Траектория параболическая минимальной скорости

Такая возможность существует даже при самом неблагоприятном взаимном расположении космодрома на своей параллели (точка Л) и Луны на своей орбите (точка Л а). Выведем предварительно из точки Л космический аппарат па низкую промежуточную круговую орбиту спутника Земли (рис. 66, в). В течение одного примерно полуторачасового оборота спутника вектор его орбитальной скорости, оставаясь горизонтальным, принимает любое направление в плоскости орбиты. Так же принимает любое направление линия, соединяющая центр Земли со спутником. Поэтому на орбите спутника в течение его оборота можно выбрать точку, сход с которой в направлении полета обеспечит полет по траектории любой желаемой угловой дальности. Например, сход в точке К с минимальной скоростью обеспечивает достижение Луны по полуэллиптической траектории 3. Сход в точке Ь, если выбрать ее так, чтобы 10 2=165°, дает возможность попасть на Луну по параболической траектории 4 ). Если орбита находится на высоте 200 км, то в первом случае надо к орбитальной круговой скорости 7,79 км/с добавить скорость 10,9—7,79=3,11 км/с, а во втором — скорость 11,02—7,79=3,23 км/с (11,02 км/с — параболическая скорость иа высоте 200 км). [c.200]

Что касается ошибок в угле возвышения начальной скорости, то они приводят к изменению формы траектории и, следовательно, смещению точки пересечения орбиты Луны, но практически не влияют на продолжительность полета. Пологие траектории минимальной скорости менее всего чувствительны к ошибкам в направлении начальной скорости попадание в Луну обеспечено даже при ошибке, превышающей 1° [3.1]. Но уже при параболической скорости допустима ошибка лишь в 0,5°. [c.207]

Полет до Луны должен продолжаться при минимальной скорости отлета 5 сут, при параболической — 2 сут. Поскольку возможности пятой ступени (как и предыдуш их) по условию ограничены идеальной скоростью 3 км/с, а часть ее топлива (правда, очень небольшая) была даже использована при старте с околоземной орбиты, то нам придется отказаться от быстрого перелета, так как при параболической скорости отлета посадка на Луну потребует погашения скорости падения 2,9 км/с (см. 7 гл. 8). А ведь надо еш е учесть небольшие гравитационные потери при посадке на Луну и обязательно предусмотреть расход топлива на коррекцию траектории на пути к Луне Но, вспомнив, что минимальная скорость падения на Луну составляет 2,5 км/с ( 7 гл. 8), мы можем успокоиться идеальной скорости пятой ступени хватит на осуществление благополучной посадки на Луну. Не нужно только набирать параболическую скорость отлета с околоземной орбиты. [c.272]

Как видно из рис. 138 и из табл. 12, быстрые траектории II—V имеют помимо своего основного свойства еще одно преимущество перед траекторией минимальной скорости I. В момент сближения космического аппарата с Марсом расстояние от Земли до точки сближения равно 239 млн. км для траектории I, 132 млн. км — для траектории // и лишь 79 млн. км — для параболической траектории V. В последнем случае конфигурация Земли и Марса в конце полета близка к противостоянию. Быстрые траектории, таким об- [c.365]

Теоретический интерес представляют минимальные скорости, необходимые для достижения звезд. Любая звезда на небосводе может быть достигнута космическим аппаратом, летящим вдоль параболической траектории, с Солнцем в фокусе. Если улететь в направлении орбитального движения Земли с третьей космической скоростью, космический аппарат будет двигаться вдоль ветви параболы, лежащей в плоскости эклиптики. Вследствие же движения Земли по своей орбите в каждый момент можно улететь по иной ветви параболы и в течение года подобрать такую траекторию, которая ведет к любой звезде, лежащей в упомянутой плоскости. [c.235]

Но если нужно отправить космический зонд к звезде, находящейся в плоскости, сколько-нибудь наклоненной к плоскости эклиптики, то для этого потребуется большая стартовая скорость. Так, например, если угол наклона доходит до 20 , то минимальная стартовая скорость возрастает до 20,7 км сек. По мере увеличения наклона плоскостей минимальная стартовая скорость для отлета в бесконечность становится все больше и больше, и когда угол наклона достигает 45°, эта скорость составляет уже 31,8 км сек (четвертая космическая скорость). При еще большем наклоне плоскости параболической траектории четвертая космическая скорость, естественно, уже недостаточна. Наконец, для полета по параболической траектории в плоскости, перпендикулярной к земной орбите, требуется пятая космическая скорость, составляющая 52,8 км сек. С помощью этой скорости может быть достигнута любая точка в плоскости, перпендикулярной к орбите Земли. А поскольку наша планета обращается вокруг Солнца, то в течение полугода эта плоскость пересекает все звезды на небосводе. Таким образом, при выжидании момента старта до полугода любая звезда Вселенной может быть достигнута с помощью пятой космической скорости. Можно также отправиться к любой звезде в произвольный момент, но в таком случае стартовую скорость придется иногда увеличить до шестой космической скорости, равной 72,7 км сек. [c.235]

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]

Гомановский перелет к Юпитеру, начинающийся при скорости 14 км/с, продолжается без трех месяцев 3 года, а параболический более года. Минимальная начальная скорость достижения Сатурна всего лишь на 1 км/с превышает соответствующую величину для Юпитера, но время перелета составляет уже 6 лет. По параболической же траектории Сатурн может быть достигнут за 2,5 года. Все это более или менее терпимо. Однако с остальными планетами группы Юпитера дело обстоит гораздо хуже. Полеты к Урану, Нептуну, Плутону требуют мало отличающихся минимальных скоростей, так как они уже близки к третьей космической. Но продолжительности полетов, как видно из табл. 6 и 7, колоссальны. Полет до Плутона (при его среднем расстоянии) по параболической траектории продолжается более 19 лет 21 января 1979 г. Плутон, двигаясь по своей достаточно вьггянутой орбите, оказался внутри почти круговой орбиты Нептуна и снова окажется дальше от Солнца, чем Нептун, только в марте 1999 г. <он достигнет перигелия в 1989 г), так что по- [c.403]

Попутно отметим примечательное свойство селеноцентрических траекторий внутри сферы действия Луньь Скорость освобождения от лунного притяжения на границе сферы действия Луны равна 383 м/с (ее можно подсчитать по формуле (10) 5 гл. 2). Следовательно, даже минимальная селеноцентрическая скорость входа в сферу действия (0,8 км/с) более чем вдвое превышает параболическую. Поэтому селеноцентрические траектории внутри сферы действия всегда представляют собой ярко выраженные гиперболы. [c.211]

Однако эти траектории, к сожалению, особенно чувствительны к начальным ошибкам. Например, для случая облета Луны с пологим входом в атмосферу, когда горизонтальная начальная скорость на 83,77 М/С меньше параболической, полет продолжается 97гсут и минимальное расстояние от центра Луны составляет 27 ООО км, увеличение начальной скорости всего лишь на 0,2 м/с изменяет высоту входа в атмосферу на 160 км. При ошибке в угле возвышения вектора начальной скорости на треть градуса высота изменится на 100 км. Более тесное сближение с Луной оказывается чреватым еще большей чувствительностью траектории к ошибкам. [c.229]

Схема непрерывного выведения на траекторию перелета к Лупе,, допускающая относительно простую техническую реализацию, была использована в 1959 году для запуска первых советских автоматических станций. С начальной скоростью, несколько превышающеж параболическую, автоматическая станция Луна-1 за 1,5 сут сблизилась с Луной до минимального расстояния 5—6 тыс. км. Автоматическая станция Луна-2 за такое же время достигла поверхности Луны. Совершив перелет по эллиптической траектории за 2,5 сут, автоматическая станция Луна-3 облетела Луну и сфотографировала ее обратную сторону. [c.280]

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 ...