Возвращение с планет

При расчете перелетных траекторий с возвращением на планету старта существенной является геометрия дуги возвращения, целиком определяющая время нахождения период захвата) космического аппарата на спутниковой орбите планеты назначения. [c.740]

Безостановочными облетами мы называем гиперболические пролеты мимо планет, не сопровождающиеся выходом на орбиту искусственного спутника планеты. Наличие человека на борту корабля, совершающего подобный межпланетный перелет, позволяет более просто организовать автономную навигацию и коррекцию при сближении с планетой. Это обстоятельство не вносит особых корректив в траекторию по сравнению с облетом планеты автоматической станцией, сопровождающимся возвращением к Земле. То же, естественно, касается и характеристической скорости. Однако начальная масса ракеты-носителя возрастает во много раз. [c.447]

С Землей может состояться лишь спустя много оборотов. Эти расчеты показывают, что среди траекторий полета к одной или к нескольким планетам с возвращением выгодными являются [c.742]

Посадка на планету, обладающую атмосферой, происходит во многих случаях аналогично возвращению в атмосферу Земли со стороны Луны. Разнообразие характеристик притяжения планет и структур их атмосфер приводит к большому разнообразию условий входа в атмосферы, к значительным вариациям в ширине коридоров входа. При полетах людей главным показателем при вычислении ширины коридора входа является допустимая перегрузка ее коэффициент условно принимается равным 10. Может выясниться, однако, что многомесячная невесомость во время межпланетного Полета очень ослабляет организм космонавта, и потому допустима лишь перегрузка, скажем, с коэффициентом 3 или 4. о бы резко сузило коридоры входа. Если речь идет об автоматических аппаратах. [c.323]

Орбита с периодом Р=2 года соответствует возвращению к Земле после ОДНОГО оборота планеты (/г=1) и двух оборотов Земли (т=2). Ее афелий удален от Солнца на 2,174 а. е. (лежит за орбитой Марса). [c.352]

Возможны также полеты Земля — Марс — Земля с возвращением к Земле примерно через 3 года. Их траектории близки к орбите искусственной планеты с периодом обращения /г года [4.8]. [c.378]

Нельзя ли возвратить на Землю космический аппарат, совершивший облет Юпитера, как бы перехватив его во время следования к центру Солнечной системы Оказывается, что совершенно невозможно добиться, чтобы Земля в момент пересечения ее орбиты оказалась сколько-нибудь близко от точки пересечения. Например, на рис. 156 пересечение орбиты Земли происходит через 3 года после отлета с Земли, и Земля в это время находится вблизи точки 5ц, а следовало бы ей находиться левее Зг (Зг— положение Земли в момент облета Юпитера). Если бы весь полет был значительно более длительным, как, например, при облетах более далеких планет, то было бы, видимо, легче привести в соответствие его продолжительность с движением Земли и обеспечить возвращение зонда на Землю. [c.411]

В случае межпланетных экспедиций дело обстоит, однако, сложнее, чем в случае экспедиций на Луну, так как теперь сама величина полезной нагрузки зависит от выбранного варианта экспедиции более длительные экспедиции требуют и большей полезной нагрузки ). Поэтому в принципе вариант более длительной экспедиции со сравнительно небольшой суммарной характеристической скоростью может иногда оказаться гораздо менее выгодным, чем вариант кратковременной экспедиции с большей суммарной характеристической скоростью. Для выбора варианта межпланетной экспедиции лучше подходит более общий критерий минимальной массы ракеты-носителя или, если учесть, что монтаж на орбите в данном случае неизбежен, критерий минимальной начальной массы корабля на низкой околоземной орбите. Это тем более верно, что величина полезной нагрузки зависит и от других факторов, например от скорости входа в земную атмосферу при возвращении (от нее зависит масса теплозащитного экрана), от условий входа в атмосферу планеты-цели и т. д. [c.443]

Как видим, экспедиции с малой тягой не дают выигрыша во времени по сравнению с импульсными перелетами при технически реальных реактивных ускорениях, но дают большой выигрыш в полезной нагрузке. Выигрыш во времени при полетах к дальним планетам обнаруживается, как мы знаем (глава 14), если цель полета — простой пролет мимо планеты, без выхода на орбиту и без возвращения на Землю. К пилотируемым полетам это не может относиться. [c.464]

Траектории полета к планете назначения с возвращением к Земле включают подклассы траекторий с задержкой у планеты (на ее поверхности или на орбите вокруг планеты) и без задержки у планеты. Если траектории без возвращения к Земле приемлемы только для доставки автоматических аппаратов, то траектории с возвращением к Земле, являясь обязательными для будущих пилотируемых полетов к планетам, могут использоваться и при запуске автоматических аппаратов. Например, в тех случаях, когда необходимо доставить на Землю образцы грунта или пробы атмосферы планеты. Возвращение КА к Земле желательно проводить в два этапа. Сначала КА выводится на промежуточную орбиту вокруг планеты, а затем стартует на гиперболическую траекторию возвращения. [c.287]

Мы видим, таким образом, что с точки зрения теории относительности Эйнштейна для человека не только открываются возможности покинуть нашу Солнечную систему, но еще и отдалить день своей кончины. В частности, теория доказывает возможность для путешественника покинуть Землю, посетить ту или иную звезду и возвратиться на родную планету через промежуток времени, не превосходящий длительности человеческой жизни н а космическом корабле, но при возвращении встретиться на Земле с новыми, более или менее отдаленными поколениями [c.190]

Приключения на планете иногда приводят к трагической развязке, в других же случаях они оканчиваются благополучным возвращением на Землю, причем путешественники привозят с собой научные данные огромной важности. Бывает и так, что в полет отправляется автоматически управляемый аппарат без пассажира и возвращается невредимым, привозя с собой кинофильм с подробной топографической съемкой планеты. [c.208]

Как вытекает из формулы (227), одним из затруднений в осуществлении экспедиций на Венеру и Марс является для перелетевших на эти планеты космонавтов необходимость выжидания в течение длительного времени такого взаимного расположения планеты и Земли, при котором станет возможным возвращение по симметричной траектории. Если, например, лететь на Венеру по траектории, требующей]минимальной скорости при старте с Земли (см. табл. 20), то космонавты, прибыв к цели через 146 суток, вынуждены были бы в течение 467 суток выжидать на Венере подходящего ее расположения по отношению к Земле. Экспедиция туда и обратно продлилась бы 759 суток. [c.228]

СХЕМЫ ПОЛЕТА К НЕСКОЛЬКИМ ПЛАНЕТАМ. Эти схемы можно разбить на два типа без возвращения к Земле с возвращением к Земле. [c.128]

Ко второму типу схем полета относят ф схемы полета КА к одной планете с возвращением к Земле [c.128]

При реализации полетов КА к другим небесным телам Солнечной системы (к Луне, планетам, астероидам, кометам) в некоторых случаях предусматривают возвращение на Землю какой-то части КА (например, при доставке грунта с Луны на советских АМС Луна ). В этом случае обязательным требованием является надежная посадка СА в заданном, специально выбранном районе Земли. [c.418]

Необходимо проводить четкое различие между рейсами односторонними (без возвращения), которые, видимо, должны предназначаться для полетов автоматических ракет, и рейсами с возвращением, предназначенными для полетов ракет с человеком на борту. В первом случае путем небольшого увеличения начальной скорости можно значительно уменьшить время перелета и этим сэкономить на энергии, необходимой для поддержания связи с Землей в те периоды, когда ракета будет, например, вблизи Марса. Если же ракета должна быть захвачена планетой или выведена на траекторию возвращения по быстрой орбите, то потребная энергия резко возрастет. Поэтому проблема выбора оптимальной траектории играет очень важную роль в анализе и разработке космических летательных аппаратов. [c.162]

Быстрые перелеты с маневром захвата и ухода у целевой планеты, возвращением к Земле и захватом Землей соответствуют задачам пункта 3. [c.209]

Резюмируем итоги проведенного обсуждения экспедиции к Марсу и обратно на космическом корабле с малой тягой. Корабль, стартуя с круговой орбиты вокруг Земли на высоте 200 миль, разгоняется по спирали, приобретая энергию освобождения за время Те- Затем он движется по переходной траектории с орбиты Земли к орбите Марса., где скорость его становится равной скорости Марса, причем время перелета равно Гт. После этого следует маневр захвата, пребывание на эллиптической орбите вокруг Марса и маневр ухода от планеты ни один из этих маневров не оказывает существенного влияния на величину полезного груза корабля. Затем корабль возвращается с орбиты Марса на орбиту Земли, имея в конце скорость, равную ее орбитальной скорости. Время возвращения равно Тт. Наконец, корабль входит в [c.316]

В этой связи уместно привести некоторые выводы из проводящегося исследования. Как известно, повторяе-M XSTb геометрического расположения планет Земля — Марс — Венера имеет период около 6,4 года. Поэтому характеристики траекторий, связанных с перелетами между этими планетами, будут также (по крайней мере качественно) меняться с тем же периодом. Оказалось, что в пределах каждого 6,4-летнего периода только три из семи возможных групп траекторий отправления и возвращения с попутным облетом заслуживают серьезного исследования (см таблицу 1). [c.15]

Рассмотренные перелетные орбиты являются эллиптическими, II, они, как правило, оптимальны относительно энергетических затрат, но не оптимальны относительно времени перелета (в особенности медленные траектории ). Возможен также перелет по гиперболической и параболической траекториям. На такой перелет, очевидно, нужно меньшее время перелета, однако подобные орбиты не оптимальны с точки зрения расхода топлива, так как для их реализации требуется большая начальная скорость. Например, при перелете из окрестности Земли необходима начальная геоцентрическая скорость не меньше 16,7 км1сек. Гиперболические и параболические орбиты невыгодны с точки зрения энергетического критерия и при возвращении на планету старта. [c.740]

Геоцентрическая траектория подлета к Земле возвращающегося корабля является гиперболой. Минимальная скорость входа в земную атмосферу при возвращении с какой-то планеты или с орбиты ее спутника равна минимальной скорости отлета с Земли при полете к этой планете, так как соответствует возвращению по полуэллиптической (гомановской) траектории. Эти скорости, по существу, указаны в столбце 3 табл. 6 в 4 гл. 13. [c.444]

Р. X. Годдард (США) начал свои исследования в области ракетно-космической техники в 1906 г. В его научном дневнике под названием Перемещение в межпланетном пространстве [6, с. XIII] в 1906—1908 гг. были рассмотрены различные источники анергии и типы движителей солнечные зеркала высокоскоростной поток электрически заряженных частиц (по-видимому, это было первое рассмотрение теории электрических реактивных двигателей) тепло, выделяющееся при радиоактивном распаде (провозвестник атомного двигателя) и, наконец непрерывное горение водорода и кислорода с отбрасыванием газов (т. е., по существу, жидкостный ракетный двигатель) [6, с. 693]. Кроме того, в те же годы он изучал некоторые другие аспекты космического полета противометеорную защиту, старт ракеты (в частности, высотный — с помощью аэростатов), посадку с применением крыла на планету, имеющую атмосферу, или на Землю при возвращении, фотографирование Луны при облете ее ракетой и различные вопросы практики космических полетов и конструкции аппаратов. Некоторые результаты исследований Годдард включил в статью О возможности перемещения в межпланетном пространстве (1907 г.) [6, с. 81 —87], которая была опубликована лишь в 1970 г. В статье делается [c.438]

В. С. Новоселовым (1963), а оптимальный компланарный перелет между орбитами — С. Н. Кирпичниковым (1964). Условия оптимального-импульсного перехода космического аппарата, тормозяш,егося в атмосфере планеты, на орбиту искусственного спутника, были подробно, проанализированы В. А. Ильиным (1963). Позже В. А. Ильин (1964, 1967) и В. С. Вождаев (1967) рассматривали задачу определения оптимальной траектории перелета между компланарными круговыми орбитами с использованием методики сфер действия и получили простые алгебраические соотношения между эксцентриситетами и фокальными параметрами для одно- и двухимпульсных перелетов. Еш е одно интересное исследование В. А. Ильина (1967) посвящено приближенному решению задачи синтеза траектории близкого облета Луны с возвращением в атмосферу Земли. В этом исследовании успешно используется замена движения космического аппарата в сфере действия Луны — разворачивающим импульсом поля тяготения Луны. [c.274]

Ловороту плоскости орбиты может способствовать и аэродинамический маневр при наличии подъемной силы — проход через атмосферу планеты, хотя и требующий довольно сложного управления, но приводящий к экономии топлива. Например, можно почти полностью избавиться от последнего импульса при переходе через бесконечность, так же как это делается вообще при возвращении из района Луны (см. 3 гл. И). Но и при низкой орбите возможен такой маневр [2.111 тормозной импульс заставляет спутник сойти с орбиты, чтобы затем, войдя в плотные слои атмосферы (граница на высоте 100 км), совершить в них вираж и выйти из них уже в другой плоскости со скоростью меньшей, чем скорость входа. Остается теперь двумя разгонными импульсами вывести спутник на орбиту прежней высоты, заодно увеличив еще несколько отклонение плоскости орбиты. Для реальных значений аэродинамических коэффициентов и высоты орбиты до 600 км таким путем можно повернуть орбиту на 40н-50°, выиграв по сравнению с чисто ракетным поворотом массу топлива, составляющую от 0,2 до 0,3 начальной массы спутника на орбите. [c.119]

Нетрудно сообразить, что минимальный срок возвращения к Земле для внутренних орбит равен одному году. Через год, совершив два оборота вокруг Солнца, возвратится к Земле в начальную точку своего движения зонд с периодом обращения 7г года. Точно также через год вернулись бы к Земле и зонды с периодами обращения 7з. V4, 7б года и т. д., но... таких искусственных планет не существует, так как минимальный период обращения искусственной планеты равен удвоенному времени полета к Солнцу по полуэл-липсу, т. е. 130,04 сут — более 7з года. Остальные внутренние орбиты обеспечивают возврат к Земле через два, три и большее число лет. (Например, при периоде 7з года зонд возвращается к Земле через 2 года, совершив 3 оборота вокруг Солнца.) [c.351]

Однако во многих случаях, как мы увидим, целесообразно, чтобы траектория возвращения не была гомановской. Поэтому, как правило, скорости входа в земную атмосферу будут значительно превышать вторую космическую даже при возвращении от Марса и Венеры, не говоря уже о других планетах. При возврате с Марса скорость входа может превышать 20 км/с (см. ниже), минимальные скорости входа при возврате с Урана, Нептуна, Плутона будут порядка 16 км/с. Вход на подобных скоростях резко сужает коридор входа по сравнению со входом со второй космической скоростью. [c.444]

Мы видели, какие усилия тратятся специалистами, чтобы добиться максимального сокращения длительности экспедиций. С этой целью, в частности, стремятся уменьшить период ожидания до такой степени, чтобы только могла быть проведена минимальная программа исследований. Между тем неизбежно наступление момента, когда научные задачи станут столь сложны, что потребуют длительного пребывания на планете. Например, понадобятся продолжительные экскурсии в области, отдаленные на сотни километров от места высадки космонавтов на Марсе. Сделается необходимым создание если не полностью стационарных баз на Марсе (с регулярно сменяемым персоналом), то хотя бы полустационар-ных — с временным, но длительным обитанием на них людей. Тогда, возможно, и дважды гомановские экспедиции представят интерес. Но пройдет немало времени, прежде чем люди на Марсе отважатся пропустить благоприятный для возвращения на Землю момент, чтобы сознательно остаться на Марсе на целый синодический период. Увы, природные условия, возможно, вообще этого не допустят... [c.465]

Для получения эффекта уменьшения гелиоцентрической скорости КА облет планеты должен совершаться против ее орбитального движения (аналогично траектории облета Луны с последующим возвращением к Земле). Задача гравитационного маневра подробно рассмотрена в п. 7.5.1. Было показано, что при оптимальных условиях входа в сферу действия планеты максимальное возможное приращение скорости равно круговой скорости в перицентре. Если подлет КА к сфере действия планеты происходит по траектории типа Гоманна, то приращение скорости за счет гравитационного маневра существенно уменьшается. [c.330]

В 1925 г. издана книга Гоманна в которой преимущественно разбираются возможные пути небесных кораблей. Там же излагается проект возвращения на Землю без необходимости расходовать топливо. Для этого предлагается поглощать кинетическую энергию возвращающегося аппарата путем торможения его воздухом в высших слоях атмосферы. Особенность решения задачи состоит в том, что аппарат описывает вокруг Земли последовательно уменьшающиеся эллиптические орбиты, причем только часть эллипса должна пролегать в атмосфере Земли. Последнее делается с той целью, чтобы избежать слишком резкого торможения, опасного не только для организма пассажиров, но и для самого аппарата (вследствие нагревания). Наконец, Гоманн рассматривает еще вопросы о непрерывном торможении в атмосфере и о посадке на планеты с применением торможения реактивным действием. [c.55]

Гиперболические орбиты являются орбитами движения небесных тел, способных преодолевать поле тяготения основного притягивающего центра. Таковы кометы, навсегда покидающие Солнечную систему, а также космичеС1ше аппараты, стартующие с орбиты ИСЗ при осуществлении межпланетных перелетов к Венере, Марсу, Юпитеру и др. Следует указать, что траектории возвращения КА после полета к планетам также являются гиперболическими, величина скорости которых превышает вторую космическую (параболическую) скорость. [c.76]

Рассмотрим схемы полета к одной планете без возвращения к Земле. С нх нспользованнем осуществлены полеты советских и американских КА к Марсу и Венере. Они позволяют доставлять на планету нсследовательскне лаборатории, создавать ИСП, с помощью которых проводят глобальное исследование планеты. Наиболее простой из данного типа схем является схема перелета с Земли к планете с посадкой иа ее поверхность. [c.130]

Каждому типу эллиптических орбит перехода в один конец обычно присваивают [120] номер — однозначное число (например, О для гомаиовского перелета), а каждой траектории перелета с возвращением — двузначное число (например, 00 для го-мановскон траектории облета). При этом в случае перелета с возвращением первая цифра двузначного номера соответствует номеру одностороннего перелета от Земли к планете-цели, а вторая цифра означает номер одностороннего перехода от планеты-целн к Земле (возвращение). Если же при перелете с возвращением используют гиперболический переход, то их номера записывают последовательно через запятую, начиная с орбиты полета от Землн и кончая орбитой возвращения. [c.277]

Прн возвращении от Луны скорость входа близка ко 2-й космической скорости ==11 км/с), а прн возвращении от других небесных тел — превышает 2-ю космическую скорость (Vgjj > 11,2 км/с). В последнем случае ее принято именовать гиперболической, так как траектория возвращения КА относительно Землн является кеплеровой разомкнутой орбитой, называемой гиперболой. Соответственно траекторией возвращения от Луны является парабола. В результате возвращающийся от Луны аппарат входит в атмосферу Земли с параболической (точнее, околопараболической) скоростью, в то время как возвращающийся от планет КА — с гиперболической скоростью. Диапазон скоростей входа > 11,2 км/с принято называть также диапазоном гиперболических скоростей возвращения. [c.418]

По окончании исследовательской программы экипаж стартует в 11-тонном возвращаемом модуле экспедиционного корабля и, состыковавшись с разгонным блоком, через 280 дней после выхода на орбиту Марса покидает пределы красной планеты. Обратная дорога займет еще 330 дней. Полная масса комплекса после возвращения к Земле составит всего 340 тонн. [c.384]

Первую группу возглавлял Глеб Максимов. Проект пилотируемой космической системы, получивший название Тяжелый межпланетный корабль ( ТМК ), вьщвинутый этой группой, основывался на использовании сверхтяжелого носителя. С помощью этого носителя на околоземную орбиту выводились трехместный межпланетный корабль и ракетный блок, который обеспечивал разгон корабля в направлении Марса. Затем по баллистической траектории совершался полет к красной планете, ее облет и возвращение на Землю. [c.388]

Проект Феоктистова поначалу основывался на сложной многопусковой схеме со сборкой ТМК на орбите ИСЗ и последующим разгоном корабля к Марсу. В него должны были войти пять модулей кабина космического корабля, аппарат для полета в марсианской атмосфере, два модуля для высадки на поверхность планеты (один основной, а второй запасной на случай, если первый при посадке получит повреждения), ядерный реактор в защитном кожухе. После выхода на орбиту вокруг Марса предполагалось исследовать атмосферу планеты с помощью атмосферного аппарата, а на поверхность планеты доставить два посадочных модуля с тремя членами экипажа Трое других должны были дожидаться их возвращения на орбите. После завершения программы исследований корабль с космонавтами стартовал к Земле. [c.389]

Для осуществления высадки ТМК-Э нес целый исследовательский комплекс из пяти отделяемых аппаратов сегментально-конической формы. После посадки исследовательский комплекс формировался в марсианский поезд на крупногабаритных колесных шасси, подобный лунному поезду , разработанному в бюро Владимира Бармина. Марсианский поезд состоял из пяти платформ платформы с кабиной экипажа, манипулятором и буровой установкой, платформы с конвертопланом для разведочных полетов над красной планетой, двух платформ с ракетами (одна запасная) для возвращения экипажа с поверхности Марса на корабль, находящийся на околомарсианской орбите, и платформы с силовой ядерной энергоустановкой. [c.392]

Посадка на планеты и их спутники. Посадка представляет собой заключительный этап межпланетного полета, хотя, вообще говоря, он не всегда имеет место (как, например, в задачах 5-й группы). Возможность осуществления успешной посадки субракеты и ее возвращения на корабль-носитель в сильной степени зависят от характеристик самой планеты. По-видимому, сравнительно наиболее просто можно сделать посадку на Марс. После выхода корабля на захватную орбиту, где допустим значительный разброс в высоте и эксцентриситете, выбирается более точная орбита, после чего с помощью включения тяги соответствующим образом изменяются высота и эксцентриситет захватной орбиты. В предшествующих разведывательных полетах должны быть собраны данные о характере поверхности планеты и о местах, наиболее удобных для приземления , с тем чтобы выяснить, следует ли перед спуском субракеты изменять плоскость орбиты корабля-носителя. Наибольшие затраты топлива потребуются для осуществления посадки в полярных районах планеты (так как захватная орбита, грубо говоря, лежит в плоскости эклиптики). Поэтому мы здесь обсудим возможность посадки в тропические или субтропические области Марса. Целый ряд сведений об атмосферной оболочке планеты и о характере ее сезонных изменений, а также о сезонных изменениях на поверхности может быть получен с помощью посылки зондирующих ракет и спутников, которые могут быть оставлены возле планеты предыдущими экспедициями. [c.239]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...