Перигей орбиты

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

Пусть Л — центр Земли, В — перигей орбиты Луны, [c.311]

Это значит, что плоскость, проходящая через вектор L к касательную в перигее орбиты — ось X, сохраняет свое положение в пространстве, и если вектор L движется, то только в этой плоскости. Далее, из первых трех уравнений (7.4.11) имеем [c.246]

Угол V отсчитывается от направления из центра притяжения на перигей орбиты это направление не является неподвижным в пространстве, а составляет переменный угол соя с некоторым фиксированным направлением. В силу центральности возмущения в уравнения оскулирующих элементов не входит уравнение для определения угла 1 наклона орбиты к экватору и долготы Д восходящего узла орбиты, так как угол / остается постоянным ( = 0), а движение узла суммируется с движением перигея орбиты в общий эффект вращения орбиты в ее плоскости, описываемый уравнением (П 2.12). [c.405]

Фокус, являющийся центром Земли, расположен ближе к перигею орбиты, чем второй фокус, находящийся от точки старта на расстоянии, большем земного радиуса. Движение рассматриваемого вида совершает искусственный спутник Земли. Левым предельным случаям неравенств (31) соответствует, при горизонтальном бросании ( os а = 0), упомянутый выше случай круговой орбиты правым — параболическая [c.557]

Введем в рассмотрение ортогональный триэдр единичных векторов 2 3 началом в центре Земли — фокусе эллиптической орбиты спутника направлен к перигею орбиты, 2 плоскости орбиты параллельно ее малой оси и в сторону движения от перигея к апогею единичный вектор 3 = iX 2 имеет направление перпендикуляра к плоскости орбиты. Возмущениями элементов орбиты спутника пренебрегаем тогда векторы 2 остаются неизменно направленными в пространстве. Заметим еще, что [c.586]

Перенос параллельный вектора 798 Перигей орбиты 552 Платформа гироскопическая 173, 492 и Плоскость соприкасающаяся 96 Поворот конечный 102. 118 и д. [c.822]

Запишем теперь уравнение траектории космонавта. В системе отсчета с началом в центре Земли введем систему координат с осью ж, направленной в перигей орбиты. В этой системе [c.82]

Основные особенности движения Луны вызваны возмущающим влиянием Солнца. Анализ решения уравнения (10.13) показал, что если орбиту Луны расположить перпендикулярно плоскости эклиптики, то за 55 оборотов (за 4,5 года) перигей орбиты достигнет поверхности Земли [33]. Следует, однако, учесть, что Луна является телом конечных размеров и может быть ранее разорвана гравитационными силами при достижении предела Роша, равного трем радиусам Земли. Предел Роша — расстояние, на котором сила, действующая на половинку Луны со стороны Земли, начинает превосходить силу притяжения другой половинкой Луны [16, 45]. [c.73]

Отметим некоторые главные эффекты ротационного двия ения при простейших предположениях о структуре возмущающих моментов для динамически симметричного спутника. Аэродинамические возмущения вызывают прецессию X на постоянном угловом расстоянии от направления, параллельного вектору скорости центра масс спутника в перигее орбиты. Скорость указанной прецессии составляет [c.292]

При полетах к Луне и планетам движение на геоцентрическом участке траектории близко к параболическому. Исследование используемой при работе коррекции матрицы производных в предположении, что движение происходит по параболической траектории, показывает, что матрица вырождается, если коррекционная точка находится в перигее орбиты. В этом случае эффективным направлением для коррекции оказывается [c.308]

Наконец, экваториальное вздутие заставляет большую ось орбиты непрерывно поворачиваться в плоскости орбиты, так что перигей орбиты все время перемещается. Если при запуске спутника, например, перигей был расположен в северном полушарии, то в конце концов он может оказаться в южном. При малом наклонении (меньше 63,4°) перигей смещается в сторону движения спутника, при большом (больше 63,4°) — в противоположном. [c.94]

Эллиптическая орбита спутника. Рассмотрим теперь более сложную задачу построения трассы при движении спутника по эллиптической орбите. Пусть начальный момент времени о соответствует нахождению спутника, координаты которого Яо, фо, в перигее орбиты (точка О на рис. 4.8). Задано наклонение орбиты [c.129]

Рис. 7.21. Потребное приращение скорости для двухимпульсного перелета с околоземной орбиты на окололунную сплошные линии — в апогее орбиты Луны штриховые — в перигее орбиты Луны

Аномалистическим периодом обращения называют промежуток времени между двумя последовательными прохождениями через перигей орбиты. [c.409]

Зная элементы орбиты ИСЗ, можно определить его положение в пространстве для любого момента времени. Эллиптическая орбита ИСЗ показана на рис. 7.20. На этом рисунке П — перигей орбиты (ближайшая к Земле точка орбиты спутника) А — апогей орбиты (наиболее удаленная от Земли точка орбиты спутника) I — угол наклона плоскости орбиты спутника к плоскости небесного экватора й — восходящий узел орбиты (точка на орбите, в которой ИСЗ пересекает плоскость небесного экватора, переходя из Южного полушария в Северное) б — нисходящий узел орбиты Т — точка весеннего равноденствия 2 — прямое восхождение восходящего узла орбиты со — угловое расстояние перигея по орбите от восходящего узла а — прямое восхождение спутника б — склонение спутника. Чтобы полностью определить орбиту спутника, необходимо знать шесть элементов. Элементы 2, 1, (О называют угловыми элементами. К пространственным элементам орбиты относятся большая полуось эллипса а и эксцентриситет орбиты е, т. е. отношение фокусного расстояния К большой полуоси эллипса. Большая полуось и эксцентриситет [c.159]

Если переход происходит в перигее орбиты спутника, то в этих выражениях аир просто следует поменять местами. [c.705]

Исследование иа экстремум выражения (10.10) (после подстановки в него (10.6)) также показывает, что для изменения эксцентриситета при минимальных энергетических затратах необходимо прикладывать тангенциальный импульс в перигее орбиты при этом потребную величину минимального импульса определяют формулой [c.269]

Суммируя изложенное, можно сказать, что для изменения таких элементов орбиты как о, е и необходимо прикладывать тангенциальный импульс в перигее орбиты или в точках, соответствующих экстремальным значениям истинной аномалии. [c.269]

При нулевом угле бросания перигей орбиты будет находиться в точке вывода или, во всяком случае, вблизи нее. Поэтому аргумент перигея [c.107]

Распределение мощности дозы на орбитах с высотой апогея от 300 до 1500 км (перигей 300 км) [c.282]

Космический аппарат движется по эллиптической траектории. Расстояния от поверхности Земли до перигея и апогея соответственно равны Ар=170 км, /ia = 400 км. Определить приращение скорости в апогее и перигее, необходимое для перехода на орбиту приземления. [c.56]

Рассмотрим торможение в перигее исходной орбиты. Поскольку эта точка должна быть апогеем орбиты приземления, то [c.57]

Космический корабл > совершает полет к перигею Луны. Перигей орбиты космолета находится на высоте 230 км. Известно, что пери-гейная скорость космолета является минимальной для совершения [c.86]

На продолжительности жизни спутника сказываются многие факторы. Это не только сопротивление верхних слоев атмосферы. Это также сплюснутость Земли, вращение атмосферы, давление солнечных лучей, тяготение спутника к Луне и Солнцу. Благодаря последним двум факторам перигей орбиты спутника совершает периодические колебания, и при опускании перигея в более плотные слои атмосферы испытываемое спутником торможение увеличивается, что приводит к сокращению срока его жизни. Так, напри- мер, вследствие воздействия Луны высота перигея американского спутника Эксплорер-6 менялась каждые 3 месяца в пределах от 250 до 160 км вследствие этого срок жизни этого спутника составил примерно 2 года вместо 20 лет, которые просуществовал бы спутник, если бы воздействие Луны отсутствовало. [c.293]

OXYZ — перигейная система ось Z направлена параллельно радиусу-вектору перигея орбиты, ось У параллельна нормали к плоскости орбиты, а ось X параллельна касательной в перигее орбиты, в сторону движения центра масс О спутника (рис. 1, а). [c.17]

Пример. Затухание периода вращения первого советского спутника (рис. 52) объяснялось Варвиком [95 влиянием атмосферного трения. Основной эффект вызывает при этом трение об атмосферу длинных антенн спутника. Задаваясь параметрами антенн, можно по известному торможению вращения определить плотность атмосферы в перигее орбиты (/1я = 220 км), которая, по Варвику, оказалась р = 3,8 10" г см , что достаточно [c.249]

Дя — перигейный радиус орбиты), р — текущая плотность атмосферы, Ря — плотность атмосферы в перигее орбиты, а = aSl — коэффициент аэродинамического момента, пропорциональный произведению харак-терЕОЙ площади спутника S на его характерный размер I, [c.292]

Так, возмущения искусств, спутников Земли проявляются гл. обр. в медленном повороте линии узлов и нанравлеиия на перигей орбиты. Нод влиянием сопротивления атмосферы большие полуоси орбит искусств, спутников Земли ностепепио уменьшаются, уменьшается эксцентриситет. [c.532]

Возмущения, вызываемые притяжением Солнца. Солнечные возмущения элементов орбиты спутника можно вычислить по формулам этого параграфа, еели в них принять, что — масса Солнца, Ml,, ul, пь и — соответственно средняя аномалия в эпоху, долгота перигея, среднее движение и большая полуось солнечной орбиты и / = е, fix, = 0. При этом элементы , fi и (о будут отнесены к плоскости эклиптики и перигею орбиты Солнца. [c.606]

Кроме спецпрограмм можно использовать различные алгоритмы и получить от бортовой ЭЦБМ полезную инф ормацию о положении корабля в космическом пространстве, определить апогей и перигей орбиты, долготу, широту и высоту полета. [c.108]

Из выражения (10.6) непосредственно сле,цует, что изменение большой полуоси потребует минимальных энергетических затрат прн приложении тангенциального импульса в перигее орбиты. где скорость V максимальна. [c.269]

Порядковый номер кораблей-стцгпников Дата запуска Весовая характе- ристика корабля, КЗ перигей, км апогей км наклон плоскости орбиты к акватору начальный период обращения, мин [c.437]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...