Облет Луны

В Советском Союзе впервые в мире был совершен облет Луны и фотографирование автоматическими средствами обратной, невидимой с Земли, стороны Луны. [c.499]

В мае 1961 г. президент Соединенных Штатов Америки Дж. Кеннеди провозгласил важнейшей национальной программой высадку человека на Луну. В 1964 г. аналогичная программа была утверждена и в СССР. Наша лунная программа планировалась состоящей как бы из двух частей первая — облет Луны на космическом корабле, запускаемом ракетой-носителем Протон , и вторая — посадка и возвращение лунного модуля с одним космонавтом. [c.40]

Подробное рассмотрение этих работ относится к истории механики второй половины XX в. (что выходит за рамки данного обзора). Однако необходимо хотя бы вскользь упомянуть о некоторых основополагающих теоретических работах по механике тел переменной массы, обусловивших успешное выведение искусственных спутников Земли, космических кораблей с космонавтами на борту, облет Луны и т. д. [c.243]

Движение ракеты в космическом пространстве определяется законами небесной механики. Ракета для космических путешествий — это управляемый астероид. Так как плотные слои атмосфер у планет солнечной системы сосредоточены на малых (по сравнению с радиусом соответствующей планеты) высотах, то при изучении движений ракет в пределах солнечной системы при перелетах с одной планеты на другую нужно в большинстве случаев принимать во внимание только силы тяготения. Для изучения движения искусственных спутников Земли и ракет, предназначенных для достижения (или облета) Луны, в ряде случаев нужно учитывать только поле сил тяготения, обусловленное массой Земли. [c.95]

Блестящими образцами успешного выбора траекторий для искусственных небесных тел могут служить траектории космических ракет, посланных для облета Луны и для попадания в нее, траектории автоматических межпланетных станций, направленных к Венере и Марсу, и другие. [c.15]

Так, например, обстояло дело с советской автоматической межпланетной станцией (АМС), запущенной 4 октября 1959 года в облет Луны. После завершения фотографирования обратной стороны Луны АМС двигалась внутри сферы действия Земли относительно Солнца (расстояние АМС от центра Земли не превышало 5-10 /сл/, а радиус сферы действия Земли относительно Солнца равен примерно 9-10 км) АМС в то же время двигалась вне сферы действия Луны относительно Земли. Если бы по этим соображениям мы пренебрегли влиянием Солнца и Луны, то получили бы, что орбита спутника должна быть близка к эллипсу, имеющему одним из фокусов центр Земли. Однако такой вывод ложен в действительности же из-за влияния Солнца и Луны минимальное расстояние АМС от Земли убывало с каждым витком и на 11-м витке (это было в конце марта 1960 года, то есть примерно через полгода после запуска) АМС вошла в плотные слои земной атмосферы и сгорела. [c.212]

Полеты к Луне. Четырнадцатого сентября 1959 г. советская автоматическая станция Луна-2 достигла поверхности Луны. Это бьш первый перелет с Земли на другое небесное тело. В октябре того же года Луна-3 совершила облет Луны и передала изображение ее обратной невидимой стороны. Третьего февраля 1966 г. впервые осуществлена мягкая посадка на поверхность Луны советской станции Луна-9 . В сентябре 1970 г. станция Луна-16 совершила рейс Земля-Луна-Земля. [c.97]

Преодоление этих затруднений мешает построению единой аналитической теории и вынуждает ограничиваться пока или построением кусковой теории или нахождением известного рода периодических решений, описывающих путешествие с облетом Луны и возвращением на Землю. Однако такие периодические орбиты оказываются энергетически и по времени полета практически непригодными и непосредственно использовать их затруднительно. [c.362]

Термин полеты к Луне объединяет разнообразные задачи астродинамики задача о попадании в Луну неуправляемого или управляемого аппарата, создание искусственных спутников Луны, облет Луны без возвращения и облет Луны с возвращением на Землю, мягкая посадка аппарата или космического корабля с космонавтами на лунную поверхность, старт с поверхности Луны аппарата или космического корабля и переход на возвратную к Земле траекторию. [c.744]

Советскому Союзу здесь принадлежат основополагающие достижения запуск первого искусственного спутника Земли, первый космический полет человека, первый выход космонавта из корабля в открытое космическое пространство, первая экспериментальная орбитальная станция первое достижение лунной поверхности, первый облет Луны с фотографированием ее обратной стороны, первая посадка на Луну автоматической станции, запуск первого искусственного спутника Луны, первые доставки на Землю образцов лунных пород автоматическими аппаратами, первые операции самоходных автоматических станций на Луне первый запуск искусственной планеты, первый полет к планете Солнечной системы, первые спуски в атмосфере Венеры и первые посадки на поверхности Венеры и Марса. [c.10]

С первым случаем космонавтика столкнулась на практике, когда советская станция Луна-3 после облета Луны оказалась на орбите спутника Земли с апогеем на расстоянии 480 ООО км от центра Земли и перигеем на расстоянии 47 500 км (период обращения 15 суток). Апогей с каждым оборотом повышался, но до границы сферы действия было далеко, и понижение перигея привело к гибели станции через полгода, после 11 оборотов. [c.102]

Полеты к Луне советских автоматических станций Луна-1 , Луна-2 и Луна-3 в 1959 г. происходили без использования маневра старта с орбиты. Первые два из них продолжались Р/г сут ( Луна-1 пролетела на расстоянии 5—6 тыс. км от поверхности Луны, Луна-2 впервые в истории достигла Луны), что требовало начальных скоростей, несколько превышавших параболическую, а третий — 2 /з сут и происходил по эллиптической траектории (обеспечившей облет Луны см. подробности в следующей главе). Также без старта с орбиты происходили в 1958— 1959 гг. и полеты в сторону Луны американских космических аппаратов Пионер-1 , Пионер-2 и Пионер-3 (первые два упали на Землю, преодолев лишь треть расстояния до Луны, а третий прошел на расстоянии 60 ООО км от Луны). [c.201]

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]

Рис. 87. Классы траекторий плоского облета Луны с пологим входом в атмосферу [3.1].

До сих пор мы рассматривали плоскую задачу о сближении с возвращением. Подобного рода полеты, однако, неосуществимы с территории Советского Союза. Первым реально осуществленным облетом Луны был полет советской автоматической станции Луна-3 в октябре 1959 г. с целью фотографирования обратной стороны Луны. [c.229]

Осуществленный облет Луны является классическим примером успешного пертурбационного маневра, т. е. маневра по изменению для каких-либо целей траектории полета, совершаемого не с помощью ракетных двигателей, а с использованием поля тяготения небесного тела. Обычно пертурбационные маневры требуют особенно точного выведения космического аппарата на траекторию пассивного полета. В частности, полет станции Луна-3 требовал большей точности начальных данных, чем полет станции Луна-2 , попавшей в Луну в сентябре 1959 г. [c.230]

Периодический облет Луны [c.230]

Мы сейчас обратимся к особого вида траекториям облета Луны, имеющим скорее теоретическое, нежели практическое значение, но отличающимся своеобразным изяществом. [c.230]

ПЕРИОДИЧЕСКИЙ ОБЛЕТ ЛУНЫ [c.231]

Начальная скорость на высоте ПО ООО км не есть нечто экзотическое, если вспомнить, по каким орбитам движутся некоторые геофизические спутники ( 2 гл. 6). Ближе, чем на расстоянии 94 800 км от центра Земли, скорость и не может сообщаться, если мы хотим, чтобы космический аппарат периодически облетал Луну (чтобы траектории не проходили внутри Луны). [c.232]

Периодический облет луны [c.233]

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]

Космические аппараты уже давно снабжаются корректирующими двигательными установками, которые доказали свою э( к-тивность. Мы выше отмечали трудности специального облета Луны в плоском варианте. Между тем такой пространственный маневр уже неоднократно совершался во время полетов советских космических аппаратов Зонд-5—8 , облетавших в 1968—1970 гг. Луну и совершавших затем пологий вход в земную атмосферу. При этом траектория корректировалась как до, так и после облета Луны (об этих экспериментах см. подробности в 3 гл. И). [c.236]

Рис 92 Облет Луны с выходом на стационарную орбиту. Числовые отметки на траектории и орбите Луны указывают число суток, истекшее после старта. [c.237]

Исследование [3.15] показало, что выгода по сравнению с двух-и трехимпульсными переходами обнаруживается, если наклонение начальной орбиты больше 30°. При наклонении 50° выгода составляет 0,19- -0,31 км/с (в зависимости от того, когда и в каком узле, восходящем или нисходящем, облетается Луна). Старт с орбиты возможен в течение суток, выпадающих дважды в сидерический месяц. Полет к Луне происходит по траектории, близкой к траектории минимальной скорости, а расстояние от Луны в момент облета составляет от 2 до 10 тыс. км. [c.237]

При первом облете Луны, произведенном советской станцией Луна-3 в октябре 1959 г., с расстояний от 65 200 до 68 400 км фотографировалась обратная сторона Луны. Передача полученных изображений на Землю осуществлялась как с дальних расстояний, так и вблизи Земли. Максимальная дальность передачи равнялась 470 ООО км. Луна фотографировалась в фазе полнолуния. Поэтому в центре диска Луны отсутствовали большие тени и фотографии получились неконтрастными [3.4]. [c.238]

Однако облет Луны с возвращением в земную атмосферу и спасением спускаемого аппарата (это операция будет подробно рассмотрена в 3 гл. 11) позволяет получить фотографии не по радио (что сопровождается помехами), а непосредственно, причем проявление фотопленок производится в земных лабораториях. Большую ценность представляет также возможность получения в руки физиков приборов, бывших на борту станции. [c.238]

Наконец, облеты Луны позволяли произвести эксперименты со входом в земную атмосферу со второй космической скоростью. [c.238]

Особенности трассы спутника на поверхности Луны определяются тем, что Луна очень медленно вращается. Если в течение земных суток спутник Земли с низкой орбитой 16 раз облетает планету, то за лунные сутки (за сидерический месяц — 27,3 земных суток) спутник Луны с орбитой на высоте 10 км облетает Луну 359,8 раза Если такой спутник Луны движется по полярной орбите, то каждый виток его трассы расположен на один градус западнее предыдущего. [c.250]

ВОЗВРАЩЕНИЕ НА ЗЕМЛЮ ПОСЛЕ ОБЛЕТА ЛУНЫ [c.263]

Через два месяца аналогичный облет Луны увенчался первым спуском с аэродинамическим качеством ). 10 ноября 1968 г. с промежуточной околоземной орбиты с помощью вторично включенной второй ступени ракеты-носителя на траекторию облета Луны была выведена станция Зонд-6 , облетевшая Луну и вошедшая в атмосферу 17 ноября. На пути к Луне и обратно были проведены три коррекции (рис. 102), причем последняя обеспечила вход в коридор с расчетной шириной 20 км средняя линия коридора имела условный перигей на высоте 45 км над Землей (под коридором здесь [c.263]

Спуск с аэродинамическим качеством после входа в атмосферу со второй космической скоростью был впервые осуществлен в США 9 ноября 1967 г. Но скорость входа была достигнута не естественным путем после облета Луны, а искусственно корабль Аполлон-4 был переведен с низкой орбиты на эллиптическую с апогеем на высоте 17 ООО км и затем был разогнан приложением тяги на нисходящей части эллипса до второй космической скорости. [c.263]

Заметим, что помимо экспедиции на поверхность Луны могуг совершаться также беспосадочные полеты людей, сопровождающиеся превращением космического корабля в искусственный спутник Луны или простым облетом Луны. [c.269]

Характеристическая скорость простого облета Луны не отличается от таковой для непилотируемого облета и несколько превышает 12 км/с. Экспедиция с временным выходом на орбиту искусственного спутника Луны требует больших энергетических затрат, [c.269]

Столь же значительным для исследования космического пространства и будущих космических полетов явился осуществленный 7 апреля 1968 г. запуск советской автоматической станции Луна-14 — искусственного спутника Луны, выведенного на се.леноцентрическую орбиту с параметрами 870 км в апоселении и 160 км в периселении. Совершая облеты Луны с периодами обращения 2 час 40 мин, она передает информацию, необходимую для уточнения гравитационного поля и формы Луны, определения соотношения масс Луны и Земли, разработки точной теории дви- [c.451]

Р. используется для исследования удалённых объектов. Небольшая подвижная антенна принимает сигналы от перемещающегося объекта, к-рые записываются в виде радиоголограммы, Радноголограмма преобразуется в оптич. модель, реконструкция изображения даёт детальную информацию об объекте. Метод радиолокатора с синтезируемой апертурой был использован на Аполлоне-17 при облете Луны ( 1, = 60, 20 и 2 м) он применяется при исследовании методом голографирования вращающейся планеты, перемещающейся относительно Земли (изображение Венеры в радиоволнах). Р. используется также для получения изображе-ння объектов, скрытых оптически непрозрачными средами, для определения расположения отражающих участков тропосферы, для обработки сигналов больших антенных решёток и мвогоэлементных облучателей (космич. связь и навигация), радиосигналов (сжатие радяолокац. импульсов) в др. [c.215]

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]

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]

Почти любое сближение автоматической лунной станции (АЛС) или пилотируемого корабля с Луной, будь то облет Луны, падение или посадка на нее или даже простой пролет на более или менее близком расстоянии от Луны, может принести полезную научную информацию. Для определенности мы будем называть сближением с Луной достижение космическим аппаратом любой точки пространства, находящейся внутри сферы действия Луны. Траекториями сближения [З.П будем называть такие траектории, которые приводят космический аппарат в сферу действия Луны еще до того, как он завершит свой первый оборот вокруг Земли. Последняя оговорка объясняется тем, что сфера действия Луны может быть в принципе достигнута после того, как лунносолнечные гравитационные возмущения, расшатав длинную эллиптическую орбиту спутника Земли, приведут его в конце концов в окрестность Луны (такой случай встретится нам в 1 гл. 10). [c.191]

Строгое различие между облетной и долетной траекториями теряется, когда речь идет о пространственном сближении с возвращением. В этом случае говорят просто об облете Луны. [c.226]

Прежде всего мы видим, что все облеты Луны приисходят в направлении вращения стрелки часов (кстати, в таком же направлении совершается обход Луны и в селеноцентрическом движении по гиперболе). Облет в направлении, обратном вращению стрелки часов, т. е. в том же направлении, как и движение Луны вокруг Земли, невозможен по тон же причине, по которой запрещен вход в тыльную часть сферы действия Луны (см. выше). [c.226]

Облет Луны с тесным сближением (рис. 84, а, б) был бы теоретически возможен даже цри очень больщих скоростям, цо [c.226]

Рис. 86. Траектории дальнего облета Луны [3.14]. Цифры указывают время в часах с момента старта. Штриховая линия — невоэмущенная траектория.

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]

А теперь укажем обстоятельства, которые делаюг периодическое сближение с возвращением, этот своеобразный космический бильярд , практически нереальным. Во-первых, очевидно, что траектории периодического облета Луны должны быть плоскими. Эта трудность преодолима. Но, во-вторых, периодический облет возможен лишь теоретически в предположении, что орбита Луны — идеальная окружность. В-третьих, требуется невероятная точность начальных условий. Например, в случае траектории, изображенной на рис. 88 начальную скорость необходимо соблюдать с точностью до 1 ММ/с. При ошибке 1 мм/с космический аппарат через несколько оборотов покинет сферу действия Земли. В-четвертых, мы не учли возмущений от Солнца... [c.234]

Если на борту аппарата, пролетевшего сферу действия Луны, находится двигатель, то представляются дополнительные возможности для улучшения его траектории или для его перевода на совершенно новую орбиту. До сих пор мы такой возможности не учитывали поэтому некоторые операции казались совершенно неосу-ш,ествимыми на практике, хотя и красиво выглядели на бумаге. Между тем с помош,ью корректируюш.ей двигательной установки могут быть выправлены траектории, требуюш.ие невероятно высокой точности осуш.ествления начальных условий полета. В частности, не видно причин, почему бы, например, если это будет сочтено необходимым, не был осуш,ествлен периодический облет Луны коррекции могут компенсировать и начальные ошибки, и солнечные возмущения, и эллиптичность орбиты Луны. Ценой будет нарушение строгой симмегрии траектории, но ведь симметрия — не самоцель. [c.236]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...