Траектория гелиоцентрическая

При полете ракеты в пределах сферы действия Земли расчет ее траектории производят в геоцентрической системе отсчета. Когда ракета достигает границы сферы действия, расчет ее траектории производится в новой системе отсчета, связанной с тем небесным телом, в сфере действия которого будет происходить дальнейшее ее движение. Например, в селеноцентрической системе отсчета — при полете ракеты к Луне, в гелиоцентрической — ири полете к Солнцу. [c.120]

В это время стало очевидным, что, прежде чем можно будет соответствующим образом интерпретировать информацию, полученную от станции Маринер-2 , необходимо внести поправки в эфемериды Венеры и, возможно, Земли. После добавления орбитальных элементов планет к совокупности оцениваемых параметров траектории станции Маринер-2 оказалось, что изменение геоцентрического направления на Венеру на О",033 в сторону возрастания прямого восхождения приводит к лучшей увязке данных, полученных в области точки встречи зонда с планетой [31]. По-видимому, еще более важным результатом являлась очевидная возможность определения с помощью указанной информации положения Венеры во время ее встречи с зондом с точностью до сотых долей угловой секунды. Кроме того, гелиоцентрическое расстояние в астрономических единицах должно было определяться со сравнимой точностью- [c.119]

Следует, однако, иметь в виду, что гелиоцентрическая система отсчета может считаться инерциальной только для движений вн>три Солнечной системы, ибо центр масс Солнечной системы движется по криволинейной траектории относительно центра нашей Галактики с относительной скоростью, примерно равной 3- 10 м/сек, и ускорением порядка 3- 10" м/сек . [c.11]

Космический аппарат стартовал с третьей космической скоростью. Показать, что при пересечении траектории любой внешней планеты величина гелиоцентрической скорости входа в сферу действия [c.157]

Перечень формул, позволяющих вычислить все параметры гелиоцентрического участка траектории перелета для различных вариантов, можно найти в главе 9 книги [88]. [c.740]

В 4.08 — 4.11 рассматривался гелиоцентрический участок перелетной орбиты. Назовем начальным этапом траектории перелета ее участок, начинающийся в момент старта на Земле и кончающийся точкой, являющейся началом гелиоцентрического участка. Начальный этап принято также называть [88] запуском и уходом космического аппарата. [c.743]

Этап 3. Планетоцентрический гиперболический участок траектории (как правило, пассивный), начинающийся в точке, где аппарат приобрел гиперболическую скорость, и кончающийся в точке, где начинается гелиоцентрический полет. Этот участок простирается до такого расстояния, на котором притяжением планеты по сравнению с притяжением Солнца можно пренебречь (заметим, что гелиоцентрический участок перелетной траектории не обязательно начинается на границе сферы действия планеты см. ч. V, 2.05). [c.743]

На риг. 116, а схематично показана геоцентрическая траектория космического аппарата от момента старта до выхода из сферы действия Земли, т. е. траектория в системе координат с началом в центре Земли и осями, перемещающимися поступательно вместе с Землей (оси постоянно направлены на одни и те же неподвижные звезды). Одновременно в системе координат с началом в центре Солнца и осями, направленными на неподвижные звезды, аппарат описывает гелиоцентрическую траекторию, показанную на рис. 116,6. За несколько дней, в течение которых космический аппарат покрывает расстояние до границы сферы действия Земли, сама Земля проходит в движении вокруг Солнца многие миллионы километров (за одни сутки Земля покрывает 2,6 млн. км), перейдя из точки Зо своей орбиты в точку З1. [c.306]

Геоцентрическая траектория полета внутри сферы действия Земли, конечно, испытывает возмущения со стороны Солнца, но мы будем ими пренебрегать, учитывая, что возможная при этом ошибка отступает на второй план по сравнению с отклонениями вследствие неизбежных ошибок при запуске, которые на последующем гелиоцентрическом движении вне сферы действия Земли скажутся гораздо существеннее [4.4]. Мы пренебрегаем при этом не солнечным притяжением, а его неоднородностью, т. е. наличием градиента солнечной гравитации. Мы считаем солнечное притяжение одинаковым во всем объеме сферы действия и неявно учитываем его. В самом деле, оно является причиной кривизны орбиты Земли ) [c.307]

Погрешность, которую мы допускаем, пользуясь приближенной формулой (2), в значительной мере компенсируется другой погрешностью, а именно тем, что, пользуясь приближенным методом расчета траекторий, мы не учитываем возмущений со стороны Земли, сказывающихся на гелиоцентрическом движении космического аппарата вне сферы действия Земли. [c.308]

Не имеет существенного значения, в какой именно точке пересекается аппаратом граница сферы действия Земли. Межпланетные расстояния так велики, что по сравнению с ними мы можем пренебречь разницей между расстояниями от Солнца всех возможных точек пересечения и принять, что начальная точка гелиоцентрической траектории (совпадающая сточкой пересечения) находится на таком же расстоянии от Солнца, как и Земля. [c.309]

Чтобы выяснить основные закономерности межпланетных траекторий, мы рассмотрим для простоты семейство гелиоцентрических орбит, касательных к орбите Земли. Эти орбиты получаются в том случае, когда геоцентрическая скорость выхода из сферы действия Земли с вых совпадает по направлению со скоростью Земли или прямо противоположна ей. Мы уже рассмотрели один подобный случай — уход по параболе из Солнечной системы, когда Увых п- [c.313]

Рис. 120. Гелиоцентрические траектории в четырех характерных случаях выхода из сферы

Чем меньше прицельная дальность, тем сильнее воздействует притяжение планеты на гелиоцентрическую траекторию. При достаточно малой прицельной дальности можно было бы повернуть космический аппарат внутри сферы действия в сторону, почти противоположную входу (при этом АУ 2г/вх). но. .. прицельная дальность не может быть сделана меньше эффективного радиуса планеты. Поэтому существуют максимальный для заданного значения планетоцентрической входной скорости вх угол поворота планетоцентрической скорости Ф ах который определяется формулой [4.101 [c.327]

Пусть не покажется читателю странным, что в таблице 10 присутствует среди других планет и Земля. Наша планета способна участвовать в различных пертурбационных маневрах, когда запущенный с нее космический аппарат, вновь встретив Землю, переходит на новую гелиоцентрическую траекторию (см., например, 3 гл. 17 и 3 гл. 19). [c.329]

Допустим, например, что система ориентации способна лишь развернуть космический аппарат таким путем, что сопло его корректирующей двигательной установки может быть направлено прямо на Солнце или прямо от Солнца [4.22]. Такая система ориентации технически очень проста, но понятно, что лишь при очень счастливом стечении обстоятельств (все-таки величину импульса регулировать можно) первый же импульс такой солнечной коррекции исправит нужным образом гелиоцентрическую траекторию на участке между сферами действия Земли и планеты-цели. [c.339]

Доказано, что многоразовая солнечная коррекция не может исправить более четырех параметров траектории, а один импульс исправляет один параметр. В частности, исправить время встречи планетой в принципе возможно лишь в том случае, если плоскости межпланетной гелиоцентрической траектории и орбиты планеты совпадают, а это фактически невозможно (см. 2 гл. 16). Место ветре- [c.339]

Гелиоцентрическая спиральная траектория имеет важное отличие от геоцентрической спирали витки ее располагаются гораздо менее тесно. Это объясняется тем, что тяга космического аппарата во много тысяч раз меньше силы притяжения Земли, когда аппарат начинает свой спиральный разгон, стартуя с околоземной орбиты. Но та же тяга вполне сравнима по величине с силой притяжения Солнца, которая нас интересует в гелиоцентрическом движении. Поэтому траектория космического аппарата, улетающего с орбиты Земли, с самого начала сильно отличается от этой орбиты. [c.342]

Может показаться странным, что как в задаче о пролете мимо какой-либо планеты, так и в задаче о выходе на орбиту спутника планеты обычно считают, что гелиоцентрическое движение начинается со скоростью, равной орбитальной скорости Земли, т. е. предполагают геоцентрическую скорость выхода равной нулю Мы ведь знаем, что после того, как достигнута параболическая скорость внутри сферы действия Земли, разгон с помощью двигателя малой тяги может продолжаться, и на границу сферы действия Земли аппарат выйдет с какой-то определенной скоростью. Фактически так всегда и бу дет, но для простоты расчетов можно считать, что после достижения параболической скорости полет до границы сферы действия Земли является пассивным, а затем двигатель действует так, как он фактически и действовал бы еще внутри сферы действия Земли Конечный результат в смысле времени перелета и затраченного рабочего тела от этого не изменится. Но, конечно, когда дело дойдет до проектирования конкретной траектории и нужно будет следить с Земли за фактическим полетом, расчет будет вестись с учетом того, что полет до выхода из сферы действия Земли все время является активным. [c.345]

Однако доказано, что перелет с орбиты Земли на орбиту другой планеты с помощью солнечного паруса возможен (при определенной программе изменения наклона паруса) по траектории, не пересекающей, а лишь касающейся орбит Земли и планеты назначения, причем начальная и конечная гелиоцентрические скорости равны орбитальным скоростям Земли и планеты. Но, к сожалению, продолжи- [c.347]

При начальной скорости 1 0=11,8 км/с (траектория II на рис. 138) Марс достигается через 164,5 сут после старта, т. е. на 3 месяца быстрее, чем при минимальной скорости. При 1 о=12 км/с перелет сокращается еще на 20,4 сут. Дальнейшие прибавки начальной скорости делаются все менее эффективными, но все же при 1 0=13 км/с (траектория IV) перелет продолжается 105 сут, а при 1 0=16,653 км/с (третья космическая скорость)—лишь 69,9 сут (парабола V на рис. 138). Дальнейшее увеличение начальной геоцентрической скорости Уо, т. е. использование гиперболических гелиоцентрических траекторий, дает выигрыш во времени, слишком ничтожный по сравнению с дополнительными затратами топлива. [c.363]

Любая пассивная траектория перелета с Земли на Марс должна лежать в плоскости, проходящей через три точки Землю (в момент старта). Солнце, Марс (в конце перелета). Поэтому теоретически можно достичь Марс и в том случае, если он приподнят над плоскостью чертежа , но для этого полет должен происходить в плоскости, перпендикулярной к чертежу. При этом гелиоцентрическая скорость выхода из сферы действия Земли должна быть перпендикулярна к скорости Земли. Простое геометрическое построение и расчет по формулам (1) или (2) 2 гл. 13 дают чудовищ- [c.368]

Если выход на орбиту спутника Марса должен происходить с помощью тормозного ракетного импульса, то требования экономии топлива вынуждают выбирать траектории перелета к Марсу, нуждающиеся в минимальной скорости отлета с Земли. Поэтому сезоны старта к Марсу, близкие к моменту, когда Земля пересекает линию узлов орбиты Марса, наиболее благоприятны для запуска спутника Марса [4.24]. Оптимальная гелиоцентрическая траектория перелета к Марсу, когда ставится задача выхода космического аппарата на орбиту его искусственного спутника, несколько отличается от оптимальной траектории, когда целью является пролет Марса или прямое попадание в него. Причина заключается в необходимости минимизировать сумму импульсов — стартового околоземного и тормозного около Марса, а следовательно, в необходимости учета условий входа в сферу действия Марса. Однако разница в датах старта с Земли составляет не более 10—15 сут [4.38]. [c.375]

Рис 147. Гелиоцентрические траектории станций Венера-9 и Венера-10 [4.49]. [c.392]

Чтобы вернуться на Землю, корабль, двигаясь по раскручивающейся спирали, достигает параболической скорости и, вырвавшись из сферы действия планеты-цели, переходит на гелиоцентрическую траекторию. Если не ставится задача повторного использования корабля, то этап снижения на низкую орбиту спутника Земли может быть заменен непосредственным входом в атмосферу посадочного отсека и последующим его аэродинамическим торможением. [c.460]

Продолжим рассмотрение движения спутника в центральном по-ле притяжения. В главе 2 основное внимание было уделено анализу плоского движения спутника, для чего система координат выбиралась так, чтобы ее оси располагались в плоскости орбиты спутника. Подобный выбор системы координат упрощает исследования модельных задач и получаемые соотношения для описания движения спутника. Если же учесть требования, которые предъявляются при решении практических задач проектирования околоземных орбит спутников или выбора межпланетных траекторий космических аппаратов, то система координат, связанная с плоскостью движения, не всегда оказывается удобной для описания траектории. Например, движение околоземного спутника обычно описывают в экваториальной геоцентрической системе координат, декартовой прямоугольной или полярной. Для описания межпланетных траекторий часто используют эклиптическую декартову систему координат, две оси которой располагаются в плоскости гелиоцентрической орбиты Земли, а третья направлена к северному полюсу мира. [c.98]

Для решения перечисленных задач обычно пользуются приближенными методами расчета, которые основаны на разбиении всей межпланетной траектории по участкам преимуш ественного гравитационного воздействия одного небесного тела. Обычно выделяют три участка межпланетной траектории. Геоцентрический участок расположен в пределах сферы действия Земли. Планетоцентрический участок расположен в сфере действия планеты назначения. Гелиоцентрический участок занимает большую часть межпланетной траектории, расположенную между сферами действия Земли и планеты назначения. [c.285]

Приближенный расчет гелиоцентрического участка. Как уже отмечалось, приближенный расчет межпланетной траектории связан с разбиением ее на геоцентрический, гелиоцентрический и планетоцентрический участки. Границы этих участков определяются сферами действия Земли и планеты назначения, причем сферы действия, а следовательно и границы, перемещаются в соответствии с орбитальным движением планет. Часто планетоцентрические уча- [c.289]

Дается краткий обзор текущих и недавно опубликованных работ, посвященных методам синтеза траекторий для исследования межпланетных операций, связанных с полетами к планетам. Круг рассматриваемых вопросов включает в себя попутный облет Венеры, полеты к планетам за Юпитером, полеты зондов для изучения Солнца с использованием гравитационных полей Юпитера и Венеры, применение импульсных маневров при облете планеты или на гелиоцентрических этапах полета, недавно предложенный комбинированный режим исследования Марса с облетом и посадкой. Кроме того, обсуждаются некоторые специализированные программы для ЭВМ, обеспечивающие расчет характеристик траекторий облета планеты, автоматическое построение контуров тра-екторных параметров и полный анализ траекторий с учетом задач по лета и параметров различных систем. [c.11]

Помимо других результатов, в общее рабочее поле оперативной памяти вводятся даты облета и возвращения. Эти значения используются другой подпрограммой, которая отдельно вычисляет соответствующие гелиоцентрические траектории отправления и возвращения в результате определяются векторы избыточных гиперболических скоростей при отправлении и при возвращении к Земле. Последние используются третьей подпрограммой, вычисляющей требуемые приращения скорости для схода с начальной орбиты ожлдания и перехода на конечную орбиту ожидания. Приращения скорости служат начальными условиями для подпрограммы весовых расчетов, которая определяет начальную массу аппарата, массу отдельных ступеней, а также необходимые веса, объемы горючего и окислителя и размеры баков для них. При этом для каждой отдельной комбинации начальных условий получающиеся результаты состоят из 250 отдельных величин, которые могут представлять интерес для анализа. Окончательные результаты записываются на специальную (архивную) ленту, с которой они могут выборочно считываться впоследствии для получения любых параметров данного перелета. Запись на магнитную ленту, приводящую в действие построители графиков, также производится автоматически во время счета, для чего нужно ввести отдельные перфокарты. [c.37]

Кр аткий обзор текущих работ по синтезу межпланетных траекторий. Круг излагаемых вопросов включает в себя исследование двойного облета Венеры, пролета мимо Юпитера к дальним планетам, траекторий солнечных зондов, проходящих вблизи Юпитера или Венеры, изучение возможности приложения больших импульсов при пролете мимо планеты или на определенных этапах межпланетных гелиоцентрических перелетов, недавно предложенную комбинированную схему исследования Марса с облетом и посадкой. Обсуждаются также некоторые специализированные программы для ЭВМ, которые используются для автоматического синтеза траекторий облета планет, автоматического построения сеток траекторных параметров и автоматической оптимизации выбора окончательной схемы перелета. Табл. 1. Илл. [c.236]

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]

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]

Основных типов перелетных эллиптических траекторий — тринадцать. Один тип отличается от другого как угловой дальностью ти (это угол, образованный гелиоцентрическим радиусом-вектором точки старта и точки назначения), так и направлением касательных к траектории перелета в точке старта и в точке назначения. Для гомановских орбит Tit = 180° и касательные к траектории перелета в начальной и конечной точках совпадают с касательными к круговым орбитам планет. Для других двенадцати типов перелет- [c.739]

Если перелет совершается по гомановской траектории, то за гелиоцентрическую скорость входа в сферу действия планеты мы можем принять гелиоцентрическую скорость подлета к орбите планеты-цели, совпадаюш,ую по направлению с орбитальной скоростью планеты. Скорость подлета меньше орбитальной скорости планеты при полете к внешним планетам (Марс, Юпитер и т. д.) и больше нее при полете к внутренним планетам (Венера и Меркурий). Поэтому вход в сферу действия совершается с фронтальной стороны для внешней планеты (планета догоняет космический аппарат) и с тыльной стороны для внутренней (аппарат догоняет планету). Соответственно планетоцентрическая скорость входа для внешних планет определяется по формуле [c.321]

Входная планетоцентрическая скорость всегда оказывается больше параболической, соответствуюш,ей полю тяготения планеты, на границе сферы действия. В случае полета к Марсу или Венере даже с минимальными скоростями (см. главы 16 и 17) планетоцентрическая скорость входа примерно втрое превышает параболическую скорость. При полетах к другим планетам это превышение еш,е больше [4.7 . Поэтому планетоцентрическая траектория внутри сферы действия любой планеты всегда является гиперболой, вследствие чего космический аппарат после входа в сферу действия должен неизбежно через некоторое время покинуть ее, если только на своем пути он не встретит планету или хотя бы ее атмосферу. После выхода из сферы действия гелиоцентрическое движение космического аппарата происходит уже по новой кеплеровой орбите. [c.322]

Как мы увидим в последующих главах, пролетные траектории при межпланетных полетах еще более разнообразны, чем при лунных. Мощные поля тяготения планет юпитерианской группы могут быть эффективно использованы для разгона космических аппаратов до гиперболической гелиоцентрической скорости (что может ускорить полет к более удаленным планетам) и для отбрасывания их к центру Солнечной системы. Мы будем говорить о многопланетной траектории (и соответственно о многопланетном перелете) в том случае, когда траектория проходит через сферы действия по крайней мере двух планет, не считая планеты старта. [c.325]

Планетоцентрическая скорость входа космического аппарата в сферу действия Венеры минимальна при гомановской траектории перелета и равна 2,709 км/с. Соответствуюш,ая минимальная скорость падения равна 10,713 км/с. Можно ее принять за скорость входа в атмосферу (за радиус планеты 6050 км принимается радиус ее верхнего слоя облаков). При негомановском перелете скорость входа больше, так как гелиоцентрический подлет к Венере осуществляется под углом к ее орбите. Чрезвычайно плотная атмосфера Венеры позволяет осуществить аэродинамическое торможение, но предъявляет очень высокие требования к прочности спускаемого аппарата. [c.387]

Кубасов. В. Н. Коррекция межпланетных траекторий с помощью импульсов радиальной гелиоцентрической скорости.— Космические исследования, 1966, т. 4, № 5. [c.497]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...