Периселений

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]

В периселении А гиперболической орбиты селеноцентрическая скорость достигнет максимального значения, которое может быть вычислено по формуле (3) 4 главы 2, где следует положить о— вх> 0=66 ООО км, (расстояние точки А от центра [c.241]

Рис. 93. Запуск спутника Луны а) переход на окололунную орбиту в периселении пролетной траектории, б) сравнение двух способов запуска спутника Луны на круговую орбиту.

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]

Допустим, что мы хотим вывести спутник Луны на круговую орбиту, расположенную на высоте 10 км над поверхностью. Такую орбиту можно условно считать самой низкой из возможных, так как максимальная высота гор на Луне составляет 9 км. Круговая скорость на высоте 10 км равна 1,67 км/с. При минимальной входной селеноцентрической скорости 0,8 км/с (при полете к Луне по полуэллиптической траектории) скорость в периселении гиперболы составит 2,5 км/с. Следовательно, тормозной импульс равен 2,5—1,67 0,8 км/с. По формуле (2в) в 1 гл. 1 можно рассчитать, что при скорости истечения 3 км/с количество топлива должно составить 23% общей массы космического аппарата. [c.243]

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]

Если место прилунения произвольно, то меньше всего требуется энергии для спуска на Луну, когда сход с орбиты осуш.ествляется в периселении с помош,ью горизонтального тормозного импульса и угловая дальность спуска составляет 180° (полуэллиптическая траектория). [c.252]

В конце декабря 1968 г. и во второй половине мая 1969 г. в США были, в порядке подготовки высадки на Луне, осуществлены запуски на окололунные орбиты кораблей Аполлон-8 и Аполлон-10 с экипажами по три человека. Корабли совершали переход с первоначальной эллиптической орбиты высотой примерно 1124-312 км на круговую орбиту высотой 112 км. От корабля Аполлон-10 отделялся, кроме того, лунный отсек ( Аполлон-8 его не содержал), также совершавший маневры (переход на эллиптическую орбиту с периселением на высоте 15,2 км, разделение ступеней отсека, стыковка с основным блоком). [c.270]

Если первоначальная окололунная орбита была эллиптической с периселением над обратной стороной (в точке торможения), то переход на круговую или эллиптическую орбиту выгоднее всего совершать в этой же точке, т. е. опять-таки в условиях отсутствия радиосвязи с Землей. [c.270]

По более позднему варианту плана (начиная с полета Аполлона-13 ) на орбиту снижения с высотой периселения 15 км с помощью маршевого двигателя основного блока должен был переводиться весь корабль Аполлон прямо с начальной эллиптической орбиты, и отделение лунного отсека производится уже после этого. Основной блок затем с помощью разгонного импульса [c.285]

Заключительный этап посадки начинается включением двигателя посадочной ступени вблизи периселения, на высоте 15 км и расстоянии 480 км от места посадки. Через 26 с тяга делается максимальной. Еще через 4 мин бортовой радиолокатор начинает сообщать высоту, а через 2 мин после этого — скорость корабля относительно поверхности. При этом тяга уменьшается до 60% от максимальной. Через 8 мин 24 с торможения на высоте 2,35 км и расстоянии 8,2 км от места посадки, при горизонтальной скорости 152 м/с и вертикальной 45,7 м/с начинается этап дальнего подхода с возможностью ручного управления. Наконец, через 10 мин б с после начала торможения начинается этап ближнего подхода — до места посадки 550 м, высота 159 м, горизонтальная составляющая скорости 16,8 м/с, спуск почти вертикален. Вертикальное снижение начинается на высоте 46 м, причем автоматически поддерживается постоянной скорость 0,9 м/с. Предусмотрена возможность зависания над Луной, для чего тяга должна уменьшаться в точном соответствии с уменьшением массы корабля, чтобы не начался подъем. Двигатель выключается космонавтами через 1 с после того, как получен сигнал о касании поверхности одним из щупов (стержни длиной 170 см) на пятах посадочных опор. Такова расчетная схема посадки корабля Аполлон-11 . [c.286]

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]

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]

Отсюда видно, что для увеличения АУ, радиус периселения (а в общем случае — перицентра) следует выбирать по возможности меньшим, учитывая в то же время безопасность выполнения маневра. С увеличением гравитационного параметра д, величина ДУг также [c.268]

Предположим в качестве примера, что высота периселения пролетной гиперболической траектории КА от поверхности Лупы составляет 100 км. Круговая скорость на этой высоте Fкp = 1650 м/с. Тогда согласно (7.2.18) максимальное возможное приращение скорости КА за счет гравитационного маневра в сфере действия Луны равно указанной величине. [c.269]

Указан также период для круговой орбиты. Даже если вход внутрь сферы действия Луны происходит с параболической скоростью, из рис. 12.2 видно, что для вывода на близкую круговую орбиту параболическая скорость в периселении 2,47 км/с должна быть уменьшена до 1,75 км/с, т. е. на 0,72 км/с. Если допустима эллиптическая орбита, то достаточен будет меньший импульс. [c.390]

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]

Предполагается, что вектор цели остается на постоянных угловых расстояниях т и т от линии Луна-Земля. Если выведение к Луне происходит при первой возможности, а запуск имеет место во время, соответствующее второй возможной компланарной траектории, то положение линии Луна-Земля в момент прибытия в периселений определяется посредством выбора эфемериды, которая сдвинута назад относительно момента прибытия на один период обращения по промежуточной орбите. Вектор цели вычисляется на угловых расстояниях т и т от результирующего положения линии Луна-Земля, как показано нарис. 31.5. Кроме того отыскивается вектор цели, соответствующий времени первого возможного компланарного запуска, причем должно учитываться дополнительное влияние ТЪ. В первом приближении вектор цели Т 02 вычисляется без учета влияния ТЪ [c.97]

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]

Легко показать, что для вывода спутника Луны на определенную круговую орбиту 1 (рис. 93, б) выгоднее всего выбрать такую гиперболическую траекторию 2 подлета к Луне, которая касается этой круговой орбиты, и сообш.ить тормозной импульс в ее периселении А. В самом деле, если траектория подлета 3 при том же векторе входной скорости не касается, а пересекает в точке В круговую орбиту, то для получения той же круговой скорости следует сообш.ить тормозной импульс под углом к направлению движения. Из рис. 93, б видно, что в точке В тормозной импульс От больше, чем в точке А (гиперболические скорости в точках А и В одинаковы по величине, так как точки находятся на одинаковых расстояниях от центра Луны). [c.242]

При тех же предположениях запуск на круговую орбиту, оТ стоящую на один радиус Луны от ее поверхности (круговая скорость 1,18 км/с, гиперболическая скорость в периселении 1,85 км/с, тормозной импульс 0,67 км/с), потребует запаса топлива на борту, равного 20% общей массы. Конечно, нужно еще учесть массу и самого двигателя, но все же приведенные цифры говорят о том, что при запуске спутника Луны приходится жертвовать в пользу бортовой двигательной установки значительно меньшей часгью полезной нагрузки космического аппарата, чем при посадке на Луну. [c.243]

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]

Мягкая посадка с окололунной орбиты может быть завершаю-Ш.ИМ этапом полета с Земли на Луну, сопровождаюш.егося предварительным выходом на орбиту спутника Луны — так называемую орбиту ожидания (рис. 97). Перейдя с нее на эллиптическую орбиту снижения, космический аппарат затем начинает завершаюш.ий этап посадки вблизи периселения. Как по круговой, так и по эллиптической орбите может быть совершено несколько оборотов. [c.252]

При полетах кораблей Аполлон-11, -12 далее с помощью нового тормозного импульса маршевого двигателя корабль переводился на слабоэллиптическую орбиту высотой от 100 до 120 км, которая вследствие возмущений из-за нецентральности поля тяготения Луны сама затем по расчетам должна была превратиться в круговую высотой 111 км. С этой базовой орбиты и совершается переход отделившегося лунного отсека с двумя космонавтами на эллиптическую орбиту снижения с периселением на высоте примерно 15 км вблизи избранного места посадки. Тормозной импульс сообщается двигателем посадочной ступени. [c.285]

Предварительно рассмотрим модельную задачу, предполагая, что можно обеспечить любой требуемый вектор У200 на входе в сферу действия Луны, направление которого позволяет получить нужную величину радиуса периселения Гп. При этом будем пренебрегать составляющей Улз — [c.268]

Таким образом, в рассмотренной модельной задаче максимальное приращение скорости за счет гравитационного маневра реализуется в случае, когда гиперболический избыток скорости равен круговой скорости в периселении (перицентре) траектории. При этом величина максимального приращения скорости также равна круговой скорости в периселении [38]. В этом случае векторный треугольник скоростей Угоо, Узоо, ДУг является равносторонним, а полный угол поворота вектора скорости КА в сфере действия Луны 0 полн я/3. [c.269]

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]

Для того чтобы облететь земной шар по круговой орбите, потребуется не более полутора часов полет по эллипсу, проходяш ему через периселений Луны, продлится уже более 9 суток, а путешествие по эллиптической траектории, пересекаюш ей орбиты Меркурия, Венеры и Марса и обеспечивающей возвращение на Землю, потребует по меньшей мере одного года наконец, для полета по эллипсу к границам Солнечной системы пришлось бы затратить время, превышающее длительность человеческой жизни. [c.193]

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]

Перигелий, перигей, периселений, перицентр 322 Перманганат натрия 49, 50, 111, ИЗ Перхлорат аммония, лития, нитрозила, нитронила. ннтрония 94, 234—236 Пилон 54. 59 Пирозаряд 92. 128 Плазмогенератор 199 Пластик армированный 343 Пластификатор 150 Пластичность топлива 234 Платформа гиростабилизированная 431 Плоскость тангажа 244 Плотность воздуха 246 [c.490]

Задача прицеливания на траектории выведения к Луне состоит в определении параметров старта с Земли и участка разгона с околоземной орбиты (независимые переменные) для заданного набора параметров прицеливания (зависимые переменные). Параметрами прицеливания являются радиус периселения окололунной траектории Rm, ширина периселения в лунной системе координат Lm и высота условного перицентра траектории возвращения RE. В качестве трех независимых переменных рассматриваются время старта Т1, продолжительность движения на промежуточной околоземной орбите t и удельная энергия на траектории к Луне СЗ. Эти переменные, будучи определенными с помощью 1ггеративного процесса, устанавливают 3 важных зависимых параметра задачи время старта для заданного азимута, время до второго включения ступени S-IVB при разгоне с околоземной орбиты (на втором или третьем обороте) и удвоенную удельную энергию эллиптической траектории полета к Луне. [c.93]

При этом с помощью системы координат, связанной с плоскостью движения Луны (рис. 31.5), предварительно устанавливается соотношение между вектором цели для второй возможности запуска Т02 и положением линии Луна-Земля в момент, соответствующий прибытию в периселений. Методика вычислений состоит в следующем. Даны величины К 0МЕ2 - единичный вектор, направленный по линии Луна-Землд в момент прибытия в периселений по компланарной траектории, соответствующей второй возможности запуска и использованию времени для второй компланарной траектории Т 02 - вектор цели для второй возможности комплан ного запуска N От - единичный вектор, перпендикулярный плоскости движения Луны. Рассмотрим следующие уравнения [c.97]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...