Прецессия орбиты спутника

Если же учесть прецессию орбиты спутника, то получим, что спутник должен оказаться над пунктом с долготой [c.165]

При решении задач о прогнозировании трассы спутника Земли мы учтем прецессию орбиты. Изменение же других элементов орбиты учитывать не будем. Это не приведет к чувствительным погрешностям, если мы будем интересоваться прогнозом на небольшие промежутки времени (порядка одних-двух суток) ). [c.159]

Орбита спутника имеет переменную по времени ориентацию относительно Солнца. Изменение ориентации вызывается годовым движением орбиты вместе с Землей относительно Солнца, а также прецессией орбиты вокруг Земли из-за возмущений, связанных с отличием поля тяготения Земли от центрального. Изменение ориентации орбиты относительно Солнца существенно влияет на возможное время освещения прибора, закрепленного на спутнике. Поэтому это изменение необходимо учитывать. [c.354]

Спутник связи, а также спутник для исследования земной поверхности часто запускаются на кратно-периодические орбиты (их иногда называют также синхронными), т. е. орбиты с периодом обращения, почти соизмеримым со временем одного оборота Земли вокруг оси (звездные сутки 23 ч 56 мин 4 с). Почти объясняется прецессией орбиты если бы поле тяготения Земли было центральным, то выбирался бы период, в точности соизмеримый звездным суткам. Трассы таких спутников представляют собой замкнутые [c.108]

Это объясняется тем, что земной экватор наклонен на 23°27 к плоскости эклиптики, а лунная орбита — на 5°9 к этой же плоскости, но последняя при этом совершает прецессионное движение с периодом 18,6 года, подобное прецессии орбиты искусственного спутника из-за сжатия Земли. [c.196]

Прецессия плоскости орбиты спутника 127, 128 Прицельная дальность 50 Прямое восхождение 102, 103 [c.444]

При наклонении, равном 65°, и высотах, соответствующих высотам орбиты первого советского спутника, прецессия орбиты составляет примерно 0,25° за один оборот спутника. При наклонении орбиты, равном 90° (полярная орбита), скорость прецессии равна нулю. [c.130]

Если орбита спутника наклонена к плоскости экватора (рис. 7.13), возникающее отступление от центрального поля тяготения приводит к медленному вращению плоскости орбиты относительно оси 2 с неизменным наклоном к экватору. Движение носит характер прецессионного, а о прецессии мы поговорим подробнее, когда будем рассматривать свойства гироскопа. [c.324]

Одним из наиболее важных возмущений орбиты спутника Земли является прецессия линии узлов этой орбиты, вызываемая сжатием Земли. Это значит, что если спутник движется в направлении с юго-запада на северо-восток (рис. 3.11), то каждое последующее прохождение его через экватор будет отмечаться несколько западнее предыдущего. Это движение линии узлов происходит независимо от суточного вращения Земли и накладывается на него. Поясним этот эффект с помощью рис. 3.12. Предположим, что при отсутствии возмущений спутник двигался бы вдоль [c.75]

Свободное движение вращающегося спутника относительно его центра тяжести определяется начальными условиями. Для придания спутнику устойчивости по отношению к воздействию внешнего момента ему в процессе выведения на орбиту сообщается достаточно большая угловая скорость относительно заранее выбранной оси. Из-за неточностей при запуске, а также из-за несимметричности сил отделения от последней ступени ракеты-носителя спутнику сообщаются также небольшие составляющие угловой скорости относительно других осей, что вызывает появление конического прецессионного движения. Прецессия может привести к непостоянным флюктуациям сигналов, передаваемых со спутника, или нарушать стабильное сканирование установленных на нем камер. Поэтому необходимо обеспечить постоянное вращение спутника вокруг выбранной оси без колебаний или по крайней мере предотвратить возрастание начальных отклонений. [c.102]

В других работах показывается, что вращающийся космический аппарат, ось вращения которого в начальный момент времени направлена перпендикулярно плоскости орбиты, будет оставаться в неизменном положении (даже в случае, когда плоскость орбиты прецессирует), если угловая скорость вращения не более чем в 10—100 раз превышает орбитальную скорость [25, 76]. При более высоких угловых скоростях вращения возникает ощутимая прецессия спутника относительно нормали к плоскости орбиты, возрастающая с увеличением угловой скорости (рис. 29). При очень малых угловых скоростях вращения (менее чем в десять раз превышающих угловую [c.227]

Т 180° орбита вращается в том же направлении, в котором вращается Земля вокруг своей оси в том и другом случае орбита вращается в направлении, противоположном направлению движения проекции самого спутника на плоскость экватора. Такого рода равномерное вращение плоскости орбиты называют прецессией. [c.159]

Для большинства советских спутников Земли 1957— 1962 годов (т 65°) прецессия сказывалась в том, что плоскость орбиты поворачивалась примерно на 15 за каждый оборот спутника (то есть на 3—4° в сутки) в направлении, противоположном направлению вращения Земли вокруг ее оси. [c.159]

Для задачи определения времени жизни спутника при известной атмосфере или для обратной задачи определения параметров атмосферы по известному торможению спутника необходимо знать некоторый средний коэффициент сопротивления. В самом деле, вследствие быстрой прецессии спутника около центра масс и вследствие движения центра масс спутника по орбите спутник может занимать самые различные положения по отношению к набегающему потоку поэтому коэффициент сопротивления быстро меняется со временем и будет зависеть от многих параметров. Это создает трудности при расчете эволюции орбиты. Однако представляется очевидным, что основная картина эволюции орбиты определяется некоторой средней картиной сопротивления атмосферы, которую можно описать, подходящим образом определив средний коэффициент аэродинамического сопротивления. Такой коэффициент будет зависеть только от вековой эволюции движения около центра масс спутника и не будет зависеть от быстрых вращений. Зависимость коэффициента Сд аэродинамического сопротивления от угла атаки б можно аппроксимировать формулой, аналогичной формуле (1.3.17) для коэффициента аэродинамического момента. В соответствии с этой формулой примем [c.285]

Поэтому, учитывая (20) и обозначая через о, Хо постоянные углы вектора К с осью спутника и с перпендикуляром к плоскости орбиты (при регулярной прецессии), через Го — постоянную угловую скорость собственного вращения тела, определяемую по формуле (9), получим. [c.594]

Если спутник обладает динамической симметрией, то на круговой орбите существуют такие движения (регулярные прецессии относительно нормали к плоскости орбиты), когда ось симметрии остается неподвижной во вращающейся орбитальной системе координат. При этом ось симметрии нормальна либо к радиусу-вектору орбиты, либо к вектору скорости и составляет постоянный (в частности, нулевой) угол с нормалью к плоскости орбиты. [c.290]

Отметим некоторые главные эффекты ротационного двия ения при простейших предположениях о структуре возмущающих моментов для динамически симметричного спутника. Аэродинамические возмущения вызывают прецессию X на постоянном угловом расстоянии от направления, параллельного вектору скорости центра масс спутника в перигее орбиты. Скорость указанной прецессии составляет [c.292]

Мы видели в гл. 6, что если две планеты взаимно возмущают орбиты друг друга, то плоскости их орбит приобретают обратные движения. Теперь, если Луну и близкий спутник, обращающийся по круговой орбите в экваториальной плоскости Земли, заменить планетами (сферическая Земля играет роль Солнца), то взаимные возмущения двух спутников приведут к обратным движениям плоскостей их орбит, поскольку плоскость орбиты Луны и экваториальная плоскость Земли не компланарны. Присоединим теперь мысленно этот спутник к вращающейся сферической Земле если вообразить себе много таких присоединенных спутников Земли, распределенных вокруг экватора для имитации экваториального вздутия, то легко видеть, что возмущающее воздействие Луны иа Землю приведет к обратному движению (регрессии) экваториальной плоскости Земли. Солнце в роли спутника Земли создает добавочный эффект, складывающийся с лунным. Период прецессии составляет примерно 26 ООО лет. [c.305]

Рассмотрим сначала трассу в невращающейся системе отсчета Охуг, причем не будем учитывать прецессию орбиты спутника. Пусть в момент t спутник оказался в точке Q, лежащей над ф-й параллелью. Проекцию спутника на земную сферу обозначим через В. [c.162]

Орбиту примем эллиптической, влиянием вращения атмосферы пренебрежем, тогда os 6 определяется из (7.1.3). Чтобы выявить среднее значение Сд на одном витке орбиты спутника, нужно осреднить (8.6.1) по периоду прецессии и по периоду обращения последнее осреднение эквивалентно осреднению по v с весом [c.285]

Влияние прецессии и нутации было рассмотрено в работах И. Козаи [1] и К. Ламбека [2]. Наиболее полные результаты получены в прекрасной работе И. Козаи и X. Кино-шиты [3]. Авторами были выведены формулы, дающие возмущения элементов орбиты спутника с весьма высокой точностью. Они подтвердили тот вывод, что в практике исследования движения искусственных спутников наиболее удобной системой координат является координатная система, предложенная Г. Вайсом и К. Муром. Наклон орбиты и аргумент перигея в этой системе отсчитываются от экватора даты (момента наблюдения), а долгота узла измеряется от точки весеннего равноденствия эпохи (скажем, 1950.0) вдоль фиксированного экватора до линии [c.309]

Прецессия плоскости орбиты спутника должна, естественно, учитываться при планировании научных экспериментов. Известно, что в начале космической эры важную роль играли визуальные наблюдения спутников. Если спутник запускался таким образом, что совершал первые витки примерно над линией разграничения дня и ночи, т. е. над полосой сумерек сумеречный или термина-торный спутник 12.2]), то условия его визуального наблюдения были особенно благоприятны ). Однако движение Земли вокруг Солнца заставляет повернуться в пространстве плоскость окружности разграничения дня и ночи, а сплюснутость Земли — повернуться плоскость орбиты. Вообще говоря, спутник при этом перестает быть сумеречным и начинает заходить в тень. Но если все точно рассчитать и подобрать такую орбиту, чтобы прецессия орбиты компенсировала эффект движения Земли вокруг Солнца, то спутник будет непрерывно купаться в солнечных лучах, что особенно важно, когда он оснащен солнечными батареями (плоскости солнечных элементов при этом должны быть ориентированы на Солнце). Подобная орбита называется солнечно-синхронной. Нетрудно сообразить, что она должна быть обратной (наклонение обычно 98-н100°) и настолько близкой к положению, при котором лучи Солнца падают на ее плоскость перпендикулярно, насколько позволяет необходимая скорость прецессии. Примером может служить астрономический спутник ТВ-1А, запущенный 12 марта 1972 г. Западноевропейской организацией по космическим исследованиям на орбиту высотой от 541 до 547 км, наклонением 97,5° и периодом обращения 97 мин в течение первых 230 сут своего движения он не заходил в тень. Другим примером служит американский космический аппарат Серт-2 , который не должен был [c.93]

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]

Прецессия орбиты, т.е. - равномерное вращение ее плоскости за счет нецентральности поля земного тяготения в абсолютном пространстве относительно земной оси является основным вековым возмущением орбиты спутника. При этом наклонение орбиты остается примерно неизменным. [c.129]

В соответствии с формулами (2.4.1) и (2.4.2) скорость прецессии орбиты и скорость ухода перигея обратно пропорциональны квадрату параметра орбиты р. Следовательно, для спутников, движущихся на значительных расстояниях от Земли (порядка нескольких десятков тысяч километров), прецессия орбиты и уход перигея за счет нецентральности поля тяготения Земли будут незначительными. [c.130]

ИСЗ. Построение теории, объясняющей эти факты во всей их полноте,— актуальная задача Н. м. 9) Теория вращат. движений естеств. небесных тел. Она развивалась классической Н. м. применительно к вращению Земли и Луны (лунно-солн. прецессия и нутация Темной оси, законы Кассини вращения Луны, классич. линейная теория либрации Луны). В 20 в. эти теории продолжают успешно развиваться, расширяется область их приложения. Так, установлена двойная синхронизация (двойной резонанс) между осевым вращением и орбит, движением небесного тела, между движением оси вращения тела и возмущённой прецессией орбиты — т. н. обобщённые законы Кассини, к-рым подчиняется вращение Меркурия и ряда естеств. спутников планет. 10) Теория движения (поступательного и вращательного) искусств, небесных тел — большой раздел Н. м., появившийся в сер. 20 в. в связи с задачами, поставленными практикой косм, полётов. Эти задачи аналогичны задачам о движении естеств. небесных тел, но требуют. Как правило, учёта большого числа факторов. Усложнение задач косм, полётов выдвигает повышенные требования не только к точности теории движения тел в космосе, но и к службе наблюдений. [c.447]

Для обеспечения телевещанием в России используют космич. ретрансляторы 2 типов—на эллиптич. орбитах (с апогеем 40 тыс. км и перигеем 500 км тип Молния ) и на геостационарной орбите (в плоскости экватора с высотой ок. 36 тыс. км тип Горизонт ). В первом случае для обеспечения непрерывной связи на орбите одноврем. должно находиться неск. спутников, и антенна наземной станции, отслеживая их перемещение, переключается с одного на другой по мере выхода и входа спутников в зону радиовидимости. Спутник 2-го типа находится в определ. точке экваториальной орбиты (без учёта сстеств. прецессии), поэтому наземная антенна постоянно направлена на него, приёмные станции значительно проще и дешевле, уровень сигнала стабилен. Недостаток 2-го варианта, с учётом особенностей территории России,— невозможность телевиз. вещания на северные районы, для чего используют спутники 1-го типа. [c.56]

Впервые импульсные реактивные сопла были использованы для изменения ориентации и коррекции орбиты вращающегося спутника тина Синком . В системе ориентации импульсное реактивное сопло вызывало прецессию спутника в требуемом направлении. Для изменения ориентации относительно двух осей х и у (рис. 5.42) достаточно иметь одно сопло, управляемое датчиком угла собственного вращения. [c.259]

Пусть L — вектор кинетического момента сгтиика / — векторная проекция Т на плоскость орбиты р — угол между Ти осью OY о угол меж Ги осью OZn ip — угловая скорость собственного вращения спутника ф — угловая скорость прецессии спутника в — угол нутации ()тол [c.98]

Будем считать, что движение спутника относительно центра масс не влияет на орбиту, так что орбита является кеплеровой эллиптической орбитой. Это допущение справедливо ввиду малости размеров спутника по сравнению с размерами орбиты. Такая постановка задачи, которую назовем ограниченной, обычно применяется в классических задачах о прецессии Земли и либрации Луны [94]. [c.58]

В самом деле, непосредственное исследование траекторий в этом случае путем введения переменного параметра со в уравнение (8.5.1), а также численное интегрирование уравнений движения показывают, что если скорость аэродинамической прецессии вектора кинетического момента превосходит скорость регрессии орбиты, то траектория будет иметь пульсирующий характер (около смещенного аэрополюса), как на рис. 62, а. Для орбит первых советских спутников увеличение радиуса траектории за один оборот вектора кинетического момента около полюса прецессии составляло величину порядка 0,5-i- Г. [c.283]

Исследована устойчивость регулярных прецессий динамически симметричного спутника на круговой орбите дан анализ устойчивости плоских колебаний спутника — твердого тела на эллиптической орбите произвольного эксцентриситета рассмотрена устойчивость движения динамически симметричного спутника, когда его ось симметрии перпендикулярна плоскости эллиптической орбиты центра масс исследована устойчивость плоских вращений спутника и плоских колебаний произвольной амплитуды на круговой орбите получены новые результаты в задаче об устойчивости относительного эавновесия спутника с трехосным эллипсоидом инерции. Подробная библиография приведена в [31, 94]. В [95] указаны такие случаи, когда относительное равновесие спутника устойчиво в линейном приближении, есть устойчивость для большинства начальных условий, а на самом деле это равновесие неустойчиво но Ляпунову. Это — пример конкретной задачи механики, в которой установлено существование диффузии Арнольда (правда, эта диффузия не является экпоненци-альной). [c.125]

В. А. Сарычев, 1967) — гиродемпфер, состоящий из пары двухстепенных гироскопов, оси вращения роторов которых в равновесном положении спутника расположены симметрично относительно нормаЛи к плоскости орбиты. Собственные колебания спутника вызывают прецессию связанных с демпфирующим устройством роторов гироскопов, что приводит [c.299]

Нецентральность гравитац. поля Земли вызывает гл, обр. вековые возмущения прецессию плоскости орбиты и движение ее перигея. Вследствие сопротивления воздуха изменяются, в основном, размеры орбиты и ее эксцентриситет большая полуось орбиты непрерывно уменьшается, спутник приближается по своеобразной спирали к земной поверхности. Т. к. при этом уменьшается также и эксцентриситет (т. е. форма орбиты приближается к окружности), апогей-ное расстояние сокращается значительно быстрее неригейного. [c.58]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...