Орбита апогей

Для этого сначала переводят спутник с круговой орбиты А на эллиптическую орбиту, апогей которой расположен на расстоянии от центра Земли (рис. 4.12) а затем, сообщив дополнительную скорость, переводят на круговую орбиту В. Определить величины дополнительных скоростей, которые следует сообщить спутнику на орбите Лив апогее переходного эллипса, чтобы выполнить предполагаемый переход с орбиты Л на орбиту В. [c.121]

Искусственный спутник Земли выведен на эллиптическую орбиту, апогей которой находится на расстоянии Н от поверхности Земли, а перигей — на расстоянии h. Найти элементы орбиты спутника (эксцентриситет е и параметр р). [c.73]

Космический аппарат движется по эллиптической траектории. Расстояния от поверхности Земли до перигея и апогея соответственно равны Ар=170 км, /ia = 400 км. Определить приращение скорости в апогее и перигее, необходимое для перехода на орбиту приземления. [c.56]

Если траектория приземления начинается в апогее, то скорость в апогее орбиты приземления -- Приращение [c.57]

Запуск спутника Молния на эллиптическую орбиту с апогеем Га = + 40 000 км и перигеем rp = R+ 5Q0 км происходит в два этапа. Сначала его выводят на промежуточную орбиту с Лр1 = / + 200 км, Го1 = / + 500 км, а затем в апогее сообщают тангенциальный импульс скорости Ди. Найти величину Av, необходимую для этого маневра, и отклонение апогейного расстояния рабочей орбиты при ошибке в величине Ау, равной 1 м/с [28] (рис. 5.10). [c.57]

Подставляя числовые значения, находим Oai = 7,53 км/с. Поскольку апогей промежуточной орбиты Га совпадает с перигеем рабочей орбиты Гр, то [c.58]

Решение. Полная энергия спутника в любой точке орбиты должна быть такой же, как, например, в апогее [c.122]

ИСЗ 1963—22А ( Транзит ) запущен 16 июня 1963 г. ракетой-носителем Скаут на орбиту с параметрами наклонение 90°, период обращения 100,7 мин, высота в перигее 745 км, высота в апогее 850 км. (Прим. перев.) [c.196]

Если космическая ракета на высоте 230 км над поверхностью Земли получит параллельно земной поверхности скорость 10 км сек, то апогей ее орбиты окажется примерно на расстоянии 370 ООО км от центра Земли. [c.63]

Корабль-спутник, выведенный на околоземную орбиту, имеет такие параметры высота в перигее = 180 км, высота в апогее [c.106]

Пусть А — центр Земли, Б и С — апогей и перигей лунной орбиты, С1д я Ед — большая полуось и эксцентриситет. [c.307]

Эти движения происходят по отрезкам эллипсов, пересекающим поверхность Земли в начальной точке и точке падения, причем начальная точка близка к апогею, т. е. центр Земли расположен в удаленном от нее фокусе орбиты второй фокус близок к поверхности Земли. Параболическое движение в однородном поле земного притяжения (/ = оо) соответствует левым предельным случаям неравенств (30). [c.557]

Введем в рассмотрение ортогональный триэдр единичных векторов 2 3 началом в центре Земли — фокусе эллиптической орбиты спутника направлен к перигею орбиты, 2 плоскости орбиты параллельно ее малой оси и в сторону движения от перигея к апогею единичный вектор 3 = iX 2 имеет направление перпендикуляра к плоскости орбиты. Возмущениями элементов орбиты спутника пренебрегаем тогда векторы 2 остаются неизменно направленными в пространстве. Заметим еще, что [c.586]

Влияние притяжений Луны и Солнца. Наиболее сильно влияние Луны и Солнца проявляется для спутника на полярной орбите, почти перпендикулярной плоскости эклиптики. Если апогей находится за орбитой Луны, то возможно полное разрушение орбиты. Шестого октября 1959 г. станция Луна-3 обогнула Луну и стала спутником Земли с апогеем Л, а = 480000 км и перигеем hp — 47500 км, период Г = 15 сут. Апогей с каждым оборотом возрастал, а перигей уменьшался. Через полгода, после 11 оборотов, станция вошла в земную атмосферу и сгорела [34]. [c.48]

Параболические траектории. Эллиптическая орбита, у которой апогей находится в бесконечности , не является уже, конечно, эллипсом. Двигаясь по такой траектории, космический аппарат бесконечно далеко уходит от центра притяжения, описывая разомкнутую линию — параболу (рис. 17). По мере удаления аппарата его скорость приближается к нулю. [c.64]

На рис. 22 изображена типичная орбита спутника Земли, на которой буквами Я и Л изображены соответственно перигей и апогей. Плоскость орбиты спутника определенным образом ориентирована в пространстве, причем, если пренебречь возмущениями (ниже мы увидим, в какой мере это можно сделать), ее ориентация относительно неподвижных звезд остается неизменной. [c.89]

Для специалистов еще важно знать, как расположена орбита в своей плоскости (над какими широтами располагаются перигей и апогей или чему равен угол между линией апсид и линией узлов) и как ориентирована плоскость орбиты в пространстве. Последнее указывается так называемой долготой узла — углом й между некоторым неизменным направлением в пространстве (из центра Земли в точку весеннего равноденствия) и линией узлов. Если, кроме того, знать, в какой момент спутник прошел какую-нибудь конкретную точку своей орбиты (например, перигей), то по формулам небесной механики может быть предсказано положение спутника в околоземном пространстве в любой момент времени. [c.91]

Наиболее серьезно возмущения при этом сказываются на апогее орбиты, где возмущающее ускорение, во-первых, больше, чем в перигее, вследствие удаленности от Земли, во-вторых, по той же причине составляет большую долю от земного притяжения, в-треть- [c.100]

Второй случай произошел со станцией Луна-4 , которая, пройдя вблизи Луны, оказалась на орбите спутника с апогеем 700 ООО км и перигеем 90 ООО км (период обращения примерно месяц). За период с апреля 1963 г. до конца года апогей орбиты достиг границы сферы действия Земли. [c.102]

Возможны различные системы спутников связи, используюш.ие орбиты разного размера и эксцентриситета, но практика показала, что для Советского Союза наиболее выгодны эллиптические орбиты с апогеем на высоте 40000 км над северным полушарием, перигеем 500 км над южным, наклонением 63,5° и периодом обраш.ения 12 ч, а также стационарные спутники. Указанные эллиптические орбиты имеют советские спутники серии Молния-1 . В течение 11 ч, двигаясь медленно в окрестности апогея, спутник Молния смеш.ается не более чем на 10° по долготе. Зона видимости спутника превышает зону видимости стационарного спутника и охватывает полярные районы. Продолжительность сеансов связи между пунктами зоны видимости для одного спутника составляет 6—8 ч в сутки. Побывав в апогее над восточным полушарием, спутник на втором за сутки обороте оказывается в апогее над западным полушарием (примерная картина движения в связанной с враш.аюш.ейся Землей системе координат изображена на рис. 57 [2.32]). Четыре орбиты, апогеи которых образуют квадрат, обеспечивают круглосуточную связь. Антенны спутников Молния направлены на центр Земли. Многочисленные приемные станции системы Орбита (диаметры антенн 12 м) обеспечивают передачи в отдаленные районы СССР. Система стала еш,е более совершенной с вступлением в строй технически более совершенных спутников серий Молния-2 и Молния-3 на тех [c.165]

Два спутника, имеющие равные массы, движутся в одном направлении вокруг притягивающего центра по компланарным орбнта.м, одна из которых — круговая радиуса Го, а другая — эллиптическая с расстояниями перигея н апогея го и 8го соответственно. Полагая, что спутники путем непосредственной стыковки соединились друг с другом в точке соприкосновения их орбит и дальнейшее движение продолжали вместе, найти апогей их новой орбиты. [c.393]

Порядковый номер кораблей-стцгпников Дата запуска Весовая характе- ристика корабля, КЗ перигей, км апогей км наклон плоскости орбиты к акватору начальный период обращения, мин [c.437]

Спутник Эксплорер I был запущен 1 февраля 1958 г. и предназначался для исследования космических лучей и плотности потока микрометеорных тел. Он (рис. 3.1) представлял собой цилиндр длиной 2 м (вместе с последней ступенью и носовым конусом) и диаметром 152 мм. Масса спутника 8,3 кг, вместе с четвертой ступенью ракеты-носителя — 14 кг. Начальные параметры орбиты перигей 356 км, апогей 2548 км. [c.103]

Американский исследовательский спутник этой категории был выведен 3 апреля 1963 г. с помощью ракеты-носителя Тор-Дельта на орбиту с начальными параметрами апогей 917 км, перигей 255 км и получил название АЕ-А — Астрономический исследователь . Масса спутника составляла 183,7 кг [63, 76 92, 102J. [c.108]

Запуск установки СНАП-Щ на орбиту вокруг Земли был осуществлен 3 апреля 1965 г. с базы ВВС США Ванденберг . Космический аппарат Аджена был выведен на орбиту, близкую к расчетной, со следующими параметрами высота в апогее 1320 км, высота в перигее 1290 км. Время существования корабля на орбите с такими характеристиками составляет более 3000 лет. Команда с Земли на включение реакторной установки была подана на втором витке, через 3 ч 40 мин после пуска ракеты и подтверждения параметров орбиты. Критический параметр установки в предпусковой период — температура теплоносителя, которая не должна быть ниже — [c.237]

ИСЗ Траак запущен 15 ноября 1961 г. (вместе с ИСЗ Тра н-ЗИТ-4В ) ракетой-носителем Тор—Эйбл-Стар на орбиту с параметрами наклонение 32°,4, период обращения 105,6 мин, высота в перигее 941 км, высота в апогее 1119 км. ИСЗ 1961—Омикрон-1 ( Транзит-4А ) запущен 29 июня 1961 г. ракетой-носителем Тор—Эйбл-Стар на орбиту с параметрами наклонение 66°,8, период обращения 103,8 мин, высота в перигее 881 км, высота в апогее 998 км. [c.196]

Блестящим образцом кинематического исследования является описание движения Солнца в окрестности апогея и перигея в Каноне Мас уда ал-Бируни. Рассматривая это движение точки по окружности, ал-Бируни делает его объектом детального математического анализа. Мы не имеем данных о том, пользовался ли ал-Бируни в своем исследовании трактатом Ибн Корры. Возможно, что он получил свои результаты самостоятельным путем. Как мы видели, Ибн Корра исходил из геометрических представлений, ал-Бируни же сводит свое исследование к изучению поведения уравнения Солнца , т. е. разности между дугами истинного и среднего движений и разностей их значений, соответствующих концам малых дуг эксцентрической орбиты. Ал-Бируни показывает, что две указанные симметричные точки, в которых скорость видимого движения совпадает со .скоростью равномерного движения по эксцентрической орбите, являются точками максимума уравнения . Далее он показывает, что скорость видимого движения Солнца достигает в апогее и перигее максимума и минимума и что при перемещении от одного к другому наблюдаются непрерывное возрастание и убывание ее. Ал-Бируни связывает это с непрерывным возрастанием и убыванием разностей уравнений , обращающихся в нуль в точках максимума уравнения . [c.43]

Влияние атмосферы. Сила сопротивления разреженной атмосферы определяется выражением F = —/>5 г г, где р —плотность атмосферы, S — площадь поперечного сечения спутника. С каждым оборотом апогей и перигей снижаются, причем перигей опускается медленней, чем апогей. Орбита приближается к круговой. Критической является траектория на высотах 1104-120 км. Далее она круто изгибается, и спутник, попадая в плотные слои атмосферы, сгорает. На высоте h = 120 км р = = 10 кг/м . Полагая 5" = 1 м , получим = 0,62 Н. Отношение возмущающего ускорения к ускорению, создаваемому силой тяжести, составляет т pS[R + h) = 6,5 10 " . На высоте /г = 20 км /9 = = О, Об кг/м , F = 378 Тс. Здесь возникает ударная волна, образование которой приводит к потерям полной энергии. Поскольку скорость спутника в 25 раз превышает скорость звука, то на его лобовой части образуется слой плазмы с температурой 7 + 9 тыс. градусов. Для обеспечения безопасности космонавтов используется способ теплозащиты, получивший название абляционного (от лат. ablatio — устранение). Лобовая часть покрывается пластмассой, которая плавится и испаряется, поглощая тепло и уменьшая поток теплоты внутрь космического аппарата. [c.48]

Нецентральность гравитац. поля Земли вызывает гл, обр. вековые возмущения прецессию плоскости орбиты и движение ее перигея. Вследствие сопротивления воздуха изменяются, в основном, размеры орбиты и ее эксцентриситет большая полуось орбиты непрерывно уменьшается, спутник приближается по своеобразной спирали к земной поверхности. Т. к. при этом уменьшается также и эксцентриситет (т. е. форма орбиты приближается к окружности), апогей-ное расстояние сокращается значительно быстрее неригейного. [c.58]

ИХ, воздействует на сравнительно малую орбитальную скорость. При этом эффект в апогее будет значительным в том случае, если возмущающее ускорение окажется направленным не поперек апо-гейной скорости (как бывает при совпадении большой оси орбиты с линией Земля — Луна), а по ней или против нее. [c.101]

На активном участке от ракеты-носителя может отделиться спутник еще до выключения последней ступени. После выключения может отделиться второй спутник. Очевидно, орбиты двух спутников будут различны, но их перигейные высоты будут отличаться мало, так как за время дополнительного разгона последняя ступень не могла подняться слишком высоко. Апогеи же могут находиться на совсем разных высотах, ибо даже небольшое увеличение начальной скорости резко поднимает апогей (вспомним рис. 17 в 5 гл. 2). По такому методу были в январе 1964 г. запущены советские спутники Электрон-1, -2 для изучения внутренней и внешней частей пояса радиации (перигеи на высотах 406 и 460, а апогеи — 7100 и 68 200 км соответственно). [c.113]

Предположим, что, имея космодром в точке А (рис. 35), мы желаем вывести спутник на эллиптическую орбиту с апогеем, расположенным над точкой А. Разогнав спутник до круговой скорости в точке В, мы выведем егс на низкую промежуточную орбиту 1. Если теперь сообщить спутнику в точке С приращение скорости, включив двигатель новой ступени или повторно включив предыдущую ступень, то спутник перейдет на эллиптическую орбиту 2 с апогеем D, расположенным над А. Подобный прием используется при запусках советских спутников связи типа Молния , апогеи которых должны располагаться на высоте приблизительно 40 ООО км непременно над северным полушарием (но, конечно, не обязательно над космодромом). Трудность такого запуска в том, что точка С находится вне зоны радиовидимости радиолокационных станций слежения. [c.114]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...