Траектория геоцентрическая

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]

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]

Эти двигатели, имеющие тягу 60—100 кН, предназначены для выведения спутников на высокие геоцентрические орбиты, а автоматических станций — с низкой околоземной орбиты на траекторию полета к планетам Солнечной системы. [c.244]

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]

При полетах к Луне и планетам движение на геоцентрическом участке траектории близко к параболическому. Исследование используемой при работе коррекции матрицы производных в предположении, что движение происходит по параболической траектории, показывает, что матрица вырождается, если коррекционная точка находится в перигее орбиты. В этом случае эффективным направлением для коррекции оказывается [c.308]

ЛИШЬ направление скорости полета и все три градиента корректируемых параметров совпадают. В реальном случае, траектория отличается от параболической и строгого вырождения коррекционных свойств не происходит. Однако влияние импульса, кол линеарного скорости полета, значительно превышает влияние импульса, ортогонального скорости полета. Физически это объясняется тем, что в начале орбиты, вблизи ее перигея, космический аппарат обладает большой скоростью движения и для поворота вектора скорости в пространстве требуется большой боковой импульс. В то же время сравнительно небольшим импульсом, направленным вдоль вектора скорости, можно заметным образом изменить энергию геоцентрического движения, так как изменение энергии пропорционально величине скорости полета. Поэтому воздействие на траекторию с помош ью импульса скорости приводит в основном к изменению тех характеристик движения, которые связаны с энергией геоцентрического движения. Иными словами, вблизи Земли практически возможна коррекция лишь одного параметра траектории — либо отклонения в картинной плоскости вдоль определенного направления либо времени прилета. [c.309]

Это обстоятельство было учтено при определении указанного на стр. 76 значения характеристической скорости для выведения корабля Аполлон на траекторию полета к Луне Поэтому не нужно удивляться тому, что после вычитания из этого значения величин потерь получается начальная скорость, меньшая геоцентрической скорости корабля Аполлон , приведенной в 5 гл. 12.1 [c.78]

Вход в сферу действия Луны должен происходить не с нулевой скоростью. Обратимся к рис. 72. Точка Л о показывает положение Луны в момент старта с Земли в точке Л. В момент, когда космический аппарат в точке В входит в движущуюся ему наперерез сферу действия Луны, сама Луна находится в точке Лг и имеет скорость = км/с. Геоцентрическая скорость V космического аппарата направлена вдоль траектории. Ее можно рассматривать как абсолютную скорость, складывающуюся векторно из переносной скорости Ул аппарата в его движении вместе со сферой действия Луны и относительной скорости V — селеноцентрической скорости. Абсолютная скорость, как известно, может быть представлена в виде диагонали параллелограмма, построенного на переносной и относительной скоростях. Для этой цели может быть также построен и треугольник скоростей. Соответствующие построения показаны на рис. 72. [c.203]

В некоторый момент, когда Луна находится в точке Ло (рис. 82, а), с Земли стартует космический аппарат, получив на высоте 200 км почти горизонтальную начальную скорость, на 0,092356 км/с меньшую местной параболической скорости (что всего лишь на 0,5 м/с превышает начальную скорость, соответствующую полуэллиптической траектории). Через 2,9 сут полета аппарат, двигаясь по эллипсу, достигает в точке границу сферы действия Луны, движущейся ему наперерез (Луна находится в этот момент в точке Л1). Если бы Луна была неподвижна, то наш аппарат пролетел бы через окраину сферы действия, едва испытав на себе притяжение Луны. Но, поскольку Луна движется, селеноцентрическая скорость оказывается направленной в глубь сферы действия. Ее направление может быть найдено с помощью треугольника скоростей (рис. 82, б), в котором абсолютная , геоцентрическая, входная скорость (она задана по величине и направлению и равна примерно 0,6 км/с) представляет собой векторную сумму относительной , селеноцентрической, входной скорости и переносной скорости Луны Ул (она равна 1,02 км/с и известна по направлению). [c.221]

Рис. 82. Пример построения пролетной траектории [3.1] а) геоцентрическая траектория б) треугольник скоростей в точке А1 входа в сферу действия в) селеноцентрическая траектория г) треугольник скоростей в точке А2 выхода, 6) треугольник скоростей в

Представляет интерес выяснить форму геоцентрического движения между точками Аг и А 2. Начертим селеноцентрическую гиперболу на листке бумаги и наложим его на чертеж, изображающий геоцентрическое движение. Если теперь иголкой в разные моменты времени протыкать оба листа бумаги в точках местонахождения космического аппарата, не забывая при этом перемещать наложенный лист вместе с Луной, то проткнутые места на нижнем листе обозначат искомый участок геоцентрической траектории. Этот участок окажется в данном случае петлей типа восьмерки , характерной для облета Луны. [c.223]

Далее приступим к построению геоцентрической траектории после выхода из сферы действия Луны. Для этого сначала с помощью треугольника скоростей (рис. 82, г) найдем вектор выходной геоцентрической скорости в точке А 2. При этом учтем, что скорость Луны Кла за время пролета внутри сферы действия повернулась на некоторый угол (вектор скорости Луны за сутки поворачивается на 360° 27,3=13,2°). Геоцентрическая скорость выхода оказалась эллиптической и не направленной к центру Земли. Поэтому траектория последующего геоцентрического движения будет представлять собой эллиптическую орбиту спутника Земли. [c.223]

Будем называть сближением с возвращением такой полет, при котором космический аппарат, выйдя из сферы действия Луны, возвращается в ближайшую окрестность Земли. Примером может служить полет, показанный на рис. 82 и 83. Несколько расплывчатое понятие ближайшей окрестности Земли мы сейчас не будем уточнять, а вместо этого введем понятие номинальной траектории сближения с возращением, подразумевая под ней траекторию, возвращающуюся в центр Земли. Очевидно, для осуществления такой траектории нужно, чтобы геоцентрическая выходная скорость была или равна нулю, или направлена прямо на центр Земли, или, хотя и направлена прямо от Земли, но не превышала бы местную параболическую скорость. Тогда геоцентрическая траектория после выхода из сферы действия будет радиальной прямой. [c.225]

Заострения на траекториях (рис. 84, в и 85, а, б, г) соответствуют моменту обращения в нуль геоцентрической скорости после [c.228]

Траектория на рис. 88 воспроизводит траекторию из работы [3.1], представляя собой ее изображение в геоцентрической системе координат. Геоцентрическая начальная скорость 2,43 км/с соответствует начальной скорости 2,74 км/с в системе координат, вращающейся вместе с линией Земля — Луна, [c.231]

Иногда ошибочно указывают на эллиптические орбиты с периодом обращения, кратным сидерическому месяцу, как на траектории периодического облета Луны. При этом вовсе не учитывается притяжение Луны. Фактически же после облета Луны, как мы знаем, начальные условия (величина и направление скорости) если и повторяются, то в другой точке пространства Поэтому после облета космический аппарат не может возобновить прежнее движение в геоцентрических координатах. Но, как можно сообразить, в случае периодического сближения с возвращением в системе координат, вращающейся вместе с линией Земля — Луна, возобновляется периодически не только вектор начальной скорости, но и начальная точка. Иными словами, в этой системе координат траектория периодического сближения с возвращением будет замкнутой. [c.233]

На рис. 95 показано влияние земных и солнечных возмущений на орбиту спутника Луны, расположенную в плоскости, близкой к плоскости лунной орбиты, на протяжении неполных шести оборотов [3.18]. В данном случае движение сильно напоминает снижение спутника Земли в атмосфере. Полезно обратить внимание на характерный петлеобразный вид барицентрической (или, что практически почти одно и то же, геоцентрической) траектории. [c.246]

Поучительно рассмотреть вопрос о запуске либрационного спутника, например спутника в точке ь Для этого необходимо вывести его в точку либрации, используя промежуточную (лучше всего полуэллиптическую) траекторию перехода, и здесь сообщить ему приращение скорости, доводящее геоцентрическую скорость до 0,87 км/с и — одновременно — селеноцентрическую скорость до 0,15 км/с. [c.249]

Предположим, что переход от Земли до точки Ьх совершается по полуэллиптической траектории, начинающейся на высоте 230 км (начальная скорость несколько меньше минимальной скорости достижения Луны). Тогда в соответствии с ( юрмулой (6) 5 гл. 2 скорость в апогее 1 составит 0,22 км/с. Такова будет геоцентрическая скорость. Селеноцентрическая же скорость будет направлена в противоположную сторону и равна 1,02—0,22=0,80 км/с. Вычисляя эти скорости, мы пренебрегли влиянием лунного притяжения не только вне, но и внутри сферы действия Луны. В последнем случае оправданием нам служит то, что точка 1 лежит близко от границы сферы действия. [c.249]

Чтобы возвратиться из района Луны на Землю, космический аппарат должен преодолеть лунное притяжение, если он находился на поверхности Луны, или сойти с окололунной орбиты, если он был спутником Луны, таким образом, чтобы, вырвавшись из сферы действия Луны, начать падение на Землю. Геоцентрические траектории возвраш,ения должны быть подобны траекториям достижения района Луны, но проходиться в противоположном направлении, т. е. это должны быть параболы и близкие к ним эллипсы и гиперболы. Скорость отлета с Луны должна составлять около 3 км/с, так как с такой примерно скоростью падает на Луну объект, направленный по аналогичным траекториям с Земли. [c.256]

Необходимо, как мы увидим в следуюш,ем параграфе, чтобы траектория возвраш.ения полого входила в атмосферу Земли. Уточнить вход можно путем коррекции, причем сделать это нужно как можно раньше, пока геоцентрическая скорость невелика (при выходе из сферы действия Луны она близка к 1 км/с) и легко исправить ее направление. [c.256]

Гораздо легче вернуться "на Землю по прямым геоцентрическим траекториям, чем по обратным (огибающим Землю в направлении, противоположном движению Луны и направлению ее вращения). Последние потребовали бы большей селеноцентрической скорости выхода г/вых для получения той же по величине геоцентрической скорости Увых (но направленной в сторону обратного огибания Земли). [c.257]

При скорости отлета с Луны, равной 2,56 км/с, корабль выйдет к границе сферы действия Луны со скоростью I км/с. Если направить при этом корабль таким образом, чтобы его селеноцентрическая скорость на границе сферы действия была противоположна скорости Луны, то, очевидно, геоцентрическая скорость корабля будет равна нулю. Тогда корабль начнет падать на Землю по вертикальной траектории и через 5 сут войдет в атмосферу также со скоростью, примерно равной II км/с [3.22]. [c.257]

В 3 гл. 10 мы, предполагая геоцентрическую орбиту подлета к точке 1 полуэллиптической, получили для импульса перехода на либрационную орбиту в точке Ьг значение 0,65 км/с. Такой же импульс, сообщенный в противоположном направлении (тормозной с геоцентрической точки зрения и разгонный с селеноцентрической), переведет корабль, находящийся на рейде в космопорте 1, на полуэллиптическую траекторию возвращения к Земле, симметричную траектории прибытия. [c.294]

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]

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]

Сразу после старта с Земли возможности коррекции межпланетной траектории ограничены. Это объясняется тем, что геоцентрическая скорость полета весьма велика, и практически ( в линейном приближении ) корректирующий импульс не может изменить направления вектора скорости, а может изменить лишь его величину. Если представить себе картинную плоскость, проведенную через центр планеты назначения, и отметить на ней точку пересечения этой плоскости с действительной траекторией, то с помощью коррекции вблизи Земли можно сместить эту точку лишь в одном определенном направлении, а также изменить время встречи. Следовательно, может оказаться невозможным осуществить сдвиг точки пересечения картинной плоскости именно в том направлении, в котором нужно, хотя тот сдвиг, который осуществим, может оказаться достаточно большим. Последнее видно из того, что небольшое изменение на- [c.338]

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]

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]

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]

Согласно одному из вариантов посылки АМС к Марсу пассивный участок ее траектории должен начаться на расстоянии 6800 км от центра Земли (то есть на высоте 530 км). Получив в начале пассивного участка геоцентрическую скорость Vf y АМС должна при выходе из сферы действия Земли иметь параболическую скорость относительно Солнца, направленную по касательной к орбите Земли. Какую скорость должна иметь АМС в момент отсечки последнего двигателя Через какое время достигнет АМС орбиты Марса При решении принять те же упрои аюш,ие допуи ения, что и в задаче 5. [c.217]

Приведенные оценки позволяют понять, что отношение Аш1з/ш1з характеризует величину возмущения геоцентрической кеплеровой траектории Землей, а отношение Аш23 / 231 — величину возмущения геоцентрической кеплеровой траектории Солнцем. Условие [c.101]

Если в момент времени t определены скорость V и геоцентрическое расстояние г объекта, его склонение O, угол наклона траектории 0 и азимут Л, а также географическая долгота X подспутниковой точки (рис. 35), то переход от координат в объектоцентрической системе к геоцентрическому положению r x,y,z) и геоцентрической скорости v x,y,z) выполняется следующим образом. [c.83]

Рассмотренные перелетные орбиты являются эллиптическими, II, они, как правило, оптимальны относительно энергетических затрат, но не оптимальны относительно времени перелета (в особенности медленные траектории ). Возможен также перелет по гиперболической и параболической траекториям. На такой перелет, очевидно, нужно меньшее время перелета, однако подобные орбиты не оптимальны с точки зрения расхода топлива, так как для их реализации требуется большая начальная скорость. Например, при перелете из окрестности Земли необходима начальная геоцентрическая скорость не меньше 16,7 км1сек. Гиперболические и параболические орбиты невыгодны с точки зрения энергетического критерия и при возвращении на планету старта. [c.740]

Полное решение проблемы попадания неуправляемого аппарата в Луну получено В. А, Егоровым [87]. Проблема решалась автором на базе всестороннего численного исследования уравнений движения ограниченной круговой задачи трех тел (Земля — Луна — космический корабль) в сочетании с эффективным применением метода сфер действия (см. ч. V, гл. 2). Кроме того, им найдены многочисленные конкретные траектории попадания, траектории облета Луны, нетривиальные недолетные траектории, т.е. такие траектории, для которых геоцентрический радиус-вектор имеет по крайней мере два максимума, расположенных за лунной орбитой, и минимум, расположенный внутри лунной орбиты (рис. 97). В. А. Егоровым также рассчитаны наиболее важные, с точки зрения практики, траектории облета с пологим возвращением в атмосферу Земли (рис. 98). Этой проблеме посвящена отдельная глава в книге П. Эскобала [90]. [c.744]

Возможны облетные траектории без возвращения (геоцентрические параболические и гиперболические траектории), характеризующиеся тем, что начальная скорость не меньше второй космической скорости. [c.747]

Аналогичные рассуждения и расчеты могут быть проделаны для всех точек пространсгва (при этом для точек, не лежащих на прямой Земля — Солнце, придется брать векторную разность ускорений). Каждая точка при этом будет отнесена или к некоторой области, окружающей Землю, где выгоднее рассматривать геоцентрическое движение, или ко всему остальному пространству, где кеплеровы траектории будут гораздо более точны, если за центр притяжения принять Солнпе. [c.70]

На рис. 84 показаны классы плоских номинальных облетных траекторий, а на рис. 85 — долетных траекторий [3.1]. Верхние траектории соответствуют тесному сближению с Луной, а нижние — слабому. На чертежах одновременно указаны траектории и в геоцентрической, и во вращающейся системах отсчета. Сейчас мы увидим, насколько удобны последние для анализа происходящего. [c.226]

Отметим прежде всего траектории симметричного облета. Такие траектории в геоцентрических координатах состоят из двух половин, являющихся зеркальным отражением друг друга. Это означает, что после выхода из сферы действия Луны космический аппарат движется как бы по продолжению той траектории, по которой он достиг сферы действия, но это продолжение повернуто на некоторый угол, т. е. обе части траектории являются частями одинаковых по форме, но по-разному расположенных кеплеровых орбит. Пройдя вторую часть своей симметрич- [c.230]

Несколько менее наглядными, но не менее изящными оказываются периодические долетные траектории. На рис. 89, а показана одна из них. В момент, когда Луна находится в точке Л , космический аппарат, получив эллиптическую горизонтальную скорость, начинает движение по траектории с апогеем Ль лежащим за орбитой Луны. Оставив позади место пересечения орбиты Луны и не встретив там Луну (она еще туда не дошла), он минует затем свой апогей и, возвращаясь к Земле, вновь подходит к орбите Луны. С момента отлета с Земли прошло немного более полумесяца. За это время Луна подошла к точке Лх, и аппарат попадает в сферу действия Луны. Описав под действием притяжения Луны петлю вокруг нее, аппарат выходит из сферы действия Луны наружу по отношению к орбите Луны с эллиптической геоцентрической скоростью и начинает движение по новой эллиптической орбите. Эта орбита отличаегся от предыдущей только положением большой оси в пространстве. Пройдя апогей Л а, аппарат вновь направляется к Земле. На этот раз, пересекая орбиту Луны, он уже не находит там Луну, которая ушла за это время далеко вперед, и беспрепятственно продолжает свой путь к Земле. Через полмесяца с лишним после встречи с Луной, когда сама Луна уже оказалась в точке Л , аппарат снова проходит вблизи Земли. Это происходит через месяц с лишним после его отлета с Земли. Хотя траектория аппарата не замыкается, но он проходит над поверхностью Земли в точности на той же высоте и имеет ту же по величине горизонтальную скорость, чго и в начальный момент. Поэтому его новый эллиптический путь, показанный пунктиром, [c.232]

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]

Наконец, если даже космический аппарат, обогнув Луну, и покинет ее сферу действия, выход произойдет со сравнительно небольшой селеноцентрической скоростью, и вполне может случиться, что космический аппарат вновь вернется в сферу действия Луны (в случае эллиптической входной скорости это вообщ,е весьма вероятно), причем, не исключено, при более благоприятных для захвата условиях. Конечно, может случиться и обратное сфера действия Луны будет покинута навсегда. Мы теперь ничего не можем утверждать с уверенностью, так как теперь граница сферы действия Луны перестает играть привычную для нас роль и нельзя пренебрегать ни лунными возмуш.ениями геоцентрического движения перед входом в сферу действия, ни земными возмуш.ениями селеноцентрической траектории после входа. Иными словами, здесь вообще неприменим приближенный метод расчета траекторий, которым мы все время пользуемся, и необходимо искать решение в рамках ограниченной задачи трех тел. [c.240]

Пусть старт с Луны дается в тот момент, когда Луна находится в точке Л о (рис. 99, а). Ввиду отсутствия у Луны атмосферы разгон может совершаться полого (как показано на рис. 99, а), что уменьшит гравитационные потерн, но может совершаться и вертикально, что упрош.ает управление стартом. Селеноцентрическая гиперболическая траектория в сфере действия Луны показана на рис. 99, б. (В случае вертикального старта это была бы проходяш,ая через центр Луны прямая, параллельная асимптоте гиперболы.) Космический аппарат выходит в точке К к границе сферы действия Луны со скоростью в тот момент, когда Луна находится в точке Лг. Fro геоцентрическая траектория ЛоК внутри сферы действия показана на рис. 99, а. На рис. 99, в мы видим построение треугольника скоростей для нахождения вектора геоцентрической скорости выхода Увых по селеноцентри- [c.256]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...