Траектория минимальной дальности

Задача 5. Определить время включения ТДУ и угол д при заданной величине для обеспечения посадки КА на заданную линию прицеливания по траектории минимальной дальности Х>,п1п. [c.499]

Отлет с минимальной скоростью, соответствующей семейству баскетбольных траекторий (угловая дальность больше 180°) может происходить где-то с самого края какого-либо из указанных выше благоприятных периодов или недалеко от его границы. При этом в некоторые годы (1973, 1988) продолжительность перелета по оптимальной баскетбольной траектории может превышать более чем на 200 сут продолжительность оптимального перелета с угловой дальностью, меньшей 180° [4.38]. [c.370]

Кроме того, аэропорты местных воздушных линий могут оборудоваться упрощенными обзорно-посадочными радиолокационными станциями. Они предназначены для обеспечения постоянного радиолокационного контроля за движением самолетов в районе аэродрома и вывода самолетов с любого направления на траекторию посадки до высоты 50 м, дальность действия в режиме кругового обзора — 30 км, дальность действия при посадке самолетов по глиссаде — 10 км, максимальная высота обнаружения — 3000 м, минимальная — 50 м. [c.405]

В случае нулевой угловой дальности все возможные траектории представляют собой вертикальные прямые с начальными скоростями, превышающими минимальную. [c.194]

Такая возможность существует даже при самом неблагоприятном взаимном расположении космодрома на своей параллели (точка Л) и Луны на своей орбите (точка Л а). Выведем предварительно из точки Л космический аппарат па низкую промежуточную круговую орбиту спутника Земли (рис. 66, в). В течение одного примерно полуторачасового оборота спутника вектор его орбитальной скорости, оставаясь горизонтальным, принимает любое направление в плоскости орбиты. Так же принимает любое направление линия, соединяющая центр Земли со спутником. Поэтому на орбите спутника в течение его оборота можно выбрать точку, сход с которой в направлении полета обеспечит полет по траектории любой желаемой угловой дальности. Например, сход в точке К с минимальной скоростью обеспечивает достижение Луны по полуэллиптической траектории 3. Сход в точке Ь, если выбрать ее так, чтобы 10 2=165°, дает возможность попасть на Луну по параболической траектории 4 ). Если орбита находится на высоте 200 км, то в первом случае надо к орбитальной круговой скорости 7,79 км/с добавить скорость 10,9—7,79=3,11 км/с, а во втором — скорость 11,02—7,79=3,23 км/с (11,02 км/с — параболическая скорость иа высоте 200 км). [c.200]

Угол поворота а является важной характеристикой того влияния, которое притяжение Луны оказывает на пролетную траекторию. Он тем больше, чем меньше прицельная дальность и чем меньше входная селеноцентрическая скорость. Максимальное его значение соответствует пролету в непосредственной близости от лунной поверхности при минимальной входной селеноцентрической скорости (около 0,8 км/с) и составляет около 120°. [c.223]

Если зафиксировать координаты начальной точки пассивного участка и скорость Fo (или параметр v = r Fo/(u.), а изменять угол бросания 00, ТО дальность пассивного участка будет меняться. Величину угла бросания, при котором обеспечивается максимальная дальность пассивного участка, называют оптимальным углом бросания, Будем обозначать этот угол 0о" . В силу обратимости рассматриваемой задачи оптимальный угол бросания обеспечивает заданную дальность пассивного участка при минимальной начальной скорости. Траекторию, которая реализуется при угле бросания 0о° обычно называют оптимальной. [c.72]

Следовательно, векторы начальной скорости навесной и настильной траекторий симметрично отклонены в точке бросания соответственно вверх и вниз относительно вектора начальной скорости оптимальной траектории на ту же дальность. Начальная скорость навесной и настильной траекторий одинакова, причем она превышает минимальную потребную скорость для достижения заданной дальности по оптимальной траектории. [c.82]

Сравнивая полученное условие (3.3.15) с (3.2.1), убедимся, что эта единственная траектория является оптимальной, т. е. располагаемая величина равна минимальной необходимой для достижения заданной дальности. [c.82]

Траектория луча, приходящего в точку приема, и угол прихода А зависят от дальности передачи О, параметров ионосферы (высоты слоя Рг, критической частоты этого слоя /кр и отношения рабочей частоты / к /кр). На рис. 9 3 приведено полученное расчетным путем [11] семейство кривых, показывающих зависимость угла прихода лучей от дальности трассы для различных значений высоты отражающего слоя кт и различных значений нормированной частоты х=///кр. Из рисунка видно, что каждой кривой при заданном значении х соответствует минимальное значение О и максимальное [c.158]

Теория движения ракеты представляет собой частный случай общей теории динамики твердых тел в пространстве [1]. В этой теории обычно принято рассматривать движение центра масс тела отдельно от его движения вокруг центра масс. Применительно к движению ракет и самолетов первое относится к теории летных характеристик летательного аппарата, второе — к теории его управления и устойчивости [2]. В настоящей главе ракета рассматривается как материальная точка, находящаяся под действием ряда сил. Предполагается, что активный участок траектории баллистической ракеты лежит в вертикальной плоскости (как это и бывает на практике), и поэтому при анализе можно ограничиться изучением плоского движения. Еще большее упрощение задачи достигается, если ограничиться изучением прямолинейного движения ракеты (движение в одном измерении), причем такое рассмотрение при минимальной сложности выкладок позволяет характеризовать значимость ряда параметров, важных при проектировании ракеты. Теория прямолинейного движения вместе с тем допускает быструю оценку скорости ракеты в конце активного участка и дальности ее полета, если даже в действительности траектория активного участка криволинейна. [c.15]

Во многих случаях большой интерес представляют так называемые траектории минимальной дальности, обеспечивающие наименьшие отклонения точки падения КА из-за ошибок на участке торможения. Для заданной высоты круговой орбиты к и величины тормозного импульса Ди эта траектория огфеделяется величиной угла а, который может быть иайден по графикам, рис 2.60. [c.118]

Угол входа КА для траекторий минимальной дальности на высоте 122 км определяется по графикам на рис. 2.61, а отклонение Ь точки падения из-за ошибок в величиие тормозного импульса Да может быть найдено по величине производной дL д v, которая определяется по графикам на рис, 2.62. [c.118]

В настоящее время одним из основных требований к спуску аппаратов скользящего типа является обеспечение их посадки в заданном районе ограниченных размеров. Возможности обеспечения точной посадки характеризуют зоной или областью маневра, которую определяют полуразиостью максимальной и минимальной дальностей полета (в продольном и боковом направлениях), достигаемых на данном СА. В том случае, когда величина предполагаемого рассеивания за счет действия разного рода возмущающих факторов существенно меньше возможной зоны маневра (т. е. имеется избыток в величине управляющей силы — качества аппарата), можно т оворить о построении оптимальной по некоторому критерию траектории спуска. [c.393]

Количественно моторные реакции характеризуются размерами моторного поля, формами траекторий движения, скоростью их осуществления, силовыми параметрами и качеством регуляции усилий в процессах движения, точностью движения и энергетическими затратами. При оценке этих характеристик применительно к условиям реального космического полета необходимо учитывать прежде всего влияние невесомости. Наблюдения за выполнением моторных операций космонавтами во время полета космических аппаратов СССР и США, а также самонаблюдения космонавтов позволяют сделать предварительный вывод в том, что длительная невесомость не создает в координации движений космонавта таких изменений, которые могли бы привести к заметному ухудшению его работоспособности [55]. Следовательно, изученные в наземных условиях характеристики могут вполне использоваться и при прогнозировании деятельности космонавтов. Правда, результаты опытов в малогабаритных гермокабинах свидетельствуют о снижении таких характеристик, как сила и скорость движений рук, точность дозирования мышечных усилий, выносливость мышц ИТ. д., но даже минимальные физические упражнения сравнительно легко это снижение компенсируют [21]. Некоторые изменения характеристик моторного выхода космонавта-оператора возможны при длительном вращении [58], однако в большей степени это относится к среднеквадратичным отклонениям и законам распределения таких величин, как время, скорость, дальность, сила и прочее, а не к их математическим ожиданиям. Как показал ряд специальных исследований [41, 42], реакция человека на длительное воздействие комплекса факторов космического полета в целом неблагоприятна. Развивается специфическое утомление, нарушается ритмика деятельности, увеличиваются число ошибок и время латентного периода реакций, снижается мышечная выносливость. [c.273]

При запус-ко КА вне плоскости орбиты цели требуемое значение азимута непрерывно изменяется из за вращения Земли Время в течение которого азимут запуска находится в допустимых пределах, называется окном запуска Чтобы потребный угол поворота Д( плоскости траектории выведения после выхода в расчетную точку встречи был минимальным, азимут запуска должен соответствовать услриию, при котором угловая дальность от точки старта до точки встречи равна 90°, [c.107]

Перемещаясь по произвольной ступенчатой траектории от кружка к кружку, мы расходуем количество топлива, равное сумме чисел, записанных на отрезках. Нетрудно видеть, что любой путь из начальной точки в конечную будет состоять из 5+5=10 шагов. Нужно найти путь, для которого количество топлива будет минимальным. Заметим, что если полученное таким образом количество топлива будет меньше располагаемого, то баллистические харакеристики могут быть улучшены, так как остаток топлива можно использовать на увеличение скорости и, следовательно, полной дальности полета. [c.315]

В качестве примера рассмотрим спуск искусственного спутника Луны на поверхность Луны. Лунный радиус равен а = 1080 миль, так что для случая /г/а = ОД, рассмотренного выше, к = 108 миль и по-(24.7) = 5240 фут/сек. Если выбрана дальность ф = 90° и применяется минимальная ориентация импульса а = 25°, то требуемый импульс равен ДУ = 225 фут/сеп. Дальность нечувствительна к ошибкам ориентации (бф/ба = 0), но изменяется на 6,5 мили при ошибке в величине импульса на 1 фут,/сеп. Поперечная дальность изменяется на 1 милю при ошибке в азимутальной ориентации импульса на 1 миллирадиан, 24.2.2. Определение положения снаряда. Положение снаряда в период торможения может быть определено с помощью радиоизмерений.. Радиолокационное импульсное или частотномодулированное измерение высоты снаряда посредством радиовысотомера, установленного на снаряде, является сравнительно простым. Однако угловое положение на орбите должно измеряться наземными станциями слежения, если они имеются в наличии. Задача вычисления программы управления снижением спутника является сравнительно несложной. Траектория спуска, вероятно, будет выбираться заранее так, чтобы можно было использовать лишь небольшие участки на кривых коэффициентов погрешностей (см. рис. 24.4 и 24.5, допускающие небольшие регулирования комбинаций величин ду, ф, а), [c.700]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...