Полеты к Луне

Выведенная на орбиту спутника Земли станция после включения разгонного ракетного блока получила разгон до второй космической скорости и вышла на траекторию полета к Луне. 1 февраля в 22 час 29 мин по московскому времени на основании данных службы траекторных измерений была произведена коррекция траектории, а к 16 час 3 февраля — при подлете к Луне — на борт станции были переданы исходные данные для проведения ее ориентирования по лунной вертикали и последующего торможения. В 21 час 44 мин 42 сек на высоте около 75 км от лунной поверхности [c.431]

Хорошее изложение основных проблем и задач теории полетов к Луне можно также найти в книге Космическая техника , вышедшей в 1964 г. в издательстве Наука , с. 123—145. [c.31]

Полеты к Луне. Четырнадцатого сентября 1959 г. советская автоматическая станция Луна-2 достигла поверхности Луны. Это бьш первый перелет с Земли на другое небесное тело. В октябре того же года Луна-3 совершила облет Луны и передала изображение ее обратной невидимой стороны. Третьего февраля 1966 г. впервые осуществлена мягкая посадка на поверхность Луны советской станции Луна-9 . В сентябре 1970 г. станция Луна-16 совершила рейс Земля-Луна-Земля. [c.97]

При первоначальном рассмотрении существенно исследование всей совокупности орбит, обеспечивающих, хотя бы принципиально, решение основной задачи полета. Например, при проектировании полета к Луне важно представлять все возможные траектории, уметь определять начальные условия, необходимые для реализации тех или иных траекторий, определять кинематические и динамические характеристики орбит (время полета, скорость встречи с Луной, потребную начальную энергию, условия наблюдения с заданных пунктов земной поверхности и др.). [c.269]

При полетах к Луне и планетам движение на геоцентрическом участке траектории близко к параболическому. Исследование используемой при работе коррекции матрицы производных в предположении, что движение происходит по параболической траектории, показывает, что матрица вырождается, если коррекционная точка находится в перигее орбиты. В этом случае эффективным направлением для коррекции оказывается [c.308]

Термин полеты к Луне объединяет разнообразные задачи астродинамики задача о попадании в Луну неуправляемого или управляемого аппарата, создание искусственных спутников Луны, облет Луны без возвращения и облет Луны с возвращением на Землю, мягкая посадка аппарата или космического корабля с космонавтами на лунную поверхность, старт с поверхности Луны аппарата или космического корабля и переход на возвратную к Земле траекторию. [c.744]

В проблемах освоения космического пространства можно выделить три основные области современных научно-технических исследований и разработок околоземные полеты, т. е. создание искусственных спутников Земли различного назначения полеты к Луне полеты к планетам и другим телам Солнечной системы. Поражающие воображение достижения космической техники в каждой из этих областей хорошо известны. [c.10]

При этом активный участок траектории, на котором работает двигатель, имеет несколько сотен километров в длину, а пассивный участок — сотни тысяч (при полете к Луне) или сотни миллионов (при полете к планетам) километров. В конце активного участка космическому аппарату как бы сообщается толчок — импульс, [c.49]

Запуски спутников, полеты к Луне и планетам Лабораторные эксперименты [c.51]

По опубликованным данным [1.44] идеальная скорость при выведении на траекторию полета к Луне американского космического корабля Аполлон равна 12,5 км/с и включает в себя гравитационные потери 1,68 км/с, аэродинамические потери 0,05 км/с и потери на управление 0,19 км/с. Каждый лишний метр в секунду идеальной скорости эквивалентен при этом потере примерно 15 кг полезной нагрузки. [c.76]

Вот почему в космонавтике всегда стараются по возможности избегать вертикальных траекторий и траекторий, у которых начальная скорость пассивного участка (т. е. конечная скорость участка разгона) круто наклонена к горизонту, и предпочитают этим траекториям те, которые начинаются если не совсем горизонтально, то все-таки достаточно полого, т. е. траектории, подобные показанным на рис. 17. Для космонавтики это очень важное обстоятельство, так как при нынешнем уровне развития ракетной техники потерями скорости никак нельзя пренебрегать. Если при запуске искусственных спутников Земли всегда возможен (и необходим) пологий разгон, то при полете к Луне и планетам дело обстоит гораздо сложнее и приходится прибегать к довольно сложному маневрированию, а именно к старту с промежуточной околоземной орбиты. С этим методом мы познакомимся в третьей и четвертой частях книги. [c.76]

Это обстоятельство было учтено при определении указанного на стр. 76 значения характеристической скорости для выведения корабля Аполлон на траекторию полета к Луне Поэтому не нужно удивляться тому, что после вычитания из этого значения величин потерь получается начальная скорость, меньшая геоцентрической скорости корабля Аполлон , приведенной в 5 гл. 12.1 [c.78]

Часть третья ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ [c.191]

Таким образом, мы приходим к общему выводу при полетах к Луне следует стремиться к выбору траекторий с большой угловой дальностью. [c.194]

Если бы плоскость орбиты Луны совпадала с плоскостью земного экватора, то с любой точки экватора был бы возможен полет к Луне по плоской траектории. Правда, не всякая траектория была бы осуществима в любой момент времени. Например, если бы Луна находилась где-то в верхней части орбиты, изображенной [c.195]

Рассмотрим условия полета к Луне с космодрома, расположенного вне благоприятной экваториальной зоны, о которой говорилось выше. Пусть это будет космодром в северном полушарии, примером которого может служить советский космодром Байконур (47° с. ш.). [c.196]

Рассмотрим для наглядности условия полета к Луне в плоскости, проходящей через ось Земли [3.51. Линия — след плоскости орбиты Луны на этой плоскости (рис. 71, а). Плоскость орбиты Луны образует угол ф с плоскостью экватора. Пусть стартовая площадка находится на широте яр. [c.198]

Рнс. 71. Полет к Луне д) в благоприятный период б) в неблагоприятный период б) с использованием промежуточной орбиты спутника Земли. [c.198]

Любопытно, что неблагоприятный период, когда Луна находится вблизи точки Л2, будет наиболее неблагоприятен в ту эпоху, когда угол ф максимален и равен 28°36. Как мы знаем, эта эпоха наиболее благоприятна при запуске в точку Л - Следовательно, необходимость выбора в течение месяца периода, наиболее благоприятного для полета к Луне, в такую эпоху является более острой. [c.199]

Итак, в течение месяца существует небольшой период (примерно в одну неделю), когда полет к Луне связан с минимальными гравитационными потерями при запуске. Это тот период, когда Луна приближается к самой южной точке своей орбиты. В осталь- [c.199]

Полеты к Луне советских автоматических станций Луна-1 , Луна-2 и Луна-3 в 1959 г. происходили без использования маневра старта с орбиты. Первые два из них продолжались Р/г сут ( Луна-1 пролетела на расстоянии 5—6 тыс. км от поверхности Луны, Луна-2 впервые в истории достигла Луны), что требовало начальных скоростей, несколько превышавших параболическую, а третий — 2 /з сут и происходил по эллиптической траектории (обеспечившей облет Луны см. подробности в следующей главе). Также без старта с орбиты происходили в 1958— 1959 гг. и полеты в сторону Луны американских космических аппаратов Пионер-1 , Пионер-2 и Пионер-3 (первые два упали на Землю, преодолев лишь треть расстояния до Луны, а третий прошел на расстоянии 60 ООО км от Луны). [c.201]

Эллиптичность орбиты Луны должна учитываться при расчете каждой конкретной траектории достижения Луны (также должны учитываться и все неравенства движения Луны, т. е. влияния на нее различных возмущений — от сжатия Земли, от Солнца и от планет). Однако на энергетических условиях полета к Луне эллиптичность орбиты Луны сказывается в ничтожной степени. Это видно из того, что, например, при полете по полуэллиптической орбите увеличение начальной скорости на 1 м/с повышает апогей траектории перелета на 4000 км [3,6]. Следовательно, минимальная скорость достижения Луны в перигее ее орбиты всего лишь на 5 м/с меньше, а в апогее на 5 м/с больше, чем минимальная скорость достижения Луны при среднем расстоянии 384 400 км. Таким образом, лишено какого-либо основания мнение о том, что положение Луны в ближайшей к Земле точке орбиты якобы соответствует благоприятному для перелетов периоду. [c.202]

Влияние сжатия Земли в незначительной степени сказывается на продолжительности полета к Луне. Экваториальное вздутие Земли как бы ослабляет земное притяжение в то время, когда космический аппарат находится вдали от плоскости экватора, и усиливает его в противоположном случае. В первом случае сжатие Земли ослабляет уменьшение скорости удаления аппарата от Земли, во втором усиливает это замедление. Сравнительно значительно поэтому влияние сжатия Земли на плоские траектории достижения Луны продолжительность полета несколько увеличивается по сравнению с невозмущенной траекторией. [c.205]

Чтобы затраты топлива на торможение были минимальны, необходимо вывести автоматическую станцию на траекторию полета к Луне с минимальной начальной скоростью. При этом, как мы видели, скорость, которую надо погасить, равна 2,5 км/с. [c.211]

После выхода на траекторию полета к Луне станция Луна-9 (рис. 77) отделилась от разгонного блока. Ее масса составляла 1583 кг. Станции было придано вращение вокруг оси, перпендикулярной к направлению на Солнце. Это обеспечило постоянный температурный режим станции. [c.213]

Интересно, что не в любую точку сферы действия Луны при полете с Земли может войти космический аппарат. Значительная часть тыльной половины сферы действия представляет собой запретную зону. Это объясняется самим фактом орбитального движения Луны. Если траектория полета к Луне близка к траектории минимальной скорости, то апогей ее находится вблизи орбиты Луны и космический аппарат, двигаясь со скоростью порядка [c.224]

Ввиду разнообразия траекторий полета к Луне и, что не менее важно, условий входа в сферу действия Луны существует огромное разнообразие пролетных траекторий. Они, однако, могут быть классифицированы как формально, так и с точки зрения практического использования. Будем придерживаться в основном одной из возможных классификаций плоских траекторий [3.1], достоинство которой в ее полноте. [c.225]

Основная особенность японской космической программы — широта тематики при минимальных затратах. Япония при всех своих достижениях в космосе тратит средств в десять раз меньше НАСА. В то же время японцы планируют осуществить полет к Луне в 1996 г. с помощью ракеты М-5 , а в 1999 г. направить двухтонный космический корабль к Марсу. [c.96]

Рассмотрим теперь вкратце программу, разрабатываемую в настоящее время NASA и предназначенную для автоматического выполнения полного анализа космической операции. При составлении программы учитывалось, что анализ любой операции, независимо от того, является ли его целью определение характеристик космического аппарата для полета на Марс или подготовка полета к Луне аппарата Рэйнджер , включает в себя группы расчетов, необходимых для различных отдельных этапов операции (например, траекторный анализ, расчет характеристик двигательной установки или системы жизнеобеспечения, анализ входа [c.34]

Развитие авиационной и ракетной техники выдвинуло ряд новых задач теории относительного движения и теории гироскопов. В наших современных курсах механики и сборниках задач по теоретической механике подавляющее большинство рекомендуемых примеров рассматривается в предположении, что Земля неподвижна и системы координат, связанные с Землей, можно считать инерциаль-ными. Полеты межконтинентальных баллистических ракет, полеты искусственных спутников, полеты к Луне, полеты к планетам солнечной системы требуют более широкого взгляда на явления механического движения. Гироскопические устройства на летательных аппаратах (гирогоризонт, гировертикант, гиростабилизированные платформы, автопилоты) находятся, как правило, в условиях, когда точки подвеса гироскопов совершают неинерциальные движения и механические задачи существенно усложняются. [c.30]

Развитие авиационной и ракетной техники выдвинуло ряд новых задач теории относительного движения и теории гироскопов. В наших современных курсах механики и сборниках задач по теоретической механике подавляющее большинство рекомендуемых примеров рассматривается в предположении, что Земля неподвижна и системы координат, связанные с Землей, можно считать инерциальными. Полеты межконтинентальных баллистических ракет, полеты искусственных спутников, полеты к Луне., полеты к планетам солнечной системы требуют более широкого взгляда на явления механического движения. Гироско-лические устройства на летательных аппаратах (гирогоризонт, гировер- [c.11]

Наряду с удачным выбором корректируемых параметров большое значение для исследования коррекционных свойств межпланетных орбит имеет простота аналитических выражений для изохронных производных параметров движения вдоль траектории. Очень простые выражения для изохронных производных были получены В. И. Чарным (1965) в результате изучения свойств линеаризованной системы уравнений возмуш ен-ного движения в рамках задачи двух тел. Эти исследования были продолжены В. Г. Хорошавцевым (1965), рассмотревшим задачу о расчете изохронных производных параметров движения искусственного спутника для случая больших промежутков времени движения, когда траектория разбивается на участки, а также В. Н. Кубасовым (1966), получившим аналитическую зависимость величины указанных производных от времени полета. Полученные аналитические выражения для изохронных производных позволили значительно упростить анализ характеристик коррекций при полетах к Луне и планетам. [c.306]

Плоскость оптимальной коррекции в данном случае есть плоскость, перпендикулярная к оси пучка. Эллипс влияния есть окружность, радиус которой равен времени, оставшемуся до попадания в картинную плоскость. Таким образом, вне зависимости от величин и взаимного расположения скоростей планеты и космического аппарата эффективность коррекции в конце траектории определяется временем, оставшимся до сближения с планетой. Иными словами, эффективность коррекции одинакова при полете к Луне и планетам Солнечной системы, если коррекция производится за одинаковое время до попадания в картинную плоскость. Другим выводом является возможность установки нужного направления двигателя для коррекции вблизи планеты путем вращения аппарата вокруг направления на планету. В работе приводятся простые соотношения, определяющие характеристики коррекции на припланетном участке полета. [c.309]

В книге в доступной форме, без применения сложного математического аппарата, но вместе с тем вполне строго излагаются основы космодинамики — науки о движении космических летательных аппаратов. В первой части рассматриваются общие вопросы, двигательные системы для космических полетов, пассивный и активный полеты > поле тяготения. Следующие части посвящены последовательно околоземным полетам, полетам к Луне, к телам Солнечной системы (к планетам, их спутникам, астероидам, кометам) и за пределы планетной системы. Особо рассматриваются проблемы пилотируемых орбитальных станций и космических кораблей. Дается представление о методах исследования и проектирования космических траекторий и различных операций встречи на орбитах, посадки, маневры в атмосферах, в гравитационных полях планет (многопланетные полеты и т. п.), полеты с малой тягой и солнечным парусом и т. д. Приводятся элементарные формулы, позволяющие читателю самостоятельно оценить начальные массы ракет-носителей и аппаратов, стартующих с околоземной орбиты, определить благоприятные сезоны для межпланетных полетов и др. Книга содержит большой справочный числовой и исторический материал. [c.2]

Для выявления основных закономерностей полетов к Луне упростим задачу будем считать Луну непритягивающей точкой, совпадающей с центром Луны и движущейся по круговой орбите радиуса 384 400 км, или 60,34 радиуса Земли (среднее расстояние Луны от Земли). Позднее мы уточним наши выводы, учитывая и [c.191]

Старт С орбиты позволяет преодолеть также специальное ограничение на продолжительность полета, связанное с условиями связи с автоматической станцией в момент ее сближения с Луной. Если полет к Луне происходит в благоприятный период (рис. 71, а), то старт, как мы знаем, должен производиться в момент, когда космодром находится в точке А. Между тем наилучшие условия для связи со станцией, когда она приближается к точке Л , будут, если станция наблюдений находится в положении В. А так как станция наблюдений и космодром, естественно, находятся сравнительно близко друг от друга, то ясно, чго между моментами старта и сближения с Луной должно пройти 1V2, 27г, 37г или 47а сут (через такие промежутки времени точка А будет приходить в В) 13.4]. Полусуточный полет отпадает, так как требует слишком большой скорости (см. графики на рис. 69). [c.201]

Другим примером программы мягкой посадки может служить программа, которая использовалась при полетах американских космических аппаратов серии Сервейер (рис. 80). Масса аппарата Сервейер равнялась 950 кг, причем две трети ее приходилось на тормозную двигательную установку. Аппараты выводились на траектории полета к Луне с помощью ракет-носителей типа Атлас—Центавр . Через три дня полета на расстоянир 1600 км от поверхности Луны двигатели системы ориентации развертывали аппарат таким образом, чтобы тяга тормозного двигателя была направлена прямо противоположно скорости. Одновременно включалась телекамера, передававшая на Землю каждые 3 с одно изображение участка лунной поверхности. Камера позволяла установить место посадки с точностью порядка 1,6 км. На высоте 83 км, когда скорость аппарата равнялась 2,62 км/с, включался тормозной двигатель, работа которого прекращалась на высоте 8500 м ( 2700 м) при скорости 122 м/с (+38 м/с). Включались верньерные двигатели. [c.216]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...