Траектория обходная

Пусть L — гиперболический цикл и Г — его гомоклиническая траектория. Циклы последовательности Ln] называются А-обходными, если для любой окрестности U цикла L и любой окрестности V траектории Г существуют такое N и такая окрестность цикла L, что для всех и разность Ln V( состоит из k связных компонент. [c.147]

Рнс. 36. Выведение по обходной траектории [2 9] [c.116]

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]

Здесь же мы отметим лишь одну теоретическую возможность, которая имеет практическое значение скорее для межпланетных (см. 5 гл. 15), чем для околоземных полетов. Обратимся к рис. 36 ( 2 гл. 5) и переменим на нем направления всех стрелок на траекториях на обратные, но сохраним направления стрелок — импульсов скорости. Тем самым мы обратим движение и вместо вывода спутника на орбиту 1 будем иметь его спуск с орбиты 1 по обходной траектории, заканчивающийся ракетным торможением в точке Л- Очевидно, такой маневр дает выигрыш в сумме импуль- [c.122]

Индекс Фуллера. Этот индекс определяется для изолированной /-обходной замкнутой траектории L потока. Он равен [c.186]

Спирально-эллиптическая обходная траектория типа, приведенного в 10 гл. X, может в некоторых случаях принести экономию сообщенной ракете суммарной скорости даже при удалении от центрального светила. Это может иметь место при полете с Земли на искусственный спутник (или запуске спутника). Если радиус круговой орбиты искусственного спутника больше 11,9 радиуса Земли, то его запуск по обходной траектории с предварительным удалением требует меньшей суммарной скорости, чем запуск по полуэллипсу. Для определенной величины круговой орбиты сообщенная ракете суммарная скорость будет тем меньше, чем больше апогей обходной траектории. Выигрыш в суммарной скорости при обходной траектории запуска по сравнению с запуском по полуэллипсу теоретически может достигать 8%. [c.232]

На рис. 113 показан частный пример запуска искусственного спутника по обходной траектории, а па рис. 114 — пример спуска по такой же траектории. В первом случае выигрыш в суммарной скорости ракеты по сравнению с перелетом по полуэллипсу составляет 134 м сек. Во втором случае выигрыш в суммарной скорости, сообщенной ракет- [c.232]

Положение равновесия называется изолированным, если оно является изолированным нулем векторного поля фазовой скорости, т. е. если в некоторой его окрестности нет других положений равновесия. В других случаях периодическая траектория потока или каскада- с периодом т, необязательно минимальным (а также соответствующая периодическая точка, каскада), называется изолированной, еслн в некоторой ее окрестности нет других периодических траекторий с периодом, близким к т (для каскада — равным т). Может случиться, что периодическая траектория является невырожденной или изолированной как однообходиая и не является таковой как А-обходная (гиперболичнрсть же не зависит от числа обходов). Невырожденная периодическая траектория (включая положе-)ние равновесия потока) является изолированной- - (в понятном . еь ыслё) сохраняется при малом возмущении, а еслн она гиперболична, то и после возмущения остается таковой. Малость-здесь понимается в смысле С. [c.175]

Обходная траектория может пригодиться не только для перелета с Земли на искусственный спутник, но даже и для перехода с одного спутника на другой, более отдаленный. Кроме того, запуск искусственной планеты на большое расстояние от Солнца по астро-навтическои мертвой петле в определенных условиях требует меньшего расхода топлива, чем по полуэллиптической кривой (см. Штери-фельд А. Искусственные спутники Земли. М., ГИТТЛ, 1956, стр. 96—98). [c.232]

Аналогичным образом можно вернуть спутник на Землю, следуя по обходной траектории, симметричной той, по которой был запущен спутник. Естественно, что если пренебречь сопротивлением атмосферы, то спуск со спутника по обходной траектории даст выигрыш по сравнению с полуэллиптической траекторией при том же условии, которое было справедливо для запуска искусственного спутника. Однако с момента вторжения летательного аппарата в атмосферу Земли можно вместо ракетного торможения воспользоваться сопротивлением воздуха. С учетом этой возможности спуск искусственного спутника на Землю по обходной траектории дает выигрыш по сравнению со спуском по полуэллипсу уже в том случае, когда радиус круговой орбиты спутника составляет 4,8 радиуса Земли. Относительный по сравнению со спуском по полуэллиптической траектории выигрыш в суммарной скорости, сообщенной ракете при торможении, может теоретически достигнуть 58% (см. Штернфельд А. Искусственные спутники. М., ГИТТЛ, 1958, стр. 231—233). [c.232]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...