Орбита спутника прямая

Точка А эллиптической орбиты, наиболее удаленная от притягивающего центра, называется апоцентром орбиты спутника. Очевидно, что три точки А А, П всегда лежат на одной прямой. Перицентр и апоцентр спутника Земли обычно называют перигеем и апогеем, перицентр и апо- [c.58]

Если плоскость орбиты спутника не совпадает с плоскостью Аху, то эти плоскости пересекаются по некоторой прямой /, которую называют линией узлов орбиты относительно выбранной системы отсчета. На этой прямой лежат точки пересечения орбиты с плоскостью Аху, называемые узлами орбиты. При прохождении через один из узлов [c.133]

Для спутников с низкими орбитами и прямым движением (наклон меньше 90°) трасса напоминает синусоиду, многократно опоясывающую земной шар. Эта форма трассы всем хорошо известна со времени запуска первого искусственного спутника Земли, и мы [c.108]

Рассмотренные нами программы мягкой посадки на Луну соответствуют случаю так называемой прямой посадки, т. е. посадки, не сопровождающейся предварительным выходом на орбиту спутника Луны. [c.217]

Если выход на орбиту спутника Марса должен происходить с помощью тормозного ракетного импульса, то требования экономии топлива вынуждают выбирать траектории перелета к Марсу, нуждающиеся в минимальной скорости отлета с Земли. Поэтому сезоны старта к Марсу, близкие к моменту, когда Земля пересекает линию узлов орбиты Марса, наиболее благоприятны для запуска спутника Марса [4.24]. Оптимальная гелиоцентрическая траектория перелета к Марсу, когда ставится задача выхода космического аппарата на орбиту его искусственного спутника, несколько отличается от оптимальной траектории, когда целью является пролет Марса или прямое попадание в него. Причина заключается в необходимости минимизировать сумму импульсов — стартового околоземного и тормозного около Марса, а следовательно, в необходимости учета условий входа в сферу действия Марса. Однако разница в датах старта с Земли составляет не более 10—15 сут [4.38]. [c.375]

Прецессия плоскости орбиты спутника 127, 128 Прицельная дальность 50 Прямое восхождение 102, 103 [c.444]

Наклонение орбиты и прямое восхождение восходящего узла определяют ориентацию орбиты в пространстве и ее положение по отношению к земной системе координат. Наклонение орбиты /- это угол между плоскостью орбиты и плоскостью земного экватора. Восходящим узлом орбиты называется точка орбиты, в которой спутник пересекает плоскость земного экватора, переходя из южного полушария в северное. Соответственно противоположная точка на орбите называется нисходящим узлом, а линия, соединяющая эти точки - линией узлов. Прямым восхождением восходящего узла называется угол между линией узлов и направлением на точку весеннего равноденствия. [c.126]

Второй спутник Нереида открыт Кейпером 1 мая 1949 г. на 82-дюймовом телескопе обсерватории Мак-Дональд. Его яркость 19 5. Орбита Нереиды обладает кометным" эксцентриситетом. Движение спутника прямое. Элементы орбит обоих спутников приведены в табл. 34. [c.168]

Зная элементы орбиты ИСЗ, можно определить его положение в пространстве для любого момента времени. Эллиптическая орбита ИСЗ показана на рис. 7.20. На этом рисунке П — перигей орбиты (ближайшая к Земле точка орбиты спутника) А — апогей орбиты (наиболее удаленная от Земли точка орбиты спутника) I — угол наклона плоскости орбиты спутника к плоскости небесного экватора й — восходящий узел орбиты (точка на орбите, в которой ИСЗ пересекает плоскость небесного экватора, переходя из Южного полушария в Северное) б — нисходящий узел орбиты Т — точка весеннего равноденствия 2 — прямое восхождение восходящего узла орбиты со — угловое расстояние перигея по орбите от восходящего узла а — прямое восхождение спутника б — склонение спутника. Чтобы полностью определить орбиту спутника, необходимо знать шесть элементов. Элементы 2, 1, (О называют угловыми элементами. К пространственным элементам орбиты относятся большая полуось эллипса а и эксцентриситет орбиты е, т. е. отношение фокусного расстояния К большой полуоси эллипса. Большая полуось и эксцентриситет [c.159]

Задача 762. Искусственный спутник, вращающийся вокруг Земли по круговой орбите, находится в некоторый момент на прямой, соединяющей центры Земли и Луны, и имеет период обращения вокруг Земли, равный Т- . Зная, что период обращения Луны вокруг Земли равен Т , определить, через какое время Т спутник снова окажется на прямой Земля--Луна, если плоскость его орбиты совпадает с плоскостью лунной орбиты. Периоды и вычислены по отношению к системе, движущейся вместе с центром Земли поступательно относительно звезд. т т [c.283]

Два спутника с равными массами соединены канатом и движутся по круговым орбитам вокруг Земли, находясь на прямой, проходящей через ее центр. Найти силу натяжения каната. [c.67]

Электрон-3 и Электрон-4 . 16 июля и 14 ноября 1965 г. состоялись запуски тяжелых орбитальных автоматических станций Про-тон-1 (рис. 131,6) и Протон-2 , снабженных аппаратурой для исследования космических частиц высоких и сверхвысоких энергий вес каждой из этих станций — около 12 т. Затем 23 апреля и 14 октября 1965 г. на высокоэллиптические орбиты с апогеем 30—40 тыс. км были выведены спутники-ретрансляторы типа Молния-1 (рис. 131, е), оборудованные реактивными двигателями для периодической коррекции полета и обеспечиваюш ие сверхдальнюю телеграфную, телефонную и телевизионную связь (с передачей черно-белых и цветных телевизионных изображений) без использования дорогостоящих и сложных в эксплуатации кабельных и радиорелейных линий [18]. 25 апреля 1966 г. был осуществлен запуск третьего спутника-ретранслятора Молния-1 , имевшего целью продолжение экспериментов по установлению сверхдальней связи при совместном использовании нескольких спутников Через этот спутник были продолжены прямые двухсторонние радиотелефонные и телевизионные передачи между наземными приемопередающими пунктами Москвы и Владивостока. Через него же начались пробные передачи программ цветного телевидения между Парижем и Москвой. 6 июля 1966 г. мощная ракета-носитель вывела на околоземную орбиту с апогеем 630 км автоматическую станцию Протон-3 , оборудованную аппаратурой для комплексного исследования космических лучей [c.428]

Действительно, пусть спутник движется по дуге гиперболической орбиты, причем эта дуга расположена настолько далеко от притягивающего центра, что практически допустимо считать движение спутника по этой дуге прямо. линейным. Пусть АР = Го 1 = 1- Длину дуги можно приближенно считать равной — Го- [c.76]

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]

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]

Назовем проекцией спутника на земную поверхность точку, в которой радиальная прямая (линия, соединяющая спутник с центром Земли) пересекает поверхность земного шара. При движении спутника вокруг Земли, вращающейся внутри его орбиты, проекция прочерчивает на земной поверхности некоторую линию, которая называется трассой спутника. Трасса соединяет те пункты материков и океанов, над которыми спутник в разные моменты [c.107]

Случай эллиптической орбиты. Для эллиптической орбиты 0<е<1. Чтобы вычислить интеграл (2.5.3), необходимо перейти к новой переменной, смысл которой поясним с помощью некоторых геометрических построений. Пусть дана эллиптическая орбита с центром О, фокусами / 1 и Р2, перицентром П и апоцентром А (рис. 2.11). Точка М соответствует текущему положению спутника в момент времени t. Построим окружность радиуса а с центром в точке О и опустим перпендикуляр из точки М на линию апсид. Продолжим этот перпендикуляр до пересечения с окружностью (точка М ). Прямая ОМ образует с направлением на перицентр [c.56]

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]

А орбит спутников (б). Класс g состоит из периодических орбит с прямым движением вокруг гПу. Дарвин выполнял вычисления для значения ц, = 1/11. Тела S и У (массы соответственно 10 и 1) находились на единичном расстоянии друг от друга. Поэтому возмущения со стороны S на орбиты вокруг J значительно сильнее, чем в копенгагенской задаче. Тем не менее орбиты на рис. 5.9, а, б очень похожи. [c.168]

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]

При исследовании уравнений (10.27) и (10.28) становится ясным, что, как и предполагалось, ни прямое восхождение восходящего узла, ни наклонение плоскости орбиты не подвержены влиянию сопротивления атмосферы. Кроме того, мы замечали, что ненулевые правые части уравнений имеют множитель Alm, показывающий, что высокое отношение площади поперечного сечения к массе приводит к наибольшим эффектам сопротивления атмосферы. В идеальном случае спутник, специально разработанный для исследования внешних слоев атмосферы, должен иметь сферическую фор.му и высокое отношение А т. [c.332]

Используя чис.човые данные приложения И, вычислите в первом порядке значения скоростей изменения (в градусах за сутки) аргумента перигея w и прямого восхождения восходящего узла Q искусственного спутника Земли, параметры орбиты которого таковы а — 1,.30262/ , -- 0,16561, i = 32° 52 R — экваториальный радиус Земли). [c.338]

Знак выбирается такой же, как у г,. После того как становятся известными элементы предварительной орбиты, можно использовать теорию искусственного спутника Земли для вычисления вековых возмущений среднего движения, прямого восхождения узла и аргумента перигея, обеспечивая тем самым эфемериды спутника затем накопление последующих наблюдений позволит улучшить орбиту. Когда оказываются доступными данные о дальности и скорости изменения дальности спутника, классические методы определения орбит можно модифицировать так, чтобы воспользоваться этими дополнительными данными. Например, в только что рассмотренном случае данные о дальности дадут нам значения р,, что существенно упростит расчет. [c.432]

Первым обнаруженным звездным объектом такого типа был, спутник Сириуса. В 1844 г. Бессель заметил, что траектория Сириуса слегка колеблется относительно прямой, что наблюдалось бы при наличии у него невидимого спутника (рис. 14.14)., Этот спутник, Сириус В, был открыт вблизи предсказанного положения Кларком в 1862 г. Из измерений его орбиты было найдено, что масса Сириуса В равна 1,96-10 г. Сравнение поверх- [c.202]

Положение спутника на небесной сфере определяется склонением и прямым восхождением. Но эти элементы очень быстро изменяются, так как ИСЗ имеет малый период обращения. Если бы на движение ИСЗ не оказывали действия возмущающие силы, то положение его орбиты в пространстве, а также размеры и форма орбиты оставались бы [c.159]

Обратимся теперь к первой формуле преобразования Тйле (22). Известно, что вблизи притягивающего центра орбита спутника мало отличается от конического сечения (эллипса, гиперболы и т. п.). С другой стороны, можно показать, что при отображении = созш прямым плоскости комплексного переменного хю, параллельным осям координат, соответствуют эллипсы и гиперболы (быть может, вырождающиеся) плоскости переменного Таким образом, [c.243]

Наконец, частным и чрезвычайно важным в практическом отношении случаем суточного спутника является стационарный спутник, круговая орбита (с прямым обращением) которого лежит в плоскости экватора. Трасса такого спутника вырождается в точку на экваторе. Стационарный спутник неподвижен в системе отсчета, связанной с враищющейся Землей. С учетом размера экваториального вздутия (но без учета его притяжения) высота стационарной орбиты над земной поверхностью равна 35 786 км. [c.109]

Метод посадки с орбиты, по суш,есгву, состоит в разбиении торможения на два этапа при выходе на орбиту и при прилунении. Однако всякое разбиение торможения, как уже говорилось в 7 гл. 8, нецелесообразно с энергетической точки зрения. Поэтому применение метода посадки с орбиты спутника Луны не приводит к энергетическим потерям только в том случае, если орбита низко расположена — на такой высоте, на какой могло бы уже начаться торможение при прямой посадке. В остальных случаях требуется лишняя затрата топлива, причем тем большая, чем выше орбита [3.24], Сказанное справедливо, конечно, для того случая, когда с орбиты спутника Луны сходит весь космический аппарат, а не какая-то его часть (последний случай будет рассмотрен в главе 12). [c.253]

После прекращения программы ALMV основной программой перехвата спутников стала программа КЕ AS АТ с оружием кинетической энергии. Также как и ALMV этот проект предусматривал поражение спутников прямым ударом миниатюрной боеголовки, запускаемой трехступенчатой ракетой наземного базирования. Первоначально в рамках этой программы должно было обеспечиваться поражение целей, находящихся на орбитах высотой до нескольких тысяч километров. [c.216]

КА на первом участке траектории выводится к границе сферы действия планеты отправления с заданными параметрами либо прямо, либо с выходом на промежуточную орбиту спутника(круговая или эллиптическая промежуточная орбита может быть протяженностью менее одного витка или несколько витков). Если скорость КА на границе сферы действия больще или равна местной параболической скорости, тогда дальнейшее движение будет либо по гипербо- [c.116]

Очевидно, величины ф можно взять не только в описанной ( юрме. Это может быть прямое восхождение а, склонение б, дальность р или любая другая наблюдаемая величина, которая южет быть связана аналитической зависимостью с шестью элементами орбиты спутника и элементами орбиты Земли. Величины дф/до1 в классической небесной механике находятся путем аналитического дифференцирования. Вариант этого подхода, который можно использовать при наличии доступа к ЭВМ, состоит в получении дф1да в численной форме. Основы этого подхода излагаются ниже. [c.435]

В тех случаях, когда требуется обеспечить ориентацлю спутника на орбите в течеппе длителг.иого времени, по с не- ысокой точностью применяется гравитационный метод ориентации после выведения иа орбиту из корпуса спутника па достаточно длинной штанге (16—20 м) выдвигается груз, и спутник с течением времени устанавливается так, что штанга располагается но прямой, иаправлеииой к центру Земли. [c.206]

Нереида — небольшой спутник, его радиус немногим более 100 км. Радиус орбиты Нереиды составляет 249,5 радиуса планеты, плоскость орбиты отклонена от плоскости экватора всего на 0,5 , движение происходит с периодом 358,4 земных суток в прямом направлении. Из вновь открытых Вояджером-2 спутников наибольший — Протей—имеет размер 400 км, остальные — размером в десятки километров. Все они располагаются внутри орбиты Тритона. Спутники Н., по-видимому, состоят из смеси водяного, метанового и аммиачного льдов и/или соответствующих клатратгидратов. У Н. есть 3 кольца. Их особенностью является неоднородное распределение плотности (вдоль кольца) составляющего их очень тёмного материала. [c.327]

Телевизионная техника позволила установить сопряжённость П. с. в двух полушариях, исследовать быстрые изменения и тонкую структуру П. с. Наряду с изучением естеств. П. с. были поставлены эксперименты по созданию искусств. П. с., во время к-рых с ракеты на высоте неск. сотен км инжектировался в атмосферу пучок электронов высоких энергий. Измерения интенсивности отд. эмиссий и фотографирование П. с. из космоса проводятся со спутников как на полярных круговых орбитах с высот — 400—1000 км, так и на эксцентричных орбитах с апогеем 10 км. Использование свечения в крайнем ультрафиолете, излучаемого на высотах >110 км, позволяет вести наблюдения П. с. также и в областях атмосферы, освещённых прямыми солнечными лучами. Т. о., со спутников осуществляется непрерывная регистрация свечения верхней атмосферы, его распределения в области высоких широт и интенсивности. Результаты используются для диагностики эл.-магн. состояния ближнего космоса. [c.80]

В этом уравнении первое слагаемое представляет собой "даламберову силу инерции". В действительности такой реальной силы не существует. Так, если рассматривать движение КА по круговой орбите искусственного спутника Земли, то в случае существования такой реальной силы, которая бы уравновещивала бы другую действительно реальную силу притяжения, КА по инерции начал бы двигаться по касательной к окружности орбиты, т.е. по прямой линии. Но дело в том, что на КА никакая другая реальная сила, кроме силы притяжения (силы сопротивления весьма разреженной атмосферы, светового давления и других сил крайне незначительны для типичных условий движения и существующих КА) не действует. КА движется по орбите потому и только потому, что он получил при выведении на орбиту от ракеты-носителя начальную кинетическую энергию и такое количество движения, благодаря которому сила притяжения при дальнейшем его движении сможет только удерживать КА на круговой орбите, но не притянуть его к Земле. [c.109]

В силу II закона Кеплера спутник главной звезды будет быстрее всего двигаться в периастре, так что вторичный минимум окажется ближе к предшествующему главному минимуму, чем к последующему. Однако если большая ось орбиты расположена вдоль линии зрения, как на рис. 14.7, б, то вспомогательный минимум окажется равноудаленным по времени от предшествующего и последующего главных минимумов. На рис. 14.7, б большая полуось орбиты снова направлена под прямым углом к лучу зрения, но долгота периастра теперь на 180° превышает долготу периастра на рис. 14.7, а. Мы видим, что вспомогательный минимум теперь оказывается ближе к последующему главному минимуму, чем к предыдущему. Предположим теперь, что орбита звезды вращается в своей собственной плоскости (т. е. существует вековое движение периастра) тогда становится ясным, что даже при умеренном эксцентриситете с течением времени будут наблюдаться колебания моментов вспомогательных минимумов относительно среднего мо.мента между главными. минимумами блеска. [c.464]

Плоскости орбит спутников близко совпадают с плоскостью экватора планеты. Орбита Деймоса почти круговая. Герман Струве (1854—1920) нашел, что линия апсид Фобоса обладает прямым движением и притом настолько быстрым, что она в два с небольшим года совершает полный оборот. Это явление обусловлено сжатием планеты, которое Струве оценил в 1/190. [c.161]

В настоящее время реализуемыми считаются два способа посадки КА первый — прямая посадка непосредственно с подлетной межпланетной траектории второй — посадка с орбиты искусственного спутника, на которую аппарат переводится в результате приложения импульса скорости после аэродинамического торможения и вылета КА из атмосферы. Так как траектории возвращения, рассчитываемые по условиям энергетической оптимизации схемы экспедиции, в настоящее время не различаются по способу посадки, то любой из указанвых способов яаляется равновозможным. В снлу этого представляет интерес оценка траекторий возвращения, допускающих осуществление прямой посадки КА в заданный район Земли. [c.423]

Многие авторы в своих исследованиях следуют классическому методу Лагранжа. Метод Лагранжа вариации элементов орбиты является одним из основных методов небесной механики. В этой работе изложены идеи метода Лагранжа и предлагается прямой вывод дифференциальных уравнений Лагранжа в оскулирующих элементах. Большое внимание в книге уделяется распространению метода изучения кеплерова невозмущенного движения в плоскости орбиты в полярных координатах" на общий случай неплоского возмущенного движения. Это достигается путем рассмотрения возмущенного движения спутника в подвижной ганзеновской плоскости идеальных координат. [c.5]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...