Орбита спутника стационарная

На рис. 49, а, 6 показаны траектории разгона с помощью солнечного паруса наилучшей конструкции, управляемого как указано выше, при старте со стационарной орбиты спутника (не показана), когда максимальное ускорение от тяги равно 0,001 g (диаметр паруса 2,4 км ). Чрезвычайно долгое время разгона на рис. 49, 6 объясняется неудачным моментом старта (на 3 часа раньше, чем на рис. 49, а). Следует подчеркнуть, что парус (в частности,и плоский ) должен работать и там, где он движется почти точно навстречу [c.145]

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]

Рис. 28.2. Экономия массы А для различных летательных аппаратов (ЛА) А — малые гражданские самолеты Б — вертолеты В — транспортные самолеты Г — гражданские коммерческие самолеты Д — двигатели ЛА Е — самолет Боинг 747 Ж — самолет-истребитель 3 — самолет вертикального или короткого взлета и посадки И — сверхзвуковой транспортный самолет К — спутник с околоземной орбитой Л — синхронный спутник (со стационарной орбитой) М — космический корабль Шаттл

Момент Му может быть использован как управляющий момент только в том случае, если его среднее значение заведомо больше суммарного возмущающего момента диссипативных сил. Такое соотношение моментов характерно для КА с высокими орбитами, например для стационарных или синхронных спутников Земли. [c.163]

Следует отметить, что характерной особенностью в развитии перспективных летательных аппаратов является стремление конструкторов обеспечить стационарные полеты человека (пилота) во всех областях атмосферы и, космического пространства. Современные серийные самолеты уже надежно освоили полеты до высот 20—25 км космические корабли-спутники Земли обеспечивают многодневные полеты на высотах более 170—190 км. С уменьшением высоты круговой орбиты до 170 км время существования спутника резко уменьшается. Вычисления и наблюдения показывают, что при реальных значениях поперечной нагрузки (G/5), где G — вес спутника, а 5 — площадь его миделя, искусственный спутник Земли на высотах, меньших 170 кМу не может пролететь без двигателя даже один виток и входит в плотные слои атмосферы, а затем приземляется . [c.25]

Ранее в 4.7 был найден радиус орбиты стационарного спутника. Оказалось, что Гд 42 ООО км. [c.169]

Авиационная газовая турбина работает сравнительно короткое время. Продолжительность службы может ограничиться 100 час (или меньше). Рабочие напряжения в этом случае можно применять значительно большие, чем для стационарной турбины. Продолжительность полета межконтинентальной ракеты составляет несколько десятков минут, а продолжительность действия I или II ступени ракеты, выводящей спутник на орбиту,— несколько секунд. Здесь уже требуется материал с минутной или секундной длительной прочностью. [c.326]

Описывая трассы спутников, мы считали их движение невозмущенным. Наиболее существенно на трассах низких спутников сказываются возмущения от несферичности Земли. Стационарный спутник должен фактически иметь орбиту радиуса, превышающего [c.109]

Если в апогее эллиптической орбиты сообщить еще одно приращение скорости, то можно перевести спутник на новую орбиту. В частности, если довести скорость в точке D до местной круговой, то спутник перейдет на круговую орбиту 3. Если точка D находится на высоте 35 793 км, то мы получим суточный спутник с орбитальной скоростью 3,08 км/с, а если вдобавок космодром/ и орбита находятся в плоскости экватора, то — стационарный.(Говоря о высоте, пренебрегаем экваториальным вздутием.) Если же точка А не находится на экваторе (как и было всегда до сих пор), то понадобится в момент пересечения экваториальной плоскости еще одним импульсом исправить положение плоскости орбиты. Положение точки С на промежуточной орбите 1 выбирается с таким расчетом, чтобы стационарный спутник находился над заданной точкой экватора. Обычно вследствие погрешностей в периоде обращения спутника это удается не сразу. Спутник начинает медленно дрейфовать на восток или на запад, и необходимы дополнительные коррекции орбиты, чтобы остановить его над заданной точкой, а впоследствии и компенсировать неизбежные возмущения. [c.114]

Чтобы прекратить дрейф стационарного спутника, необходимо опустить орбиту, если спутник отстает от земной поверхности, или поднять ее, если спутник обгоняет вращение Земли. При этом в первом случае понадобится тормозить спутник (все равно — с помощью импульсного химического или с помощью непрерывно действующего электрического двигателя), а во втором — разгонять его. Налицо новый парадокс. [c.114]

В 1972 г. с помощью ЭРД впервые была решена практическая задача по изменению орбиты. Советский спутник Метеор , выведенный на орбиту в конце декабря 1971 г., был с помощью плазменного стационарного двигателя (см. 7 гл. 1) в течение 14—22 февраля переведен на близкую к кратно-периодической орбиту, расположенную на 16,9 км выше первоначальной (двигатель проработал 170 часов). Теперь долгота точки пересечения спутником экватора стала за сутки (за 14 оборотов) изменяться лишь на 5 (перед маневром на 45 )- [c.142]

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]

В 3 гл. 5 мы говорили о выгодности перехода через бесконечность при запуске стационарного спутника с высоких широт (характерных для стартовых площадок Советского Союза). Нельзя ли использовать Луну в качестве средства, во-первых, убыстрения всей операции (вместо того, чтобы добираться до бесконечности, космический аппарат по дороге перехватывается Луной и поворачивается назад) и, во-вторых, экономии топлива на маневры при сходе с начальной орбиты и выходе на орбиту стационарного спутника Точный расчет показывает, что можно. [c.236]

Особо следует рассмотреть вопрос о стационарном спутнике Луны. Если бы притяжение Земли отсутствовало, то с учетом того, что Луна совершает один оборот вокруг своей оси за 27,322 сут, мы могли бы по формуле (5) 5 гл. 2 вычислить радиус стационарной орбиты. Он оказывается равным 88 600 км, т. е. превышает радиус сферы действия Луны. Земные возмущения не позволяют такому спутнику совершить и одного оборота вокруг Луны. [c.250]

Если мы хотим вывести спутник Марса на круговую орбиту, расположенную выше оптимальной, то выгоднее совершить двухимпульсный маневр, показанный на рис. 123 ( 7 гл. 13). Подобные орбиты, однако, не представляют большого практического интереса. Исключением, пожалуй, является орбита стационарного спутника Марса. Учитывая, что Марс совершает один оборот вокруг своей оси за 24 ч 37 мин 23 с, мы найдем, что радиус стационарной орбиты равен 20 428 км. Со стационарного спутника Марса может наблюдаться 83% поверхности его полушария (соответственно для стационарного спутника Земли — 85%). [c.374]

Для полноты картины заметим, что орбита стационарного спутника Юпитера должна иметь радиус, равный 2,3 радиуса Юпитера, что опасно, как мы знаем, для аппаратуры. С такого спутника было бы видно лишь 56% поверхности одного полушария Юпитера. [c.416]

Прежде всего рассмотрим этаж на высоте 35 786 км, т. е., с учетом экваториального радиуса Земли 6378 км, на расстоянии Гсх=42 164 км от ее центра. Это — радиус стационарной орбиты. Если бы стационарный спутник, когда-то запущенный, был рядом с выстроенной башней, то его движение ничем бы не отличалось [c.484]

На движение искусственного спутника оказывает влияние не только сила сопротивления атмосферы, но и сила ее притяжения. Потенциал притяжения атмосферы подобно потенциалу притяжения Земли можно представить рядом по сферическим функциям. Поэтому задача о возмущениях элементов орбиты от притяжения атмосферы сводится к определению коэффициентов этого ряда. Если бы атмосфера была стационарной, то эти коэффициенты были бы постоянными и тогда их можно рассматривать как некоторые добавки к соответствующим коэффициентам геопотенциала. И все было бы просто. Однако плотность атмосферы зависит от времени. Поэтому зависят от времени и коэффициенты потенциала притяжения атмосферы. Сезонные изменения этих коэффициентов были исследованы В. Г. и Е. Б. Шкодровыми [11]. Ими изучены также соответствующие возмущения долготы узла и аргумента перигея орбиты спутника. [c.311]

Траектории МТА. для выведения спутника на ту или иную орбиту или встречи со спутником не отличаются от оптимальных траекторий 2,6 гл. 5. Но если мы хотим, чтобы МТА мог повторно использоваться, он должен вернуться на базовую орбиту, чтобы там заправиться топливом для нового полета. Траектория возвращения должна быть симметрична траектории полета туда, т. е, например, при возвращении со стационарной орбиты она представляет собой "пунктирную полуэллиптическую траекторию 2 на рис. 35 в 2 гл. 5. Второй тормозной импульс должен сообщаться в момент достижения базовой орбиты / (рис. 35). Суммарная характеристическая скорость всей операции, которой суждено, очевидно, стать стандартной, равна удвоенной скорости перехода с орбиты / на стационарную орбиту Я (рис. 35), а именно 8,5 км , если базовая орбита имеет высоту 200 км и наклонение 28,5°. Это вовсе немало. Поэтому ппименение в МТА (вдали от земной поверхности) твердо-(Ьазных ЯРЛ со скоростью истечения 84-10 км/с делается очень желательным [2 401. [c.185]

Ивашкин В, В., Т у п и ц ы н Н. Н. Об использовании гравитационного поля Луны для выведения космического аппарата на стационарную орбиту спутника Земли.— Космические исследования, 1971, т. 9, № 2. [c.492]

Возмущение от светового давления солнечных лучей. Для спутников, летающих на орбитах до 300 км, давление от солнечных лучей ничтожно мало по сравнению с аэродинамическим. Но уже на высотах порядка 700 км эти давлшия становятся сравнимыми, а на больших высотах солнечное давление значительно превышает аэродинамическое. Гравитационный момент также довольно быстро уменьшается с высотой. Поэтому возмущающий момент от давления солнечных лучей имеет решающее значение при полетах на больших высотах (свыше 2000 км), например, для стационарных спутников и, особенно, для межпланетных космических кораблей и спутников, движущихся по орбите вокруг Солнца [1]. [c.19]

Хорошо известна область реально возможных высот и скоростей ( коридор допустимых значений высот и скоростей) полета . Завоевание диапазона высот и скоростей (от 20—25 км до 170—190 км) осуществляется в современной технике и снизу созданием самолетов гиперзвуковой авиации и сверху созданием орбитальных самолетов, выводимых на стационарную круговую орбиту при помощи ракет-носителей или самолетов-носителей. Области высот от 95—ПО км до 170—190 км будут, по-видимому, освоены летательными аппаратами типа сателлои-дов Эрике (это корабли-спутники, снабженные реактивными двигателями, которые обеспечивают устойчивость корабля и развивают тягу, равную силе лобового сопротивления). [c.235]

А. П. Маркееву подробно исследовать движение в окрестности указанных стационарных движений как на круговой, так и на эллиптической орбитах. В. А. Сарычев (1965) получил условия асимптотической устой- чивости стационарных движений симметричного спутника, снабженного демпфируюп им устройством. [c.291]

Необходимые условия устойчивости этих стационарных решений получены Г. Н. Дубошиным (1960), достаточные условия устойчивости — Ф. Л. Черноусько (1964). А. П. Маркеев (1965, 1967) на основании результатов А. Н. Колмогорова, В. И. Арнольда и Ю. Мозера доказал устойчивость стационарных решений почти для всех точек области, где выполнены лишь необходимые условия устойчивости, исследовал, используя методы осреднения, нелинейные колебания оси симметрии спутника в окрестности резонанса, рассмотрел возможность возникновения параметрического резонанса на эллиптических орбитах. [c.302]

Обобщенная задача двух неподвижных центров (см. ч. VI) также допускает круговые орбиты. Их устойчивость при постоянно действующих возмущениях исследована в работах [135], [136], [137], а для случая предельного варианта задачи двух неподвижных центров в [138]. Названная задача допускает в качестве частных рещений так называемые эллипсоидальные и ги-перболоидальные орбиты [47]. Эти орбиты лежат на эллипсоиде или на гиперболоиде вращения. Первые располагаются между двумя параллелями, и если являются периодическими, то после некоторого числа оборотов замыкаются, в противном случае имеем обмотку части эллипсопда. Гиперболоидальные траектории не являются спутниковыми орбитами, так как при оо материальная точка удаляется на бесконечность. С помошью связки интегралов В. Г. Демин [87] показал, что эллипсоидальные орбиты устойчивы по отношению к большой полуоси и эксцентриситету эллипсоида и гиперболоида, на которых происходит движение спутника. Устойчивость движения стационарных (или суточных) спутников рассмотрена в [89], [137]. [c.848]

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]

Ко второй группе относятся западноевропейские GE0S-2 (первый стационарный научный спутник) и IEOS-1 (расчетная орбита которого должна была быть стационарной, а оказалась орбитой высотой 2100-Г-38500 км), а также американские Эксплорер-47, -50 (IMP-H, IMP-J), которые двигаются своеобразным дозором (один впереди другого на 90°), совершая один оборот за 12 суток по орбитам на высотах примерно от 200 ООО до 300 ООО км, т. е. движутся как внутри, так и вне магнитосферы, давая информацию о невозмущенной межпланетной среде. Подобно этим последним для исследования магнитного шлейфа Земли могли бы послужить и космические буи в треугольных точках либрации и Ьь, каждая из которых пересекает шлейф ежемесячно в течение нескольких дней (они предлагались еще до открытия магнитного хвоста Земли). [c.156]

Возможны различные системы спутников связи, используюш.ие орбиты разного размера и эксцентриситета, но практика показала, что для Советского Союза наиболее выгодны эллиптические орбиты с апогеем на высоте 40000 км над северным полушарием, перигеем 500 км над южным, наклонением 63,5° и периодом обраш.ения 12 ч, а также стационарные спутники. Указанные эллиптические орбиты имеют советские спутники серии Молния-1 . В течение 11 ч, двигаясь медленно в окрестности апогея, спутник Молния смеш.ается не более чем на 10° по долготе. Зона видимости спутника превышает зону видимости стационарного спутника и охватывает полярные районы. Продолжительность сеансов связи между пунктами зоны видимости для одного спутника составляет 6—8 ч в сутки. Побывав в апогее над восточным полушарием, спутник на втором за сутки обороте оказывается в апогее над западным полушарием (примерная картина движения в связанной с враш.аюш.ейся Землей системе координат изображена на рис. 57 [2.32]). Четыре орбиты, апогеи которых образуют квадрат, обеспечивают круглосуточную связь. Антенны спутников Молния направлены на центр Земли. Многочисленные приемные станции системы Орбита (диаметры антенн 12 м) обеспечивают передачи в отдаленные районы СССР. Система стала еш,е более совершенной с вступлением в строй технически более совершенных спутников серий Молния-2 и Молния-3 на тех [c.165]

Насыщение стационарной орбиты в конце концов начнет мешать маневрированию, которое сопровождает выведение каждого нового стационарного спутника (см. 9 гл. 5). И еще насыщение порождает опасность столкновений при малых относительных скоростях (порядка метров или десятков метров в секунду), что может привести скорее к нарушению нормальной работы спутников, чем к образованию кольца обломков в окрестности станционарной орбиты. [c.169]

Как в СССР, так и в США пилотируемые одно-, двух- и трехместные космические корабли-спутники, запускавшиеся с 1961 г., и орбитальные станции выводились на орбиты, лежаш,ие в тонком слое на высотах от 200 до 500 км. Окружаюш,ий Землю пояс радиации не позволяет долго находиться на более высоких орбитах, хотя кратковременный вылет из указанного слоя и возможен (в 1966 г. американский корабль Джеминай достиг высоты 1370 км). В будущем станет возможным, если понадобится (сейчас неясно зачем), продолжительное пребывание космонавтов и в поясе радиации при условии выведения с кораблем массивной защитной оболочки. Что же касается стационарной орбиты, то человеку, видимо, придется немало на ней потрудиться. [c.170]

Чтобы убедиться в заправдашности указанных стационарных спутников Луны, заметим, что их проекции на поверхность Луны суть неподвижные точки (мы пренебрегаем так называемыми либрациями Луны). Для либрационных спутников Lx, L3 и Земли такая точка — центр видимого полушария Луны, для спутника La — центр невидимого полушария, для спутников L4 и Lg — это точки, лежащие примерно под 60° западной и восточной долготы ( примерно — так как лунный экватор несколько наклонен к плоскости орбиты Луны). [c.251]

Интересно рассмотреть вопрос о запуске стационарного спутника Солнца. Кавычки здесь употреблены потому, что, во-первых, речь идет об орбите, лежащей в плоскости орбиты Земли, а экваториальная плоскость Солнца наклонена к ней на 7°15, и, во-вторых, скорость вращения Солнца на разных широтах неодинакова. Мы примем для стационарного спутника Солнца период 26 сут. Ему соответствует радиус орбиты 0,172 а. е. и круговая скорость 71,75 км/с. Переход до перигелия переходной орбиты совершается за 82 сут. Скорость старта с Земли должна быть равна 17,69 км/с, скорость искуссгвенной планеты в афелии — 16,08 км/с, в перигелии — 93,4 км/с. Таким образом, второй импульс должен равняться 93,4—71,8=21,6 км/с, а суммарная характеристическая скорость (без учета гравитационных потерь при старте) равна 17,7+21,6= =39,3 км/с. Следовательно, запуск стационарного спутника Солнца требует очень больших энергетических затрат на единицу полезной нагрузки он невозможен без сборки космического аппарата на околоземной орбите. Это следует сказать и вообще о всяких круговых орбитах, более или менее близких к центру Солнечной системы ). Например, вывод искусственной планеты на орбиту радиуса 0,387 а. е. (большая полуось орбиты Меркурия) требует характеристической скорости 23 км/с. [c.357]

Стационарный спутник Меркурия не может быть запущен слишком велик период вращения планеты вокруг оси. Он равен 58,6 сут, что составляет ровно 7з периода обращения вокруг Солнца (88 сут). Меркурий в перигелии обязательно повернут к Солнцу определенным своим полушарием или — через 88 сут — ему противоположным, а в афелии на Оэлнце смотрит линия разграничения полушарий 14.46] (солнечные сутки на Меркурии равны 176 сут). Один этот факт говорит о крайне неравномерном распределении масс Меркурия. Это должно явиться причиной сильных возмущений орбит спутников. Другая причина — возмущения со стороны Солнца, благодаря ко юрым орбиты с эксцентриситетом больше 0,8 приведут к быстрой гибели спутника [4.58]. [c.397]

Кольца Сатурна запреш,ают запуск искусственных спутников на орбиты, пролегаюш,ие на расстояниях между 0,5 и 1,25 среднего радиуса Сатурна от поверхности планеты. Поэтому неосуществимы орбиты с периодами обращения от 4 до 14 ч. В частности, неосуществима стационарная орбита. [c.416]

Ближе 40 км траекторные измерения и показания бортового гравиметра (измерителя градиента гравитации, см, 3 гл, 2) помогут определить массу Эроса, но сближение нельзя затягивать, так как мощи ЭРДУ может не хватить для выхода на орбиту. За несколько часов работы (несколько метров в секунду характеристической скорости) ЭРД переведут аппарат по спирали на орбиту вокруг Эроса радиуса несколько десятков километров. Период обращения по круговой орбите радиуса 25 км будет примерно 0,5 сут, скорость 3,5 м/с. Стационарная орбита (период 5 ч 16 мин) имеет радиус 14,5 км, но движение по ней должно быть крайне неустойчивым, так как Эрос, по мнению одних [4,90], напоминает эллипсоид размерами 5х8х Х27 км, по мнению других [4.88],— грушу 6x32 км. Спутник, видимо, заденет астероид, даже если орбита будет лежать в плоскости. [c.431]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...