Встреча на орбите

Встреча на орбите по траектории с импульсами на концах подробно обсуждалась в работе [8]. Был разработан способ геометрической интерпретации времени движения между граничными точками траектории встречи, однако для окончательной разработки обобщенного метода анализа и синтеза необходимы дальнейшие исследования. [c.64]

Вернемся, однако, к проблеме встречи на орбите, в частности к вопросу об энергетических затратах на переход с орбиты ожидания на орбиту ПА. Отметим, что если высота круговой орбиты ПА не превышает 1000 км, то какова бы ни была внутренняя круговая орбита ожидания, суммарная характеристическая скорость перехода не превышает 400 м/с [2.13]. По формуле Циолковского можно подсчитать, что соответствующее максимальное количество топлива на борту спутника должно составлять 14% его массы при скорости истечения 3 км/с. [c.133]

Если пренебречь возмущающим влиянием Земли в момент сближения, то следует ожидать периодических возвращений искусственной планеты к Земле. Фактически же возмущения вызовут изменение периода обращения. Зонд придет в следующий раз к месту встречи на орбите Земли немного раньше илп немного позже Земли, и повторная встреча не произойдет. [c.351]

Значения, полученные для отношения масс и Мо, разумеется, совершенно нереальны для одноступенчатого корабля с двигателем на химическом топливе. Однако значение Мо щ позволяет предположить, что реальные успехи могут быть достигнуты при ПОМОШ.И каких-либо вариантов метода встреч на орбите. [c.412]

Встреча на орбите будет необходимым элементом некоторые космических полетов, задачами которых будут. [c.106]

СИСТЕМЫ ПОЛУАВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ВСТРЕЧЕЙ НА ОРБИТЕ [c.240]

Встреча на орбите 240, 241 Высота светила 17 Высотная добавка 53 [c.427]

Испытания радиолокатора встречи на орбите ИСЛ на дальности 565 км. [c.127]

Испытание аварийного дальномера, установленного на основном блоке. Он используется для обеспечения встречи на орбите ИСЛ, если откажет ЖРД взлетной ступени, и активную роль в обеспечении встречи будет играть основной блок. [c.127]

Помимо описанных встреч на поверхности Луны, на пути к Луне и на околоземной орбите, возможны в принципе также встреча, стыковка и заправка топливом на окололунной орбите. Недостаток этого метода — трудность управления, связанная с большим расстоянием места операции от Земли. Не исключены также различные комбинации перечисленных выше методов [3.37]. Например, с орбиты вблизи Земли могут стартовать на Луну два собранных на ней [c.276]

Дальше экипаж начал вести расчет четырех главных маневров, обеспечивающих встречу с основным блоком, находившимся на орбите ИСЛ впереди взлетной ступени на расстоянии —500 км. [c.150]

Не работает коротковолновый радиозонд в связи с перегревом приемника на луноходе. Остальные приборы установленные на Луне работают нормально. 14 декабря очередной период отдыха астронавта Р. Эванса начался в 09 ч 08 мин. Его разбудили в 17 ч 39 мин. Предстояло провести две коррекции орбиты основного блока, чтобы создать наиболее благоприятные условия встречи с лунным кораблем на орбите ИСЛ. [c.208]

Во-первых, отмена коррекций траекторий в декоре 1985 г., как отмечено выше, позволила повысить точность прогнозирования параметров движения АМС по данным радиотехнических измерений, принятых для расчета коррекций. Во-вторых, оценка фактической точности определения орбиты кометы Галлея, как показала обработка оптических измерений, оказалась вдвое выше априорной. Напомним, что согласно априорным оценкам предельные ошибки прогнозирования местоположения кометы на расчетный момент ее встречи с АМС не должны были превышать 3 тыс. км по координатам в картинной плоскости и 6 тыс. км по нормали к ией (соответствующее отклонение 80 с). В-Третьих, несколько изменилось представление о пылевой модели комет на основе данных, полученных американской станцией I E. Эта станция, которая ранее находилась на орбите вблизи точки либрации [c.305]

Маневры сближения и встреча КА на орбите [c.332]

Осуществление операции встречи КА на орбите обычно связано с необходимостью управления относительным движением аппаратов, в результате которого создаются условия, требуемые для их совместного полета. Причем под совместным полетом будем понимать как движение при наличии между несколькими КА физического контакта (полет в связке или в состыкованном состоянии), так и движение на некотором расстоянии друг [c.332]

Носле выполнения задания (встречи и стыковки на орбите и осуществления необходимых погрузочно-разгрузочных операций) ступень тормозится до требуемой скорости. Затем происходит слив остатка топлива из специальных баков и ступень возвращается на Землю. Угол атаки при входе в атмосферу составляет приблизительно 40°. [c.544]

В теории космических полетов гиперболические орбиты являются весьма важным объектом изучения, так как они встречаются всякий раз, когда космический корабль уходит из гравитационного поля одной планеты и входит в гравитационное поле другой планеты. Согласно рис. 6.2 можно фигурально сказать, что корабль выбрасывается из одной гравитационной ямы и попадает в другую. Это значит, что, в отличие от движения по параболической орбите, полная величина энергии корабля на орбите вокруг Солнца меняется. После выхода из гравитационного поля Земли корабль движется по эллиптической орбите вокруг Солнца. Константа энергии к для этой гелиоцентрической орбиты отличается от константы энергии для геоцентрической орбиты. Поэтому после ухода от Земли корабль должен иметь некоторую остаточную энергию, т. е. его скорость должна превышать параболическую. В результате он будет двигаться относительно Земли по гиперболической орбите. По мере удаления от Земли гиперболическая геоцентрическая траектория постепенна переходит в эллиптическую гелиоцентрическую орбиту (рис. 6.26). [c.185]

Рассмотрим этот вопрос на примере конкретной задачи посещения и заправки горючим спутников, находящихся на орбите. Чтобы догнать спутник, движущийся по орбите, необходимо два импульса скорости, как показано на рис. 24.22. Первый импульс скорости выводит снаряд па эллиптическую орбиту, касательную к круговой орбите спутника в тот момент времени, когда спутник проходит точку апогея траектории снаряда. Однако в данном случае снаряд не выйдет на нужную орбиту> а спустится по эллиптической траектории, пройдя мимо точки встречи. Чтобы стабилизировать снаряд на круговой орбите с требуемой на ней орбитальной скоростью, необходимо приложить второй корректирующий импульс скорости в апогее переходного эллипса. [c.717]

Материал, приведенный в предыдущих параграфах, с несомненностью указывает на чрезвычайную плодотворность идей Бора. Понятие о стационарных уровнях и правило частот принадлежат к основным представлениям современной атомной физики. Тем не менее дальнейшее развитие теории Бора встречает существенные трудности, которые носят принципиальный характер. Из этих принципиальных, логических затруднений мы остановимся прежде всего на следующих правила квантования (2) 4 не однозначны, даваемый ими результат зависит от выбора координат энергия стационарных состояний получается одна и та же, независимо от того, какие выбраны координаты, но форма стационарных орбит — различна. [c.57]

Во многих задачах механики встречаются уравнения, похожие на уравнение (4.2). Рассмотрим, например, плоские колебания спутника на эллиптической орбите. Уравнение колебаний можно представить [16] в следующем виде [c.43]

Как и прежде, существует два способа перенести понятие структурной устойчивости на случай потоков. Мы не будем формулировать первый, непосредственный способ, опирающийся на эквивалентность всех возмущений. Не будучи полностью вырожденным, это требование редко выполняется например, при наличии периодических орбит их периоды являются модулями в таком смысле. Мы зарезервируем термин структурная устойчивость для второй возможности, которая встречается гораздо чаще. [c.82]

Эта теорема представляет собой первый пример того, как вариационные методы позволяют найти бесконечно много периодических орбит. Ранее мы встречались с ситуациями, когда бесконечное множество периодических орбит удавалось найти, используя гиперболичность (следствие 6.4.19) или определенные сведения из топологии (следствие 8.6.11, следствие 8.6.12, теорема 8.7,1). Позднее мы сможем использовать вариационные методы для получения бесконечного множества орбит в других ситуациях, а именно для геодезических потоков, когда будет найдено бесконечно много замкнутых геодезических (теорема 9.5.10), а также большие множества минимальных геодезических (теорема 9.6.7). Доказательство теоремы 9.3.7 интересно также тем, что, оказывается, нахождение критических точек с помощью вариационных методов представляет собой не вполне тривиальную задачу и использует некоторые топологические соображения. В то время как построение первой периодической орбиты использует достаточно грубый (хотя и нетривиальный) поиск минимума некоторого функционала действия, построение второй базируется на сочетании вариационных методов с дифференциальной топологией в форме простой теории Морса или соображений [c.362]

Спутник, движущийся по эллиптической орбите, встречает максимальное сопротивление в своем перигее, где плотность среды максимальна, и наименьшее — в апогее (если апогей достаточно высок, то здесь сопротивление может и вовсе отсутствовать). Схематично можно себе представить это таким образом, будто бы спутник на каждом обороте один раз ныряет в более плотные слои атмосферы и, естественно, выходит из них с меньшей скоростью, чем входит. Поэтому его апогей снижается. Поскольку в более высоких слоях атмосферы спутник также встречает некоторое [c.96]

Встреча на орбите. Встреча на орбите обеспечивается переходом между двумя заданными орбитами при наличии ограничения на время полета по переходной траектории. Общая задача встречи — одновременное совмещение векторов положения и скорости перехватчика и цели в пределах ограниченного сверху интервала времени. В зависимости от конкретного вида космической операции возможны различные постановки задачи о встрече на орбите. Годографический анализ орбитальной встречи проводился для следующих вариантов задачи [c.64]

Встреча на орбите может преследовать различные цели. На обитаемую орбитальную станцию может прибывать с Земли грузовой яорабль, чтобы доставить на нее кислород, воду и продовольствие или смену экипажу, отбывшему свой срок службы в космических лабораториях. К автоматическому спутнику связи может прибыть пилотируемый корабль или непилотируемый аппарат для ремонта его оборудования. С одной орбиты на другую может понадобиться доставить экстренный груз или перелететь, чтобы оказать помощь в случае аварии (можно думать, что в будущем на нескольких орбитах будут постоянно дежурить космические аппараты спасательной службы). Встреча на орбите необходима для сборки в космосе из доставляемых с Земли блоков большой орбитальной станции или межпланетного корабля. [c.129]

Рис. 106. Лунный отсек корабля Аполлон 1 — стыковочный люк, 2 — антенна метрового диапазона волн, 3 — стыковочная мишень, 4 — хвостовая секция взлетной ступени для раз-ме цения оборудования, 5 — блок вспомогательных двигателей, 6 — антенна, работающая в диапазоне частот С, 7 — источник света, 8 — посадочное шасси, 9 — тарельчатая пята ноги шасси, 10 — антенна радиолокатора системы управления посадкой, 11 — средняя секция взлетной ступени, 12 — двигатель посадочной ступени, 13 — площадка у переднего люка, 14 — лестница для спуска на поверхность Луны, 15 — передний люк для выхода на поверхность, 16 —треугольное окно для командира корабля, 17 — импульсны источник света, 18 — серповидная антенна приемника метрового диапазона, 19 — фиксированная антенна, работающая в диапазоне частот 8, 20 — антенна радиолокатора для встречи на орбите, 21 — герметичная кабина космонавтов, 22 — поворотная антенна, работающая в диапазоне частот 5, 13 — инерциальный измерительный блок, 24 — окно в потолке для наблюдения при встрече и стыковке с основным блоком.

Даже в том случае, когда рассматриваются многоступенчатые корабли, а не одноступенчатый, описанный в приведенном выше примере, сохраняется заметное преимущество при использовании метода встречи на орбите, поскольку сбережение топлива должно сказываться тогда, когда массе, остающейся на промежуточной станции, не требуется придавать ускорение при последующих включениях двигателей. Тем не менее методу встреч присущи определенные трудности например, может оказаться невозможным хранение топлива в баках в космическом пространстве в течеиие достаточно длительного времени или обеспечение его перелива из баков-хранилищ без дополнительного массивного оборудования. Возможное решение проблемы состоит в том, что топливо для конечного этапа (Я - Рх) не выводится на орбиту вместе с космическим кораблем, но запускается на нужную околоземную орбиту при помощи специального грузового корабля, как только межпланетный космический корабль возвратится на околоземную орбиту. Если к тому же космический корабль снабжен двигателем малой тяги с высокой скоростью истечения, то он скорее всего будет снаряжаться на околоземной орбите, поскольку подобный корабль нельзя вывести на орбиту непосредственно с поверхности Земли. Поэтому заключительный этап полета будет обеспечиваться при помощи мощных грузовых кораблей. На другом конце траектории межпланетного перелета космический корабль остается на орбите вокруг Марса, в то время как другой грузовой корабль, перенесенный через межпланетное пространство космическим кораблем и выведенный последним иа орбиту ожидания вокруг Л арса, будет использован для осуществления этапов полета (О - Р ) и (Рг - ) Большее число грузовых кораблей создаст дополнительные преимущества в тех случаях, когда уделяется особое вии.маиие фактору безопасности. При некоторых исследованиях здравый смысл требует, чтобы какое-то количество подобных кораблей оставлялось экипажем в конце фазы (Я -> Е) вместе с грузовыми кораблями, исполь.зованными на планете назначения, прежде чем оставшийся межпланетный корабль й дст выведен на гелиоцентрическую орбиту обратного полета. [c.413]

Для осуществления цели программы Apollo была принята схема полета со встречей на орбите ИСЛ, требующая ракету-носитель меньшего стартового веса, чем в случае прямого полета на Луну. [c.216]

Верхний стыковочный щлюз, расположенный в верхней части взлетной ступени, используется при перестройке, осуществляемой вскоре после вывода КК на траекторию полета к Луне. Передний стыковочный шлюз, расположенный в нижней части лицевой стороны кабины, используется для выхода из корабля на поверхность Луны и перехода астронавтов в командный отсек после старта с Луны и встречи отсеков корабля на орбите. [c.63]

Цель полета - вывод на орбиту ИСЗ полезной нагрузки 135 т, комплексные испытания корабля Apollo на орбите ИСЗ, летные испытания лунного корабля, отработка встречи и стыковки лунного корабля с командным отсеком на орбите ИСЗ, [c.124]

Программа полета предусматривала квалификационные испытания веек систем лунного корабля на орбите ИСЗ маневрирование и перестроение отсеков корабля Apollo отработку навигации и управления при встрече и стыковке лунного корабля с основным блоком испытания радиолокатора встречи лунного корабля на расстоянии 175 км от основного блока тренировка экипажа по управлению лунным кораблем в автономном полете, переход Р. Швейкарта из лунного корабля в кабину экипажа и обратно через открытый космос испытания в открытом космосе скафандра и системы жизнеобеспечения, предназначенных для выхода на поверхность Луны испытания маршевого ЖРД служебного отсека, оценка способности ЦАП демпфировать колебания Apollo при работе ЖРД служебного отсека испытания ЖРД лунного корабля. [c.124]

Корабль Apollo-10 находился на орбите ИСЛ 61 ч 40 мин. лунный корабль спускался до высоты 14,8 км над поверхностью Луны, астронавты провели встречу и стыковку лунного корабля и основного блока, экипаж произвел обширные наблюдения ориентиров на поверхности Луны. [c.131]

Космическая система Satum V Apollo продемонстрировала готовность к выполнению главной задачи - высадки астронавтов на Луну, была доказана эффективность принятой методики встречи и стыковки взлетной ступени с основным блоком на орбите ИСЛ, проведены испытания посадочного радиолокатора, успешно прошла испытания всех систем лунного корабля - двигательных установок, посадочной и взлетной ступеней, основной и аварийней системы навигации и управления и радиооборудования. [c.137]

Пусть и зависит от времени t и координаты а только через параметр х = а — озо , o3o = onst. Этот случай встречается, например, при рассмотрении движения на круговой орбите (озо — угловая скорость движения центра масс по круговой орбите). Легко построить аналогичный случай и для эллиптической орбиты, т, ди ди [c.185]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...