Траектория выведения

С момента старта средства командно-измерительного комплекса получают и обрабатывают телеметрическую информацию с борта. На начальном участке полета непрерывно идет информация о состоянии элементов ракетно-космической системы, траектории выведении и прогноз будущей орбиты космического аппарата. Затем все эти функции подхватывают стационарные и подвижные пункты командно-измерительного комплекса страны и, при необходимости. Центр управления полетами. [c.34]

Но оказывается, что если радиус круговой орбиты 3 превышает 11,9 радиуса Земли, то описанная трехимпульсная операция (с траекторией вывода А ВС) энергетически выгоднее двухимпульсной операции (с траекторией вывода AD), т. е. сумма импульсов в точках А, В и С в первом случае меньше суммы импульсов в точках А и D во втором случае. Для вывода на орбиты радиуса менее Il,9R R — радиус Земли) более выгоден двухимпульсный маневр. Для пограничной орбиты указанного радиуса оба варианта дают одну и ту же сумму импульсов. При этом выигрыш тем больше, чем на большее удаление посылается спутник по траектории 1, т. е. чем выше апогей В. В этом смысле иногда говорят о запуске через бесконечность . Фактическим пределом является, конечно, граница сферы действия Земли. Описанная траектория выведения спутника была названа обходной [2.91. [c.116]

Рис. 112. Траектория выведения либрационного спутника Окололунный участок показан в увеличенном масштабе Av — тормозной импульс) [З 441.

На рис. 137 показана траектория выведения космического аппарата на гало-орбиту вблизи точки Ьг [4.37]. Траектория изображена в системе координат, вращающейся вместе с линией Солнце — Земля (один оборот в год). Старт предполагается 24 июля 1978 г. при энергии запуска ( 5 гл. 2) — 0,58 км с . Это соответствует геоцентрической скорости 10,989 км/с при высоте 200 км над Землей (на 26 м/с меньше соответствующей параболической скорости). [c.360]

Л и Ф долгота н широта точки Р Л— азимут траектории выведения [c.54]

I os (р os Л 1 = sin <р п = — os sin А), где —геодезическая широту точки старта /I — азимут траектории выведения. [c.58]

Траектория выведения при сближении с участка выведения определяется широтой точки старта ро, временем i ) и азимутом Ло запуска [c.107]

Несмотря на то, что их роль была выявлена с помощью анализа только одного уравнения движения, их достаточно, чтобы полностью охарактеризовать траекторию выведения для каждой ступени полета составной ракеты. При одинаковых проектно-баллистических параметрах различные траектории могут быть получены только вследствие изменения программы выведения. Но параметры программы не зависят от проектно-баллистических параметров и поэтому в их число не включаются, хотя выбор программы и входит в общую задачу проектирования. [c.43]

Сама траектория выведения и зависимость скорости и ускорения от времени меняются в весьма широких пределах. Все [c.308]

Расчетное определение дальности и азимута прицеливания баллистических ракет дальнего действия, а также расчет траектории выведения ракет-носителей ие может производиться без учета суточного вращения Земли. [c.328]

Для заданного азимута запуска траектория выведения на орбиту ИСЗ оптимизируется независимо от расположения Земли и Луны. Однако участок разгона с орбиты зависит от расположения Земли и Луны, которое определяет требования к изменению плоскости движения при втором запуске ступени S-IVB. Поэтому участок выведения на траекторию полета к Луне должен оптимизироваться совместно с определением независимых переменных. Схема, выбранная для вычислительной программы прицеливания ракеты-носителя на участке выведения к Луне, основана на аппроксимации по методу наименьших квадратов оптимальных параметров активного участка полета ступени S-IVB, выражаемых через параметры гиперповерхности. Это позволяет независимо оптимизировать выведение на траекторию полета к Луне в процессе итерационного вычисления зависимых переменных. Гиперповерхность, показанная на рис. 31.1, образована путем состыковки конических сечений для двух притягивающих центров. [c.93]

Таким образом, мы установили, что формулы (69), (69 ) и (69") касательного ускорения, формулы (74) и (74 ) нормального ускорения, а также формулы (75) и (75 ) полного ускорения, выведенные нами в предположении, что точка движется по плоской траектории, остаются справедливыми для любого движения точки. [c.154]

Перейдем к рассмотрению ускорений точек тела, вращающегося вокруг неподвижной оси. Воспользуемся для этого фор- мулами проекций ускорения на касательную и главную нормаль к траектории — в данном случае к окружности радиуса к,— выведенными ранее в 46 [c.217]

Из выведенного уравнения траектории видно, как надо обрабатывать запись на ленте. Амплитуда записываемого колебания и фаза его передаются без искажений что же касается частоты ш колебания, то она связана с длиной волны I синусоиды на ленте самописца соотношением [c.301]

Отметим некоторые общие свойства траектории снаряда, которые можно установить на основании выведенных уравнений движения. [c.49]

В системе обеспечения автоматической работы машины или линии существенная роль принадлежит автооператорам, С помощью автооператоров решаются задачи подачи (или загрузки) ориентированных деталей (или заготовок) в зону сборки или обработки, а также съем и выведение последних из этих зон. Каждая из названных задач движения исполнительного органа (звена) автооператора решает задачу перемещения либо по заданной траектории, либо по закону движения и в простейших случаях по заданным конечным положениям объекта. [c.8]

Выведенная на орбиту спутника Земли станция после включения разгонного ракетного блока получила разгон до второй космической скорости и вышла на траекторию полета к Луне. 1 февраля в 22 час 29 мин по московскому времени на основании данных службы траекторных измерений была произведена коррекция траектории, а к 16 час 3 февраля — при подлете к Луне — на борт станции были переданы исходные данные для проведения ее ориентирования по лунной вертикали и последующего торможения. В 21 час 44 мин 42 сек на высоте около 75 км от лунной поверхности [c.431]

Устойчивость траекторий (1). Впервые понятие устойчивости было установлено для системы, выведенной из положения равновесия ( 9.1). В 9.9 мы это понятие применили при исследовании равновесия гироскопической, системы, а в 9.6—при исследовании установившегося движения гироскопической системы. Наконец, при изучении уравнений в вариациях ( 23.1) мы ввели понятие устойчивости движения по первому приближению. [c.471]

Агрегат с номером i в начальный момент т = О выведен в плановый ремонт (рис. 4.19, б). Тогда формируется момент окончания планового ремонта агрегата = и,-. Для этого момента времени траектории данного агрегата приписывается значение = 0. [c.281]

На рис. 5. 4 показаны кривые изменения во времени крутящих моментов, развиваемых турбомуфтами приводов, построенные по выведенным формулам применительно к рассматриваемому конкретному примеру струговой установки УСБ-1. Режим работы турбомуфт в таком случае запуска иллюстрирует рис. 5. 5, где показаны траектории перемещения рабочих точек по семействам характеристик муфт. Цифры у точек на траекториях обозначают соответствующее время в секундах. [c.153]

Формула, получившая имя Циолковского и позже в различных видах выведенная многими другими авторами, но существу, определила всю проблематику практической жидкостной ракеты (намеченную уже в работе Циолковского) поиск высокоэффективных топлив (с высокой скоростью истечения), оптимальную организацию горения топлива и истечения продуктов сгорания (с целью повышения КПД), достижение минимального веса конструкции ракеты при заданном запасе топлива (повышение отношения масс, или числа Циолковского) и т.д. В работе 1903 г. Циолковским был сделан также вывод формулы движения ракеты в условиях действия силы тяжести (при вертикальном и наклонном подъемах). Эта формула, по существу, определила другой класс аналитических задач ракетодинамики — поиск оптимальных режимов полета и траекторий. [c.437]

Климатические условия в месте расположения полигона удовлетворительные, но часты ураганы и тайфуны, при которых скорость ветра достигает 55 м/с, колебания температуры в году от О до +50 °С. Местность заболоченная, равнинная, скальный грунт находится на глубине 50 м. Полигон имеет все виды сообщений воздушное, морское, железнодорожное и автомобильное. На о. Мерритт существует развитая сеть внутриполигонных каналов. Трассы полигона проходят по акваториям Атлантического и Индийского океанов. В акватории Атлантического океана, на островах, размещены основные пункты полигонного командно-измерительного комплекса. Конечный участок траектории выведения космических аппаратов (над Индийским океаном) отслеживается плавучими и самолетными средствами КИК. [c.71]

Траектория выведения, представляющая собой, вообще говоря, пространственную кривую, расположена вблизи плоскости орби-ты спутника. Если запуск производится точно в восточном направлении, то наклон плоскости орбиты равен широте места запуска. При этом плоскость орбиты касается параллели. Во всех остальных случаях наклон орбиты может быть только больше широты космодрома (в частности, при запуске в западном направлении когда плоскость орбиты также касается параллели космодрома, наклон должен быть больше 90°). [c.113]

Выбор траектории выведения КА осуществляется заданием бортовой системе управления специальной программы, определяющей в зависимости от времени величину угла тангажа или углов 5ц откло1 еняя управляющих двигателей, а также величину скорости ракеты в каждый момент времени. [c.59]

Если широта точки старта меньше наююпепия 1 орбиты цели, то точка старта Лишь дважды в сутки будет совпадать с плоскостью орбиты цели и только Бри запуске КА в эти моменты орбита цели и траектория выведения КА могут быть компланарны Поскотьку на азимут запуска КЛ обычно на чага ются определенные ограничения, обусловленные соображениями безопасности, то даже при за пуске в момент совпадения точки старта с плоскостью орбиты цели ( о==0) траектория выведения и орбита цели могут быть некомнлаиарными [c.107]

При запус-ко КА вне плоскости орбиты цели требуемое значение азимута непрерывно изменяется из за вращения Земли Время в течение которого азимут запуска находится в допустимых пределах, называется окном запуска Чтобы потребный угол поворота Д( плоскости траектории выведения после выхода в расчетную точку встречи был минимальным, азимут запуска должен соответствовать услриию, при котором угловая дальность от точки старта до точки встречи равна 90°, [c.107]

Траектория выведения ракеты-носитсля (рис. 1.8), например -двухступенчатой, по своему характеру практически не отличается от траектории дальней баллистической ракеты. В точке Л заканчивают работу двигатели первой ступени. Блоки первой ступени отбрасываются и падают на Землю (точка С). Вторая ступень сообщает ракете необходимую скорость, и в конце активного участка, уже на орбите, двигатель выключается (точка В), [c.37]

От свойств атмосферы зависят аэродинамические силы и моменты, возникающие как на начальном участке траектории выведения, так и на заключительном участке входа в атмосферу Г0Л0ВН151Х частей, спускаемых аппаратов и спасаемых блоков ракеты-носителя. [c.246]

Угол г1 пр(0 при старте ракеты с Земли, как правило, выдерживается равным нулю. Но когда необходимо изменить плоскость программного полета, с тем чтобы обеспечить, например, падение отделяемых элементов конструкции в заданный район, может быть введена программа незначительного изменения угла рыскания. Эта же программа необходима н при старте верхних ступеней космических блоков с начальных орбит искусственного спутника Земли, — во всех случаях, когда требуется изменить наклонение начальной орбиты. Наиболее яркий пример — выведение с территории Советского Союза стационарных спутников. Плоскость орбиты стационарного спутника располагается в плоскости земного экватора. Но на территории Союза нет возможности произвести пуск с экватора. Поэтому сначала спутник выводится на орбиту с наименыинм возможным наклонением к плоскости экватора и только затем с помощью специальных программ по тангажу и рысканию формируется окончательная орбита. Траектория выведения, особенно на заключительном участке маневра, носит явно выраженный пространственный характер. Это уже не плоская траектория. [c.312]

На второй ступени PH установлена двигательная установка, разработанная в КБ химического машиностроения (КБХМ) под руководством главного конструктора Алексея Михайловича Исаева. В эту установку входят маршевый двигатель без дожигания с насосной системой подачи топлива и четырехсопловый рулевой двигатель с вытеснительной подачей компонентов в специальный газогенератор системы малой тяги (СМТ). Характерными особенностями двигательной установки также являются возможность повторного включения маршевого ЖРД в условиях невесомости и наличие трех режимов тяги - основного, промежуточного и режима малой тяги. Тяга ЖРД на основном режиме создается камерой маршевого двигателя и его четырьмя рулевыми газовыми соплами, через которые осуществляется выброс отработанного на турбине ТНА генераторного газа. Она составляет 157,5 кН (при удельном импульсе тяги 2972 Н с/кг). На режиме промежуточной тяги работают только рулевые сопла (тяга их в сумме равна 5,5 кН). Режим промежуточной тяги используется при запуске и выключении ЖРД. Малая тяга (100 Н) создается на пассивном участке траектории выведения четырьмя дополнительными, значительно меньшими соплами системы малой тяги, через которые истекает газ из газогенератора СМТ. Сопла объединены с основными рулевыми соплами в единые поворотные блоки. [c.72]

Задача прицеливания на траектории выведения к Луне состоит в определении параметров старта с Земли и участка разгона с околоземной орбиты (независимые переменные) для заданного набора параметров прицеливания (зависимые переменные). Параметрами прицеливания являются радиус периселения окололунной траектории Rm, ширина периселения в лунной системе координат Lm и высота условного перицентра траектории возвращения RE. В качестве трех независимых переменных рассматриваются время старта Т1, продолжительность движения на промежуточной околоземной орбите t и удельная энергия на траектории к Луне СЗ. Эти переменные, будучи определенными с помощью 1ггеративного процесса, устанавливают 3 важных зависимых параметра задачи время старта для заданного азимута, время до второго включения ступени S-IVB при разгоне с околоземной орбиты (на втором или третьем обороте) и удвоенную удельную энергию эллиптической траектории полета к Луне. [c.93]

Фиг. 11.8. Зависимость параметров оптимальной траектории выведения спутника на орбиту от начального угла наклона траектории при запуске (Ог. Радиусы перигея и апогея выбранной орбиты спутника соответственно равны 1,2/ о и 1,Зго. При значениях угла наклона траектории при запуске со, меньших, чем сонр (сОкр = 27,275°), оптимальным является переход с промежуточной на конечную орбиту спутник1а в апогее, а три со>сокр — в перигее. На фигуре обозначено 2—скорость начального импульса Уз —скорость в точке перехода с промежуточной траектории ка конечную (У4— з) —скорость, которую необходимо сообщить спутнику при переходе с промежуточной траектории на конечную.

При прямом выведении время запуска и траекторию ракеты-носителя выбирают такими, чтобы непосредственно в конце участка выведения были обеспечены требуемые начальные условия сближения КА. Траектория выведения при этом может или располагаться в плоскости орбиты пассивного аппарата (компланарное выведение), или в общем случае не совпадать с этой плоскостью (некомпланарное выведение). Схема прямого выведения накладывает достаточно жесткие ограничения иа значения углов некомпланарности (углов между плоскостями орбиты пассивного и траектории активного КА) и на время запуска, определяемое вхождением пассивного КА в район стартовой позиции ракеты-носителя. Поэтому при решении задачи встречи космических объектов предпочтение отдают схеме сближения с использованием промежуточной орбиты. Реализация данной схемы предполагает предварительное выведение активного КА на орбиту ожидания. Разница в периодах обращения аппаратов позволяет выбрать момент начала сближения при наиболее выгодном их взаимном положении. Время, необходимое для достижения этого положения, являющееся функцией времени старта, называют временем фазирования. [c.333]

По мнению микояновцев , замена баллистической ракеты на самолет-носитель обеспечивала широкую возможность выбора координат точки запуска, исключая привязку к сложному и дорогому наземному стартовому комплексу. Кроме этого отпадала необходимость в создании зон отчуждения и выбора траектории выведения. Все это позволяло значительно расширить возможности военного использования космических систем и выглядело адекватным ответом на программу Дайна-Сор . [c.250]

При выведении спутника на круговую орбиту направление скорости отклонилось от расчетного на угол б. Найти ориентацию большой оси эллиптической траектории спутлика. [c.62]

Значения первой и второй космических скоростей были вычислены без учета сопротивления атмосферы. Если же его учесть, то для запуска ракеты ио круговой или иараболическоп траектории потребуется скорость, заметно превышающая эти значения. Иаиример, для запуска но параболической траектории с учето,ч сил сопротивления среды, как показывает расчет, ракета должна иметь скорость не менее 13—14 км/с. Сопротивление атмосферы значительно лишь на начально. участке траектории, т. е. на высотах примерно до 300 км над поверхностью Земли. Кроме того, с увеличением высоты А над земной поверхностью значение Vк2 уменьшается. Поэтому старт космического корабля на межпланетную траекторию выгоднее производить не с земного космодрома, а с искусственного спутника Земли, выведенного предварительно на круговую орбиту или близкую к ней. Так как ири этом космический корабль, находящийся на спутнике, уже имеет круговую скорость, то для выхода его из сферы действия Земли ему нужно сообщить лишь скорость, равную разности иараболической и круговой скоростей на данной высоте. [c.120]

На рис. 6.14,6 показан ход траекторий главного напряжения растяжения. Видно, что эти траектории, огибая внутренний угол, сгущаются около точки В и отходят от внешнего угла (от точки А). Картина траекторий объясняет природу увеличения напряжения в точках В, В. Такое увеличение напряжения называют кон1 внт-рацией, а местные особенности формы, вызывающие концентрацию, носят название концентраторов. Геометрическим коэффициентом концентрации напряжения Од называют отношение истинного наибольшего напряжения в зоне концентрации к тому напряжению о, которое находят по формулам, выведенным в гл. IV и V. Эти формулы не учитывают неравномерности распределения напряжений, [c.164]

Программа первого полета пилотируемого космического корабля предусматривала выведение его на эллиптическую орбиту, облет земного гаара в пределах одного витка, переход на траекторию снижения и приземление. Параметры орбиты (перигей, время обращения) были выбраны с учетом возможности сравнительно быстрого спуска на Землю в случае отказа тормозной двигательной установки за счет аэродинамических сил торможения, особенно ощутимых в области перигея. Запасы пищи и воды, нормальное действие корабельных систем жизнеобеспечения и емкость источников электроэнергии были рассчитаны на непрерывный полет корабля в течение десяти суток. [c.441]

В США первый полет по баллистической траектории бьш совершен астронавтом А. Шепардом 5 мая 1961 г. Капсула Меркурий , выведенная ракетой-носителем Редстоун с мыса Канаверал (ныне мыс Кеннеди, штат Флорида), достигла высоты 115 миль ( 185 км) над поверхностью Земли и через 15 мин 22 сек после начала полета приводнилась в Атлантическом океане — в 487,5 км от места старта. [c.441]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...