Полуось орбиты большая

Отметим еще, что если орбита центра масс эллиптическая и а — большая полуось орбиты, то согласно п. 120—122 [c.210]

Для Меркурия, ближайшей к Солнцу планеты, вековой эффект движения перигелия уже ясно выражен. Если а — большая полуось орбиты, а е — ее эксцентриситет, то [c.378]

Обратимся снова к рассуждениям, изложенным в п. 1. Обозначим через Pi, Р,,. .. различные планеты и условимся обозначать одним и тем же индексом i все соответствующие отдельной планете Р элементы геометрические, кинематические и механические (расстояние от Солнца г,-, большая полуось орбиты а,-, период масса nil и т. д.). [c.189]

Планета (сферическая однородная) имеет спутника, среднее расстояние которого (под средним расстоянием будем понимать большую полуось орбиты) равно )Я, где R есть радиус планеты. Доказать, что продолжительность одного обращения спутника есть и/ [c.214]

Как уже указывалось в п. 39, переменную t—tg удобно заменить пропорциональной ей величиной, которая вместе с 6 и g имела бы размерность угла в качестве такой величины удобно взять среднюю аномалию l=n(t—t ) (гл. III, п. 10), где согласно равенству (18 ) гл. III среднее движение п выражается через большую полуось орбиты а при помощи соотношения [c.353]

Переменные действие-угол в задаче двух тел. Задача двух тел изучалась в 1 гл. 8. Здесь будут рассмотрены переменные действие-угол в этой задаче. Будем использовать обозначения из 1 гл. 8. Орбиту считаем эллиптической (или, в частности, круговой). Расстояние г точки Р от притягивающего центра О удовлетворяет неравенствам Г1 г Г2, где Г1 = а 1 — е), Г2 = а 1 + е) (а — большая полуось орбиты, е — ее эксцентриситет). Отсюда и из формул 1 гл. 8 следует, что [c.381]

Планета Большая полуось орбиты млн. км Период , суши Средняя орбитальная скорость, км/сек [c.975]

В таблице дан список периодических комет, которые наблюдались больше одного раза и возвращение которых ожидается е—эксцентриситет q — расстояние в перигелии с—большая полуось орбиты [c.978]

Большая полуось орбиты Земли (при ее движении вокруг Солнца) равна 149,6-10 км, эксцентриситет этой орбиты — Veo (точнее, [c.60]

Приблизительно равной — щ R/aY> os т градусов в минуту. Здесь R — радиус Земли, а — большая полуось орбиты спутника, знак минус указывает на то, что при [c.158]

Из формул (10) и (II) видно, что чем больше среднее расстояние (а) спутника от центра планеты, тем меньше del/dN и d(o/dN, то есть тем медленнее будут вращаться плоскость орбиты и большая полуось орбиты. Наличие в формулах [c.283]

Период обращения первого советского спутника в начале октября 1957 года составлял около 96 мин и убывал примерно на 3 сек за сутки. На сколько примерно убывала ежесуточно большая полуось орбиты [c.299]

Рассмотрим сначала полет к точке В. Пусть П — перигей орбиты космолета. г = АП = 6370 + 230 = 6600 км. Большая полуось орбиты космолета равна [c.307]

Теперь, обозначая через а большую полуось орбиты и вспоминая <10.15.15), получим [c.587]

Из формулы (18) находится большая полуось орбиты а, затем из формулы [c.120]

Обозначим большую полуось орбиты Земли через а , время ее обращения, т. е. звездный год, — через Т , массу — через т , тогда формула (31) дает [c.123]

Определяется большая полуось орбиты а [c.261]

А] на рис. 66 совпадает с Гв]. Если а —большая полуось орбиты Солнца относительно центра масс С Земли и Луны и — среднее суточное движение Солнца, то [c.445]

Эти коэффициенты определяются таблицей, дающей полиномиальное представление элементов орбит Й, /, е, т, а, Т, ц всех пяти внешних планет — Юпитера, Сатурна, Урана, Нептуна, Плутона Й, I, е, со, а означают соответственно долготу восходящего узла на эклиптике, наклон к эклиптике, эксцентриситет, аргумент перигелия и большую полуось орбиты планеты, Т — [c.500]

Такова истинная средняя скорость движения Луны по эллиптической орбите, определяемая как (Л1 - -т)Ю, где В — большая полуось орбиты Луны, Мят — соответственно массы Земли и Луны, а / — гравитационная постоянная. [c.102]

Влияние возмущающей касательной силы. Сначала рассмотрим, как меняются элементы эллиптической орбиты в плоскости движения под действием возмущающей касательной силы, порождающей ускорение а,. Из уравнения (8.2.7) следует, что под действием положительного касательного ускорения большая полуось орбиты увеличивается. В рассматриваемом случае для скорости поворота линии апсид имеем [c.351]

Величины от которых зависит С, суть 3 и большая полуось орбиты Солнца а. Член с Ез всегда весьма мал. Поэтому можно написать, что [c.565]

Название Радиус, км Масса, кг Период вращения Орбитальный период, сут Большая полуось орбиты, а. е. Эксцентри- ситет Наклонение орбиты к эклиптике, град [c.1207]

С другой стороны, обозначая черзз а и Т большую полуось орбиты и время обрз[цения планеты, мы нашли (т. I, гл. II, п. 51) [c.173]

Планета Ср. гелиоцентрич. расстояние (большая полуось орбиты), а. е. а S л S Наклонение плоскости орбиты к эклиптике град Сидерический (орбитальный) период обращения (в земных годах) Период вращения (в земных сутках а иля часах й) Эквато- риалй. кый радиус, нм [c.620]

САТУРН — шестая по удалению от Солнца и вторая по размерам и массе планета Солнечной системы. Ср. ге-ляоцентрич. расстояние (большая полуось орбиты) составляет 9,539 а, е. (1,427 млрд. км). Вследствие заметного эксцентриситета орбиты (0,056) гелиоцентрич. расстояние изменяется прибл, от 9 до 10,1 а. е. Наклон [c.419]

Введем вместо координат х,, у , г, и скоростей х ys, z, каждой планеты Р, шесть кенлеровых элементов орбиты большую полуось орбиты s, эксцентриситет орбиты наклон орбиты [c.135]

Если в какой-то начальный момент времени малый (непритягивающий) спутник находится на расстоянии Го от центрального тела и имеет скорость VQ, то большая полуось орбиты определяется из формулы [c.83]

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]

Нецентральность гравитац. поля Земли вызывает гл, обр. вековые возмущения прецессию плоскости орбиты и движение ее перигея. Вследствие сопротивления воздуха изменяются, в основном, размеры орбиты и ее эксцентриситет большая полуось орбиты непрерывно уменьшается, спутник приближается по своеобразной спирали к земной поверхности. Т. к. при этом уменьшается также и эксцентриситет (т. е. форма орбиты приближается к окружности), апогей-ное расстояние сокращается значительно быстрее неригейного. [c.58]

Недостатки всех промежуточных потенциалов заключаютс.ч в следующем. Все они зависят не только от характеристик гравитационного поля Земли, но и от элементов орбиты (большая полуось, эксцентриситет, наклон) спутника. Поэтому точность аппроксимации для разных орбит будет разной. Во всех случаях возмущающая функция содержит коротко-периодические члены первого, порядка относительно /2. Следовательно, промежуточные орбиты не учитывают этих возмущений, и их нужно определять методами теории возмущений. [c.581]

Энергия связи электрона на га-м уровне равна его кулоновской энергии в поле ядра на расстоянии порядка размеров орбиты, а именно, Еп = Ze 2a, где а — большая полуось эллиптической орбиты а = = Ze 12Еп = e n /2ZI аоП /Z (uq = 0,53-10 см — боровский радиус).. Статистическую сумму и во всяком случае следует оборвать на том значении п, при котором полуось орбиты становится сравнимой со средним расстоянием между частицами газа, т. е. при а = aon IZ = г, га = ZrlaoYf п тем меньше, чем плотнее газ). В качестве [c.172]

Интересно рассмотреть вопрос о запуске стационарного спутника Солнца. Кавычки здесь употреблены потому, что, во-первых, речь идет об орбите, лежащей в плоскости орбиты Земли, а экваториальная плоскость Солнца наклонена к ней на 7°15, и, во-вторых, скорость вращения Солнца на разных широтах неодинакова. Мы примем для стационарного спутника Солнца период 26 сут. Ему соответствует радиус орбиты 0,172 а. е. и круговая скорость 71,75 км/с. Переход до перигелия переходной орбиты совершается за 82 сут. Скорость старта с Земли должна быть равна 17,69 км/с, скорость искуссгвенной планеты в афелии — 16,08 км/с, в перигелии — 93,4 км/с. Таким образом, второй импульс должен равняться 93,4—71,8=21,6 км/с, а суммарная характеристическая скорость (без учета гравитационных потерь при старте) равна 17,7+21,6= =39,3 км/с. Следовательно, запуск стационарного спутника Солнца требует очень больших энергетических затрат на единицу полезной нагрузки он невозможен без сборки космического аппарата на околоземной орбите. Это следует сказать и вообще о всяких круговых орбитах, более или менее близких к центру Солнечной системы ). Например, вывод искусственной планеты на орбиту радиуса 0,387 а. е. (большая полуось орбиты Меркурия) требует характеристической скорости 23 км/с. [c.357]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...