из условия наименьшей величины суммарного приращения скорости при двухимпульсном маневре, то оптимальная траектория перелета должна заканчиваться в апоцентре внешней орбиты (или в перицентре внутренней орбиты, когда перелет осуществляется с большей орбиты на меньшую) [81]. Если задано положение конечной точки, а точка отлета может быть выбрана из того же условия, то оптимальная траектория должна начинаться в перицентре внутренней орбиты (или апоцентре внешней при перелете с большей орбиты на меньшую).  [c.159]


Рис. 5.37. Минимальное приращение скорости для перелета менаду некомпланарными круговыми орбитами с поворотом плоскости в апоцентре Рис. 5.37. Минимальное <a href="/info/193048">приращение скорости</a> для перелета менаду некомпланарными <a href="/info/33062">круговыми орбитами</a> с поворотом плоскости в апоцентре
При подлете к планете от АМС "Марс-2" была отделена капсула, доставившая на поверхность вымпел с изображением Герба Советского Союза. После торможения станции скорость ее уменьшилась, и она была переведена на орбиту искусственного спутника Марса (27.11.71). Параметры орбиты составили максимальное удаление от поверхности планеты в апоцентре 25 ООО км, минимальное расстояние от поверхности планеты в перицентре 1 380 км, наклонение орбиты к плоскости марсианского экватора 48° 54, период обращения - 18 часов 00 минут.  [c.33]

У К/Гз Гз/Г2У"К/Г2 При переходе с начальной орбиты 2 на внутреннюю орбиту 1 значения скорости в перицентре и апоцентре соответственно будут  [c.243]

Правило рычага. В случае эллиптической орбиты скорости спутника в перицентре и апоцентре связаны с расстояниями этих точек от притягивающего центра (Гя и г ) следующей простой зависимостью  [c.62]

Будем изменять Уо от нуля до бесконечности, и для большей наглядности положим бо = 90°, так что в начальный момент скорость перпендикулярна к радиусу-вектору, т, е. начальное положение движущейся точки совпадает с перицентром или с апоцентром (рис. 56).  [c.482]

Поэтому наиболее подходящим будет двухимпульсный маневр. Тормозной импульс в перицентре гиперболы подхода переведет космический аппарат на промежуточную орбиту искусственного спутника Марса, касающуюся или пересекающую орбиту естественного спутника планеты. Промежуточная орбита должна быть выбрана таким образом, чтобы через некоторое время искусственный и естественный спутники встретились в общей точке их орбит (возможно, после нескольких оборотов). Здесь дополнительный ракетный импульс должен будет уравнять векторы скоростей спутников. Желательно, чтобы перицентр гиперболы подхода был как можно ближе к атмосфере Марса (см. 7 гл. 13), а апоцентр промежуточной орбиты — к орбите естественного спутника (лежал бы снаружи орбиты, а еще лучше — на ней). При этом расход топлива был бы минимальным.  [c.376]

Как следует из формулы (2.3.5), в перицентре и апоцентре орбиты радиальная составляющая скорости обращается в нуль. С помощью формул (2.3.9) — (2.3.12) можно установить связь между величинами скоростей и радиусами апсидальных точек  [c.43]

Для расчета таких траекторий перелета в качестве независимого переменного удобно рассматривать радиус апоцентра Га (радиус перицентра задается условием / п = п)-Время перелета пер и потребное приращение скорости на маневр вычисляются в зависимости от величины Га. Обсудим последовательность вычислений. Пусть Гп = п и зафиксировано некоторое значение / а > Г2. По формулам (2.4.13) и (2.4.14) вычислим параметр  [c.145]

Для заданных значений относительного радиуса г и угла некомпланарности орбит г величина является функцией относительного радиуса апоцентра Га. Если Га = г, третий импульс скорости обращается в нуль, формула (5.8.1) переходит в (5.7.1), а трехимпульсная траектория становится двухимпульсной. Случай Га < г не рассматривается, поскольку траектория перелета оказывается неоптимальной по АГ . При г а -> обращается в нуль второй импульс, так как поворот плоскости движения на произвольный угол г и любое изменение радиуса перицентра требуют приложения бесконечно малого импульса скорости в апоцентре траектории, радиус которого неограниченно велик. Поэтому  [c.182]

Точка В — апоцентр переходной орбиты (рис. 4.2.3). В ней приложен импульс ыг- Значение скорости в точке В после приращения скорости Укр2=и +Мг, где икр2=  [c.135]

Если случайно окажется, что гипербола касается круговой орбиты, то нам повезло, и можно воспользоваться одноимпульсным переходом в точке касания. Если гипербола пересекает круговую орбиту, то пригоден двухимпульсный маневр, показанный на рис. 123, но теперь уже не приходится выбирать перицентр поближе к планете, так как гипербола задана заранее. Если же перицентр А гиперболы 1 (рис. 124) расположен выше круговой орбиты 3, то следует в нем дать тормозной импульс настолько большой, что перицентр гиперболы станет апоцентром эллипса перехода 2, перицентр же эллипса 2 будет лежать на орбите 3. Здесь дополнительный тормозной импульс переведет космический аппарат на круговую орбиту 3. Можно, конечно, перейти с гиперболы 1 на орбиту 3, воспользовавшись другими орбитами перехода, не ка-саюш,имися, а пересекаюш,ими гиперболу 1 или орбиту 3, но при этом потребуется больший расход топлива. Выгоднее всего сообщать импульсы скорости в точках апсид гиперболы и эллипса перехода.  [c.332]


Предлагалось [4.90] выводить космический аппарат в точку на расстоянии 50 ООО км от ядра кометы Энке с солнечной стороны (т. е. примерно на границе комы). Далее, аппарат может начать прочесывание в разных направлениях комы и основания хвоста (на 100 ООО км в глубину), перемещ,аясь под действием ЭРДУ (расход топлива 50 кг), а также выходить на орбиту вокруг ядра. При расстояниях в перицентре 4 г и апоцентре 8 г (г — радиус ядра) скорость в перицентре составит всего лишь 0,5 м/с. Выход на такую орбиту потребует часа работы ЭРДУ и ничтожного количества топлива.  [c.439]

Это соотношение по своей форме напоминает правило рычага из задачи равновесия моментов сил (вместо сил здесь фигурируют скорости Уп и 7а). По существу (2.3.13) отражает равенство секто-риальной скорости в перицентре и апоцентре.  [c.43]

Рассмотрим в несколько более общей постановке трехимпульсный перелет между круговыми орбитами, подобный предложенному Штернфельдом [61]. Для определенности будем полагать, что перелет совершается с круговой орбиты меньшего радиуса г на круговую орбиту большего радиуса гг. С помощью первого, разгонного импульса скорости АУ1 КА переводится на эллиптическую орбиту, радиус перицентра которой равен радиусу начальной круговой орбиты (гп1 = г1). В целях общности анализа примем, что величина радиуса апоцентра траектории перелета может быть как больше радиуса конечной орбиты (Га>Г2), так и меньше нее (гаимпульс скорости АУг для увеличения радиуса перицентра (или нового апоцентра, если Га < гг) до величины, равной радиусу конечной орбиты Гп2 = Г2 (или Га2 = Г2). При достижении перицентра (апоцентра) прикладывается третий импульс, тормозной (если Га>Г2) или разгонный (если Га<Г2), для выравнивания скорости до круговой, соответствующей орбите радиуса Г2. Обе возможные схемы трехимпульсного маневра приведены на рис. 5.6, а и б. Такой маневр часто называют двойным эллиптическим или биэллиптическим.  [c.148]

Малость угла можно объяснить из простых физических соображений. Действительно, для малых значений ц имеем созч 1. Тогда первый и третий импульсы скорости близки к величинам, полученным для случая поворота плоскости в апоцентре траектории перелета (за один прием). Второй импульс скорости оказывается меньше, чем в указанном случае, так как в апоцентре пло-  [c.175]

Первый некомпланарный двухимпульсный перелет. Естественным обобщ ением двухимпульсного маневра на случай перелета между некомпланарными круговыми орбитами является первая некомпланарная траектория типа Гоманна, когда второй импульс скорости прикладывается в апоцентре под некоторым углом х.  [c.179]

Рис. 5.32. Суммарное приращение скорости при первом неко галанарном двухимпульсном перелете (с поворотом плоскости в апоцентре) Рис. 5.32. Суммарное <a href="/info/193048">приращение скорости</a> при первом неко галанарном двухимпульсном перелете (с поворотом плоскости в апоцентре)
Первый некомпланарный трехимпульсный перелет. Первый некомпланарный трехимпульсный перелет по существу представляет собой биэллиптический перелет с поворотом плоскости движения в апоцентре траектории (га > г). Суммарное приращение скорости на маневр, отнесенное к круговой скорости начальной (внутренней) орбиты, вычисляется по формуле  [c.182]

Анализ различных возможных переходов показал, что при Га/п > И,94 существует энергетически более выгодный так называемый биэллиптический переход с помощью трех импульсов. Первый импульс Д01 переводит КА на эллиптическую орбиту с радиусом апоцентра " ц > 2 п- апоцентре этой промежуточной переходной орбиты подается второй импульс переводящий КА на вторую переходную орбиту с радиусом перицентра (радиусу требуемой круговой орбиты). Третий импульс Дид уравнивает орбитальную скорость в перицентре с местной круговой. Однако, несмотря на некоторый выигрыш в характеристической скорости (107й для очень больших значений Гап), при биэл-липтическом переходе значительно увеличивается время перехода и, кроме того, он весьма чувствителен к различным ошибкам.  [c.99]

Итак, предварительные исследования позволили сделать важный вывод о принципиальной возможности использования двигателей, расположенных на ГК Прогресс-М — СКД и ДПО — для сообщения тормозных импульсов небольшой величины. Учитывая имеющиеся ограничения по времени непрерывной работы двигателя, нетрудно подсчитать, что при работе СКД в течение 300 с можно затормозить ОК лишь иа 6...6,5 м/с, а при работе 8 ДПО в течение 400 е — на = 3 м/с. Укажем, что уменьшение скорости торможения в апоцентре орбиты ОК Мир иа ДУ = 1 м/с приводит к понижению высоты перипентра на  [c.513]

Сокращение времени перелета. В некоторых задачах перелета между круговыми орбитами существенное значение имеет ограничение времени маневра. Вместе с тем потребное приращение скорости ЛУг на маневр не должно быть слишком большим. Если требуемое время перелета меньше времени перелета по полуэллипсу Гоманна, в качестве компромиссного решения можно принять такую траекторию, которая касается внутренней круговой орбиты и пересекает внешнюю (рис. 5.4). В этом случае исключается участок движения вблизи апоцентра траектории, который существенно увеличивает время перелета по полуэллипсу Гоманна.  [c.145]

Определим знаки функции (5.2.10) в зависимости от значения параметра г. Если г 9, то Ф(га)>0 отсюда следует, что йАГ / /йга > О, и величина АГ растет с увеличенрхем относительного радиуса апоцентра Га траектории перелета. Минимальное суммарное приращение скорости на маневр достигается на левой границе диапазона (5.2.3), когда га = г и трехимпульсный биэллиптический перелет трансформируется в двухимпульсный перелет типа Гоманна,  [c.151]

Обсудим теперь траектории перелета с числом импульсов больше трех. Если на оптимальной траектории перелета один из импульсов скорости приложен в апсидальной точке (перицентре или апоцентре) по касательной к траектории, то все остальные импульсы должны прикладываться аналотичным образом [41]. При дальнейшем увеличении количества импульсов свыше трех суммарное приращение скорости на маневр не может быть уменьшено [93].  [c.161]



Смотреть страницы где упоминается термин Скорость в апоцентре : [c.43]    [c.158]    [c.516]    [c.168]    [c.490]    [c.335]    [c.419]    [c.168]    [c.171]    [c.177]    [c.190]    [c.66]    [c.483]    [c.331]    [c.48]    [c.143]    [c.149]    [c.155]    [c.171]   
Элементы динамики космического полета (1965) -- [ c.62 ]



ПОИСК



Апоцентр



© 2025 Mash-xxl.info Реклама на сайте