Время в к Луне

Подставляя соответствующие численные значения, находим Т = 239 ч, так что время перелета к Луне равно 119,5 ч. Это — время полета до Луны с наименьшей затратой энергии. Чтобы уменьшить время перелета, необходимо увеличить V. Схема орбиты с указанием скорости корабля в различные моменты полета приведена на рис. 12.1. [c.387]

И уже тогда была предложена, первая и последняя до Коперника, гелиоцентрическая система мира, по которой в центре Вселенной располагалось Солнце, а вокруг него двигались планеты и звезды Земля делала один оборот вокруг Солнца за год и один суточный оборот вокруг своей оси. Замечательно, что к этой системе ее автор Аристарх Самосский (ок. 320—250 до н. э.) — астроном, пифагореец, работавший некоторое время в Александрии, — пришел не случайно, а в результате вычислений расстояний от Земли до Солнца и Луны и размеров этих небесных тел (сказалась школа Пифагора ). Однако никто эту систему не признавал, и Копернику пришлось ее снова открывать через 1800 лет, а Бруно и Галилею вести отчаянную борьбу за ее утверждение в тяжелые времена инквизиции и схоластики. [c.23]

Для движений, соответствующих положениям относительного равновесия, вектор абсолютной угловой скорости тела направлен по нормали к плоскости орбиты, а величина абсолютной угловой скорости тела равна величине угловой скорости п кругового движения центра масс тела, т. е. период вращения тела равен периоду движения центра масс. Отсюда следует, что тело все время обращено к притягивающему центру одной и той же своей стороной. В природе примером такого движения является движение Луны (она смотрит на Землю одной стороной) и многих спутников планет, в технике — большое количество искусственных спутников Земли. [c.251]

Одной из трудностей, которые должна была преодолеть механика Ньютона, была проблема фигуры Земли. Не меньшие трудности возникали при изучении движения тел Солнечной системы и прежде всего Луны. Основанные на законе тяготения расчеты Клеро (1713—1765) и Даламбера, произведенные в 1745 г., дали для апогея лунной орбиты период обращения в 18 лет, величину, вдвое превосходившую данные наблюдений. Многие ученые полагали, что закон тяготения Ньютона нуждается в поправке так думали, в частности, Клеро и Эйлер. Некоторое время спустя, однако, Клеро пришел к заключению, что причиной расхождения теории с наблюдениями является не ошибочность закона Ньютона, а недостаточная точность применявшегося метода вычислений, при которых ограничивались первым приближением. Второе приближение уже давало результаты, согласные с наблюденными. В 1749 г. Клеро сообщил об этом Эйлеру. Для окончательного решения вопроса Эйлер, в то время живший в Берлине, рекомендовал Петербургской академии паук объявить конкурс на тему Согласуются или же нет все неравенства, наблюдаемые в движении Луны, с теорией Ньютона Предложение Эйлера было принято, и он вошел в состав жюри. В 1751 г. премия, на основании отзыва Эйлера, вполне убежденного вычислениями Клеро, была присуждена этому французскому ученому. Его Теория Луны, выведенная из одного только принципа притяжения, обратно пропорционального квадратам расстояний была издана на французском языке Петербургской академией наук (1752). [c.189]

Так, например, обстояло дело с первой советской космической ракетой, запущенной 2 января 1959 года в. сторону Луны. Получив у поверхности Земли гиперболическую скорость, ракета через некоторое время вышла из той области пространства, где допустимо было пренебречь влиянием всех других тел, кроме Земли. Уже через несколько дней своего движения она вошла в область, где решающее влияние на движение ракеты оказывает воздействие Солнца и где тяготение к Земле ничтожно. В новом положении ее движение определяется с достаточной точностью притяжением опять-таки только одного, но уже другого тела — Солнца. Ракета движется вокруг Солнца по орбите, которую без ощутимой ошибки можно считать эллипсом. [c.66]

Так, например, обстояло дело с советской автоматической межпланетной станцией (АМС), запущенной 4 октября 1959 года в облет Луны. После завершения фотографирования обратной стороны Луны АМС двигалась внутри сферы действия Земли относительно Солнца (расстояние АМС от центра Земли не превышало 5-10 /сл/, а радиус сферы действия Земли относительно Солнца равен примерно 9-10 км) АМС в то же время двигалась вне сферы действия Луны относительно Земли. Если бы по этим соображениям мы пренебрегли влиянием Солнца и Луны, то получили бы, что орбита спутника должна быть близка к эллипсу, имеющему одним из фокусов центр Земли. Однако такой вывод ложен в действительности же из-за влияния Солнца и Луны минимальное расстояние АМС от Земли убывало с каждым витком и на 11-м витке (это было в конце марта 1960 года, то есть примерно через полгода после запуска) АМС вошла в плотные слои земной атмосферы и сгорела. [c.212]

Мы можем теперь сделать предположение, следуя допущениям Дарвина в отношении жидких приливов, что рассматриваемые твердые приливы, проявляющиеся в виде продольных колебаний твердой коры, могли точно таким же образом привести к неустойчивости земной коры во времена, когда период одного оборота Земли по отношению к Луне составлял 9,7 час, т. е. равнялся удвоенному периоду Т медленных свободных тангенциальных колебаний горных пород внешней оболочки Земли, в результате чего наступил резонанс. Мы отдаем себе отчет в неопределенности, связанной с тем, что действительно ли наша планета в раннюю эоценовую эпоху, т. е. 60 млн, или более лет тому назад, вращалась вокруг своей полярной оси с такой большой скоростью, как это следует из простейшего анализа основного вида упругих продольных колебаний ее коры. Некоторое усовершенствование этой теории упругих деформаций земной оболочки можно найти в 17.8. [c.809]

Обозначим продолжительность одних солнечных суток через Г = 24 час— = 86 400 сек и одних звездных суток через Г в = 86 164,09 сек (промежуток времени между двумя последовательными фиксированными по отношению к звездам прохождениями географического звездного меридиана или время, за которое Земля совершает один оборот вокруг своей оси в межзвездном пространстве), а через Ые и Ют — угловую скорость вращения Земли и угловую скорость, с которой равномерно вращается в межзвездном пространстве радиус-вектор, проведенный от Земли к Луне. Тогда мы, очевидно, получим для вращения Земли скорость [c.831]

Л2 (представляющих собой выступы оболочки твердых пород) на Земле, гравитационные силы реакции —Р], —Р2, с которыми массы гпи гп2 притягивают Луну, дают, согласно треугольнику сил, результирующую Я, приложенную в центре Луны Поскольку сила —Рь создаваемая ближайшей массой гпи тянет Луну вперед сильнее, чем тормозит ее сила —Р2, порождаемая более удаленной массой тг, то совместное действие обеих этих сил приводит к появлению силы, направленной по касательной к орбите Луны и несколько ускоряющей ее движение. В то же время центростремительная компонента результирующей R остается практически той же по сравнению с ситуацией (не показанной на рисунке), при которой массы гпх и [c.844]

С. во время ночных полетов имеет свои особенности, т. к. базироваться на видимости земных ориентиров (кроме световых точек)—дорог, лесов и даже рек—приходится не всегда. В ясную лунную ночь земная поверхность видна достаточно хорошо как летом, так и зимой. В безлунную же ночь земля не видна летом и очень плохо видна зимой. Характеристика видимости представлена в табл. 3. [c.31]

Влияние сжатия Земли в незначительной степени сказывается на продолжительности полета к Луне. Экваториальное вздутие Земли как бы ослабляет земное притяжение в то время, когда космический аппарат находится вдали от плоскости экватора, и усиливает его в противоположном случае. В первом случае сжатие Земли ослабляет уменьшение скорости удаления аппарата от Земли, во втором усиливает это замедление. Сравнительно значительно поэтому влияние сжатия Земли на плоские траектории достижения Луны продолжительность полета несколько увеличивается по сравнению с невозмущенной траекторией. [c.205]

Если ставится задача не исправлять продолжительность полета до Луны, а лишь ликвидировать отклонение от расчетной точки падения на Луну, то достаточно отклонить траекторию в поперечном направлении с помощью поперечного импульса, не изменив практически во много раз большую величину скорости полета. Технически сравнительно просто расположить с помощью системы ориентации ось корректирующего двигателя в плоскости, перпендикулярной к направлению на Луну. Для этого можно использовать оптический датчик Луны. Чем ближе к Луне, тем точнее указанная плоскость совпадает с плоскостью, перпендикулярной к вектору скорости полета. Направление корректирующего импульса в указанной плоскости выбирается в зависимости от того, в какую сторону нужно переместить на Луне точку падения. Если же нужно изменить (приблизить к запланированному) и время перелета, то ось двигателя должна быть несколько отклонена от этой плоскости [3.7]. [c.209]

В свое время, очевидно, будет разработана и транспортная система, аналогичная той, о которой говорилось в 6 гл. 12 применительно к лунным операциям. При этом особое значение должно иметь экономическое обоснование такой системы. Такое обоснование тесно связано с механикой космического полета. В конечном счете критерием оптимизации станет не минимум энергетических затрат и не минимальная масса на околоземной орбите, а какой-то стоимостный критерий. [c.465]

Число п может принимать значения О, 1, 2, 3, 4, поскольку время перелета до орбиты Луны не превышает пяти суток. Энергетически оптимальная траектория обычно близка к параболической, когда ге = 1 или 2. В таких случаях длительность пассивного участка перелета к Луне составляет соответственно около 1,5 и 2,5 сут. [c.279]

Естественно предположить, что физической причиной, вызвавшей неравенство моментов инерции относительно главных осей, лежащих в плоскости лунного экватора, является сила притяжения Луны Землей. Эта сила все время стремится вытянуть тот диаметр Луны, который направлен к Земле. Исходя из допущений, делающихся обычно в теории фигуры Земли, Лаплас попытался вывести значение q . Здесь мы ограничимся только одним результатом, приняв величину 2 lq- настолько малой, что ее квадратом можно пренебречь. Предположив это, мы снова обнаруживаем, что величина фо также должна быть малой. Отсюда следует, что в уравнениях (5) и (6) фо снова можно заменить на —а os 2фо на единицу, а также q положить равным q. [c.418]

Согласно тексту романа, в качестве стартовой площадки было выбрано Марсово поле в Петрограде, время отбытия — 18.00, 28 июля. Точно в назначенное время канаты, удерживающие корабль у земли, были отрублены, и водородные аэростаты понесли его вверх. На высоте 8,5 километра солнечные лучи сняли корабль с площадки, и он устремился к Луне, мимо которой собирались пролететь межпланетные путешественники по пути на Венеру. [c.59]

Запуски первых трех автоматических межпланетных станций (АМС) к Луне производились каждый раз в то время, когда Луна находилась вблизи южного участка своей орбиты. Запущенные непосредственно с Земли станции постепенно набирали скорость до второй космической с последующим переходом к пассивному полету к цели без использования промежуточной орбиты спутника Земли и без коррекции траектории перелета. В дальнейшем советские космические аппараты запускались к Луне и планетам уже с применением промежуточной орбиты ИСЗ, что обеспечивало существенный энергетический выигрыш и расширяло временные интервалы запуска к Луне. [c.17]

Космический корабль, входящий в сферу действия Луны, обладает некоторым гиперболическим избытком скорости, так что его невозмущенная селеноцентрическая орбита будет гиперболой. Если только скорость входа корабля не близка к нулю или если (что крайне маловероятно) возмущения от Земли не уменьшат его скорости в пределах сферы действия, корабль снова покинет эту сферу по другой ветви своей гиперболической траектории. Следовательно, в любом встречающемся на практике случае попытка перевода корабля на эллиптическую селеноцентрическую орбиту должна предусматривать импульс, уменьшающий скорость корабля до значения меньше скорости убегания, пока корабль находится достаточно глубоко внутри лунной сферы действия. Совершенно ясно, что малое время перелета, которое обеспечивается перелетом корабля в окрестности Луны с высокой селене- [c.388]

При обсуждении в разд. 11.3.6 чувствительности орбит перелета к малым ошибкам в положении и скорости мы видели, что ошибка конечной скорости всего в 30 см/с, определяющей расстояние апогея орбиты полета к Луне 384 400 км, приведет к ошибке в 1230 км. Если ошибка имела место в значении радиуса-вектора в момент прекращения работы двигателей, тот же самый пример дает ошибку в расстоянии апогея 3231 км при ошибке отсечки двигателей в 1 км. Приведенные числа свидетельствуют, что медленные траектории полета к Луне весьма чувствительны к ошибкам, что приводит к необходимости обеспечения коррекций во время полета, а также дополнительного топлива для преобразования гиперболической орбиты подлета к Луне в орбиту захвата, если последняя необходима. Приведенные числа также указывают на необходимость исследования точности траекторий полета к Луне с учетом эффектов солнечного поля тяготения. [c.389]

В этой главе мы подробно изложим методы разложения возмущающей функции / в теории Луны и теории планет. В частности, мы будем предполагать, что эксцентриситеты и наклонности малы и имеют один и тот же порядок малости. Конечно, способ, с помощью которого разлагается в ряд, зависит от выбора переменных, к которым преобразуются уравнения движения. Во многих теориях время t обычно берется в качестве независимой переменной. С другой стороны, в теории Луны (и не только в ней) за независимую переменную принимается истинная долгота Луны V. Так как время обычно вводится в возмущающую функцию явно посредством средней аномалии возмущающего тела, то в принципе t может быть выражено (методом последовательных приближений) через V в виде ряда. [c.129]

В настоящее время наука, к сожалению, еще не может ответить на вопрос имеются ли жители на других планетах. Ни один из построенных до сих пор телескопов не может приблизить к нам ни одну из планет, даже Луну, в такой степени, чтобы можно было убедиться собственными глазами в наличии там живых существ. [c.198]

Солнца примерио за 12 лет, то в течение небольшого промежутка времени его можно считать иеподвнжггым, а тогда движение малой планеты или кометы можно определить в первом приближении формулами задачи двух неподвижных центров. Задачу о движении космического корабля к Луне также можно рассматривать п первом приближении, как задачу двух неподвижных центров, так как за время перелета к Луне (около четырех суток) последняя переместится по своей почти круговой орбите вокруг Земли не очень значительно. [c.777]

При планировании задачи полета на Луну определенное преимущество достигается в случае двух возможностей отлета с околоземной орбиты. Бторая возможность появляется приблизительно через 90 мин после первой (т. е. через один оборот на промежуточной орбите ИСЗ) и оказывается полезной в тех случаях, когда не все системы ракеты-но с иге ля и космического корабля проверены и готовы к повторно включению двигателя для выведения на траекторию полета к Луне. Б процессе подготовки полета принимается решение о том, сохранять ли время перелета к Луне для второй возможности таким же, какое требовалось для первой (класс 1) или уменьшить время полета для второй возможности на 90 мин (класс 2). Уменьшение времени перелета на 90 мин при использовании второй возможности позволяет сохранить время прибытия к Луне приблизительно таким же, как для первой возможности. [c.95]

Двия ение планет Евдокс объясняет с помощью четырех сфер. Внешняя сфера, совершающая, как и в случае Луны, одно движение, совпадающее с суточным движением неподвижных звезд, служит для объяснения суточного движения планет. Вторая сфера, участвуя в движении первой, совершает оборот вокруг полюсов эклиптики за время, равное периоду обращения планеты. Вращения третьей и четвертой сфер служат для объяснения прямого и возвратного движений планет. Третье вращение, полюсами которого служат две неподвижные точки на эклиптике, совершается перпендикулярно ей. Плоскость четвертого вращения наклонена к плоскости третьего. В результате этих двух движений траектория планеты [c.38]

Основная особенность японской космической программы — широта тематики при минимальных затратах. Япония при всех своих достижениях в космосе тратит средств в десять раз меньше НАСА. В то же время японцы планируют осуществить полет к Луне в 1996 г. с помощью ракеты М-5 , а в 1999 г. направить двухтонный космический корабль к Марсу. [c.96]

Рассмотрим теперь вкратце программу, разрабатываемую в настоящее время NASA и предназначенную для автоматического выполнения полного анализа космической операции. При составлении программы учитывалось, что анализ любой операции, независимо от того, является ли его целью определение характеристик космического аппарата для полета на Марс или подготовка полета к Луне аппарата Рэйнджер , включает в себя группы расчетов, необходимых для различных отдельных этапов операции (например, траекторный анализ, расчет характеристик двигательной установки или системы жизнеобеспечения, анализ входа [c.34]

Аэродинамические нагрузки. Максимально допустимые скорости входа пилотируемых космических кораблей зависят от перегрузок, которые может выдержать экипаж после длительного пребывания в условиях невесомости в период межпланетного полета. В настоящее время величина предельной перегрузки неизвестна, но пилоты космических кораблей Меркурий и Джемини выдержали ускорения АО 8 g после нескольких дней полета по орбите вокруг Земли. Исследованиями на центрифуге показано 31J, что человек способен выполнять необходимые операции в условиях, когда он подвергается ускорениям до 14 gf но, конечно, эту величину нельзя с достаточным основанием принять в качестве предельно допустимой при входе в атмосферу, так как в реальных условиях экипаж перед входом длительное время будет находиться в состоянии невесомости. Предстоящие полеты пилотируемых кораблей к Луне и рассчитанные на длительный период орбитальные полеты вокруг Земли позволят получить необходимые данные для ответа на вопрос о предельных перегрузках для пилота. Пока этих данных еще нет, мы будем вынуждены принять в качестве предельного ускорения величину lOg. [c.142]

Время в классической механике Ньютона считается универсальным для всех точек пространства. Течение времени, как первое приближение к реальным соотношениям, принимается независящим от движущейся материи. Считается возможным, выбрав, например, Землю за основное тело, установить одновременность двух событий на любых других телах независимо от скорости движения этих тел по отношению к Земле. Это предположение эквивалентно допущению, что изменения взаимодействий между телами распространяются с бесконечно большой скоростью. Легко понять, что и в этом абстрактном определении универсального времени находит отражение многовековой опыт людей, изучавших и изучающих реально наблюдаемые механические движения. В самом деле, пространственные и временные соотношения имеют реальное основание в самом факте суи ествования движущейся материи. Если бы вне нашего сознания не существовало никаких объективных причин для измерения времени, то мы могли бы по произволу считать равными те части времени, в течение которых при произвольных движениях проходятся равные пути. Следовательно, мы могли бы с равным основанием любое движение считать равномерным. Однако сама природа вещей убеждает нас через органы чувств н различные приборы, что равномерное движение существенно отличается от неравномерного и приводит нас к определенным единицам времени сутки, лунные месяцы, год. В процессе познания мы имеем дело с различными, реально существующими материальными телами и формами движения, отражая в нашем сознании объективно существующие закономерности . Следовательно, понятие времени, как и понятие пространства, имеет основание, находящееся вне нашего сознания. Наши развивающиеся понятия времени и пространства отражают объективнореальные время и пространство , — говорит В. И. Ленин. [c.13]

Будем считать, что этот круг неподвижен в межзвездном пространстве и представляет собой на рисунке путь Луны или точки Ml, в котором радиус-вектор, проведенный из центра Земли к Луне, пересекает поверхность Земли. Тогда точка Mi, отмечающая положение Луны, один раз обходит круг эклиптики за время 4, равное звездному месяцу is = 27 суток 7 час 43уШ = 27 322 солнечных суток, или за четверть месяца (4/4) проходит на рис. 17,56 дугу MiEi, достигая наибольшего северного склонения ( летнего солнцестояния Ei, если бы эта точка относилась к Солнцу). [c.830]

Плоскость оптимальной коррекции в данном случае есть плоскость, перпендикулярная к оси пучка. Эллипс влияния есть окружность, радиус которой равен времени, оставшемуся до попадания в картинную плоскость. Таким образом, вне зависимости от величин и взаимного расположения скоростей планеты и космического аппарата эффективность коррекции в конце траектории определяется временем, оставшимся до сближения с планетой. Иными словами, эффективность коррекции одинакова при полете к Луне и планетам Солнечной системы, если коррекция производится за одинаковое время до попадания в картинную плоскость. Другим выводом является возможность установки нужного направления двигателя для коррекции вблизи планеты путем вращения аппарата вокруг направления на планету. В работе приводятся простые соотношения, определяющие характеристики коррекции на припланетном участке полета. [c.309]

Всемирное время в системе астр, счета времени, основанной на наблюдениях кульминаций небесных светил, o6o3ija4. UTO, либо TUO(tu) (UT — Universal Time) Вследствие движения полюсов Земли и неравномерности ее вращения система астр, счета времени не явл. равномерной. Введение в UTO поправок, учитывающих движение полюсов Земли, приводит к всемирному времени UT1 (TU1), а дополнительное введение поправок, учитывающих среднее сезонное изменение периода вращения Земли — к всемирному времени UT2(TU2). Сигналы времени, посылаемые радиостанциями, соответствуют UT2. В астрономии применяют равномерно текущее время, называемое эфемеридным (Г , fg). Оно опред. по разности со ср. солн. временем из эмпирического соотношения Д / = -ь 24,349 -t- 72,318 Г 29,950 7 -ь 1,821 В, где Г — время в юлианских столетиях, отсчитываемое от момента 1900 г., января О, в 12 часов всемирного времени В — отклонение долготы Луны от наблюдаемой в данной момент времени (вычисленной по теории Брауна). [c.248]

Высота конца активного участка и дальность активного участка мало меняются при варьировании управления на активном участке. Поэтому их влиянием при выборе оптимальной траектории перелета к Луне можно в первом приближении пренебречь. Наиболее существенными параметрами являются начальная скорость V и угол наклона траектории 0ь Как отмечалось ранее, задача достижения Луны при большой угловой дальности перелета предъявляет более низкие требования к энергетическим характеристикам ракеты-носителя, чем при малой угловой дальности. Дело в том, что при угловой дальности перелета, стремящейся к я, траектория приближается к энергетически оптимальной (типа Гоманна), Поэтому запуск же Северного полушария обычно проводится в то время, когда Луна находится вблизи своей нижней точки кульминации. Широта точки старта существенно влияет на потребные энергетические затраты для достижения Луны. По мере уменьшения широты точки старта до ф1 л затраты приблиягаются к величине, которая необходима для реализации компланарного перелета в плоскости орбиты Луны. [c.276]

Схема непрерывного выведения на траекторию перелета к Лупе,, допускающая относительно простую техническую реализацию, была использована в 1959 году для запуска первых советских автоматических станций. С начальной скоростью, несколько превышающеж параболическую, автоматическая станция Луна-1 за 1,5 сут сблизилась с Луной до минимального расстояния 5—6 тыс. км. Автоматическая станция Луна-2 за такое же время достигла поверхности Луны. Совершив перелет по эллиптической траектории за 2,5 сут, автоматическая станция Луна-3 облетела Луну и сфотографировала ее обратную сторону. [c.280]

Полет к Луне с околоземной орбиты. Чтобы обеспечить оптимальные условия перелета к Луне, т, е. близкую к л угловую дальность в любой день месяца, обычно используют промежуточную околоземную орбиту высотой около 200 км. КА с последней ступенью ракеты-носителя предварительно выводится на орбиту ИСЗ, плоскость которой проходит через заданную точку прицеливания. Затем с помощью последней ступени КА переводится на траекторию перелета к Луне. Разгон начинается в тот момент, когда угловая дальность от текущей точки на орбите до упрежденной точки близка к п. Если азимут задан то запуск через Северное полушарие возможен только один раз в сутки. При ограниченной протяженности второго активного участка старт с орбиты должен произойти в то время, когда КА перемещается в северном направлении. Если момент запуска через Северное полушарие пропущен, то примерно через полсуток появляется возможность запуска по тому же азимуту, но уже с перелетом через Южное полушарие. В этом случае старт с орбиты должен производиться в то время, когда КА перемещается в южном направлении. Таким образом, за счет изменения стартового полувитка возможно произвести два запуска к Луне в течение каждых суток, по северной и южной траекториям. [c.280]

Значение периодических орбит для астрономии должно быть высоко оценено. С теоретической точки зрения, как замечает Пуанкаре, при помощи периодических орбит сначала удастся вторгнуться в область, до сих пор недоступщ ю анализу — в структуру интегралов задачи трех тел. Основополагающие работы Пуанкаре представляют собой бесценный источник для математиков и астрономов. Периодические решения скоро будут оказывать большую помощь практической астрономии. Как пзвестно в настоящее время, в планетной системе существует один случай, в котором действительно имеет место периодическое решение задачи трех тел (в этом случае проблемы четырех тел), а именно — для трех внутрен1шх спутников Юпитера. Значение периодических решений для астрономии заключается главным образом не в возможности обнаружить в природе такие случаи (хотя каждый пример такого рода и представляет исключительный интерес), а чтобы с их помощью можно было успешно разрешить различные особенно трудные проблемы небесной механики. В своей основополагающей работе о движении Луны Хилл исходит из периодического решения первого сорта, а относящиеся к этому численные исследования рассматривает не как вычислительные упражнения, а как истинную основу для точного расчета лунной орбиты. Эта исходная точка может с успехом найти при- [c.462]

Сложной инженерной задачей при полете станции "Луна-2" было обеспечение высокой точности выведения последней ступени КА на траекторию полета к Луне точность достижения величины и направления вектора скорости в момент выключения двигателя последней ступени и точность (с ошибкой, не превышающей нескольких секунд) выдержки этого момента, кроме того, с такой же точностью должно быть вьщержано и время старта. На Луну был доставлен вымпел, что явилось [c.15]

В совсем недавнее время интерес к точкам либрации чрезвычайно возрос в связи с практическими потребностями космических исследований. Существуют проекты запуска искусственных спутников в окрестности точек либрации Солнечной системы и, в первую очередь, системы Земля — Луна. Все чаще подчеркивается важность необычных динамических свойств точек либрации с астро-динамрческой, геофизической и эксплуатационной точек зрения.Точки либрации все больше привлекают внимание инженеров в связи с возможными интересными практическими их применениями для связи с Луной, встречи в окрестности Луны и планет, межпланетных перевозок, исследований магнитосферы Земли и для многих других целей. [c.10]

Существенную экономию топлива можно дo tичь путем использования орбит ожидания у планет назначения в качестве своеобразных складов . Хорошо известная аналогия описанной процедуры — это создание промежуточных баз при походе на Южный полюс или прн подъеме на Эверест, на которых сохраняются запасы продовольствия и топлива для обратного путешествия или спуска очевидно, что в конечном счете этот прием обеспечит сбережение энергии. В литературе но астронавтике существует много работ по указанному использованию орбит ожидания при полетах к Луне или планетам в проекте Аполлон эта методика широко использовалась на стадии спуска на поверхность Луны. Ниже мы рассмотрим описанный метод на простом примере полета с поверхности планеты Рх на поверхность планеты Р и обратно на поверхность планеты Рг. В первом случае полет осуществляется одним кораблем с использованием орбит ожидания вокруг планет P и Яг только для целей проверки ( процедура Ь) во втором случае две орбиты ожидания используются для сбережения баков с топливом ( процедура 2 ). Фазы полета схематически показаны на рнс. 12.8 здесь 5 —Солнце. Обратный полет показан пунктиром следует помнить, что, хотя обратная траектория показана на схеме как зеркальное отображение прямой орбиты перелета, на самом деле необходимо конечное время ожидания вблизи Я.,, прежде чем наступит момент отлета назад. Орбиты планет Р и предполагаются круговыми и компланарными. Размеры круговых орбит ожидания для ясности весьма сильно преувеличены. Ниже, в табл. 12.5, перечислены этапы действия согласно процедуре 1. [c.407]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...