Полет к Меркурию

Рис. 9. Зависимость продолжительности полета к Меркурию (до перигелия — 0,31 а. е.) от дальности пролета мимо Венеры при постоянной характеристической скорости [13].

Средний синодический период Меркурия — менее 4 месяцев. Через такой промежуток времени повторяются условия, благоприятствующие полету к Меркурию. Продолжительность каждого такого сезона (появляющегося трижды в течение года) — не более недели. Наиболее благоприятны сезоны, совпадающие с началом ноября или началом мая, когда Земля находится вблизи линии узлов орбиты Меркурия и угловая дальность полета может быть близка к 180° (причем ноябрьские сезоны особенно выгодны, так как в этом случае точка прибытия к Меркурию находится вблизи его афелия). Один из трех благоприятных сезонов в течение года является именно таким [4.57]. [c.396]

Полет к Меркурию при попутном облете Венеры [c.398]

Поскольку полет к Меркурию сопровождается приближением к Солнцу, можно использовать преобразование солнечной энергии в электрическую для сообщения космическому аппарату малой тяги на межпланетном участке полета. Это позволяет вывести на орбиту спутника Меркурия большее количество научной аппаратуры, чем при импульсном полете, но приводит к увеличению продолжительности перелета. [c.399]

Времена полетов с возвращением к Венере, Марсу и Меркурию не являются невозможными для полетов с участием человека интересен тот факт, что на полет к Меркурию и обратно затрачивается лишь /з и /4 времени, затрачиваемого на полеты (с возвращением) к Венере и Марсу, соответственно. Важную роль в этом [c.403]

При этом следует принять во внимание, что низкорасположенные околоземные орбиты более выгодны для полетов на Луну и планеты, чем высокорасположенные. В случае перехода космического летательного аппарата с околоземной орбиты на траекторию полета к Меркурию суммарная скорость постоянно возрастает с высотой. При минимальной же скорости полета на Луну, порядка второй космической скорости, такое явление имеет место лишь до определенной величины [c.226]

Для решения некоторых задач приходится сочетать гравитационный маневр с активным, т. е. включать двигательную установку для дополнительного приращения вектора скорости. Обычно большая величина приращения скорости приходится на гравитационный маневр и лишь незначительная величина приращения скорости обеспечивается двигательной установкой. Однако в целом может достигаться существенный выигрыш. Например, в ряде случаев при полете КА к Меркурию с использованием поля притяжения Венеры активно-гравитационный маневр позволяет уменьшить вдвое потребные энергетические затраты по сравнению с чистым гравитационным маневром [56]. [c.310]

В гл. 1, разд. 1.1 —1.2.5, и в таблицах в приложениях описана схема действий при полетах к планетам солнечной системы. Марс и Венера — наиболее легко достижимые планеты с точки зрения энергетических требований. Марс представляет гораздо меньше трудностей для посадки не только потому, что его масса меньше V массы Венеры, что требует преодоления гораздо более слабого гравитационного поля, но и в силу гораздо менее суровых условий на поверхности. Полеты к другим планетам (исключая Меркурий) оказываются значительно сложнее. [c.396]

Фаза I может включать переход на орбиту ожидания вокруг исходной планеты в качестве промежуточного этапа для целей контроля, прежде чем импульс двигателей переведет корабль на заданную гиперболическую планетоцентрическую орбиту перелета с требуемым гиперболическим избытком скорости в точке, в которой корабль покидает сферу действия исходной планеты. Для кораблей с двигателями высокой тяги при полетах к планетам земной группы (Меркурий, Венера, Земля, Марс) длительность фа.зы I не превышает недели. [c.401]

Заметим, что космический корабль, летящий по такой траектории на Марс, дважды пересечет орбиту Венеры и в благоприятных условиях может также дважды пересечь орбиту Меркурия. При полете же к Меркурию дважды пересечет орбиты Венеры и Марса. [c.127]

Поскольку из-за океана докладывали, что американцы ударными темпами готовят к суборбитальному полету корабль Меркурий и это позволит им запустить первого космонавта уже в начале 1961 года, на самом высоком уровне решили интенсифицировать работы по программе Восток никто не хотел уступать Америке первенство. [c.40]

Интересны, в частности, результаты теоретических расчетов, выполненных сотрудниками Вычислительного центра Академии Наук СССР и доложенные ими на Всесоюзном съезде по теоретической и прикладной механике в 1964 году. По этим расчетам солнечно-парусные космические корабли, двигаясь по разработанным авторами оптимальным траекториям, могли бы достичь Марса за 122 суток, Венеры—за 164 суток, Меркурия—за 200 суток. Полет к Юпитеру должен длиться 6,6 года, к Урану—49 лет. Близкие данные получены позднее и американскими учеными в частности, полет к Марсу космического зонда весом 91 килограмм с помощью паруса площадью 46 м должен потребовать, по этим данным, 135 суток. [c.694]

Под прямыми полетами мы будем понимать такие полеты, траектории которых на пути к конечной цели не пересекают сфер действия каких-либо промежуточных планет (примером непрямого перелета является уже знакомый нам перелет Земля — Венера — Меркурий, рассмотренный в 3 гл. 18). [c.403]

Орбита КА будет близка к орбите отправления, если гелиоцентрическая скорость выхода КА из сферы действия планеты будет равна ее орбитальной скорости. Если выходная скорость КА больше скорости планеты, но одинакова по направлению, то орбита КА будет располагаться вне орбиты планеты отправления. При меньшей и противоположной по направлению скорости - внутри орбиты планеты отправления. Меняя геоцентрическую скорость выхода, можно получить эллиптические гелиоцентрические орбиты, касательные к орбитам внешних или внутренних планет относительно орбиты планеты отправления. Именно такие орбиты могут служить траекториями полета с Земли к Марсу, Венере, Меркурию и Солнцу. [c.117]

Используя гравитационное возмущение Венеры, можно осуществить полет Земля — Венера — Меркурий с энергетическими затратами, близкими по значению к тем, которые необхо- [c.165]

На рис. 93 изображены моноэллиптические траектории одногодичного полета с возвращением. Траектории Хд 1 и № 2 изображают полет к Венере и Марсу с возвращением к Земле. Траектория № 3 — полет к Меркурию, Венере и Марсу с возвращением к Земле. Все эти траектории являются чисто кинематическими, так как при определении их параметров не учитываются силы притяжения. [c.741]

Рис. 93. Моноэллиптические траектории одногодичного полета. Траектории № 1 и № 2 изображают полет к Венере и Марсу с возвращением. Траектория № 3—полет к Меркурию, Венере п Марсу с возвращением.

Эрике показал [88], что среди полиэллиптических траекторий полета к Меркурию, Венере и Марсу наиболее выгодными и удобными с точки зрения практической реализации являются полуторагодичные триэллип- [c.742]

Рис. 95. Полуторагодичная триэллип-тическая траектория полета к Меркурию, Венере и Марсу с возвращением.

Современные зарубежные разработки космических аппаратов с электроракетными двигательными установками (ЭРДУ) предусматривают использование как солнечных ЭРДУ (СЭРДУ), снабженных большими панелями солнечных элементов, так и ядерных ЭРДУ (ЯЭРДУ), черпающ,их энергию от бортового ядерного генератора. При этом первые должны использоваться при полетах к Меркурию, Венере, Марсу, астероидам, в окрестность Солнца, а вторые — к планетам группы Юпитера и кометам (изредка встречаются проекты полетов к Юпитеру с СЭРДУ). Проектируются универсальные аппараты с ЭРДУ, которые можно использовать в самых различных операциях (в том числе на околоземных орбитах). В последнее время предусматривается, как правило, их первоначальный вывод на околоземную орбиту с помощью космического самолета. [c.349]

В главе 18 мы коснемся использования поля тяготения Венеры при полетах к Меркурию, а в главе 19 — к Юпитеру. Здесь же заметим, что поле тяготения Венеры может быть использовано для полета в окрестность Солнца. Траектория рассчитывается таким образом, чтобы после пролета Венеры ее перигелий приблизился к Солнцу. Можно так подобрать период обращения после прохождения Венеры, чтобы космический аппарат снова встретил Венеру и в результате перигелий еще больше приблизился к Солнцу. Было рассчитано, что с помощью ракетной системы, состоящей из ракет Сатурн-1 В , Центавр и ]1ершинг , таким путем может быть доставлена полезная нагрузка 272 кг на расстояние 0,1 а. е. от Солнца [4.47]. [c.389]

Полет к Меркурию по гомановской траектории при его среднем расстоянии от Солнца (0,387 а. е) требует начальной скорости 13,486 км/с и продолжается 105,5 сут. Значительный эксцентриситет орбиты Меркурия приводит к тому, что его расстояние от Солнца колеблется между 0,31 и 0,47 а. е. (46 и 70 млн км). Этот факт, а также наклон орбиты Меркурия (8°) должны учитываться при планировании полетов к Меркурию. Полет к афелию Меркурия, вообще говоря, легче полета к перигелию, если посылается пролетный или ударный зонд. [c.396]

Для выхода на низкую круговую орбиту при полете к Меркурию по гомановской траектории необходим тормозной импульс 7,5 км/с. Это дает суммарную характеристическую скорость для всего эксперимента при старте с поверхности Земли 22,6 км/с, при старте с околоземной орбиты 13,06 км/с (см. табл. И). Фактические значения этих величин должны быть больше на несколько километров в секунду из-за наклона и существенного эксцентриситета орбиты Меркурия. [c.397]

Первый и единственный до 1979 г. полет к Меркурию был одновременно и первым пертурбационным маневром в гравитационном поле Венеры (рис. 150). Американский космический аппарат Ма-ринер-10 (масса 525 кг) был запущен 3 ноября 1973 г. с помощью ракеты Атлас — Центавр (начальная скорость 11,8 км/с на высоте 200 км), 4 февраля 1974 г. он пролетел с планетоцентрической скоростью 10 км/с на расстоянии 5740 км от Венеры и 29 марта со скоростью 11,1 км/с на расстоянии 720 км от Меркурия. Приращение скорости при облете Венеры составило 4,5 км/с. Отклонение на 1 км от расчетной точки вблизи Венеры грозило отклонением на 1000 км около Меркурия. Производились коррекции до и после облета Венеры. Выход из сферы действия Меркурия был рассчитан так, чтобы аппарат вышел на орбиту искусственной планеты с периодом обращения 176 сут, (двойной период Меркурия). (Практически это была почти та же орбита Венера — Меркурий слишком слабо поле тяготения Меркурия ) Коррекции 9 и 10 мая 1974 г. обеспечили новую встречу с Меркурием 21 сентября 1974 г.— на расстоянии 48 ООО км. 16 марта 1975 г. произошла третья встреча с Меркурием, успевшим после первой встречи 4 раза обойти Солнце. Последующие встречи уже проходили при отсутствии связи со станцией. [c.399]

В ряде работ [4.60—4.62] предлагается упрощенный метод выведения космического аппарата на орбиту спутника Меркурия, при котором исключаются восходящая спираль вблизи Земли и нисходящая около планеты назначения. При старте сообщается скорость, при которой выход из сферы действия Земли осуществляется с геоцентрической скоростью, меньшей, чем при импульсном полете к Меркурию (например, 5 км/с). Управление малой тягой осуществляется таким образом, чтобы к орбите Меркурия космический аппарат подошел с околонулевой скоростью относительно Меркурия. Тогда планетоцентрическое движение в сфере действия Меркурия осуществляется по траектории, близкой к параболе. Тормозной импульс в перицентре этой траектории, переводящий аппарат на круговую орбиту, должен сообщаться термохимическим двигателем и [c.399]

I — схема полета к Марсу н Венере 2 — схема полета к Гестин с облетом Марса 3 — схема полета к другим объектам Солнечной системы 4 — схема прямого перелета к поясу астероидов 5 схема полета к Плутону со временем полета - 8 лет 6 — схема полета Солнечного зонда с облетом Юпитера 7 — схема полета к Меркурию с ожиданием у Венеры (аэродинамическое торможение для перевода на орбиту ИСВ) н созданием околосолнечной орбиты с периодом - 120 сут [c.133]

ТЫ полета, орбит Марса и Меркурия и дважды пересекает орбиту Венеры. Среди биэллиптических траекторий не существуют такие, которые касались бы орбиты Земли и в начальный, и в конечный моменты. На рис. 96 приведена биэллипти-ческая траектория полета к Марсу и Венере с возвращением. [c.743]

Если перелет совершается по гомановской траектории, то за гелиоцентрическую скорость входа в сферу действия планеты мы можем принять гелиоцентрическую скорость подлета к орбите планеты-цели, совпадаюш,ую по направлению с орбитальной скоростью планеты. Скорость подлета меньше орбитальной скорости планеты при полете к внешним планетам (Марс, Юпитер и т. д.) и больше нее при полете к внутренним планетам (Венера и Меркурий). Поэтому вход в сферу действия совершается с фронтальной стороны для внешней планеты (планета догоняет космический аппарат) и с тыльной стороны для внутренней (аппарат догоняет планету). Соответственно планетоцентрическая скорость входа для внешних планет определяется по формуле [c.321]

К первому типу схем полета относят ф схемы полета к нескольким планетам с активно-гравитационным маневром у промежуточных планет. Например, полет от Земли к Меркурию с активно-гравитационным маневром у Венеры полет к внешним планетам с гравитационным маневром при облете Юпитера полет к Солнцу с использованием гравитационного маневра при облете Юпитера полет за пределы Солнечной системы с гравитационным разгоном у планет Юпитеровой группы. [c.128]

Полеты к другим объектам Солнечной системы (Меркурию, Солнцу, астероидам, планетам-гигаитам) уже требуют запасов характеристической скорости порядка 6.5...8.9 км/с и = = 3...17 лет. Для исследований околосолнечного пространства и астероидов соответствующие оценки приведены для схем с нспользованнем актнвно-гравнтацнонного маневра прн облете Марса (изучение астероидов) н Юпитера (исследование околосолнечного пространства). [c.134]

Аэродинамические нагрузки. Максимально допустимые скорости входа пилотируемых космических кораблей зависят от перегрузок, которые может выдержать экипаж после длительного пребывания в условиях невесомости в период межпланетного полета. В настоящее время величина предельной перегрузки неизвестна, но пилоты космических кораблей Меркурий и Джемини выдержали ускорения АО 8 g после нескольких дней полета по орбите вокруг Земли. Исследованиями на центрифуге показано 31J, что человек способен выполнять необходимые операции в условиях, когда он подвергается ускорениям до 14 gf но, конечно, эту величину нельзя с достаточным основанием принять в качестве предельно допустимой при входе в атмосферу, так как в реальных условиях экипаж перед входом длительное время будет находиться в состоянии невесомости. Предстоящие полеты пилотируемых кораблей к Луне и рассчитанные на длительный период орбитальные полеты вокруг Земли позволят получить необходимые данные для ответа на вопрос о предельных перегрузках для пилота. Пока этих данных еще нет, мы будем вынуждены принять в качестве предельного ускорения величину lOg. [c.142]

Для того чтобы облететь земной шар по круговой орбите, потребуется не более полутора часов полет по эллипсу, проходяш ему через периселений Луны, продлится уже более 9 суток, а путешествие по эллиптической траектории, пересекаюш ей орбиты Меркурия, Венеры и Марса и обеспечивающей возвращение на Землю, потребует по меньшей мере одного года наконец, для полета по эллипсу к границам Солнечной системы пришлось бы затратить время, превышающее длительность человеческой жизни. [c.193]

Современные американские историки до сих пор ставят ему эти колебания в вину, утверждая, что если бы ракетный барон дал свое согласие на суборбитальный полет Меркурия с пилотом на борту уже в феврале, то сегодня приоритет Америки в этом историческом начинании никто не смел бы оспорить, а первым космонавтом планеты считался бы не Юрий Гагарин, а кто-нибудь из отобранной тройки —Алан Шепард, Джон Гленн или Вирджил Гриссом. Однако можно понять и фон Брауна Последние старты, несмотря на положительный конечный результат, выявили множество недоделок в конструкции ракет. А немецкий конструктор хорошо помнил по опыту запусков первых Фау-2 и Юпи-тер-С , что успех в самом начале не гарантирует стопроцентную надежность в дальнейшем. Катастрофы космического корабля с американским пилотом на борту ему не простили бы. Он хотел быть уверен, что к полету готовы и сам корабль, и ракета, и наземные службы, а потому настоял на необходи- [c.25]

Самое же интересное во всей этой истории то, что и сами участники программы Аполлон до последнего не верили, что у них все получится, как надо. Памятуя о многочисленных сбоях и катастрофах, которыми сопровождалась подготовка к запуску спутника Авангард и орбитального корабля Меркурий , конструкторы ПАСА проделали огромную работу для того, чтобы обеспечить безопасность экипажей Аполлонов на всех участках полета. Все маневры и манипуляции пропши проверку сначала на Земле, а потом и в космосе. Тот же Пейл Армстронг провел более 400 часов в кабине-тренажере, практикуясь в управлении посадкой на Луну. Однако в реальности этот этап космического полета никто никогда не опробовал, что очень беспокоило руководителей ПАСА. [c.274]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...