Период прецессии орбиты

Но так как озг практически имеет ту же величину, что и о, то полученный результат показывает, что период прецессии Земли составляет 300 дней или 10 месяцев. Поэтому наблюдатель, находящийся на Земле, должен обнаружить, что ось ее вращения описывает окружность вокруг Северного полюса, совершая один оборот за 10 месяцев. Нечто похожее на это явление удается наблюдать в действительности, но амплитуда прецессии оказывается при этом настолько малой, что ось вращения никогда не удаляется от Северного полюса более чем на 5 метров. Следует, однако, заметить, что орбита этого движения оказывается довольно нестабильной, а наблюдаемый период составляет приблизительно 427 дней, а не 300, как это получается по расчету. Флюктуации этого движения приписывают небольшим изменениям в распределении масс Земли, например вызываемым движением ее атмосферы, а расхождение в периоде, видимо, возникает в результате того, что Земля не представляет собой твердого тела, а является телом упругим ). [c.185]

Спутник связи, а также спутник для исследования земной поверхности часто запускаются на кратно-периодические орбиты (их иногда называют также синхронными), т. е. орбиты с периодом обращения, почти соизмеримым со временем одного оборота Земли вокруг оси (звездные сутки 23 ч 56 мин 4 с). Почти объясняется прецессией орбиты если бы поле тяготения Земли было центральным, то выбирался бы период, в точности соизмеримый звездным суткам. Трассы таких спутников представляют собой замкнутые [c.108]

Это объясняется тем, что земной экватор наклонен на 23°27 к плоскости эклиптики, а лунная орбита — на 5°9 к этой же плоскости, но последняя при этом совершает прецессионное движение с периодом 18,6 года, подобное прецессии орбиты искусственного спутника из-за сжатия Земли. [c.196]

Мы видели в гл. 6, что если две планеты взаимно возмущают орбиты друг друга, то плоскости их орбит приобретают обратные движения. Теперь, если Луну и близкий спутник, обращающийся по круговой орбите в экваториальной плоскости Земли, заменить планетами (сферическая Земля играет роль Солнца), то взаимные возмущения двух спутников приведут к обратным движениям плоскостей их орбит, поскольку плоскость орбиты Луны и экваториальная плоскость Земли не компланарны. Присоединим теперь мысленно этот спутник к вращающейся сферической Земле если вообразить себе много таких присоединенных спутников Земли, распределенных вокруг экватора для имитации экваториального вздутия, то легко видеть, что возмущающее воздействие Луны иа Землю приведет к обратному движению (регрессии) экваториальной плоскости Земли. Солнце в роли спутника Земли создает добавочный эффект, складывающийся с лунным. Период прецессии составляет примерно 26 ООО лет. [c.305]

Задача 651. Ось вращения Земли, образующая с перпендикуляром к плоскости эклиптики (земной орбиты) угол 1 0 = 23°, описывает вокруг него конус (конус прецессии) в течение Tj -= 25 700 лет. Найти угловое ускорение Земли, считая, что период ее вращения вокруг оси Т = 24 час. [c.248]

Здесь нам снова приходится столкнуться с двояким значением термина. В астрономии под нутацией понимают не свободное, а вынужденное движением Луны колебание земной оси. Орбита Луны не лежит в плоскости эклиптики, как это допускалось на рис. 45, а наклонена к ней под углом в 5°. Под действием совместного притяжения Солнца и Земли нормаль к лунной орбите описывает конус прецессии вокруг нормали к эклиптике. Эта прецессия означает обратное движение лунных узлов (точек пересечения орбиты Луны с плоскостью эклиптики), которое, однако, происходит гораздо скорее, чем прямое движение земных узлов, а именно в течение 18% лет. Понятно, что и земная ось, со своей стороны, испытывает влияние этих возмущений обратное движение лунных узлов вызывая астрономическую нутацию земной осщ происходящую с тем же периодом. [c.194]

Рассмотрим сначала только совместное влияние аэродинамики и эволюции орбиты, пренебрегая пока гравитационными возмущениями. Результаты анализа и численного интегрирования позволяют сделать следующие заключения. Угол К прецессии вектора кинетического момента изменяется, монотонно возрастая, со скоростью, колеблющейся около некоторого среднего значения, близкого к скорости аэродинамической прецессии, определяемой формулой (7.1.11). Угол 6 нутации вектора кинетического момента совершает почти периодические колебания, причем период колебаний 0 приблизительно совпадает со временем изменения угла X на 2я, то есть с периодом вековой прецессии. Разность между наибольшим и наименьшим значениями угла 0 имеет порядок 10—30°, то есть колебания угла нутации более значительны, чем при учете только аэродинамики. Фактически это означает, что за счет эволюции орбиты (как будет показано ниже, за счет ухода узла орбиты) полюс прецессионно-нутационного движения вектора кинетического момента несколько смещается. [c.255]

Рассмотрим сначала влияние регрессии узла орбиты, пренебрегая влиянием регрессии перигея. Тогда множество траекторий вектора кинетического момента дается формулой (8.3.4), из которой видно (учитывая предыдущие формулы зависимости р и х от 0 и X), что при добавлении влияния регрессии узла орбиты к гравитационным и аэродинамическим возмущениям траектории остаются замкнутыми, так как О будет периодической, периода 2я, функцией от X. Это значит, что возмущения от регрессии узла орбиты сказываются только в искажении формы траектории. Это искажение будет невелико в тех реальных случаях, когда скорость регрессии узла орбиты й мала по сравнению со скоростями аэродинамической и гравитационной прецессии. [c.280]

Чтобы найти величину а, принимаем за единицу величину полуоси земной орбиты, тогда, обозначая через период обраш ения Земли вокруг Солнца, т. е. звездный год = 366.26638 средних суток (этот год длиннее тропического на тот промежуток времени, который Земле нужен, чтобы пройти бО б по своей орбите, представляюш ие прецессию за один год), по третьему закону Кеплера имеем пропорцию [c.111]

Из-за прецессии плоскости движения ИСЗ под действием гравитационных возмущений эллиптическая орбита перестает быть замкнутой, т. е. ИСЗ не возвращается в прежнее положение через один оборот. Поэтому понятие периода обращения требует дополнительного уточнения. Будем называть периодом обращения промежуток времени между двумя последовательными прохождениями ИСЗ через некоторую заданную поверхность. В зависимости от выбора поверхности меняется величина периода и его определение. Так, дра-коническим периодом обращения называют промежуток времени между двумя последовательными прохождениями плоскости экватора в восходящем узле. [c.409]

Е - прецессия за один период обращения на промежуточной орбите КЕ - экваториальный радиус Земли ЕрО - параметр орбиты I - коэффициент, учитывающий сжатие Земли и отношение центробежного ускорения к гравитационному на экваторе. [c.98]

Период прецессии орбиты, т е интервал времени, в течение которого плоскость орбиты сделает полный оборот относиге тьно своего первоначального положения [c.75]

Орбиту примем эллиптической, влиянием вращения атмосферы пренебрежем, тогда os 6 определяется из (7.1.3). Чтобы выявить среднее значение Сд на одном витке орбиты спутника, нужно осреднить (8.6.1) по периоду прецессии и по периоду обращения последнее осреднение эквивалентно осреднению по v с весом [c.285]

Прецессия плоскости орбиты спутника должна, естественно, учитываться при планировании научных экспериментов. Известно, что в начале космической эры важную роль играли визуальные наблюдения спутников. Если спутник запускался таким образом, что совершал первые витки примерно над линией разграничения дня и ночи, т. е. над полосой сумерек сумеречный или термина-торный спутник 12.2]), то условия его визуального наблюдения были особенно благоприятны ). Однако движение Земли вокруг Солнца заставляет повернуться в пространстве плоскость окружности разграничения дня и ночи, а сплюснутость Земли — повернуться плоскость орбиты. Вообще говоря, спутник при этом перестает быть сумеречным и начинает заходить в тень. Но если все точно рассчитать и подобрать такую орбиту, чтобы прецессия орбиты компенсировала эффект движения Земли вокруг Солнца, то спутник будет непрерывно купаться в солнечных лучах, что особенно важно, когда он оснащен солнечными батареями (плоскости солнечных элементов при этом должны быть ориентированы на Солнце). Подобная орбита называется солнечно-синхронной. Нетрудно сообразить, что она должна быть обратной (наклонение обычно 98-н100°) и настолько близкой к положению, при котором лучи Солнца падают на ее плоскость перпендикулярно, насколько позволяет необходимая скорость прецессии. Примером может служить астрономический спутник ТВ-1А, запущенный 12 марта 1972 г. Западноевропейской организацией по космическим исследованиям на орбиту высотой от 541 до 547 км, наклонением 97,5° и периодом обращения 97 мин в течение первых 230 сут своего движения он не заходил в тень. Другим примером служит американский космический аппарат Серт-2 , который не должен был [c.93]

Последовательный запуск А А на орбиту ПА, запушенного раньше, с того же или другого космодрома [2.12, 2.131. Старт АА разумнее всего произвести в тот момент, когда его космодром пересекает плоскость орбиты ПА. Если старты производятся с одного и того же космодрома, то пересечение возможно лишь через полсуток, или сутки, или через целое число полсуток (с точностью до поправки на прецессию орбиты). Однако в этот момент ПА может находиться в такой точке своей орбиты, что АА, выйдя на орбиту, не найдет там ПА, который или уже прошел точку выхода или туда еще не приходил. Значит, нужно заранее подобрать специальным образом период обращения ПА, или он должен посредством корректирующего маневра изменить необходимым образом свой период обращения, чтобы обеспечить пролет через несколько витков после запуска над районом космодрома. Такой же маневр может быть необходим и в случае использования двух космодромов (правда, они могут быть расположены так, что трасса и без коррекции пройдет через второй космодром). [c.130]

Использование постоянной орбитальной стартовой платформы позволяет совершать полеты к Луне только в те периоды, когда Луна приближается к линии пересечения плоскости орбиты платформы и плоскости лунной орбиты. В противном случае потребовался бы большой боковой импульс для выхода из плоскости орбиты платформы. Если бы плоскость орбиты платформы была неизменна, то в течение сидерического месяца существовало бы два окна запуска . Ввиду же прецессии орбиты платформы (см. 3 гл. 4) Луна как бы быстрее проходит путь в 180° от узла до узла, так как линия узлов вращается в сторону, противоположную движению Луны (мы предполагаем орбитальное движени-платформы прямым, т. е. происходящим в сторону вращения Земли). Если, например, круговая орбита стартовой платформы имеет высоту 485 км и наклонение около 30°, то оптимальный момент запуска наступает каждые 9,05 сут [3.36]. [c.276]

Солнце Для этого необходимо выбрать такое наклонение орбиты (90°<г <180 ), при котором период прецессии КА равен периоду обращения Земли вокруг Солнца, т. е, Гпрец = 265,254 звездных суток. [c.76]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...