Полет к Солнцу

При полете ракеты в пределах сферы действия Земли расчет ее траектории производят в геоцентрической системе отсчета. Когда ракета достигает границы сферы действия, расчет ее траектории производится в новой системе отсчета, связанной с тем небесным телом, в сфере действия которого будет происходить дальнейшее ее движение. Например, в селеноцентрической системе отсчета — при полете ракеты к Луне, в гелиоцентрической — ири полете к Солнцу. [c.120]

МОЖНО получить выигрыш в скорости. Наилучший выигрыш дает переход через бесконечность. Достижение Солнца при тормозном импульсе, сообщаемом на расстоянии 20 а. е. (за орбитой Урана), приводит к падению на Солнце через 33 года после старта (в том числе 16 лет прямолинейного падения) [4.6]. Очень долго Практически поэтому область вокруг Солнца, для достижения которой целесообразно применять двухимпульсный маневр, еще более сужается. Реально, по-видимому, прямые полеты к Солнцу (без использования межпланетного пертурбационного маневра) удастся осуществлять лишь с помощью ядерных ракет. [c.360]

С помощью Юпитера можно достичь близких окрестностей Солнца при малых энергетических затратах и за приемлемое время — в отличие от прямого полета к Солнцу и перехода через бесконечность ( 5 гл. 15). При этом за один полет объектами исследования становятся два самых крупных тела Солнечной системы. [c.410]

Рис 156 Полет к Солнцу через Юпитер [4 771 [c.411]

Активный маневр вблизи Солнца при полете к Солнцу через Юпитер. Этот вариант никаких особых выгод не дает, так как космический аппарат приходит в окрестность Солнца почти с той же скоростью, что и при сходе с орбиты Земли. [c.468]

Избыточные возможности гравитационного маневра целесообразно использовать, например, для сокращения времени полета к Солнцу. В этом случае траектория будет несколько отличаться от бп- [c.330]

В кабине были установлены аппаратура для обеспечения жизнедеятельности живых существ в полете и для регистрации параметров движения кабины на участке спуска (датчики ускорений, угловых скоростей, температур и др.), катапультируемый контейнер с парашютными системами, в котором находились биологические объекты и живые существа, оборудование для биологических экспериментов, часть аппаратуры системы ориентации, системы, обеспечивающие приземление кабины корабля и т. д. В приборном отсеке помещались радиотелеметрическая аппаратура управления полетом корабля, аппаратура терморегулирования, тормозная двигательная установка и пр. Для энергопитания приборов использовались химические источники тока и солнечные батареи, постоянно — при помощи специальной системы ориентации — обращенные к Солнцу независимо от положения корабля. [c.436]

Известно, что мерой масштаба в астрономии является астрономическая единица, т. в. среднее расстояние между центрами Земли и Солнца. Однако точность определения этой единицы методами классической астрономии была недостаточной для прогнозирования и коррекции движения космических ракет. Так, например, к 1961 г. было принято считать, что астрономическая единица лежит в пределах от 149,4 до 149,7 млн. км, т. е. неопределенность знания истинного ее значения составляла около 300 тыс. км. Такая ошибка при расчете полета космического корабля на планету, учитывая то, что диаметр ближайших к Солнцу планет порядка 5—10 тыс. километров, не обеспечивала попадание на нее или прохождение мимо на заданном расстоянии. [c.410]

При выборе траекторий полета к другим планетам и для решения многих других задач космонавтики такая точность совершенно недостаточна. Существует другая система основных единиц — так называемая астрономическая система единиц, в которой удается найти константу тяготения со значительно большей точностью — с девятью-десятью верными значащими цифрами. В этой системе за единицу длины принимается среднее расстояние от центра Земли до центра Солнца за единицу массы — масса Солнца за единицу времени — средние солнечные сутки. Для вычисления константы тяготения можно воспользоваться третьим законом Кеплера. Константу тяготения / в астрономической системе единиц обычно обозначают через к — константа Гаусса). Для нахождения константы к Гаусс воспользовался известным ему значением периода обращения Земли вокруг Солнца Т з = 1 год = 365,2563835 средних солнечных суток и известным в его время значением для отношения массы Земли к массе Солнца [c.84]

Космический снаряд получил в точке С вблизи орбиты Земли на расстоянии 150 10 км от центра Солнца скорость (относительно Солнца) 50 км сек. Через некоторое время он достигнет орбиты Юпитера (окажется в точке D на расстоянии 800-10 км от Солнца), причем Z. SD =90°. Сколько времени должен занять этот перелет Полет совершается в таких условиях, что можно учитывать лишь тяготение снаряда к Солнцу. [c.130]

Эллиптичность орбиты Луны должна учитываться при расчете каждой конкретной траектории достижения Луны (также должны учитываться и все неравенства движения Луны, т. е. влияния на нее различных возмущений — от сжатия Земли, от Солнца и от планет). Однако на энергетических условиях полета к Луне эллиптичность орбиты Луны сказывается в ничтожной степени. Это видно из того, что, например, при полете по полуэллиптической орбите увеличение начальной скорости на 1 м/с повышает апогей траектории перелета на 4000 км [3,6]. Следовательно, минимальная скорость достижения Луны в перигее ее орбиты всего лишь на 5 м/с меньше, а в апогее на 5 м/с больше, чем минимальная скорость достижения Луны при среднем расстоянии 384 400 км. Таким образом, лишено какого-либо основания мнение о том, что положение Луны в ближайшей к Земле точке орбиты якобы соответствует благоприятному для перелетов периоду. [c.202]

После выхода на траекторию полета к Луне станция Луна-9 (рис. 77) отделилась от разгонного блока. Ее масса составляла 1583 кг. Станции было придано вращение вокруг оси, перпендикулярной к направлению на Солнце. Это обеспечило постоянный температурный режим станции. [c.213]

В самом деле, допуская первую погрешность, мы занижаем скорость космического аппарата на границе сферы действия Земли и вносим определенное искажение в гелиоцентрическую скорость. Но это последнее искажение даже отчасти полезно, поскольку как бы соответствует той ошибке, которую мы допускаем, забывая о притяжении Земли сразу же после пересечения космическим аппаратом границы ее сферы действия. Если, например, выход из сферы действия Земли осуществляется в сторону движения Земли, то первая ошибка занижает гелиоцентрическую скорость, но ведь то же самое делало бы и земное возмущение вне сферы действия Земли. Впрочем, разница между значениями вых. вычисленными по разным формулам, невелика (особенно, если заменить сферу действия сферой влияния ) и вовсе сходит на нет с увеличением начальной скорости ио (например, при полетах к дальним планетам или к Солнцу). [c.308]

При полете к внешним планетам рано или поздно будет достигнута местная параболическая скорость относительно Солнца. После этого при выключенном двигателе могут быть достигнуты самые удаленные окрестности Солнечной системы. [c.342]

Обратившись к тому, что говорилось в 2 гл. 13 о географических условиях старта при межпланетных полетах, мы легко поймем, что окружность наземных стартов, соответствующая полетам к Марсу, должна быть расположена на тыльной стороне Земли (по отношению к ее движению вокруг Солнца , в стороне, противоположной желаемому направлению выхода из сферы действия Земли. [c.370]

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]

Мы будем рассматривать полеты к ядрам комет, состоящим, по данным астрономии, из льдистых твердых веществ, в которые вкраплены каменистые частицы и пылинки (метеорное вещество). Размеры ядер — от нескольких сот метров до нескольких километров. При приближении к Солнцу вещество ядра начинает испаряться и образуется туманная газообразная оболочка — кома (поперечником 10 —10 км), составляющая вместе с ядром голову кометы. Под действием давления солнечного света и в результате взаимодействия солнечного ветра с веществом кометы образуется ее хвост, простирающийся в сторону от Солнца на десятки и сотни миллионов километров (наблюдавшийся рекорд — 900 млн. км). [c.434]

Большинство комет имеет очень сильно вытянутые, огромные эллиптические орбиты. Орбитальная скорость таких комет в перигелии близка к параболической. Плоскости движения обычно сильно наклонены к плоскости эклиптики. Направление движения вокруг Солнца у некоторых комет, например у кометы Галлея (см. 2), обратно общему направлению обращения планет. Поэтому те трудности, о которых говорилось в предыдущей главе в связи с полетами к некоторым астероидам, теперь, в гораздо большей степени, от- [c.434]

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]

Нетрудно сообразить, что минимальный срок возвращения к Земле для внутренних орбит равен одному году. Через год, совершив два оборота вокруг Солнца, возвратится к Земле в начальную точку своего движения зонд с периодом обращения 7г года. Точно также через год вернулись бы к Земле и зонды с периодами обращения 7з. V4, 7б года и т. д., но... таких искусственных планет не существует, так как минимальный период обращения искусственной планеты равен удвоенному времени полета к Солнцу по полуэл-липсу, т. е. 130,04 сут — более 7з года. Остальные внутренние орбиты обеспечивают возврат к Земле через два, три и большее число лет. (Например, при периоде 7з года зонд возвращается к Земле через 2 года, совершив 3 оборота вокруг Солнца.) [c.351]

Рассмотрим, наконец, двухимпульсный маневр полета к Солнцу удаление по гомановской траектории с полным погашением скорости в афелии и последующее прямолинейное падение на Солнце (или почти полное погашение с падением по огромной полуэллиптической траектории). Суммарная характеристическая скорость маневра находится сложением столбцов 2 (или 3) и 7 табл. 6 в 4 гл. 13. Ее зависимость от расстояния от Солнца, на котором сообщается тормозной импульс, показана на графике в рис. 136. Как видим, суммарная характеристическая скорость по мере удаления от Солнца дадает, стремясь к величине 16,653 км/с в пределе, при третьей космической скорости, на бесконечности нужно сообщить импульс, равный О—0=0. Сравнение графиков айв показывает, что для околосолнечной области радиуса примерно 0,2 а. е. всегда можно подобрать двухимпульсный маневр, при котором [c.359]

Рис. 7.35. Характеристики гелиоцентрического участка полета к Солнцу по траектории типа Гоманна

Зависимости (Гп) и t fn) для гелиоцентрического участка полета к Солнцу по траектории типа Гоманна приведены на рис. 7.35. Видно, что при изменении Гд в диапазоне 0- 1 а. е. время полета находится в пределах [c.325]

Для полета к Солнцу целесообразно использовать гравитационное поле Юпитера. Так, прп оптимальном маневре максимальное возможное приращение скорости КА может достигать 42,7 км/с. При входе в сферу действия Юпитера по параболической траектории возможное приращение скорости КА за счет гравитационного маневра уменьшается до 30 км/с. Если же подлет КА к сфере действия Юпитера происходит по траектории типа Гоманна, возможное приращение скорости составляет 10 км/с. Между тем, если рассматривается задача пролета Солнца на расстоянии Гп = 0,2 а. е, а радиус афелия Га = 5,2 а. е. достигает орбиты Юпитера, то тормозной импульс скорости в афелии траектории равен 3,76 км/с (при этом время полета на гелиоцентрическом участке 4,7 лет). Следовательно, возможности коррекции скорости КА за счет гравитационного маневра в сфере действия Юпитера оказываются существенно больше, чем требуется для реализации такой траектории. [c.330]

Расчет геоцентрического участка траектории полета к Солнцу. Для расчета геоцентрического участка траектории к Солнцу (внутренняя задача) исходным является заданный вектор гиперболического избытка скорости V , на границе сферы действия Земли. Как уже отмечалось, в случае траектории типа Гоманна вектор ско рости V , должен быть направлен против вектора Уз орбитальной скорости Земли, а в случае биэллиптической траектории вектор Voo должен быть коллинеарен Уз. Величина вектора V , зависит от требуемого минимального расстояния до Солнца Гц. [c.331]

Для полета к Солнцу рассмотренным способом всегда получается большее значение Сн чем при классическом способе, однако величина Гна, вообще говоря, будет меньше. Поэтому косми ческий аппарат, предназначенный для полета по описанному принципу, будет весить меньше аппарата, снаряженного в нормальный рейс, лишь в том случае, если вес полезного груза Сп приходящийся на одного пассажира, будет больше величины эквивалентного веса Сэ определяемого равенством [c.132]

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]

Дается краткий обзор текущих и недавно опубликованных работ, посвященных методам синтеза траекторий для исследования межпланетных операций, связанных с полетами к планетам. Круг рассматриваемых вопросов включает в себя попутный облет Венеры, полеты к планетам за Юпитером, полеты зондов для изучения Солнца с использованием гравитационных полей Юпитера и Венеры, применение импульсных маневров при облете планеты или на гелиоцентрических этапах полета, недавно предложенный комбинированный режим исследования Марса с облетом и посадкой. Кроме того, обсуждаются некоторые специализированные программы для ЭВМ, обеспечивающие расчет характеристик траекторий облета планеты, автоматическое построение контуров тра-екторных параметров и полный анализ траекторий с учетом задач по лета и параметров различных систем. [c.11]

Использование гравитационного поля Юпитера для посылки зондов к Солнцу подробно обсуждалось в работе Портера, Луса и Эджкомба [14], чьи выводы в основном совпадают с результатами Ниехоффа, хотя их исследование коэффициентов чувствительности показало, что продолжительность перелетов может быть уменьшена до двух лет с небольшим ценой некоторых дополнительных затрат топлива по сравнению с затратами на траектории минимальной энергии полета к Юпитеру (рис. 5). Весьма подробное исследование траекторий солнечных зондов с облетом Юпитера провел Минович [15], который составил таблицы соответствующих траекторных параметров для периода 1967— [c.20]

Полеты к Венере. В настоящее время исследование внеземных миров возможно с помощью автоматических межпланетных станций (АМС). В результате пролета 14 декабря 1962 г. станции Мари-нер-2 на расстоянии 35 тыс. км от Венеры было установлено, что период вращения планеты (243 сут.) больше, чем период вращения вокруг Солнца (224,7 сут.), т.е. на Венере день длиннее года. Другая интересная аномалия — Венера вращается вокруг оси в направлении, обратном по отношению к Земле и большинству планет. В1966 г. станция Венера-3 достигла поверхности, осуществив первый полет АМС на другую планету. В 1967 г. анализ данных, полученных станцией Венера-4 , показал, что атмосфера планеты состоит из углекислого газа — этот факт явился фундаментальным открытием в физике планет. Венера-7 , запущенная в августе 1970 г., передала информацию о давлении 9 МПа (такое давление на Земле создает вода на глубине 0,8 км) и температуре 475 ° (при которой кипят свинец и цинк). [c.98]

Например, для одногодичного полета к Венере н Марсу с возвращением большая ось эллиптической траектории должна равняться 2 а. е., и если афелий такой траектории будет находиться на расстоянии 1,52 а.е. (она касается круговой орбиты с радиусом, равным большой полуоси орбиты Марса), то ее перигелий будет находиться внутри орбиты Венеры, так как расстояние ее перигелия от Солнца вычисляется по формуле [c.741]

Таблица 6. Гомановские траектории полетов к планетам, Солнцу и Луне

Другой случай ограниченности выбора корректирующих импульсов характерен для такой системы ориентации, которая обеспечивает свободу поворота вокруг некоторой оси, направленной на какую-нибудь яркую звезду или Солнце. Эта система ориентации также технически достаточно проста, но теперь корректирующий импульс может лишь располагаться в плоскости, перпендикулярной к направлению на светило, или, во всяком случае, обязан образовывать с этим направлением заданный угол (двигатель жестко скреплен с космическим аппаратом). Несмотря на указанную ограниченность, двухразовая коррекция при такой системе ориентации позволяет изменить три параметра траектории. При полетах к внешним планетам существуют участки траектории, где подобная коррекция дает не худшие результаты, чем коррекция, обладающая полной свободой выбора направления импульса [4.23]. [c.340]

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]

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]

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]

В этой книге мы до сих пор так и не перешагнули за границы сферы влияния Солнца. Между тем понятие космоса эквивалентно понятию вселенная , а значит, космические полеты должны заключаться в чем-то большем, нежели полеты к телам Солнечной системы и в запланетное пространство. Вселенная состоит из множества галактик — колоссальных скоплений звезд, звездных облаков, более мелких скоплений, газовых и пылевых туманностей и т. д. Галактики отделены друг от друга расстояниями, примерно в десятки раз превышающими их размеры. В одной из рядовых галактик (ее называют Галактикой — с большой буквы) находится в качестве рядовой звезды Солнце, а всего в ней примерно 120 миллиардов звезд. Диаметр Галактики 85 000 световых лет. [c.470]

Время полета по биэллиптической траектории к Солнцу складывается из времен полета по двум полуэллипсам и вычисляется по формуле, аналогичной [c.329]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...