Космическая скорость втора первая

Ответ 2 = V2 — вторая космическая скорость (oj—первая космическая скорость). [c.389]

Ответ 02 = V2 0i —вторая космическая скорость (ui —первая космическая скорость). [c.389]

Из выражений (77.4) и (77.5) устанавливаем зависимость между первой и второй космическими скоростями [c.207]

Каковы первая и вторая космические скорости [c.208]

Скорости U и Vu называются соответственно первой и второй космической скоростью для рассматриваемого центрального поля в точках г = Го. [c.92]

Итак, при запуске с поверхности Земли для движения спутника по эллиптической орбите модуль его начальной скорости должен удовлетворять неравенству (33), причем начальная скорость должна быть направлена горизонтально. Значение к = 7,9 км сек называется первой космической скоростью, а значение т)= 11,2 кл/сек называется второй космической скоростью. [c.73]

Как пример рассмотрим вопрос о так называемых первой и второй космических скоростях. [c.399]

Максимальная скорость vo = v, которая определяется вторым равенством (87) и при превышении которой траектория перестает быть замкнутой, называется первой космической скоростью . В земных условиях она равна [c.59]

Сделаем два замечания. 1. Рассмотрим два связанных спутника как одно протяженное тело массой 2т, движущееся по окружности радиусом г. Тогда для него не выполняется третий закон Кеплера — лишнее напоминание о том, что законы Кеплера справедливы для материальных точек. Скорость первого спутника меньше, а второго больше местной первой космической скорости. 2. Из (4) следует, что канат натянут. Предполагая, что /<С , по- [c.68]

Система двух тел состоит из однородного шара и точечной частицы. Найти первую и вторую космическую скорости. [c.98]

В случае круговой орбиты а=г и эта формула дает значение первой космической скорости. При а= 00 получим значение второй космической скорости. У гиперболы с>а, и поэтому для вычисления скорости движения по гиперболической траектории формула (3) принимает вид [c.122]

Космические скорости — начальные скорости последних ступеней ракет-носителей, характеризующие гравитационное поле нашей планеты. К настоящему времени практически достигнуты][так называемая первая космическая скорость (7,9 км/сек), при которой летательные аппараты могут совершать полеты вокруг Земли по круговым и эллиптическим орбитам, и вторая космическая скорость (11,2 км/сек), достаточная для совершения полетов к другим планетам солнечной системы. [c.409]

Успешные запуски первых трех советских искусственных спутников Земли показали, что ракетостроители Советского Союза овладели полетами в космическом околоземном пространстве со скоростями, близкими к первой космической скорости. На этих запусках была отработана и проверена система управления полетом. В ходе их были экспериментально доказаны надежность и точность работы использовавшейся аппаратуры. Перед советской космонавтикой встала новая задача овладеть полетами со скоростями, близкими ко второй космической скорости, и обследовать окололунное космическое пространство. [c.429]

Зависимость характера орбиты от величины начальной скорости. Первая и вторая космические скорости. Пусть орбита точки Р не является прямолинейной, т. е. с 7 0. Если задано начальное расстояние го точки Р от точки О, то характер орбиты точки Р вполне определяется величиной ее скорости Рассмотрим зависимость эксцентриситета орбиты от величины [c.239]

МЕРКУРИЙ — ближайшая к Солнцу большая планета Солнечной системы. Ср. расстояние от Солнца 0,387 а. е. (57,9 млн. км). Эксцентриситет орбиты 0,2056 (расстояние в перигелии 46 млн. км, в афелии 70 млн. км). Наклон плоскости орбиты к эклиптике V. Период обращения М. вокруг Солнца (меркурианский год) 87 сут 23 ч 16 мин. Фигура М. близка к шару с радиусом на экваторе (2440 2) км. Масса М. 3,31 10 кг (0,054 массы Земли). Ср. плотность 5440 кг/м . Ускорение свободного падения на поверхности М. 3,7 м/с . Первая космическая скорость на М. 3 км/с, вторая — 4,3 км/с. Период вращения М. вокруг своей оси равен 58,6461 0,0005 сут. Он соответствует устойчивому режиму, при к-ром период вращения равен /д периода орбитального обращения (58,6462 сут). В этом случае малая ось эллипсоида инерции планеты при прохождении ею перигелия совпадает с направлением на Солнце. Это — вариант резонанса, вызванного действием солнечного притяжения на планету, распределение массы внутри к-рой не является строго концентрическим. Определяемая совокупным действием вращения и обращения по орбите длительность солнечных суток на М, равна трём звёздным меркурианским суткам, или двум меркурианским годам, и составляет 175,92 ср. земных суток. Наклон экватора к плоскости орбиты незначителен (яиЗ°), поэтому сезонные изменения практически отсутствуют. [c.97]

Возникающие в этих случаях температуры достигают высоких значений. Так, например, при возвращении космического корабля в плотные слои атмосферы Земли со второй космической скоростью (порядка 11 км/с) температура вблизи поверхности может достигать 12—13 тысяч градусов (при вхождении с первой космической скоростью эта температура имеет порядок восьми тысяч градусов). Еще большие скорости, а следовательно, и температуры могут достигаться при входе метеоритов в атмосферу Земли. [c.693]

Таким образом, даже в идеальном случае (отсутствие тяготения) невозможно достичь первой космической скорости vi == = 8 км/с и, следовательно, невозможно осуществить запуск искусственного спутника Земли. Но мы знаем, что спутники создаются и, более того, при помощи ракет достигают и второй космической скорости иц =11,2 км/с. Как же это делается [c.127]

Идею получения космических скоростей при помощи ракет высказал впервые Циолковский. Он предложил использовать так называемые многоступенчатые ракеты. Сущность этой идеи состоит в том, что вместо одной ракеты используются несколько насаженных одна на другую. Вначале работают двигатели первой ракеты (первой ступени). Когда горючее этой ракеты полностью израсходуется, ракета отделяется от остальной массы и в этот момент начинают работать двигатели второй ракеты (второй ступени). Потом отделяется и эта ракета и включаются двигатели третьей ракеты (ступени) и т. д. [c.127]

Что называют первой, второй и третьей космическими скоростями Почему эти скорости не зависят от массы тела Может ли тело двигаться вокруг Земли со скоростью меньше, чем ui По какой траектории будет двигаться тело относительно центра Земли, если оно получило вторую (третью) космическую скорость в направлении радиуса от центра Земли Какой вид примет траектория, если начальная скорость vu была перпендикулярна радиусу Земли Рассчитайте третью космическую скорость относительно центра Земли. Рассчитайте вторую и третью космические скорости для тела, находящегося на Луне а) относительно центра Луны б) относительно поверхности Луны. [c.161]

Определить первую и вторую космические скорости для Луны, Венеры, Марса и Юпитера, используя значения гравитационных параметров и радиусов тел, приведенные в табл. 4.2.1. [c.137]

В качестве второго примера найдем первую и вторую космические скорости. Будем считать известным следующее точка, притягиваемая к неподвижному центру по закону всемирного тяготения, движется по коническому сечению, в фокусе которого находится притягивающий центр [c.43]

Механика тел переменной массы начала интенсивно развиваться под влиянием фантастических проектов о межпланетных путешествиях, но, только получив реальные применения на Земле, она становится сейчас научной базой триумфальных полетов в космосе. В последние 15 лет XX в. (1950—1965) были созданы межконтинентальные и глобальные ракеты, зенитные управляемые ракеты, реактивные сверхзвуковые самолеты. 4 октября 1957 г. в Советском Союзе был выведен на эллиптическую орбиту первый в мире искусственный спутник Земли, получена первая космическая скорость и реально сделан первый великий шаг человечества в овладении тайнами космического пространства. Ракетостроители нашей страны первыми получили вторую космическую скорость и осуществили 2 января 1959 г. успешный пуск космической ракеты в сторону Луны. Советский гражданин летчик-космонавт Ю. А. Гагарин первым в мире совершил полет в космическом пространстве. К настоящему времени (июнь 1966 года) уже одиннадцать советских летчиков-космонавтов выполнили успешные полеты в космосе. [c.13]

Космический лифт. Предположим, что на экваторе возведена конструкция, в которой действует лифт. Пайдите высоту, на которой скорость груза массой т станет равной местным первой и второй космическим скоростям. [c.79]

Задача. Считая, что радиус планеты в а раз меньше радиуса Земли, а масса в Р раз меньше, найти, во сколько раз ускорение силы тяжести, а также первая и вторая космические скорости на ней меньше, чем на Земле. [c.50]

Первая и вторая космические скорости. Наименьшая начальная скорость, которую нужно сообщить телу, чтобы оно стало искусственным спутником Земли (ИСЗ), называется первой космической скоростью. Она равна скорости кругового движения [круговой скорости) на данной высоте, т. е. [c.218]

Первая космическая скорость для любого небесного тела также определяется выраженкем (11.2). Ускорение свободного падения на расстоянии R от центра небесного тела можно найти, воспользовавшись вторым законом Ньютона и законом всемирного тяготения [c.27]

Значения первой и второй космических скоростей были вычислены без учета сопротивления атмосферы. Если же его учесть, то для запуска ракеты ио круговой или иараболическоп траектории потребуется скорость, заметно превышающая эти значения. Иаиример, для запуска но параболической траектории с учето,ч сил сопротивления среды, как показывает расчет, ракета должна иметь скорость не менее 13—14 км/с. Сопротивление атмосферы значительно лишь на начально. участке траектории, т. е. на высотах примерно до 300 км над поверхностью Земли. Кроме того, с увеличением высоты А над земной поверхностью значение Vк2 уменьшается. Поэтому старт космического корабля на межпланетную траекторию выгоднее производить не с земного космодрома, а с искусственного спутника Земли, выведенного предварительно на круговую орбиту или близкую к ней. Так как ири этом космический корабль, находящийся на спутнике, уже имеет круговую скорость, то для выхода его из сферы действия Земли ему нужно сообщить лишь скорость, равную разности иараболической и круговой скоростей на данной высоте. [c.120]

Каждому из этих требований в отдельности удовлетворить нетрудно, но выполнить сразу оба удается лишь в редчайших случаях. Действительно, первым требованием возможные виды исходного горючего ограничиваются стабильными изотопами, встречающимися в природе, долгоживущими нестабильными изотопами и, наконец, частицами или изотопами, которые можно получить в больших масштабах в самих экзотермических реакциях. Вторым требованием крайне затрудняются макроскопические реакции, начинающиеся столкновениями ядер. Все атомные ядра обладают электрическими зарядами, причем одного и того же знака. Поэтому сближению ядер препятствует отталкивающий кулоновский барьер. Чтобы преодолеть отталкивание и сблизиться на расстояние, достаточное для вступления в реакцию, ядра должны сталкиваться с достаточно большими относительными кинетическими энергиями. Эти энергии сильно варьируются в зависимости от типа реакции, но в любом случае должны быть не меньше нескольких кэВ. Кроме того, ядер с такими энергиями надо иметь очень много. Действительно, при энерговыделении, скажем, 100 Вт/см в реакцию ежесекундно в каждом см должны вступать 10 —10 ядер, если считать, что в отдельной реакции выделяется энергия в несколько МэВ. Для того чтобы оценить масштаб килоэлектронвольтной кинетической энергии ядра с макроскопических позиций, укажем для примера, что в ракете, летящей с космической скоростью порядка 10 км/с, на один атом приходится кинетическая энергия не более десятых долей эВ, а при температуре 10 ООО К на одну степень свободы приходится энергия, равная примерно одному элект-ронвольту. [c.562]

Кстати, следует напомнить о том, что, для того чтобы вывести ракету за пределы действия поля сил тяжести, необходимо, как это доказывает механика, достичь так называемой второй космической скорости, равной 11,18 км1свк, тогда как для вывода на орбиту спутника земли достаточно первой космической скорости 7,91 км/сек. [c.417]

Строгая математическая теория многоступенчатых ракет, на основе которой проектируются современные межконтинентальные ракеты и ракеты-носители искусственных спутников Земли и космических кораблей, была разработана в 1926—1929 гг. К. Э. Циолковским. Первый вариант его составной ракеты ( ракетного поезда ) предусматривал последовательное расположение и последовательное действие соединенных между собой трех одиночных ракет. В таком поезде вначале работал двигатель нижней (хвостовой) ракеты. Израсходовав топливо, она отделялась от поезда и тогда начинал работать двигатель средней ракеты. После исчерпания топливного запаса она также отделялась от поезда и включался двигатель верхней (головной) ракеты, к тому времени уже получившей значительную скорость. Второй вариант ракетного поезда ( эскадрилья ракет ) отличался тем, что одиночные ракеты (например, четыре) должны были отправляться в полет работающими одновременно и скрепленными не последовательно, а параллельно. При израсходовании половины общего запаса топлива оставшаяся половина должна была переливаться из двух крайних ракет в полупустые емкости двух средних ракет затемопорожненные крайние ракеты отделялись от эскадрильи. В дальнейшем операция переливания топлива повторялась, и конечной цели полета достигала — как и в первом варианте — только одна ракета. [c.416]

ВЕНЁРА — вторая по порядку от Солнца планета Солнечной системы. Ср. расстояние от Солнца 0,7233 а. е, (108,2 лшы. км), эксцентриситет орбиты е=0,0068, наклон плоскости орбиты к эклиптике 3"23,65, Ср. скорость движения В. по орбите 34,99 км/с. Ср. экваториальный радиус поверхности В. 6051,5 км. Наименьшее расстояние В, от Земли 38 млн. км, наибольшее 261 млн. км. Масса В. 4,87-10 кг (0,815 земной), ср. плотность 5240 кг/м , ускорение свободного падения на шаторе 8,76 м/с (0,89 земного). Первая космическая скорость на В. 6,2 км/с, вторая — 10,2 км/с. Отличие фигуры Б. от сферической невелико, центр массы смещён относительно геометрического центра на [c.257]

МАРС — четвёртая по порядку от Солнца большая планета Солнечной системы. Ср. расстояние от Солнца 1,524 а. е. (227,9 млн. км). Эксцентриситет орбиты 0,0934, наклон плоскости орбиты к эклиптике 1° 51 экватор М. наклонён к плоскости его орбиты на 25,2°, что вызывает сезонные изменения на планете. Период обращения М. вокруг Солнца 686,98 сут (сидерический период обращения). Ср. скорость движения на орбите 24,13 км/с. Экваториальный радиус 3394 км, полярный — 3376,4 км, динамич. полярное сжатие яг 1/200. Найдена значит, асимметрия М. вдоль полярной оси уровень поверхности почти во всём южном полушарии лежит на 3—4 км выше, чем в северном. Период вращения М. вокруг своей оси 24 ч 37 мин 22,58 с. Расстояние в перигелии 207 млн. км, в афелии 249 млн. км. Кол-во солнечной энергии, подучаемой М. при наиб, и яаим, расстояниях от Солнца, различается на 20— 30%. Масса М. 6,44-10 кг (0,108 земной), ср. плотность 3950 кг/м , ускорение свободного падения на экваторе 3,76 м/с , первая космическая скорость 3,6 км/с, вторая — 5 км/с. Болометрич. сферич. альбедо 0,20 0,05 ср. эффективная темп-ра поверхности 216 К. [c.48]

Мы указывали, что первая космическая скорость для планеты Земля составляет 7912 м1сек, вторая — 11 189 м сек третья космическая скорость, равная 16 700 м1с к, позволяет покинуть солнечную систему при старте с Земли. [c.100]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...