Параметры орбит искусственных спутников Земли п Лун

До сих пор орбита спутника принималась невозмущенной. Однако фактические орбиты искусственных спутников эволюционируют под влиянием различных возмущающих факторов. Для орбит искусственных спутников Земли наиболее существенными возмущаю-шими факторами являются влияние атмосферы и влияние сжатия Земли. Как известно [61], влияние атмосферы в первом приближении не вызывает изменения положения орбиты в пространстве, а вызывает только эволюцию формы орбиты. Такая эволюция орбиты при исследовании вращательного движения спутников легко может быть учтена параметрически (введением в соответствующие формулы вместо постоянных значений фокального параметра Р и эксцентриситета е медленно меняющихся со временем значений Р и е). Сжатие Земли вызывает [61] изменение положения орбиты в пространстве, и учет влияния этого изменения на эволюцию вращательного движения спутника нужно рассмотреть специально. [c.251]

Искусственный спутник Земли выведен на эллиптическую орбиту, апогей которой находится на расстоянии Н от поверхности Земли, а перигей — на расстоянии h. Найти элементы орбиты спутника (эксцентриситет е и параметр р). [c.73]

ДВИЖЕНИЕ ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКОВ ЗЕМЛИ 1. Параметры орбиты [c.89]

Используя чис.човые данные приложения И, вычислите в первом порядке значения скоростей изменения (в градусах за сутки) аргумента перигея w и прямого восхождения восходящего узла Q искусственного спутника Земли, параметры орбиты которого таковы а — 1,.30262/ , -- 0,16561, i = 32° 52 R — экваториальный радиус Земли). [c.338]

Ряд геофизических и динамических задач, связанных с освоением и изучением космического пространства, требует анализа вращательного движения искусственных космических объектов относительно центра масс. Так, например, исследование излучений Солнца возможно лишь при наличии освещения Солнцем приборов, установленных на искусственном спутнике, а условия освещенности зависят от движения спутников относительно центра масс. От положения спутника относительно набегающего потока зависят показания различных приборов, предназначенных для изучения состава и строения верхней атмосферы положение спутника относительно магнитного поля Земли влияет на показания магнитометров. Движение около центра масс влияет также на средний коэффициент аэродинамического сопротивления и, следовательно, на параметры орбиты и время существования спутника есть также ряд других задач, требующих знания ориентации спутника в пространстве. [c.9]

Расчеты оптимальных вариантов траекторий запуска искусственных спутников, которыми автор занимался еще в конце 20-х и начале 30-х годов, приводили всегда к одному и тому же выводу операция выведения на орбиту спутника должна быть окончена на высоте около 200 км. Поэтому, начиная с первой редакции этой книги, законченной в 1933 г., и кончая работами последних лет, мой стандартный круговой искусственный спутник обращается на высоте 200 км. Более полусотни таких спутников было запущено до середины 1965 г. со средним отклонением основных параметров (расстояние перигея и апогея от центра Земли, величина полуоси, период обращения) менее 1%. Что касается эллиптических орбит искусственных спутников, то в моих трудах стандартная высота перигея неизменно оставалась на уровне 200 км. Практика запусков многих советских спутников на всем протяжении космической эры полностью подтвердила эти расчеты. [c.226]

Котельн и ковВ.А. и др.. Использование эффекта Допплера для определения параметров орбиты искусственных спутников. Сб. Искусственные спутники Земли , вып. 1, 1958. [c.333]

Одним из таких путей оказалось использование классической задачи двух неподвижных центров, связь которой с задачей о движении в поле земного притяжения была установлена в конце 50-х годов одновременно в СССР и в США. Было показано, что потенциал Земли может быть приведен надлежащим выбором некоторых параметров к потенциалу двух неподвижных центров, имеющих комплексные массы и разделенных комплексным расстоянием. Так как задача двух неподвижных центров полностью проинтегрирована еще Эйлером, появилась возможность применить известные классические формулы к новой, более общей задаче, и тем самым построить стройную аналитическую теорию, дающую промежуточную орбиту искусственных спутников Земли, более близкую к действительной их орбите, чем ббычный кеплеров эллипс. [c.359]

Увеличение высоты полета космических кораблей до 1000 км и более, связано с возрастанием радиационной опасности. Интенсивность излучения, захваченного геомагнитным полем Земли на этих высотах, достаточно большая, поэтому эксперименты по дозиметрии при полете спутников па таких высотах представляют особый интерес. Исследования по дозиметрии на этих высотах были осуществлены в СССР с помощью специального искусственного спутника Земли Космос-110 . Спутник был выведен на околоземную орбиту 22/П и приземлился 16/111 1966 г. Основная цель эксперимента — проведение медико-биологических исследований на подопытных животных (собаки Ветерок и Уголек). Параметры орбиты, на которую был выведен спутник, следующие начальный период обращения 95,3 мин, высота апогея 903 км, высота перигея 187 км, наклонение орбиты 51,9°. [c.279]

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]

Искусственный спутник Земли движется по эллиптической орбите с эксцентриситетом ео и параметром ро- В некоторый момент спутнику сообщается касательный импульс Aq = Хтпу где V — скорость спутника в этот момент. Найти параметры новой орбиты спутника, если в момент приложения импульса спутник находился на расстоянии Н от поверхности Земли, а угол между вектором скорости V и радиус-вектором был равен р. [c.74]

В. С. Новоселовым (1963), а оптимальный компланарный перелет между орбитами — С. Н. Кирпичниковым (1964). Условия оптимального-импульсного перехода космического аппарата, тормозяш,егося в атмосфере планеты, на орбиту искусственного спутника, были подробно, проанализированы В. А. Ильиным (1963). Позже В. А. Ильин (1964, 1967) и В. С. Вождаев (1967) рассматривали задачу определения оптимальной траектории перелета между компланарными круговыми орбитами с использованием методики сфер действия и получили простые алгебраические соотношения между эксцентриситетами и фокальными параметрами для одно- и двухимпульсных перелетов. Еш е одно интересное исследование В. А. Ильина (1967) посвящено приближенному решению задачи синтеза траектории близкого облета Луны с возвращением в атмосферу Земли. В этом исследовании успешно используется замена движения космического аппарата в сфере действия Луны — разворачивающим импульсом поля тяготения Луны. [c.274]

Эллиптические орбиты искусственных спутников Марса предоставляют большие возможности для исследования планеты. Их параметры подбираются с учетом требований наблюдений Марса (в частности, учитывается соотношение периода обращения спутника с марсианскими сутками), радиосвязи с Землей (соотношение периода с земными сутками), желательности или нежелательности затемнения Марсом Земли (первое полезно для радиопросвечивания атмосферы Марса), удобства ориентации на звезду Канопус (не должен мешать свет Марса и его естественных спутников) и т. д. При выборе высоты перицентра в США учитывалось требование 17-летнего карантина (в течение этого срока""космический аппарат не должен был упасть на Марс минимальная высота 800 км), а также ограниченность запасов топлива — тормозной импульс вместе с корректирующими не должен был превышать 1,65 км/с [4.401. В случае, если намечается последующий сход с орбиты для возврата к Земле (как, например, при полете человека, см. главу 22), орбита должна соответствующим образом выбираться. [c.374]

Проведенный в предыдущих параграфах анализ позволяет произвести оценку возможностей одноступенчатой ракеты в отношении подъема полезного груза в космическое пространство. Правда, при выводе груза на орбиту спутника Земли или на траекторию полета к Луне участок активного полета не будет прямолинейным, однако при соответствующем усреднении величины os 0 для приближенного определения конструктивных параметров ракеты, позволяющих достигнуть требуемой скорости, все же можно воспользоваться уравнением (1.14). Оценим сначала требуемое значение х корости ракеты в конце активного участка. Согласно работе [18] Для вывода искусственного спутника Земли на круговую орбиту высотой 200 миль (322 км) — минимальная высота, на которой еще возможно достаточно длительное существование спутника без чрезмерных потерь энергии от трения о воэдух,— необходима конечная скорость 25 400 фут сек ( 7,8 км/сек). При запуске ракеты с экватора в восточ- ном направлении за счет вращения Земли можно получить даром скорость около 1 500 фут/сек (- 460 jtt/сек), так что сама ракета должна будег развить скорость лишь около 24 000 фут/сек (7,35 км/сек). Для полета к Луне минимальная потребная скорость ракеты при использовании скорости вращения Земли составит около 34 ООО фут/сек (10,4 км/сек). [c.30]

Столь же значительным для исследования космического пространства и будущих космических полетов явился осуществленный 7 апреля 1968 г. запуск советской автоматической станции Луна-14 — искусственного спутника Луны, выведенного на се.леноцентрическую орбиту с параметрами 870 км в апоселении и 160 км в периселении. Совершая облеты Луны с периодами обращения 2 час 40 мин, она передает информацию, необходимую для уточнения гравитационного поля и формы Луны, определения соотношения масс Луны и Земли, разработки точной теории дви- [c.451]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...