Скорость орбитальная Земли

К этому же результату можно прийти, используя связанную с Землей систему отсчета, если считать, что скорость света в ней складывается из скорости с относительно эфира и скорости орбитального движения Земли. [c.397]

Угловая скорость вращения Земли превышает угловую скорость Луны на орбите. Поэтому из-за трения приливный выступ достигает максимума не в точке на прямой, соединяющей центры Земли и Луны, а в точке, смещенной в направлении вращения Земли. Более того, из-за различия наклонов плоскости земного экватора (23°) и плоскости орбиты Луны (5°) к эклиптике, вращение Земли выносит приливный выступ из плоскости орбиты. Гравитационное взаимодействие Земли и Луны становится асимметричным относительно прямой, соединяющей их центры. В результате возникают моменты сил, действующих на оба тела. Кинетическая энергия вращения Земли переходит в тепло и полную энергию орбитального движения Луны — расстояние между Луной и Землей возрастает. [c.151]

Для сравнения угловая скорость орбитального движения Земли составляет [c.9]

Орбитальная угловая скорость суточного спутника равна угловой скорости вращения Земли соз. Отсюда можно найти время перемещения по трассе из точки В в точку О [c.131]

Телескоп надо наклонить на такой же угол, но уже назад. Скорость орбитального движения Земли У л 30 км/с, так что а Vi w Л) 10 рад 20,5 ". [c.656]

Суточная аберрация. В выражениях, приведенных в предыдущих разделах, компоненты скорости х, у, z в полной теории являются компонентами скорости наблюдателя. Однако для удобства принято разделять звездную аберрацию на две части п рассматривать часть, зависящую от орбитального движения Земли, отдельно от другой части, обусловленной вращением Земли вокруг своей оси. Эта вторая часть называется суточной аберрацией когда она рассматривается отдельно, первую часть, называемую годичной аберрацией, можно определить без потери точности, пспользуя в выражениях (3), (4), (6) компоненты скорости центра Земли вместо компонент скорости наблюдателя. [c.170]

Если увеличить стартовую скорость с Земли до 12,2 км сек в направлении орбитального движения Земли, то за счет сокращения времени в пути общая продолжительность сократится лишь незначительно, до 733 суток. Выигрыш во времени получается малым до стартовой скорости в 12,7 км сек. Однако [c.228]

Чтобы тело стало ИСЗ, необходимо придать ему скорость относительно Земли не меньше круговой, которую называют первой космической скоростью. Для спутника, движущегося по окружности у поверхности Земли, она равна 7,912 км/с. Круговая скорость с увеличением высоты уменьшается. Например, на высоте 1000 км круговая скорость спутника равна 7,356 км/с. Если искусственный спутник получит скорость больше круговой, соответствующей его высоте над земной поверхностью, то он будет двигаться по эллиптической орбите. При орбитальной скорости 11,19 км/с искусственный спутник выходит на эллиптическую орбиту относительно Солнца, т. е. перестает быть спутником Земли. [c.158]

Третьей космической скоростью V3 называется наименьшая скорость, которую надо сообщить телу на поверхности Земли, чтобы оно, преодолев силы притяжения Земли и Солнца, покинуло Солнечную систему. Эта скорость должна совпадать по направлению со скоростью орбитального движения Земли, и, как показывает расчет, имеет величину v, 16,7км/с. [c.35]

Путевая скорость для самолетных РСА является векторной суммой воздушной скорости и сноса, а для космических РСА - векторной суммой орбитальной скорости и скорости вращения Земли. [c.55]

На рис. 3.6 демонстрируется другое семейство конических сечений —орбит, полученных при бросании тела из одной точки в одном и том же направлении, но с различными скоростями ). Предположим, что круговая орбита, показанная на рисунке, представляет собой орбиту Земли вокруг Солнца, которая и в самом деле очень близка к круговой. Тогда вектор скорости орбитального движения Земли, равной 18,5 миль/сек [c.70]

Пусть ракета, стартовавшая с Земли, входит в сферу преобладающего лунного притяжения с нулевой скоростью относительно Земли вследствие орбитального движения Луны скорость ракеты относительно нее будет гиперболической. Поэтому ракета быстро проскочит район преобладающего притяжения Луны и, описав некоторую петлю или иную фигуру, начнет падать к Земле. Если же ракета подходит с нулевой скоростью к седловой точке, в которой притяжения Земли и Луны взаимно уравновешены, то влияние Луны на нее никак не скажется и она начнет падать обратно на Землю, тогда как Луна пройдет мимо. Единственным местом, где ракета может войти в сферу лунного притяжения при нулевой относительно Земли скорости, является окно с радиусом, равным эффективному радиусу Луны, находящееся прямо впереди Луны по ее орбите. В этом случае гиперболическая по отношению к Луне траектория ракеты встретится с лунной поверхностью. [c.84]

После ухода от Земли ракета, если она более не расходует топливо, будет двигаться по инерции со скоростью относительно Земли, стремящейся к нулю по мере увеличения расстояния. В конце концов она выйдет на орбиту Земли вокруг Солнца. Поэтому в качестве второго участка полета мы рассматриваем переход ракеты с орбиты Земли на орбиту Марса в гравитационном поле Солнца. При этом не требуется, чтобы она встретилась с Марсом, но нужно, чтобы в конце этого пути скорость ракеты равнялась орбитальной скорости Марса, так как в противном случае было бы практически невозможно осуществить захват за короткое время прохождения ракеты вблизи планеты. В 8.4.8 мы описали метод определения оптимальной траектории перехода и дали пример такой траектории с длительностью полета 3 месяца. Эта траектория показана на рис. 8.18, а соответствующая ей программа активных ускорений — на рис. 8.19, Ордината конечной точки кривой на рис. 8.20 представляет величину второго интеграла из уравнения (8.46). На рис. 8.22 приведены результаты оценки величины этого интеграла для ряда значений времени перелета. [c.314]

Интерферометр Майкельсона (см. 5.6) устанавливается так, что одно из его плеч, например (рис. 7.3), совпадает с направлением скорости v орбитального движения Земли. Плечо АМ перпендикулярно этому направлению. Найдем интервалы [c.368]

Луна движется вокруг Земли на расстоянии 384 400 км от центра Земли с орбитальной скоростью 163 м/с. Масса Луны равна [c.280]

Скорости движения галактик. Распределение измеренных радиальных скоростей движения галактик относительно Земли не является изотропным для всех известных галактик во Вселенной. Причины этой анизотропии движение Солнца (т. е. его орбитальная скорость) относительно центра нашей Галактики и собственное движение нашей Галактики относительно локальной межгалактической системы отсчета. Примем во внимание все галактики, находящиеся на определенном расстоянии, например 3,26-10 св. лет. [c.340]

МЕРКУРИЙ — ближайшая к Солнцу большая планета Солнечной системы. Ср. расстояние от Солнца 0,387 а. е. (57,9 млн. км). Эксцентриситет орбиты 0,2056 (расстояние в перигелии 46 млн. км, в афелии 70 млн. км). Наклон плоскости орбиты к эклиптике V. Период обращения М. вокруг Солнца (меркурианский год) 87 сут 23 ч 16 мин. Фигура М. близка к шару с радиусом на экваторе (2440 2) км. Масса М. 3,31 10 кг (0,054 массы Земли). Ср. плотность 5440 кг/м . Ускорение свободного падения на поверхности М. 3,7 м/с . Первая космическая скорость на М. 3 км/с, вторая — 4,3 км/с. Период вращения М. вокруг своей оси равен 58,6461 0,0005 сут. Он соответствует устойчивому режиму, при к-ром период вращения равен /д периода орбитального обращения (58,6462 сут). В этом случае малая ось эллипсоида инерции планеты при прохождении ею перигелия совпадает с направлением на Солнце. Это — вариант резонанса, вызванного действием солнечного притяжения на планету, распределение массы внутри к-рой не является строго концентрическим. Определяемая совокупным действием вращения и обращения по орбите длительность солнечных суток на М, равна трём звёздным меркурианским суткам, или двум меркурианским годам, и составляет 175,92 ср. земных суток. Наклон экватора к плоскости орбиты незначителен (яиЗ°), поэтому сезонные изменения практически отсутствуют. [c.97]

Магнитная система управления собственной скоростью вращения спутника не имеет принципиальных отличий, с точки зрения технического исполнения, от рассмотренных ранее. Однако магнитный диполь системы взаимодействует с магнитным полем Земли таким образом, что скорость вращения спутника может изменяться до 5 об/мин за сутки. Эта система обеспечивает также возможность изменения скорости вращения спутника при орбитальном полете от требуемого номинального значения /12 об/мин до любого другого необходимого значения, но менее 100 об/мин, включая и нулевую угловую скорость. В последнем случае корпус спутника все еще сохраняет свою ориентацию благодаря гироскопической устойчивости, обеспечиваемой маховиком. [c.123]

Восстанавливающий момент от гравитационного поля стремится совместить ось минимального момента инерции (продольную ось) спутника с местной вертикалью и тем самым сообщить ему в плоскости орбиты угловую скорость, равную орбитальной. Внешняя сфера, жестко закрепленная на конце штанги, колеблется вместе со спутником, а внутренняя сфера вместе с расположенным в ней стержневым магнитом взвешена в вязкой жидкости. Свободный постоянный магнит, отслеживая вектор напряженности магнитного поля Земли, перемещается относительно внешней сферы. За одно обращение спутника по орбите постоянный магнит совершает два полных оборота согласно изменению направления силовых [c.52]

Заметим, что при вычислс нии поперечного эффекта мы фактически решили еще одну задачу, представляющую интерес для обсуждаемого круга вопросов. Р ечь идет об уже упоминавшемся явлении звездной аберрации, которое давно известно в астрономии и даже может служить одним из методов измерения скорости света. При наблюдении в телескоп неподвижных звезд приходится наклонять его ось относительно истинного направления на угол у, который зависит от модуля и направления скорости орбитального движения Земли в момент измерения и испытывает годичные изменения (рис. 7.12). Выполняя измерения в разное время года, можно найти угол у, под которым должна быть наклонена ось телескопа. Наибольше его значение у = и/с. [c.387]

Экспериментальные результаты, полученные Майкельсоном и Морли, противоречат тому, что мы могли бы ожидать, основываясь на преобразовании Галилея. В течение 80 лет после их опытов подобные опыты повторялись (с видоизменениями) для света различных длин волн, для света звезд или для предельно монохроматического света современного лазера. Они проводились на большой высоте и под землей, на различных континентах и в различное время года. В результате этих опытов скорость движения Земли относительно эфира следует считать равной нулю с возможной ошибкой менее 10 см/с, т. е. менее одной тысячной от скорости орбитального движения Земли вокруг Солнца, так как с такой точностью равны между собой значения скорости света по направлению движения Земли и против него. [c.336]

Опыты Майкельсона неоднократно повторялись разными исследователями на разном техническом уровне. Из опытов, выполненных в последнее время, очень высокая точность была достигнута в опыте Таунса с группой сотрудников (1964). Установка, включающая два Не-Ме лазера, расположенных перпендикулярно друг к другу, имела возможность плавно поворачиваться на 90° (рис. 31.5). В опыте исследовалась возможность изменения частоты сигнала при повороте лазеров на 90°. Ожидаемый эффект второго порядка относительно i составлял 3-10 Гц. В результате оказалось, что смещение частот составляет 3 10 Гц, т. е. только 1/1000 смещения, соответствующего скорости эфирного ветра при орбитальном движении Земли в неподвижном эфире. При скорости движения Земли по орбите, равной 30 км/с, эта величина составляет лишь 30 м/с. Еще большая точность была достигнута Чемпии, Изааком и Каном в опыте, поставленном на основе эффекта Мёссбауэра . В этом опыте был сделан вывод об отсутствии эфирного ветра со скоростью, превышающей 5 м/с. [c.210]

Изобретение лазеров (см. 9.4) позволило упростить постановку подобных опытов и значительно повысить их точность. В 1964 г. Таунс, Джаван и другие использовали установку с двумя одинаковыми газовыми лазерами, расположенными перпендикулярно друг другу на поворотной платформе. Частота генерации в соответствии с формулой (9.39) зависит от скорости света с. С позиций гипотезы неподвижного эфира поворот установки на 90° должен вызвать из-за орбитального движения Земли изменение разности частот лазеров приблизительно на 3 МГц, что легко наблюдать при смешении их излучения на фотокатоде приемника. На основании таких опытов было установлено, что скорость эфирного ветра не превышает 30 м/с (при скорости орбитального движения Земли 30 км/с). В опытах с использованием гамма-излучения и эффекта Мёссбауэра этот предел был уменьшен до 5 м/с. [c.398]

Закон преобразования скорости (8.11) дает релятивистское объяснение и явлению звездной аберрации. Пусть в гелиоцентрической системе К направление на некоторую удаленную звезду составляет прямой угол с направлением скорости орбитального движения ЗемЛн. В каком направлении видит эту звезду находящийся на Земле наблюдатель Выберем ось х в направлении скорости Земли, ось у — в направлении на звезду (рис. 8.7). Тогда для скорости сйета от звезды в системе К можно написать ы =0, Ну= =—с, и =0. Переходя в систему отсчета К, связанную с Землей, [c.406]

Здесь 71,р 3 — круговая скорость орбитального движения Земли, 7 , = = 7оо/7 рз, Гп = Гд/гз. При такой дормирозке все расстояния измеряются в астрономических единицах (а. е.). [c.325]

V = V p6 + V, + Vx, где Vop6 — скорость орбитального движения Земли. Если опыт производится в момент, когда направления скоростей Vop6 и V совпадают между собой, то для полной скорости Земли можно написать [c.627]

Для котангенциальной гелиоцентрической орбиты перелета корабль покидает сферу действия Земли либо в направлении движения Земли по орбите, либо в противоположном. Если скорость движения Земли по орбите равна Kj), то в первом случае гелиоцентрическая орбитальная скорость корабля равна [c.405]

Как видно из табл. 20, скорость отлета космического летательного аппарата на Марс равна примерно скорости отлета на Венеру, однако эти два аппарата стартуют в противоположных направлениях марсианский — на восток, венерианский — на запад. И все же в межпланетном пространстве оба аппарата полетят в одном и том же направлении — на восток. Только скорость первого аппарата складывается арифметически с орбитальной скоростью движения Земли, а другого — вычитается из скорости Земли. Вследствие [c.227]

Вычислить наименьшую скорость, которую необходимо сообщить ракете, запускаемой с Земли, чтобы на смогла покинуть Солнечную систему (третью космическую скорость). Скорость орбитального движения Землн принять равной 3-10 м/сек. [c.163]

Путевые угловую Qn или линейную Fn = Qn КА скорости КА можно приближенно выразить через орбитальную скорость и скорость Земли. Из-за большого значения орбитальной скорости Fop6 7500 м/с (для высот КА до 1000 км) нонравки к Fn, вызванные вращением Земли, малы, так как нри нулевой широте мала проекция Уз,э па траекторию движения КА (угол между векторами равен наклонению орбиты г), а в полярных областях мала составляющая скорости вращения Земли Уз.э os г>кл= Уз.э os г. Поэтому для всех расчетов, кроме расчета параметров фокусированного синтеза, можно брать среднее значение путевой скорости из соотношения [c.91]

Первый такой опыт был выполнен Майкельсоном (1881) и затем повторен с большей точностью Майкельсоном и Морли (1887). В данных опытах была сделана попытка обнаружить абсолютное движение Земли в эфире путем измерения скорости распространения света в направлении, совпадающем с направлением движения Земли, II в направлении, перпендикулярном к нему. Для этой цели Майкельсон использовал свой интерферометр (см. 6.1), который устанавливался таким образом, чтобы одно из его плеч, например FAi (рис. 31.3, а), совпадало с направлением скорости и орбитального движения Земли, а второе плечо РА2 было перпендикулярно к этому направлению. Время, необходимое лучу света, чтобы пройти путь до зеркала А и обратно, будет отлично от времени, которое потребуется лучу на прохождение [c.207]

Движение относительно вращающейся Земли ). Мы пренебрегаем здесь орбитальным движением вокруг Солнца и рассматриваем Землю как твердое тело, вращающееся с угловой скоростью Q. Пусть Oxyz — прямоугольная система координат (рис. 12) с началом О в точке [c.114]

М. о. проводился с помощью интерферометра Май-келъсона с равными плечами одно плечо направлялось по движению Земли, другое — перпендикулярно к нему. При повороте всего прибора на 90 разность хода лучей должна менять знак, вследствие чего должна смещаться интерференц. картина. Расчёт показывает, что такое смещение, выраженное в долях ширины интерференц. полосы, равно Д = (2Z/A)(oV ), где I — длина плеча интерферометра, Я — длина волны применявшегося света (жёлтая линия Na), с — скорость света в эфире, V — орбитальная скорость Земли. Т. к. величина vie для орбитального движения Земли порядка 10 , то ожидавшееся смещение очень мало и в первом М. о. составляло всего 0,04. Тем не менее уже на основе этого опыта Майкельсон пришёл к убеждению о неверности гипотезы неподвижного эфира. [c.28]

Рассматривается газореактивная СПУ с достаточно большими управляющими моментами, работающая в течение небольшого отрезка времени при малых угловых скоростях сох,с у и Jz и, в основном, при небольших угловых отклонениях у, ф и КА. По углу тангажа СПУ осуществляется поворот с угловой скоростью, равной скорости обращения спутника вокруг Земли. Поэтому можно считать, что является отклонением угловой скорости спутника вокруг оси 0Z от орбитальной скорости соо. [c.64]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...