Движение селеноцентрическое

При полете ракеты в пределах сферы действия Земли расчет ее траектории производят в геоцентрической системе отсчета. Когда ракета достигает границы сферы действия, расчет ее траектории производится в новой системе отсчета, связанной с тем небесным телом, в сфере действия которого будет происходить дальнейшее ее движение. Например, в селеноцентрической системе отсчета — при полете ракеты к Луне, в гелиоцентрической — ири полете к Солнцу. [c.120]

Вход в сферу действия Луны должен происходить не с нулевой скоростью. Обратимся к рис. 72. Точка Л о показывает положение Луны в момент старта с Земли в точке Л. В момент, когда космический аппарат в точке В входит в движущуюся ему наперерез сферу действия Луны, сама Луна находится в точке Лг и имеет скорость = км/с. Геоцентрическая скорость V космического аппарата направлена вдоль траектории. Ее можно рассматривать как абсолютную скорость, складывающуюся векторно из переносной скорости Ул аппарата в его движении вместе со сферой действия Луны и относительной скорости V — селеноцентрической скорости. Абсолютная скорость, как известно, может быть представлена в виде диагонали параллелограмма, построенного на переносной и относительной скоростях. Для этой цели может быть также построен и треугольник скоростей. Соответствующие построения показаны на рис. 72. [c.203]

Чтобы попадание в Луну могло произойти, селеноцентрическая скорость V в точке В должна быть направлена в точности на Луну. Если мы теперь, в согласии с приближенной методикой, будем рассматривать селеноцентрическое движение внутри сферы действия Луны, вовсе забыв о притяжении Земли, то оно будет происходить с начальной скоростью и. Траектория будет представлять радиальную прямую ВЛ1. [c.203]

В силу симметричности движения по гиперболе выходная селеноцентрическая скорость Увых равна по величине входной но повернута относительно нее на некоторый угол а. Концы ветвей гиперболической траектории настолько распрямлены, что векторы входной и выходной селеноцентрических скоростей можно считать совпадающими с асимптотами гиперболы (они показаны на рис. 82, в). Поэтому угол а равен углу, образованному асимптотами. [c.222]

Представляет интерес выяснить форму геоцентрического движения между точками Аг и А 2. Начертим селеноцентрическую гиперболу на листке бумаги и наложим его на чертеж, изображающий геоцентрическое движение. Если теперь иголкой в разные моменты времени протыкать оба листа бумаги в точках местонахождения космического аппарата, не забывая при этом перемещать наложенный лист вместе с Луной, то проткнутые места на нижнем листе обозначат искомый участок геоцентрической траектории. Этот участок окажется в данном случае петлей типа восьмерки , характерной для облета Луны. [c.223]

Обратим внимание на то, что участок этой траектории внутри сферы действия Луны заметно похож на селеноцентрическую траекторию (рис. 82, в). Это объясняется тем, что хотя наша новая система отсчета, в отличие от селеноцентрической, и вращается, но вращение это очень медленное (13,2° в сутки). Удобство рассмотрения движения во вращающейся системе отсчета станет особенно ясным далее. [c.224]

На рис. 91 [3.1] показаны возможные типы траекторий, дающих максимальный разгон космического аппарата Луной. Участки траекторий до сближения с Луной сильно напоминают траектории попадания. Но теперь аппарат должен пролететь вблизи поверхности Луны и затем выйти из сферы действия Луны в направлении, близком к направлению движения Луны. При этом переносная скорость движения Луны наилучшим образом прибавится к относительной (селеноцентрической) скорости космического аппарата. [c.234]

Для так называемых траекторий сближения, т. е. траекторий космических аппаратов, стартующих с Земли и входящих в сферу действия Луны до того, как они завершат хотя бы один оборот вокруг Земли, ответ на поставленный вопрос нам известен. Даже минимальная селеноцентрическая скорость входа в сферу действия Луны более чем вдвое превышает скорость освобождения от лунного притяжения на границе сферы действия Луны. Поэтому селеноцентрическая траектория представляет собой ярко выраженную гиперболу. Учет возмущений селеноцентрического движения со стороны Земли не может существенно изменить эту картину (уж очень гиперболично движение), и, таким образом, захват космического аппарата оказывается невозможным [3.16]. [c.239]

Аналогично можно найти селеноцентрическую скорость спутника в точке 2 (здесь спутник в геоцентрическом движении обгоняет Луну). Она оказывается равной 0,17 км/с, в то время как местная круговая селеноцентрическая скорость равна 0,27 км/с. [c.248]

Гораздо легче вернуться "на Землю по прямым геоцентрическим траекториям, чем по обратным (огибающим Землю в направлении, противоположном движению Луны и направлению ее вращения). Последние потребовали бы большей селеноцентрической скорости выхода г/вых для получения той же по величине геоцентрической скорости Увых (но направленной в сторону обратного огибания Земли). [c.257]

Внутри сферы действия Луны орбита также определяется заданными начальными условиями в точке входа. Если КА покидает сферу действия Луиы, то в точке выхода следует выполнить обратный переход от селеноцентрического к геоцентрическому движению. Геоцентрические параметры в точке выхода будут полностью определять траекторию вне сферы действия Луны. Эта геоцентрическая траектория в общем случае может быть эллиптической, гиперболической или параболической. [c.256]

Уг = Уг — У л (штрихом условимся обозначать ниже селеноцентрические параметры движения). В соответствии с селеноцентрическим интегралом энергии, на выходе из сферы действия Луны величина скорости останется неизменной. Отсюда видно, что геометрическое место концов векторов селеноцентрических скоростей выхода есть [c.261]

Расчеты показали, что независимо от наклонения траектории перелета к плоскости движения Луны прямая вертикальная посадка возможна только в районе, ограниченном селеноцентрической широтой —11° ф 11,23° и селеноцентрической долготой 230° 5 >. 5 350° для времен перелета 1 сут 12 10 сут. Оптимальный маневр на траектории прямой вертикальной посадки состоит в одноразовом включении двигателя КА. Чтобы в конце непрерывного участка торможения двигателем скорость и высота над поверхностью Луны одновременно обратились в нуль, необходимо располагать двумя параметрами управления. Например, иметь возможность выбирать начальный момент включения двигателя и длительность его работы (за счет соответствующего запаса топлива). Такое сочетание позволяет реализовать посадку с наименьшими энергетическими затратами. В частности, для траектории перелета Земля — Луна длительностью 3,3 сут, когда начальная скорость в момент включения двигателя близка к 2550 м/с, величина потребной характеристической скорости КА составляет 2680—2850 м/с для начальных тяговооруженностей (отношение тяги к начальному весу КА на Земле) По = 0,5—2,0. При этом высота включения двигателя достигает 500—130 км, время его работы 400—100 с (при скорости истечения газов из сопла двигателя РУ = 3000—4500 м/с) [23]. На- [c.283]

Интересно сравнить величины возмущающих ускорений, вызываемых Солнцем, Землей и фигурой Луны. Как Солнце, так и Земля могут считаться материальными точками. Если т, гпц, и Ш — соответственно массы Луны, Земли, Солнца и корабля и если г,7, Гз и г — соответственно селеноцентрические радиусы-векторы Земли, Солнца и корабля, тогда с помощью уравнения (6.5), полагая, что 11 — потенциал лунного поля, действующего на спутник, мы можем записать в качестве уравнения движения спутника [c.391]

Как отмечалось выше, лунными параметрами прицеливания (т. е. зависимыми переменными в схеме вычислений) являются радиус максимального сближения Ет и широта в селеноцентрической системе координат. Однако эти переменные являются нелинейными по отношению к изменению независимых переменных. Определение широты представляет собой особую проблему, потому что в селеноцентрической системе координат эта задача двузначна (одной и той же широты можно достигнуть при сближении по направлению движения Луны и против направления движения). Для получения эффективной [c.99]

С такой скоростью аппарат ударился бы о поверхность Луны, если бы Луна не притягивала его. Сфера действия Луны нагоняет аппарат в тот момент, когда он приближается к своему апогею При этом скорости аппарата и Луны имеют почти одинаковые на правления. Поэтому можно считать, что начальная селеноцентри ческая скорость движения космического аппарата внутри сферь действия Луны (селеноцентрическая скорость входа в сферу дейст вия) равна 0,8 км/с. По формуле (3) 4 гл. 2, учитывая, что начальное расстояние равно 66 ООО км, мы сможем вычислить скорость аппарата на расстоянии радиуса Луны (1737 км), т. е. в момент удара. Она оказывается равной 2,5 км/с. [c.210]

Прежде всего мы видим, что все облеты Луны приисходят в направлении вращения стрелки часов (кстати, в таком же направлении совершается обход Луны и в селеноцентрическом движении по гиперболе). Облет в направлении, обратном вращению стрелки часов, т. е. в том же направлении, как и движение Луны вокруг Земли, невозможен по тон же причине, по которой запрещен вход в тыльную часть сферы действия Луны (см. выше). [c.226]

Наконец, если даже космический аппарат, обогнув Луну, и покинет ее сферу действия, выход произойдет со сравнительно небольшой селеноцентрической скоростью, и вполне может случиться, что космический аппарат вновь вернется в сферу действия Луны (в случае эллиптической входной скорости это вообщ,е весьма вероятно), причем, не исключено, при более благоприятных для захвата условиях. Конечно, может случиться и обратное сфера действия Луны будет покинута навсегда. Мы теперь ничего не можем утверждать с уверенностью, так как теперь граница сферы действия Луны перестает играть привычную для нас роль и нельзя пренебрегать ни лунными возмуш.ениями геоцентрического движения перед входом в сферу действия, ни земными возмуш.ениями селеноцентрической траектории после входа. Иными словами, здесь вообще неприменим приближенный метод расчета траекторий, которым мы все время пользуемся, и необходимо искать решение в рамках ограниченной задачи трех тел. [c.240]

На рис. 96, а светлыми (двойными) стрелками показаны векторы геоцентрических скоростей Луны и спутников 1,1 и а, а черными — векгоры их селеноцентрических скоростей. Нетрудно заметить, что селеноцентрическое движение вокруг Луны происходит в направлении, противоположном вращению стрелки часов, т. е. в том же направлении, что и обращение Луны вокруг Земли (прямое движение спутников Луны). [c.249]

Подобно (7.1.3) запишем векторное уравнение пассивного движения КА в селеноцентрической системе координат ОлХлУя л, оси которой параллельны осям Озхуг (рис, 7,1) [c.254]

Оставляя в стороне тригонометрические выкладки, приведем иаброски общих рассуждений. Первоначально Лаплас составил уравнения движения, соответствующие уравнениям (II) п. 560, причем ось GZ предполагалась перпендикулярной к плоскости неподвижной эклиптики. Он вывел уравнения, аналогичные уравнениям (IV), и заметил, что sin / представляет собой селеноцентрическую широту. Земли, измеренную от неподвижной плоскости, и ее можно заменить рядом вида 2 sin 0 -1- 2с sin ф, где 0 - (п + g) — Р, ф = ( — h) t — 7. Здесь nt — средняя селеноцентрическая долгота, отсчитываемая от неподвижной точки весеннего равноденствия, а—gt - р —долгота восходящего узла лунной орбиты на движун епся эклиптике, отсчитываемая от той же точки весеннего равноденствия. Функции 2с sin (/ I-1-7) и 2 os (/li7) зависят от движения эклиптики. [c.429]

Исследования космических частиц высоких и сверхвысоких энергий с селеноцентрической орбиты проводились пятью американскими искусственными спутниками Луны (10.08,66- 01.08.67)"Лунар орбитер". Начальная масса отделяемого аппарата составила 386 кг, масса при движении по окололунной орбите - 270 кг. На борту аппаратов имелась фототелевизионная система для съемок лунной поверхности с орбиты с последующим проявлением отснятой фотопленки и передачи полученных изображений по телевизионному каналу. При полетах были получены снимки лунной поверхности, имеющие большую научную ценность. Специально были отсняты в увеличенном масштабе районы, представляющие интерес для высадки в последующем лунной экспедиции. [c.16]

Однако следует заметить, что степень близости представления подобными модельными орбитами тех, которые требуются в действительности, зависит от продолжительности времени, затрачиваемого космическим кораблем на движение вблизи границ переходной области. Например, корабль, движущийся по геоцентрическому эллипсу с такими значениями большой оси и эксцентриситета, которые обеспечивают его удаление в апогее более чем на 42 земных радиуса, находился бы в силу И закона Кеплера гораздо более длительное время в пределах сферы действия Луны, чем корабль движущийся по орбите с другими значениями большой оси и эксцентриситета. Поэтому в первом случае можно ожидать гораздо более значительных изменений орбиты, чем во втором. Расчет орбиты прохождения через границу сферы действия можно выполнить по способу Энке или Коуэлла методом, описанным в разд. 11.4.4. При входе во внутреннюю сферу действия Луны возможно использование невозмущенной селеноцентрической орбиты до тех пор, пока корабль не выйдет из этой сферы действия. Итак, сказано достаточно для того, чтобы подчеркнуть, что в исследованиях выполнимости можно нередко пользоваться решением задачи двух тел в виде конических сечений для получения данных [c.386]

Обычно при полете к Луне КА выводится вначале на околоземную орбиту ожидания (круговую или эллиптическую), а уже в какой-либо точке этой орбиты осуществляется переход на траекторию полета к Луне, При приближенном расчете вся траектория КА разбивается на два участка в сфере действия Земли и в сфере действия Луны. На границе сферы действия Луиы иро11зво-днтся пересчет геоцентрических параметров движения КА в селеноцентрические (и наоборот). [c.84]

Движение КА к сфере действия Луны. Участок траектории КА в сфере действия Луиы определяется селеноцентрическими интегралами энергии и площадей. Если скорость КА относительно Лутгы в момент входа его в сферу действия Луны равиа то расстояние от центра Луны до касательной к селеноцентрической траектории в точке входа в сферу дейетвия Луны [c.84]

Движение по траектории свободного возвращения без коррекции обеспечивало облет Лупы на минимальном расстоянии 536 км от ее поверхности в результате коррекции высота в перицентре траектории облета уменьш1шась до 112,5 км.Вектор корректирующего импульса был направлен под углом 6° к плоскости траектории полета и был обеспечен переход корабля на селеноцентрическую орбиту с заданным наклоном к экватору. [c.131]

Основной блок корабля Apollo-17 управляемый астронавтом Р. Эвансом, продолжал движение по селеноцентрической орбите. Впервые в полетах по программе Apollo помещение, в Центре управления полетом отведенное для ученых, имело прямую радиосвязь с основным блоком. Р. Эванс рассказал ученым, что он видел радугу с переливающимися синим, темнозеленым и другими цветами над несколькими кратерами на обратной стороне Луны. Он обнаружил три участка ярко выраженного вулканического характера. [c.208]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...