Траектория облетная

Траектории межпланетные 743 Траектория облетная 747 [c.860]

Рис. IOQ. Плоские облетные траектории.

На рис. 100 приведены, найденные В. А. Егоровым, различные плоские облетные траектории. [c.747]

Возможны облетные траектории без возвращения (геоцентрические параболические и гиперболические траектории), характеризующиеся тем, что начальная скорость не меньше второй космической скорости. [c.747]

Строгое различие между облетной и долетной траекториями теряется, когда речь идет о пространственном сближении с возвращением. В этом случае говорят просто об облете Луны. [c.226]

На рис. 84 показаны классы плоских номинальных облетных траекторий, а на рис. 85 — долетных траекторий [3.1]. Верхние траектории соответствуют тесному сближению с Луной, а нижние — слабому. На чертежах одновременно указаны траектории и в геоцентрической, и во вращающейся системах отсчета. Сейчас мы увидим, насколько удобны последние для анализа происходящего. [c.226]

Траектория на рис. 85, в не является облетной, на что ясно указывает ее вид во вращающейся системе отсчета. С другой стороны, траектория на рис. 86 [3.14] является облетной, но Луна огибается не против часовой стрелки, как может показаться, а по часовой стрелке. Это можно заметить, сопоставив числовые отметки на орбите Луны и на траектории космического аппарата сначала аппарат находится левее Луны (если смотреть со стороны чЗемли), лотом позади нее, затем справа. Обратим внимание на то, что и е этом случае роль Луны сводится к спрямлению траектории и приближению ее к Земле, хотя траектория и не является номинальной. Облет получается дальний, и поэтому восьмерка вокруг Луны не описывается. Продолжительность полета по номинальным траекториям сближения с возвращением различна. Меньше всего времени для полета требуют облетные траектории, дающие тесное сближение (рис. 84, а, б) 5—10 сут. Дольше всего (15—20 сут) должны продолжаться полеты по долетным траекториям с тесным сближением (рис. 85, а, б). [c.226]

Рис. 84. Классы номинальных облетных траекторий [3.1] Отмеченное положение Луны в гео. центрической системе координат соответствует моменту максимального сближения.

НОЙ траектории и обогнув Землю (если не задета атмосфера), космический аппарат вновь восстановит свои начальные условия, но в другой точке пространства. Дальше он будет двигаться по продолжению второй части облетной траектории.. Это продолжение не будет по форме отличаться от первой части облетной траектории, но будет иначе расположено и приведет космический аппарат в новый район орбиты Луны. [c.231]

Возвращение к Земле для передачи изображений по радио с близкого расстояния впоследствии потеряло всякий смысл в связи с прогрессом техники фотографирования и радиосвязи. Это стало ясным уже при полете в июле 1965 г. советской станции Зонд-3 , когда великолепные фотографии Луны, полученные с расстояний от 1 1 600 до 10 000 км от ее поверхности, были переданы на Землю с расстояния 2 200 ООО км. Траектория Зонда-3 > не была облетной аппарат покинул сферу действия Земли. [c.238]

Если траектория полета к Луне является облетной, то ближайшая к Луне ее точка располагается над обратной стороной Луны. Но именно в этой точке выгоднее всего сообщить тормозной импульс (см. 2 гл. 10). Значит, маневр перехода на окололунную орбиту должен совершаться в условиях отсутствия радиосвязи с Землей. [c.270]

Метод точечной сферы действия удобен для приближенного расчета траекторий сближения КА с Луной, которые начинаются и кончаются вблизи Земли облетные траектории). Он удобен также для расчета межпланетных траекторий, проходящих вблизи Луны с целью использования ее гравитационного поля для изменения вектора скорости КА (так называемый пертурбационный маневр). [c.257]

Рассмотрим теперь сближение с Луной на нисходящей ветви геоцентрической траектории. Планы скоростей для таких траекторий можно получить путем симметричного отображения относительно вертикальной прямой 0 0 рис 7.5 и 7.7. В случае положительной начальной секториальной скорости возможны долетные траектории классов Db и Z>h (рис. 7.9). При отрицательной начальной секториальной скорости возможна долетная траектория класса и облетная траектория класса Сп (рис. 7.10). [c.263]

По мере дальнейшего убывания начальной скорости происходит попарное сближение, затем слияние и исчезновение траекторий классов Сн и Св, и (при положительной начальной секториальной скорости), С и Сн (при отрицательной начальной секториальной скорости). Последними исчезают траектории классов и при отрицательной начальной секториальной скорости. Численный анализ чувствительности облетных и долетных траекторий к ошибкам начальных параметров движения показал, что влияние начальных ошибок тем больше, чем ближе проходит траектория к поверхности Луны. С увеличением наименьшего расстояния траектории от поверхности Луны требования по точности быстро снижаются. [c.264]

Рис. 7.8. Схемы облетной и долетной траекторий с возвращением к цен у Земли при отрицательной начальной секториальной скорости а — вход в сферу действия Луны на восходящей ветви, выход на нисходящей б — вход в сферу действия Луны на восходящей ветви, выход на восходящей

При положительной конечной секториальной скорости возможны облетные траектории классов С1 и а также долетные траектории классов Пв и >в, все с пологим входом в атмосферу Земли. При отрицательной конечной секториальной скорости возможны [c.266]

Рис. 7.10. Схемы долетной и облетной траекторий с возвращением к центру Земли при отрицательной начальной секториальной скорости а — вход в сферу действия Луны на нисходящей ветви, выход на восходящей б — вход в сферу действия Луны на нисходящей ветви, выход на нисходящен

Рис. 7.11. Схемы облетных траекторий с пологим входом в атмосферу Земли при положительной конечной секториальной скорости а — вход в сферу действия Луны на восходящей ветви, выход на нисходящей б — вход в сферу действия Луны на нисходящей ветви, выход на нисходящей

Заметим, что деление траекторий на облетные и долетные теряет смысл для пространственных траекторий сближения КА с Луной [c.273]

И последующим возвращением к Земле. Обычно такие пространственные траектории называют облетными. Облет Луны может происходить только в направлении, противоположном ее орбитальному движению. Действительно, геоцентрическая скорость Луны близка к местной круговой, а геоцентрическая скорость КА в апогее сильно вытянутой эллиптической орбиты оказывается существенно меньше. Поэтому КА не может догнать Луну. [c.274]

Интересы Годцарда на ранней стадии его деятельности бьши весьма разнообразными. Так, в его записях, которые он, начиная с 1906 года, вел регулярно, содержатся такие идеи, как использование для полета магнитного поля Земли создание реактивной тяги для движения аппарата в космосе за счет электростатического эффекта (с нейтрализацией потока ионов за космическим аппаратом) проведение фотосъемки Луны и Марса с облетных траекторий производство на Луне кислорода и водорода для использования в качестве ракетного топлива и так далее в том же духе. Все эти богатые идеи Годцард преподносит чрезвычайно скупо, давая им лишь самую общую оценку. [c.334]

Необходимость сравнительно низких начальных скоростей представляет существенную особенность облетных экспедиций без дополнительного включения тяги. Низкие же начальные скорости приводят к сильной зависимости времени полета от малых ошибок скорости. В то же время, -если желательно, чтобы аппарат, вернувшись к Земле, оказался в заданной точке над ее поверхностью, нужно, чтобы полное время его движения близко совпадало с расчетным, так как вследствие суточного вращения Земли заданная точка непрерывно меняет свое положение в пространстве. Поэтому для выполнения облетной экспедиции к Луне по баллистической траектории с возвращением в заданную точку на Землю необходим очень точный контроль начальной скорости аппарата. Ниже будут указаны конкретные значения допустимых отклонений. [c.135]

Как показано на рис. 6.5JI, при путешествии к Марсу с последуюп1,им возвраш ением величина потребной характеристической скорости рейса Ai tot возрастет с 31 ООО фут/сек (профиль типа О при = 1,52 а. е.) до 74 ООО фут/сек Ra = 2,2) при сопутствующем уменьшении времени полета до 128 дней. Однако время вынужденного пребывания на спутниковой орбите с ростом Ra также возрастет и полностью нейтрализует выигрыш во времени перелета. Так, при 7 = 2,2 а. е. время t увеличивается до 700 дней и полное время путешествия будет около Т = 956 дней, тогда как при полете но траектории профиля О время путешествия составляет 980 дней. Поэтому профиль 1 более удобен для быстрых перелетов без захвата и, если позволяют энергетические ресурсы, то и для одностороннего рейса с торможением близ планеты или даже с захватом ею и выходом на эллиптическую захватную орбиту, а также для облетных траекторий вокруг Марса (задачи 2-й группы). Однако использование профилей типа 1 не позволяет достичь существенного сокращения полного времени экспедиции, что желательно для выполнения задач 3-й группы. То же относится и к профилям типа 2. [c.223]

Сравнение баллистической ракеты и ракеты малой тяги. В этом разделе мы займемся сравнением грузоподъемности баллистической ракеты и ракеты с малой тягой (см. [10] и [13—17], где рассматриваются баллистические траектории космических полетов). Под баллистическими ракетами понимаются ракеты, достигаюш,ие больших приростов скорости за короткое время работы двигателя, как это имеет место в обыкновенных химических ракетах или ракетах с ядерным теплообменником. При облетной экспедиции к JVIap y баллистическая ракета должна получить по крайней мере четыре импульсных приращения скорости, а именно [c.320]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...