Наклон к экватору

Положение галактического экватора (на рис. 6 он обозначен через ММ ) определяется долготой восходящего узла N и наклоном к экватору I и известно лишь приближенно поэтому галактические координаты светил определяются с точностью до 0°,01. [c.28]

Значения большой полуоси а в тыс. км и сидерического периода Р в средних солнечных сутках заимствованы из [137]. Значения эксцентриситета е и наклона к экватору центральной планеты —из [140], значения масс т с вероятными ошибками в долях массы центральной планеты — из [134]. Звездочкой отмечены спутники, обладающие обратным движением. [c.509]

Из интеграла площадей, записанного с помощью полярных координат (2.2.14), следует, что угловая скорость спутника увеличивается по мере приближения к притягивающему центру и уменьшается при удалении от него. Эта закономерность использована в системе телевизионной связи Орбита , включающей приемо-передающие станции на территории Советского Союза и спутники связи типа Молния . Спутники выводятся на траекторию, у которой самая близкая к поверхности Земли точка находится в южном полушарии на высоте около 500 км, а наиболее удаленная точка находится в северном полушарии на высоте около 40500 км, плоскость орбиты наклонена к экватору под углом 63°, Поэтому спутники медленно перемещаются по небесной сфере в северном полушарии, что увеличивает располагаемое для связи время и одновременно улучшает условия работы поворотных антенн наземных станций, отслеживающих движение спутника. [c.37]

Траектория видимого движения Солнца лежит в плоскости эклиптики, которая наклонена к экватору (вдоль которого измеряется часовой угол Солнца) под углом приблизительно 2Ъ . [c.57]

Если орбита спутника наклонена к плоскости экватора (рис. 7.13), возникающее отступление от центрального поля тяготения приводит к медленному вращению плоскости орбиты относительно оси 2 с неизменным наклоном к экватору. Движение носит характер прецессионного, а о прецессии мы поговорим подробнее, когда будем рассматривать свойства гироскопа. [c.324]

В целом ряде научных экспериментов желательно, чтобы орбита спутника охватывала как можно больший диапазон широт, для чего ее наклон к экватору должен быть по возможности наибольшим. По соображениям безопасности запуски ракет-носителей спутников с испытательного полигона Военно-воздушных сил ограничены в этом отношении расположением Антильских островов (рис. 4.30). Поэтому азимуты запусков должны лежать в определенных пределах и наклон орбиты не должен превосходить максимального значения, равного приблизительно 35°. Получаемое покрытие земной поверхности показано на рис. 4.31. Там же изображены проекции траектории спутника на земную поверхность. [c.107]

Задача 761. Искусственный спутник, находящийся от Земли на большом расстоянии, вращается вокруг нее по круговой орбите, плоскость которой наклонена к плоскости экватора под углом а = 45 . Обращаясь в ту же сторону, что и Земля, спутник делает один оборот за 24 ч. Найти отношение угловой скорости спутника по отношению к системе координат, вращающейся вместе с Землей, к угловой скорости Земли Од. [c.283]

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]

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]

У М. обнаружено заметное магн, поле с напряжённостью на поверхности у экватора 0,28 А/м, Напряжённость магн. поля у полюсов вдвое вьппе. Ось магн. диполя планеты наклонена к оси вращения М. на угол в 12°. М. обладает магнитосферой, к-рая сильно поджата к планете (см. Магнитосферы планет). [c.98]

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]

Орбита советского ИСЗ Космос-IV (апрель 1962 года) была близка к окружности Н = 330 км, — 298 км). Примем ради простоты, что эта орбита была окружностью и что Космос-1У двигался вокруг Земли на высоте 314 /сж. По сообщению ТАСС плоскость орбиты была наклонена к плоскости экватора под углом у — 65°00. Под каким углом пересекала трасса спутника земной экватор [c.165]

Орбита первого советского спутника была наклонена к плоскости экватора под углом 65°. Спутник прошел над головой наблюдателя, находящегося на экваторе, с юго-запада на северо-восток. В этот момент наблюдатель замерил видимый угол между трассой спутника и направлением на восток. Чему должен был оказаться равным этот угол Решите аналогичную задачу, когда трасса спутника пересекает экватор с северо-запада на юго-восток. Данные о спутнике = 950 км, [c.165]

Орбита американского спутника Земли Авангард-1 , запущенного в марте 1958 года, была наклонена к плоскости экватора под уг-лом 34,3°. Его минимальная высота составляла 660 км, а максимальная — 3970 км. Аргумент перигея в полдень 17 марта 1958 года был равен 129°. Учитывая из факторов, возмущающих движение спутника, лишь сжатие Земли, дайте прогноз, каким примерно должен был оказаться аргумент перигея 12 марта 1959 года. [c.284]

Средняя высота спутника над поверхностью Земли равна 500 км орбита наклонена к плоскости экватора под углом в 45°. Определите скорость вращения плоскости орбиты и скорость вращения перигея. [c.284]

Изменение ориентации происходит сравнительно медленно, и за время одного оборота спутника вокруг Земли угол V между нормалью к плоскости орбиты и направлением на Солнце (угол наклона) изменится мало. Как показывает расчет, изменение V за оборот не превосходит 0°,5, а для орбиты с наклонением 65° к экватору Земли не превосходит 0°,25. Можно поэтому приближенно считать угол V на протяжении одного оборота постоянным. Задача об определении полного времени освещения может быть разбита тогда на задачу [c.354]

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]

Задача 13.1. Круговой спутник пролетает над экватором. Его скорость Do = 7,9 км/сек. Плоскость орбиты наклонена к плоскости экватора под углом 0. Определить скорость движения спутника, видимую с Земли на экваторе, и видимое направление движения полярного спутника (е = я/2). Раднус Земли / = 6400 км (рис. 13.4). [c.239]

Наоборот, искусственные спутники могут двигаться по орбитам произвольного наклона к плоскости экватора Земли, которые могут иметь любой эксцентриситет, да к тому же при расчетах их движений требуется очень высокая точность. [c.351]

Однако скоро оказалось, что классические методы небесной механики, рассчитанные главным образом на определение движений почти плоских и почти круговых, в ряде случаев оказываются неприменимыми или плохо применимыми в астродинамике, где постоянно возникает необходимость рассматривать движения по сильно наклонным (к плоскости экватора Земли или к плоскости эклиптики) орбитам и по орбитам, обладающим большим эксцентриситетом. [c.358]

Однако большое число типов искусственных спутников, движущихся на самых разнообразных расстояниях от Земли, с различными наклонами к плоскости экватора и с разными эксцентриситетами, требует также построения различных аналитических теорий, а так как число запускаемых (или проектируемых) спутников с течением времени быстро растет и их назначения делаются все более и более разнообразными, то оказывается невозможным ограничиться разработкой нескольких типовых аналитических теорий, а приходится вести эту теоретическую работу непрерывно. При этом теоретики должны постоянно обращать свое внимание на будущее, которое в наше время часто оказывается неожиданна близким и непредвиденно реальным. [c.360]

Рассмотрим теперь рис. 52. На нем 0 означает угол между средним экватором эпохи t = to ж мгновенным экватором, г] — дуга эклиптики эпохи i = Iq между ними, а 8о и е — их наклоны к этой эклиптике А, В, С — вспомогательные дуги, причем [c.312]

Острый угол, под которым пересекаются плоскости эклиптики и экватора, называется наклоном эклиптики к экватору и обозначается символом е приближенно он равен 23°26. [c.24]

Наклон e эклиптики, к экватору должен быть отнесен к системе координат той же эпохи, что и величины г, I, Ь, Rq, Яд, Рд. [c.40]

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

В 15 ч 02 мин 42 сек, по Гринвичу была подана команда пуск и через 3 сек ракета оторвалась от стартового стола. Точка максимального скоростного напора была пройдена на 78-й сек на высоте 13 км при скорости полета 742 м/сек. Восемь ЖРД ступени S-IB проработали 2 мин 25 сек и при скорости 1450 м/сек на высоте 62 км первая ступень отделилась. Система аварийного спасения была сброшена через 2 мин 44 сек после старта. ЖРД J-2 ступени S-IVB был включен в расчетное время и выключен через 10 мин 24,5 сек после старта и ступень S-IVB вместе с кораблем Apollo вышла на орбиту ИСЗ с высотой в апогее 284 км, высотой в перигее 226 км, периодом обращения 89,7 мин и наклоном к экватору 31,64°. [c.117]

ЖРД третьей ступени проработал 112 сек и корабль Аро11о-Э через 10 мин 5Э сек после старта вышел на орбиту с высотой в апогее 1ЭЗ км и в перигее 1Э0 км, периодом обращения 88,1Э мин и наклоном к экватору 32,58°. [c.124]

Движение по траектории свободного возвращения без коррекции обеспечивало облет Лупы на минимальном расстоянии 536 км от ее поверхности в результате коррекции высота в перицентре траектории облета уменьш1шась до 112,5 км.Вектор корректирующего импульса был направлен под углом 6° к плоскости траектории полета и был обеспечен переход корабля на селеноцентрическую орбиту с заданным наклоном к экватору. [c.131]

На рис. 408 построен горизонтальный очерк детали, ось которой параллельна плоскости проекций V и наклонена к плоскости проекций Я. Поверхность детали состоит из цилиндра вращения и поверхности вращения, производящей линией которой является дуга окружности радиусом R с центром в точке /с/с. Для построения кривой линии горизонтального очерка заданной поверхности применяем метод вспомогательных сфер. Вспомогательные сферы выбирают касающимися заданной повмхности вращения вдоль ее параллелей. Плоскости, перпендикулярные к плоскости проекций Я и касательные к заданной поверхности, являются касательными плоскостями и вспомогательных сфер. Эти плоскости касаются сфер в точках пересечения экваторов сфер параллелями их соприкасания. [c.284]

Дипольное магн. поле Ю. имеет напряжённость 318 А/м на экваторе (на уровне с давлением 100 кПа). Магн. ось наклонена к оси вращения планеты на (10,2 + 0,6)". Напряжённость поли у полюсов составляет 1105 А/м (у сев.) и 1063 А/м (у юж.). Дипольный характер магн. поля сохраняется примерно до расстояния 15 радиусов Ю хотя нек-рый вклад вносят квадрупольная и октупольная составляющие, Дальше заметное влияние на конфигурацию поля оказывают заряж. частицы, захваченные магн. полем планеты и вращающиеся вместе с нею. В результате вокруг Ю. образуется магн. диск , во внеш. областях к-рого магн, силовые линии, возможно, не замкнуты, а сам диск на больших расстояниях, вероятно, отклоняется от плоскости, перпендикулярной оси магн, диполя в направлении плоскости, перпендикулярной оси вращения планеты. [c.653]

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]

За сутки V может измениться на величину порядка 3°, что в рассматриваемой задаче весьма существенно. Выведем зависимость угла V от времени. Пусть (рис. 94) 0Л5 — плоскость эклиптики, 08 — направление на Солнце, ЕАО — орбита спут1шка, / — наклонение орбиты к плоскости эклиптики, Д — долгота восходящего узла орбиты от точки Весны, / и Д — аналогичные элементы по отношению к экватору, а — долгота Солнца от точки Весны, / — наклон экватора Земли к [c.362]

П.В астрономии. Притяжения Луны, Солнца и планет на Землю вызывают движение земной оси в пространстве, к-рое разлагается на две составляющие прогрессивное. движение по конусу с углом между образующей и осью конуса, равным наклонности эклиптики к экватору, и периодом ок. 26 ООО лет, называемое П.,имелкое периодич. колебание, называемое нутацией (см.). П. состоит в движении точки весеннего равноденствия навстречу годичному движению Солнца, что укорачивает длину тропическ. года по сравнению со звездным годом. Ско- Рость р движения точки весеннего равноденствия в год называется постоянной П. П. влияет на координаты светил, меняя их долготу на величину р, оставляя неизменной широту. Влияние П. на прямое восхождение а и склоненже a более сложно и обычно учитывается при помощи разложения в ряд [c.330]

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 ...