Орбита спутника обратная

Д В И Ж е н й е космического корабля в сопротивляющейся среде. Несмотря на свою крайнюю разреженность на больших высотах, атмосфера оказывает весьма значительное тормозящее действие на движение искусственного спутника Земли. В результате такого торможения спутник снижается, совершает более быстрый облет вокруг Земли и, в конце концов, прекращает свое существование. Возникают, в частности, такие вопросы каким образом возможно предсказать продолжительность жизни спутника Каким образом влияет на движение спутника сопротивление верхних слоев атмосферы И обратно, какие, выводы о верхней атмосфере можно сделать на основании наблюдений за изменением орбиты спутника Понятно, что эти же вопросы встанут при изучении движения искусственных спутников других небесных тел. [c.16]

Мы научились по известным элементам орбиты спутника находить его положение в заданные моменты времени. В этом параграфе мы займемся обратной задачей каким образом можно определить орбиту (то есть вычислить ее элементы) на основании нескольких наблюдений спутника [c.146]

Так, например, обстояло дело с советской автоматической межпланетной станцией (АМС), запущенной 4 октября 1959 года в облет Луны. После завершения фотографирования обратной стороны Луны АМС двигалась внутри сферы действия Земли относительно Солнца (расстояние АМС от центра Земли не превышало 5-10 /сл/, а радиус сферы действия Земли относительно Солнца равен примерно 9-10 км) АМС в то же время двигалась вне сферы действия Луны относительно Земли. Если бы по этим соображениям мы пренебрегли влиянием Солнца и Луны, то получили бы, что орбита спутника должна быть близка к эллипсу, имеющему одним из фокусов центр Земли. Однако такой вывод ложен в действительности же из-за влияния Солнца и Луны минимальное расстояние АМС от Земли убывало с каждым витком и на 11-м витке (это было в конце марта 1960 года, то есть примерно через полгода после запуска) АМС вошла в плотные слои земной атмосферы и сгорела. [c.212]

Если движение спутника происходит в том же направлении, что и вращение Земли, то оно называется прямым. В противном случае орбита называется обратной (рис. 23). Для спутников с обратным движением принято считать угол между плоскостями [c.90]

Рис. 23. Орбиты спутников / — экваториальная, 2 — полярная, 3 — пря-мая, 4 — обратная.

Стационарный спутник Венеры не существует, поскольку один оборот вокруг оси Венера совершает за 243,16 сут (в обратном направлении) ). Орбита спутника с таким периодом обращения должна была бы находиться вне сферы действия Венеры. [c.387]

ТО — обратным, а орбиту — западной. В случае I = О и I = л плоскость орбиты спутника совпадает с основной координатной плоскостью тогда понятие долготы восходящего узла теряет смысл. Такую орбиту называют экваториальной. При г = л/2 плоскость орбиты совпадает с меридиональной плоскостью. Это — полярная орбита. [c.99]

Для изучения движения спутников обычно применяют экваториальную систему координат, в которой за основную плоскость принимается плоскость экватора планеты. Начало координат находится в центре масс планеты. Ось 2 совпадает с осью вращения планеты. Орбита спутника пересекается с плоскостью ху в двух точках. Проходя через одну из этих точек, спутник переходит из области отрицательных значений г в область положительных 2. В другой точке происходит обратная смена положительных значений г на отрицательные. Первую точку называют восходящим узлом орбиты (2), вторую— нисходящим узлом орбиты. Линию пересечения плоскости орбиты спутника с плоскостью ху называют линией узлов. Угол л 02 называют долготой восходящего узла и обозначают 2. Этот угол отсчитывается от О до 360° против движения часовой стрелки, если смотреть с положительного конца оси г. [c.170]

Дело в том, что наиболее выгодно послать ракету в таком направлении, при котором расход горючего будет минимальным. По этому заранее вычисленному направлению и поведут ракету радиоприборы. Когда ракета достигнет высоты 200—300 километров, с Земли будут посланы радиосигналы, которые заставят ракету перейти на круговую орбиту. Радиоволны выключат затем ставший ненужным ракетный двигатель. С их же помощью одна ступень ракеты отделится от другой. В случае необходимости радиоприборы вернут спутник обратно на Землю. [c.50]

Обычно в качестве опорного направления в космическом пространстве служит направление линии Солнце — Земля в день 21 марта, т. е. линия весеннего равноденствия. Эта линия направлена в некоторую точку созвездия Овна, обозначаемую символом Y (рис. 6.5). Направление движения или обращения небесных тел обычно определяется с точки зрения наблюдателя, смотрящего со стороны северного полюса небесной сферы, который представляет собой проекцию на небесную сферу северного полюса Земли, При наблюдении из этой точки все планеты и большая часть их спутников, а также и других тел солнечной системы будут казаться движущимися против часовой стрелки (т. е. по так называемым прямым орбитам). Если же при наблюдении из северного полюса тело движется по часовой стрелке, его орбита называется обратной. Наклон орбит i измеряется относительно плоскости эклиптики, и угол наклона представляет собой угол между этой плоскостью и положительным направлением движения тела по орбите в точке, где оно пересекает плоскость эклиптики, переходя из южной полусферы в северную (т. е. в вое- [c.158]

Задача 793. Искусственный спутник выведен со скоростью на круговую орбиту вокруг Земли радиусом r -=- R + H, где R — радиус Земли, Н — расстояние от спутника до поверхности Земли. Считая силу притяжения спутника к Земле обратно пропорциональной квадрату расстояния от него до центра Земли, определить высоту Я. [c.294]

Рассмотрим теперь задачу Кеплера требуется найти орбиты двух тел, силы взаимодействия между которыми определяются законом обратных квадратов. Классическим примером объекта для этой задачи является движение планет Солнечной системы. Другие важные примеры — это движение спутников вокруг планет и относительное движение компонентов двойной звезды. Уравнение движения F = М для i-й материальной точки из системы N таких точек имеет следующий вид [c.280]

При полете космического корабля по орбите спутника Земли сила тяготения практически очень мало меняется, даже во время выхода корабля на орбиту. В самом деле, если круговая орбита корабля расположена на высоте 300 /см над Землей, то при выходе на орбиту расстояние от центра Земли до корабля меняется, положим, от 6400 км до 6700 /см, т. е. примерно на своей величины. А так как сила земного тяготения обратно пропорциональна квадрату расстояния, то величина силы тяготения Земли меняется лишь на 10%. Значит, и ускорение, сообщаемое кораблю силой земного тяготения, на всем пути полета, от запуска до возвращения на Землю, изменяется в тех же небольших пределах. [c.358]

Еще более жесткое ограничение возникает вследствие представления размера окна 16 битами. Это ограничение заключается в том, что за время прохождения пакета от отправителя к получателю и обратно в сеть может быть направлено не более 2 информационных единиц конкретного сообщения. Поскольку обычно такой единицей является байт, то имеем (2 8 бит) /. Так, для каналов со спутниками на геостационарных орбитах 7 составляет около [c.66]

Когда спутник уже захвачен СГС, то в плоскости орбиты он будет вращаться со скоростью 1 оборот за орбиту (1 об/орб). Если оказалось, что спутник ориентирован обратной стороной, то его можно перевернуть, сначала уменьшая, а затем увеличивая длину штанги (рис. 2.2). Приуменьшении длины штанги момент инерции спутника относительно оси, перпендикулярной плоскости орбиты, уменьшается, например, до 1/10 исходного значения, вследствие чего угловая скорость увеличивается до [c.28]

Как показывают расчеты, удовлетворительное приближение дают уже первые два члена данного выражения. При отсутствии возмущающих факторов (когда ошибка ориентации возникает только за счет ухода Солнца), а также в случае = О (плоскость орбиты совпадает с плоскостью эклиптики) имеем Jq = 1. При наличии гравитационных возмущений и Ф О всегда будет Jq > 1. Из анализа выражения (4.64) следует, что при достаточно больших значениях угловой скорости спутника, удовлетворяющих условию сох > приращение средней скорости ухода ориентируемой оси за счет воздействия гравитационных возмущений, т. . величина ( 0 1) убывает приблизительно пропорционально квадрату а в области малых значений сох < — возрастает обратно пропорционально первой степени сох [c.112]

Для задачи определения времени жизни спутника при известной атмосфере или для обратной задачи определения параметров атмосферы по известному торможению спутника необходимо знать некоторый средний коэффициент сопротивления. В самом деле, вследствие быстрой прецессии спутника около центра масс и вследствие движения центра масс спутника по орбите спутник может занимать самые различные положения по отношению к набегающему потоку поэтому коэффициент сопротивления быстро меняется со временем и будет зависеть от многих параметров. Это создает трудности при расчете эволюции орбиты. Однако представляется очевидным, что основная картина эволюции орбиты определяется некоторой средней картиной сопротивления атмосферы, которую можно описать, подходящим образом определив средний коэффициент аэродинамического сопротивления. Такой коэффициент будет зависеть только от вековой эволюции движения около центра масс спутника и не будет зависеть от быстрых вращений. Зависимость коэффициента Сд аэродинамического сопротивления от угла атаки б можно аппроксимировать формулой, аналогичной формуле (1.3.17) для коэффициента аэродинамического момента. В соответствии с этой формулой примем [c.285]

Силы, которыми спутники Юпитера постоянно отклоняются от прямолинейного движения и удерживаются на своих орбитах, направлены к центру Юпитера и обратно пропорциональны квадратам расстояний мест до этого центра. [c.107]

Возмущающее ускорение (или, если угодно, замедление) от действия сопротивления обратно пропорционально массе спутника и прямо пропорционально площади 5, т. е. определяется парусностью спутника . На движении полого спутника сопротивление сказывается особенно сильно. Поэтому после запуска на низкую орбиту пустая последняя ступень ракеты-носителя сильнее ощущает сопротивление атмосферы, чем отделившийся от нее контейнер, заполненный научной аппаратурой. [c.96]

На рис. 33 показаны трассы пяти суточных спутников с круговыми орбитами, обладающими наклонами 60, 40 и 20°. Эти трассы- восьмерки не опоясывают земной шар, а лежат на одной его стороне (при обратном движении дело бы обстояло иначе) [2.81. [c.109]

Здесь же мы отметим лишь одну теоретическую возможность, которая имеет практическое значение скорее для межпланетных (см. 5 гл. 15), чем для околоземных полетов. Обратимся к рис. 36 ( 2 гл. 5) и переменим на нем направления всех стрелок на траекториях на обратные, но сохраним направления стрелок — импульсов скорости. Тем самым мы обратим движение и вместо вывода спутника на орбиту 1 будем иметь его спуск с орбиты 1 по обходной траектории, заканчивающийся ракетным торможением в точке Л- Очевидно, такой маневр дает выигрыш в сумме импуль- [c.122]

В некоторых случаях может оказаться выгодной программа управления тягой, при которой она будет действовать не непрерывно, а лишь на некоторых участках траектории, но зато на этих участках тяга будет существенно больше. При этом выгодно прилагать тягу на тех участках траектории, которые ближе к центру притяжения 1). Если начальная орбита эллиптическая, то целесообразно накапливать в аккумуляторах электрическую энергию, вырабатываемую на большей части каждого витка траектории, чтобы расходовать ее только вблизи перигея витка, резко увеличивая тем самым вблизи перигея скорость истечения, а следовательно, и тягу. Траектория разгона при этом должна состоять из большого числа эллипсов с примерно одинаковым перигеем. Она напоминает траекторию торможения в атмосфере спутника с эллиптической орбитой (рис. 27), но проходится в обратном направлении.Таким образом, после значительного числа витков в перигее будет достигнута скорость, обеспечивающая выход из сферы действия Земли [2.19]. [c.140]

Аналогичным образом ЭРД могут применяться для тонкой регулировки положения спутника, выведенного ступенью с большой тягой на почти стационарную орбиту Г2.201. Практическое использование стационарного спутника требует, чтобы он постоянно находился над заданной точкой экватора, т. е. на определенном земном меридиане. Поэтому удобно рассматривать спутник в системе отсчета, жестко связанной с вращающейся Землей. Пусть плоскость рис. 48 совпадает с плоскостью экватора, а точка О находится на стационарной высоте 35 786 км над заданным меридианом. Допустим, что ступень с большой тягой вывела спутник из-за разного рода погрешностей на круговую орбиту в точке 1. Мы поймем это, когда заметим, что спутник, имея меньший, чем звездные сутки, период обращения, в результате обгона вращающейся поверхности Земли оказался в точке 2. Необходимо немедленно начать маневр с помощью малой тяги ЭРД, иначе спутник уйдет так далеко от заданного меридиана, что понадобится чересчур большой расход топлива. Мы включаем разгонную тягу ЭРД (например, тангенциальную [2.20]), и спутник, поднимаясь, уходит сначала вперед, но, как только достигнет (точка 3) и превысит стационарную высоту, начнет отставать от Земли, т. е. пятиться назад. Нужно в точно рассчитанной точке 4 где-то на полпути между точками 3 и О начать тормо-жение, изменив тягу ЭРД на противоположную, с таким расчетом, чтобы дрейф спутника в обратном направлении (в нашей системе [c.142]

Вначале были обнаружены масконы под поверхностью морей на видимой стороне Луны, потом под морями на границе видимой и невидимой сторон и, наконец, был обнаружен огромный Скрытый (ни с каким морем не связанный) в середине обратной стороны (он отклоняет на 1 км спутник, пролетающий на высоте 100 км). Общая избыточная масса всех масконов превышает 10 массы Луны. С лунными горами, наоборот, оказались связанными отрицательные аномалии гравитации [3.21]. Но, конечно, все эти аномалии сказываются только на относительно близких к Луне орбитах. [c.248]

Прибывший на станцию с околоземной орбиты лунный транспортный корабль, помимо грузов и пассажиров, доставляет топливо лунным буксирам, для которых космопорт служит ангаром. Буксиры доставляют грузы и космонавтов на поверхность Луны, а транспортный корабль забирает грузы (собранная информация, минералы и т. п.) и возвращающийся на Землю персонал и отбывает в обратный путь. Одновременно космопорт должен служить центром связи и управления всеми операциями на Луне и орбитах вокруг нее встречами и стыковками транспортных кораблей, посадками и взлетами беспилотных лунных буксиров, перемещениями луноходов. Он должен обеспечивать связь с экспедициями на лунной поверхности. Персонал космопорта должен управлять манипуляторами на орбитальных аппаратах, обслуживающих автоматические спутники Луны. Для этих аппаратов, как, возможно, и для луноходов, космопорт будет служить ангаром и ремонтной станцией. Наконец, космопорт будет служить и базой для спасательных операций на окололунных орбитах [3.44]. [c.293]

КА "Луна-3" был выведен (4.10.59) на новую и более сложную траекторию полета, которая представляет собой очень вытянутую орбиту искусственного спутника Земли. Система ориентации станции "Луна-3", необходимая для фотографирования Луны, явилась прообразом систем ориентации многих современных КА. "Луна-З", двигаясь по траектории, огибающей Луну, прошла на расстоянии 6200 км от ее поверхности и сфотографировала обратную, невидимую с Земли, сторону Луны. "Луна-3" имела массу 278,5 кг. Полет ее был первым опытом изучения другого небесного тела с борта КА. [c.16]

Остальные пять спутников Юпитера (VIH, IX, XI, XII и XIV) движутся по значительно более протяженным обратным орбитам и испытывают на себе значительно большие возмущения со стороны Солнца. Вычисления показали, что если бы движение по орбитам происходило в прямом направлении, то на таких расстояниях Юпитер смог бы удерживать спутники лишь очень непродолжительное время. Под действием притяжения Солнца они превратились бы в астероиды, движущиеся по собственным гелиоцентрическим орбитам. Может иметь место и обратный ход событий астероиды могут быть захвачены Юпитером и двигаться вокруг него как спутники в течение неопределенного времени. Предполагается, что четыре внешних спутника Юпитера представляют собой захваченные астероиды, которые в будущем при благоприятных условиях могут снова уйти от Юпитера. Орбита открытого недавно XIV спутника Юпитера в настоящее время определена еще довольно плохо. [c.17]

Это набор обратных периодических орбит вокруг одной из двух равных масс, скажем Ш]. Так как обе массы равны, то орбиты можно с одинаковым успехом считать орбитами вокруг планеты пли вокруг спутника. [c.165]

Мы видели в гл. 6, что если две планеты взаимно возмущают орбиты друг друга, то плоскости их орбит приобретают обратные движения. Теперь, если Луну и близкий спутник, обращающийся по круговой орбите в экваториальной плоскости Земли, заменить планетами (сферическая Земля играет роль Солнца), то взаимные возмущения двух спутников приведут к обратным движениям плоскостей их орбит, поскольку плоскость орбиты Луны и экваториальная плоскость Земли не компланарны. Присоединим теперь мысленно этот спутник к вращающейся сферической Земле если вообразить себе много таких присоединенных спутников Земли, распределенных вокруг экватора для имитации экваториального вздутия, то легко видеть, что возмущающее воздействие Луны иа Землю приведет к обратному движению (регрессии) экваториальной плоскости Земли. Солнце в роли спутника Земли создает добавочный эффект, складывающийся с лунным. Период прецессии составляет примерно 26 ООО лет. [c.305]

Перигей движется в прямом направлении в плоскости орбиты, сели I < 63° 26, или в обратном (также в плоскости орбиты), если >63°26. 3 0 критическое наклонение определяется приравниванием нулю члена (1 —( /4) sin / ]. Однако при умеренном наклонении орбита близкого спутника Земли будет иметь вековое движение по Q и о) порядка 4° в сутки. [c.325]

Теоретически в задаче трех тел захват может иметь место без всякого расхода топлива. Например, наиболее удаленные естественные спутники Юпитера с обратным движением, по всей вероятности, первоначально были астероидами, движущимися по гелиоцентрическим орбитам. При тесных сближениях этих астероидов с массивной планетой между ними происходил обмен энергией и кинетическим моментом, что в конце концов привело к тому, что они перешли на квазиустойчивые почти эллиптические орбиты вокруг Юпитера. Однако вычисления показывают, что конфигурации, благоприятные для таких захватов, встречаются очень редко, а получающиеся в результате орбиты оказываются сильно возмущенными, причем имеется довольно большая вероятность ухода тел с них при одном из последующих сближений. [c.372]

Задача Л 61 (№ 220. Бать М. И., Джанелидзе Г. Ю. и Кельзон А. С. Теоретическая механика в примерах и задачах. М., 1961). Определить, с какой скоростью должен двигаться искусственный спутник Земли на высоте h = 900 км, если орбиту спутника принять за окружность, центр которой находится в центре Земли. Радиус Земли R = 6370 км. Ускорение тела, свободно падающего у поверхности Земли, g = 9,81 м/с-. Сила притяжения спутника обратно пропорциональна квадрату расстояния спутника от центра Земли. Спутник считать точечной массой. [c.251]

УРАН—седьмая по порядку от Солнца большая планета Солнечной системы. Ср. расстояние от Солнца 19,182 а. е. (2870 млн. км), эксцентриситет орбиты 0,0472 наклон плоскости орбиты к эклиптике (см. Координаты астрономические) О " 46,4. Период обращения У. вокруг Солнца 84,014 года. Ср. скорость движения по орбите 6,8 км/с. Радиус У. 25400 км (3,98 земного), сжатие 1/17, масса 8,65 10 кг (14,42 земной), ср. плотн. 1260 кг/м , ускорение свободного падения на экваторе (за вычетом центробежного ускорения, равного 0,6 м/с ) близко к земному (9,8 м/с ), первая космич. скорость на У. 15,6 км/с, вторая — 22 км/с. Период вращения У. вокруг своей оси 17 ч 14,4 мин. Экватор планеты наклонён к плоскости орбиты на 98 , т. е. ось вращения почти совпадает с плоскостью эклиптики, направление вращения обратное. Поскольку орбиты спутников и колец У. лежат почти в его экваториальной плоскости, то вся система У. как бы лежит на боку . Достаточно убедительной теории, объясняющей причину столь необычного расположения, пока не существует. [c.237]

Прецессия плоскости орбиты спутника должна, естественно, учитываться при планировании научных экспериментов. Известно, что в начале космической эры важную роль играли визуальные наблюдения спутников. Если спутник запускался таким образом, что совершал первые витки примерно над линией разграничения дня и ночи, т. е. над полосой сумерек сумеречный или термина-торный спутник 12.2]), то условия его визуального наблюдения были особенно благоприятны ). Однако движение Земли вокруг Солнца заставляет повернуться в пространстве плоскость окружности разграничения дня и ночи, а сплюснутость Земли — повернуться плоскость орбиты. Вообще говоря, спутник при этом перестает быть сумеречным и начинает заходить в тень. Но если все точно рассчитать и подобрать такую орбиту, чтобы прецессия орбиты компенсировала эффект движения Земли вокруг Солнца, то спутник будет непрерывно купаться в солнечных лучах, что особенно важно, когда он оснащен солнечными батареями (плоскости солнечных элементов при этом должны быть ориентированы на Солнце). Подобная орбита называется солнечно-синхронной. Нетрудно сообразить, что она должна быть обратной (наклонение обычно 98-н100°) и настолько близкой к положению, при котором лучи Солнца падают на ее плоскость перпендикулярно, насколько позволяет необходимая скорость прецессии. Примером может служить астрономический спутник ТВ-1А, запущенный 12 марта 1972 г. Западноевропейской организацией по космическим исследованиям на орбиту высотой от 541 до 547 км, наклонением 97,5° и периодом обращения 97 мин в течение первых 230 сут своего движения он не заходил в тень. Другим примером служит американский космический аппарат Серт-2 , который не должен был [c.93]

Отступление от выведенны.х соотношений Кеплера можно обнаружить также и в том случае, когда эллиптическая орбита спутника расположена в плоскости экватора (рис. 7.13). Здесь тяготение можно рассматривать как центральное, но закон из-.менения силы притяжения вблизи Землн несколько отличается от обратной квадратичной зависимости. Это приводит к то.му, [c.324]

После выхода на орбиту спутника Марса и пребывания на пей в течение некоторого времени корабль стартует в обратный путь. Так как по нашему предположению спутниковая орбита корабля очень вытянута, то для приобретения скорости освобождения достаточно лишь небольшого увеличения скорости в перигее, что может быть выполнено с помощью той же верньерной химической ракеты или подобной той, какая использовалась при маневре захвата. Ввиду малости требуемого прироста скорости влияние этого маневра на величину полезной нагрузки можно также не учитывать. [c.315]

Приведенные значения начлоиений орбит приблизительны R означает обратное движение по отношению к экваториальной плоскости планэты спутники Урана имеют обратное движение по отношэнию к плоскости эклиптики Е — наклонение к эклиптике Р — наклонение к плоскости экватора планеты В — наклонение к плоскости орбиты планеты [1, 10]. [c.977]

В соответствии с формулами (2.4.1) и (2.4.2) скорость прецессии орбиты и скорость ухода перигея обратно пропорциональны квадрату параметра орбиты р. Следовательно, для спутников, движущихся на значительных расстояниях от Земли (порядка нескольких десятков тысяч километров), прецессия орбиты и уход перигея за счет нецентральности поля тяготения Земли будут незначительными. [c.130]

Вернемся теперь к обсуждению некоторых важных задач динамики Солнечной системы, связанных с вопросами эволюции и усто11Чивости. Наблюдая за телами Солнечной системы, мы видим, что планеты движутся вокруг Солнца по непересекающимся орбитам, медленные изменения которых достаточно точно описываются теориями общих возмущений. Большинство спутников ведет себя аналогичным образом, правда, есть подозрение, что спутники Юпитера и Сатурна, обращающиеся вокруг планет в обратном направлении. на самом деле представляют собой захваченные астероиды. Примечательно наличие большого числа почти точных соизмеримостей в средних движениях и зон избегания в поясе астероидов и структуре колец Сатурна, соответствующих определенным соизмеримостям. В отношении комет следует отметить, что их орбиты в результате столкновений с планетами могут испытывать суще-ствеииые изменения. [c.261]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...