Спутник суточный

Для этого спутника суточные вековые изменения составляют [c.303]

При запуске космических ракет н искусственных спутников существенное значение имеет географическое расположение стартовой площадки. Так, при запуске спутника в восточном направлении скорость, сообщенная ему ракетой, складывается с линейной скоростью поверхности Земли, обусловленной суточным вращением Земли. Прирост скорости за счет вращения Земли приближенно выражается формулой [c.121]

Какую скорость должен получить круговой спутник Земли, обращающийся в плоскости экватора, для того чтобы он все время находился над одним и тем же пунктом экватора На какой высоте должен быть запущен такой суточный спутник [c.69]

Метод старта с орбиты спутника свободен от энергетических ограничений на направление разгона. Любое направление вектора скорости получается надлежащим выбором времени запуска на промежуточную орбиту спутника (что дает как бы прицеливание по азимуту путем поворота промежуточной орбиты вместе с Землей в ее суточном движении) и выбором времени старта с орбиты спутника (что дает как бы прицеливание по углу места за счет того, что уход с орбиты спутника происходит в таком месте, где движение по орбите спутника имеет нужное направление). Разгон космического аппарата как при выведении на орбиту спутника, так и при уходе с нее происходит при минимальных углах наклона к местному горизонту и обеспечивает максимальное использование энергетических возможностей ракеты-носителя. Освоение советскими [c.269]

В настоящее время пассивные методы прочно вошли в арсенал технических средств, применяемых для стабилизации искусственных спутников. Эти методы, не требующие затрат рабочего тела и либо совсем не связанные с затратой энергии, либо требующие минимальных затрат, оказываются весьма эффективными, когда требуется поддерживать определенную ориентацию спутника в течение длительного периода времени и точность порядка нескольких градусов является достаточной. Системы стабилизации, основанные на использовании пассивных методов, обычно оказываются достаточно легкими как абсолютно, так и в долях веса спутника, что особенно существенно для небольших спутников, в том числе для спутников, предназначенных для проведения научных -исследований. Пассивные методы стабилизации весьма эффективны также на спутниках с большим временем активного существования, используемых для осуществления телепередач, телефонной и радиосвязи между континентами, на метеорологических спутниках. Увеличение точности, выход в диапазон высот от 500 км до суточных орбит, упрощение и повышение надежности, использование в пассивных системах стабилизации некоторых элементов активных систем приведет к дальнейшему расширению области применения пассивных методов. [c.303]

Рассмотрим теперь численные значения возмущений. В качестве примера возьмем спутник, для которого х = = 0,16 см 1г ). Результаты вычислений представлены графиками на рис. 29 и 30, которые дают суточные изменения элементов а, еш М в зависимости от высоты перигея В табл. 23 приведены суточные изменения этих элементов для — 500 км и разных значений (,. [c.261]

Итак, элементы i, Q и со подвержены долгопериодическим возмущениям, а элемент i к тому же имеет чисто вековое неравенство. Если принять, что угловая скорость вращения атмосферы равна угловой скорости вращения Земли, то в случае спутника, для которого % = 0,16 см 1г, е = 0,1, йп = 200 км, i = 90°, суточное изменение t за счет векового неравенства равно — 0°, 0004. [c.267]

Поскольку р, имеет порядок 0,1, то вклад этих изменений в полные возмущения от сопротивления атмосферы, составляет около 5%. Так, для спутника с высотой перигея 200 кж и е = 0,1, а и = 0,16 см 1г суточные изменения элементов а и е за счет этого эффекта равны —153 м и —0,183-10" соответственно. [c.271]

Журавлев С. Г., Аналитическая теория движения суточного спутника. Часть I. Промежуточная орбита. Проблемы механики управляемого движения, вып. 1, стр. 68, Пермь, 1972. [c.350]

Ж у р а в л е в С. Г., Аналитическая теория движения суточного спутника. Часть II. Вековые, долгопериодические и короткопериодические возмущения, Проблемы механики управляемого движения, вып. 1, стр. 85, Пермь, 1972. [c.350]

Частным случаем синхронного спутника является суточный спутник — с периодом обращения, равным звездным суткам. В случае, если его орбита круговая, ее средняя высота (Земля сплюснута у полюсов ) должна составлять 35 793 км (радиус орбиты 42 164 км). Круговая скорость на этой высоте 3075 м/с. [c.109]

Рнс. 33. Трассы суточных спутников с круговыми орбитами [2.81. [c.109]

На рис. 33 показаны трассы пяти суточных спутников с круговыми орбитами, обладающими наклонами 60, 40 и 20°. Эти трассы- восьмерки не опоясывают земной шар, а лежат на одной его стороне (при обратном движении дело бы обстояло иначе) [2.81. [c.109]

Если в апогее эллиптической орбиты сообщить еще одно приращение скорости, то можно перевести спутник на новую орбиту. В частности, если довести скорость в точке D до местной круговой, то спутник перейдет на круговую орбиту 3. Если точка D находится на высоте 35 793 км, то мы получим суточный спутник с орбитальной скоростью 3,08 км/с, а если вдобавок космодром/ и орбита находятся в плоскости экватора, то — стационарный.(Говоря о высоте, пренебрегаем экваториальным вздутием.) Если же точка А не находится на экваторе (как и было всегда до сих пор), то понадобится в момент пересечения экваториальной плоскости еще одним импульсом исправить положение плоскости орбиты. Положение точки С на промежуточной орбите 1 выбирается с таким расчетом, чтобы стационарный спутник находился над заданной точкой экватора. Обычно вследствие погрешностей в периоде обращения спутника это удается не сразу. Спутник начинает медленно дрейфовать на восток или на запад, и необходимы дополнительные коррекции орбиты, чтобы остановить его над заданной точкой, а впоследствии и компенсировать неизбежные возмущения. [c.114]

Вернемся, однако, к моменту, когда спутник, двигаясь по промежуточной орбите 2, достиг точки D (не обязательно на высоте 35 793 км). Теперь можно превысить с помощью бортового двигателя местную круговую скорость, и тогда точка D станет перигеем новой эллиптической орбиты 4. Таким путем выводятся спутники на эллиптические орбиты с высокими перигеями. В качестве примера можно указать американский суточный астрономический спутник ШЕ, запущенный 26 января 1978 г. на орбиту с перигеем на высоте 25 ООО км и апогеем на высоте 46 ООО км. [c.115]

Специально биологическими были второй советский спутник (1957 г.) со знаменитой Лайкой на борту (первый биоспутник в истории), Космос-110 (1966 г., две собаки, 22-суточный полет), Космос-368 (1970 г.), Космос-573 (1973 г.), Космос-605 (1973 г., лабораторные животные и другие объекты), Космос-690 (1974 г., крысы в условиях искусственного облучения радиоизотопным источником), Космос-782 (1975 г.), Космос-936 (1977 г.). На двух последних спутниках помещались вращающиеся центрифуги, создающие искусственную тяжесть (см. 3 гл. 7), под воздействием которой находились насекомые, растения, рыбы, микроорганизмы на Космосе-782 и 10 крыс на Космосе-936 . В США выводились спутники Биос-2 (1967 г., насекомые и растения), Биос-3 (1969 г., макака — погибла после экстренного спуска по неясной причине), ОРО-1 (две лягушки). Подопытные животные помещались на кораблях-спутниках при испытательных полетах, предшествовавших полету человеку (собаки и кролики в СССР, обезьяны в США). [c.159]

Увеличение скорости отлета с Земли приводит к увеличению скорости входа в сферу действия Луны и к увеличению энергетических затрат на запуск спутника Луны. Предполагая по-прежнему скорость истечения равной 3 км/с, найдем для случая отлета с Земли с параболической скоростью (2-суточный полет), что для выхода на круговую орбиту высотой 10 км требуется затратить топливо, составляющее 34% массы космического аппарата. [c.243]

К сожалению, однако, дело обстоит сложнее, чем может показаться. Логарифмическая спираль пересекает орбиту Земли (как и другие орбиты) под некоторым углом. Например, для указанного выше случая 247-суточного перелета этот угол должен составлять 8,5°. Для соответствующего направления гелиоцентрической скорости выхода из сферы действия Земли геоцентрическая скорость выхода должна, как показывает несложный расчет, равняться 4,4 км/с [4.29]. Но может ли аппарат с солнечным парусом, стартовавший с околоземной орбиты, выйти к границе сферы действия Земли с такой скоростью Это сомнительно. Скорее всего эту скорость придется добавлять с помощью химического двигателя. Но тогда уж проще добавить эту скорость в нужном направлении и достичь Марса за гораздо более короткое время. По аналогичной причине понадобится дополнительный тормозной импульс при достижении планеты назначения, чтобы стал возможным выход на орбиту ее искусственного спутника. [c.347]

В задачах механики космического полета часто используется понятие суточного числа витков спутника N), т. е. ближайшего целого числа витков (с округлением), которое совершает спутник за одни сутки. Поскольку Земля за сутки поворачивается на угол 2я, а смещение спутника по долготе за один виток есть АЯв, суточное число витков — это ближайшее целое число, определяемое отношением 2я/АЯв [c.128]

Суточный спутник. Если сидерический (звездный) период обращения спутника равен звездным суткам Т = 23 час 56,07 мин), то спутник называют суточным, или синхронным. Трасса невозмущенного движения суточного спутника является замкнутой кривой, т. е. трассы всех последующих витков совпадают с трассой первого витка. В этом случае можно получить простое соотношение, связывающее текущие координаты трассы. [c.130]

Пусть в начальный момент времени и спутник находится в восходящем узле круговой суточной орбиты (точка В на рис. 4.8). В момент времени t трасса пройдет через точку О, для которой [c.131]

Орбитальная угловая скорость суточного спутника равна угловой скорости вращения Земли соз. Отсюда можно найти время перемещения по трассе из точки В в точку О [c.131]

Из формулы (4.4.22) следует, что при каждом пересечении трассой спутника экватора (фо = 0) долгота точки одна и та же Яо = -=Яв. Поэтому трасса спутника имеет вид восьмерки , т. е. представляет собой замкнутую двойную петлю, причем одна петля расположена в северном полушарии, а вторая в южном. На рис. 4.11 построены трассы суточных спутников в северном полушарии при различных наклонениях орбиты [7]. В южном полушарии картина аналогична. [c.132]

Спутник, свободный от сноса. На спутник действуют два типа сил гравитационные и поверхностные. В отсутствие поверхностных сил спутник должен двигаться по траектории, называемой геодезической. Если внутрь пологого корпуса поместить пробное тело, то оно будет двигаться по геодезической траектории. Как заставить спутник повторить движение тела С этой целью на оболочке размещают газовые двигатели и датчики, корректирующие ее положение так, чтобы тело всегда оставалось в центре масс спутника. Первый такой спутник Triad-1 запущен в США (1972 г.). Это устройство представляло собой развитие модели искусственной планеты, предложенной К. Шварцшильдом. Небольшой уход спутника с геодезической траектории (200 м/мес) позволяет ставить вопрос о проверке эффектов теории тяготения [36]. Для обычных спутников суточная поправка составляет сотни метров. [c.49]

Космический аппарат типа Океан-0 (рис.7.5) имеет ци п1ндричес-кий корпус высотой 3 м и диаметром 1.4 м. Спутник стабилизирован но трем осям с точностью 0.75—1.0 при этом точность определения орис н-тации составляет 0.03 . Средняя суточная мощность энергетической установки находится в пределах 110—270 Вт. Масса спутника достигает 1900 кг, из которых около 550 кг приходится на полезную нагрузку. [c.253]

По данным, опубликованным в печати, 9 ноября 1957 года ракета-носитель первого искусственного спутника имела перигей на высоте 210 км, а апогей на высоте 695 км. Суточное уменьшение периода обрап ения составляло 6,3 сек в сутки. Дайте прогноз вероятной даты падения этой ракеты на Землю. Сравните с точной датой падения ракеты. [c.299]

Пусть И — высота суточного спутника над поверхностью Земли, V — его скорость, — радиус Земли. Земля делает один полный оборот вокруг своей оси за 86 164 сек. Следовательно, средняя угловая скорость вращения Земли равна 2я/861б4 рад. Такую же угловую скорость должен иметь суточный спутник, то есть [c.306]

В качестве рабочей жидкости использовался фреон-11. Назначение тепловых труб состояло в сниженит до минимума разности температур между различными ответчиками на спутнике. На основании 145-суточного периода наблюдений было установлено, что разница между максимальной и минимальной температурами ответчиков была значительно меньше, чем при подобных же условиях на запущенном ранее спутнике Geos-A, на котором не использовались тепловые [c.19]

ОПТИМАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ — управление технич. объектами, обеспечивающее наилучшее в к.-л. заранее определенном смысле протекание технологич. процесса. Каждый технологич. процесс характеризуется основными параметрами, определяющими его качество — т. н. показателями качества (такими, напр., как суточная производительность промышленного агрегата затрата топлива при выводе спутника на орбиту время, необходимое для перемещения летательного аппарата из одной точки в другую, и т. п.). При математич. описании процессов оказывается, что показатели качества являются функционалами от управляющих воздействий, рассматриваемых как ф-ции времени. Поэтому задачи, возникающие в теорпи О. у.,—это вариационные задачи о минимуме илп максимуме соответствующего функционала. Одпако одной из основных особенностей теории О. у., не позволяющей непосредственно использовать методы и результаты классич. вариационного исчисления, является необходимость учета ограничений, наложенных на управляющие воздействия и регулируемые параметры системы. Эти ограничения вызываются, нанр., тем, что мощность двигателя или отклонения управляющих рулей машины не могут в силу конструкции объекта превосходить нек-рых определенных значений. В других случаях ограничения на управляющие воздействия и параметры системы появляются в связи с наличием ряда технологич. требований (напр., недопустимость повышения темп-ры в к.-л. точке агрегата выше нек-рой заданной). Независимо [c.508]

Специальную задачу в теории возмущений от тессеральных и секториальных гармоник представляет исследование резонансных неравенств. Наиболее интенсивно эта задача разрабатывалась применительно к суточному спутнику. Ей посвящены статьи Л. Сехнала [12], Б. Мо-)андо [131—[15], Р. Аллана [16], С. Г. Журавлева [17]. 18], М. А. Вашковьяка [191, [20]. Резонансные эффекты в движении близких спутников рассматривались в работах С. Н. Яшкина [21] и Р. Аллана [22. [c.211]

Рисунки 29 и 30 показывают, что абсолютные величины возмущений очень быстро убывают с возрастанием высоты перигея к . Так, для — 200 км суточное изменение а равно — 4,2 км, а для = 500 км оно составляет лишь — 25 м. Из табл. 23 следует, что на высоте 500 км наибольшим возмущениям подверн ен элемент М. Таким образом, для далеких спутников, когда не требуется очень высокая точность, можно ограничиться только учетом изменения М. [c.261]

На рисунках 37 и 38 для спутника Эксплорер-3 даны возмущения элементов а и со за один оборот (пунктирная линия соответствует возмущениям без учета суточного эффекта, сплошная — возмущения с учетом этого эффекта). За один оборот спутника большая полуось изменилась] на —1,58 кж, а короткопериодические возмущения на этом промежутке времени могут давать отклонения в несколько сотен метров. В случае со короткопериодические возмущения могут превосходить 0°,01. [c.268]

В работе В. Г. и Е. Б. Шкодровых вычислены вековые возмущения, вызываемые притяжением атмосферы. На рис. 54 приведены суточные изменения элементов Q и и для спутника с а = 7390 км, е = 0,15, i = 50°. Соответствующие линейные смещения спутника достигают величины порядка 100 м. [c.328]

Обобщенная задача двух неподвижных центров (см. ч. VI) также допускает круговые орбиты. Их устойчивость при постоянно действующих возмущениях исследована в работах [135], [136], [137], а для случая предельного варианта задачи двух неподвижных центров в [138]. Названная задача допускает в качестве частных рещений так называемые эллипсоидальные и ги-перболоидальные орбиты [47]. Эти орбиты лежат на эллипсоиде или на гиперболоиде вращения. Первые располагаются между двумя параллелями, и если являются периодическими, то после некоторого числа оборотов замыкаются, в противном случае имеем обмотку части эллипсопда. Гиперболоидальные траектории не являются спутниковыми орбитами, так как при оо материальная точка удаляется на бесконечность. С помошью связки интегралов В. Г. Демин [87] показал, что эллипсоидальные орбиты устойчивы по отношению к большой полуоси и эксцентриситету эллипсоида и гиперболоида, на которых происходит движение спутника. Устойчивость движения стационарных (или суточных) спутников рассмотрена в [89], [137]. [c.848]

Наконец, частным и чрезвычайно важным в практическом отношении случаем суточного спутника является стационарный спутник, круговая орбита (с прямым обращением) которого лежит в плоскости экватора. Трасса такого спутника вырождается в точку на экваторе. Стационарный спутник неподвижен в системе отсчета, связанной с враищющейся Землей. С учетом размера экваториального вздутия (но без учета его притяжения) высота стационарной орбиты над земной поверхностью равна 35 786 км. [c.109]

Для посадки на Марс с орбиты его спутника желательно, чтобы направление обращения спутника совпадало с направлением вращения Марса вокруг его оси. Нетрудно сообразить, что для этого точка входа в сферу действия Марса (расположенная, как мы знаем, на фронтальной ее части) должна находиться с внутренней стороны орбиты Марса. Напомним, что суточное вращение Марса совпадает по направлению с его движением вокруг Солнца (прдтив часовой стрелки, если смотреть на Солнечную систему со стороны северного полюса небесной сферы). [c.375]

Увеличение суммарной характеристической скорости при сокращенных длительностях полетов (по сравнению с дважды гомановской схемой) делает в случае использования ЖРД в марсианском корабле обязательным монтаж корабля на околоземной орбите, даже если речь идет только о выходе на орбиту спутника Марса (конечно, при реактивном торможении). Для 425-суточной экспедиции с пребыванием в окрестности Марса в течение 20 сут и при условии, что используется фторо-водородное топливо, начальная масса корабля на околоземной орбите равна примерно 1000 т в неблагоприятный период (1980 г.) и 670 т в благоприятный период (1986 г.), что требует запусков четырех— шести модифицированных ракет Сатурн-5 [4.102]. [c.455]

Рис. 4.И. Трасоь. в северном по- Ростью, что и Земля. Поэтому для лушарии суточных круговых наблюдателя, который находится на спутников Земли поверхности Земли, спутник кажет-

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...