Полет к Сатурну

Траектории полетов к Сатурну, или Урану, или Нептуну через Юпитер наименее чувствительны к начальным ошибкам в сезон 1979 г. [c.408]

Заметим, что использование далеких планет для получения наибольшего приращения скорости КА в процессе гравитационного маневра достаточно проблематично из-за большого времени полета до этих планет. Отсюда наиболее реальным представляется использование ближайших к земле планет, т. е. Венеры и Марса, а также Юпитера. В последнем случае можно существенно уменьшить запас топлива КА для полетов к Сатурну, Урану, Нептуну, Плутону, Солнцу и вне плоскости эклиптики. [c.312]

В табл. 23 даны значения различных элементов при полетах к Сатурну и Урану по касательным эллипсам. [c.126]

Облет планеты как способ увеличения гелиоцентрической скорости [60, 136]. Поля тяготения массивных планет Юпитера и Сатурна можно использовать для разгона аппарата при полете к удаленным планетам или для отбрасывания к центру Солнечной системы. [c.160]

Полеты к Юпитеру и Сатурну через планеты [c.405]

Космический аппарат направляется на эллиптическую орбиту с афелием, расположенным где-то за Марсом, в поясе астероидов (рис. 152). В афелии он получает такой тормозной импульс от бортового двигателя, чтобы встретить Землю в точке Л или и разгоняется Землей, облетая ее с дневной стороны в точке А или с ночной в точке В (как можно ближе к поверхности). Таким образом может быть достигнут Сатурн, несмотря на то, что суммарная характеристическая скорость будет меньше начальной скорости, нужной для прямого полета к Юпитеру, и даже Уран [4.701. Правда, полет от Земли до Земли продолжается 2—3 года [4.68, 4.691, но, в отличие от предыдущего случая, он может начаться, как и прямой полет, один раз в год. [c.406]

Из возможных методов осуществления полета Земля - Луна - Земля по минимуму стоимости и высокой вероятности выполнения программы в кратчайшие сроки был выбран вариант с выходом на орбиту Луны и возвращением сначала на орбиту Луны, а затем прямой посадкой на Землю. По схеме полета КК "Аполлон", состоящий из основного корабля с экипажем из трех человек, отсека оборудования и лунного экспедиционного корабля, выводится тяжелой PH "Сатурн-5" на траекторию полета к Луне. Близ Луны КК переводится на селеноцентрическую орбиту. Двое из трех астронавтов переходят из отсека экипажа основного корабля в [c.58]

Второй метод — радиолокационное прослеживание — может осуществляться либо с Земли, либо с космического корабля правда, на корабле возможно использовать лишь инструменты ограниченной мощности и дальности действия. Данные, полученные этими методами, представляют собой высокоточные значения дальности, скорости изменения дальности и (в случае больших радиолокационных антенн) направлений. Станции сети дальнего космического слежения (США) заведомо способны прослеживать космические корабли, снабженные импульсными повторителями, за пределами орбиты Сатурна. Бортовые радиолокаторы оказываются важными, когда межпланетный корабль вступает в конечный этап полета к цели и достигает планеты назначения. Такой локатор также необходим при маневрах встречи. [c.438]

Существовало два более или менее проработанных варианта межпланетного корабля для полета на Марс с использованием ядерного ракетного двигателя типа НЕРВА . В одном из них предполагалось использовать пять типовых ядерных ступеней связку из трех таких ступеней — в качестве первой ступени трехступенчатой ракеты-носителя, и по одной такой же ступени — для второй и третьей ступеней. Сборка подобной ядерной ракеты должна была производиться на околоземной орбите с использованием ракет-но-сителей Сатурн-5 . Сам полет к Марсу согласно этому проекту мог состояться уже в 1985 году. [c.381]

Попытки устранить проблемы, связанные с коррозионным растрескиванием высокопрочных алюминиевых сплавов, пока еще не увенчались полным успехом. Например, многочисленные разрушения от КР имели место на Сатурне V в пусковом устройстве ракеты, в первую очередь на деталях, сделанных из сплавов 7075-Тб, 7079-Т6 и 2024-Т4 [243]. Были случаи разрушения от КР и при полетах на Луну в автономном отсеке на космическом корабле Аполлон [243, 244]. Эти проблемы могли быть в значительной мере решены путем более правильного выбора сплавов, имеющих высокое сопротивление КР, состояний, обеспечивающих высокую стойкость к КР, или изменением технологии с целью [c.297]

Одна из основных причин высоких затрат на космос — однократное использование ракет-носителей и космических аппаратов. Например, американская ракета Сатурн-5 , обеспечившая программу полетов космических кораблей Аполлон к Луне, стоимостью 280 млн дол. расходуется за несколько минут. В конце 1960-х гг. начались работы по созданию космических средств многократного использования. Наибольшую известность в этом направлении получили орбитальные корабли типа Шаттл и Буран . [c.13]

Двенадцатого ноября 1980 г. Вояджер-1 прошел на расстоянии 124 200 км от поверхности Сатурна. Открыты два спутника, не имеющие аналогов в Солнечной системе, — они находятся на почти одинаковых орбитах и раз в четыре года обмениваются траекториями. Сближение со спутником Сатурна Титаном — основной целью полета— сделало достижение Урана невозможным аппарат ушел в отдаленные районы Солнечной системы. Другой аппарат Вояджер-2 совершил 9 июля 1979 г пролет Юпитера, а 25 августа 1981 г. — пролет Сатурна. Изображения, переданные двумя аппаратами, обнаружили тонкую структуру колец Сатурна — каждое из них состоит из тысяч отдельных узких полосок (шириной в несколько километров), образованных частицами льда и пыли размерами до 10 см, в которые погружены глыбы размерами порядка 15 м. Система колец представляет чрезвычайно динамическое образование — удалось наблюдать распространяющиеся по спирали волны плотности. Самый главный сюрприз — совершенно невероятная структура кольца Р шириной 200 км с внешней границей, лежащей на расстоянии 2,3 К. На снимках можно различить локальные утолщения и отдельные нити , местами переплетенные, местами параллельные друг другу. Кольцо находится между орбитами двух маленьких спутников — гравитационных пастухов кольца. [c.99]

Носле сближения с Юпитером и Сатурном программа полета была завершена. Тем не менее, учитывая уникальное расположение планет, которое бывает один раз в 180 лет, удалось направить Вояджер-2 к Урану. Исследования спутников планеты были связаны с огромными трудностями — низкой освещенностью почти на границе солнечной системы и быстрым (немногим более суток) пролетом Урана. Кратковременность сближения обусловлена необычной геометрией системы Урана, который как бы лежит на боку , — спутники вращаются вокруг оси, расположенной в плоскости эклиптики, в январе 1986 г. Вояджер-2 прошел на расстоянии 81 ООО км от облачного покрова Урана. [c.99]

Наряду с практическими достижениями опубликован ряд теоретических работ и предложено немало тем для новых разработок, интересных именно с точки зрения механики космического полета. Достаточно, например, сказать, что солнечный парус стал рассматриваться как конкурент электро-ракетных двигательных установок. Конкретизируются проекты использования космических аппаратов в так называемых точках либрации, и уже началось их осуществление. Придумано, как использовать Землю для разгона на пути к Юпитеру и Сатурну... [c.8]

Второй класс образуют планеты-гиганты Юпитер, Сатурн, Уран и Нептун. Применение исследования выполнимости к перечисленным планетам (особенно к первым двум) в пренебрежении областями оболочек (возмущений) относительно этих планет способно в самом лучшем случае лишь указать порядок величины времени полета и требуемой затраты" энергии и не может дать реальной информации о фактических орбитах космического корабля, как то.чько он пересекает границу оболочки. Таким образом, для этих тел всегда необходимо выполнять точные исследования. [c.400]

Так, например, в работе 83] указывается, что амплитуда колебаний давления на входе в насос окислителя ступени, ракеты Сатурн-5 при пуске AS-50S достигла столь больших значений, что привела к аварийному выключению двигателя на 160-й секунде полета. [c.137]

Все сложнее и грандиознее становятся космические ракеты- Почти три тысячи тонн весит американская ракета Сатурн-5 , с помощью которой удалось осуществить первый полет человека к Луне. А впереди Марс, Венера и другие планеты нашей солнечной системы. [c.131]

Итак, двигатели, созданные на базе термоядерных реакторов, являются принципиально новым шагом на пути развития космических тяговых систем. Эти двигатели позволят человеку, в подлинном смысле слова, стать хозяином Солнечной системы, достигнуть ее самых удаленных планет (Урана, Нептуна, Плутона), совершить полеты за пределы эклиптики, организовать дальние экспедиции в межзвездное пространство, наладить постоянную транспортную связь между планетами земной группы (Марс, Земля, Венера), организовать посещение спутников Юпитера, Сатурна, а главное—перейти к созданию первых тяговых систем, характерных для космических цивилизаций. [c.679]

Запуск автоматических искусственных комет по гелиоцентрическим эллиптическим, параболическим или гиперболическим траекториям к Юпитеру, Сатурну и далее, если это будет представлять интерес. Для увеличения грузоподъемности этих ракет их можно запускать с обитаемой космической станции, находящейся на околоземной орбите. Такого рода полеты технически близки к полетам пункта 2 и поэтому могут быть осуществлены в одно время с ними. [c.209]

Как было показано ранее, полеты во внешнюю область солнечной системы по траекториям минимального расхода топлива характеризуются крайне продолжительными временами перелета, особенно при полетах за орбиту Юпитера. Здесь даже такие малые начальные ускорения, как Ио-< 10" , могут помочь в убыстрении этих перелетов. На рис. 6.63 даны два примера траекторий перелетов с малой тягой к Юпитеру и Сатурну. [c.235]

Параметры траекторий полета с малой тягой к Юпитеру и Сатурну п соответствующих параболических участков (приближенные данные) [c.237]

Синодические периоды остальных планет группы Юпитера немного превышают год (см. табл. 3 в 1 гл. 13). Сезон, благоприятный для полета к Сатурну, наступает ежегодно с опозданием на две недели. Для Урана, Нептуна и Плутона опоздание наступает на срок от 5 до 1 сут. Космические аппараты к планетам юпитерианской группы можно запускать ежегодно, чтобы в течение долгих томительных лет ждать результатов эксперимента [c.404]

Быстрые перелеты во внешние области солнечной системы. Из всех профилей, изображенных на рис. 6.50, последние два 14 и 15), представляющие собой траектории кеплерова движения, в основном предназначены для полетов во внешние районы солнечной системы. По всей вероятности, такие баллистические траектории больше подходят для полетов автоматизированных зондирующих ракет к Юпитеру и Сатурну (задачи 4-й группы), чем для полетов человека в необъятные глубины внешней части солнечной системы. Так как полет по траекториям профиля О требует колоссальных затрат времени, как это видно из рис. 6.43, в данном случае желательно, чтобы переходная гелиоцентрическая траектория была почти параболической или даже гиперболической. На рис. 6.58 представлена зависимость времени перелета от начальной гелиоцентрической скорости (взятой по отношению к величине круговой скорости на орбите Земли) при одностороннем полете к планетам юпитеровой группы. Кружки с точками в центре, находящиеся в левой части графика, соответствуют полетам к Юпитеру, Сатурну и Урану по минимальным траекториям. Наиболее характерной особенностью этих графиков является резкое уменьшение времени перелета при возрастании начальной скорости до параболической. Выход на параболическую траекторию требует добавления к круговой орбитальной скорости на орбите Земли, равной 97 700 фут/сек, еще около 40 ООО фут/сек, это значит, что скорость после выхода с заданной спутниковой орбиты высотой 300 морских миль должна быть равной примерно 53 100 фут/сек, т. е. требуемое приращение скорости должно составить 53 100—24 900 = 28 200 фут/сек. Из графика на рис. 6.42 видно, что для профиля О начальный прирост скорости при полете к Юпитеру равен примерно 21 500 фут/сек, при полете к Сатурну —27 ООО фут/сек и к Урану — 25 ООО фут/сек. Поэтому добавочная ступень, обеспечивающая прирост Лу = 6700 фут/сек, могла бы уменьшить время перелета к Юпитеру с 2,9 года до 2,1 года при приросте Аг = 3200 фут/сек — время перелета к Сатурну с 6 лет до 2,7 года при приросте [c.227]

При полете по гиперболической относительно Солнца траектории высокая скорость движения препятствует осуществлению возврата, хотя время перелета даже при полете по слабогиперболической траектории значительно сокращается, особенно в полетах к Сатурну и более дальним [c.228]

В работе [13] Ниехофф исследовал возможность использования гравитационного поля Юпитера для доставки межпланетных зондов к Сатурну. Эта работа вновь подтвердила вывод о целесообразности запуска таких зондов в конце 70-х годов. Кроме того, Ниехофф "изучал перспективы запусков зондов для исследования Солнца с использованием гравитационных полей планет. Он показал, что таким полетам свойственна большая продолжительность (до трех лет), но что при наличии обычных двигательных установок использование облета Юпитера является, по-видимому, единственной возможностью осуществить пролет зонда вблизи Солнца на расстоянии от него не более 0,1 а. е, Ниехофф также доказал, что идеальные требуемые приращения скорости при использовании гравитационного поля Юпитера являются почти одинаковыми -как для пролета на расстоянии в пределах 0,1 а. е,, так и для попадания зонда в Солнце. [c.20]

На границе сферы действия величина гелиоцентрической скорости выхода аппарата может существенно превысить значение Двигаясь по новой траектории, аппарат может достичь следующей планеты. Например, при полете американской станции Нионер-11 к Сатурну был использован гравитационный удар в поле тяготения Юпитера. Вояджер-2 разгоняли по очереди Юпитер, Сатурн и Уран. Нолет [c.161]

На границе сферы действия величина гелиоцентрической скорости выхода аппарата может существенно превысить значение Двигаясь по новой траектории, аппарат может достичь следующей планеты. Например, при полете американской станции Пионер-11 к Сатурну был использован гравитационный удар в поле тяготения Юпитера. Вояджер-2 разгоняли по очереди Юпитер, Сатурн и Уран. Полет к Урану по гомановской траектории продолжался бы 16 лет, а к Нептуну — 30 лет. Подходящая для такого разгона аппарата конфигурация внешних планет ожидается в 2155 г. цукнеп [c.107]

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]

Гомановский перелет к Юпитеру, начинающийся при скорости 14 км/с, продолжается без трех месяцев 3 года, а параболический более года. Минимальная начальная скорость достижения Сатурна всего лишь на 1 км/с превышает соответствующую величину для Юпитера, но время перелета составляет уже 6 лет. По параболической же траектории Сатурн может быть достигнут за 2,5 года. Все это более или менее терпимо. Однако с остальными планетами группы Юпитера дело обстоит гораздо хуже. Полеты к Урану, Нептуну, Плутону требуют мало отличающихся минимальных скоростей, так как они уже близки к третьей космической. Но продолжительности полетов, как видно из табл. 6 и 7, колоссальны. Полет до Плутона (при его среднем расстоянии) по параболической траектории продолжается более 19 лет 21 января 1979 г. Плутон, двигаясь по своей достаточно вьггянутой орбите, оказался внутри почти круговой орбиты Нептуна и снова окажется дальше от Солнца, чем Нептун, только в марте 1999 г. <он достигнет перигелия в 1989 г), так что по- [c.403]

Однако в связи с развертыванием работ по созданию проекта Сатурн - Аполлон в США, направленных на создание комплекса для полета к Луне трех астронавтов и высадки на Луну двух из них, основной упор в работах с PH Н-1 был сделан на проектирование лунного комплекса с полезной нагрузкой, выводимой на орбиту высотой 220 км, не менее 95 т. Для решения этой задачи летный вариант ракеты-носителя выполнен в виде трехступенчатой ракеты, собранной по схеме тандем . Общая длина ракеты без полезной нагрузки равнялась 64,4 м, диаметр максимальный по заднему торцевому шпангоуту хвостового отсека первой ступени более 16 м, диаметр переднего торцевого стыковочного шпангоута третьей ступени 6 м. Стартовая масса ракеты 2750-2820 т, тяга двигательной установки на Земле равна 44200 кН. Длина ракеты с полезной нагрузкой массой 95 т равна 101м. [c.45]

Положение, однако, совершенно меняется, если Ло = 6 10 g. Использование столь малых ускорений нецелесообразно ввиду того, что они требуют применения дополнительных двигательных систем для сокращ ения времени ухода корабля от Земли и, кроме того, длительность полета по гелиоцентрической переходной траектории с этим ускорением оказывается большей, чем время полета, например, к Сатурну по баллистической траектории минимального расхода топлива. Такие системы малой тяги в лучшем [c.237]

В поворотных системах весь двигатель, сопло или выхлопные патрубки турбины установлены в подшипниках и могут поворачиваться в пределах какого-то угла с изменением направления вектора тяги. Это наиболее распространенный способ управления (маршевые двигатели Н-1 и F-1 ракет-носителей семейства Сатурн , маршевый двигатель ВКС Спейс Шаттл SSME, RL-10, ЖРД с центральным телом), так как характеризуется минимальными потерями удельного импульса. Газовые рули и дефлекторы изменяют направление движения газового потока на выходе из сопла. Они доказали свою высокую надежность, но подвержены сильной эрозии и их применение приводит к потерям осевой тяги. Вторичньш впрыск рабочего тела (газа или жидкости) через стенку расширяющейся части сопла в основной поток продуктов сгорания приводит к возникновению косых скачков уплотнения, вызывающих изменение направления истечения части газа. Вспомогательные управляющие сопла постепенно эволюционировали к ЖРД малой тяги, которые также используются для управления космическим аппаратом и регулирования скорости полета при выключенном маршевом двигателе. Маленькие верньерные ЖРД применялись на ракетах Тор и Атлас . Они же используются в системе реактивного управления ВКС Спейс Шаттл . [c.201]

При использовании ДУ, состоящей из нескольких ЖРД, можно достичь высокой степени надежности, даже в случае аварийного выключения двигателей одного из них по команде бортовых ЭВМ. Например, при имевших место случаях преждевременно выключения одного из пяти ЖРД второй ступени PH Сатурн-5 и одного из трех ЖРД SSME орбитальной ступени МТКК Спейс шаттл оставшиеся работоспособными двигатели путем увеличения времени работы компенсировали уменьшение общей тяги ДУ и обеспечивали полет по расчетной траектории или по траектории близкой к ней. [c.353]

Многочисленные научно-технические публикации последних лет показывают, что потеря продольной устойчивости наблюдалась на подавляющем большинстве ракет, создававшихся за рубежом. Так, например, описаны случаи потери устойчивости — с последующим возникновением автоколебаний — разработанными в США ракетами типа Серджент , Юпитер , Тор-Эджена , Атлас-Эджена , Титан-1 , Титан-2 , Сатурн-5 (первая и вторая ступени) [80, 89] и французской ракетой Диамант [105, 112]. В работе [29] описана потеря продольной устойчивости, наблюдавшаяся при отработке ракеты-носителя КК Восток . Приведенный перечень показывает, что склонность к потере продольной устойчивости является характерной особенностью крупных ракет. Даже в тех случаях, когда интенсивные продольные колебания корпуса, возникавшие гюсле потери продольной устойчивости, не приводили к разрушениям силовой части конструкции ракеты, они нарушали нормальное функционирование приборов, а для пилотируемых полетов были недопустимы из-за физиологических ограничений. В частности, было установлено, что колебания с частотой 5—7 Гц космонавты переносят с трудом. При дальнейшем увеличении частоты ощущения становятся непереносимыми, поскольку на частоте 7 — )4 Гц возникают резонансные колебания глаз п некоторых внутренних органов [80, 119]. [c.4]

На рис. 1.3 в качестве примера приведена заимствованная из работы [80] зависимость собственных частот продольных колебаний первого тона от времени полета для ракеты Сатурн-5 . В целях удобства сопоставления по оси ординат отложено безразмерное время полета, равное отношению размерного времени к полному времени работы первой ступени Г=/п/Го, а собственная частота колебаний / выражена в герцах. Здесь же нанесена типичная зависимость от времени безразмерного коэффициента Ф, свя-Jaннoгo с размерным коэффициентом Ф% соотношением [c.21]

Рассматривалась модификация системы Сатурн-5 ( Saturn -V ), состоявшая в том, что к ступеням S-I (длина—42,1 метра, диаметр — 10,1 метра, масса— 2286 тонн, тяга— 3947 тонн) и S-II (длина—24,8 метра, диаметр — 10,1 метра, масса —490,8 тонны, тяга — 526,8 тонны) добавлялись крылья площадью 92,9 и 46,9 м , обеспечивающие вход в атмосферу и спасение ступеней горизонтальным приземлением. Турбореактивные двигатели, расположенные под крылом первой ступени, обеспечивают крейсерский полет на дозвуковой скорости к месту посадки. Посадку на Землю [c.203]

Для полетов космических аппаратов к дальним планетам (Юпитер Сатурн, Нептун, Плутон) и к Солнцу, пилотируемых кораблей на Марс для многоразовых перелетов с низкой околоземной орбиты на геоста ционарную и ориентации автоматических космических аппаратов на вы соких околоземных орбитах "наиболее эффективными являются элект рические ракетные двигатели. [c.3]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...