Апоселений

Двумя месяцами позднее, 3 апреля 1966 г. в 21 час 44 мин по московскому времени был выведен на окололунную орбиту первый искусственный спутник Луны — Луна-10 . Угол наклонения орбиты спутника к плоскости лунного экватора был равен 72°2 , максимальное удаление от лунной поверхности (в апоселении) составляло около 1000 км, минимальное удаление (в периселении) — около 380 км период обращения спутника вокруг Луны определился равным 2 час 58 мин. До 30 мая, когда был полностью израсходован бортовой запас электроэнергии, со спутником проведено 219 сеансов радиосвязи. Полученная при этом информация позволила определить напряженность магнитного поля и пространствен- [c.432]

Для конкретных притягивающих центров эти точки носят специальные названия. Так, если притягивающим телом является Земля, то перицентр и апоцентр называются соответственно перигеем и апогеем , если Солнце — перигелием и афелием, если Луна — периселением и апоселением. Скорость в перигее (и ) максимальна, в апогее ( а) — минимальна, причем эти две скорости связаны соотношением [c.62]

Экзотический метод запуска временного искусственного спутника Луны, описанный выше, конечно, неприменим на практике. С точки зрения практической космонавтики единственный способ вывода космического аппарата на орбиту спутника Луны заключается в уменьшении его селеноцентрической скорости внутри сферы действия Луны с гиперболической до эллиптической, причем до такой, чтобы апоселений орбиты не оказался вблизи границы сферы действия Луны (иначе из-за земных возмущений спутник может быть потерян Луной на первых же оборотах). Уменьшение скорости осуществляется включением тормозной двигательной установки, находящейся на борту космического аппарата. [c.241]

При некотором значении тормозного импульса мы получаем орбиту 2 спутника Луны с периселением в точке А. При большем значении можно получить круговую орбиту 3, а при еш.е большем — орбиту 4 с апоселением в точке А. [c.242]

Рис 94. Схема полета станции ( Луна 10 [З 17] 1 — старт, 2 — траекторные измерения, 3 — коррекция, 4 — ориентация по лунной вертикали, 5 — включение тормозного двигателя, 5 — периселений орбиты, 7 — апоселений орбиты [c.245]

Если условно принять границу сферы действия Луны за границу области возможного существования спутников Луны, то интересны параметры двух орбит круговой радиуса 66 ООО км и эллиптической с периселением у самой поверхности Луны и апоселением на границе сферы действия. Для первой круговая скорость равна 0.273 км/с, а период обращения 18 сут. Для второй скорость в периселении равна 1,68 км/с, в апоселении — 0,062 км/с, а период обращения составляет 6,6 сут. Сомнительно, однако, чтобы спутник Луны мог совершить более одного оборота вокруг Луны, будучи запущен на одну из таких орбит, и не был бы потерян Луной. [c.246]

Рис. 95 не слишком характерен для эволюции орбит, лежащих вблизи плоскости орбиты Луны. Эта эволюция, как правило, заключается в периодических колебаниях высот периселения и апоселения (период равен примерно двум неделям) [3.19] Если периселений очень низок, то такие колебания могут привести к гибели [c.246]

Орбиты, плоскости которых перпендикулярны к плоскости лунной орбиты, возмущаются гораздо сильнее. Для них характерно опускание периселения и подъем апоселения при все увеличивающемся эксцентриситете (орбита вытягивается). В конце концов спутник падает на Луну [3.19]. [c.247]

Имея бортовую двигательную установку, искусственные спутники Луны способны совершать различные маневры, изменяя свою орбиту. Сравнительно слабые импульсы могут перевести спутник на совершенно иную орбиту. Например, если спутник движется у самой поверхности Луны, то, увеличив его скорость на 10 м/с, мы переведем его на орбиту с апоселением на высоте 42 км, а увеличив затем в апоселении скорость еще на 10 м/с, выведем его на круговую орбиту высотой 42 км [3.22]. [c.251]

Около ближайшей к Луне точки траектории (над обратной стороной Луны) включается примерно на 6 мин маршевый двигатель основного блока, уменьшающий селеноцентрическую скорость примерно с 2,5 км/с до 1,7 км/с и корабль переходит на эллиптическую окололунную орбиту с апоселением на высоте примерно 315 км. [c.285]

С периселением на высоте 16,7 км и апоселением на высоте 83,3 км ( Аполлон-11 ). Последующее сложное маневрирование производится с помощью двигателей системы ориентации и стабилизации. [c.287]

Взлетные ступени при первых двух экспедициях на Луну сначала посредством импульса 15,07 м/с в апоселении 3 выходили на круговую орбиту, затем, после исправления, если было необходимо, плоскости орбиты в точке 4, переводились в точке 5 импульсом 1,37 м/с на близкую к круговой эллиптическую орбиту, имеющую ту же линию апсид, что и орбита ожидания основного блока (разность высот орбит была повсюду почти одинакова — около [c.287]

Главная, или фокальная, ось орбиты, совпадающая с направлением вектора Лапласа, называется в астрономии линией апсид. Точки пересечения этой линии с орбитой называют апсидальными, или просто апсидами. Апсиды совпадают с вершинами конического сечения и имеют специальные названия, В общем случае ближайшую к притягивающему центру апсиду называют перицентром, а наиболее удаленную — апоцентром. Заметим, что перицентр существует для любых орбит, а апоцентр — только для замкнутой, В зависимости от притягивающего центра апсиды имеют свои собственные названия. Например, для Земли это перигей и апогей, для Луны — периселений и апоселений, для Солнца — перигелий и афелий и т, д. [c.41]

Требуемая скорость в периселении на эллиптической орбите при расстоянии апоселения 20 ООО км находится из формулы (11.21) путем подстановки значений Ох = 1738 км, = 20 ООО км это дает а = 10 869 км, е — 0,8401, Ур = 2,37 км/с. Полученное значение скорости всего на 0,10 км/с ниже параболической скорости. Следовательно, если поставленная задача совместима с выводом на эллиптическую орбиту вокруг Луны, а не на круговую, можно достичь значительной экономии топлива. Разумеется, импульс от двигателей не должен быть приложен в периселении или касательно в плоскости гиперболической орбиты впрочем, с такими случаями мы здесь встречаться не будем. [c.391]

Алюминий 234 Анализ весовой 43 Аномалия истинная 320 Апогей 322 Апоселений 322 Апоцентр 322 [c.487]

Гринвичу (ТО +99 ч 46 мин) астронавты включили ЖРД посадочной ступени лунного корабля, он проработал 15 сек на тяге, равной 10% максимальной, и 12,4 сек на тяге, равной 40% максимальной торможение скорости соответствовало расчетному, а расход топлива соответствовал заданному с точностью до 0,1% лунный корабль перешел на эллиптическую траекторию снижения с высотой в апоселении 113,2 км и высотой над поверхностью Луны в периселении 14,3 км. Угловое расстояние от точки периселения до места посадки № 2 составляло 15° Д. Янг вел наблюдения за снижающимся кораблем до 23 км. [c.132]

Через 15 мин после прохождения периселения бьш включен ЖРД посадочной ступени лунного корабля он проработал 42 сек, vis них 26 сек натяге, равной 10% максимальной, и 16 сек на максимальной тяге, в результате чего корабль перешел на фазирующую орбиту с высотой в апоселении 359 кми высотой в периселении 22 км (рис. 42.12). [c.133]

В момент времени То +101 ч 36 мин 14,07 сек (на 2 мин 34 сек раньше расчетного времени), когда лунный корабль находился за Луной, бьш включен ЖРД посадочной ступени, он проработал 15 сек на тяге 10% номинальной, 0,8 сек на переходном режиме и 13 сек на тяге 40% номинальной, в результате чего скорость лунного корабля уменьшилась на 22,6 м/сек и он перешел на снижение по орбите с высотой в периселении 15,8 км и в апоселении 106 км (рис. [c.144]

Б первом апоселении в То +125 ч 21 мин 20 сек ЖРД РСУ сообщил приращение скорости 14,95 м/сек и через 20 мин радиолокатор встречи на взлетной ступени лунного корабля захватил основной блок и на нем с помощью УЕБ дальномера и секстанта велись навигационные расчеты (рис. 43.12). [c.150]

Следующая проверка и коррекция плоскости орбиты проводилась через 29 мин после первого апоселения с таким расчетом, чтобы обе орбиты имели общий узел при переходе на постоянную разность высот в момент То +126 ч 19 мин 40 сек. Окончательное фазирование и сближение началось в То +126 ч 58 мин 26 сек, когда линия визирования основного блока с местной горизонталью составляла угол 26,6° вдоль линии визирования бьшо сообщено приращение скорости 1,5 м/сек. [c.150]

Через 10 сек после старта взлетной ступени на Земле перестали получать сигналы, позволяющие производить траекторные измерения. Через 3 мин прием сигналов возобновился. Позже не удавалось установить прямую радиосвязь взлетной ступени лунного корабля с Землей, тогда использовали радиостанцию основного блока корабля в качестве ретранслятора. Взлетная ступень вышла на начальную селеноцентрическую орбиту с высотой над поверхностью Луны в периселении 17 и апоселении 91 км. Расчетная высота орбиты в апоселении 88 км. С помощью ЖРД РСУ орбита взлетной ступени была скорректирована. [c.209]

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]

В небесной механике указанные точки принято называть перигелием и апоге-лием, если рассматривается эллиптическое движение частицы в поле притяжения Солнца перигеем и апогеем —в поле притяжения Земли и периселением и апоселением — в поле притяжения Луны. [c.119]

Схема запуска американских спутников Луны Лунар Орби-тер 1—5 и Лунар Эксплорер-35 мало отличалась от советской. Предусматривалась возможность второй коррекции на пути к Луне. Иным был способ ориентации космического аппарата перед выходом на окололунную орбиту. Тормозной импульс сообщался вблизи периселения намечаемой орбиты спутника или на высоте, промежуточной между высотами периселения и апоселения. [c.245]

Посадка с орбиты ИСЛ позволяет достигнуть любой точки поверхности Луны за счет выбора наклонения орбиты и момента начала схода с орбиты. Для простоты отраничимся случаем круговой орбиты. Так как атмосфера отсутствует, можно использовать двух-импульсную схему посадки типа полуэллипса Гоманна. Апоселений траектории посадки совпадает с начальной круговой орбитой, а периселений теоретически должен располагаться непосредственно на поверхности Луны. Однако неровности лунного ландшафта и возможные ошибки исполнения маневра при первом и втором включении двигателя требуют увеличения высоты периселения до 10— 15 км. Если учесть ограниченность величины тяги тормозного двигателя, то и в этом случае число его включений (активных участков) не превышает двух [53]. Когда начальная тяговооруженность мала, длительность каждого из двух активных участков моя ет быть столь велика, что они сливаются в один. [c.284]

Точка орбиты, наиболее удалепная от притягивающего цент-]1а, на.илвается апоцентром, а наименее удаленная — перицентром. Для Земли — это апогей и неригей, для Солнца — афелий и перигелий, для Луны — апоселений и периселений. Радиусы апоцентра и перицентра а-.т определяются из выражения [c.322]

В процессе полета корабля вокруг Луны наблюдались резко выраженные не прогнозируемые в иации орбиты. Расстояние в апоселении увеличивалось от витка к витку. Эти вариации подтвердили наличие на Луне маскойов - концентрации масс в районах лунных морей. [c.122]

После двух витков по начальной орбите 22 мая в 1 ч11 мин, по Гринвичу, когда корабль наход1шся за Луной, был вторично включен ЖРД на 14 сек, скорость уменьшилась на 42,2 м/сек и корабль был переведен на орбиту, близкую к круговой, с высотой в апоселении 113,8 км и в периселении 108,5 км. После этого включения ЖРД вес Apollo-10 стал 31 003 кг. [c.131]

На активном участке в первом апоселении одновременно вводилась поправка, устраняющая угол смещения плоскостей орбит, возникающий вследствие ошибки в выборе азии5гта старта. [c.150]

В момент То +82 ч 57 мин на Луну унала ступень S-IVB примерно в 165 км к юго-западу от места установки пассивного сейсмометра, ближе, чем предполагалось. Координаты точки падения 7°72 ю. ш., 26°03 з. д. сейсмометр регистрировал колебания поверхности Луны в течение 3 ч. После двух витков Apollo-14 по орбите ИСЛ вновь был включен ЖРД служебного отсека он проработал 21,38 сек, скорость уменьшилась на 62,97 м/сек и корабль перешел на эллиптическую орбиту с высотой периселения 17,2 км и высотой апоселения 109 км. На втором витке по этой орбите С. Руса фотографировал район вблизи кратера Декатр - предполагаемое место посадки корабля Apollo-16. [c.169]

В 22 ч 47 мин, когда корабль находился над обратной стороной Луны астронавты включили ЖРД служебного отсека для перевода Apollo-17 на начальную селеноцентрическую орбиту. Двигатель проработал 6,5 мин и уменьшил скорость полета на 900 м/сек. Спустя 23 мин, когда корабль вышел из-за Луны, траекторные измерения показали, что высота периселения над поверхностью Луны 97 км, апоселения 315 км (расчетная эллиптическая орбита 96,5/317 км). [c.202]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...