Орбита перелета

На рис. 4 показан оптимальный перелет с двигателем малой тяги между теми же круговыми орбитами. Перелет выполняется по траектории, аналогичной траектории, показанной на рис. 2, и является оптимальным при любом отношении радиусов орбит. По мере приближения к [c.166]

Начальная гелиоцентрическая скорость выхода на орбиту перелета г АС = 32,083 км/с, геоцентрическая скорость выхода и з — 2,298 км/с. Поскольку и АЗ — АС ЗС5 то [c.159]

Орбитами с небольшой угловой дальностью являются, например, орбиты перелетов с Земли на Луну, с Земли на Марс, Венеру или другие планеты. Орбиты таких перелетов представляют собой в первом приближении дуги конических сечений, и вопросы эволюции здесь не возникают. [c.272]

Приближенные методики создаются либо без учета возмущений, либо с учетом их в достаточно грубой форме. Так, орбиту перелета к Марсу можно считать состоящей из трех кусков конических сечений невозмущенного геоцентрического движения в сфере действия Земли, невозмущенного гелиоцентрического движения вне сфер действия Земли и Марса и невозмущенного конического сечения с фокусом в центре Марса, когда движение происходит внутри сферы его действия. [c.272]

Требуется найти элементы эллиптической орбиты р. е, (О, имеющей одним из фокусов притягивающий центр О с массой гпа и прохо- 7 дящей через две заданны точки Aii р с. ез. орбита перелета. М,М,-ду. и Мг, если время перелета Т из Л1. - Х,ГиХ [c.729]

Для уменьшения расхода топлива ча маневр необходимо определить оптимальные условия проведения маневра, т. е. выбрать моменты времени включения и выключения двигателя, число включений (или активных участков), величину и ориентацию вектора тяги при каждом включении. Орбиту, связывающую начальную и конечную орбиты, называют орбитой (или траекторией) перелета. Точный расчет маневра, включая активные участки и орбиту перелета, обычно выполняется с использованием ЭВМ. В приближенной постановке учитывают тот факт, что в большинстве случаев длительность активных участков пренебрежимо мала по сравнению [c.134]

Пусть выбраны положение начальной точки орбиты перелета, величина А71 и угол ф1 относительно местного горизонта первого импульса скорости (рис. 5.10). Определим суммарное потребное приращение скорости для двухимпульсного маневра. [c.155]

Здесь 1з — произведение постоянной притяжения на массу Земли. Будем полагать, что КА предварительно выводится на круговую околоземную орбиту радиуса Гкр, а затем стартует с нее на гиперболическую орбиту перелета. При импульсном маневре должно выполняться равенство Гп = г р, где Гц — радиус перигея гиперболической траектории. Тогда линейный эксцентриситет [c.302]

Фаза I может включать переход на орбиту ожидания вокруг исходной планеты в качестве промежуточного этапа для целей контроля, прежде чем импульс двигателей переведет корабль на заданную гиперболическую планетоцентрическую орбиту перелета с требуемым гиперболическим избытком скорости в точке, в которой корабль покидает сферу действия исходной планеты. Для кораблей с двигателями высокой тяги при полетах к планетам земной группы (Меркурий, Венера, Земля, Марс) длительность фа.зы I не превышает недели. [c.401]

Минимальное время ожидания находится путем использования формул (11.73)—(11.77), а полное время полета Т равно 2/ - - Ь - Эксцентриситет касательной орбиты перелета определяется из (11.23), а именно [c.402]

Теперь мы подготовили почву для рассмотрения фактических требований к скорости при подобных орбитах перелета. Рассчитаем значения приращений скорости, необходимых для вывода корабля на требуемую гелиоцентрическую орбиту. Благодаря первому приращению скорости корабль выводится на промежуточную орбиту вокруг Земли. Эта орбита (которая выбирается круговой), согласно предположению, имеет высоту 460 км для вывода на такую орбиту требуется круговая скорость 7,635 км/с. Чтобы достичь параболической скорости (или скорости освобождения), необходимо дополнительное приращение скорости, равное [c.404]

В С VB— V vв переводит ракету на гелиоцентрическую орбиту перелета v переводит ее иа круговую орбиту вокруг Р2 тс [c.410]

ИЛИ из табл. 12.3 эксцентриситет орбиты перелета равен 0,21. Ошибка Ага расстояния афелия орбиты находится из (11.62) [c.415]

В результате находим, что эта ошибка равна 40 200 км, что в 6 раз превышает диаметр Марса. Аналогичный расчет для Юпитера дает ошибку в расстоянии афелия орбиты перелета для ошибки у, в 30 см/с значение 118 ООО км — немногим меньше диаметра Юпитера. [c.415]

Для обеспечения встречи КА с планетой назначения необходимо, чтобы в момент касания орбиты перелета с орбитой планеты назначения аппарат и планета находились в одной и той же точке. Рассмотрим, каким должно быть расположение планет в момент отлета КА с орбиты I, чтобы после истечения времени обеспечивалось условие встречи КА с планетой назначения 2. [c.120]

Орбита перелета Крайние тючки Л,. град Описание орбиты [c.278]

Космический аппарат находится на круговой орбите радиусом Го. Найти величину тангенциального приращения скорости До для перехода на эллиптическую орбиту с полуосью а>га и время перелета до апогея новой орбиты [301. [c.60]

Второй импульс изменяет только наклонение орбит, а последний импульс, аналогичный первому, обеспечивает переход на конечную круговую орбиту. Перелет такого типа представляет собой обобщение биэллип-тического перелета, когда все импульсы направлены под прямым углом к радиусу-вектору и отделены друг от друга центральными углами (в точках перигея и апогея). [c.171]

Время перелета г = а/гзс То/2, где То = 1 год, займет около г = = 258,9 сут. Момент старта должен быть выбран так, чтобы траектории Марса и КА пересекались одновременно. Рассмотренная орбита перелета, касающаяся орбиты планеты-цели, называется полуэллиптической или гомановской — по имени немецкого ученого В. Гомана. [c.160]

Как показывают расчеты, гравитационный удар приводит к сокращению общей продолжительности полета Земля — Марс — Земля по сравнению с воображаемым случаем отсутствия поля тяготения у Марса. Так, пролет на близком расстоянии от поверхности Марса сокращает двухгодичное путешествие Земля — Марс —Земля примерно на 60 сут. Марс может быть достигнут как до, так и после достижения афелия орбиты перелета. [c.378]

В случае, если намечается выведение космического аппарата на орбиту искусственного спутника Юпитера, соображения энергетического характера естественно требуют, чтобы его орбита перелета к планете была возможно ближе к гомановской. Поэтому в опубликованных планах, о которых дальше будет рассказываться, всюду фигурирует сезон декабрь 1981 г.— январь 1982 г. как наиболее [c.412]

С длительностью пассивного полета, т. е. протя кенностью орбиты перелета. Тогда удается существенно упростить задачу, аппроксимируя активные участки импульсным (скачкообразным) изменением скорости. При этом предполагают, что в момент мгновенного изменения скорости координаты КА остаются без изменения. Расчет такого маневра сводится к определению числа импульсов скорости ДК, =1, 2,. .., п, их ориентации и точек приложения. Полученное решение может использоваться для оценки потребных затрат топлива, а также в качестве хорошего начального приближения при решении задачи в точной постановке с учетом ограниченной величины тяги двигателя. [c.135]

Оптимизация маневра. Задача перелета КА между компланарными круговыми орбитами является одной из наиболее изученных задач механики космического полета. Две круговые орбиты с несовпадающими радиусами не имеют точек пересечения, поэтому для перелета между ними требуется приложить не менее двух импульсов скорости. С помощью первого импульса скорости КА переводится с начальной круговой орбиты на орбиту перелета, которая пересекает конечную круговую орбиту или касается ее, В момент достижения конечной орбиты КА сообщается второй импульс скорости для перевода его на эту орбиту. Оптимальную схему двух-импульсного перелета между компланарными круговыми орбитами впервые предложил Гоманн [79], Траектория перелета типа Го-манна располагается в плоскости начальной и конечной круговых орбит и касается их. Следовательно, импульсы скорости прикладываются в апсидальных точках траектории перелета, которая представляет собой полуэллипс, касающийся меньшей круговой орбиты [c.137]

Вернемся к анализу случая, когда параметр г принадлежит диапазону (5,2,14), и определим, какое из граничных значений радиуса апоцентра орбиты перелета (га = г или Га- оо) обеспечивает минимальное значение суммарного приращения скорости. Сравним потребные приращения скорости на двухимпульсный перелет по траектории типа Гоманна (га = г) и перелет по предельной биэллиптической траектории (Га- оо), [c.153]

Планета Время перелета годы Мииим. время ожидания годы Полное время полета Т = 21 .+ -1- 1уу. годы Эксцентриситет орбиты перелета [c.403]

Для котангенциальной гелиоцентрической орбиты перелета корабль покидает сферу действия Земли либо в направлении движения Земли по орбите, либо в противоположном. Если скорость движения Земли по орбите равна Kj), то в первом случае гелиоцентрическая орбитальная скорость корабля равна [c.405]

Существенную экономию топлива можно дo tичь путем использования орбит ожидания у планет назначения в качестве своеобразных складов . Хорошо известная аналогия описанной процедуры — это создание промежуточных баз при походе на Южный полюс или прн подъеме на Эверест, на которых сохраняются запасы продовольствия и топлива для обратного путешествия или спуска очевидно, что в конечном счете этот прием обеспечит сбережение энергии. В литературе но астронавтике существует много работ по указанному использованию орбит ожидания при полетах к Луне или планетам в проекте Аполлон эта методика широко использовалась на стадии спуска на поверхность Луны. Ниже мы рассмотрим описанный метод на простом примере полета с поверхности планеты Рх на поверхность планеты Р и обратно на поверхность планеты Рг. В первом случае полет осуществляется одним кораблем с использованием орбит ожидания вокруг планет P и Яг только для целей проверки ( процедура Ь) во втором случае две орбиты ожидания используются для сбережения баков с топливом ( процедура 2 ). Фазы полета схематически показаны на рнс. 12.8 здесь 5 —Солнце. Обратный полет показан пунктиром следует помнить, что, хотя обратная траектория показана на схеме как зеркальное отображение прямой орбиты перелета, на самом деле необходимо конечное время ожидания вблизи Я.,, прежде чем наступит момент отлета назад. Орбиты планет Р и предполагаются круговыми и компланарными. Размеры круговых орбит ожидания для ясности весьма сильно преувеличены. Ниже, в табл. 12.5, перечислены этапы действия согласно процедуре 1. [c.407]

В курсах иебесиой механики такую задачу решают с помощью хорошо разработанных методов, наибслее распространенным из которых является метод Ламберта—Эйлера. Существо и подробности применения метода будут изложены ниже (см. разд. II). Здесь же отметим, что с его помощью определяют, прежде всего, такие элементы орбиты перелета, как большая полуось а и эксцентриситет е. [c.123]

П 180 9 = 0 орбита перелета касательна к орбите планеты при условии компланарности орбит (романовский эллипс) 0 = 0 орбита перелета касательна к орбите планеты при условии компланарности орбит [c.278]

Полет — см. также Орбита, Перелет, Т раектория [c.724]

В непосредственной связи с работой Ф. А. Цандера Перелеты на другие планеты (1924) находится решение задачи о выведении искусственного спутника Земли на орбиту, которая стала предметом ряда исследований. Например, в работе Д. Е. Охоцимского и Т. М. Энеева Некоторые вариационные задачи, связанные с запуском искусственного спутника Земли (1957), рассмотрен вопрос о том, как должно изменяться во времени направление тяги реактивных двигателей, чтобы было обеспечено выведение спутника на заданную орбиту с минимальным расходом топлива. При этом предполагается, что выведение спутника на орбиту осуществляется при помощи ракетного ускорителя, состоящего из одной или нескольких ступеней. Исследование проводилось в предположении, что отсутствуют аэродинамические силы и поле земного тяготения является плоско-параллельным. [c.308]

I — коррекции околоземной орбиты II — изменение плоскости траектории полета III — коррекции траектории IV — выведение на орбиту вокруг Юпитера V — управление положением на траектории перелета VI—изменение высоты перицентра VII—облет Юпитера VIII—управление положением на орбите вблизи Юпитера. [c.271]

Работа Дируэстера, в которой, помимо всего прочего, указывались возможные схемы траекторий для других дат запуска, подтвердила открытие Сона и Холлистера действительно, во многих случаях попутный облет Венеры позволяет значительно уменьшить требуемую начальную массу космического аппарата по сравнению с эквивалентными прямыми перелетами. Это особенно справедливо для многих неблагоприятных лет, когда эллиптичность орбиты Марса приводит к чрезмерно большим конечным скоростям. Траекториям с попутным облетом обычно соответствуют умеренные конечные скорости такие траектории приводят к умеренной продолжительности полета, и требуемая точность [c.13]

Третья (и последняя) группа целесообразных траекторий (тип V) предъявляет довольно высокие требования к реализации, а реализуемые траектории такого рода удается подобрать лишь для отдельных дат запуска. В обш ем продолжительность полета по траекториям типа V составляет около 450 суток или более, хотя требуемые для них скорости почти так же малы, как и для гомановых перелетов между орбитами Земли и Марса. В работе [7] представлено большое число подробных графиков изолиний для траекторий такого типа. Кроме того, полная совокупность сеток и соответствуюш их таблиц для всех траекторий с попутным облетом на интервале времени до конца текуш его столетия составит, по-видимому, очередной том серии справочников по межпланетным полетам [8]. [c.17]

Помимо других результатов, в общее рабочее поле оперативной памяти вводятся даты облета и возвращения. Эти значения используются другой подпрограммой, которая отдельно вычисляет соответствующие гелиоцентрические траектории отправления и возвращения в результате определяются векторы избыточных гиперболических скоростей при отправлении и при возвращении к Земле. Последние используются третьей подпрограммой, вычисляющей требуемые приращения скорости для схода с начальной орбиты ожлдания и перехода на конечную орбиту ожидания. Приращения скорости служат начальными условиями для подпрограммы весовых расчетов, которая определяет начальную массу аппарата, массу отдельных ступеней, а также необходимые веса, объемы горючего и окислителя и размеры баков для них. При этом для каждой отдельной комбинации начальных условий получающиеся результаты состоят из 250 отдельных величин, которые могут представлять интерес для анализа. Окончательные результаты записываются на специальную (архивную) ленту, с которой они могут выборочно считываться впоследствии для получения любых параметров данного перелета. Запись на магнитную ленту, приводящую в действие построители графиков, также производится автоматически во время счета, для чего нужно ввести отдельные перфокарты. [c.37]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...