Траектория параболическая гелиоцентрическая

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]

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]

Если гелиоцентрический участок оказывается параболическим или гиперболическим, то следует воспользоваться соответствуюш ими формулами 4.2. Однако из-за ограниченных энергетических возможностей современных ракет-носителей такие траектории пока не представляют практического интереса. [c.294]

Гелиоцентрическая скорость на границе сферы действия планеты отправления равна векторной сумме выходной скорости относительно планеты отправления и скорости движения самой планеты по орбите вокруг Солнца. В зависимости от выходной гелиоцентрической скорости на границе сферы действия планеты отправления движение будет проходить по эллиптической, параболической или гиперболической траектории. [c.117]

Гиперболический пролет может быть прямым и обратным. В случае прямого пролета геоцентрическая орбита огибает Луну в направлении против хода часовой стрелки и последующая орбита представляет собой удаленный от Зек-ли эллипс или, если превышена местная параболическая скорость, КА уходит на гелиоцентрическую орбиту. При обратном пролете орбита огибает Луну по ходу часовой стрелки и возвращение к Земле происходит по более крутой траектории. [c.83]

В теории космических полетов гиперболические орбиты являются весьма важным объектом изучения, так как они встречаются всякий раз, когда космический корабль уходит из гравитационного поля одной планеты и входит в гравитационное поле другой планеты. Согласно рис. 6.2 можно фигурально сказать, что корабль выбрасывается из одной гравитационной ямы и попадает в другую. Это значит, что, в отличие от движения по параболической орбите, полная величина энергии корабля на орбите вокруг Солнца меняется. После выхода из гравитационного поля Земли корабль движется по эллиптической орбите вокруг Солнца. Константа энергии к для этой гелиоцентрической орбиты отличается от константы энергии для геоцентрической орбиты. Поэтому после ухода от Земли корабль должен иметь некоторую остаточную энергию, т. е. его скорость должна превышать параболическую. В результате он будет двигаться относительно Земли по гиперболической орбите. По мере удаления от Земли гиперболическая геоцентрическая траектория постепенна переходит в эллиптическую гелиоцентрическую орбиту (рис. 6.26). [c.185]

Запуск автоматических искусственных комет по гелиоцентрическим эллиптическим, параболическим или гиперболическим траекториям к Юпитеру, Сатурну и далее, если это будет представлять интерес. Для увеличения грузоподъемности этих ракет их можно запускать с обитаемой космической станции, находящейся на околоземной орбите. Такого рода полеты технически близки к полетам пункта 2 и поэтому могут быть осуществлены в одно время с ними. [c.209]

Основные параметры активного участка и оскулирующей параболы представлены в табл. 6.11. На рисунке показаны гелиоцентрические траектории движения на активном участке, причем выключение тяги производится в момент достижения параболической скорости. Такой режим полета выбран для того, чтобы можно было сравнить его с полетом к Юпитеру по параболической орбите при использовании высокой тяги, рассматривавшимся в разделе 6.6.7. Можно рассматривать также и гиперболическую оскулирующую орбиту в качестве конечного участка траектории [c.236]

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]

Для полета к Солнцу целесообразно использовать гравитационное поле Юпитера. Так, прп оптимальном маневре максимальное возможное приращение скорости КА может достигать 42,7 км/с. При входе в сферу действия Юпитера по параболической траектории возможное приращение скорости КА за счет гравитационного маневра уменьшается до 30 км/с. Если же подлет КА к сфере действия Юпитера происходит по траектории типа Гоманна, возможное приращение скорости составляет 10 км/с. Между тем, если рассматривается задача пролета Солнца на расстоянии Гп = 0,2 а. е, а радиус афелия Га = 5,2 а. е. достигает орбиты Юпитера, то тормозной импульс скорости в афелии траектории равен 3,76 км/с (при этом время полета на гелиоцентрическом участке 4,7 лет). Следовательно, возможности коррекции скорости КА за счет гравитационного маневра в сфере действия Юпитера оказываются существенно больше, чем требуется для реализации такой траектории. [c.330]

Быстрые перелеты во внешние области солнечной системы. Из всех профилей, изображенных на рис. 6.50, последние два 14 и 15), представляющие собой траектории кеплерова движения, в основном предназначены для полетов во внешние районы солнечной системы. По всей вероятности, такие баллистические траектории больше подходят для полетов автоматизированных зондирующих ракет к Юпитеру и Сатурну (задачи 4-й группы), чем для полетов человека в необъятные глубины внешней части солнечной системы. Так как полет по траекториям профиля О требует колоссальных затрат времени, как это видно из рис. 6.43, в данном случае желательно, чтобы переходная гелиоцентрическая траектория была почти параболической или даже гиперболической. На рис. 6.58 представлена зависимость времени перелета от начальной гелиоцентрической скорости (взятой по отношению к величине круговой скорости на орбите Земли) при одностороннем полете к планетам юпитеровой группы. Кружки с точками в центре, находящиеся в левой части графика, соответствуют полетам к Юпитеру, Сатурну и Урану по минимальным траекториям. Наиболее характерной особенностью этих графиков является резкое уменьшение времени перелета при возрастании начальной скорости до параболической. Выход на параболическую траекторию требует добавления к круговой орбитальной скорости на орбите Земли, равной 97 700 фут/сек, еще около 40 ООО фут/сек, это значит, что скорость после выхода с заданной спутниковой орбиты высотой 300 морских миль должна быть равной примерно 53 100 фут/сек, т. е. требуемое приращение скорости должно составить 53 100—24 900 = 28 200 фут/сек. Из графика на рис. 6.42 видно, что для профиля О начальный прирост скорости при полете к Юпитеру равен примерно 21 500 фут/сек, при полете к Сатурну —27 ООО фут/сек и к Урану — 25 ООО фут/сек. Поэтому добавочная ступень, обеспечивающая прирост Лу = 6700 фут/сек, могла бы уменьшить время перелета к Юпитеру с 2,9 года до 2,1 года при приросте Аг = 3200 фут/сек — время перелета к Сатурну с 6 лет до 2,7 года при приросте [c.227]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...