Траектория к Луне пространственная

В наши дни нужно учить студентов исследованию движений космических кораблей и других объектов в солнечной системе, учить более свободному пользованию различными системами отсчета. Так, например, при изучении движения космического корабля к Луне можно пользоваться системой координат, связанной с Солнцем, системой координат, связанной с центром Земли и вращающейся вместе с линией, соединяющей центры Земли и Луны, системой, находящейся в центре масс системы Земля—Луна, системой, связанной с центром масс Луны и др. [13]—116]. Траектории и законы движения объектов претерпевают существенные изменения в различных системах отсчета и нужна перестройка мышления и воспитание свободы пространственных представлений для отчетливого понимания этого нового комплекса задач механического движения. [c.12]

Количественный анализ, выполненный В. А. Егоровым, показал, что достаточно точное определение параметров энергетически оптимальных пространственных траекторий и достаточно точная оценка влияния ошибок в начальных данных на решение конечной задачи могут быть сделаны в рамках ограниченной круговой задачи трех тел без учета притяжения Солнца и других планет, а также без учета на первом шаге эллиптичности лунной орбиты. [c.746]

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]

При рассмотрении плоской задачи перелета предполагается, что траектория КА совпадает с плоскостью геоцентрической орбиты Луны. Это упрощает анализ и позволяет выявить некоторые качественные особенности траектории, которые потом удается распространить и на пространственный перелет. [c.257]

ПРОСТРАНСТВЕННАЯ ТРАЕКТОРИЯ К ЛУНЕ 275 [c.273]

Пространственная траектория к Луне [c.273]

Рассмотрим прежде всего траектории, расположенные в плоскости орбиты Луны для краткости будем называть их плоскими ). Исследование таких траекторий связано со значительно меньшимй трудностями, чем исследование пространственных траекторий достижения Луны, не расположенных в плоскости лунной орбиты. [c.192]

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]

Представляет интерес проект сравнительно дешевого устройства, заменяюш.его либрационный спутник связи в окрестности точки а [3.471. Пусть позади Луны находится некоторая масса — космический аппарат (КА),— связанная тросом с невидимой с Земли стороной Луны. Если бы Луна не обладала собственным притяжением, то, согласно сказанному в И гл. 5, при определенных начальных условиях вся гантелеобразная система Луна — трос — КА должна была бы благодаря градиенту земной гравитации занять устойчивое положение вдоль продолжения линии Земля — Луна. Для этого КА должен был бы получить начальную скорость, равную расстоянию Земля — КА, умноженному на величину 2л/Т, где Т — сидерический месяц направление скорости должно было быть перпендикулярно продолжению линии Земля — Луна. При не слишком больших начальных скоростях, отличаюш.ихся от указанной, космический аппарат должен был бы колебаться, как маятник, относительно линии Земля — Луна. Притяжение Луны вносит важную поправку в наши рассуждения, а именно если трос мал, то наш аппарат попросту упадет на Луну. Но этого не произойдет, если длина троса будет превышать расстояние от Луны до точки либрации Ьг. Чем больше это превышение, тем меньше может быть масса аппарата. При малых превышениях слишком велико может быть влияние массы той части троса, которая находится между Луной и точкой 2. Проектная длина троса [3.47] — 70— 90 тыс. км. Космическому аппарату на конце троса можно задать маятниковые пространственные колебания, при которых он будет выписывать на небе, если смотреть с Земли пли с Луны, фигуры Лиссажу . При углах размаха 30° только примерно на 0,2% траектории космический аппарат — релейная станция связи — будет загорожен от Земли Луной. Существуют уже сейчас достаточно прочные композитные материалы малой плотности, из которых может быть сделан трос, причем его толщина должна увеличиваться от космического аппарата до Луны, например, в 30 раз. Масса космического аппарата для указанной выше проектной длины троса, будет составлять несколько тонн, а троса — несколько сот килограмм ). [c.297]

Если широта точки старта 1фо1>28 36, то нельзя реализовать компланарный перелет в плоскости орбиты Луны. При запуске с территории Советского Союза траектория перелета к Луне оказывается существенно пространственной. Возможны две различные схемы перелета с непрерывным выведением и с использованием промежуточной околоземной орбиты. Первая схема применялась на раннем этапе исследования Луны, поскольку она предъявляет умеренные требования к конструктивным решениям и системе управления. Все ракетные ступени работают непрерывно, обеспечивая управляемый разгон до околопараболической скорости. Однако схема непрерывного выведения, как правило, приводит к увеличению потребных энергетических затрат для достижения Луны вследствие неблагоприятных реализуемых баллистических решений. [c.273]

Заметим, что деление траекторий на облетные и долетные теряет смысл для пространственных траекторий сближения КА с Луной [c.273]

И последующим возвращением к Земле. Обычно такие пространственные траектории называют облетными. Облет Луны может происходить только в направлении, противоположном ее орбитальному движению. Действительно, геоцентрическая скорость Луны близка к местной круговой, а геоцентрическая скорость КА в апогее сильно вытянутой эллиптической орбиты оказывается существенно меньше. Поэтому КА не может догнать Луну. [c.274]

Траектория с непрерывным выведением. Обсудим некоторые особенности построения пространственной траектории перелега -К Луне по схеме непрерывного выведения [23]. Как уже отмечалось, угол л между плоскостями экватора и орбиты Луны меняется с периодом - 18,6 лет от 18° 18 до 28°36. При расчете траектории перелета длительностью в несколько суток можно принять л постоянным. Если ф1 > О — широта точки старта, располояченной в Северном полушарии, то за счет суточного вращения Земли угол [c.274]

Предположим, что в начальной точке М на высоте Н КА имеет скорость Vнаправленную под углом 01 к местному горизонту (протяженность активного участка ракеты-носителя пока не учитывается). Если 01=0, то начальная точка является перигеем, причем большая полуось траектории пассивного участка будет колли-неарна начальному радиусу-вектору Гь Минимальный угол между Г1 (или большой полуосью в рассматриваемом случае) и плоскостью орбиты Луны составляет Ч тш- Как показывают расчеты [22], ття сильно вытянутых эллиптических траекторий угол ме/ьду большой полуосью и радиусом, равным расстоянию до Луны (г = гл), не превышает 15°. Поскольку в случае старта с территории Советскою Союза Ч тш>18°, то понятно, что при эллиптических начальных скоростях и 01 = О траектория КА будет пересекать плоскость орбиты Луны с недолетом, раньше того момента, когда текущий радиус станет равным расстоянию до Луны (рис. 7.17). Чтобы поднять восходящую ветвь траектории относительно плоскости движения Луны, необходимо увеличить начальный угол 01 или скорость V. Отсюда видно, что потребные энергетические затраты на пространственную траекторию перелета к Луне больше затрат на траекторию компланарного перелета в плоскости лунной орбиты. [c.274]

Из анализа, проведенного Шехтером, также следует, что на движение КА вне плоскости орбит Земли и Луны Солнце оказывает незначительное воздействие, а влияние пространственности движения КА на проекцию его траектории на плоскость орбит Земли и Луны пренебрежимо мало. [c.252]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...