Старт с орбиты

Космолет движется вокруг Солнца по той же орбите, что и Земля, и притом настолько далеко от Земли, что ее влиянием можно пренебречь. Космолет получил в направлении своего движения дополнительный импульс скорости, достаточный для достижения орбиты Марса по траектории, касающейся орбиты Марса. Сколько суток займет этот перелет Какую скорость относительно Солнца должен был иметь корабль в момент старта с орбиты Земли Орбиты Земли и Марса относительно Солнца считать окружностями с радиусами — [c.87]

Одним из важнейших требований к орбите является энергетическая экономичность запуска и выведения. Используются два основных метода выведения на космические орбиты непрерывный активный участок и старт с орбиты спутника. Первый метод является технически более простым, однако в некоторых случаях его осуществление вызывает трудности. Дело в том, что выбор места запуска неизбежно ограничен и для разгона космического аппарата заданного назначения может оказаться необходимым использовать траектории, круто наклоненные к местному горизонту. Это вызывает рост потерь на преодоление силы тяжести и снижение конечной скорости или, при заданных условиях выведения, снижение веса космического аппарата. Метод непрерывного разгона ограничивает диапазон направлений скорости в начале движения по орбите,. делая более желательными не только орбиты с возможно меньшей начальной скоростью, но и орбиты с возможно меньшим наклоном вектора скорости к местному горизонту в конце активного участка. [c.269]

Метод старта с орбиты спутника свободен от энергетических ограничений на направление разгона. Любое направление вектора скорости получается надлежащим выбором времени запуска на промежуточную орбиту спутника (что дает как бы прицеливание по азимуту путем поворота промежуточной орбиты вместе с Землей в ее суточном движении) и выбором времени старта с орбиты спутника (что дает как бы прицеливание по углу места за счет того, что уход с орбиты спутника происходит в таком месте, где движение по орбите спутника имеет нужное направление). Разгон космического аппарата как при выведении на орбиту спутника, так и при уходе с нее происходит при минимальных углах наклона к местному горизонту и обеспечивает максимальное использование энергетических возможностей ракеты-носителя. Освоение советскими [c.269]

Во всех предыдущих рассуждениях можно заменить горизонтальный старт с поверхности Земли стартом с орбиты спутника, и все выводы относительно замечательных свойств орбиты радиуса 11,9/ останутся в силе, только теперь под / нужно будет понимать радиус первоначальной круговой орбиты. [c.117]

Описанный маневр называют по-разному старт с орбиты, использование траектории разгона с пассивным участком, старт с помои ью орбитального разгонного блока. Смысл маневра заключается в том, что один крутой разгон заменяется двумя пологими (практически горизонтальными) при выходе на промежуточную [c.200]

Полеты к Луне советских автоматических станций Луна-1 , Луна-2 и Луна-3 в 1959 г. происходили без использования маневра старта с орбиты. Первые два из них продолжались Р/г сут ( Луна-1 пролетела на расстоянии 5—6 тыс. км от поверхности Луны, Луна-2 впервые в истории достигла Луны), что требовало начальных скоростей, несколько превышавших параболическую, а третий — 2 /з сут и происходил по эллиптической траектории (обеспечившей облет Луны см. подробности в следующей главе). Также без старта с орбиты происходили в 1958— 1959 гг. и полеты в сторону Луны американских космических аппаратов Пионер-1 , Пионер-2 и Пионер-3 (первые два упали на Землю, преодолев лишь треть расстояния до Луны, а третий прошел на расстоянии 60 ООО км от Луны). [c.201]

Исследование [3.15] показало, что выгода по сравнению с двух-и трехимпульсными переходами обнаруживается, если наклонение начальной орбиты больше 30°. При наклонении 50° выгода составляет 0,19- -0,31 км/с (в зависимости от того, когда и в каком узле, восходящем или нисходящем, облетается Луна). Старт с орбиты возможен в течение суток, выпадающих дважды в сидерический месяц. Полет к Луне происходит по траектории, близкой к траектории минимальной скорости, а расстояние от Луны в момент облета составляет от 2 до 10 тыс. км. [c.237]

Такого же порядка, т. е. порядка второй космической скорости, будут и скорости входа в земную атмосферу космических аппаратов, облетевших Луну или стартующих с орбиты спутника Луны, так как во всех случаях геоцентрическая скорость выхода должна иметь величину от О до 1 км/с. [c.257]

В случаях, когда добавок скорости будет особенно велик (при полете на далекие планеты), вероятно, будет выгодно использовать эллиптическую промежуточную орбиту [4.114]. При этом львиная доля энергетических затрат будет возлагаться на ракеты, стартующие с Земли. Они будут вынуждены развивать значительную скорость (больше круговой) при выходе на орбиту в ее перигее, но зато старт с орбиты межпланетного корабля (также в перигее) потребует меньшей скорости. Поэтому суммарная характеристическая скорость для корабля, монтируемого на орбите, уменьшается. (Правда, выигрыш будет заведомо меньше 3 км/с — разницы между параболической и круговой скоростями у кромки атмосферы.) В результате, хотя общие энергетические и материальные затраты и возрастут, масса межпланетного корабля уменьшится. [c.453]

Старт с орбиты 200, 289, 309 Стыковка 135 Сфера влияния 71 [c.508]

Нами оставлена без внимания еще одна составляющая потерь. Она связана с искривлением траектории и возникновением угла атаки. Поскольку в действительности ось ракеты, а следовательно, и вектор тяги, не совпадает с касательной к траектории, то возникает разность между тягой и ее составляющей по направлению вектора скорости. Из-за малости углов атаки эта разность невелика, но она есть. В результате образуется еще одна составляющая потерь скорости. Для боевых баллистических ракет и для первых ступеней ракет-носителей она ничтожно мала. Для последующих ступеней носителя, совершающих полет на заатмосферном участке траектории, эта потеря может достигать самое большее 0,4—0,6% (исключение составляет старт с орбиты). При численном интегрировании уравнений движения она учитывается сама собой и не нуждается в обсуждениях, а при приближенных оценках участка выведения ею нет смысла заниматься. [c.41]

Рис. 4.6. Поля изолиний межпланетных траекторий полета АМС к Марсу при старте с орбиты ИСЗ

Из двух нижних кривых, изображенных на рис. 6.44, левая (штриховая) соответствует старту с орбиты спутника Земли (ОСЗ) высотой 300 морских миль над поверхностью, правая же относится к полету со стартом на земной поверхности. Требуемое расположение Земли и планет, т. е. [c.214]

Космический корабль, движущийся по круговой спутниковой орбите, должен стартовать с нее путем получения касательного импульса скорости и выйти на гиперболическую орбиту с заданным значением скорости на бесконечности Voo. При каком радиусе го начальной круговой орбиты величина необходимого импульса и будет наименьшей [c.395]

Жизнь показала, что такое разделение на этапы весьма условно. Наряду с коммерческими программами активно продолжает развиваться военное направление космонавтики. Еще в 1983 г. в одном из американских журн шов Астронавтика и авиация была опубликована статья Аллана Саймона Грядущее оружие , где дается прогноз мирового военного потенциала через 50 лет и при этом приоритет отдается космическим вооружениям. Автор статьи, бывший сотрудник аппарата министерства обороны США, считал, что основные военные действия будут перенесены в космос. США будут располагать специальным видом вооруженных сил для ведения боевых действий в космосе и из космоса. Будут созданы боевые станции космического базирования с ядерными источниками энергопитания, с обслуживающим персоналом до тысячи человек, способные автономно функционировать в течение нескольких лет. На них будут базироваться космические корабли-разведчики, перехватчики и транспортные космические объекты. Находящееся на станциях лазерное и пучковое оружие будет способно уничтожать с орбиты наземные цели, космические объекты, ракеты-носители, стартующие с Земли. [c.106]

Возвращаясь к методу импульсных облетов, автор хотел бы рассмотреть весьма интересный вариант полета к Марсу пилотируемого космического корабля, разработанный в последней работе Титуса [22]. Межпланетный корабль отправляется от Земли по траектории, обеспечивающей облет Марса с возвращением без ожидания в окрестности Марса (рис. 11). Когда корабль приближается к Марсу, от него отделяется небольшой экспедиционный отсек и тормозится таким образом, чтобы быть захваченным гравитационным полем Марса. После кратковременного пребывания около Марса экспедиционный отсек стартует с ареоцентрической орбиты ожидания, встречается на гиперболической скорости с основным кораблем и осуществляет стыковку с ним, когда тот уже находится на траектории отправления к Земле. [c.30]

Советская автоматическая межпланетная станция (АМС), посланная к Венере 12 февраля 1961 года, стартовала с борта космической ракеты. В момент отделения от ракеты скорость АМС превышала местную параболическую скорость па й = 661 м/сек. Кроме того, известно, что АМС на расстоянии Го = 488 900 км от поверхности Земли имела скорость 1 0 4,050 км/сек. На какой высоте Н над поверхностью Земли отделилась АМС от несшей ее космической ракеты Какую скорость имела АМС в этот момент Вычислите длину главной полуоси орбиты АМС. Была ли орбита АМС вблизи Земли эллиптической, гиперболической или параболической [c.79]

Пример 6.3. Движение в космосе смолой тягой. В отличие от обычных реактивных двигателей плазменные или ионные двигатели развивают силу тяги F - mg, слишком малую для старта с поверхности Земли. Однако при старте с околоземной орбиты двигатель малой тяги может разогнать корабль до гиперболической скорости. Рассмотрим характерные особенности траектории разгона. [c.50]

Примеры решения модельных задач о наборе максимальной энергии при вертикальном подъеме и об оптимальной вертикальной посадке в постоянном плоскопараллельном гравитационном поле, о. посадке с круговой орбиты спутника и о наборе гиперболической скорости при старте с круговой орбиты спутника показали, что, несмотря на малые значения удельного веса двигателей ограниченной скорости истечения, учет веса двигательной системы суш,ественно влияет на параметры оптимального движения тела переменной массы и приводит к экстремальной задаче определения наивыгоднейшего значения веса двигателя (максимальной тяги), обеспечиваюш его максимум доставляемого полезного груза [c.273]

Существенное отличие прикладной небесной механики от классической заключается в том, что вторая не занимается и не может заниматься выбором орбит небесных тел, в то время как первая занимается отбором из огромного числа возможных траекторий достижения того или иного небесного тела определенной траектории, которая учитывает многочисленные, зачастую противоречивые, требования ). Главное требование — минимальность скорости, до которой разгоняется космический аппарат на начальном активном участке полета и соответственно минимальность массы ракеты-носителя или орбитального разгонного блока (при старте с околоземной орбиты). Это обеспечивает максимальную полезную нагрузку и, следовательно, наибольшую научную эффективность полета. Учитываются также требования простоты управления, условий радиосвязи (например, в момент захода станции за планету при ее облете), [c.16]

Вот почему в космонавтике всегда стараются по возможности избегать вертикальных траекторий и траекторий, у которых начальная скорость пассивного участка (т. е. конечная скорость участка разгона) круто наклонена к горизонту, и предпочитают этим траекториям те, которые начинаются если не совсем горизонтально, то все-таки достаточно полого, т. е. траектории, подобные показанным на рис. 17. Для космонавтики это очень важное обстоятельство, так как при нынешнем уровне развития ракетной техники потерями скорости никак нельзя пренебрегать. Если при запуске искусственных спутников Земли всегда возможен (и необходим) пологий разгон, то при полете к Луне и планетам дело обстоит гораздо сложнее и приходится прибегать к довольно сложному маневрированию, а именно к старту с промежуточной околоземной орбиты. С этим методом мы познакомимся в третьей и четвертой частях книги. [c.76]

Наконец, есть полный смысл воспользоваться промежуточной орбитой и в тот период, когда Луна приближается к точке Л . Старт с орбиты позволит выбрать угловую дальность большую, чем АОЬх. [c.200]

Старт С орбиты позволяет преодолеть также специальное ограничение на продолжительность полета, связанное с условиями связи с автоматической станцией в момент ее сближения с Луной. Если полет к Луне происходит в благоприятный период (рис. 71, а), то старт, как мы знаем, должен производиться в момент, когда космодром находится в точке А. Между тем наилучшие условия для связи со станцией, когда она приближается к точке Л , будут, если станция наблюдений находится в положении В. А так как станция наблюдений и космодром, естественно, находятся сравнительно близко друг от друга, то ясно, чго между моментами старта и сближения с Луной должно пройти 1V2, 27г, 37г или 47а сут (через такие промежутки времени точка А будет приходить в В) 13.4]. Полусуточный полет отпадает, так как требует слишком большой скорости (см. графики на рис. 69). [c.201]

Все последующие советские запуски в сторону Луны и большинство последующих американских сопровождались стартом с орбиты. Преимущества старта с орбиты перед непрерывным участком разгона слишком очевидны, чтобы не воспользоваться первым, несмотря на некоторые недостатки этого метода, требующие преодоления различных технических затруднений. Желательно, чтобы точка схода с орбиты была в пределах радиовидимости наземных станций, а это не всегда возможно, так как пассивный участок полета по круговой орбите может быть довольно велик [3.3]. Вообще, чем длиннее этот участок, тем существеннее могут оказаться навигационные ошибки поэтому траектории 3 и 4 на рис. 71, в выгоднее, чем траектории 5 и 4, и если они избраны, то старт лучше производить в момент, когда космодром находится в точке В, а не в точке А. [c.201]

На рис. 92 [3.15] показана траектория облета Луны в проекции на плоскость экватора Земли. Космический аппарат стартует с орбиты радиуса 6630 км и огибает Луну через 3,9 сут, когда она проходит экваториальную плоскость. После облета аппарат уже движется в экваториальной плоскости. Геоцентрическая траектория после облета рассчитывается так, чтобы ее перигейное расстояние равнялось радиусу стационарной орбиты. При достижении перигея аппарату сообщается необходимый тормозной импульс. Сумма двух импульсов оказывается равной 4,255 км/с. [c.237]

Рис. 102. Схема полета автоматической станции Зоид-6 / — выведение иа промежуточную орбиту, 2 — промежуточная орбита, 3 — старт с орбиты к Луне, 4 — первая коррекция 12 ноября 1968 г., 5 — сближение с Луной, 6 — вторая коррекция 16 ноября, 7 — третья коррекция 17 ноября, 8 — отделение спускаемого аппарата, 9 — первое погружение в атмосферу и коридор входа, 10 — выход из атмосферы, 11 — вторичное погружение в атмосферу.

Небесное тело Минимальная полная продолжительность экспедиции Мини- мальное время ожида- ния, сут Суммарная характеристическая скорость при старте с орбиты высотой 200 км, км/с [c.450]

Несколько замечаний о выборе монтажной околоземной орбиты. Здесь все рассуждения аналогичны рассуждениям 3, но как бы прокручиваются в обратном направлении . При полете на Марс по гомановской траектории наименьшая скорость схода с круговой монтажной орбиты требуется в том случае, если она расположена на уже упоминавшейся высоте 85 544 км. При этом стартующий с орбиты корабль должен иметь наименьшую массу, но ракеты, доставляющие на орбиту отдельные его части и баки с топливом, должны быть гораздо более мощными, чем в случае использования низкой орбиты. Как правило, придется, видимо, использовать низкие промежуточные орбиты. [c.453]

Полет к Луне с околоземной орбиты. Чтобы обеспечить оптимальные условия перелета к Луне, т, е. близкую к л угловую дальность в любой день месяца, обычно используют промежуточную околоземную орбиту высотой около 200 км. КА с последней ступенью ракеты-носителя предварительно выводится на орбиту ИСЗ, плоскость которой проходит через заданную точку прицеливания. Затем с помощью последней ступени КА переводится на траекторию перелета к Луне. Разгон начинается в тот момент, когда угловая дальность от текущей точки на орбите до упрежденной точки близка к п. Если азимут задан то запуск через Северное полушарие возможен только один раз в сутки. При ограниченной протяженности второго активного участка старт с орбиты должен произойти в то время, когда КА перемещается в северном направлении. Если момент запуска через Северное полушарие пропущен, то примерно через полсуток появляется возможность запуска по тому же азимуту, но уже с перелетом через Южное полушарие. В этом случае старт с орбиты должен производиться в то время, когда КА перемещается в южном направлении. Таким образом, за счет изменения стартового полувитка возможно произвести два запуска к Луне в течение каждых суток, по северной и южной траекториям. [c.280]

В отличие от предыдущих полетов на Луну старт Satum V с кораблем Apollo-17 должен происходить в ночное время, чтобы обеспечить необходимый угол возвышения Солнца над горизонтом Луны в момент прибытия корабля. По этой же причине, старт с орбиты ИСЗ и переход на траекторию полета к Луне должен осуществляться над Атлантическим океаном, на третьем витке по орбите ИСЗ, вместо старта на втором витке над Тихим океаном. [c.200]

Гиперболические орбиты являются орбитами движения небесных тел, способных преодолевать поле тяготения основного притягивающего центра. Таковы кометы, навсегда покидающие Солнечную систему, а также космичеС1ше аппараты, стартующие с орбиты ИСЗ при осуществлении межпланетных перелетов к Венере, Марсу, Юпитеру и др. Следует указать, что траектории возвращения КА после полета к планетам также являются гиперболическими, величина скорости которых превышает вторую космическую (параболическую) скорость. [c.76]

Для обеспечения энергетически оптимального старта с орбиты ИСЗ важно, чтобы плоскости орбиты ИСЗ и отлетной гиперболической траектории совпадали, т. е. чтобы выполнялось равенство онсз 0 При заданных и о величину долготы восходящего узла О орбиты отлета определяют по формуле [c.124]

Одной из главнейших характеристик схемы является величина энергетических затрат, требуемых иа реализацию перелета. Под этим понимают величину скорости, которую необходимо сообщить КА при формироваини траектории перелета, обеспечивающей решение поставленной целевой задачи. Для простейшей схемы эти затраты связаны с сообщением КА импульса разгона, требуемого для отлета с опорной орбиты ИСЗ. Как показано в 4.4, в случае оптимальной схемы старта с орбиты ИСЗ величину импульса разгона определяют как разность скоростей в перицентре гиперболы отлета от Земли и на круговой орбите ИСЗ. Величина зависит от даты старта и времени перелета КА к планете назначения. [c.130]

Пусть реактивная сила F = fv/v направлена по касательной к траектории, / —константа, а = //m< g. В момент времени t = О ракета стартует с круговой орбиты радиусом го. Начальная скорость vi = а/тгоУ , а = mgR . Значение полной энергии Е 0) < О. Согласно (6.20), (6.21) имеем уравнения [c.50]

В книге в доступной форме, без применения сложного математического аппарата, но вместе с тем вполне строго излагаются основы космодинамики — науки о движении космических летательных аппаратов. В первой части рассматриваются общие вопросы, двигательные системы для космических полетов, пассивный и активный полеты > поле тяготения. Следующие части посвящены последовательно околоземным полетам, полетам к Луне, к телам Солнечной системы (к планетам, их спутникам, астероидам, кометам) и за пределы планетной системы. Особо рассматриваются проблемы пилотируемых орбитальных станций и космических кораблей. Дается представление о методах исследования и проектирования космических траекторий и различных операций встречи на орбитах, посадки, маневры в атмосферах, в гравитационных полях планет (многопланетные полеты и т. п.), полеты с малой тягой и солнечным парусом и т. д. Приводятся элементарные формулы, позволяющие читателю самостоятельно оценить начальные массы ракет-носителей и аппаратов, стартующих с околоземной орбиты, определить благоприятные сезоны для межпланетных полетов и др. Книга содержит большой справочный числовой и исторический материал. [c.2]

Первый импульс может "сообщаться в точке Л непосредственно при старте с Земли. Промежуточная низкая орбита, не изображенная на рис. 36, необходима лишь при невыгодном географичес ком расположении космодрома. [c.116]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...