Орбита предварительная

Для вычисления остальных элементов оскулирующей орбиты предварительно найдем [c.347]

Электромагнит синхрофазотрона создает магнитное поле в узкой кольцевой области, в которой расположена вакуумная камера ускорителя с двойными стенками. Электромагнит ускорителя не является замкнутым, а состоит из четырех квадрантов, разделенных прямолинейными промежутками (рис. 23). Соответственно и орбита протонов является не круговой, а комбинированной. В ускорительной камере поддерживается вакуум в (3—5) 10 лж Hg. Протоны, поступающие в синхрофазотрон, предварительно ускоряются в каскадном генераторе до 600 кэа, а затем в линейном ускорителе до энергии 9 Мэе. Далее иучок протонов проходит сложную поворотно-фокусирующую систему, расположенную в одном [c.71]

Кроме испускания у-лучей существует еще один механизм потери энергии возбужденным ядром — испускание электронов внутренней конверсии. В этом процессе, как показывает теория, энергия возбуждения ядра непосредственно (без предварительного испускания у- кванта) передается орбитальному электрону. Очевидно, что в таком механизме будут освобождаться моно-энергетические электроны, энергия которых определяется энергией ядерного перехода и типом электронной орбиты. С наибольшей вероятностью процесс внутренней конверсии идет на /С-электронах. [c.169]

В последнее время для управления ориентацией и скоростью вращения спутников на околоземных орбитах все более широкое применение получают активные магнитные системы, использующие магнитное поле Земли. Можно выделить следующие особенности этих систем. Основными функциями активных магнитных систем является стабилизация или коррекция углового положения спутника и его скорости собственного вращения. Вместе с этим они способны выполнять и второстепенные функции уменьшение начальной чрезмерно большой скорости закрутки предварительное успокоение переориентацию спутника из одного заданного положения в другое сканирование небесной сферы компенсацию магнитных возмущающих моментов стабилизацию по силовым линиям магнитного поля Земли демпфирование либраций и т. д. [c.124]

Поскольку предполагается, что мы располагаем некоторым априорным знанием орбиты космического аппарата, то можно считать, что имеется некоторая предварительная система параметров в виде х. Теперь, если размерность системы равна размерности х и если якобиан преобразования не равен нулю, то можно найти такие параметры х, которые приведут к нулевым невязкам. Конечно, функция Z (х) существенно нелинейна, и для решения потребуется применить численные методы. С другой стороны, если предварительная оценка х не слишком далека от истинного решения, можно линеаризовать уравнения и разрешить полу- [c.110]

Дж/см , для МБР, работающих на твердом топливе,— 10...20 кДж/см , а для поражения головных частей, имеющих защитные покрытия,— 100 МДж/см . Вот почему тактику использования лазерного оружия для поражения МРБ специалисты США пытаются свести к тому, чтобы поражать ракеты на активном участке в атмосфере еще до отделения головной части и ложных целей в космосе. Произведены предварительные расчеты массы такой космической станции, она составляет 72 т. В одном из вариантов системы предлагается вывести до 1.8 станций, располагаемых на полярных орбитах. Вариант широкомасштабной системы ПРО приведен на рис. 56. По первоначальному плану она состояла из трех основных звеньев, базирующихся на Земле и в космосе. В этих звеньях, оснащенных средствами, основанными на новых физических принципах, содержатся мощные лазерные установки (химические, газодинамические и рентгеновские), ускорители элементарных частиц, электромагнитные пушки, а также противоракеты. За счет массированного развертывания средств, в том числе и космического базирования, предполагается построение семи рубежей, как уже было отмечено нами в начале. главы 3. Эти рубежи должны обеспечить надежное уничтожение ракет и головных частей противника. На приводимой схеме эти рубежи хорошо видны. На первом [c.175]

Предварительный анализ областей возможного и невозможного движений. Рассмотрим условия, при которых будет иметь место либо либрационное, либо ротационное движение. Пусть орбита круговая. Интеграл (2.1.11) для случая динамически симметричного спутника А = В, АФ С) можно записать в виде [c.191]

Под методами определения орбит подразумеваются методы вычисления элементов орбиты небесного тела по наименьшему числу наблюдений в предположении, что движение этого небесного тела является невозмуш,енным кеплеровским (эллиптическим, гиперболическим или параболическим). Эти методы применяются вообще для определения предварительной орбиты вновь открываемого небесного тела, например, малой планеты или кометы. Они могут применяться также при теоретическом анализе движений естественных или искусственных небесных тел. [c.246]

Методы улучшения орбит преследуют цель уточнения элементов предварительной невозмущенной орбиты по большому числу наблюдений или определения по этим наблюдениям более точных элементов оскулирующей орбиты небесного тела, отнесенной к тому или иному моменту времени (см. ч. IV, гл. 3). [c.246]

В свою очередь зависимость АХ , Ayi, AZj от поправок к элементам предварительной орбиты выражается с точностью до членов первого порядка формулами [c.274]

Если предварительная орбита является параболической, а уточненная орбита может быть как эллиптической, так и гиперболической, то принимаются или те же параметры, что и в пункте 4, т. е. [c.279]

Определение предварительных элементов орбиты [c.285]

Элементы предварительной орбиты спутника вычисляются, как правило, не вполне точно из-за ошибок наблюдений и из-за больших отклонений истинного движения спутника от невозмущенного эллиптического. [c.286]

Метод улучшения орбит ИСЗ применяется не только для того, чтобы уточнить элементы предварительной орбиты, но также для того, чтобы определить как можно более точные значения элементов оскулирующей орбиты на различные моменты времени. Как правило, применяют метод дифференциального исправления орбит (см. гл. 3). При этом используются, например, следующие системы элементов [c.287]

В случаях, когда намеченная орбита спутника — круговая на большой высоте, или эллиптическая с высоким перигеем, или эллиптическая с низким перигеем, но с апогеем, расположенным в определенной области пространства, может оказаться необходимым предварительный вывод спутника на низкую промежуточную ор- биту. При этом требуются дополнительные импульсы, сообщаемые верхней ступенью ракеты или бортовым двигателем спутника [c.113]

Вход в плотные слои атмосферы должен происходить достаточно полого, чтобы торможение в атмосфере происходило не слишком быстро, иначе космонавт испытает гибельную перегрузку (в качестве предельного обычно принимается коэффициент перегрузки, равный 10 ). Поскольку орбиты кораблей-спутников из-за радиационной опасности располагаются невысоко, для перехода на траекторию снижения достаточно сообщить спускаемому аппарату с помощью тормозной двигательной установки слабый ракетный импульс в сторону, противоположную полету. Для этого необходима предварительная ориентация корабля. Советские корабли-спутники типа Восток перед включением бортовой двигательной установки ориентировались на солнечный свет. [c.120]

СОВ по сравнению со спуском с орбиты 3 по траектории 4, если радиус орбиты 3 превышает 11,9/ (/ — радиус Земли, см. 2 гл. 5). Благодаря же тому, что атмосфера Земли освобождает нас от ракетного торможения в точке Л, энергетический выигрыш сопровождает предварительный подъем с орбиты 5 уже тогда, когда ее радиус составляет 4,8/ [2.9]. Выигрыш будет наибольшим, если осуществить переход через бесконечность . При этом неизбежен вход в атмосферу со второй космической скоростью (см. 2 гл. И). [c.123]

Предварительный запуск АА на орбиту ожидания, лежащую в плоскости орбиты ПА с последующим маневром сближения [2.12, [c.130]

Такая возможность существует даже при самом неблагоприятном взаимном расположении космодрома на своей параллели (точка Л) и Луны на своей орбите (точка Л а). Выведем предварительно из точки Л космический аппарат па низкую промежуточную круговую орбиту спутника Земли (рис. 66, в). В течение одного примерно полуторачасового оборота спутника вектор его орбитальной скорости, оставаясь горизонтальным, принимает любое направление в плоскости орбиты. Так же принимает любое направление линия, соединяющая центр Земли со спутником. Поэтому на орбите спутника в течение его оборота можно выбрать точку, сход с которой в направлении полета обеспечит полет по траектории любой желаемой угловой дальности. Например, сход в точке К с минимальной скоростью обеспечивает достижение Луны по полуэллиптической траектории 3. Сход в точке Ь, если выбрать ее так, чтобы 10 2=165°, дает возможность попасть на Луну по параболической траектории 4 ). Если орбита находится на высоте 200 км, то в первом случае надо к орбитальной круговой скорости 7,79 км/с добавить скорость 10,9—7,79=3,11 км/с, а во втором — скорость 11,02—7,79=3,23 км/с (11,02 км/с — параболическая скорость иа высоте 200 км). [c.200]

Рассмотренные нами программы мягкой посадки на Луну соответствуют случаю так называемой прямой посадки, т. е. посадки, не сопровождающейся предварительным выходом на орбиту спутника Луны. [c.217]

Как и ири старте с Земли, отлет с Луны может сопровождаться предварительным выходом на окололунную промежуточную орбиту. Это позволяет преодолеть неудобства селенографического положения точки старта. [c.258]

Между тем использование пологой траектории, как правило, оказывается невозможным вследствие невыгодного географического положения космодрома. Например, при старте из точки А приходится пользоваться крутой траекторией 1. В этом случае выгодно вывести космический аппарат предварительно на орбиту спутника Земли. Когда аппарат достигнет заранее намеченной точки В, дополнительный импульс выведет его на траекторию 2 — гиперболу с вершиной (перигеем) вблизи точки В. Таким образом, крутой разгон заменяется двумя пологими разгонами в точках С я В. [c.309]

Титан, находяш.ийся от Сатурна на среднем расстоянии 20,22 радиуса планеты (1 222 ООО км, период обращения 15,945 сут), может быть эффективно использован для пертурбационного маневра. Искусственный спутник Сатурна (ИСС) может быть направлен к Титану с помощью небольшого импульса в апоцентре большой эллиптической орбиты, чтобы затем с помощью активного маневра у Титана уменьшить период обращения и еще сильнее уменьшить его после нескольких облетов. Утверждается, что при очень точном соблюдении условий подлета к Титану, делается реальным перевод космического аппарата с пролетной траектории на орбиту ИСС без какой-либо затраты топлива (кроме как на предварительную коррекцию). Для этого должно быть обеспечено точное время подлета к Титану (можно ошибиться, но именно на 16 сут) [4.681. [c.417]

При вычислении затрат характеристической скорости на посадку при реактивном торможении нет нужды одним импульсом выравнивать скорости космического аппарата и спутника (очевидно, на границе сферы действия спутника), а другим снижать скорость падения на спутник. Энергетически более выгодно заменить эти две операции одной. Мы так и поступали, когда рассчитывали скорости сближения с Луной и планетами. (Мы не выводили космический аппарат предварительно на орбиту Луны при достижении границы ее сферы действия и не делали этого, рассматривая полеты на планеты). Если считать, что естественный спутник нужным образом расположен на орбите, направления планетоцентрических скоростей Уд аппарата и спутника на границе его сферы действия совпадают, а также пренебречь гравитационными потерями, то необходимый для торможения импульс найдется по формуле [c.417]

Уравнение орбиты. Согласно условию (2.2.8) движение спутника происходит в неизменяемой плоскости, т. е. траектория представляет собой плоскую кривую, которую называют орбитой спутника. Для получения уравнения орбиты используем вектор Лапласа. Предварительно найдем скалярное произведение f на г [c.40]

Угловая дальность пассивного участка. Найдем уравнепие, связывающее начальные параметры движения с угловой дальностью пассивного участка. Предварительно получим уравнение орбиты в обратных радиусах. С этой целью в формулу для полной скорости [c.66]

При выполнении условия Ai = Aiпap орбита является параболической (а = оо). Вычислим параметр параболической орбиты. Предварительно из уравнения орбиты [c.120]

Значения первой и второй космических скоростей были вычислены без учета сопротивления атмосферы. Если же его учесть, то для запуска ракеты ио круговой или иараболическоп траектории потребуется скорость, заметно превышающая эти значения. Иаиример, для запуска но параболической траектории с учето,ч сил сопротивления среды, как показывает расчет, ракета должна иметь скорость не менее 13—14 км/с. Сопротивление атмосферы значительно лишь на начально. участке траектории, т. е. на высотах примерно до 300 км над поверхностью Земли. Кроме того, с увеличением высоты А над земной поверхностью значение Vк2 уменьшается. Поэтому старт космического корабля на межпланетную траекторию выгоднее производить не с земного космодрома, а с искусственного спутника Земли, выведенного предварительно на круговую орбиту или близкую к ней. Так как ири этом космический корабль, находящийся на спутнике, уже имеет круговую скорость, то для выхода его из сферы действия Земли ему нужно сообщить лишь скорость, равную разности иараболической и круговой скоростей на данной высоте. [c.120]

В синхротроне относительно сложными являются проблемы ин-жекции и выпуска частиц. Инжекция осложняется тем, что в син-хротронном режиме могут ускоряться только ультрарелятивист-ские частицы. Поэтому приходится либо начинать ускорение с другого, бетатронного (см. ниже), режима, либо подавать в синхротрон пучок, предварительно ускоренный до энергии 1—50 МэВ. Задача выпуска пучка осложнена постоянством радиуса орбиты. В настоящее время выпуск частиц осуществляется на большинстве современных синхротронов. Часто пучок электронов в синхротроне направляют на внутреннюю мишень, в которой создается пучок тормозных V-квантов. Эти v-кванты используются для разнообразных научных и прикладных исследований. [c.475]

На рис. 6.2 показан один из возможных вариантов процесса предварительного успокоения, ориентации и разведения вспомогательного и основного тела. При выведении КА на орбиту штанга находится в сложенном состоянии (рис. 6.2, а). Основное и вспомогательное тела расположены вместе как единое целое, все узлы сочленений и вращения заарретирова- [c.145]

В течение всего акт> шного времени существования КА на него действуют возмущающие, управляющие гравигационные и гироскопические моменты от вращающегося маховика. Во время предварительного успокоения и в период коррекции орбиты работает активная система ориентации, которая создает необходимый управляющий момент. [c.147]

Дальнейшая стадия проектирования для выбранных вариантов требует уточненных расчетов, учитывающих все необходимые факторы, влияюнще на полет космического аппарата. Такие расчеты проводятся обычно методами численного интегрирования с использованием наиболее точных констант и имеют целью получение точных значений параметров полета и выведения на орбиту. Так как уточненные расчеты часто бывают весьма трудоемкими, то задача разработки эффективных методов расчета стоит здесь не менее остро, чем в отношении расчетов для стадии предварительного проектирования. Эффективная методика уточненного расчета должна сочетать необходимую точность с быстротой вычислений. Поэтому при создании методик необходимо максимально использовать знания об орбите. Например, движение космического аппарата относительно Земли внутри ее сферы действия близко к движению по коническому сечению с фокусом в центре Земли. Движение вне сферы действия Земли близко к гелиоцентрическому движению по невозмущенной орбите и т. п. Учет этих обстоятельств открывает путь к совершенствованию методики уточненных расчетов. Конечно, возможны также и другие пути. [c.272]

Предварительно заметим, что первые два уравнения системы уравнений Ньютона содержат только составляющую возмущающей силы, перпендикулярную к плоскости оскулирующей орбиты последние три уравнения системы (12.42), наоборот, не содержат составляющей наконец, только оцно третье уравнение содержит все три составляющие возмущающей силы (возмущающего ускорения). [c.592]

Способы, изложенные в предыдущей главе, позволяют получить лишь предварительную орбиту. Ошибки элементов такой орбиты обусловлены недостаточной точностью наблюдений, потерей точности при вычислениях. Кроме того, поскольку фактическая орбита любого небесного тела не является невозмущенной (кеплеровой), элементы предварительной орбиты представляют собой, по существу, некоторые средние элементы кеплеровой орбиты, приближенно представляющей возмущенное движение, наблюдаемое на данном интервале времени. [c.273]

Методы улучшения первоначальной орбиты небесного тела преследуют цель или уточнения предварительных элементов кеплеровой орбиты в предположении, что движение остается невозмущенным, или нахождения как можно более точных значений оскулирующих элементов орбиты на тот или иной момент времени в предположении, что имеет место возмущенное движение. [c.273]

Следующий интересный доклад [6] объединяет авторов из двух итальянских, одной голландской и одной германской фирм. Его предмет связан с разработкой уникального лазера для целей космического зондирования. Речь идет о предварительных испытаниях этого лазера на АИГ N(1 со следующими параметрами выходная энергия 0,5 Дж для X = 1064 нм и 0,25 Дж для X = 532 нм частота повторения импульсов 20 Гц время непрерывной работы 3 года общее число импульсов излучения 10 рабочаяа высота 800 км, полярная орбита. Не вызывает сомнения, что это выдающийся результат. [c.216]

Цель этой главы — познакомить читателя с использованием вариационных методов в теории динамических систем, которые позволяют находить интересные орбиты некоторых динамических систем как критические точки некоторых функционалов, определенных на подходящих вспомогательных пространствах, образованных потенциально возможными орбитами. Эта идея восходит к идее использования вариационных принципов в задачах классической механики, которой мы обязаны Мопертюи, Даламберу, Лагранжу и другим. В классической ситуации, когда время непрерывно, источником определенных трудностей является уже то обстоятельство, что пространство потенциально возможных орбит бесконечномерно. Для того чтобы продемонстрировать существенные черты вариационного подхода, не останавливаясь на вышеупомянутых технических деталях, в 2 мы рассмотрим модельную геометрическую задачу описания движения материальной точки внутри выпуклой области. Затем в 3 будет рассмотрен более общий класс сохраняющих площадь двумерных динамических систем — закручивающих отображений, которые напоминают нашу модельную задачу во многих существенных чертах, но включают также множество других интересных ситуаций. Главный результат этого параграфа — теорема 9.3.7, которая гарантирует существование бесконечного множества периодических орбит специального вида для любого закручивающего отображения. Не менее, чем сам этот результат, важен метод, с помощью которого он получен. Этот метод, основанный на использовании функционала действия (9.3.7) для периодических орбит, будет обобщен в гл. 13, что даст возможность получить весьма замечательные результаты о непериодических орбитах. После этого, развив предварительно необходимую локальную теорию, мы переходим к изучению систем с непрерывным временем, хотя мы проделаем это только для геодезических потоков, для которых функционал действия имеет ясный геометрический смысл. При этом важной компонентой доказательства оказывается сведение глобальной задачи к соответствующей конечномерной задаче путем рассмотрения геодезических ломаных (см. доказательство теоремы 9.5.8). В 6 и 7 мы сосредоточим внимание на описании инвариантных множеств, состоящих из глобально минимальных геодезических, т. е. таких геодезических, поднятия которых на универсальное накрытие представляют собой кратчайшие кривые среди кривых, соединяющих любые две точки на геодезической. Главные утверждения этих параграфов — теорема 9.6.7, связывающая геометрическую сложность многообразия, измеряемую скоростью роста объема шаров на универсальном накрытии, с динамической сложностью геодезического потока, выражаемой его топологической энтропией, и теорема 9.7.2, позволяющая построить бесконечно много замкнутых геодезических на поверхности рода больше единицы с произвольной метрикой. Эти геодезические во многом аналогичны биркгофовым минимальным периодическим орбитам из теоремы 9.3.7. [c.341]

Мягкая посадка с окололунной орбиты может быть завершаю-Ш.ИМ этапом полета с Земли на Луну, сопровождаюш.егося предварительным выходом на орбиту спутника Луны — так называемую орбиту ожидания (рис. 97). Перейдя с нее на эллиптическую орбиту снижения, космический аппарат затем начинает завершаюш.ий этап посадки вблизи периселения. Как по круговой, так и по эллиптической орбите может быть совершено несколько оборотов. [c.252]

Чтобы перейти от момента времени t к соответствующей ему ве личине истинной аномалии О, следует предварительно вычислить пс формуле (2.4.7) величину большой полуоси орбиты а = р/(1 —е ). Далее, решая уравнение (2.5.8), найдем эксцентрическую анома ЛИЮ Е по значению Ai = i — п, а затем с помощью формул лы (2.5.6)—истинную аномалию О. , [c.100]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...