Облет Марса

Рис. 10. Сравнение баллистических и импульсных перелетов (облет Марса на расстоянии 1,1 его радиуса от центра) [19].

Возвращаясь к методу импульсных облетов, автор хотел бы рассмотреть весьма интересный вариант полета к Марсу пилотируемого космического корабля, разработанный в последней работе Титуса [22]. Межпланетный корабль отправляется от Земли по траектории, обеспечивающей облет Марса с возвращением без ожидания в окрестности Марса (рис. 11). Когда корабль приближается к Марсу, от него отделяется небольшой экспедиционный отсек и тормозится таким образом, чтобы быть захваченным гравитационным полем Марса. После кратковременного пребывания около Марса экспедиционный отсек стартует с ареоцентрической орбиты ожидания, встречается на гиперболической скорости с основным кораблем и осуществляет стыковку с ним, когда тот уже находится на траектории отправления к Земле. [c.30]

Рис. П. Схема облета Марса с отделением экспедиционного

ОБЛЕТ МАРСА С ВОЗВРАЩЕНИЕМ К ЗЕМЛЕ 377 [c.377]

Облет Марса с возвращением к Земле [c.377]

Представляет интерес так рассчитать полет, чтобы после выхода из С( ры действия Марса космический аппарат, двигаясь по новой гелиоцентрической орбите, пересек орбиту Земли и притом в той ее точке, где в этот момент находится Земля. Таким путем можно возвратить капсулу с космического аппарата на Землю. Очевидно, возвращение имеет особое значение для космического корабля с экипажем. Подобные полеты обычно называют облетами Марса, причем не имеется в виду обязательный пролет над обратной стороной Марса. [c.377]

Продолжительность перелета Земля — Марс — Земля может быть сокращена на 1 год с помощью активного маневра при облете [4.41]. Благодаря импульсу при облете Марса порядка 1—4 км/с возвращение к Земле может произойти через 450—500 сут. Скорость входа в земную атмосферу при этом, однако, составит 22,5 км/с, в то время как при длительном перелете Земля — Марс — Земля (700— 750 сут) вход произойдет со скоростью 12 км/с (при этом импульс вблизи Марса будет менее 0,1 км/с, т. е. будет просто импульсом коррекции) [4.38]. [c.378]

Особый интерес представляет попутный облет Венеры, сопровождающий облет Марса с возвращением к Земле. Он возможен в двух вариантах Земля — Венера — Марс — Земля и Земля — Марс — Венера — Земля. Любая конфигурация Земли, Венеры и Марса относительно Солнца повторяется примерно через 6,4 года ( суммарный синодический период Венеры и Марса ) примерно через такой же промежуток времени повторяется возможность операции двойного облета с возвращением к Земле при малой суммарной характеристической скорости (включающей в общем случае импульсы активных маневров вблизи Венеры и Марса). Более точно [c.388]

Рис. 165. Пилотируемый облет Марса 14.111].

На рис. 165 показана траектория пилотируемого облета Марса, который мог бы произойти в 1977—1979 гг., с продолжительностью всего путешествия 682 сут. Начальная масса [c.447]

Траектория на рис. 165 типична для облета Марса продолжительностью порядка 700 сут (менее 2 лет), соответствующего облетам, рассмотренным в 7 гл. 16 [4.8]. Возможно, однако, сокращение продолжительности экспедиции до 400—450 сут, если сообщить кораблю ракетный импульс вблизи Марса. Но при этом возрастают энергетические затраты на единицу полезной нагрузки и сильно увеличивается скорость входа в атмосферу Земли она равна 20,8 км/с в относительно неблагоприятный сезон 1980 г. и 17,4 км/с в 1986 г. Но ее можно уменьшить до 12,2 км/с в 1980 г., если затормозить корабль с помощью поля тяготения Венеры. Для этого корабль должен на пути к Земле пассивно пройти через сферу действия Венеры и выйти на орбиту с перигелием, лежащим внутри орбиты Венеры. Неудобство такого облета. в том, что в конструкции корабля приходится учитывать близость к Солнцу при возвращении. Начальный вес космического корабля, активно облетающего Марс, равен на орбите 463 т в неблагоприятных условиях 1980 г. и 290 т в благоприятных условиях 1986 г. Для монтажа нужны 2—3 модифицированные ракеты Сатурн-5 [4.102]. [c.447]

Проекты пилотируемых облетов Марса и Венеры предусматривают запуски на околопланетные орбиты и на поверхности планет небольших автоматических станций во время сближения с планетой. Станция, совершившая мягкую посадку на Марс, может затем с пробами грунта присоединиться к кораблю во время его гиперболического пролета. Для этого она должна отделиться от корабля за 5—10 сут до пролета и перейти на траекторию попадания [4.113]. [c.448]

Рис. 169. Сочетание облета Марса с запуском пилотируемого спутника Марса [4 47].

Эскизный проект, разработанный в группе, предусматривал создание на околоземной орбите из отдельных блоков гигантского Марсианского пилотируемого комплекса ( МПК ), Его вес оценивался в 1600 тонн. Двигатели работали на жидком кислороде и керосине. Для выведения всей этой массы на орбиту предполагалось осуществить от 20 до 24 пусков сверхтяжелых ракет-носителей. Экспедиция была рассчитана на 30 месяцев, при этом около года планировалось посвятить непосредственному изучению планеты — с орбиты спутника и на ее поверхности. Возвращаемый на Землю корабль должен был иметь массу 15 тонн. Прежде чем осуществить экспедицию, должен был состояться испытательный полет корабля (несколько меньших размеров), которому предстояло облететь Марс, изучив его с определенного расстояния. Старт запланировали на 8 июня 1971 года [c.387]

ТМК-1 , космический корабль дая облета Марса конструкции Глеба Максимова [c.388]

Затупленная форма спускаемых аппаратов, первоначально выбранная из-за меньшего нагрева аппаратов подобной формы при баллистическом входе в атмосферу, теперь детально исследуется применительно к полетам с подъемной силой, возникающей при движении аппарата под углом атаки. Особенно выгоден планирующий спуск при скоростях входа, больших или равных второй космической. Такие скорости входа являются следствием сложения скорости полета по межпланетной траектории со скоростью свободного падения на Землю и могут варьироваться для рассматриваемых траекторий от 12 до 21 км/с. При возвращении от Марса с облетом Венеры скорость входа составляет 16,3 км/с. [c.285]

Блестящими образцами успешного выбора траекторий для искусственных небесных тел могут служить траектории космических ракет, посланных для облета Луны и для попадания в нее, траектории автоматических межпланетных станций, направленных к Венере и Марсу, и другие. [c.15]

Советскому Союзу здесь принадлежат основополагающие достижения запуск первого искусственного спутника Земли, первый космический полет человека, первый выход космонавта из корабля в открытое космическое пространство, первая экспериментальная орбитальная станция первое достижение лунной поверхности, первый облет Луны с фотографированием ее обратной стороны, первая посадка на Луну автоматической станции, запуск первого искусственного спутника Луны, первые доставки на Землю образцов лунных пород автоматическими аппаратами, первые операции самоходных автоматических станций на Луне первый запуск искусственной планеты, первый полет к планете Солнечной системы, первые спуски в атмосфере Венеры и первые посадки на поверхности Венеры и Марса. [c.10]

На рис. 145 показана траектория 1—2—3 полета к Марсу с попутным облетом Венеры (в точке 2) [4.47]. (Участок 4—5 представляет собой траекторию возвращения к Земле экспедиции после [c.388]

Космический аппарат направляется на эллиптическую орбиту с афелием, расположенным где-то за Марсом, в поясе астероидов (рис. 152). В афелии он получает такой тормозной импульс от бортового двигателя, чтобы встретить Землю в точке Л или и разгоняется Землей, облетая ее с дневной стороны в точке А или с ночной в точке В (как можно ближе к поверхности). Таким образом может быть достигнут Сатурн, несмотря на то, что суммарная характеристическая скорость будет меньше начальной скорости, нужной для прямого полета к Юпитеру, и даже Уран [4.701. Правда, полет от Земли до Земли продолжается 2—3 года [4.68, 4.691, но, в отличие от предыдущего случая, он может начаться, как и прямой полет, один раз в год. [c.406]

В последние годы ряд специалистов проявлял определенный интерес к задаче использования импульсов тяги во время облета планеты. Многим, по-видимому, интуитивно кажется, как это раньше казалось автору, что приложение импульса тяги в некоторой оптимальной точке во время облета планеты может в определенном смысле суш,ествен-но улучшить энергетическое качество перелета. Однако некоторый опыт, накопленный автором за последние два года во время одного большого исследования, позволяет сделать вывод о том, что приложение импульсов при отправлении от планеты и при прибытии к планете, когда речь идет о полетах с облетом Марса или Венеры с возвраш,ением на Землю, не дает ош,утимого выигрыша. Следует, правда, отметить, что в большинстве случаев автор имел дело с конечными скоростями, близкими к минимальным. Единственное достоинство такого метода может заключаться скорее всего в расширении интервалов запуска. [c.27]

С другой стороны, в недавней работе Титуса [19] был вновь поднят вопрос о возможной эффективности приложения импульсов при облете Марса с зозвраш,ением. Указанная статья представляет собой тш,ательное и подробное исследование импульсных маневров. В то время как исследование [20] основывалось на линеаризации уравнений движения, связанных с задачей оптимизации суммарного импульса, Титусу удалось получить решение для точной системы урав- [c.27]

При этом выводы космодинамики часто бывают отнюдь не очевидны, во многих случаях они оказываются неожиданными. Естественно, казалось бы, предположить, что если возможно пассивное (без включения двигателя) возвращение на Землю после облета Марса или Венеры, то возможен и облет Юпитера с возвращением на Землю. Однако, как мы видели в 5 гл. 19, такой вывод опрометчив. Суждения по аналогии в космодинамике зачастую бывают рискованными. [c.481]

I — схема полета к Марсу н Венере 2 — схема полета к Гестин с облетом Марса 3 — схема полета к другим объектам Солнечной системы 4 — схема прямого перелета к поясу астероидов 5 схема полета к Плутону со временем полета - 8 лет 6 — схема полета Солнечного зонда с облетом Юпитера 7 — схема полета к Меркурию с ожиданием у Венеры (аэродинамическое торможение для перевода на орбиту ИСВ) н созданием околосолнечной орбиты с периодом - 120 сут [c.133]

Полеты к другим объектам Солнечной системы (Меркурию, Солнцу, астероидам, планетам-гигаитам) уже требуют запасов характеристической скорости порядка 6.5...8.9 км/с и = = 3...17 лет. Для исследований околосолнечного пространства и астероидов соответствующие оценки приведены для схем с нспользованнем актнвно-гравнтацнонного маневра прн облете Марса (изучение астероидов) н Юпитера (исследование околосолнечного пространства). [c.134]

Дается краткий обзор текущих и недавно опубликованных работ, посвященных методам синтеза траекторий для исследования межпланетных операций, связанных с полетами к планетам. Круг рассматриваемых вопросов включает в себя попутный облет Венеры, полеты к планетам за Юпитером, полеты зондов для изучения Солнца с использованием гравитационных полей Юпитера и Венеры, применение импульсных маневров при облете планеты или на гелиоцентрических этапах полета, недавно предложенный комбинированный режим исследования Марса с облетом и посадкой. Кроме того, обсуждаются некоторые специализированные программы для ЭВМ, обеспечивающие расчет характеристик траекторий облета планеты, автоматическое построение контуров тра-екторных параметров и полный анализ траекторий с учетом задач по лета и параметров различных систем. [c.11]

Работы автора и нескольких его коллег в 1962—1963 гг., а также группы под руководством Кларка ( larke) в Лаборатории реактивного движения за тот же период привели к созданию серии трудов, в том числе двух справочников по межпланетным полетам [1,2]. Один из них посвящен проектированию траекторий пилотируемых кораблей для облета и посадки на Марс и Венеру, а другой — траекториям полета беспилотных зондов к тем же планетам. Оба эти справочника позволили рассмотреть всю совокупность траекторий полета к двум ближайшим планетам вплоть до конца нашего века. [c.12]

Работа Дируэстера, в которой, помимо всего прочего, указывались возможные схемы траекторий для других дат запуска, подтвердила открытие Сона и Холлистера действительно, во многих случаях попутный облет Венеры позволяет значительно уменьшить требуемую начальную массу космического аппарата по сравнению с эквивалентными прямыми перелетами. Это особенно справедливо для многих неблагоприятных лет, когда эллиптичность орбиты Марса приводит к чрезмерно большим конечным скоростям. Траекториям с попутным облетом обычно соответствуют умеренные конечные скорости такие траектории приводят к умеренной продолжительности полета, и требуемая точность [c.13]

С другой стороны, использование гравитационного поля Венеры в большой степени ограничено геометрией взаимного расположения всех трех планет. Эллиптичность орбиты Марса вызывает заметные вариации траекторных параметров, что приводит к дальнейшему усложнению задачи и практически исключает возможность сколько-нибудь серьезной попытки создания обобш,енной теории такого рода траекторий. Таким образом, хотя исследование выборочных групп траекторий, аналогичных рассмотренным выше, может служить для доказательства преимуществ режима попутного облета, тем не менее остается открытым вопрос [c.15]

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]

Третья (и последняя) группа целесообразных траекторий (тип V) предъявляет довольно высокие требования к реализации, а реализуемые траектории такого рода удается подобрать лишь для отдельных дат запуска. В обш ем продолжительность полета по траекториям типа V составляет около 450 суток или более, хотя требуемые для них скорости почти так же малы, как и для гомановых перелетов между орбитами Земли и Марса. В работе [7] представлено большое число подробных графиков изолиний для траекторий такого типа. Кроме того, полная совокупность сеток и соответствуюш их таблиц для всех траекторий с попутным облетом на интервале времени до конца текуш его столетия составит, по-видимому, очередной том серии справочников по межпланетным полетам [8]. [c.17]

Задачу приложения импульсов во время облета планеты исследовали также Холлистер и Пруссинг [21]. В рассматривавшемся ими случае импульс прикладывался во время облета Венеры при перелетах между Землей и Марсом. Однако они нашли, что, хотя с практической точки зрения приложение импульса тяги при облете Венеры дает некоторое преимуш,ество по сравнению с чисто баллистическим облетом, это преимуш,ество является, как правило, весьма несуш,ественным. В тех случаях, когда баллистические траектории облета Венеры требуют пролета ниже поверхности планеты, приложение импульса может служить для соот-ветствуюш,его увеличения дальности пролета до безопасной высоты. Тем не менее, как указывали авторы рассматриваемой работы, даже при таких обстоятельствах прямые перелеты без облета Венеры остаются более выгодными, чем облете приложением импульса, благодаря уменьшению продолжительности перелета без дополнительных потерь характеристической скорости. Нужно, однако, заметить, что даже отрицательные результаты подобной работы дают нам значительную информацию и обеспечивают такое же качественное понимание проблемы, как и в случае получения положительных результатов. Таким образом, авторы заслуживают всяческой благодарности за столь глубокое проникновение в суть этого весьма важного вопроса. [c.29]

Кр аткий обзор текущих работ по синтезу межпланетных траекторий. Круг излагаемых вопросов включает в себя исследование двойного облета Венеры, пролета мимо Юпитера к дальним планетам, траекторий солнечных зондов, проходящих вблизи Юпитера или Венеры, изучение возможности приложения больших импульсов при пролете мимо планеты или на определенных этапах межпланетных гелиоцентрических перелетов, недавно предложенную комбинированную схему исследования Марса с облетом и посадкой. Обсуждаются также некоторые специализированные программы для ЭВМ, которые используются для автоматического синтеза траекторий облета планет, автоматического построения сеток траекторных параметров и автоматической оптимизации выбора окончательной схемы перелета. Табл. 1. Илл. [c.236]

Такой подход к расчету межпланетного пертурбационного ма невра оправдан тем, что при сближении с планетой гелиоцентрическое движение космического аппарата сначала замедляется, а затем, после облета, убыстряется в ее сфере действия (или наоборот). Так происходит, например, с Марсом, который, будучи в начале встречи позади космического аппарата, сначала своим притяжением замедляет его полет. При полетах к внутренним планетам все, очевидно, происходит наоборот. В результате общая продолжительность полета практически не меняется, так что время [c.325]

Было разработано несколько вариантов встречи с кометой Галлея при использовании пертурбационного маневра во время пролета Юпитера или Сатурна. Идея такой операции проста. Космический аппарат, облетев планету (возможен, в частности, и активный маневр), выходит на эллиптическую гелиоцентрическую орбиту с афелием, лежащим за орбитой Юпитера или Сатурна, причем плоскость орбиты совпадает с плоскостью орбиты кометы Галлея. Расчет тот, что, приближаясь к Солнцу, аппарат наберет большую скорость, так что, когда его нашнит комета Галлея (где-то за орбитой Марса), разница скоростей будет не столь велика. После выравнивания скоростей с помощью разгонного импульса оба тела дальше движутся бок о бок. Суммарная характеристическая скорость при активном облете Юпитера равна 28 км/с и требует использования ракеты класса Сатурн-5 при очень малой полезной нагрузке [4.961. [c.436]

Рис. 168. 642-(.уточная экспедиция Земля — Марс — Венера (облет) — Земля / — старт 10 ноября 1981 г., 2 — прибытие к Марсу 5 августа 1982 г., 3 — отправление от Марса 24 октября 1982 г., 4 — пролет Венеры 27 февраля 1983 г. на 1 асстоянни 4700 км от поверхности, 5 — вход в атмосферу 15 августа 1983 г. со скоростью 12 км/с [4 115] [c.454]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...