Траектория перехода между орбитами

На рис. 128 показаны две оптимальные траектории перехода между орбитами Земли и Марса, требующие одинаковых энергетических затрат [4.27]. Стрелки показывают, как изменяется в течение полета вектор реактивного ускорения. Траектория //, огибающая Солнце, длиннее траектории /, но проходится за то же время из-за того, что аппарат сильно разгоняется Солнцем. [c.344]

И в а ш к и н В. В. Оптимальные траектории импульсного перехода между орбитами при наличии ограничений по радиусу.— Космические исследования, 1966, т. 4, № 4. [c.496]

Первая часть, озаглавленная Динамика полета , является самой большой по объему и наиболее значительной по содержанию частью Книги. Здесь рассматриваются различные вопросы механики траекторного движения космических аппаратов при выходе их на орбиту, при движении в межпланетном пространстве, а также при входе в атмосферу. Несмотря на некоторую неровность изложения и отдельные повторения, охватываемый круг вопросов дает достаточно полное представление о задачах и методах нового раздела механики — астродинамики. Затрагиваются проблемы оптимального программирования тяги ракет, динамики полета космических аппаратов с малой тягой, перехода между орбитами, особенности расчета траекторий полета к Луне и даже дается оценка релятивистских эффектов, имеющих место в космических путешествиях. Несколько выпадает из общего плана I части глава 10, посвященная термодинамике торможения космического аппарата в атмосфере, где изложение имеет, пожалуй, слишком специальный характер. [c.8]

Переход между орбитами в поле центральной силы (перелет от Земли к Марсу в поле Солнца). Задача разыскания траектории оптимального ухода в поле центральной силы описывается системой дифференциальных уравнений (8.24), (8.25), (8.26), (8.34) и (8.35). Эти же уравнения можно использовать и в задаче перехода между орбитами. Такие задачи могут возникнуть при перелете с одной орбиты спутника Земли на другую, или с одной из орбит вокруг Солнца на другую. Доктору Блюму и автору настоящих строк удалось найти [10] ряд оптимальных траекторий перелета с орбиты Земли на орбиту Марса. Искомая траектория должна удовлетворять не только условию равенства координат ракеты и Марса в момент встречи, но и условию равенства их скоростей. Если же их скорости при встрече будут сильно отличаться друг от друга, то может оказаться, что за короткое время прохождения вблизи Марса ракета с двигателем малой тяги не успеет затормозиться и не будет захвачена планетой. [c.310]

Рис. г.<3. Переход между круговыми орбитами по пересекающейся с ними траектории // [c.100]

В металлах в тех же условиях, что и Ц. р., может наблюдаться близкое к нему по природе явление — осцилляции поверхностной проводимости из-за квантовых переходов между магнитными поверхностными уровнями. Они возникают, если электроны могут зеркально отражаться от поверхности образца, совершая тем самым периодич. Движение, к-рое квантовано, и разрешёнными оказываются такие орбиты, для к-рых поток Ф магн. поля через сегмент, образуемый дугой траектории и поверхностью образца (заштрихован, рис., в), равен Ф= = п - и)сН/е. [c.846]

Орбита частицы при этом не будет оставаться постоянной. Как видно из (8.16), с увеличением скорости радиус орбиты частицы будет возрастать. Поэтому частица будет двигаться по дуге окружности только в пределах участка между ускоряющими промежутками, где ее скорость не изменяется. В ускоряющем промежутке, где ее скорость возрастает, частица будет переходить на дугу окружности большего радиуса (соответствующего скорости частицы после прохождения промежутка). Таким образом, траектория частицы будет состоять из дуг окружностей постепенно увеличивающегося радиуса, соединенных небольшими участками, по которым частица переходит с одной дуги на другую. Так как частицы должны пролетать ускоряющие промежутки в определенные короткие интервалы времени (так же как и в случае линейного ускорителя), то они движутся по этим траекториям не сплошным потоком, а отдельными сгустками, занимающими малую долю каждой дуги окружности. По такому принципу был построен первый циклический ускоритель, который был назван циклотроном. [c.218]

Рис. 136. графики (а) начальных скоростей, обеспечивающих достижение заданных расстояний по полуэллиптическим траекториям, и (б) суммарных характеристических скоростей для двухимпульсных запусков искусственных планет на круговые орбиты Расстояние по вертикали между графиками а и б указывает величину импульса в афелии орбиты перехода. График в показывает величину суммарной характеристической скорости двухимпульсного маневра для падения на Солнце. Старты — с земной поверхности Потери не учитываются. Масштабы расстояний на оси абсцисс отличаются в 20 раз для внутренних и внешних орбит. [c.358]

Траектория перехода между двумя круговыми орбитами имеет вкд разворачивающейся спирали. При полете в гравитащюнном поле Земли вследствие работы двигательной установки происходит превращение кинетической энергии КА в потенщ1альную. Считаем, что вектор [c.7]

Встреча на орбите. Встреча на орбите обеспечивается переходом между двумя заданными орбитами при наличии ограничения на время полета по переходной траектории. Общая задача встречи — одновременное совмещение векторов положения и скорости перехватчика и цели в пределах ограниченного сверху интервала времени. В зависимости от конкретного вида космической операции возможны различные постановки задачи о встрече на орбите. Годографический анализ орбитальной встречи проводился для следующих вариантов задачи [c.64]

В. С. Новоселовым (1963), а оптимальный компланарный перелет между орбитами — С. Н. Кирпичниковым (1964). Условия оптимального-импульсного перехода космического аппарата, тормозяш,егося в атмосфере планеты, на орбиту искусственного спутника, были подробно, проанализированы В. А. Ильиным (1963). Позже В. А. Ильин (1964, 1967) и В. С. Вождаев (1967) рассматривали задачу определения оптимальной траектории перелета между компланарными круговыми орбитами с использованием методики сфер действия и получили простые алгебраические соотношения между эксцентриситетами и фокальными параметрами для одно- и двухимпульсных перелетов. Еш е одно интересное исследование В. А. Ильина (1967) посвящено приближенному решению задачи синтеза траектории близкого облета Луны с возвращением в атмосферу Земли. В этом исследовании успешно используется замена движения космического аппарата в сфере действия Луны — разворачивающим импульсом поля тяготения Луны. [c.274]

Переход между коряпланарными круговыми орбитами по пересекающейся с ними траектории. Вместо переходного эллипса, касающегося начальной и коли/и [c.100]

Переход между соосными эллипсами по пересекающей их траектории. Рассмотренные выше апсидальные переходы между эллиптическими орбитами обладают тем же недостатком, что и переходы Хомана, т. е. на маневр уводит много времени. Для более быстрого совершения маневра, хотя и требующего повы-щеакы энергетических затрат, могут использоваться переходы по траектории, пересекающей обе эллиптические орбиты или касающейся одной из них (рис, 2.48). [c.103]

Переход между кесоосными эллиптическими орбитами по пересекающей их траектории. Этот случай перехода является более общим по сравнению с предыдущим. Но его можно рассчитывать с помощью тех же формул, если в них вместо йгп подставить Йгн+т], где т] —угол Между осями апсид начальной I и конечной т эллиптических орбит (рис. 2.49). [c.104]

Наиболее характерным и распространенным видом двухим-ПУЛЬСНОГО ПЕРЕХОДА является упоминавшийся ранее переход между компланарными круговыми орбитами по траектории касательного полуэллипса тангенциального маневра, линия апсид которого включает в себя радиусы круговых орбит (рнс. 10.5). Переход, основанный на реализации указанной траектории, называют моноэллиптическим переходом Гомана. Переходную траекторию Гомана также часто называют полуэллипсом минимальной энергии. [c.275]

Рис. 6.29. Двухимпупьсный апсидальный маневр перехода между соосными орбитами с использованием промежуточного соосного с ними эллипса. Вершина гиперболической траектории совпадает с апогеем промежуточного эллипса.

Эта трудность, возникающая при чисто формальном вычислении и и имеет лишь кажущийся характер. На самом деле атом никогда не является изолированным, а находится в газе конечной плотности. Размеры электронной орбиты быстро возрастают при переходе к все олее высоким возбужденным состояниям электрора в атоме и в конце концов становятся сравнимыми со средним расстоянием между частицами газа, которое равно примерно г N 4 (здесь через N мы обозначили число частиц в 1 см ). Траектории электронов, движущихся по таким большим орбитам, искажаются благодаря наличию соседних частиц, и электрон, который удален от атомного остатка на расстояние, сравнимое со средним расстоянием между частицами газа, по существу, не отличается от свободного, а столь высоко возбужденный атом не отличается от ионизованного. Таким образом, конечность плотности газа налагает ограничение на число возможных возбужденных состояний атома и число слагаемых в электронной статистической сумме, а также ограничивает среднюю энергию возбуждения атома. [c.171]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...