Поворот плоскости орбиты

В частности, речь идет о шести основных типах гелиоцентрических маневров маневры в перигелии, маневры в афелии, гелиоцентрические маневры торможения, гелиоцентрические маневры разгона, гелиоцентрические маневры поворота плоскости орбиты и гелиоцентрические маневры торможения при подходе к планетам. Эти маневры, как указывает Эрике, могут служить одной из следующих целей [c.31]

Если взаимное наклонение плоскостей начальной и конечной орбит велико, то промежуточные эллиптические орбиты становятся очень вытянутыми. Это положение для поворота плоскости орбиты на 144° иллюстрируется на рис. 13 (интересно сравнить этот рисунок с рис. Ю). Боль- [c.174]

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]

Уравнения движения и их анализ. Сжатие Земли вызывает медленный поворот плоскости орбиты [61]. В сочетании со стабилизирующим (относительно орбиты) эффектом гравитационных моментов поворот плоскости орбиты вызывает вынужденные колебания спутника относительно этой плоскости. Но эти колебания очень малы. [c.134]

Параметры грь [32, грз эквивалентны элементам О, I, ш и представляют собой углы поворота плоскости орбиты вокруг осей X, у, г соответственно, а — большая полуось, е — эксцентриситет, Мо — средняя аномалия в эпоху о- [c.276]

Большие энергетические затраты требуются для поворота плоскости орбиты спутника. Так, для поворота на 51° плоскости круговой орбиты, расположенной на высоте 50 км, без изменения ее формы понадобился бы импульс 736 м/с. Такой поворот может понадобиться для ускоренного обзора поверхности Луны с ее полярного спутника [3.23]. [c.251]

Поворот плоскости орбиты с помощью [c.355]

Поворот плоскости орбиты с помощью малой тяги [4 36] [c.356]

Поворот плоскости орбиты 117 Поле гравитационных возмущений в окрестности спутника 129 [c.507]

Заметим, что в этом случае потребное приращение скорости на маневр не зависит от угла поворота плоскости орбиты, а время маневра неограниченно возрастает. [c.172]

Видно, что 0° гр 48,94°. Следовательно, если заданный угол поворота плоскости орбиты находится в диапазоне 0° 48,94°, то при выборе радиуса апоцентра траектории перелета из диапазона [c.177]

Итак, для оптимального в смысле минимизации характеристической скорости поворота плоскости круговой орбиты за неограниченное время двигатель должен включаться вблизи линии узлов на одно и то же время и иметь максимальную по величине тягу. Направление вектора тяги при двух последовательных включениях (в восходящем и нисходящем узлах) меняется на противоположное. На каждом из активных участков за счет работы двигателя плоскость круговой орбиты поворачивается на одинаковый угол. Активные участки разделены пассивными участками одинаковой длительности. Поскольку время поворота плоскости орбиты не задано, то в пределе длительность активных участков должна стремиться к [c.359]

IV. Влияние НАЧАЛЬНЫХ отклонений, перпендикулярных к плоскости орбиты, имеет периодический характер и приводит к некоторым поворотам плоскости орбиты. Обозначим через отклонение КА от плоскости орбиты, а через — отклонение скорости КА в направлении, нормальном к плоскости орбиты. [c.110]

Отклонению Zq соответствует поворот плоскости исходной орбиты вокруг оси, проходящей через точки <р = л/2 и ф = Зл/2, а начальному отклонению — поворот вокруг оси, проходящей через точки <р = О и <р = л. Соответствующие углы поворота плоскости орбиты определяют соотношениями [c.110]

И поэтому приращение Аг при заданном Аоц, оказывается здесь наибольшим. В точках Ь п Н угол между местной компонентой Уд и линией узлов становится равным нулю, и приложение импульса в этих точках не приводит к повороту плоскости орбиты вокруг линии узлов ). Проекция местной компоненты Уд, перпендикулярная к линии узлов, равна va)n и дается следующей формулой [c.176]

Возвращаясь к результатам, изложенным в разделе 6.3.10, заключаем, что, определив соответствующую переходную орбиту, а следовательно, и Voo, можно найти и требуемый угол поворота плоскости орбиты После этого требуемая величина ортогонального импульса выразится формулой [c.216]

Часто для уменьшения требуемого угла поворота плоскости орбиты может оказаться целесообразным использовать быстрые перелетные орбиты. При этом скорость Voo становится довольно большой. В этом случае затраты энергии на уход по планетоцентрической траектории и поворот орбиты будут сравнимы с затратами на уход в плоскости эклиптики и изменение наклона переходной гелиоцентрической орбиты в некоторой ее точке. Это относится в особенности к полету к Марсу, орбита которого имеет наклон 1°51. Если желательно осуществить захват у планеты-цели, то полеты по быстрым орбитам оказываются весьма расточительными и в отношении расхода энергии они становятся сравнимыми с полетами, требующими приложения ортогональных импульсов тяги. [c.216]

Угол тангажа i9 характеризует отклонение проекции продольной оси ОХ на (ПЛОСКОСТЬ орбиты относительно оси ОХи, угол рыскания ) — отклонение продольной о и относительно плоскости орбиты и угол крена у — поворот космического аппарата относительно продольной оси. [c.5]

Солнечносинхронный тип орбиты выбирается в тех случаях, когда съемку необходимо выполнять при некоторых заданных условиях освещенности поверхности Земли. При этом движение спутника по орбите синхронизируется с вращением Земли, а поворот плоскости орбиты — с вращением Земли вокруг Солнца. На практике чаще всего используются солнечносинхронные орбиты, для которых примерно постоянным остается угол между плоскостью орбиты и направлением на Солнце. В этом случае съемка осуществляется при постоянном местном времени, соответствующем району наблюдения. В зависимости от времени пролета ИСЗ над районом съемки различают утренние, полуденные и сумеречные орбиты. [c.164]

Одной из возможностей использования гравитационного поля Юпитера является отклонение траекторий космических зондов от плоскости эклиптики, что позволит производить научные наблюдения на больших эклиптических широ тах. Портер, Лус и Эджкомб в своей работе [14] исследовали эту возможность и рассмотрели два способа облета Юпитера с выходом из плоскости эклиптики поворот плоскости орбиты зонда на 90° после пролета Юпитера и поворот с максимизацией составляющей вектора скорости зонда, нормальной к плоскости эклиптики (рис. 6). Хотя при первом способе поворота траектории зонд пройдет над Солнцем, [c.20]

Предельный случай поворота плоскости орбиты возникает, когда необходимо изменить направление обращения по исходной круговой орбите на обратное. В этом случае космический аппарат уходит в бесконечность по параболической траектории,затем (в бесконечности) изменяет направлениедвиже-ния на обратное и возвращается по той же параболе. Импульс тяги конечной величины возвращает космический аппарат на исходную круговую орбиту, но движение по ней теперь [c.175]

Величины Атр], Атрз, Атрз суть поправки углов поворота плоскости орбиты вокруг осей Ох, Оу, Ог эклиптической системы координат.) [c.277]

Рассмотрим трехимпульсные перелеты между пекомплапарпымиг круговыми орбитами. Как и при повороте плоскости орбиты, возможны различные варианты трехимпульсного маневра. [c.182]

Задача поворота плоскости орбиты. Пусть действует только возмущающее бинормальное ускорение ау,, т. е. ускорение, нормальное к плоскости оскулирующей орбиты. Тогда система уравнений для оскулирующих элементов принимает вид [c.358]

Рассмотрим задачу поворота плоскости орбиты с помощью бинормальной силы, создающей ускорение Если величина а , не зависит от положения КА на орбите, наибольший эффект в смысле максимальной скорости поворота di/dt достигается в точках орбиты, где максимально произведение г os и. [c.358]

Заметим, что поворот плоскости орбиты с помощью последовательности бинормальных импульсов скорости не является энергетически оптимальным. Действительно, при одноимпульсном повороте плоскости круговой орбиты на угол Дг, выполняемом на линии узлов, требуется приращение скорости [c.360]

Борщевский М. 3., Иослович М. В. К задаче о повороте плоскости орбиты спутника при помощи реактивной тяги Ц Космические исследования.— [c.436]

Основные возмущения ИСЗ, вызванные несферичностью Земли, -прецессия орбиты и появляющееся вращение большой оси эллиптической орбиты в плоскости этой орбиты. Прецессией называется явление поворота плоскости орбиты вокруг земной оси в направлении, противоположном движению спутника, при этом наклон плоскости орбиты к экватору сохраняется постоянным. Вращение большой оси орбиты приводит к смещению точек апогея и перигея, т.е. к изменению углового расстояния перигея от восходящего узла. Однако, несферич-ность Земли вызывает и другие возмущения. [c.113]

При переходе с внутренней круговой орбиты на внещнюю круговую, некомпланарную с внутренней орбитой, одной нз возможных программ является двух-импульсная программа с одним поворотом плоскости орбиты, а соответствии с которой первый импульс подается с таким расчетом, чтобы перевести КА на компланарную эллиптическую орбиту с радиусом апоцентра, равным радиусу внещней круговой орбиты. 13 точке апоцентра этой переходной орбиты подается второй импульс, которым разворачивается плоскость орбиты на угол Д( к одновременно увеличивается скорость КА до требуе-лой ае.точу ни. Харамсристическая скорость для такой двухимпульсной программы [c.104]

Более экономичной япляется двухнмпульсная программа с двумя поворотами плоскости орбиты, первый—на уюл после приложения первого и Ап л1ла, [c.105]

Из анализа вековых отклонений следует, что под действием сжатия Землн происходит пропорциональный времени поворот плоскости орбиты в направлении против вращения Земли, называемый ПРЕЦЕССИЕЙ ПЛОСКОСТИ ОРБИТЫ. [c.103]

Пространственный поворот плоскости орбиты при возмущенном движении, связанный с изменением элементов i и I2, приводит к появлению бокового ухода возмущенной орбиты (по отношению к невозмущенной). В первом приближении величину бокового ухода определяют соотношеннем [c.103]

Угловое положение КА относительно осей орбитальной системы координат определяется тремя углами тангажа рыскания ф и крена у. Эти углы определяются в результате трех последовательных поворотов связанной системы координат Oxyz относительно орбитальной O x y ZQ (рис. 1.4). Угол характеризует отклонение проекции оси Ох на плоскость орбиты относительно плоскости текущего горизонта, ф — отклонение оси Ох относительно плоскости орбиты и угол Y — отклонение продольной оси Oz относительно плоскости текущего горизонта. [c.9]

В качестве базовой системы отсчета могут быть выбраны различные системы координат, например, геоцентрическая и гелиоцентрическая. Удобнее всего за базовую систему отсчета принять систему координат, ось ОУи которой совпадает с местной вертикалью и направлена вверх ось ОХи лежит в плоскости орбиты и направлена в сторону движения космического аппарата ось OZu перпендикулярна плоскости орбиты и дополняет первые две оси до правой системы координат (рис. 1.2). Эту систему координат называют подвижной ориентированной системой координат. Угловое положение объекта в этой системе координат определяется тремя углами углом тангажа i9, углом рыскания и углом крена у. Эти углы определяются при трех последовательных поворотах связанной системы координат OXYZ относительно подвижной ориентированной OXyiYy Zi i (рис. 1.3). [c.5]

Ориентацию спутника определяем углами а, (Зиф поворота связанной Oxyz системы координат относительно опорной (рис. 1.2) системы координат. В качестве опорной выбираем орбитальную систему координат. Ось орбитальной системы координат совпадает с направлением истинной вертикали и направлена от центра Земли, ось Оц находится на линии пересечения плоскостей орбиты Ор и горизонта Г, а ось направлена перпендикулярно плоскости О г] так, чтобы трехгранник Ogr] был правым. [c.8]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...