Выход нз плоскости эклиптики

Если плоскость орбиты искусственной планеты совпадает с плоскостью эклиптики (когда гелиоцентрическая скорость выхода ле- [c.350]

Но совсем просто оказывается исследовать районы, лежащие на многие миллионы километров выше и ниже орбиты Земли. Чтобы вывести искусственную планету на круговую орбиту радиуса 1 а. е., плоскость которой наклонена на угол I к плоскости эклиптики, нужна геоцентрическая скорость выхода Увых=2Уз 51 п(г72). Для угла =10° найдем с вых=5,19 км/с, откуда ио—У 11,192+5,192= = 12,3 км/с. Как видим, скорость отлета с Земли оказалась небольшой, а между тем она позволяет искусственной планете через 3 месяца после старта удалиться от Земли на максимальное расстояние [c.354]

Однако большего эффекта при тех же скоростях отлета с Земли можно достичь, если не стремиться повернуть в результате облета Юпитера плоскость движения непременно на 90°, а постараться максимизировать только перпендикулярную к плоскости эклиптики составляющую гелиоцентрической скорости выхода из сферы действия Юпитера. Таким путем можно увеличить отклонение от плоскости эклиптики примерно на 6 а. е. [4. 47]. [c.412]

Для научных наблюдений гораздо более интересная, хотя и более сложная задача,— сопровождение кометы, требуюш,ее встречи с ней на некотором расстоянии (без стыковки), что, как известно, предполагает выравнивание скоростей. Для этого нужен как минимум двухимпульсный маневр с выходом из плоскости эклиптики и — в некоторых случаях (например, полет к знаменитой комете Галлея) — преодоление в какой-то мере орбитального движения Земли. Однако в ряде случаев получаются вполне приемлемые значения суммарных характеристических скоростей. [c.435]

Маневр в гравитационном поле Юпитера можно использовать также для выведения КА на траекторию пролета вблизи Солнца с выходом из плоскости ЭКЛИПТИКИ [60]. [c.331]

Вводится фиктивное тело, называемое средним эклиптическим солнцем, которое одновременно с Солнцем выходит из перигея, движется в плоскости эклиптики со средней угловой скоростью Солнца (среднее движение) и одновременно с Солнцем возвращается в перигей. [c.57]

Если космический аппарат уже покинул сферу действия Земли, то поворот плоскости его орбиты может быть успешно осуществлен с помощью малой тяги. Сам выход к границе сферы действия Земли может быть также произведен посредством малой тяги при старте с околоземной орбиты, но может быть для этого использована и химическая ракета. В последнем случае при геоцентрической скорости выхода, равной нулю (Увых= оо=0). малая тяга начнет воздействовать на орбиту, совпадающую с эклиптикой, т. е. уже наклоненную к солнечному экватору на 7,2°. Если ракета-носитель способна обеспечить некоторое значение у , >0, то всегда можно так подобрать направление выхода из сферы действия Земли, чтобы орбита искусственной планеты была круговой радиуса 1 а. е. с некоторым наклоном I к эклиптике, и так подобрать момент старта, чтобы начальный наклон к плоскости солнечного экватора равнялся 0=1+7,2°. [c.355]

Одной из возможностей использования гравитационного поля Юпитера является отклонение траекторий космических зондов от плоскости эклиптики, что позволит производить научные наблюдения на больших эклиптических широ тах. Портер, Лус и Эджкомб в своей работе [14] исследовали эту возможность и рассмотрели два способа облета Юпитера с выходом из плоскости эклиптики поворот плоскости орбиты зонда на 90° после пролета Юпитера и поворот с максимизацией составляющей вектора скорости зонда, нормальной к плоскости эклиптики (рис. 6). Хотя при первом способе поворота траектории зонд пройдет над Солнцем, [c.20]

С точки зрения исследования Солнца представляет интерес достижение высоких гелиографических широт, т. е. возможно большее отклонение от плоскости солнечного экватора, а не от эклиптики. Но эклиптика уже наклонена к солнечному экватору на угол 7,2°. Поэтому выход из плоскости эклиптики желательно совершить в узле эклиптики — точке пересечения орбиты Земли с плоскостью солнечного экватора, чтобы отклонение орбиты зонда от плоскости эклиптики прибавилось к уже имеющемуся естественному наклону самой эклиптики. Поскольку ось Солнца наклонена в сторону точки осеннего равноденствия, старт должен осуществляться в середине лета или в середине зимы, когда ось Солнца видна сбоку . [c.355]

По-видимому, может быть целесообразен двухимпульсный маневр выхода из плоскости эклиптики космический аппарат удаляется по гомановской траектории так далеко, что слабый импульс в афелии может вывести его на новую эллиптическую орбиту в новой плоскости. Например, при удалении афелия на 40 а. е. от Солнца (среднее расстояние Плутона) достаточно сообщить аппарату скорость 1,4 км/с, чтобы его гомановская орбита повернулась, не изменяясь, на 90° вокруг линии Солнце — афелий. При этом максимальное удаление от плоскости эклиптики составит 6,32 а. е. =945 10 км и будет находиться примерно над орбитой Урана. Суммарная характеристическая скорость равна 17,7 км/с (приведена к поверхности Земли, потери не учитывакугся). Минимальное значение суммарной характеристической скорости равно третьей космической скорости 16,65 км/с и достигается переходом через бесконечность . [c.359]

С помощью поля тяготения Юпитера можно значительно удалиться от плоскости эклиптики. При движении по траектории, близкой к гомановской, при должном входе в сферу действия Юпитера плоскость движения после выхода из с( ры действия может быть отклонена от плоскости эклиптики на угол немногим более 23 . Можно добиться поворота на угол 90°, но для этого требуется большая скорость отлета с Земли [4.471. [c.411]

Можно поставить задачу выхода из сферы действия Юпитера в плоскости, перпендикулярной к плоскости эклиптики, и последующего пролета на заданном расстоянии от Солнца [4.78]. Чем теснее при этом сближение с Солнцем, тем меньше удается удалиться от плоскости эклиптики, но и тем меньше необходимая скорость отлета. Так, при старте в июне 1975 г. при заданном перигелийном расстоянии 0,05 а. е. максимальное удаление от эклиптики в северном направлении составляло бы 0,45 а. е. и требовало геоцентрической скорости выхода из сферы действия Земли 11,06 км/с, в южном — 0,54 а. е. и 11,09 км/с. Соответствующие данные для перигелийного расстояния 0,2 а. е. 0,95 а. е. и 11,16 км/с [c.412]

Хавенсон H. Г., Эльясберг П. E. О возможности использования гравитационного поля Юпитера для пролета на заданном расстоянии от Солнца и выхода из плоскости эклиптики.— Космические исследования, 1972, т. 10, № 2. [c.499]

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 ...