Наклон орбиты

Расстояние от ближайшей звезды до Солнца равно 1,31 пк. Угол наклона орбиты в пятом столбце таблицы — это угол [c.294]

Смонтированный в носовой части последней ступени ракеты-носителя и на участке выведения предохранявшийся специальным защитным конусом, спутник после выхода на эллиптическую орбиту с перигеем 228 км и апогеем 947 км был отделен от ракеты и начал двигаться самостоятельно. Период обращения (время оборота вокруг Земли) равнялся 96,17 мин угол наклона орбиты к плоскости земного экватора составил 65°. На спутниковую орбиту была также выведена и последняя ступень ракеты-носителя, большие размеры которой обусловливали возможность ее наблюдения ночью невооруженным глазом. [c.425]

Второй советский спутник выведен на орбиту с перигеем 225 км и апогеем 1671 км. Период обращения его на начальных первых витках равнялся 103,75 мин. Угол наклона орбиты первого витка к экватору составлял 65°. Всего второй спутник совершил около 2370 оборотов и прекратил существование 14 апреля 1958 г. [c.426]

Наклон орбиты к плоскости экватора, град. 65,1 65,3 65,2 [c.426]

Первый советский корабль-спутник был выведен 15 мая 1960 г. на эллиптическую орбиту с перигеем 312 км и апогеем 369 км. Начальный период его обращения был равен 91,2 мин наклон орбиты к экватору равнялся 65°. Общий вес корабля-спутника после его отделения от последней ступени ракеты-носителя составлял 4540 кг. Спутник такого большого веса впервые выводился на орбиту, и для его выведения понадобилась более мощная многоступенчатая ракета. [c.435]

Корабль-спутник был выведен на орбиту, близкую к круговой, с перигеем 306 км и апогеем 339 км. Начальный период обращения его составлял 90,7 мин, наклон орбиты к плоскости экватора Земли был равен 64°57. [c.436]

Определить относительную угловую скорость радиуса-вектора, проведенного из центра орбиты к спутнику, по отношению к Земле, вращающейся вокруг своей оси, при угле наклона орбиты спутника к экватору [c.613]

Обратимся теперь к определению суммарного времени освещения. Здесь, в зависимости от угла установки прибора б и угла наклона орбиты v, различаются следующие три случая [c.369]

Непосредственный подсчет по формуле (11.3.1) затруднителен ввиду того, что, во-первых, приходится суммировать большое число ординат 8 и, во-вторых, расстояние Av между суммируемыми ординатами не является постоянным, так как за один оборот наклон орбиты меняется в разных случаях по-разному. Приближенно сумму (11.3.1) заменим некоторым определенным интегралом. В самом деле, сумму (11.3.1) можно предста- [c.370]

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]

Точка п, в которой планета переходит из южного полушария в северное, называется восходящим узлом ее орбиты, положение этой точки определяется углом х8п = у называемым долготою восходящего узла. Положение большого круга прд или соответствуюш ей ему плоскости определяется углом г, называемым наклонностью орбиты. [c.111]

Вращение земной атмосферы вызывает очень медленное уменьшение величины наклона орбиты /. Световое давление оказывает заметное возмущение лишь на большие легкие спутники (надувные баллоны). Световое давление как бы сдувает [c.58]

Рис. 22. Лунно-солнечные возмущения наклона орбиты спутника

Так как рассматриваемые возмущения малы, то мы можем пренебречь наклоном орбиты Луны к плоскости эклиптики. Тогда в случае Луны будем иметь [c.325]

Замечание. При выводе формул для возмущений мы предполагали, что наклон орбиты Луны к плоскости экватора не изменяется с временем. Поэтому полученными формулами можно пользоваться на промежутках времени около одного года. Если же учесть изменения наклона лунной орбиты, то мы придем к дополнительным [c.326]

Формулы (10.5.4) и (10.5.5) позволяют легко составить дифференциальные уравнения для элементов. Для этого нужно воспользоваться уравнениями 4.10, отбросив в них члены с Е и о. Однако в силу малости ожидаемых эффектов мы не будем делать это для всех элементов. Как и в работе [9], мы ограничимся лишь рассмотрением изменений наклона орбиты [c.330]

Если в формулах (10.7.6) и (10.7.7) заменить индекс Ь на 5 и под тз, аз VI понимать массу, большую полуось и наклон орбиты Солнца, то они дадут величину Д[д.з. [c.335]

Ф о м и н о в А. М., Возмущения второго порядка в большой полуоси и наклоне орбиты спутника, вызываемые сжатием Земли и сопротивлением атмосферы. Бюлл. Ин-та теор. астрон. АН СССР, т. И, стр. 507, 1968. [c.353]

Это соотношение показывает, что движение происходит в области sin а < < 1, т. е. г > Го sin о. Кроме того, наклон орбиты к меридиану увеличивается при уменьшении радиуса г. Достигнув наименьшего возможного г = гд sin 01 орбита отражается и возвращается в область с большим г (рис. 67). [c.79]

Этот угол обозначается обычно буквой со и называется у г-довым расстоянием перицентра от узла ). Наконец, угол нутации триэдра (О т] ) есть угол между положительными направлениями осей 0 и Ог. Этот угол равен также углу, который плоскость орбиты образует с основной плоскостью [ху) и называется поэтому наклонением или наклонностью орбиты и обозначается обыкновенно буквой / ). [c.444]

Положение плоскости эллиптической орбиты почти всегда определяют величинами Q и г, т.е. долготой восходящего узла и наклонностью орбиты. Форма орбиты обычно характеризуется эксцентриситетом е, вместо которого иногда употребляют элемент ф, связанный с е соотношением [c.492]

I — наклон орбиты планеты к экватору планеты, [c.61]

Находят наклон / орбиты Марса к его экватору [c.66]

Мы получили линейное соотношение между направляющими косинусами ( os 0 OS ф, OS 0 sin ф, sin 0), откуда следует, что граектория планеты плоская. Это, впрочем, очевидно и из элементарных соображений. Если через фо обозначить долготу восходящего узла, а через i — наклон орбиты (т. е. наклон плоскости орбиты к плоскости экватора z = 0), то с помощью известных формул сферической тригонометрии (рис. 69) получим [c.349]

Рис. 12. Эле. генты орбиты планеты Р хР(,у — основная коор-дииатпая плоскость (плоскость эклиптики) Ро — центральное тело — Солнцо г — наклон орбиты планеты Р к плоскости оклиитики точка N — восходящий узел орбиты

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]

Высоты приливов для отдельных широт меняются, как os J — Vs- Для Луны главное колебание этого вида имеет период, равный приблизительно 14 суткам, следовательно, этому члену соответствует. четырнадцатисуточный лунный прилив , или. прилив по склонению. Если возмущающее тело есть Солнце, то мы будем иметь. полугодовой солнечный прилив. Необходимо отметить, что среднее значение от os J — /з по отношению к времени не равно нулю и наклон орбиты возмущающего тела к экватору вызывает как следствие постоянное изменение среднего уровня ср. 183. [c.451]

Be H i, в которую, по предположению, направлена ось Z i — наклон орбиты к экватору. [c.20]

Если наклон орбиты 90°+/ ">/>90° — / (/ 90°), то возможно достижение наименьшего из т1п (или 180° — Vmax) в двух точках в окрестности точки летнего солнцестояния и в двух точках в окрестности точки зимнего солнцестояния (причем это наименьшее значение [c.365]

На рис. 100 представлена зависимость суммарного времени освещения от достижимого наименьшего наклона орбиты v = Vmin для случая б>р при р = 5°. Из графика видно, что для каждого б существует некоторое оптимальное значение vmin, при котором время [c.372]

Солнца. Так как, кроме Солнца, планету притягивают и вс прочие тела нашей сисгемы, то получается движение, отличающееся от эллиптического и гораздо более сложное. Но во всяком случае действие Солнца есть преобладающая сила, приложенная к планете. Она значительно больше возмущающих сил, 1. е. притяжений других планет. Поэтому отступления от правильного эллиптического движения хотя замечаются при точных наблюдениях, но они очень невелики. Это позволяет применить для получения второго приближения следующий прием. Будем считать, что все-таки планета движется по эллипсу, но ч то этот эллипс медленно и постепенно изменяется. Л1ы считаем, что изменяются все элементы эллипса его большая полуось (а), эксцентриситет (е), угол наклона орбиты к неизменной плоскости (а), время обращения (Г) и т. д. все это — не постоянные величины, а функции времени. Другими словами, мы вводим понятие о мгновенном эллипсе, беспрестанно изменяющемся. Найдя первое приближение, — т. е. кеплерово эллиптическое движение,— и определив для этого эллипса те постоянные величины, которые его характеризуют (а, е, ср и т. д.), мы затем изменяем Э1И постоянные, предполагаем их функциями времени. Вот — сущность метода изменения постоянных, применяемого при изучении планетных возмущс1П1й. Конечно, тот же метод может быть применен и для других задач динамики это — общий динамйческий метод. [c.243]

Невозмущенная кеплерова орбита спутника является более простой кривой, чем промежуточная эйлерова орбита. Она представляет собой эллипс с большой полуосью а и эксцентриситетом е (рис. 16). Положение плоскости невозмущенной орбиты определяют углы Оо и , которые называются соответственно долготой восходящего узла и наклоном орбиты. Ориентацию эллипса в плоскости орбиты определяет элемент сод, который называется угловым расстоянием перигея от угла или аргументом перигея. Перигей — это точка орбиты, наименее удаленная от центра масс Земли О (рис. 17). Величины М, и ф называются соответственно средней аномалией, эксцентриче- [c.100]

Развитая в перечисленных работах теория является чисто тригонометрической, ибо она не содержит вековых членов ни в эксцентриситете, ни в наклоне орбиты спутника, и ею можно пользоваться на больших промежутках времени. Нетригонометрическая теория построена в работах А. В. Егоровой [8] и В. П. Долгачева [9]. Эта теория весьма компактна и может быть использована нри изучении движения спутника на небольших временных интервалах. [c.238]

Влияние прецессии и нутации было рассмотрено в работах И. Козаи [1] и К. Ламбека [2]. Наиболее полные результаты получены в прекрасной работе И. Козаи и X. Кино-шиты [3]. Авторами были выведены формулы, дающие возмущения элементов орбиты спутника с весьма высокой точностью. Они подтвердили тот вывод, что в практике исследования движения искусственных спутников наиболее удобной системой координат является координатная система, предложенная Г. Вайсом и К. Муром. Наклон орбиты и аргумент перигея в этой системе отсчитываются от экватора даты (момента наблюдения), а долгота узла измеряется от точки весеннего равноденствия эпохи (скажем, 1950.0) вдоль фиксированного экватора до линии [c.309]

N = npAi — угловое расстояние от точки весеннего равноденствия до восходящего узла орбиты планеты на экваторе Земли, / — наклон орбиты планеты к экватору Земли, ш — угловое расстояние между восходящими узлами орбиты планеты на экваторе Земли и на эклиптике, [c.61]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...