Прецессия орбиты

Рис. 98. Схема простейшей одноэлектронной системы во внешнем электрическом поле ё — внешнее электрическое поле ср — угол наклона плоскости орбиты электрона к оси 2 О — ядро атома С — электрический центр тяжести орбиты электрона, е — электрон на орбите а н Ь — большая и малая полуоси орбиты м — угловая частота прецессии орбиты относительно оси

При решении задач о прогнозировании трассы спутника Земли мы учтем прецессию орбиты. Изменение же других элементов орбиты учитывать не будем. Это не приведет к чувствительным погрешностям, если мы будем интересоваться прогнозом на небольшие промежутки времени (порядка одних-двух суток) ). [c.159]

Если же учесть прецессию орбиты спутника, то получим, что спутник должен оказаться над пунктом с долготой [c.165]

Орбита спутника имеет переменную по времени ориентацию относительно Солнца. Изменение ориентации вызывается годовым движением орбиты вместе с Землей относительно Солнца, а также прецессией орбиты вокруг Земли из-за возмущений, связанных с отличием поля тяготения Земли от центрального. Изменение ориентации орбиты относительно Солнца существенно влияет на возможное время освещения прибора, закрепленного на спутнике. Поэтому это изменение необходимо учитывать. [c.354]

Изменение V на участках почти равномерного изменения (рис. 95) со скоростью примерно 3°,5 в сутки обусловлено влиянием прецессии орбиты. Влияние годового движения для типовой орбиты слабее. Годовое движение вносит поправку к скорости изменения V, благодаря которой в течение года наклон к оси [c.364]

МЫ. Это свидетельствует о прецессии орбиты электрона с угловой скоростью со. [c.237]

Орбиты через терминатор — линию разграничения дня и ночи. Подбором угла наклона плоскости орбиты можно добиться того, чтобы прецессия орбиты компенсировала эффект движения Земли. В этом случае освещенность различных участков Земли зависит только от широты и времени года. [c.48]

Спутник связи, а также спутник для исследования земной поверхности часто запускаются на кратно-периодические орбиты (их иногда называют также синхронными), т. е. орбиты с периодом обращения, почти соизмеримым со временем одного оборота Земли вокруг оси (звездные сутки 23 ч 56 мин 4 с). Почти объясняется прецессией орбиты если бы поле тяготения Земли было центральным, то выбирался бы период, в точности соизмеримый звездным суткам. Трассы таких спутников представляют собой замкнутые [c.108]

Это объясняется тем, что земной экватор наклонен на 23°27 к плоскости эклиптики, а лунная орбита — на 5°9 к этой же плоскости, но последняя при этом совершает прецессионное движение с периодом 18,6 года, подобное прецессии орбиты искусственного спутника из-за сжатия Земли. [c.196]

С учетом прецессии орбиты формула (4.4.8) принимает вид [c.128]

Прецессия орбиты, как и вращение Земли, не сказывается на широте точек трассы, т. е. [c.128]

В 8.5 будет показано, что прецессию эллиптической орбиты можно приближенно описать с помощью средней скорости смещения долготы восходящего узла Q p- Тогда долгота точки М, найденная в первом приближении с учетом вращения Земли и прецессии орбиты, будет вычисляться но формуле, аналогичной (4.4.10) [c.130]

При наклонении, равном 65°, и высотах, соответствующих высотам орбиты первого советского спутника, прецессия орбиты составляет примерно 0,25° за один оборот спутника. При наклонении орбиты, равном 90° (полярная орбита), скорость прецессии равна нулю. [c.130]

Как следует из рис. 31.3, время запуска для задачи, относящейся к классу 2, определяется существенно проще. Времена запуска для первой и второй возможностей в случае в (рис. 31.3) не являются одинаковыми из-за прецессии орбиты к моменту наступления второй возможности старта. Однако это влияние незначительно и не затрагивает логики, которая используется при выборе траекторий класса 2. Анализ параметров прицеливания показывает, какой класс траекторий (1 или 2) должен использоваться. Когда установлено, что имеет место случай в, то участки вычислительной программы для случаев а и б обходятся. Вектор цели для второй возможности запуска и соответствующие параметры (гиперповерхность) вычисляются на основе времени старта при компланарном перелете. Время запуска для второй возможности используется при определении параметров прицеливания для первой возможности. Как указывалось выше, это время запуска не будет являться оптимальным для первой возможности, однако оно отличается от оптимального всего на несколько секунд. [c.99]

Исходными параметрами являются текущий радиус орбиты угол наклонения орбиты г, аргумент широты и (положение КА на витке относительно точки пересечения экватора - восходящего узла) текущий радиус Земли Rn, угловая скорость КА Ока вертикальная составляющая скорости КА Fh угловая скорость суточного вращения Земли Q3 скорость прецессии орбиты Qn5 углы, определяющие положение луча антенны но курсу у/, крену у и тангажу Э. Эти углы включают в себя углы установки луча относительно продольной оси КА, а также начальное положение (уставки) КА и ошибки ориентации КА относительно орбитальной системы координат (ОСК). Различием радиусов Земли в надире и точке наблюдения пренебрежем. [c.156]

Вектор угловой скорости прецессии орбиты практически совпадает с вектором [c.156]

Записывая (2.8) в виде Xa = Xa —со,/, где ш -угловая скорость прецессии орбиты, и подставляя выражения для Л32 в [c.49]

Понятно, что система (7.21) — (7.25) должна быть дополнена соотношениями для прецессии орбиты и ее параметров [см. [c.164]

Прецессия орбиты эл-на (с зарядом —е) в магн. поле Н ось орбиты 00 описывает конус вокруг направления Н. [c.345]

Задача 651. Ось вращения Земли, образующая с перпендикуляром к плоскости эклиптики (земной орбиты) угол 1 0 = 23°, описывает вокруг него конус (конус прецессии) в течение Tj -= 25 700 лет. Найти угловое ускорение Земли, считая, что период ее вращения вокруг оси Т = 24 час. [c.248]

Если магнитное поле не перпендикулярно плоскости электронной орбиты, то диамагнитный э( )фект также определяется величиной Юн, которая в общем случае я вляется угловой скоростью ларморовской прецессии электронной орбиты вокруг направления магнитного поля. Вся система электронов (иона, атома, молекулы) дополнительно к своему нулевому движению начинает вращаться с постоянной угловой скоростью Юн вокруг направления поля. [c.144]

В атомных системах, имеющих больше одного электрона, поле отличается от кулоновского, в результате чего орбита внешнего электрона испытывает прецессию вокруг ядра. Дипольный момент орбиты размазывается и в среднем в отсутствие поля оказывается равным нулю. Однако при наложении внешнего [c.264]

Вследствие прецессии центр тяжести орбиты совершает круговое движение относительно оси 2 с частотой [c.266]

Из рис. 10.3,6 видно, что в результате прецессии орбиты электрон совершает доаолнительное круговое движение вокруг направления поля. Это и приводит к возникновению магнитного момента, который легко вычислить, комбинируя (10.8) и (10.9) [c.323]

ТЕОРЕМА (Ирншоу система неподвижных точечных зарядов электрических, находящихся на конечных расстояниях друг от друга, не может быть устойчивой Карно термический КПД обратимого цикла Карно не зависит от природы рабочего тела и являегся функцией абсолютных температур нагревателя и холодильника Кастильяно частная производная от потенциальной энергии системы по силе равна перемещению точки приложения силы по направлению этой силы Кельвина сила (или градиент) будет больше в тех точках поля, где расстояние между соседними поверхностями уровня меньше Кенига кинетическая энергия системы равна сумме двух слагаемых — кинетической энергии поступательного движения центра инерции системы и кинетической энергии системы в ее движении относительно центра инерции Клеро с уменьшением радиуса параллели поверхности вращения увеличивается отклонение геодезической линии от меридиана Кориолнса абсолютное ускорение материальной точки рав1Ю векторной сумме переносного, относительного и кориолисова ускорений Лармора единственным результатом влияния магнитного поля на орбиту электрона в атоме является прецессия орбиты и вектора орбитального магнитного момента электрона с некоторой угловой скоростью, зависящей от внешнего магнитного поля, вокруг оси, проходящей через ядро атома и параллельной вектору индукции магнитного поля Остроградского — Гаусса [для магнитного поля магнитный поток сквозь произвольную замкнутую поверхность равен нулю для электростатического поля <в вакууме поток напряженности его сквозь произвольную [c.283]

Рассмотрим сначала движение относительно невращаю-ш,ейся системы отсчета Охуг и не будем пока учитывать прецессию орбиты. [c.160]

Рассмотрим сначала трассу в невращающейся системе отсчета Охуг, причем не будем учитывать прецессию орбиты спутника. Пусть в момент t спутник оказался в точке Q, лежащей над ф-й параллелью. Проекцию спутника на земную сферу обозначим через В. [c.162]

Vmin l°. При />90° направление прецессии орбиты противоположно направлению прецессии при /<90°, что позволяет частично компенсировать годовое движение [c.368]

Прецессия плоскости орбиты спутника должна, естественно, учитываться при планировании научных экспериментов. Известно, что в начале космической эры важную роль играли визуальные наблюдения спутников. Если спутник запускался таким образом, что совершал первые витки примерно над линией разграничения дня и ночи, т. е. над полосой сумерек сумеречный или термина-торный спутник 12.2]), то условия его визуального наблюдения были особенно благоприятны ). Однако движение Земли вокруг Солнца заставляет повернуться в пространстве плоскость окружности разграничения дня и ночи, а сплюснутость Земли — повернуться плоскость орбиты. Вообще говоря, спутник при этом перестает быть сумеречным и начинает заходить в тень. Но если все точно рассчитать и подобрать такую орбиту, чтобы прецессия орбиты компенсировала эффект движения Земли вокруг Солнца, то спутник будет непрерывно купаться в солнечных лучах, что особенно важно, когда он оснащен солнечными батареями (плоскости солнечных элементов при этом должны быть ориентированы на Солнце). Подобная орбита называется солнечно-синхронной. Нетрудно сообразить, что она должна быть обратной (наклонение обычно 98-н100°) и настолько близкой к положению, при котором лучи Солнца падают на ее плоскость перпендикулярно, насколько позволяет необходимая скорость прецессии. Примером может служить астрономический спутник ТВ-1А, запущенный 12 марта 1972 г. Западноевропейской организацией по космическим исследованиям на орбиту высотой от 541 до 547 км, наклонением 97,5° и периодом обращения 97 мин в течение первых 230 сут своего движения он не заходил в тень. Другим примером служит американский космический аппарат Серт-2 , который не должен был [c.93]

Последовательный запуск А А на орбиту ПА, запушенного раньше, с того же или другого космодрома [2.12, 2.131. Старт АА разумнее всего произвести в тот момент, когда его космодром пересекает плоскость орбиты ПА. Если старты производятся с одного и того же космодрома, то пересечение возможно лишь через полсуток, или сутки, или через целое число полсуток (с точностью до поправки на прецессию орбиты). Однако в этот момент ПА может находиться в такой точке своей орбиты, что АА, выйдя на орбиту, не найдет там ПА, который или уже прошел точку выхода или туда еще не приходил. Значит, нужно заранее подобрать специальным образом период обращения ПА, или он должен посредством корректирующего маневра изменить необходимым образом свой период обращения, чтобы обеспечить пролет через несколько витков после запуска над районом космодрома. Такой же маневр может быть необходим и в случае использования двух космодромов (правда, они могут быть расположены так, что трасса и без коррекции пройдет через второй космодром). [c.130]

Использование постоянной орбитальной стартовой платформы позволяет совершать полеты к Луне только в те периоды, когда Луна приближается к линии пересечения плоскости орбиты платформы и плоскости лунной орбиты. В противном случае потребовался бы большой боковой импульс для выхода из плоскости орбиты платформы. Если бы плоскость орбиты платформы была неизменна, то в течение сидерического месяца существовало бы два окна запуска . Ввиду же прецессии орбиты платформы (см. 3 гл. 4) Луна как бы быстрее проходит путь в 180° от узла до узла, так как линия узлов вращается в сторону, противоположную движению Луны (мы предполагаем орбитальное движени-платформы прямым, т. е. происходящим в сторону вращения Земли). Если, например, круговая орбита стартовой платформы имеет высоту 485 км и наклонение около 30°, то оптимальный момент запуска наступает каждые 9,05 сут [3.36]. [c.276]

Полученная формула (7.4.28) не учитывает прецессии орбиты (т. е. поворота ее плоскости вследствие нецентральности поля притяжения Земли) за время движения КА по этой орбите. Соответствующая поправка может быть внесена по материалам гл. 8. [c.303]

Основные возмущения ИСЗ, вызванные несферичностью Земли, -прецессия орбиты и появляющееся вращение большой оси эллиптической орбиты в плоскости этой орбиты. Прецессией называется явление поворота плоскости орбиты вокруг земной оси в направлении, противоположном движению спутника, при этом наклон плоскости орбиты к экватору сохраняется постоянным. Вращение большой оси орбиты приводит к смещению точек апогея и перигея, т.е. к изменению углового расстояния перигея от восходящего узла. Однако, несферич-ность Земли вызывает и другие возмущения. [c.113]

Прецессия орбиты, т.е. - равномерное вращение ее плоскости за счет нецентральности поля земного тяготения в абсолютном пространстве относительно земной оси является основным вековым возмущением орбиты спутника. При этом наклонение орбиты остается примерно неизменным. [c.129]

В соответствии с формулами (2.4.1) и (2.4.2) скорость прецессии орбиты и скорость ухода перигея обратно пропорциональны квадрату параметра орбиты р. Следовательно, для спутников, движущихся на значительных расстояниях от Земли (порядка нескольких десятков тысяч километров), прецессия орбиты и уход перигея за счет нецентральности поля тяготения Земли будут незначительными. [c.130]

Таким образом, в магнитном поле электрон движется так же, как в неинерциальной системе, вращающейся вокруг направления поля с угловой скоростью о), что равносильно прецессии орбиты электрона вокруг направления поля с ларморовой частотой (й. [c.199]

Период прецессии орбиты, т е интервал времени, в течение которого плоскость орбиты сделает полный оборот относиге тьно своего первоначального положения [c.75]

ИСЗ. Построение теории, объясняющей эти факты во всей их полноте,— актуальная задача Н. м. 9) Теория вращат. движений естеств. небесных тел. Она развивалась классической Н. м. применительно к вращению Земли и Луны (лунно-солн. прецессия и нутация Темной оси, законы Кассини вращения Луны, классич. линейная теория либрации Луны). В 20 в. эти теории продолжают успешно развиваться, расширяется область их приложения. Так, установлена двойная синхронизация (двойной резонанс) между осевым вращением и орбит, движением небесного тела, между движением оси вращения тела и возмущённой прецессией орбиты — т. н. обобщённые законы Кассини, к-рым подчиняется вращение Меркурия и ряда естеств. спутников планет. 10) Теория движения (поступательного и вращательного) искусств, небесных тел — большой раздел Н. м., появившийся в сер. 20 в. в связи с задачами, поставленными практикой косм, полётов. Эти задачи аналогичны задачам о движении естеств. небесных тел, но требуют. Как правило, учёта большого числа факторов. Усложнение задач косм, полётов выдвигает повышенные требования не только к точности теории движения тел в космосе, но и к службе наблюдений. [c.447]

На рис. 98 схематически показана простейшая атомная система с одним электроном (атом водорода или водородоподобный ион), какой она представляется в теории Бора. Поле в атоме водорода можно считать число кулоновским. Состояния с различными значениями побочного квантового числа I и одинаковыми главными квантовыми числами и в атоме водорода вырождены и обладают практически одинаковыми энергиями. Орбита электрона в кулоновском поле не совершает прецессии вокруг ядра, а имеет вполне определенное положение. Электрон, обращаясь по орбите, наиболее медленно движется вдали от ядра. Поэтому электрический центр тяжести орбиты электрона находится в точке С. Такая атомная система обладает стационарным дипольным моментом. В этом случае наблюдается линейный игтарк-эффект — линейная зависимость расщепления линий от величины электрического поля. [c.264]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...