Уточнение орбиты

Если предусматривается коррекция (уточнение) орбиты методом малых приращений, то далее необходимо сформировать невязки наблюдений, т. е. разности между измеренными и вычисленными значениями переменных. Для дальности и скорости изменения дальности это выполняется [c.107]

Если предварительная орбита является параболической, а уточненная орбита может быть как эллиптической, так и гиперболической, то принимаются или те же параметры, что и в пункте 4, т. е. [c.279]

В 1916 г. А. Зоммерфельд, работая над воровской атомной моделью, ввел новый способ квантования электронных систем с помощью двух переменных ( главного и побочного квантовых чисел) и получил для движения электронов необходимые эллиптические орбиты. Благодаря уточнению модели атома Бора были объяснены некоторые спектроскопические данные. Далее Бор в духе классической механики принял массу движущегося электрона постоянной. Зоммерфельд же учел поправки, которые требовала теория относительности, и ввел в теорию Бора релятивистскую массу электрона, заметно меняющуюся в зависимости от изменения громадной скорости электрона, движущегося внутри атома. В результате этого стало ясно, что электронная орбита движется в данной плоскости вокруг фокуса, занятого ядром, т. е. она приобрела вид розетки. Теперь Зоммерфельд смог объяснить тонкую структуру не одного только спектра водорода, но и спектра рентгеновских лучей. Тем самым при построении атомной модели стали учитывать и теорию относительности Эйнштейна. Однако и это новое видоизменение теории Бора, развитое Зоммерфельдом, не давало возможности охватить все опытно наблюдаемые спектральные линии, а модели, содержащие три и более тел (например, гелия), она не в силах была точно рассчитывать. Здесь все время сохранялось противоречие теории фактам, как бы ни усложнялось классическое в своей основе представление об электронной орбите. Только квантовая механика позднее разрешила это противоречие, отказавшись в принципе от классических представлений об электроне как миниатюрном шарике и о точной орбите его движения. [c.454]

Для проведения периодических уточнений параметров орбиты, а также для калибровки радиолокационного высотомера на космических аппаратах Ers устанавливаются лазерные уголковые отражатели. [c.134]

УТОЧНЕНИЕ ЭЛЕМЕНТОВ ОРБИТЫ СПУТНИКА ПО МНОГИМ НАБЛЮДЕНИЯМ [c.151]

Методы улучшения орбит преследуют цель уточнения элементов предварительной невозмущенной орбиты по большому числу наблюдений или определения по этим наблюдениям более точных элементов оскулирующей орбиты небесного тела, отнесенной к тому или иному моменту времени (см. ч. IV, гл. 3). [c.246]

Фактическое положение ИСЗ в момент выхода на орбиту, а также величина и направление скорости всегда отклоняются от расчетных. Поэтому обязательно возникает задача об уточнении элементов орбиты ИСЗ по наблюдениям, для решения которой применяют обычно метод дифференциального исправления орбит. [c.285]

Уточненные по сравнению с (4.10.52) значения вековых движений перигея и восходящего узла лунной орбиты в основной [c.482]

Можно указать три главных цели запусков автоматических станций на окололунные орбиты 1) изучение детальной структуры поля тяготения Луны и, в частности, уточнение отношения массы Луны к массе Земли 2) исследование веш.ества, излучений и магнитного поля в окололунном пространстве 3) фотографирование лунной поверхности. [c.253]

Одна из задач полетов далеко за орбиту Плутона — уточнение шкалы межзвездных расстояний путем прямых триангуляционных измерений ). [c.469]

Если п = 6, то в принципе возможно определить все шесть элементов орбиты, независимо от сложности функций Вычисленные таким способом элементы орбиты будут неточными из-за ошибок измерений. Предположим теперь, что п > 6. Число уравнений превышает число искомых параметров, т. е. система является переопределенной. Покажем, как избыточная измерительная информация может быть использована для уточнения элементов орбиты. [c.124]

Используя их, можно найти по указанному алгоритму значения элементов орбиты в третьем приближении и т. д. до тех пор, пока процесс последовательного уточнения элементов орбиты не сойдется с требуемой точностью. [c.126]

При расчете межпланетных траекторий КА обычно приходится учитывать притяжение нескольких небесных тел и ряд других эффектов. Длительность межпланетных перелетов исчисляется месяцами и даже годами. Часто оказывается, что точность определения орбиты планеты недостаточна для решения поставленной задачи. Например, для реализации посадки опускаемого аппарата в заданной области поверхности планеты. В таких случаях приходится одновременно решать задачи управления траекторией полета КА и уточнения элементов орбиты планеты на основе измерений, проводимых с Земли и с КА. [c.284]

Из-за прецессии плоскости движения ИСЗ под действием гравитационных возмущений эллиптическая орбита перестает быть замкнутой, т. е. ИСЗ не возвращается в прежнее положение через один оборот. Поэтому понятие периода обращения требует дополнительного уточнения. Будем называть периодом обращения промежуток времени между двумя последовательными прохождениями ИСЗ через некоторую заданную поверхность. В зависимости от выбора поверхности меняется величина периода и его определение. Так, дра-коническим периодом обращения называют промежуток времени между двумя последовательными прохождениями плоскости экватора в восходящем узле. [c.409]

Эфемериды. На заключительном этапе работы, связанном с уточнением и исправлением элементов орбиты, наблюденные положения небесного тела никогда не используются непосредственно, а вместо этого рассматриваются разности между наблюденными положениями и положениями, вычисленными согласно какой-нибудь теории движения (в смысле наблюденное положение минус вычисленное положение , или О —С). Эфемерида представляет собой таблицу вычисленных положений небесного тела, аргументом которой является время с некоторой неточностью этот термин можно применить к любому ряду вычисленных положений. При вычислении точной эфемериды необходимо учитывать аберрацию так же, как она влияет на наблюдения, чтобы сделать наблюдения непосредственно сравнимыми с эфемеридой. При этом для наблюдений различных классов необходимо применять различные методы. [c.175]

Если объект принадлежит Солнечной системе, то редуцированные данные, которые могут собираться со многих станций наблюдений и обрабатываться в общем вычислительном центре, затем могут использоваться для получения или уточнения уже имеющихся элементов его орбиты. Затем по результатам вычислений делается прогноз орбиты, который впоследствии может использоваться на пунктах наблюдения. [c.84]

В знакомой формулировке (5) третьего закона Кеплера не принимается во внимание масса вращающегося тела, а чем больше эта масса, тем короче период обращения планеты или спутника на орбите, п наоборот. Поэтому, когда обращающаяся масса не является ничтожно малой, надо исходить не из общеизвестной формулы (5), а из следующего, уточненного Ньютоном уравнения (5 ), в котором этот фактор учитывается. Последнее уравнение показывает, например, что нельзя запустить искусственный спутник, который двигался бы по орбите Луны с ее же периодом обращения. Даже если пренебречь действием силы притяжения Луны, Луна будет догонять искусственный спутник, и катастрофическое столкновение окажется неизбежным точный расчет показывает, что период обращения искусственной луны будет на 0,6% длиннее периода обращения Луны. Если же запустить искусственный спутник Земли с периодом обращения, равным лунному месяцу, то полуось его орбиты должна быть на 1560 км короче полуоси орбиты Луны. [c.217]

На практике используют второй способ, который не предъявляет высоких требований к условиям выведения, более того, специалисты располагают достаточным временем для уточнения стратегии сближения с учетом реально складывающейся обстановки. Для обеспечения перехода КА с орбиты выведения на орбиту ОС с минимальными затратами топлива прежде всего необходимо, чтобы в начальный момент времени станция находилась выше и впереди КА (см. гл. 13). При этом КА будет постепенно догонять станцию, поскольку период обращения выведенного на орбиту КА меньше периода обращения ОС и он движется вокруг Земли с большей угловой скоростью, чем станция. [c.486]

Через полтора часа полета бортовой вычислительный, комплекс рассчитал и сообщил в ЦУП параметры тормозного маневра для схода с орбиты. Уточненные данные о скорости и направлении ветра были переданы на борт. Буран стабилизировался кормой вперед и вверх. В 8 часов 20 минут в последний раз включился маршевый двигатель. Корабль на- [c.485]

Впрочем, Георгий Поляков не останавливается на уточнении характеристик космического лифта. Он указывает на то обстоятельство, что уже до конца XX века геосинхронная орбита будет густо усеяна космическими аппаратами самых различных типов и назначений. А поскольку все они будут практически неподвижны относительно нашей планеты, представляется весьма заманчивым связать их с Землей и между собой с помош ью космических лифтов и кольцевой транспортной магистрали. [c.727]

По результатам определения вектора состояния КА решают задачи прогнозирования, расчета данных на коррекцию орбиты и другие задачи технологического цикла оперативного БНО (ОБНО) управления полетом КА, в частности, задачу формирования целеуказаний для наведения антеин радиотехнических средств ВТИ в последующих циклах уточнения орбиты. [c.176]

Столь же значительным для исследования космического пространства и будущих космических полетов явился осуществленный 7 апреля 1968 г. запуск советской автоматической станции Луна-14 — искусственного спутника Луны, выведенного на се.леноцентрическую орбиту с параметрами 870 км в апоселении и 160 км в периселении. Совершая облеты Луны с периодами обращения 2 час 40 мин, она передает информацию, необходимую для уточнения гравитационного поля и формы Луны, определения соотношения масс Луны и Земли, разработки точной теории дви- [c.451]

Уточнение взаимных положений планет сделало воз-иожным не только вывод искусств, спутников на орбиты вокруг планет, но и доставку спускаемых апнара-тов межпланетных станций в заданный район их поверхности. Высокая точность радиолокац. измерений была использована также для проверки теории тяготения Эйнштейна [4-й проверки общей теории относительности, предложенной И. Шаниро (I, Shapiro)]. [c.217]

Точность местоопределения. При проведении съемки в направлении надира гарантируемая среднеквадратическая погрешность местооопределения, соответствующая обработке уровня 1В, не превышает 1500 м. Для выполнения этого требования используются различные средства уточнения параметров орбиты космического аппарата, включая систему DORIS, а также параметров его ориентации. Периодическая оценка точности привязки к местности производится путем статистической обработки достаточно большого количества изображений различных районов на поверхности Земли. [c.97]

Дальнейшая стадия проектирования для выбранных вариантов требует уточненных расчетов, учитывающих все необходимые факторы, влияюнще на полет космического аппарата. Такие расчеты проводятся обычно методами численного интегрирования с использованием наиболее точных констант и имеют целью получение точных значений параметров полета и выведения на орбиту. Так как уточненные расчеты часто бывают весьма трудоемкими, то задача разработки эффективных методов расчета стоит здесь не менее остро, чем в отношении расчетов для стадии предварительного проектирования. Эффективная методика уточненного расчета должна сочетать необходимую точность с быстротой вычислений. Поэтому при создании методик необходимо максимально использовать знания об орбите. Например, движение космического аппарата относительно Земли внутри ее сферы действия близко к движению по коническому сечению с фокусом в центре Земли. Движение вне сферы действия Земли близко к гелиоцентрическому движению по невозмущенной орбите и т. п. Учет этих обстоятельств открывает путь к совершенствованию методики уточненных расчетов. Конечно, возможны также и другие пути. [c.272]

Методы исследования орбит существенно определяются характером полета Можно выделить орбиты многооборотные и орбиты с небольшой угловой дальностью. К орбитам первого типа относятся орбиты спутников Земли, Луны, планет, совершающих за время своего существования большое число витков. Исследование и проектирование таких орбит связано с использованием методов, позволяюш их выявлять картину эволюции параметров оскулирующей орбиты с течением времени под влиянием возмущаюнщх факторов, таких, как нецентральность поля тяготения, воздействие атмосферы, возмущения от других небесных тел, влияние светового давления и пр. Задача расчета процесса эволюции может рассматриваться как задача нелинейных колебаний, и широкое применение различных методов осреднения и техники построения асимптотических решений может обеспечить создание простых и эффективных методик как для пр.едварительного, так и для уточненного расчета. [c.272]

Это положение, неоднократно используемое в дальнейшем, требует уточнения. Если имеются две бесконечно удаленные системы А и В (например, два атома илп две группы атомов и т. п.), для которых заданы по одной одноэлектронной орбитали, определенные функциями т )А и г )в соответственно, то для очень большого конечного расстояния (когда взаимное возмугцение исчезающе мало) в качестве нулевого приближения для одноэлектронных орбиталей всей системы (А Н- В) могут быть выбраны функции 1 )А + 1 в и Фа — фв. причем энергия первой орбитали (г зд 11)8) оудет ниже, а второй (1] — г )в) выше, чем энергпя бесконечно удаленных систем А и В. Однако при сближении систем А и В до конечных расстояний порядка молекулярных [c.323]

Методы улучшения первоначальной орбиты небесного тела преследуют цель или уточнения предварительных элементов кеплеровой орбиты в предположении, что движение остается невозмущенным, или нахождения как можно более точных значений оскулирующих элементов орбиты на тот или иной момент времени в предположении, что имеет место возмущенное движение. [c.273]

Кеплерово движение космического аппарата в точности никогда не может осуществляться. Притягивающее небесное тело не может обладать точной сферической симметрией, и, следовательно, его поле тяготения не является, строго говоря, центральным. Необходимо учитывать притяжение других небесных тел и влияние иных факторов. Но кеплерово движение настолько просто и так хорошо изучено, что бывает удобно даже при отыскании точных траекторий не отказываться полностью от рассмотрения кепле-ровой орбиты, а по возможности уточнить ее. Кеплерова орбита рассматривается как некая опорная орбита, но учитываются возмущения, т. е. искажения, которые орбита претерпевает от притяжения того или иного тела, светового давления, сплюснутости Земли у полюсов и т. д. Такое уточненное движение называют возмущенным движением, а соответствующее кеплерово движение — невозмущенным. [c.68]

Американские спутники серии Лунар Орбитер , как правило, оставались на первоначальных окололунных орбитах лишь несколько дней (7 5 и 4 сут для первого, второго и третьего аппа ратов), причем в случаях первых двух спутников это делалось с целью уточнения параметров гравитационного поля Луны. Апо- [c.251]

Вычислив оптимальную дату старта для упрощенной задачи движения планет (круговые компланарные орбиты), можно затем численными методами исследовать потребное приращение скорости при переходе с околоземной круговой орбиты на гиперболическую в некоторой окрестности оптимальной даты старта. В уточненных расчетах следует учесть эксцентричность орбит планет, их некомпланар-ность и другие факторы. Как правило, по результатам уточненных расчетов оптимальные даты старта несколько корректируются, хотя качественная картина при этом не меняется. Однако необходимо отметить, что в случае некомпланарных орбит перелет с угловой дальностью, равной я, возможен только в том случае, когда точка сближения КА с планетой находится вблизи линии узлов, образованной плоскостями движения планет. Если точка сближения КА с планетой находится далеко от линии узлов, то не удается реализовать траекторию перелета типа Гоманна. В результате значительно возрастает (по сравнению с оптимальными условиями старта) потребное приращение скорости при переводе КА с круговой околоземной орбиты на гиперболическую. [c.308]

В 1773 г. Лаплас опубликовал теорему, впоследствии уточненную Пуассоном (до второго порядка по возмущающим массам), из которой следовало, что Солнечная система устойчива в том смысле, что движение каждой планеты постоянно ограничено собственным сферическим слоем, причем слои разных планет никогда не пересекаются друг с другом. Другими словами, изменения больших полуосей являются чисто периодическими. Зате.м (в 1784 г.) Лаплас, воспользовавшись уравнениями движения планет в форме Лагранжа, пришел к выводу, что наклонения и эксцентриситеты планетных орбит должны все время оставаться малыми. Свои результаты он получил, учитывая лишь первые и вторые порядки этих малых величин. Американский астроном Саймон Ньюком [23] показал, что если массы всех тел, кроме одного, малы (по сравнению с массой единственного большого тела) и орбиты малых тел имеют малые эксцентриситеты и наклонения, то такая задача п тел имеет решение в виде бесконечных многократных периодических тригонометрических рядов. При этом, однако, оставался решающий вопрос о том, сходятся илн расходятся ряды Ньюкома. Если ряды сходятся, то реальные движения планет должны быть ква-зипериодическпми если они расходятся, то о поведении планетных орбит на больших интервалах времени ничего сказать нельзя. [c.278]

Предположим, что невозмущенная орбита Деймоса (масса т ), определяемая притяжением Марса (масса т), является эллипсом с большой полуосью с, и периодом 7,. Применяя третий закон Кеплера в его уточненной форме к орбите спутника Марса, получаем [c.28]

В табл. 6.2 приведены [17] отношения значений чисел обусловленности матрицы частных производных и диагональных элементов ковариационной матрицы погрешностей вектора по< правок к уточненному ВС, выраженному через несингулярные а-переменные [17], полученных по однопунктной схеме (С% - J ), к соответствующим величинам, полученным по штатной схеме С - Данные табл. 6.1 характеризуют точность определения параметров орбиты по однопунктной схеме в зависимости от продолжительности мерного интервала и в определенной степени дают интерпретацию результатов табл. 6.2 с точки зрения теории наблюдения динамических систем н статистического оценивания. [c.183]

Таким образом, анализ реальных условий полета и основных научных эадач, решаемых при встрече с кометой, позволил осуп ствить окончательный выбор номинальных значений корректируемых параметров и области их допустимых значений для АМС Вега-1 . Расчетные значения координат точки встречи в картинной плоскости, принятые для последней коррекции, составили = 8000 км = 3000 км, а время встречи — 6 марта 1986 г. 10 ч 19 мнн 50 с московского времени, причем предельные ошибки наведения (с учетом ошибок исполнения) не должны были превышать 2 тыс. км в картинной плоскости и 50 с по времени. Что касается АМС Вега-2 , то оказалось, что фактическая траектория ее полета с учетом полученных к середине февраля уточненных значений параметров орбиты кометы позволила реализовать все условия, необходимые для работы комплекса научных приборов, без проведения последней коррекции. Вероятность такого события исключительно мала, однако в реальном полете могут реализоваться н такие невероятные события. Согласно полученной по навигационным измерениям оценке условий встречи с кометой Галлея, АМС Вега-2 должна была пролететь на расстоянии 7,6 тыс. км от ядра = 7300 км Г),, = 2000 км), причем возможные ошибки такой оценкк не превышали 1,5 тыс. км. [c.306]

Группа спуска рассчитывает необходимую информацию для обеспечения работы бортовых систем. При этом для повышения точности учитывают самые последние данные по прогнозу орбиты, что предопределяет жесткие временньхе ограничения на проведение всех расчетов. После закладки уставок на борт (по мере поступления информации о полете КА) происходит уточнение точки посадки и дается корректировка для перенацеливания средств поисково-спасательного комплекса. [c.497]

В связи со сложным влиянием факторов, обусловливающих работу космических РСА, выбор оптимальных параметров представляет сложную инженерную задачу. В техническом задании на РСА обычно задают высоту орбиты, требуемое разрешение но дальности и азимуту, зону захвата и полосу обзора (полосу перестройки зопы захвата), а также конструктивные характеристики и энергонотребление. Расчет ведут последовательным приближением. По заданному разрешению определяют максимальный горизонтальный размер антенны Dy< 2 oX, который может быть уточнен но конструктивным соображениям или но результатам расчетов режимов обзора и параметров аппаратуры. [c.95]

Активные радиолокационные калибраторы (транспондеры) - это устройства принимающие, усиливающие и переизлучающие сигнал с сохранением его когерентности. Только они позволяют калибровать РСА с низким разрешением (50-100 м). Применение усилителя мощности в калибраторе позволяет использовать слабопаиравлеппые аптеппы. Давая мощные отметки на РЛИ, транснондеры используются для радиометрической и геометрической (уточнения параметров орбиты) калибровки РСА. [c.140]

В др. вариантах оболочечной модели движение квазичастиц по независимым орбитам даже в осн. состоянии ядра рассматривается лишь как первое приближение к действительности. Для уточнения вводится эфф. вз-ствие между квазичастицами в каждой оболочке, приводящее к перемешиванию первонач. конфигураций индивидуальных состояний. Это вз-ствие учитывается по методу теории возмущений (справедливой при малости возмущения). Однако при этом эфф. вз-ствие, необходимое для описания опытных фактов, оказывается не слабым, Кроме того, в разных оболочках приходится вводить разные эфф. вз-ствия, что увеличивает число эмпирически подбираемых параметров модели- Упомянутые осн, варианты модели оболочек модифицируются иногда введением дополнит, вз-ствий (напр., вз-ствия квазичастиц с колебаниями поверхности ядра) для достижения лучшего согласия теории и опыта. [c.925]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...