Движение гиперболическое орбитальное

Значения X, Y, Z приводятся в ежегодниках, а формулы для вычисления орбитальных координат g и т] в случае эллиптического, гиперболического и параболического движений были рассмотрены в 2.01—2.04. [c.230]

Даны элементы орбиты (см. ч. II, 1.04) а, е к Mq (средняя аномалия в эпоху to в случае эллиптической орбиты) или т (момент прохождения через перигелий в случае гиперболической орбиты). Задача состоит в вычислении прямоугольных т] и полярных г, V орбитальных координат небесного тела, движущегося по такой орбите, на некоторый момент t. Начало системы координат т) совпадает с Солнцем S ось Sg направлена на перигелий, ось 5т] повернута по отношению к оси 5 на 90° по ходу движения небесного тела. Угол v представляет собой истинную аномалию. [c.247]

Ул2 приращения скорости КА, порождаемой орбитальным движением Луны за время полета КА в ее сфере действия. С учетом соотношения (7.2.13) и симметрии гиперболической траектории вычислим модуль разности векторов гиперболического избытка скорости КА в точках выхода и входа на сфере действия Луны [c.268]

Несмотря на то, что эти идеи Джинса достаточно запутаны, тем не менее может возникнуть случай, когда форма Якоби становится обыкновенным образом неустойчивой, и небольшое возмущение в конечном итоге приведёт к её делению на две массы. Такое деление всё-таки произойдёт, когда одиночная система обладает большим угловым моментом, чем ей это необходимо для существования в виде устойчивой массы. Масса должна каким-то образом избавиться хотя бы от части углового момента, и его передача орбитальному движению разделившихся частей является, очевидно, вполне возможным способом выхода из этой ситуации. Кроме отделения части массы, никакого другого физически возможного способа решения этой проблемы никогда не предлагалось. Но и в этом случае всё ещё необходимо разобраться в проблеме, касающейся столкновений и воссоединений частей. Если для простоты исследования допустить деление на две массы, то единственный путь избежать последующего их слияния такой первоначальная скорость деления должна быть настолько большой, чтобы удалить части на бесконечность, т.е. они должны иметь начальную скорость разделения, сравнимую с гиперболической . Если бы с самого начала этого не произошло, то столкновение и воссоединение масс обязательно привели бы к диссипации энергии и сделали бы систему более неустойчивой, чем до сих пор. (Окончательным результатом действия диссипации из-за столкновения было бы увеличение плотности, а это было бы равносильно возрастанию углового момента без изменения плотности.) Далее следовало бы деление с большей интенсивностью, пока не был бы достигнут такой уровень распада, чтобы части разлетались с гиперболической скоростью. Судя по всему, другого пути перехода системы к но- [c.213]

Пусть ракета, стартовавшая с Земли, входит в сферу преобладающего лунного притяжения с нулевой скоростью относительно Земли вследствие орбитального движения Луны скорость ракеты относительно нее будет гиперболической. Поэтому ракета быстро проскочит район преобладающего притяжения Луны и, описав некоторую петлю или иную фигуру, начнет падать к Земле. Если же ракета подходит с нулевой скоростью к седловой точке, в которой притяжения Земли и Луны взаимно уравновешены, то влияние Луны на нее никак не скажется и она начнет падать обратно на Землю, тогда как Луна пройдет мимо. Единственным местом, где ракета может войти в сферу лунного притяжения при нулевой относительно Земли скорости, является окно с радиусом, равным эффективному радиусу Луны, находящееся прямо впереди Луны по ее орбите. В этом случае гиперболическая по отношению к Луне траектория ракеты встретится с лунной поверхностью. [c.84]

Нетрудно определить величину изменения орбитальной энергии в процессе гиперболического прохождения. Энергия движения по первоначальной орбите относительно центрального тела М равна [c.196]

Может оказаться, что в момент прохождения точки старта через заданную орбитальную плоскость азимут возможного направления взлета будет отличаться от требуемого направления. В этом случае следует дождаться, пока точка старта, пройдя некоторый путь вместе с вращающейся Землей, вновь не окажется в точке, откуда возможен уход по заданной гиперболической орбите. Так как точка старта в своем суточном движении дважды пересекает плоскость орбиты ухода, второй старт будет [c.216]

Н—дополнительный угол гиперболической орбиты к—постоянная анергии орбитального движения г—наклон орбиты [c.264]

КМ от ближайшего спутника Юпитера — Амальтеи, а еш,е через 17 мин зашел на 91 с за спутник Ио, и было осуш,ествлено радиопросвечивание его атмосферы. Космический аппарат вышел из сферы действия Юпитера примерно в направлении его орбитального движения с гиперболической гелиоцентрической скоростью 22,1 км/с. Аппарат покинет Солнечную систему с остаточной скоростью на бесконечности У = И,3 км/с, направленной в сторону созвездия Тельца. В 1979 г. он пересек орбиту Урана, а в 1987 г. должен пересечь орбиту Плутона (нигде не встретив планет). [c.421]

После оптимального гравитационного разгона в сфере действия Луны КА имеет гиперболическую геоцентрическую скорость. Поэтому он неограниченно удаляется от Земли. С учетом орбитального движения Луны в течение месяца можно обеспечить приращ ение [c.272]

Рассматривается также маневр ухода или захвата посредством приложения двух импульсов тяги. Показано, что практические соображения зачастую ограничивают возможность следования по оптимальным орбитам, особенно в случае старта с Земли, Движение по гиперболической траектории в гравитационном поле планеты-цели (без маневра захвата) будем называть гиперболическим прохождением. Ниже будет рассмотрено влияние гиперболического прохождения на траекторию косвдческого корабля, особенно па изменение энергии его орбитального движения, эксцентриситета и ориентации большой оси орбиты. Гиперболическое прохождение можно использовать для увеличения или уменьшения скорости движения корабля, а также для изменения направления его движения, что позволило бы уменьшить затраты топлива на необходимые преобразования гелиоцентрической траектории. [c.185]

Быстрые перелеты во внешние области солнечной системы. Из всех профилей, изображенных на рис. 6.50, последние два 14 и 15), представляющие собой траектории кеплерова движения, в основном предназначены для полетов во внешние районы солнечной системы. По всей вероятности, такие баллистические траектории больше подходят для полетов автоматизированных зондирующих ракет к Юпитеру и Сатурну (задачи 4-й группы), чем для полетов человека в необъятные глубины внешней части солнечной системы. Так как полет по траекториям профиля О требует колоссальных затрат времени, как это видно из рис. 6.43, в данном случае желательно, чтобы переходная гелиоцентрическая траектория была почти параболической или даже гиперболической. На рис. 6.58 представлена зависимость времени перелета от начальной гелиоцентрической скорости (взятой по отношению к величине круговой скорости на орбите Земли) при одностороннем полете к планетам юпитеровой группы. Кружки с точками в центре, находящиеся в левой части графика, соответствуют полетам к Юпитеру, Сатурну и Урану по минимальным траекториям. Наиболее характерной особенностью этих графиков является резкое уменьшение времени перелета при возрастании начальной скорости до параболической. Выход на параболическую траекторию требует добавления к круговой орбитальной скорости на орбите Земли, равной 97 700 фут/сек, еще около 40 ООО фут/сек, это значит, что скорость после выхода с заданной спутниковой орбиты высотой 300 морских миль должна быть равной примерно 53 100 фут/сек, т. е. требуемое приращение скорости должно составить 53 100—24 900 = 28 200 фут/сек. Из графика на рис. 6.42 видно, что для профиля О начальный прирост скорости при полете к Юпитеру равен примерно 21 500 фут/сек, при полете к Сатурну —27 ООО фут/сек и к Урану — 25 ООО фут/сек. Поэтому добавочная ступень, обеспечивающая прирост Лу = 6700 фут/сек, могла бы уменьшить время перелета к Юпитеру с 2,9 года до 2,1 года при приросте Аг = 3200 фут/сек — время перелета к Сатурну с 6 лет до 2,7 года при приросте [c.227]

Гелиоцентрическая скорость отрыва от планеты равна Fi, а начальная гелиоцентрическая скорость движения корабля равна орбитальной скорости планеты U. При нетангенциальном гелиоцентрическом уходе угол между векторами 7 и Fi есть Та компонента гелиоцентрической скорости, которую нужно прибавить к и, чтобы получить Fi, представляет собой гиперболический избыток скорости Voo, остающийся после выхода корабля из поля притяжения планеты (рис. 6.40 и 6.33) [c.252]

Д.2. Анализ ошибок при движении в ноле двух притягивающих центров. Вектор разности между орбитальной скоростью планеты I] и начальной гелиоцентрической скоростью космического корабля определяет величину гиперболического избытка скорости для обеспечения которого корабль должен обладать со ответ ст ву ющнми характер и-стиками [c.259]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...