Облет Юпитера

Рис. 3. Расположение планет вдоль траектории облета Юпитера, Сатурна, Урана и Нептуна (запуск в 1979 г.)

Рис. 5. Зависимость между продолжительностью полета и требуемой характеристической скоростью для посылки автоматического зонда на Солнце с облетом Юпитера [14].

ПЛОСКОСТИ ЭКЛИПТИКИ после облета Юпитера большое количество численной информации имеется в работе [15], где представлены окна запуска для периода 1967—1978 гг. и соответствующие траекторные параметры. Как было показано в работе [14], траекторию минимальной энергии полета к Юпитеру можно отклонить от плоскости эклиптики [c.21]

Направление асимптоты траектории, зонда после облета Юпитера [c.22]

На рис. 156 представлена траектория облета Юпитера, требующая начальной характеристической скорости 16,5 км/с (включая потери 1,22 км/с). Пройдя на расстоянии 5,3 радиуса Юпитера от [c.410]

Было показано [4.71], что при начальной характеристической скорости 16,8 км/с (учитывающей потери, принимаемые за 1,22 км/с) облет Юпитера на должном расстоянии от его поверхности обеспечивает попадание на Солнце. При такой скорости можно было бы достичь Сатурна. Прямой путь к Солнцу потребовал бы, как мы знаем, четвертой космической скорости или, как минимум, начальной скорости 29,151 км/с у поверхности Земли (без учета потерь). [c.411]

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]

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]

Внутри сферы влияния аппарат совершает гиперболический облет Юпитера, причем можно так подобрать точку входа в сферу [c.377]

Облет планеты как способ увеличения гелиоцентрической скорости [60, 136]. Поля тяготения массивных планет Юпитера и Сатурна можно использовать для разгона аппарата при полете к удаленным планетам или для отбрасывания к центру Солнечной системы. [c.160]

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]

Рис. 154. Возвращение на Землю после облета Сатурна и Юпитера [4.73] 1 — старт 16 декабря 1981 г., 2 — пролет Сатурна 23 января 1986 г., 3 — пролет 1бр Зе

СКОЛЬКО реальны такие орбиты Автономная навигация вблизи Юпитера затруднена из-за огромной яркости планеты и больших видимых размеров ЕСЮ. Указывается, что из-за неуверенности в расстояниях первый облет будет на расстоянии от поверхности примерно 3000 км, а последуюш.ие — 10004-2500 км [4.80]. [c.416]

Маневр вблизи Солнца после облета Сатурна и Юпитера [c.468]

Имеется в виду активный облет Сатурна, после которого космический аппарат, начав совершать обратное обращение, направляется навстречу Юпитеру. В результате планетоцентрическая скорость увеличивается настолько, что из пертурбационного ма- [c.468]

В последние годы облет планеты применялся для такого изменения траектории аппарата, чтобы, двигаясь по новой траектории, аппарат мог достичь какой-либо другой планеты. Например, облет Маринером-10 Венеры позволил ему совершить три последующих облета Меркурия Пионер-11 после облета в декабре 1974 г. Юпитера перешел на траекторию движения к Сатурну. В этом разделе будет рассмотрено использование сближения с планетой для изменения гелиоцентрической скорости зонда. [c.377]

I — коррекции околоземной орбиты II — изменение плоскости траектории полета III — коррекции траектории IV — выведение на орбиту вокруг Юпитера V — управление положением на траектории перелета VI—изменение высоты перицентра VII—облет Юпитера VIII—управление положением на орбите вблизи Юпитера. [c.271]

Результаiь исследования чувствительности требуемой начальной скорости показали, что наилучшей датой запуска космического аппарата к Сатурну с попутным облетом Юпитера является 1979 г. и что запуски к Урану и Нептуну с облетом Юпитера также лучше всего осуш,еств-лять в 1979 г. Многие из этих траекторий после пролета планеты назначения иногда выходят за пределы солнечной системы. Оптимальная возможность запуска аппарата к Плутону с облетом Юпитера наступает несколько раньше — в [c.19]

В работе [13] Ниехофф исследовал возможность использования гравитационного поля Юпитера для доставки межпланетных зондов к Сатурну. Эта работа вновь подтвердила вывод о целесообразности запуска таких зондов в конце 70-х годов. Кроме того, Ниехофф "изучал перспективы запусков зондов для исследования Солнца с использованием гравитационных полей планет. Он показал, что таким полетам свойственна большая продолжительность (до трех лет), но что при наличии обычных двигательных установок использование облета Юпитера является, по-видимому, единственной возможностью осуществить пролет зонда вблизи Солнца на расстоянии от него не более 0,1 а. е, Ниехофф также доказал, что идеальные требуемые приращения скорости при использовании гравитационного поля Юпитера являются почти одинаковыми -как для пролета на расстоянии в пределах 0,1 а. е,, так и для попадания зонда в Солнце. [c.20]

Использование гравитационного поля Юпитера для посылки зондов к Солнцу подробно обсуждалось в работе Портера, Луса и Эджкомба [14], чьи выводы в основном совпадают с результатами Ниехоффа, хотя их исследование коэффициентов чувствительности показало, что продолжительность перелетов может быть уменьшена до двух лет с небольшим ценой некоторых дополнительных затрат топлива по сравнению с затратами на траектории минимальной энергии полета к Юпитеру (рис. 5). Весьма подробное исследование траекторий солнечных зондов с облетом Юпитера провел Минович [15], который составил таблицы соответствующих траекторных параметров для периода 1967— [c.20]

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]

Заслуживает внимания тот факт (о нем упоминал Ние-хофф), что во многих случаях большая часть полета космического аппарата по траектории с облетом Юпитера будет проходить в пределах пояса астероидов. Хотя, как отметил Ниехофф, возможность встречи с астероидами является источником потенциальной опасности для аппарата, тем не менее во время такого полета могут быть выполнены разнообразные эксперименты по исследованию астероидов, которые целесообразно запланировать в качестве вторичной задачи полета. Это явилось предметом статьи Бендера [16], в кото- [c.22]

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]

Комета Галлея, имеющая период обращения 76,029 года, эксцентриситет орбиты 0,967, перигелийное расстояние 0,587 а. е. и наклонение 162,2Г (точность этих значений не гарантируется) [4.П, в настоящее время возвращается из своего афелия, находящегося за орбитой Нептуна. Очевидно, описанная операция встречи должна быть начата загодя, а так как комета Галлея пройдет со скоростью 54,5 км/с свой перигелий 8 января 1986 г., то момент для старта, как это совершенно ясно, упущен. И действительно, чтобы использовать облет Сатурна старт должен был состояться в 1973 или 1974 гг., а при облете Юпитера — в 1977 или 1978 гг. [c.436]

Все траектории, рассчитанные на ЭВМ Г4.95, 4.961, характерны тем, что космический аппарат, покинувший сферу действия Земли с помощью ЖРД, удаляясь от Солнца, сначала разгоняется, а затем тормозится посредством ЯЭРДУ таким образом, что в некоторый момент происходит разворот и начинается попятное движение к Солнцу (падение с реактивным разгоном), но уже с обратным обращением. Операция требует гораздо меньшего времени для своего завершения по сравнению с облетом Юпитера. В принципе момент еще не упущен Кроме того, место встречи теперь ближе к Земле, а полезная нагрузка больше. На рис. 163 показана типичная траектория встречи с кометой Галлея. Она соответствует запуску I июня [c.437]

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]

К первому типу схем полета относят ф схемы полета к нескольким планетам с активно-гравитационным маневром у промежуточных планет. Например, полет от Земли к Меркурию с активно-гравитационным маневром у Венеры полет к внешним планетам с гравитационным маневром при облете Юпитера полет к Солнцу с использованием гравитационного маневра при облете Юпитера полет за пределы Солнечной системы с гравитационным разгоном у планет Юпитеровой группы. [c.128]

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]

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]

Траектории с попутным облетом Венеры — не единственная задача, которую решают специалисты по межпланетным полетам в настояш,ее время. Окончательно убедившись в возможностях современных и перспективных систем, они переключили свое внимание на исследование полетов к внешним планетам. В ходе подробного изучения характеристик систем для полетов к Юпитеру и отдельным астероидам [9] Дируэстер составил таблицы траекторий полета к Юпитеру и астероидам Церера и Веста, справедливые для интервала времени 1970—1980 гг. Графики изолиний для этих траекторий и соответствуюп ие численные данные войдут в следующий справочник по межпланетным полетам [10]. [c.17]

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]

Как видно из табл. 10 в 6 гл. 13, планеты группы Юпитера Щлутон не в счет) обещают наибольший эффект при их использовании для пертурбационных маневров. В особенности это касается Юпитера, во вторую очередь — Сатурна. Кольцо Сатурна в принципе не препятствует близкому (наиболее эффективному) облету его, так как космический корабль может проскользнуть в щель шириной 12 ООО км между внутренним краем кольца и плотными слоями атмосферы предполагается, что эта щель свободна от твердых частиц, которые погибли, заторможенные разреженной атмосферой. Но такой маневр требует весьма большой точности навигации. Что касается наружного края кольца, то нет уверенности, что он не находится дальше известного сейчас края (радиуса более 2,3 экваториального радиуса Сатурна). [c.407]

Земля — Сатурн — Юпитер — 3 е м л я [4.73]. Благоприятные сезоны, разделенные синодическим периодом Сатурна (378 сут), существуют с 1979 по 1984 и с 1997 по 1999 гг. Все траектории, кроме соответствующей старту в октябре 1979 г. с облетом Сатурна внутри кольца, требуют энергии запуска менее 130 км7с . Продолжительности полетов максимальная (старт 27 декабря 1982 г.) — 4303,9 сут (около 12 лет), минимальная (старт 14 июня 1997 г., пролет внутри кольца) — 3831,4 сут (10,5 года). Показанная на рис. 154 траектория соответствует энергии запуска 125,4 км7с (1 0 =15,83 км/с), пролету Сатурна на расстоянии 3,25 и Юпитера на расстоянии 1,38 радиуса соответствующей планеты от ее центра. [c.408]

Примеры последовательного облета небесных тел. Обсудим наиболее интересные примеры реализации межпланетных траекторий с последовательным облетом нескольких небесных тел. 20 августа 1977 года был запущен американский КА Вояджер-2 но маршруту Земля — Юпитер — Сатурн — Уран — Нептун. Такую траекторию часто называют Гранд тур (Grand Tour— Великое путешествие ). Основные цели запуска включали исследование атмосфер Юпитера и Сатурна, Большого красного пятна Юпитера, колец Сатурна, гравитационных нолей Юпитера и Сатурна, некоторых характеристик их спутников, а также планетной системы Урана [82]. Благоприятное расположение планет для реализации подобной траектории повторится только в 2154 году. [c.321]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...