Параметры орбит

Начальные параметры орбит первых трех советских искусственных спутников Земли приведены в табл. 26 [1, 18]. [c.426]

Параметры орбит первых советских искусственных спутников Земли [c.426]

Уточненные параметры орбит н - X 3 X [c.445]

Пар высоких параметров 42, 45—47 Пар сверхвысоких параметров 46, 47 Параметры орбит [c.463]

В нулевом приближении лагранжиан с потенциальной энергией 1/о описывает промежуточные орбиты [56], эволюция параметров орбит определяется функцией АЦ. [c.148]

Последовательность орбит. До сих пор мы рассматривали 3, при данной конфигурации, как естественный параметр орбит. Покажем, что дJ или, в прямолинейном случае, VI — это монотонные функции [3. Формулы перехода очень просты [c.52]

Это выравнивание скоростей воспринималось с борта основного блока как торможение приближающейся взлетной ступени. Указанные выше значения импульсов и параметры орбит — расчетные, фактические значения от них несколько отличались. [c.288]

Отличительной особенностью метода численного интегрирования возмущенных координат является его универсальность. В то время как аналитические методы небесной механики применимы только в том случае, когда возмущения малы, а параметры орбит ограничены некоторыми пределами, при численном интегрировании уравнений движения вообще не возникает вопроса о характере орбит рассматриваемых тел и о величине возмущений. [c.297]

Вычисления параметров орбит планет сделаны для 1950 г., чем подчеркивается, что уже к половине XX в. могло быть подготовлено осуществление первых космических полетов. [c.218]

Основным методом при исследовании медленных изменений параметров орбит является уже знакомый нам прием разделения закона движения на основное — номинальное и небольшие возмущения, которые определяются из уравнений в вариациях. Только в отличие от быстро изменяющихся вариаций, которые мы вводили для угловых колебаний ракеты, здесь рассматриваются медленно изменяющиеся вариации, и определяются они в так называемом асимптотическом приближении. [c.326]

Сброс ГО в зависимости от располагаемого района падения и параметров орбит выведения производится на 127-207 с, высоте 70-100 км и скорости полета 1800-2200 м/с. [c.67]

Поэтому в практике космических полетов получило наибольшее распространение определение орбит и параметров движения КА с использованием внешнетраекторных измерений (ВТИ). Появление понятия ВТИ объясняется тем, что получаемая в результате измерительная информация прямо или косвенно связана с траекторией движения или параметрами орбит КА. [c.146]

Определение количества спутников в системе и параметров орбит при принятых исходных предположениях и в заданной постановке рассмотрим отдельно для систем глобального обзора, построенных на базе полярных и наклонных орбит, и систем непрерывного зонального обзора. [c.215]

Орбиты СС могут принадлежать к одному или различным классам. Принадлежность орбит к одному классу прежде всего определяют идентичностью геометрий орбит, которые могут быть заданы, в частности, фокальным параметром или эксцентриситетом. Кроме отмеченных, могут быть одинаковыми и другие параметры орбит наклонения или ориентация в пространстве = i,, = 2 , либо, наконец, одинаковая ориентация в плоскости со = щ. [c.220]

Как отмечалось ранее, для организации высокоточных навигационных определений необходимо в любой момент времени четко знать координаты (вернее, относительное положение) каждого элемента видимого созвездия СС. Параметры орбит ИСЗ СС определяют командно-измерительным комплексом как на основании расчетов, так и иа основании непосредственных измерений. Задача прогнозирования движения всех элементов [c.231]

Впервые в практике экспедиций АМС был применен и успешно отработан новый способ навигации по телевизионным изображениям естественного небесного тела сложной формы, каким является спутник Марса Фобос. Необходимость использования такого способа была вызвана требованиями к знанию взаимного расположения АМС и Фобоса с высокой точностью (в пределах 1...2 км) для организации посадки. Результаты телевизионной съемки, проводимой с борта станции, передавали на Землю, удаленную от нее на расстояние, превышающее 200 млн км, когда сигнал только в одну сторону идет более 10 мин. Обработку всей информации проводили на земле , для чего было необходимо создать соответствующий комплекс программ и моделей. Прежде всего с применением всех имеющихся данных необходимо было разработать теоретическую модель фигуры Фобоса и программно-математический аппарат, позволяющий воспроизводить ее в различных условиях наблюдений спутника при разном освещении его Солнцем с учетом имеющихся на Фобосе кратеров, которые можно было бы использовать как некоторые реперные точки. Затем следовало создать сложнейший программно-математический аппарат (фавнения теоретических н реально полученных на борту АМС телевизионных изображений Фобоса и нахождения его геометрического центра для перехода к угловым величинам. В результате решения упомянутых и некоторых других задач определялись с достаточно высокой точностью инерциальные. бортовые , углы, зависящие прежде всего от параметров орбит станции и Фобоса [c.493]

Спутник на круговой орбите радиусом Го получил приращение скорости U, направленное по радиусу. Определить ориентацию большой оси, параметр и эксцентриситет новой орбиты. [c.62]

Космический аппарат движется по орбите с параметром р и эксцентриситетом е. В точке г аппарат получил тангенциальное приращение скорости v->v = v(l + Аи/и). Найти положение большой оси новой эллиптической траектории, приращения периода и большой полуоси. [c.63]

Астероиды [3, 15]. Насчитывается около 3000 астероидов с определенными орбитами (табл. 45.11), причем 98% астероидов движутся между орбитами Марса и Юпитера, образуя пояс астероидов. Параметры их орбит [c.1204]

Для протекания реакций при низких энергиях большое значение имеет закон сохранения момента количества движения. Существенность этого закона коренится в том, что орбитальный момент относительного движения двух частиц может принимать только дискретные значения, равные (в единицах h) I = О, 1, 2,. .. Эта дискретность приводит к тому, что при низких энергиях и при ограниченном радиусе действия сил (а ограниченность радиуса действия ядерных сил следует уже из опытов Резерфорда) (см. гл. И, 1) реакция возможна лишь при значениях I, не превышающих некоторого небольшого числа. Оценку этого предельного числа проще всего получить из следующего полуклассического рассмотрения в духе квантовых орбит Бора (рис. 4.1). Момент hi налетающей на ядро частицы равен рЬ, где р — импульс частицы, а Ь — ее прицельный параметр, т. е. наименьшее расстояние, на которое приблизилась бы к частице-мишени налетающая частица, двигаясь по прямой. Реакция может произойти лишь в том случае, если Ь не [c.120]

С другой стороны, если на время отвлечемся от случая параболической и выродившейся орбит, то параметр, как известно, определится равенством [c.179]

Чтобы получить формулы, представляющие общее решение относительно каких угодно осей, очевидно, достаточно выполнить в уравнениях, полученных в п. 6 и относящихся к специальной системе осей, произвольную замену координат. Но так как на основании прямого исследования мы уже знаем геометрическую природу траектории и закон движения по ней, то будет более наглядно и более полезно для целей дальнейшего изложения заранее выбрать систему параметров (геометрических и кинематических), которые были бы удобны прежде всего для определения формы и размеров орбиты, затем положения, занимаемого ею в пространстве, отнесенном к любым осям, и, наконец, закона движения по орбите. [c.205]

Теперь нам остается только определить соответствие между последовательностью моментов времени и положениями, занимаемыми точкой Р на своей орбите. С этой целью фиксируем время прохождения через перигелий. Но заметим при этом, что часто бывает удобнее вместо подставлять некоторый параметр уже не постоянный, а переменный, линейно связанный с временем, так называемую среднюю аномалию (п. 10) [c.207]

Действительно, так как а, е, i, б, ш определяют эллипс (с фоку сом в начале координат, центре силы), описываемый при движении точкой Р, то мы можем выразить прежде всего координаты X, у, Z точки Р в функции от постоянных а, е, i, б, ш и от любого параметра, при помощи которого можно определить положение точки Р на ее орбите, например от эксцентрической аномалии и в результате мы придем к уравнениям вида [c.207]

Смысл величин р, е, т ясен из предыдущих пунктов р — параметр орби-- ее эксцентриситет, т — время [c.244]

Но движение может не быть периодическим, и тем не менее параметры орбит будут оставаться огранич. ф-ция.чи времени, т. е. планеты не уйдут на бесконечность. Именно такая снтуащш при довольно слабых ограничениях на нач. условия реализуется в Со.1неч-ной системе (В. И. Арнольд, 1961). [c.303]

МАССА—СВЕТИМОСТЬ ЗАВИСИМОСТЬ — отражает фундам. свойство стационарных звёзд., находящихся в тепловом и гидростатич. равновесии чем больше масса звезды Ш, тем выше её светимость L. Зависимость установлена А. С. Эддингтоном (А. S. Eddington, 1921). На рис. представлена М,—с. з. для звёзд г л. последовательности (см. Герцшпрунга — Ресселла диаграмма) входящих в состав двойных звёзд с известными параметрами орбит компонентов и имеющих известные болометрич. светимости. [c.52]

В третьем отделе Ньютон рассматривает движение тел по эксцентричным коническим сечениям под действием центростремительной силы, направленной к фокусу кривой. Отдельно для эллршса (предложение И), гиперболы (предложение 12) и параболы (предложение 13) доказывается, что величина силы обратно пропорциональна квадрату расстояния до центра силы. Отсюда выводится основа второго и третьего законов Кеплера, а именно Если несколько тел обращаются около общего центра сил, причем центростремительные силы обратно пропорциональны квадрату расстояния до центра, то главные параметры орбит пропорциональны квадратам площадей, описываемых проведенными к телам радиусами в одно и то же время . И в следующем предложении При тех же предположениях утверждаю, что времена оборотов по эллипсам относятся меяеду собою, как большие полуоси в степени 2 . [c.168]

Узнав с помош,ью наземных станций параметры орбит обоих космических объектов, можно произвести сближение по методу свободных траектюрий [2.14] с помош,ью двух импульсов (в относительной системе координат первый импульс — разгонный, второй — тормозной) или большего числа импульсов. При этом необходимо учитывать наличие гравитационного ветра . [c.134]

Если плоскости пачальпой и конечной орбит не совпадают, в процессе перелета между этими орбитами необходимо изменить плоскость движения. Такого вида маневры называют пространственными. Сумдтарное приращение скорости на пространственный маневр существенно больше, чем на перелет между такими же компланарными орбитами. Будем рассматривать задачу перелета менаду некомплапарными орбитами в импульсной постановке. Даже при таком упрощении общее решение оптимального перелета между некомпланарными орбитами пока не получено. Исследованы некоторые частные случаи общей задачи, например, задача перелета между круговыми некомпланарными орбитами, одно-, двух- и трехимпульсные пространственные маневры. Получены также численные решения задачи перелета для фиксированных параметров орбит, Все это позволяет установить рациональные способы выполнения пространственного маневра, оценить потребное приращение скорости на маневр и на этой основе находить решения различных прикладных задач, [c.170]

Движение ИСЗ можно описать в различных системах координат. От выбора конкретной системы координат, используемой для математического описания движения ИСЗ, зависит как сложность алгоритма вы шслеиия правых частей дифференциальных уравнений движения, так и удобство расчетных формул для определения параметров орбит. В итоге выбор системы координат определяет быстродействие используемого метода точ-ного расчета элементов орбиты ИСЗ. [c.187]

Второй проблемой создания высокоорбитальной навигационной системы является высокоточное определение и прогнозирование параметров орбит навигационных спутников [88]. [c.196]

Параметры орбит как отдельных ИСЗ, так и спутников, образующих сетевую систему, могут быть сведены к совокупности орбитальных параметров и кинематических характеристик, отражающих характер решаемой спутниковой системой (СС) целевой задачи. Нахождение кинематических характеристик яв. ляется начальным этапом баллистического проектирования СС. Однако прежде необходимо дать определение общего понятия баллистические характеристики СС , под которым принято понимать [81] совокупность (множество) параметров, определяющих процесс выведения ИСЗ на рабочие орбиты, орбитальные параметры и кинематические характеристики (трассы ИСЗ, зоны видимости, параметры взаимного положения рабочих орбит в СС и т. д.). Структура орбит СНС в общем случае может быть определена совокупностью кеплеровых элементов в центральном поле тяготения без учета возмущающих факторов со , е,, при I = 1,. .., N. Такую орбитальную структуру называют промежуточной. Иногда вместо последнего элемента нспользуют начальное значение истинной аномалии определяющее положение ИСЗ иа орбите в момент времени t = tQ. Для различных частных случаев построения структуры орбит ИСЗ максимальное количество элементов, характеризующих заданную орбитальную структуру, может быть сокращено за счет ограничений, налагаемых на отдельные элементы орбиты. Например, в случае нахождения п спутников иа одной и той же орбите элементы , р, е, со для них будут одинаковыми. Кинематические характеристики, отражая требование выполнения поставленных перед СС целевых задач, должны быть соответствующим образом увязаны с орбитальными параметрами. [c.206]

Номер варианта Общее Н З Число плоскостей орбиты Число НИСЗ в плоскости Параметры орбит [c.225]

Рис. 9.25. Орбиты проходящие через общую точку Р и имеющие в этой точке норч маль ОР, где О — центр действия силы. Если vo — скорость на круговой орбите, то параметр а определяется из следующего равенства vрКа)=

Первой космической или круговой скоростью называется та наименьшая скорость, которую нужно сообщить телу на геоцентрическом расстоянии, равном радиусу Земли, для того чтобы оно могло стать искусственным спутником Земли. Такой скоростью обладает спутник Земли, обращающийся вокруг нее по кругомой орбите. Так как эксцентриситет круговой орбиты е = О, а ее фокальный параметр равен радиусу орбиты р = го, то из формулы (24.16) получим [c.431]

Параметры (элементы орбит) ПервыИ спутник Второй спутник Третий спутник [c.426]

Так как первые пять эллиптических элементов однозначно определяют орбиту по форме, размерам и положению, а параметр I (или f ) определяет изменение с течением времени положения на орбите, то очевидно а priori, что координаты х, у, z движущейся точки будут выражаться в функции от этих шести элементов. Мы не будем здесь останавливаться на изложении явного определения этих выражений, а только покажем, что, для того чтобы их найти, достаточно присоединить к чисто геометрическому рассмотрению уравнение Кеплера (п. 10). [c.207]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...