Орбита спутника экваториальная

Пусть, например, орбита спутника экваториальная, а оболочка — сферическая. Тогда У-ру = О, а остальные [c.303]

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

Определить его относительную угловую скорость по отношению к Земле, вращающейся вокруг своей оси, если орбита спутника совпадает с экваториальной плоскостью Земли и спутник летит а) с востока на запад, б) с запада на восток. [c.458]

В 12 часов дня по московскому времени 1 апреля 1960 года на одной из станций наблюдался спутник Земли. Были измерены его горизонтальные сферические координаты р, /i, Л и по этим данным затем вычислены его экваториальные декартовы координаты. Они оказались равными (d, d, d), где d = 20 ООО км. Аналогичные наблюдения были выполнены над тем же спутником на двух других станциях на одной— утром того же дня, на другой — вечером. Экваториальные геоцентрические координаты спутника оказались такими Pi (2d, d, 0) (результаты утренних наблюдений) и Рд (— d. О, d) (вечерние наблюдения). Звездное время в Гринвиче в полночь на 1 апреля было 188,37°. Требуется по этим данным вычислить элементы орбиты спутника. [c.149]

Сплюснутость Земли приводит к перемещению перигея орбиты спутника без изменения расстояния от центра Земли. Если, скажем, перигей переместился от полярной области в экваториальную, то теперь он ближе к поверхности Земли и, следовательно, оказывается в более плотной среде, что должно сказаться на сроке жизни спутника. [c.293]

Плоскость орбиты пересекает экваториальную плоскость по линии узлов, а точки пересечения орбитой этой плоскости называются уагами (в восходящем узле спутник переходит из южного полушария в северное, в нисходящем — наоборот). [c.89]

Посмотрим, как влияет экваториальное вздутие на круговую орбиту спутника. [c.92]

Особый теоретический и отчасти практический интерес представляет такое действие притяжения Луны, которое вовсе не разрушает орбиту спутника Земли, но заставляет двигаться его по неизменной круговой возмущенной орбите. Мы уже сталкивались с аналогичным случаем, когда говорили о влиянии сплюснутости Земли на экваториальный спутник. [c.102]

Рис. 94. Изменение орбиты спутника Луны под действием возмущений от Земли и Солнца [3. 8] а) орбита в барицентрической системе координат в проекции на экваториальную плоскость Земли б) орбита в селеноцентрической системе координат в проекции на ту же плоскость

Очевидно, посадки на естественные спутники будут производиться уже после выхода космического аппарата на орбиту искусственного спутника в плоскости орбиты спутника, т. е. для больших спутников — в экваториальной плоскости. При посадке на такие спутники, вероятно, понадобится реактивное торможение, хотя, по крайней мере, в случае посадки на Титан, возможно, удастся воспользоваться его атмосферой в качестве тормозной подушки. Но. ..Титан может оказаться покрытым слоем жидкого метана. [c.417]

Продолжим рассмотрение движения спутника в центральном по-ле притяжения. В главе 2 основное внимание было уделено анализу плоского движения спутника, для чего система координат выбиралась так, чтобы ее оси располагались в плоскости орбиты спутника. Подобный выбор системы координат упрощает исследования модельных задач и получаемые соотношения для описания движения спутника. Если же учесть требования, которые предъявляются при решении практических задач проектирования околоземных орбит спутников или выбора межпланетных траекторий космических аппаратов, то система координат, связанная с плоскостью движения, не всегда оказывается удобной для описания траектории. Например, движение околоземного спутника обычно описывают в экваториальной геоцентрической системе координат, декартовой прямоугольной или полярной. Для описания межпланетных траекторий часто используют эклиптическую декартову систему координат, две оси которой располагаются в плоскости гелиоцентрической орбиты Земли, а третья направлена к северному полюсу мира. [c.98]

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]

Прямоугольные геоцентрические экваториальные координаты связаны следующим образом с элементами геоцентрической орбиты спутника Земли (рис. 3) [c.19]

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]

Заметим, что во многих популярных книгах по космонавтике в качестве радиуса орбиты нулевого спутника Земли принимают экваториальный радиус Земли. Разумеется, от этого нулевой спутник не становится более реальным, более осуществимым. [c.69]

Известны элементы орбиты искусственного спутника Земли относительно геоцентрической экваториальной системы координат я = 7000 км 8 = 0,2 0° (о = 45°. По этим данным вычислите декартовы экваториальные координаты перигея орбиты. Найдите затем экваториальные сферические координаты перигея г, 6, а. [c.145]

Это вращение происходит тем быстрее, чем меньше наклон плоскости орбиты к плоскости экватора. Для спутника, проходящего через оба полюса планеты, восходящий узел, а вместе с ним и вся плоскость орбиты практически не вращаются вокруг оси планеты. Для спутников, близких к экваториальным, это вращение происходит наиболее быстро для почти экваториального спутника Земли эта скорость может составить около 9° в сутки. Для первых советских спутников Земли плоскость орбиты вращалась вокруг оси Земли примерно со скоростью 4° в сутки. [c.282]

Уравнения по форме совпадают с уравнениями движения экваториального спутника Земли (см. приложение 2) и интегрируются совершенно так же, поэтому все качественные эффекты движения центра масс рассматриваемого тела будут иметь вид, совершенно тождественный с эффектами орбиты экваториального спутника будет иной только количественная характеристика этих эффектов. Основное отличие движения экваториального спутника от движения в ньютоновском центральном поле сил сказывается в наличии векового движения перигея орбиты со скоростью [c.172]

ОРБИТА ЭКВАТОРИАЛЬНОГО СПУТНИКА ЗЕМЛИ [c.400]

В настоящем приложении рассматриваются свойства траектории и поведение оскулирующих элементов орбиты экваториального спутника. [c.400]

Рис. 112. Вековой уход перигея орбиты экваториального спутника ( 1 = 320 кЖ).

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]

Формулы (10) и (II) иногда записывают в ином виде, удобном в случае малого эксцентриситета 8. Пусть экваториальный радиус планеты (/ э) и большая полуось орбиты спутника а) измеряются в км, а гравитационный параметр К имеет размерность км 1сек тогда период обращения спутника (Т) составляет 2па" /р К сек. [c.281]

Если спутник обладает собственным магнитным полем с магнитным моментом /, то действующий на спутник момент сил, как видно из (1.4.1), будет равен нулю, если вектор / параллелен вектору напряженности Н внешнего магнитного поля. Отсюда следует принципиальная возможность ориентировать и стабилизировать спутник относительно магнитного поля Земли, подобно тому как ориентируется стрелка компаса. Учитывая, однако, что вектор Н неравномерно вращается вдоль орбиты спутника, следует ожидать, что точную ориентацию осуществить, вообще говоря, нельзя, так как будут иметь место вынужденные колебания оси / относительно Н вследствие неравномерного вращения вектора Н. Рассмотрим этот эффект в простом случае плоских колебаний на полярной (/ = 90°) круговой орбите (считая, что магнитные полюсы Земли совпадают с географическими). Отметим, кстати, что для экваториальной орбиты имеем, согласно (1.4.7), Я=соп51. Поэтому ориентация спутника по магнитному полю может быть осуществлена точно. Для полярной орбиты в случае плоских колебаний имеем уравнение [c.141]

В табл. 11 указаны характеристики низких орбит искусственных спутников планет (и Луны). Под низкими понимаются круговые орбиты радиуса, равного среднему радиусу планеты (наличием экваториального вздутия, гор, а также атмосферы пренебре-гается). Тормозные импульсы указаны для одноимпульсных маневров, причем гиперболическая скорость перед торможением для перехода на низкую орбиту принята равной скорости падения (столбцы 5 табл. 8 и 9). При вычислении суммарных характеристических скоростей полностью пренебрегалось потерями при выходе на орбиту спутника в случае реактивного торможения и необходимостью некоторой затраты топлива при аэродинамическом торможении. Потери при старте с Земли предполагались, как и всюду, равными 1,6 км/с. [c.335]

Вход в сферу действия Марса должен быть произведен таким образом, чтобы плоскость планетоцентрической гиперболы подхода была как можно ближе к плоскости орбиты спутника Марса (т. е. фактически к экваториальной плоскости), а еще лучше — совпадала с ней. Одноимпульсный переход с гиперболы на орбиту спутника Марса будет при этом неоправдан. Во-первых, очень маловероятно, чтобы Фобос или Деймос оказался как раз в точке перехода с гипер болы на орбиту. Во-вторых, двухимпульсный переход более выгоден энергетически, так как орбиты и Фобоса и Деймоса расположены выше оптимальной (для одноимпульсного маневра) орбиты. Особенно это существенно при полете на Деймос. [c.376]

Положение и скорость спутника в пространстве. Пусть заданы элементы орбиты (4.1.4), а требуется определить координаты и составляющие скорости спутника в экваториальной (эклиптической) системе координат Fxyz (рис. 4.1) в произвольный момент времени t. При этом будем полагать, что орбита спутника эллиптическая (для гиперболической и параболической орбит последовательность вычислений остается такой же, но должны использоваться соотношения, полученные ранее для этих орбит). Ось Fx направлена в точку весеннего равноденствия Т, которая на небесной сфере соответствует линии пересечения плоскостей экватора и эклиптики при переходе Солнца из Южного полушария в Северное. [c.100]

Здесь i— наклонение орбиты относительно экваториальной плоскости rriixy, w— аргумент широты , отсчитываемый от восходящего узла орбиты, лежащего в плоскости т ху, А — текущий азимут , т. е. угол между плоскостью орбиты и плоскостью, проходящей через ось rriiz и текущее положение спутника. [c.414]

S. Эклиитнческве и вкваториальиые влеиеиты орбиты. Положение орбит больших планет определяется в эклиптической системе координат. Орбиты спутников больших планет (в частности, искусственных спутников Земли) относят обычно к экваториальной системе координат, причем за основную плоскость принимается экватор соответствующей планеты. [c.28]

Для обеспечения телевещанием в России используют космич. ретрансляторы 2 типов—на эллиптич. орбитах (с апогеем 40 тыс. км и перигеем 500 км тип Молния ) и на геостационарной орбите (в плоскости экватора с высотой ок. 36 тыс. км тип Горизонт ). В первом случае для обеспечения непрерывной связи на орбите одноврем. должно находиться неск. спутников, и антенна наземной станции, отслеживая их перемещение, переключается с одного на другой по мере выхода и входа спутников в зону радиовидимости. Спутник 2-го типа находится в определ. точке экваториальной орбиты (без учёта сстеств. прецессии), поэтому наземная антенна постоянно направлена на него, приёмные станции значительно проще и дешевле, уровень сигнала стабилен. Недостаток 2-го варианта, с учётом особенностей территории России,— невозможность телевиз. вещания на северные районы, для чего используют спутники 1-го типа. [c.56]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...