Выведение Спутника на орбиту

Для создания требуемого соотношения моментов инерции в спутнике иногда приходится после выведения спутника на орбиту перемещать балластные грузы при помощи выдвижных стержней эти стержни выдвигаются по отношению к маховику. Балансировка маховика, выполняемая в лабораторных условиях, производится при выдвинутых балластных грузах однако после этого балласт вновь вдвигается в его гнездо в исходное положение на время вывода спутника на орбиту. По различным причинам (например, искажения от температурных воздействий, уменьшение ускорения силы тяжести g на высоте орбиты и т. д,) положение [c.54]

Выведение спутника на орбиту с низким перигеем [c.111]

При выведении спутника на орбиту ракета-носитель обычно сообщает ему начальную скорость после пересечения плотных слоев атмосферы на высоте, не меньшей 140 км. В момент, когда достигнута необходимая орбитальная скорость, двигатель последней ступени ракеты-носителя выключается. Далее от этой ступени могут отделяться один или несколько искусственных спутников, предназначенных для разных целей. В момент отделения спутник получает небольшую дополнительную скорость. Поэтому начальные орбиты спутника и последней ступени ракеты-носителя всегда несколько отличаются между собой. [c.111]

Ракетный метод создания искусственной тяжести применяется на практике лишь для того, чтобы создать на короткое время с помощью вспомогательных двигателей небольшую перегрузку (меньше единицы) и обеспечить тем самым работу маршевых двигателей ракеты-носителя после, например, пассивного участка полета при выведении спутника на орбиту ( гравитационная осадка топлива). [c.178]

Торможение с аэродинамическим качеством позволяет также произвести боковой маневр для выведения спутника на орбиту, лежащую в иной плоскости, нежели траектория подхода [4.13, 4.14]. [c.335]

Задачу опять идеализируем, пренебрегая силами аэродинамического сопротивления, вращением Земли и временем горения. Начальный импульс, сообщенный ракете при запуске, выводит ее на промежуточную орбиту. Если энергетический уровень этой орбиты недостаточно высок, чтобы заставить ракету преодолеть силы притяжения планеты (h>Q), то ракета вернется на Землю. И в том и в другом случае необходимо изменить вектор скорости ракеты, сообщив ей дополнительный импульс в какой-то переходной точке так, чтобы вывести ее на требуемую внешнюю эллиптическую орбиту, по которой ракета и будет вращаться в качестве спутника. Таким образом, программа выведения спутника на орбиту должна состоять из следующих этапов. [c.700]

ПРИМЕР УПРАВЛЕНИЯ ВЫВЕДЕНИЕМ СПУТНИКА НА ОРБИТУ 691 23.5. Пример управления процессом выведения спутника на орбиту [c.691]

ПРИМЕР УПРАВЛЕНИЯ ВЫВЕДЕНИЕМ СПУТНИКА НА ОРБИТУ 69в [c.693]

Выведение Спутника на орбиту 682, 691 [c.721]

Старт корабля-спутника Восток-2 и выведение его на орбиту прошли нормально. После выхода на орбиту и выключения двигателей наступило состояние невесомости. Первое впечатление космонавта при переходе к этому состоянию было несколько оригинальным ему казалось, что он летит вверх ногами однако через несколько секунд это ощущение исчезло. [c.444]

Эти двигатели, имеющие тягу 60—100 кН, предназначены для выведения спутников на высокие геоцентрические орбиты, а автоматических станций — с низкой околоземной орбиты на траекторию полета к планетам Солнечной системы. [c.244]

При выведении спутника на круговую орбиту направление скорости отклонилось от расчетного на угол S. Найти ориентацию большой оси эллиптической траектории спутника. [c.88]

Уход из Сферы дейстВия Земли Выведение спутника на низкую орбиту [c.33]

Таким образом, несмотря на то что круговая скорость тем меньше, чем выше орбита спутника, минимальная характеристическая скорость, необходимая для выведения его на орбиту, тем больше, чем выше орбита. Для орбиты, пролегающей у поверхности Земли (Го=/ ), минимальная характеристическая скорость, как видно [c.78]

Всякое целенаправленное изменение орбиты спутника назы-вается орбитальным маневрированием. Мы познакомимся с ним, прежде всего, на примерах выведения спутников на такие орбиты, которые не могут быть получены при применении способов, описанных в 1. При этом мы заставим спутник переходить с одной орбиты на другую. [c.113]

Необходимо точное управление и стабилизация космического аппарата во время сообщения тормозного импульса. Особенно это важно при выведении спутников на низкие орбиты, когда существует опасность соударения с Луной. [c.244]

Заметим, что вычисленные нами значения (геоцентрические и селеноцентрические) скоростей прибытия в точку а следовательно, и ракетного импульса в этой точке являются приблизительными. так как учет притяжений Земли и Луны на подходе к точке либрации должен проводиться в рамках ограниченной задачи трех тел и требует численного интегрирования. Ясно, однако, что значение импульса (0,65 км/с) имеет примерно тот же порядок, что и приведенные в 2 данные о тормозных импульсах для выведения спутников на характерные окололунные орбиты. [c.250]

Электрореактивные двигатели способны сообщать космическим аппаратам весьма малые ускорения, порядка нескольких мм/с . Поэтому использование малой тяги для разгона возможно лишь после выведения аппарата на орбиту спутника, что должно производить- [c.377]

I - импульс для увода станции после разделения ее со спускаемым аппаратом 2 - импульс торможения для выведения КА на орбиту спутника планеты [c.33]

Байконур служил для пилотируемых запусков, выведения спутников на стационарную биту, вывода на орбиту автоматических межпланетных станций. [c.121]

Более простой является задача выведения ракеты на орбиту искусственного спутника Земли. Для этого достаточна начальная скорость [c.284]

Задача 243. 4 октября 1957 г. в Советском Союзе был запущен первый в мире искусственный спутник Земли. В момент выведения на орбиту в положении на высоте h спутник имел скорость о. расположенную под углом а к вертикали, проходящей через центр Земли. [c.67]

Второй советский искусственный спутник Земли был выведен на орбиту 3 ноября 1957 г. Он представлял собой последнюю ступень ракеты-носителя, и в нем — в отдельных контейнерах — помещалась основная аппаратура и находилась подопытная собака Лайка (рис. 130,6). Общий вес его составлял 508,3 кг. [c.425]

В непосредственной связи с работой Ф. А. Цандера Перелеты на другие планеты (1924) находится решение задачи о выведении искусственного спутника Земли на орбиту, которая стала предметом ряда исследований. Например, в работе Д. Е. Охоцимского и Т. М. Энеева Некоторые вариационные задачи, связанные с запуском искусственного спутника Земли (1957), рассмотрен вопрос о том, как должно изменяться во времени направление тяги реактивных двигателей, чтобы было обеспечено выведение спутника на заданную орбиту с минимальным расходом топлива. При этом предполагается, что выведение спутника на орбиту осуществляется при помощи ракетного ускорителя, состоящего из одной или нескольких ступеней. Исследование проводилось в предположении, что отсутствуют аэродинамические силы и поле земного тяготения является плоско-параллельным. [c.308]

Требование застабилизировать спутник в заданном устойчивом положении равновесия накладывает ограничения на начальные условия спутника после его отделения от последней ступени ракеты-носителя. Значения углов и угловых скоростей спутника должны быть такими, чтобы в процессе успокоения переход из одного устойчивого положения равновесия в другое был исключен. Если это условие не выполнено, то систему гравитационной стабилизации следует ввести в рабочий диапазон с помоидью активной системы успокоения, уменьшающей начальные амплитуды до необходимой величины. Уменьшение начальной угловой скорости системы возможно также за счет увеличения ее моментов инерции в процессе раскрывания штанг стабилизатора, находившихся до выведения спутника на орбиту в сложенном состоянии. [c.121]

Фиг. 11.8. Зависимость параметров оптимальной траектории выведения спутника на орбиту от начального угла наклона траектории при запуске (Ог. Радиусы перигея и апогея выбранной орбиты спутника соответственно равны 1,2/ о и 1,Зго. При значениях угла наклона траектории при запуске со, меньших, чем сонр (сОкр = 27,275°), оптимальным является переход с промежуточной на конечную орбиту спутник1а в апогее, а три со>сокр — в перигее. На фигуре обозначено 2—скорость начального импульса Уз —скорость в точке перехода с промежуточной траектории ка конечную (У4— з) —скорость, которую необходимо сообщить спутнику при переходе с промежуточной траектории на конечную.

Итак, пуском 27 октября 1967 года начались летно-кон-структорские испытания космического аппарата, разработанного в ОКБ-1 (ЦКБЭМ) Сергея Королева и известного как Истребитель спутников . В этот день стартовал спутник Космос-185 . Выведение спутника на орбиту было осуществлено с использованием боевой межконтинентальной балти- [c.441]

Для реализации гравитационной стабилизации необходимо выполнение определенных условий. Эти условия могут отличаться в зависимости от типа спутника и решаемых им задач. Если предположить, что штанги выдвигаются из корпуса спутника после выведения его на орбиту, то захвату спутника гравитационным полем должна предшествовать следующая пзследовательность мероприятий. [c.38]

Динамическая часть задачи. В связи с указанным в п. 2,1 разделением полной вариационной проблемы на весовую и динамическую части, фундаментальное значение имеют решения задачи ракетодинамики оптимального движения с идеальным невесомым двигателем ограниченной тяги Р ( )- тах) обеспечиваюш ие минимум суммарного прираш е-ния характеристической скорости. Первы в работы по проблеме оптимизации в ракетодинамике относятся к 1946 г. Тогда А. Ю. Ишлинским было показано, что условие постоянства скорости реактивной струи эквивалентно гипотезе о том, что при отбрасывании реактивной струи освобождается кинетическая энергия, пропорциональная расходу массы 9 А. А. Космодемьянским и Д. Е. Охоцимским была подробно исследована задача оптимального подъема ракеты по вертикали на максимальную высоту. Эти исследования были далее развиты в работах В, В, Белецкого (1956), В. А, Егорова (1958), В. К. Исаева, А. И. Курьянова и В. В. Сонина (1964) и других. Суш ественным явилось онубликованное в 1957 г. Д. Е. Охоцимским и Т. М. Энеевым (и независимо от них Д. Ф. Лоуденом и Б. Д. Фрайдом) решение задачи об оптимальном выведении спутника на круговую орбиту. Был получен важный результат о том, что вдоль оптимальной траектории тангенс угла направления тяги ф является дробно-линейной функцией времени [c.273]

Работы в Лос-Аламосской лаборатории продолжались в больших масштабах. Главное внимание по-прежнему уделялось применению тепловых труб для спутников, и первый полет спутника с тепловой трубой состоялся в 1967 г. [1-9]. Для того чтобы продемонстрировать успешную работу тепловой трубы в космических условиях, спутник с тепловой трубой с корпусом из нержавеющей стали и водой в качестве рабочей жидкости и с электрическим обогревом был выведен на околоземную орбиту с мыса Кеннеди при помощи ракеты-носителя Атлас-Эджена . После выхода спутника на орбиту труба автоматически включалась в работу и телеметрические данные о ее работе принимались пятью станциями слежения в течение 14 витков вокруг Земли. Данные позволили заключить, что тепловая труба работала успешно. [c.18]

Любопытно, что, используя промежуточные орбиты У и 2 (рис. 35), можно с помощью одной ракеты-носителя вывести два спутника на одну и ту же круговую орбиту (или почти одну и ту же) так, чтобы они находились одновременно в двух существенно разных точках этой орбиты. Для этого достаточно после вывода одного спутника на орбиту 3 в точке D позволить второму спутнику совершить целое обращение по орбите 2, чтобы при новом приходе в апогей D быть, наконец, выведенным на орбиту 3. Можно так подобрать периоды обращения орбит 2 и 3, чтобы оба спутника оказались друг от друга на заданном расстоянии по дуге орбиты (в принципе даже на концах одного диаметра). Таким путем в США в 1963, 1964, 1965 и 1967 гг. были выведены на почти круговые орбиты высотой примерно 100 ООО км четыре пары спутников-ин-спекторов Вела-Хоутел (для обнаружения ядерных взрывов в космосе), причем один спутник в паре опережал на 130—140° другой. При всех запусках на промежуточной орбите 2 оставался еще и третий, научный, спутник. [c.115]

Траектории МТА. для выведения спутника на ту или иную орбиту или встречи со спутником не отличаются от оптимальных траекторий 2,6 гл. 5. Но если мы хотим, чтобы МТА мог повторно использоваться, он должен вернуться на базовую орбиту, чтобы там заправиться топливом для нового полета. Траектория возвращения должна быть симметрична траектории полета туда, т. е, например, при возвращении со стационарной орбиты она представляет собой "пунктирную полуэллиптическую траекторию 2 на рис. 35 в 2 гл. 5. Второй тормозной импульс должен сообщаться в момент достижения базовой орбиты / (рис. 35). Суммарная характеристическая скорость всей операции, которой суждено, очевидно, стать стандартной, равна удвоенной скорости перехода с орбиты / на стационарную орбиту Я (рис. 35), а именно 8,5 км , если базовая орбита имеет высоту 200 км и наклонение 28,5°. Это вовсе немало. Поэтому ппименение в МТА (вдали от земной поверхности) твердо-(Ьазных ЯРЛ со скоростью истечения 84-10 км/с делается очень желательным [2 401. [c.185]

Сопротивление верхних слоев атмосферы постепенно изменяет скорость движения ИСЗ и вызывает непрерывные (вековые) изменения формы его орбиты. Наиболее существенно спутник тормозится в периоды прохождения области перигея. В результате торможения спутника уменьшается его кинетическая энергия и сокращаются апогейное и перигейное расстояния. При этом уменьшение апогейного расстояния и высоты апогея происходит значительно быстрее, чем уменьшение перигейного расстояния и высоты перигея. Эксцентриситет орбиты непрерывно уменьшается, а сама орбита стремится к круговой. Торможение спутника по мере сокращения его орбиты прогрессивно возрастает. В конечном счете, спутник, постепенно снижаясь, входит в плотные слои атмосферы, где разрушается и сгорает вследствие сильного нагревания. После снижения высоты орбиты до 150 км спутник совершает всего лишь 1...2 оборота. Продолжительность движения спутника от момента выведения его на орбиту до полного торможения в плотных слоях атмосферы называется временем существования. [c.127]

В отличие от одноступенчатой, составная ракета на химическом топливе в принципе уже решает задачу выведения спутника на околоземную орбиту. Первый искусственный спутник Земли был выведен в 1957 г. именно двухступенчатой ракетой. Двухступенчатая ракета выводит на орбиту все спутники серии Космос и Интеркосмос . Для более тяжелых спутников требуется в ряде случаев трехступенчатая ракета. [c.32]

Действительно, АМС нельзя было сраэу направить к Фобосу хотя бы в силу того, что не были известны точно ни орбита марсианского спутника, нн его положение в пространстве. Еще за 2...3 месяца до запуска АМС точность знания эфемерид Фобоса составляла 100...150 км к середине февраля 1989 г. положение Фобоса было уточнено и задавалось с погрешностью в 20...30км, а для посадки на его поверхность, как указывалось выше, требуется точность знания в единицы км, Обычно в таких случаях выручал второй способ выведение аппарата на орбиту искусственного спутника исследуемого объекта. Но Фобос не может иметь а — коррекция орбиты собственный спутник масса Фабоса в станции 23.01.1988 г. 10 раз меньше массы Марса, силы тяготе- Б — маневр АМС для ее ния столь же малы. Для того чтобы ДАС выхода на переходную удержалась на поверхности спутника Мар- трехсуточную орбиту са, она должна каким-то образом зацепиться за грунт. Исходя из сказанного, для решения поставленной задачи необходимо было идти по длинному обходному пути за счет серий маневров и коррекций подвести станцию к Фобосу, постепенно выравнивая плоскость ее движения, периоды обраще- [c.491]

В состав новой межпланетной станции, разработанной в Научно-исследовательском центре имени Бабакина, входили собственно космический аппарат и автономная двигательная установка, с помощью которой корректировалась траектория перелета к красной планете и осуществлялся перевод на орбиту искусственного спутника Марса. Носле выведения аппарата на орбиту наблюдения за Фобосом автономная двигательная установка отделялась и дальнейшее его маневрирование велось с помощью собственной двига-. тельной установки ориентации и стабилизации. Помимо этого, планировалась высадка на поверхность Фобоса специализированных зондов, предназначенных для изучения его грунта. [c.773]

Что дают эти формулы, если по ним выполнить расчеты, задаваясь конкретными данными Приведем в качестве примера задачу о выведении спутника на круговую орбиту вокруг Земли (рис. 23.5). Здесь будет рассмотрена только задача управления на конечном этапе выведения, когда можно предположить, что ускоряемая последняя ступень ракеты перемещается приблизительно параллельно поверхности Земли. Снаряд должен удерживаться на круговой орбите до тех пор, пока не будет достигнута соответствующая скорость. Тогда двигатель выключается, Ради простоты Земля предполагается сферической и невращающейся. [c.682]

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]

В тех случаях, когда требуется обеспечить ориентацлю спутника на орбите в течеппе длителг.иого времени, по с не- ысокой точностью применяется гравитационный метод ориентации после выведения иа орбиту из корпуса спутника па достаточно длинной штанге (16—20 м) выдвигается груз, и спутник с течением времени устанавливается так, что штанга располагается но прямой, иаправлеииой к центру Земли. [c.206]

Значения первой и второй космических скоростей были вычислены без учета сопротивления атмосферы. Если же его учесть, то для запуска ракеты ио круговой или иараболическоп траектории потребуется скорость, заметно превышающая эти значения. Иаиример, для запуска но параболической траектории с учето,ч сил сопротивления среды, как показывает расчет, ракета должна иметь скорость не менее 13—14 км/с. Сопротивление атмосферы значительно лишь на начально. участке траектории, т. е. на высотах примерно до 300 км над поверхностью Земли. Кроме того, с увеличением высоты А над земной поверхностью значение Vк2 уменьшается. Поэтому старт космического корабля на межпланетную траекторию выгоднее производить не с земного космодрома, а с искусственного спутника Земли, выведенного предварительно на круговую орбиту или близкую к ней. Так как ири этом космический корабль, находящийся на спутнике, уже имеет круговую скорость, то для выхода его из сферы действия Земли ему нужно сообщить лишь скорость, равную разности иараболической и круговой скоростей на данной высоте. [c.120]

Вошедшая в опытную эксплуатацию 14 августа 1964 г., Ромашка безотказно действовала на протяжении почти двухгодового периода, проработав 15 тыс. час вместо планировавшихся 1 тыс. час. Через пять месяцев после пуска Ромашки , 22 января 1965 г., аналогичный реактор-преобразователь типа 10А электрической мощностью 0,5 кет был введен в действие в США. Установленный на борту искусственного спутника Земли, выведенного на орбиту 3 апреля 1965 г., он предназначался для питания электроэнергией бортовой аппаратуры, но через 45 суток по неизвестным причинам прекратил работу. [c.186]

Первый американский искусственный спутник Земли Эксплорер-1 весом 14 кэ был выведен на орбиту 31 января 1958 г. [18]. 26 ноября 1965 г. состоялся запуск первого французского искусственного спутника Земли А-1 весом 42 кг [13]. [c.425]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...