Наклонение орбиты

С уменьшением наклонения орбиты прирост скорости увеличивается и при [c.122]

Спутники Большая полуось, км Орбитальный период, сут Эксцентриситет Наклонение орбиты к эклиптике, град Масса, Af Радиус, км [c.1206]

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]

Угол наклонения орбиты к плоскости земного экватора составлял примерно 65°, [c.447]

Плоскость орбиты, очевидно, будет определена, когда будут указаны долгота восходящего узла N, т. е. аномалия fi = XN узла N относительно оси (отсчитываемая в правом направлении относительно оси z) и наклонение орбиты, т. е. угол i, который большой круг сечения сферы плоскостью орбиты (рассматриваемой в направлении движения) образует с экватором (рассматриваемым в правом направлении относительно оси г) б изменяется от О до 2 , I от О до Этот последний угол для планет всегда мал и значительно меньше Ти/2 он превосходит этот предел только для некоторых комет (называемых попятными). [c.206]

Наклонение орбиты 206 Наклон траектории 98 Неголономные системы, уравнения движения 321, 422 Неизменная плоскость системы 261 Неподвижная система отсчета 227 Ньютон 120, 190, 199 Ньютона закон 214 [c.429]

Наклонение орбиты 244 Нить идеальная 100 Нутация 213 Ньютон 85, 87 [c.564]

Двигательная установка должна обеспечивать вывод космического аппарата на заданную орбиту, осуществлять изменение его высоты и, в небольших пределах, наклонения орбиты, а также управлять положением космического аппарата. [c.267]

Наименование исз Дата запуска Наклонение орбиты, град. Высота орбиты, км [c.183]

Эксцентриситет лунной орбиты. . . 0,5449 Наклонение орбиты к эклиптике. ... 5°8 43" [c.978]

Период осцилляции наклонения орбиты [c.978]

Построим единичный вектор V, обладающий следующими свойствами 1) его началом служит точка А 2) он перпендикулярен к плоскости орбиты 3) из его конца движение спутника представляется происходящим против часовой стрелки. Та[кой вектор V будем называть ортом внешней нормали к плоскости орбиты (рис. 4.2). Вектор V вполне характеризует положение плоскости орбиты в пространстве. Угол т между осью аппликат Л2 и вектором V называется наклонением орбиты. Величину т будем отсчитывать всегда от О до я (О Т < я). [c.135]

Космическая ракета наблюдалась над пунктом с географическими координатами ф1 = 30°, = 90°. А через 6 часов она оказалась над пунктом Pg с географическими координатами ф2 = 60°, 2 = 180°. Полет совершается в таких условиях, что можно учитывать только тяготение ракеты к Земле и считать, что Земля имеет сферическую структуру. Вычислите наклонение орбиты к плоскости экватора. [c.149]

Сплюснутость Земли может привести к значительным изменениям еще одного параметра орбиты — аргумента перигея со вследствие сплюснутости происходит вращение перигея. Однако, если наклонение орбиты близко к критическому значению 63,4°, то это вращение перигея мало, и им можно пренебречь при прогнозах трассы на короткие сроки. Именно такое положение имело место для большинства советских спутников 1957—1962 годов 65°). Например, для каждого из первых трех советских спутников скорость вращения перигея орбиты составляла примерно 0,03° за один оборот. В дальнейших рассуждениях мы ради простоты ограничимся случаем, когда допустимо пренебречь вращением перигея орбиты. [c.159]

Что касается элементов орбиты 7, р, 8, т, то для выяснения скорости их изменения за каждый оборот необходимо воспользоваться более точными формулами для потенциала планеты этого можно достигнуть, например, оставляя в формуле (1.3.5) еще один или несколько членов, кроме первых двух. Подробное исследование показывает, что наклонение орбиты претерпевает в некоторых случаях [c.283]

Было показано, что уменьшение V благоприятно сказывается на увеличении времени освещения. Ввиду этого при заданном наклонении орбиты по отношению к земному экватору целесообразно выбрать час запуска [c.360]

Рис. 96. Зависимость изменения интервала долготы от наклонения орбиты.

Рис. 98. Зависимость максимального времени освещения от наклонения орбиты 1) р==5°

Положение плоскости орбиты относительно абсолютной системы координат определяется двумя углами fi и , где - долгота восходящего узла орбиты, а - наклонение орбиты. Положение центра масс ИСЗ на орбите характеризуется аргументом широты u(t), отсчитываемым в плоскости орбиты от точки восходящего узла в направлении движения. Обычно вместо / t) рассматривается величина i (t), называемая истинной аномалией u(t) отсчитывается в плоскости орбиты в направлении движения от точки перигея. Очевидно, что аргумент широты и истинная аномалия связаны соотношением [c.193]

При заданных начальных данных Го, Уо описание центральных движений проще проводить относительно системы координат = (61,62,63), орт ёз которой одинаково направлен с вектором с, а орт ё лежит в плоскости векторов б1 и б2 исходного репера Е. При этом угол между ех и ёх обозначают О и называют долготой восходящего узла орбиты, а угол между ортами 63 и ёз обозначают / и называют наклонением орбиты. При этом так же, как при введении углов Эйлера, нетрудно показать (рис. 102), что матрица А пре- [c.272]

Вследствие вращения атмосферы вместе с Землей по углам рысканья и крена возникают вынужденные колебания с частотой, равной частоте обращения центра масс системы по орбите. Амплитуда этих колебаний пропорциональна угловой скорости вращения Земли и синусу угла наклонения орбиты. [c.298]

Введение сказанного угла g относится лишь до двух первых наших уравнений, в третье же уравнение надо ввести новый угол, который обозначим буквою г, причем легко видеть, что этот угол соответствует тому, который в астрономии называется средним аргументом широты и который получается, если из средней долготы Луны вычтем долготу восходящего узла. Поэтому положим, что третья наша координата содержит главный член г sin г, причем i есть наклонение орбиты Луны к эклиптике, которое, подобно величине JST, должно рассматривать как произвольную постоянную. [c.43]

Меньше широты места запуска наклонение орбиты может быть только в том случае, если предусмотрен маневр изменения плоскости орбиты уже после вывода на нее. [c.113]

Увеличение высоты полета космических кораблей до 1000 км и более, связано с возрастанием радиационной опасности. Интенсивность излучения, захваченного геомагнитным полем Земли на этих высотах, достаточно большая, поэтому эксперименты по дозиметрии при полете спутников па таких высотах представляют особый интерес. Исследования по дозиметрии на этих высотах были осуществлены в СССР с помощью специального искусственного спутника Земли Космос-110 . Спутник был выведен на околоземную орбиту 22/П и приземлился 16/111 1966 г. Основная цель эксперимента — проведение медико-биологических исследований на подопытных животных (собаки Ветерок и Уголек). Параметры орбиты, на которую был выведен спутник, следующие начальный период обращения 95,3 мин, высота апогея 903 км, высота перигея 187 км, наклонение орбиты 51,9°. [c.279]

Смысл величин / , е, т ясен из предыдущих пупктов р — параметр орбиты, е — ее эксцентриситет, т — время прохождения через перицентр. Величина Q — это угол, который составляет с осью Ох лршня пересечения плоскости орбиты с плоскостью Оху (рис. 126) величина Q называется долготой восходящего узла. Элемент i представляет собой угол между плоскостью орбиты и плоскостью Оху, величину i называют наклонением орбиты. Параметр м опроде [яет положение орбиты в ее плоскости, он называется угловым расстоянием перицентра от узла и равен углу между направлением из точки О па перицентр и линией пересечения плоскости орбиты с плоскостью Оху. [c.205]

Название Радиус, км Масса, кг Период вращения Орбитальный период, сут Большая полуось орбиты, а. е. Эксцентри- ситет Наклонение орбиты к эклиптике, град [c.1207]

Комета Прохождение перигелия Период, лет Наклонение орбиты к эклиптике, град Эксцентри- ситет Перигелийное расстояние, а. е. Большая полуось, а. е. [c.1207]

П. обращается вокруг Солнца по сильно вытянутой орбите на ср. гелиоцентрич. расстоянии 39,439 астрономической единицы (а. е.) (5,91.10 км). Одинполпый оборот (сидерич. период обращения) составляет 248,6 земного года, ср. скорость движения по орбите 4,7 км/с. Вследствие большого эксцентриситета орбиты (0,247) планета в перигелии заходит внутрь орбиты Нептуна, однако из-за большого наклонения орбиты П. к плоскости эклиптики (17,1°) мин. расстояние между орбитами остаётся не менее 2,5 а. е. Вследствие же наличия резонансов (соизмеримостей в движении Плутона, Нептуна и Урана, в результате чего их периоды обращения находятся в отношении примерно как 3 2 1) П. не подходит к Нептуну на расстояние, меньшее 16 а. е., в то время как с Ураном может сблннсаться до 10 а. е. [c.639]

Для управления движением центра масс спутника также может быть использовано импульсное реактивное сопло. Вектор тяги этого сопла нормален к оси вращения спутника и проходит через его центр масс. При синхронизации импульсов тяги с угловой скоростью вращения спутника создается однонаправленное ускорение последнего. Когда ось собственного вращения спутника занимает свое конечное положение, нормальное плоскости орбиты, сопло обеспечивает управление орбитальной скоростью спутника и, следовательно, периодом его обращения. При соответствующей переориентации оси собственного вращения спутника это же сопло может быть использовано для управления наклонением орбиты. [c.260]

Связь между этими системами координат дана в таблицах направляющих косинусов, где использованы следзоощие обозначения [6] iQq) — наклонение орбиты спутника Q — долгота восходящего узла орбиты, отсчитываемая от точки весеннего равноденствия - угловое расстояние перигея орбиты от линии узлов м == — истинцая аномалия. [c.84]

Спутники Расстояние от планеты, 10 км Синодический период, дни ч мин сек Наклонение орбиты, град Эксцентри- ситет орбиты Радиус, км Масса, 10 г "виз в средней оппозиции [c.977]

Здесь р, е, — уже знакомые нам параметр и эксцентриситет орбиты, а также время прохождения через перицентр соответственно. Угол О называется долготой восходящего узла О = (Мх,МЬ), где МЬ — линия пересечения плоскости орбиты Р с плоскостью Мху. Лалее, элемент г, называемый наклонением орбиты, представляет собой угол I = (Р,Мху). Наконец, параметр со — угол, называемый угловым расстоянием перицентра от узла. Этот угол определяет положение орбиты в ее плоскости со = (МЬ,/), где / — вектор Лапласа, указывающий направление от точки М на перицентр. [c.415]

За сутки V может измениться на величину порядка 3°, что в рассматриваемой задаче весьма существенно. Выведем зависимость угла V от времени. Пусть (рис. 94) 0Л5 — плоскость эклиптики, 08 — направление на Солнце, ЕАО — орбита спут1шка, / — наклонение орбиты к плоскости эклиптики, Д — долгота восходящего узла орбиты от точки Весны, / и Д — аналогичные элементы по отношению к экватору, а — долгота Солнца от точки Весны, / — наклон экватора Земли к [c.362]

В свете работ Лидова становится ясно, что расположение боль шинства планет и спутников солнечной системы примерно в одной плоскости — не случайно. Если и были планеты с сильно наклоненными орбитами, то такие планеты давно упали на Солнце. Правда, существуют спутники Урана с орбитами, сильно наклоненными к эклиптике. Лидов показал, что возмущения от сжатия центрального тела — Урана — спасли спутника Урана от гибели. [c.44]

Следовательно, все элементы орбиты периодически изменяются. Значение го = бЗ°2б ( osio = 5 / ) определяет критическое наклонение плоскости орбиты. При г > го перигей движется в отрицательном направлении, при г < го — в положительном. При умеренном наклонении орбиты приращение Aw2 порядка 4° в сутки [24]. Фиксируя угол го, можно добиться того, что спутник будет двигаться по терминатору (от лат. terminare — ограничивать) — линии разграничения дня и ночи. В этом случае освещенность Земли в окрестности орбиты зависит только от широты и времени года. [c.440]

Времени оказывается в зените, т. е. над головой наблюдателя ) Форма трассы определяется главным образом наклонением орби ты и периодом обращения. Благодаря тому, что трасса вычерчи вается спутником на вращающейся Земле, угол Пересе чения трассой экватора всегда отличается от наклонения орбиты В частности, для полярных орбит он не равен 90° (при пересечении экватора проекция спутника отклоняется к западу). [c.108]

Сообщались следующие данные о полезной нагрузке. При запуске с мыса Канаверал- когда запуск происходит точно на восток (наклонение орбиты 28,5° — широта мыса Канаверал) — 29,5 т на круговой орбите высотой 400 км при наклонении 53°—11,3 т на высоте 400 км без полезной нагрузки и запуске на восток — круговая орбита высотой 550 км. При запуске на юг с базы ВВС Ван-ценберг (западное побережье США) ) 1Я,2 т на круговой орбите высотой 275 км. Полезная нагрузка помещается в специальном не-герметизированном грузовом отсеке длиной 18,3 м и диаметром 4,6 м (объем 365 м ). Члены экипажа могут проникнуть в него из кабины через шлюзовую "камер у. [c.181]

Курс теоретической механики Том 2 Часть 1 (1951) -- [ c.206 ]

Теоретическая механика (1999) -- [ c.244 ]

Курс лекций по теоретической механике (2001) -- [ c.272 ]

Основы механики космического полета (1990) -- [ c.99 , c.122 , c.127 ]

Инженерный справочник по космической технике Издание 2 (1977) -- [ c.66 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...