Орбита ожидания

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]

Подъемная сила может использоваться не только для погружения в атмосферу, но и для перехода на орбиту ожидания вокруг планеты или для снижения в заданную точку [c.136]

Аэродинамическое торможение космических аппаратов и переход на орбиту спутника Марса рассматривались в ряде работ [39/ 45—47]. При маневрировании в пределах атмосферы для выхода на орбиту ожидания управление в вертикальном направлении должно осуществляться таким [c.151]

На двух последних рисунках показаны траектории перелета с круговой орбиты ожидания малой высоты, плоскость которой наклонена относительно плоскости экватора под углом 28° (широта мыса Кеннеди), на синхронную экваториальную орбиту. Оптимальный перелете двигателем большой тяги (рис. 16) требует только двух импульсов, причем поворот плоскости орбиты производится в основном с помощью второго импульса. [c.175]

Предварительный запуск АА на орбиту ожидания, лежащую в плоскости орбиты ПА с последующим маневром сближения [2.12, [c.130]

Рис. 42. Операция сближения с использованием орбиты ожидания.

В этом случае запуск АА возможен, скажем, через сутки после запуска ПА без какой-либо коррекции орбиты ПА. Далее необходимо дождаться благоприятного с точки зрения расхода топлива взаимного расположения ПА и АА относительно Земли и начать маневр сближения. Орбита ожидания, лежащая внутри орбиты ПА, более выгодна, чем наружная, так как требует для выведения меньшей характеристической скорости 12.13]. [c.131]

Рассмотрим простейший случай, когда и орбита 1 ПА и орбита ожидания 2 круговые (рис. 42). Возможно бесчисленное количество двухимпульсных траекторий перехода с орбиты 2 на орбиту 1. Первый импульс переводит АА в точке А с орбиты 2 на траекторию перехода 3 в момент пересечения АА орбиты 1 в точке В второй импульс переводит его на эту орбиту. [c.131]

Вернемся, однако, к проблеме встречи на орбите, в частности к вопросу об энергетических затратах на переход с орбиты ожидания на орбиту ПА. Отметим, что если высота круговой орбиты ПА не превышает 1000 км, то какова бы ни была внутренняя круговая орбита ожидания, суммарная характеристическая скорость перехода не превышает 400 м/с [2.13]. По формуле Циолковского можно подсчитать, что соответствующее максимальное количество топлива на борту спутника должно составлять 14% его массы при скорости истечения 3 км/с. [c.133]

Использование орбиты ожидания позволяет совершить посадку в восточной части Луны, где прямая посадка попросту невозможна [c.252]

То же касается и станции Луна-17 , доставившей Луноход-1 , но по другой причине (станция села в районе Моря Дождей, т. е. в западном полушарии Луны). Орбита ожидания позволяет уточнить место посадки, выбрав его в любом пункте трассы помета, в то время как при прямой посадке такое место предопределено уже на большом расстоянии от Луны. По одной этой причине выход на орбиту ожидания обязателен в случае полета на Луну человека (см. главу 12). [c.253]

Траектории полета человека должны быть пролетными, а не траекториями попадания. Это вытекает из требования максимальной безопасности перелета. Траектория должна проходить на расстоянии нескольких десятков километров от Луны. Вблизи Луны тормозной импульс должен перевести корабль на окололунную орбиту ожидания. Этот маневр дает свободу в выборе места посадки, позволяет еще раз проверить надежность систем перед тем, как начнется спуск на Луну. [c.268]

При этом пятая ступень может использоваться как для непосредственной посадки, так и для посадки с использованием орбиты ожидания. Идеальные скорости для обеих операций можно считать одинаковыми. [c.272]

Третья ступень S-IVB имеет массу 122 т (с переходником), в том числе 1O7 т топлива (жидкий водород и жидкий кислород). Она содержит один двигатель J-2, включающийся примерно на 160 с при выведении корабля Аполлон на околоземную орбиту ожидания и на 320 с при выведении его на траекторию полета к Луне. Имеются также два двигателя для осадки топлива (тягой по 1,45 тс). [c.280]

Взлетные ступени при первых двух экспедициях на Луну сначала посредством импульса 15,07 м/с в апоселении 3 выходили на круговую орбиту, затем, после исправления, если было необходимо, плоскости орбиты в точке 4, переводились в точке 5 импульсом 1,37 м/с на близкую к круговой эллиптическую орбиту, имеющую ту же линию апсид, что и орбита ожидания основного блока (разность высот орбит была повсюду почти одинакова — около [c.287]

Чтобы вычислить начальную массу ракеты-носителя или стартующего с околоземной орбиты межпланетного аппарата, нужно подсчитать необходимые суммарные характеристические скорости. При этом надо учесть гравитационные и аэродинамические потери скорости при старте с Земли и гравитационные — при посадке. Следуя некоторым работам, мы потери скорости при старте с Земли здесь и в дальнейшем будем оценивать в 1,6 км/с, т. е. примерно в 20% первой или 14% второй космической скорости (ср. данные о потерях при полетах кораблей Аполлон , приведенные в I гл. 3). Потери при посадке также будем оценивать в 14% планетоцентрической скорости освобождения г/ св. Остаются в силе соображения, высказывавшиеся в конце 5 гл. 10 об использовании орбиты ожидания. Именно поэтому мы и считаем потери одинаковыми независимо от того, используется ли при старте или посадке промежуточная орбита. [c.323]

Фаза I может включать переход на орбиту ожидания вокруг исходной планеты в качестве промежуточного этапа для целей контроля, прежде чем импульс двигателей переведет корабль на заданную гиперболическую планетоцентрическую орбиту перелета с требуемым гиперболическим избытком скорости в точке, в которой корабль покидает сферу действия исходной планеты. Для кораблей с двигателями высокой тяги при полетах к планетам земной группы (Меркурий, Венера, Земля, Марс) длительность фа.зы I не превышает недели. [c.401]

Фаза П1 повторяет в обратной последовательности фазу I она включает операцию по преобразованию планетоцентрической гиперболической орбиты сближения в орбиту ожидания вокруг планеты назначения впредь до спуска на ее поверхность. Длительность фазы П1 в общем не будет превышать длительности фазы I для планет земной группы. [c.401]

В данном разделе мы уделяем внимание сравнению использования II неиспользования орбиты ожидания в целях экономии топлива наличием ступеней у космического корабля можно пренебречь и считать, что используется одноступенчатый корабль. Тогда, если т — масса капсулы и конструкции, которая заканчивает полет (причем в баках совершенно не осталось топлива), а Мо —стартовая масса, когда корабль покидает планету Рх в начале своего полета, уравнение (11.2) дает (в пренебрежении любыми гравитационными потерями) [c.408]

Отметим, насколько чувствительной оказывается начальная масса корабля к возрастанию скорости истечения, а также насколько преимущество сохранения топлива на орбитах ожидания убывает с увеличением скорости истечения, хотя возможность сбережения топлива остается весьма полезной особенностью. [c.413]

В разд. 11.4.4 был указан прием, при помощи которого можно вывести аналитические выражения, описывающие подобные цепочки ошибок утверждалось, что применение таких функций показывает, насколько сильно чувствительны. межпланетные орбиты к первоначальным ошибкам в импульсе. Эта чувствительность меняется с величиной гиперболического избытка скорости V, а также с его направлением относительно направления орбитальной скорости планеты в свою очередь из разд. 12.10 (см. рис. 12.7) и из уравнений (12.5) и (12.6) следовало, что чувствительность V к изменению приращению скорости в дополнение к скорости освобождения с околопланетной орбиты ожидания, сама является функцией у,, изменяющейся особенно существенно при малых значениях [c.414]

В предыдущей задаче рассчитать продолжительность полета с Круговой орбиты ожидания вокруг Земли (с высотой 480 км) до границы внешней [c.416]

Приведенные соотношения могут быть использованы и при выведении КА на орбиту ожидания [c.107]

Если необходимо осуществить аварийное возвращение с орбиты ожидания вокруг Луны, вывод на траекторию полета к Земле производится раньше запланированного и траектория возвращения нацеливается в точку посадки в центре Тихого океана. [21.] [c.113]

Помимо других результатов, в общее рабочее поле оперативной памяти вводятся даты облета и возвращения. Эти значения используются другой подпрограммой, которая отдельно вычисляет соответствующие гелиоцентрические траектории отправления и возвращения в результате определяются векторы избыточных гиперболических скоростей при отправлении и при возвращении к Земле. Последние используются третьей подпрограммой, вычисляющей требуемые приращения скорости для схода с начальной орбиты ожлдания и перехода на конечную орбиту ожидания. Приращения скорости служат начальными условиями для подпрограммы весовых расчетов, которая определяет начальную массу аппарата, массу отдельных ступеней, а также необходимые веса, объемы горючего и окислителя и размеры баков для них. При этом для каждой отдельной комбинации начальных условий получающиеся результаты состоят из 250 отдельных величин, которые могут представлять интерес для анализа. Окончательные результаты записываются на специальную (архивную) ленту, с которой они могут выборочно считываться впоследствии для получения любых параметров данного перелета. Запись на магнитную ленту, приводящую в действие построители графиков, также производится автоматически во время счета, для чего нужно ввести отдельные перфокарты. [c.37]

Маневры с рикошетированием. При подходе к планете со сверхкруговой скоростью и после выполнения маневра погружения в ее атмосферу аппарат может осуществить ри-кошетирование с целью выхода на орбиту ожидания или увеличения дальности полета вокруг планеты (перед посадкой). Условия выхода из атмосферы при рикошетирова-нии, позволяющие обеспечить заданную высоту или дальность, показаны на рис. 16. Эти условия могут быть выведены [c.150]

Заметим, что оптимальный переход с одной круговой орбиты на другую может оказаться и многоимпульсным (см. 2 настоящей главы). Орбита ожидания может быть эллиптической в этом случае оптимальным путем будет гомановский переход начинающийся в ее перигее. Но если эллиптическая орбита ожидания касается круговой орбиты ПА или пересекает ее (в двух точках), то и никакого перехода между орбитами не нужно. Достаточно только подобрать период обращения орбиты ожидания, соизмеримый с периодом обращения ПА, и оба спутника рано или поздно встретятся (в случае двух точек пересечения появляются дополнительные возможности). [c.133]

Мягкая посадка с окололунной орбиты может быть завершаю-Ш.ИМ этапом полета с Земли на Луну, сопровождаюш.егося предварительным выходом на орбиту спутника Луны — так называемую орбиту ожидания (рис. 97). Перейдя с нее на эллиптическую орбиту снижения, космический аппарат затем начинает завершаюш.ий этап посадки вблизи периселения. Как по круговой, так и по эллиптической орбите может быть совершено несколько оборотов. [c.252]

После окончательного выбора места посадки слабый тормозной импульс переводит корабль с орбиты ожидания на эллиптическую траекторию спуска. Траектория эта может быть настолько пологой, что при необходимости корабль посредством слабого дополнительного импульса может выйти на новую орбиту ожидания. Вблизи выбранного места посадки начинается окончательное ракетное торможение, причем на последнем этапе медленного равномерного спуска с помощью верньерных двигателей управление кораблем должно находиться в руках космонавта. [c.269]

Для прямого перелета на Луну и обратно с помощью одной ракеты в США в свое время был принят проект Нева , предусматривавший постройку гигантской пятиступенчатой ракетной системы. Две первые ступени должны были выводить корабль на околоземную промежуточную орбиту, причем первая ступень должна была работать на керосине и жидком кислороде, а вторая — на кислородно-водородном топливе третья, использующая кислородноводородное топливо, предназначена была для схода с орбиты и выхода на окололунную орбиту ожидания четвертая и пятая ступени (на том же топливе) должны были обеспечить посадку на Луну и взлет с нее. При возвращаемой на Землю полезной нагрузке 13,6 т ракета Нова должна была иметь стартовую массу 3140 т [3.34]. В дальнейшем проект ракеты Нова претерпел различные изменения и в конце концов начал предусматривать постройку ракеты массой 4500—5000 т. Но разработка и постройка такой ракеты требовали столько времени, что поставленная в США цель — высадка на Луне до 1970 г.— не могла бы быть осуществлена. Поэтому от проекта пришлось отказаться. [c.274]

Наконец, можно с помощью тормозного импульса в перицентре гиперболы подхода перевести космический аппарат на круговую орбиту ожидания и дождаться конфигурации космического аппарата и Фобоса или Деймоса, позволяющей совершить гомановский перелет к естественному спутнику Марса. Но это уже будет трехимпульсный маневр с большой суммарной характеристической скоростью. [c.376]

Можно npennowiaraxb, что корабль начинает маневр перехода из окрестности Земли в окрестность Луны путем ухода с промежуточной орбиты (орбиты ожидания) вокруг Земли. При заданном импульсе (который обеспечивается двигателями корабля) произойдет требуемое увеличение его полной энергии (т. е. возрастание его кинетической энергии). Новая орбита корабля будет представлять собой геоцентрический эллипс, параболу или гиперболу (в зависимости от величины импульса), по которой он будет двигаться до тех пор, пока приближение Луны не вынудит его отклоняться все более и более от первоначальной траектории. [c.384]

Существенную экономию топлива можно дo tичь путем использования орбит ожидания у планет назначения в качестве своеобразных складов . Хорошо известная аналогия описанной процедуры — это создание промежуточных баз при походе на Южный полюс или прн подъеме на Эверест, на которых сохраняются запасы продовольствия и топлива для обратного путешествия или спуска очевидно, что в конечном счете этот прием обеспечит сбережение энергии. В литературе но астронавтике существует много работ по указанному использованию орбит ожидания при полетах к Луне или планетам в проекте Аполлон эта методика широко использовалась на стадии спуска на поверхность Луны. Ниже мы рассмотрим описанный метод на простом примере полета с поверхности планеты Рх на поверхность планеты Р и обратно на поверхность планеты Рг. В первом случае полет осуществляется одним кораблем с использованием орбит ожидания вокруг планет P и Яг только для целей проверки ( процедура Ь) во втором случае две орбиты ожидания используются для сбережения баков с топливом ( процедура 2 ). Фазы полета схематически показаны на рнс. 12.8 здесь 5 —Солнце. Обратный полет показан пунктиром следует помнить, что, хотя обратная траектория показана на схеме как зеркальное отображение прямой орбиты перелета, на самом деле необходимо конечное время ожидания вблизи Я.,, прежде чем наступит момент отлета назад. Орбиты планет Р и предполагаются круговыми и компланарными. Размеры круговых орбит ожидания для ясности весьма сильно преувеличены. Ниже, в табл. 12.5, перечислены этапы действия согласно процедуре 1. [c.407]

Приведем несколько численных примеров. Для современных видов химического топлива скорость истечения Vx составляет примерно 2,5 км/с. Для полета Зе.мля —Марс —Земля при использовании орбит ожидания вокруг обеих планет с высотой 460 км, VyVx 7,635 км/с (в пренебрежении гравитационными потерями при спуске). Напомним, что для V Vx величина Vb — это приращение скорости, которое должно быть добавлено, чтобы придать кораблю требуемый гиперболический избыток скорости для выведения его на точную гелиоцентрическую орбиту перехода, в то время как — приращение скорости, необходимое для преобразования ареоцентрической гиперболической траектории корабля в орбиту ожидания вокруг Марса. [c.411]

Даже в том случае, когда рассматриваются многоступенчатые корабли, а не одноступенчатый, описанный в приведенном выше примере, сохраняется заметное преимущество при использовании метода встречи на орбите, поскольку сбережение топлива должно сказываться тогда, когда массе, остающейся на промежуточной станции, не требуется придавать ускорение при последующих включениях двигателей. Тем не менее методу встреч присущи определенные трудности например, может оказаться невозможным хранение топлива в баках в космическом пространстве в течеиие достаточно длительного времени или обеспечение его перелива из баков-хранилищ без дополнительного массивного оборудования. Возможное решение проблемы состоит в том, что топливо для конечного этапа (Я - Рх) не выводится на орбиту вместе с космическим кораблем, но запускается на нужную околоземную орбиту при помощи специального грузового корабля, как только межпланетный космический корабль возвратится на околоземную орбиту. Если к тому же космический корабль снабжен двигателем малой тяги с высокой скоростью истечения, то он скорее всего будет снаряжаться на околоземной орбите, поскольку подобный корабль нельзя вывести на орбиту непосредственно с поверхности Земли. Поэтому заключительный этап полета будет обеспечиваться при помощи мощных грузовых кораблей. На другом конце траектории межпланетного перелета космический корабль остается на орбите вокруг Марса, в то время как другой грузовой корабль, перенесенный через межпланетное пространство космическим кораблем и выведенный последним иа орбиту ожидания вокруг Л арса, будет использован для осуществления этапов полета (О - Р ) и (Рг - ) Большее число грузовых кораблей создаст дополнительные преимущества в тех случаях, когда уделяется особое вии.маиие фактору безопасности. При некоторых исследованиях здравый смысл требует, чтобы какое-то количество подобных кораблей оставлялось экипажем в конце фазы (Я -> Е) вместе с грузовыми кораблями, исполь.зованными на планете назначения, прежде чем оставшийся межпланетный корабль й дст выведен на гелиоцентрическую орбиту обратного полета. [c.413]

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]

Ограничения, накладываемые на сближение КА непосредственно с участка выведения, приводят к необходимости рассмотрения сближения с орбиты ожидания, При таком способе КА первоначально выводится на орбиту ожидания, обычно меньшую по высоте, чем орбита цмн, и находится на ней до создания благоприятных условий для осуществления этапа дальнего наведения В последующем для осуществления сближения на этапе дальнего наведения проводятся, если это нейбходимо, маневр фазирования взаимного положения КА и цели и маневр межорбитального перехода [c.107]

Маневры межорбиталыюго перехода для сближения в данной главе не рассматриваются Ниже проводится анализ требуемого времени ожидания и маневра фазирования в предположении, что орбита ожидания и орбита цели круговые и компланарные, а орбита цели выше орбиты КА. [c.107]

PH Сатурн-5 фактически является специализированной, созданной только для вывода лунного комплекса на орбиту ожидания. Ракета имеет три ступени. Управляющие силы в полете создаются при работе первой и второй ступеней за счет поворота четырех качающихся периферийных двигателей. На третьей ступени управление производится за счет поворота маршевого двигателя и двух блоков рулевых двигателей. Первая ступень S-10 и вторая S-11 имеют одинаковый диаметр -10,06 м. Третья ступень SIVB имеет диаметр 6,6 м. [c.137]

Метод 4. Применим, когда ЖРД служебного отсека может быть использован для вывода Apollo на орбиту ожидания (ТО +9 мин 22 сек от старта). [c.112]

После запуска ЖРД F-1 ступени S-I отрыв ракеты-носителя от стола произошел через 9 сек, точно в расчетное время. Двигатели первой ступени работали 153 сек, расчетное время 150,6 сек. По расчетной траектории Satum V к концу работы двигателей первой ступени должна была находиться на высоте 61 км и на дальности 160 км. В полете скорость, соответствующая числу Маха М=1, была пройдена на 61-й сек на 970 м ниже расчетной высоты. Максимальное продольное ускорение в конце работы двигателей первой ступени было 4,15 g, на 0,004 g выше расчетного. Максимальный скоростной напор был достигнут на 78-й сек полета, на 0,4 сек раньше, чем ожидалось. По расчету ступень S-II должна увеличить скорость полета от 2,23 до 6,9 км/сек. Двигатели второй ступени работали 6,1 мин, на 4,7 сек больше расчетного времени. Приращение скорости за счет работы второй ступени составило 4567,44 м/сек. Вторая ступень отделилась через 9 мин после старта ракеты-носителя Satum V. По расчету ступень S-IV В осуществляет разгон до скорости 7,88 км/сек и выводит корабль на орбиту ожидания высотой 185 км. [c.114]

Программой предусматривался вывод ракетой-посителем Salvan V со стартовым весом 2820 г на орбиту ожидания высотой 185 км полезной нагрузки весом 120 т переход ступени S-IVB и основного блока с орбиты ожидания на вытянутую эллиптическую орбиту с высотой в апогее 22 200 км отделение основного блока и вывод ступени S-IVB на эллиптическую орбиту с апогеем 517 ООО км вход в атмосферу командного отсека со второй космической скоростью и посадка в точке с координатами 27,2° с. ш. и 157,1° з. д. [c.115]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...