Опорная орбита

V3 2> опорной орбиты минимального [c.192]

Первое из них определяет возмущение орбитальной скорости, второе и третье — радиальное и нормальное (к плоскости опорной орбиты) отклонения. [c.618]

Возмущенное движение представляет наложение движения (12), определяющего эффект начальных возмущений, на движение, обусловленное действием возмущающих сил. В плоскости опорной орбиты эти силы имеют постоянную составляющую и составляющие с частотой [c.618]

Томпсон и Тэт называют опорную орбиту устойчивой, если при сообщении достаточно малого консервативного возмущения нормальное отклонение V остается по всей траектории ограниченным. Это. же определение прочности движения принимает Н. Е. Жуковский. Надо добавить, что уравнение (3) может дать лишь необходимый критерий орбитальной устойчивости, а разыскание также и достаточных критериев требует сохранения в уравнениях возмущенных траекторий нелинейных относительно V слагаемых. Необходимым (но недостаточным) условием того, чтобы величина V, определяемая уравнением (3), оставалась ограниченной, является положительность К во всем интервале изменения а для установившихся движений, когда К постоянно вдоль траектории, оно будет и достаточным. [c.723]

Возмущения можно разделить на два различных класса периодические и вековые. Любое возмущение опорной Орбиты, повторяющееся с заданным периодом, называется периодическим и обычно является следствием периодического повторения одной и той же конфигурации тел системы. Поскольку точное повторение конфигурации маловероятно, то такое периодическое возмущение (короткопериодическое) часто связывается с циклическими вариациями много большего периода и при этом говорят о долгопериодическом возмущении. [c.130]

Сама процедура вычислений очень похожа на соответствующую процедуру в случае орбиты, отличающейся от прямолинейной. При / по величинам л, у, г и х, у, мы получаем г, а, р, а. Р, /1 , й , Л и вычисляем правые части уравнений (7.62)- (7.64). Если спрямление опорной орбиты производится в конце каждого шага, то г г, так что =- Я ъ начале шага. Внутри шага г, вообще говоря, отклоняется от г. Теперь для того, чтобы получить значения г, а.р, р,, и г, р,, при / 1 , проинтегрируем Нашу систему на один шаг. [c.245]

Чтобы определить г, а, р и г, а, р при / = /1, надо вспомнить, что опорная орбита все время является в точности прямолинейной. Поэтому а = р = О и а, Р имеют те же значения, что и прн I — to. Оставшиеся величины г и г , в течение шага меняются и могут быть получены из соответствующих соотношений для прямолинейных эллипса, параболы или гиперболы (см. разд. 4.8). [c.246]

Выбор в качестве опорной орбиты на данном шаге прямолинейных эллипса, параболы или гиперболы зависит от того, будет ли в начале шага энергия [c.246]

Согласно проекту, корабль Заря мог выводить на опорную орбиту высотой до 190 километров и наклонением 51,6 полезный груз массой от 2,5 тонны (при экипаже из двух космонавтов) до 3 тонн (при полете без экипажа). Вместо груза в специальном модуле могли разместиться до восьми пассажиров. [c.515]

Укажем минимально необходимую величину затрат энергии для решения некоторых из этих задач. Чтобы вывести груз с Земли на низкую опорную орбиту, нужны затраты энергии 33 МДж/кг. Чтобы с этой орбиты доставить его на геостационарную, потребуется израсходовать дополнительно 25 МДж/кг. Доставка груза с Луны на окололунную стационарную орбиту обойдется всего в 3 МДж/кг, а для перевода с этой орбиты на геостационарную необходимо 4 МДж/кг. [c.180]

Использование для такого перелета ЭРД как двигателя малой тяги приводит к значительному увеличению продолжительности транспортной операции. Но, с другой стороны, ЭРД при той же конечной массе космического аппарата на геостационарной орбите позволяет снизить начальную массу на опорной орбите в 2-3 раза по сравнению с ЖРД. В случае использования ЖРД перевод 1 кг массы на ГСО требует выведения на опорную орбиту с Земли примерно 7 кг массы. Таким образом, важным преимуществом ЭРД при вьшолнении подобных транспортных операций является их значительно более высокая эффективность использования массы и соответственно более высокая экономичность. [c.207]

Высокая массовая эффективность - не единственное преимущество ЭРД при вьтолнении транспортных операций в околоземном космическом пространстве. Проектные проработки показали, что крупногабаритные конструкции наиболее Целесообразно собирать на опорной орбите из однотипных элементов и узлов, доставляемых с Земли или изготовленных из полуфабрикатов непосредственно в орбитальном сборочно-эксплуатационном центре. Такой центр удобнее всего размещать на орбитах высотой 300 - 350 км. Эта высота оптимальна, так как для более низких орбит быстро возрастают затраты топлива на работу двигательной установки, компенсирующей торможение в верхних слоях атмосферы, а для более высоких - затраты на переход с низкой опорной орбиты. [c.208]

Использование метода вариации параметров позволяет избавиться от постоянного роста возмущающих ускорений по мере все большего отклонения спутника от опорной траектории, т. е. позволяет обойтись без периодической коррекции опорной орбиты. Это достигается тем, что сама опорная орбита принимается переменной , причем она изменяется таким образом, что положение и скорость спутника на опорной и действительной траекториях оказываются одинаковыми. Иными словами, эта переменная опорная орбита непрерывно оскулирует, и ее элементы, являющиеся постоянными величинами в задаче двух тел, становятся медленно меняющимися функциями времени. Характер изменения элементов (т. е. параметров орбиты) определяется непосредственно лишь действующими на спутник возмущениями. [c.79]

Если обе заданные орбиты наклонены одна по отношению к другой и одна из них (например, О//) является целевой орбитой и поэтому строго фиксирована и не может быть изменена (т. е. может служить опорной орбитой), то необходимо изменять либо наклон переходной орбиты, либо положение ее линии узлов, либо то и другое. Когда ортогональный импульс сообщается в одной из узловых точек орбиты (рис. 6.22), она поворачивается вокруг линии узлов и изменяется только ее наклон. Когда ортогональный импульс сообщается в одной из точек Ь или Я, лежащих на перпендикуляре к линии узлов в плоскости орбиты (рис. 6.22), то орбита поворачивается только вокруг линии апсид и изменяется в основном лишь положение линии узлов (при малых импульсах, см., например, раздел 6.3.10). Когда же ортогональный импульс сообщается в некоторой промежуточной точке орбиты, то последняя претерпевает как изменение наклона, так и изменение положения линии узлов. Какой путь из указанных трех возможных является более выгодным, сказать в общем случае нельзя. [c.180]

В циклич. ускорителях в качестве опорной обычно выбирают траекторию равновесной частицы, импульс (энергия) к-рой соответствует величине (в данный момент времени) и распределению магн. поля. При этом магн. поле предполагается идеальным, т. е. считается, что оно имеет нек-рую априорно заданную зависимость от координат и времени. Можно показать, что в синхротронах среди множества возможных траекторий равновесной частицы существует одна замкнутая траектория, к-рая наз. равновесной орбитой. В линейных ускорителях опорная траектория обычно совпадает с осью машины, а в кольцевых ускорителях она близка к ср. линии вакуумной камеры. [c.333]

Кеплерово движение космического аппарата в точности никогда не может осуществляться. Притягивающее небесное тело не может обладать точной сферической симметрией, и, следовательно, его поле тяготения не является, строго говоря, центральным. Необходимо учитывать притяжение других небесных тел и влияние иных факторов. Но кеплерово движение настолько просто и так хорошо изучено, что бывает удобно даже при отыскании точных траекторий не отказываться полностью от рассмотрения кепле-ровой орбиты, а по возможности уточнить ее. Кеплерова орбита рассматривается как некая опорная орбита, но учитываются возмущения, т. е. искажения, которые орбита претерпевает от притяжения того или иного тела, светового давления, сплюснутости Земли у полюсов и т. д. Такое уточненное движение называют возмущенным движением, а соответствующее кеплерово движение — невозмущенным. [c.68]

Первым отечественным спутником связи был спутник "Молния-1", выведенный на высокоэллиптическую орбиту (23.04.65), вспоследствии в состав многоканальной спутниковой системы входили "Молния-2", "Молния-3", "Радуга", "Горизонт", "Экран" (рис. 1.2), а в настоящее время - "Экран-М", "Гонец", "Ямал-100", "Экспресс", "Галс" и др. Спутники-ретрансляторы выводились на эллиптические или геостационарные орбиты, охват телевещанием населения СССР был доведен до 95 %. Вывод спутника на стационарную орбиту с минимальными энергетическими затратами осуществляется по двух- или трехимпульсно-му переходу ИСЗ выводится на опорную орбиту высотой около 200 км и наклонением, соответствующим полигону запуска (51 градус для Байконура), а затем даются два или три импульса, которые обеспечивают переход спутника сначала на высокоэллиптическую орбиту с перигеем [c.9]

Объединенная двигательная установка предназначена для довыведе-ния ОК на опорную орбиту, выполнение межорбитальных маневров, [c.80]

Известно, что планеты движутся вокруг Солнца по почти-эллиптическим орбитам, так как взаимное притяжение планет во много раз меньше, чем притяжение Солнца. Это приближение, сводящее задачу движения планет к задаче двух тел, служило основой для построения многих теорий движения планет. У кепле-ровской (опорной) орбиты элементы постоянны если теперь предположить, что вследствие взаимного гравитационного притяжения планет они изменяются, то для этих изменяющихся элементов можно составить дифференциальные уравнения. Выражения для элементов, получающиеся в результате решения уравнений (представляющие собой в общем случае длинные суммы синусоидальных, косинусоидальных и вековых членов), можно использовать для построения более точного приближения. Этот метод трудоемок, но на практике он быстро сходится, и более трех приближений приходится делать очень редко. Полученные таким образом аналитические выражения, справедливые на заданном интервале времени, называются общими возмущениями. Они позволяют нам сделать некоторые заключения о прошлом и будущем планетной системы, однако следует подчеркнуть, что указанным методом нельзя получить результаты, справедливые на любом, сколь угодно большом интервале времени. Метод общих возмущений применяется также к спутниковым системам, к орбитам астероидов, возмущаемым Юпитером, и к орбитам искусственных спутников. Этот метод является мощным инструментом астродинамики, поскольку в аналитических выражениях находят свое отражение различные возмущающие силы (например, влияние на спутник сплюснутости Земли). [c.129]

Достоинство метода Коуэлла состоит в том, что его просто формализовать и запрограммировать. Однако он не лишен уязвимых мест и недостатков. Трудности возникают, например, в случае тесного сближения (соударения) тел. При этом шаг становится настолько мал, что приходится расходовать чрезмерно большое машинное время. Кроме того, из-за накопления большой ошибки округления сильно падает точность. В таких случаях обычно пользуются другими методами, в которых вводится некоторая промежуточная опорная орбита. Если мы имеем дело с опорной орбитой кометы с высоким эксцентриситетом, то часто бывает удобнее интегрировать отклонение траектории реальной кометы от невозмущенной кеплеровской траектории гипотетической кометы. Увеличение объема вычислений на каждом шаге с лихвой окупается тем, что шаг можно выбрать значительно большим, особенно если орбита имеет высокий эксцентриситет. Такой метод известен под названием метод Энке . В последние годы некоторые авторы модифицировали классический метод Энке. В следующем разделе будет описан классический метод Энке и некоторые его разновидности. [c.227]

В последнее время предпринимались попытки усовершенствовать метод Энке путем использования лучшей опорной орбиты. Кайнер и Беннет 117 ] показали, что при интегрировании уравнений движения низкого спутника Земли метод Энке можно значительно улучшить, если при построении опорной траектории учесть эффект первого порядка от сжатия Земли. Такое улучшение опорной орбиты не только значительно увеличивает интервал времени между спрямлениями орбиты, но и приводит к существенному повышению точности интегрирования по сравнению с классическими методами Энке и Коуэлла. [c.230]

Штумпф и Вейс [30] показали, что время, необходимое для интегрирования уравнений движения четырех или более тел модифицированным методом Энке, при котором в качестве опорной орбиты используется комбинация нескольких кеплеровских орбит, может составлять одну десятую времени, требуемого для решения задачи классическим методом Энке. [c.230]

Таким образом, основная идея метода Энке состоит в том, чтобы подобрать такую опорную орбиту, которая в течение д.тительного времени была бы близка реальной эволюционирующей орбите. Для отклонения параметров реальной орбиты от соответствующих величин на опорной траектории составляется система дифференциальных уравнений, которая затем интегрируется численными методами. Следует заметить, что эти величины (параметры) совсем не обязательно должны быть постоянными. Если выбор опорной орбиты удачен, то шаг интегрирования можно взять много большим, чем при интегрировании исходных дифференциальных уравнений, соответствующих реальной орбите. При этом мы получаем выигрыш даже с учетом того, что на каждом шаге приходится выполнять дополнительные вычисления. Следует также заметить, что аналитические выражения для вычисления координат положения и скорости на опорной орбите вовсе не обязательны. [c.230]

Предположим, что опорная орбита все время является прямолинейной. Тогда в отличие от предыдущего случая (Л =/= 0) ее нельзя получить из оскулнрующей орбиты, если только истинная орбита сама не является в точности прямолинейной. Если орбита прямолинейная, то [c.245]

Теперь можно улучшить опорную орбиту. Если оскулнрую-щая орбита все еще близка к прямолинейной, то в качестве новой опорной траектории опять берется прямолинейная орбита. Ее параметры в начале нового шага задаются следующим образом [c.246]

Оорта постоянные 495, 504, 531 Опорная орбита 130, 227. 246 Оппозиция 397 [c.538]

Одной из главнейших характеристик схемы является величина энергетических затрат, требуемых иа реализацию перелета. Под этим понимают величину скорости, которую необходимо сообщить КА при формироваини траектории перелета, обеспечивающей решение поставленной целевой задачи. Для простейшей схемы эти затраты связаны с сообщением КА импульса разгона, требуемого для отлета с опорной орбиты ИСЗ. Как показано в 4.4, в случае оптимальной схемы старта с орбиты ИСЗ величину импульса разгона определяют как разность скоростей в перицентре гиперболы отлета от Земли и на круговой орбите ИСЗ. Величина зависит от даты старта и времени перелета КА к планете назначения. [c.130]

Воздушно-космический самолет ВКС , разработанный под руководством Павла Цыбина, представлял собой гиперзвуковой ракетоплан с комбинированной многорежимной двигательной установкой на основе турбопрямоточного воздушно-реактивного двигателя и линейного ЖРД. Начальная масса ВКС не превышала 700 тонн (масса конструкции составляла 140 тонн), масса полезного груза—не менее 25 тонн при выведении на опорную орбиту высотой 200 километров и наклонением 51°. [c.505]

Теплообменный двигатель, работающий на энергии солнечного излучения, обладает тем преимуществом, что не требует в качестве предварительного условия разработки лазера сверхвысокой мощности. Создание орбитального отражателя представляет собой менее сложную задачу, причем такой отражатель также находит большое при.менение при индустриальном освоении космоса. Теплообменный двигатель такого типа перспективен для обеспечения массовых межорбитальных перелетов транспортных кораблей в околоземном космическом пространстве. В более отдаленной перспективе он может быть также использован для вывода полезных нагрузок с поверхности Земли на опорную орбиту. 178 [c.178]

Результаты оценок перелета опорная орбита Земли - орбита искусственного спутника Нептуна при использовании различных двигательных установок представлены в табл, 6.2 В качестве исходных условий принято, что продолжительность перелета составляет 10 лет, а на орбиту спутника Нептуна доставляется аппарат массой 1,5 т. В качестве перспективного ЖРД для оценок выбран двигатель, работающий на топливе фтор-гидразин, которое обеспечивает достаточно высокую скорость истечения и которое в космических условиях можно хранить долгое время. Наилучшая массовая эффективность получается при применении ЯЭРДУ с ее помощью указанная задача может быть решена межпланетным космическим комплексом, начальная масса которого на опорной околоземной орбите составляет всего 15 т. [c.205]

Пусть М масса КА, который необходимо вьшести на ГСО, Р - его стоимость, т - время его активного существования. Рассмотрим два варианта перевода космического аппарата с опорной орбиты на геостационарную - с помощью космической ступени, работающей на ЖРД, и с помощью многоразового межорбитального буксира с ЭРД, который доставляет объект на ГСО за время ту. Стоимость буксира, отнесенная к расчетному числу полетов, Примем, что с учетом длительного времени транспортировки затраты на создание КА, необходимые на обеспечение его заданного ресурса и надежности, возрастают как 1 + т)/т. Примем также, что удельная стоимость доставки на ГСО 1 кг массы КА 72 = 0,371, где 71 - удельная стоимость в случае ЖРД. [c.207]

На рис. 6.3 приведены результаты аналогичных расчетов, вьшолненных с тем отличием, что для транспортировки полезных грузов на ГСО используется межорбитальный буксир многократного действия. В этом случае энергоустановка является частью космической ступени, так как должна обеспечивать ее возвращение на низкую опорную орбиту. Космическая ступень рассчитана на десятикратное исполь-зоварше. Использование в этом режиме ЖРД, очевидно, лишено практического смысла. [c.209]

Для межорбитального буксира со световыми двигателями была выбрана космическая солнечная электростанция (КСЭ) мощностью около 1 ГВт, По различным оценкам, стоимость такой станции составит около 1-10 миллиардов р. Межорбитальный многоразовый буксир, работающий совместно с такой станцией, обладает еще одним важным преимуществом по сравнению с транспортной космической ступенью, оснащенной автономной ЭРДУ. Это - значительное сокращение времени перелета с опорной орбиты на геостационарную. [c.211]

Другим методом учета возмущений является интегрирование отклонений от оскулирующей опорной орбиты, известный в небесной механике как метод Энке, В примере, показанном на рис. 3.14, начиная от точки i, можно вычислить по формулам задачи двух тел последующие положения спутника, например, через равные интервалы времени вдоль опорного эллипса, большая ось которого совпадает с линией PiA . Интегрируя затем возмущающие относительно этого эллипса ускорения, можно найти действительную траекторию спутника. Однако к тому времени,, когда спутник достигнет точки 3, может оказаться, что его действительные координаты настолько отличаются от опорных координат, что возмущающие ускорения будут почти такими же большими, как и основные ускорения. В этом случае метод Энке теряет свои преимущества перед методом Кауэлла, и для возможности его дальнейшего успешного применения нужно определить новую оскулирующую опорную орбиту ось которой совпадает с линией Рз з- После этого величина возмущений резко уменьшится и расчет может быть легко продолжен. [c.78]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...