Перелеты межорбитальные

В другой постановке задачи межорбитального перехода обе совокупности векторов положения и скорости задаются (т. е. задаются не только граничные орбиты, но также и граничные точки на них). Хотя первая постановка задачи и позволяет найти после ее решения абсолютные экстремали для всех соответствующих орбитальных задач, она тем не менее не дает возможности получить непосредственно сравнимое решение для задачи с закрепленными граничными точками. Кроме того, задача с закрепленными концами является более близкой к реальным космическим операциям, так как условия перелета, необходимые для получения абсолютной экстремали, оказываются весьма уникальными и редко встречаются на практике. Поэтому исследования задачи межорбитального перехода в годографической постановке были направлены почти целиком на изучение траекторий с закрепленными концами. Различные решения для произвольно задаваемых граничных условий подробно исследовались в работе [8]. [c.63]

В части VIII значительно расширена глава 4 Межорбитальные перелеты . [c.18]

В главе 4 приводятся основные сведения о межорбитальных перелетах. Дана постановка ряда оптимальных задач динамики космического полета. у [c.729]

Как уже отмечалось, в большинстве задач механики космического полета маневры осуществляются с помощью двигательной установки. К их числу относятся компланарные маневры, связанные с межорбитальными перелетами в одной плоскости, пространственные маневры, требующие изменения плоскости движения, сход с орбиты для спуска и посадки и др. [c.134]

Будем различать коррекцию околоземной эллиптической (или квазикруговой) орбиты и траектории полета к планетам Солнечной системы (или к Луне). В первом случае задача по суш еству сводится к переводу КА с одной орбиты на другую. Для выполнения такого маневра с минимальными затратами топлива можно опираться на результаты анализа оптимальных межорбитальных перелетов, компланарных и некомпланарных. В ряде случаев оказывается необходимым учитывать заданные временные ограничения. [c.425]

Рассматривая зависимости, показанные на этом рисунке, видим, что, например, для обеспечения межорбитального перелета космического корабля массой Юте ускорением 0,1 нужен двигатель, развивающий тягу около 10" Н. При скоростях истечения (I - 1,5)-10 см/с мощность подводимого к теплообменному двигателю лазерного излучения должна быгь порядка 100 МВт. Лазеров, обладающих таким уровнем мощности, пока не существует. [c.176]

Теплообменный двигатель, работающий на энергии солнечного излучения, обладает тем преимуществом, что не требует в качестве предварительного условия разработки лазера сверхвысокой мощности. Создание орбитального отражателя представляет собой менее сложную задачу, причем такой отражатель также находит большое при.менение при индустриальном освоении космоса. Теплообменный двигатель такого типа перспективен для обеспечения массовых межорбитальных перелетов транспортных кораблей в околоземном космическом пространстве. В более отдаленной перспективе он может быть также использован для вывода полезных нагрузок с поверхности Земли на опорную орбиту. 178 [c.178]

Результаты оценки баллистической эффективности межорбитального космического буксира с электроядерной двигательной установкой приведены на рис. 5.1 [42]. Рассматривался перелет космического аппарата начальной массой 25 т с круговой орбиты высотой 300 км и наклонением 28,5° на геостационарную орбиту. Баллистическая эффективность системы характеризуется массой полезной нагрузки Мп.н, вьшодимой на геостационарную орбиту. [c.189]

Для межорбитального буксира со световыми двигателями была выбрана космическая солнечная электростанция (КСЭ) мощностью около 1 ГВт, По различным оценкам, стоимость такой станции составит около 1-10 миллиардов р. Межорбитальный многоразовый буксир, работающий совместно с такой станцией, обладает еще одним важным преимуществом по сравнению с транспортной космической ступенью, оснащенной автономной ЭРДУ. Это - значительное сокращение времени перелета с опорной орбиты на геостационарную. [c.211]

Т. е. отношение силы тяги к весу (массе), так как именно оно определяет характер и профиль траектории перелета, а значит, и время путешествия. В табл. 6.10 указываются три основных параметра, оказывающие влияние на характер профиля траекторий межорбитальных и особенно межпланетных перелетов. [c.232]

Ионные системы, естественно, вошли в 4-й класс, однако со временем они могут войти также и в 3-й класс. Для выполнения целого ряда задач весьма привлекательным кажется комбинирование систем высокой и малой-тяги на одном объекте. Во многих случаях для полетов автоматических или грузовых ракет могут оказаться пригодными системы с высоким удельным импульсом и малой тягой, предназначенные для низкоскоростных межорбитальных перелетов. Оптимальное значение удельного импульса, обеспечивающее максимальное отношение полезного груза к полному весу корабля в заданном рейсе, зависит от веса двигательной системы и эффективности преобразования энергии, которая может быть различной для различных значений удельного импульса. Достижение наибольшего-удельного импульса, например, с помощью электрореактивной двигательной системы, не обязательно является наилучшим вариантом, так как сила [c.239]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...