Полет к Урану

Ось вращения большинства планет почти перпендикулярна плоскости эклиптики, а ось Урана почти параллельна эклиптике. Во время полета к Урану Вояджера-2 южный полюс Урана почти точно указывал на Солнце. Поэтому полярные области Урана получают большее количество энергии от Солнца, чем экваториальные области. Однако Уран более горячий в районе экватора, чем на полюсах. Механизм, лежащий в основе этого, неизвестен. [c.43]

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]

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]

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]

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]

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]

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]

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]

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]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...