Захват Марсом

Без захвата Марсом без возвращения [c.210]

Как схема для предварительного исследования Марса с использованием захвата космического аппарата гравитационным полем планеты этот вариант обладает неоспоримыми достоинствами. Прежде всего отпадает необходимость тормозить весь корабль в окрестности Марса к нему прикладывается лишь один большой импульс при отправлении от планеты. Захвату гравитационным полем Марса подвергается только небольшой экспедиционный отсек — он же потом разгоняется до гиперболической скорости. С помощью большого объема вычислений Титус показывает дальнейшие преимущества указанной схемы 1) гораздо меньший (по сравнению с обычными схемами) начальный вес 2) меньшее изменение начального веса с изменением даты запуска 3) естественная возможность спасения в аварийной ситуации (см. выше) [c.30]

Для входа в атмосферу пилотируемых аппаратов с несущим корпусом показано, что маневр захвата летательного аппарата атмосферой должен выполняться таким образом, чтобы не были превышены ограничения по аэродинамическим нагрузкам и чтобы аппарат при этом не вышел за пределы атмосферы. Проведено сравнение устойчивости траекторий, требований к аэродинамическому качеству аппарата и коридоров входа для различных планет. Например, показано, что при полете к Марсу система наведения на среднем участке траектории способна обеспечить попадание аппарата в допустимый коридор входа. В качестве иллюстраций приведены результаты моделирования входа аппаратов с несущим корпусом маневры погружения в атмосферу, выход за пределы атмосферы и маневры на конечном участке снижения. [c.125]

Показано, в частности, что допустимый коридор входа в атмосферу Марса вполне совместим с располагаемой точностью системы дальнего наведения. Для иллюстрации маневров захвата, выхода из атмосферы и конечного снижения вблизи поверхности планеты представ, лены результаты моделирования- Табл, 3, Илл, 20. Библ,. ji в, [c.237]

Из расчетов Эрике следует, что симметричные полеты с Земли к Венере и Марсу с возвращением требуют очень длительные периоды захвата, значительно превышающие год. Это часто нежелательное обстоятельство можно обойти, если воспользоваться несимметричными перелетными траекториями с возвращением [88]. [c.740]

На рис. 6.32 показана зависимость оптимального радиуса орбиты отправления при полете с Земли от величины афелия целевой гелиоцентрической орбиты [9]. Как видим, величина г при полете к Венере равна примерно 69 ООО морских миль, при полете к Марсу 94 500 морских миль. Из графиков на рис. 6.33 видно, что при полете к планетам, особенно к Венере и Марсу, можно выбором радиуса орбиты при отлете от планеты или при подлете к ней добиться значительной экономии энергии. Для Венеры и Марса минимумы этих кривых имеют довольно плоские вершины, так что если поместить начальные орбиты для полета к Венере на расстоянии, скажем, 30 ООО морских миль от центра Земли и для полета к Марсу на расстоянии 20000 миль, то это не повлечет значительных перерасходов энергии. Расхождение между теоретическим радиусом круговой начальной орбиты при использовании одноимпульсного маневра ухода или захвата и практически допустимым значением радиуса такой орбиты показано на рис. 6.52 в зависимости от высоты афелия переходной гелиоцентрической орбиты, расстояние перигея которой равно 1 а.е. (радиусу орбиты Земли). При расстоянии афелия 1,52 а.е. его положение совпадает [c.190]

СО средним расстоянием Марса от Солнца. Переходные орбиты, которым соответствуют графики на рис. 6.52, относятся поэтому к разряду быстрых орбит перелета от Земли к Марсу. Из графиков видно, что особенно в случае не слишком быстрых переходных орбит На <С 1,8 а. е.) практически допустимые значения радиусов спутниковых геоцентрических орбит оказываются значительно меньшими, чем теоретически оптимальные величины. Этот вывод одинаково справедлив как для задач ухода, так и для задач захвата. [c.191]

Однако в случае полетов с Земли он может оказаться справедливым только в задачах захвата, если учесть, что уход требует предварительной сборки корабля на орбите, а также системы снабжения топливом с поверхности Земли. На рис. 6.34а приведены графики, характеризуюш,ие условия ухода при полете к Марсу. [c.191]

Рис. 6.35. Требуемый прирост скорости в маневре ухода или захвата близ Земли (при полете к Марсу) в зависимости от радиуса геоцентрической орбиты.

Переходная орбита 38 579 / И 767 Захват + / -f Марсом 6 125 1868 [c.211]

Седьмой столбец характеризует энергетические затраты для полетов за пределы заданной орбиты, т. е. помимо энергии, необходимой для выхода на эту орбиту. Применительно к спутникам Марса и Венеры эта энергия определяется в основном высотой захвата. Если не учитывать фокусирующего эффекта планеты-цели, то величина смещения высоты над планетой из-за ошибки 1 фут/сек в начальной скорости составит около 6000 морских миль для Марса и 2000 морских миль для Венеры. Как видим, необходимо уменьшить эти величины, особенно в случае полета к Марсу. [c.212]

На рис. 6.44 дается сравнение параметров двустороннего полета по минимальным траекториям к Венере и Марсу. Ввиду большей массы Венеры маневры захвата и ухода требуют здесь большего расхода энергии. [c.214]

Часто для уменьшения требуемого угла поворота плоскости орбиты может оказаться целесообразным использовать быстрые перелетные орбиты. При этом скорость Voo становится довольно большой. В этом случае затраты энергии на уход по планетоцентрической траектории и поворот орбиты будут сравнимы с затратами на уход в плоскости эклиптики и изменение наклона переходной гелиоцентрической орбиты в некоторой ее точке. Это относится в особенности к полету к Марсу, орбита которого имеет наклон 1°51. Если желательно осуществить захват у планеты-цели, то полеты по быстрым орбитам оказываются весьма расточительными и в отношении расхода энергии они становятся сравнимыми с полетами, требующими приложения ортогональных импульсов тяги. [c.216]

Рис. 6.52. Геоцентрический радиус захвата, при котором затраты энергии на одноимпульсный маневр оказываются минимальными (при полете Земля — Марс по быстрой переходной орбите с тангенциальным уходом с земной орбиты).

Операции захвата. Для тех, кто незнаком с механикой космического полета, часто бывает трудно наглядно себе представить тот маневр, который должен совершить космический корабль, чтобы оказаться захваченным заданным притягивающим телом. Например, если корабль приближается к Марсу по переходной орбите минимальной энергии, то спрашивается, как должен проходить его путь — внутри или вне орбиты Марса Правильный ответ на этот вопрос таков если предполагается спуск и посадка, то корабль должен начинать маневр захвата, будучи внутри марсианской орбиты если же посадка не предусматривается, то с точки зрения механики полета это не играет роли. Сказанное поясняется рис. 6.59. Скорость корабля в афелии его орбиты Уа примерно на 8000 фут/сек меньше, чем орбитальная скорость Марса поэтому в момент подхода к афелию корабль должен находиться впереди Марса. В этом случае Марс будет догонять корабль и невозмущенная скорость последнего относительно планеты составит у , = —8000 фут/сек. Картина будет такая же, как если бы корабль приближался к планете с этой скоростью, имея целью выход на спутниковую орбиту, на которой он двигался бы в направлении против часовой стрелки. Это показано снизу на рис. 6.59, где изображена схема сближения в планетоцентрической системе координат (в которой Марс неподвижен). Корабль приближается к Марсу, имея скорость на бесконечности у > = 8000 фут/сек и двигаясь [c.228]

Рис. 6.59. Захват космического корабля, приближающегося к Марсу по переходному эллипсу минимального расхода энергии.

Посадка на спутники других планет связана с проблемой программирования такой встречи со спутником, что делает задачу более сложной. Прибывающий к планете корабль должен сначала выйти на захват ную орбиту, после чего определить оптимальную траекторию перехода с нее к естественному спутнику планеты. Как видно из рис. 6.1, для этого может потребоваться значительное изменение плоскости орбиты. Для посадки на спутники Марса не требуется проведения иных маневров, кроме выхода корабля на соответствующую спутниковую орбиту. [c.241]

Цель полета заключается в том, чтобы, стартовав с начальной круговой орбиты, выйти из поля Земли и, достигнув Марса, стать его спутником. Спутниковая орбита вокруг Марса должна представлять собой очень вытянутый эллипс, перигей которого располагается как можно ближе к поверхности планеты, а апогей — очень далеко от нее. В момент наибольшего приближения корабля к Марсу можно производить точное фотографирование его поверхности, причем благодаря суточному вращению планеты ее можно сфотографировать со всех сторон за ряд последовательных прохождений ракеты через перигей. Необходимость того, чтобы большая полуось спутниковой орбиты вокруг Марса была как можно больше, объясняется тем, что при этом полная энергия корабля (относительно системы осей, связанной с Марсом) будет близка к нулю и поэтому расходы топлива как па захват, таки па уход корабля от Марса будут наименьшими. [c.313]

После ухода от Земли ракета, если она более не расходует топливо, будет двигаться по инерции со скоростью относительно Земли, стремящейся к нулю по мере увеличения расстояния. В конце концов она выйдет на орбиту Земли вокруг Солнца. Поэтому в качестве второго участка полета мы рассматриваем переход ракеты с орбиты Земли на орбиту Марса в гравитационном поле Солнца. При этом не требуется, чтобы она встретилась с Марсом, но нужно, чтобы в конце этого пути скорость ракеты равнялась орбитальной скорости Марса, так как в противном случае было бы практически невозможно осуществить захват за короткое время прохождения ракеты вблизи планеты. В 8.4.8 мы описали метод определения оптимальной траектории перехода и дали пример такой траектории с длительностью полета 3 месяца. Эта траектория показана на рис. 8.18, а соответствующая ей программа активных ускорений — на рис. 8.19, Ордината конечной точки кривой на рис. 8.20 представляет величину второго интеграла из уравнения (8.46). На рис. 8.22 приведены результаты оценки величины этого интеграла для ряда значений времени перелета. [c.314]

Резюмируем итоги проведенного обсуждения экспедиции к Марсу и обратно на космическом корабле с малой тягой. Корабль, стартуя с круговой орбиты вокруг Земли на высоте 200 миль, разгоняется по спирали, приобретая энергию освобождения за время Те- Затем он движется по переходной траектории с орбиты Земли к орбите Марса., где скорость его становится равной скорости Марса, причем время перелета равно Гт. После этого следует маневр захвата, пребывание на эллиптической орбите вокруг Марса и маневр ухода от планеты ни один из этих маневров не оказывает существенного влияния на величину полезного груза корабля. Затем корабль возвращается с орбиты Марса на орбиту Земли, имея в конце скорость, равную ее орбитальной скорости. Время возвращения равно Тт. Наконец, корабль входит в [c.316]

Происхождение Луны чаще всего связывают с образованием её на околоземной орбите, однако продолжают обсуждаться и маловероятные гипотезы захвата Землёй готовой Луны, отделения Луны от Земли. Разрабатывается и компромиссная гипотеза, связывающая появление массивного околоземного доспутникового диска с гигантским выбросом вещества, вызванным столкновением протоземли с крупным телом (с размерами порядка Меркурия или даже Марса). Согласно расчётам, из массивного спутникового роя могла образоваться система из неск. крупных спутников, орбиты к-рых с разной скоростью эволюционировали под действием приливного трения, и, в конечном счёте, спутники объединились в одно тело — Луну. [c.140]

Для Марса характерно возникновение упоминавшегося выше термического прилива, а приливные эффекты в плотной атмосфере Венеры, возможно, оказывают также влияние на ее захват в резонансный режим с Землей (см., например, Кузьмин, Маров, 1974)). Источником ВГВ служат различного рода возмущения, связанные с перестройкой метеорологических процессов, обтеканием воздушными потоками горных массивов, ветровыми сдвигами шировыми нестабильностями), разогревом авроральных областей и др. В стратифицированной среде, подобной атмосфере, такие волны обычно распространяются как в вертикальном, так и в горизонтальном направлении и, например, в возникшем начальном возмущении по вертикали с ростом высоты может преобладать горизонтальная компонента. Выделение тепла при диссипации энергии внутренних гравитационных волн в нижней термосфере оказывается сопоставимой с другими энергетическими источниками, связанными с притоком солнечной радиации на этих высотах (Рис. 1.3.3.). [c.43]

Датчанин на многих страницах довольно красочно описывает сон (или бред ), увиденный итальянским солдатом Эрколэ Сабенэ за несколько секунд до гибели от газовой атаки. В этом сне к нему приходит спасение в виде межпланетного корабля Космополис , пролетавшего над окопами по дороге на Марс и случайно захватившего умирающего солдата якорем. [c.74]

В работе Хантера [181 и в более поздних исследованиях Ле-кара и Франклина [20] показано, что существует связь между астероидами, расположенными между орбитами Марса и Юпитера, а также между орбитами Юпитера и Сатурна, с процессами захвата и освобождения спутников Юпитера. [c.266]

А уIII и А (при полете к Марсу), из чего видно, что с ростом радиуса орбиты экономия энергии при уходе не может компенсировать затрат, связанных с доставкой грузов на орбиту. Таким образом, при отлете с Земли и учете операций сборки и снабжения на спутниковой геоцентрической орбите расстояние г уже не является оптимальным. Орбита, на которой производится сборка, должна располагаться так близко к поверхности, как это позволяют прочие условия (например, сопротивление атмосферы). Что же касается задач подлета к планете (захват), то здесь орбита радиуса г экономически весьма выгодна в отношении количества топлива, которое [c.191]

На рис. 6.35 для обоих маневров дано сравнение потребных приростов скорости при уходе космического корабля от Земли к Марсу (или прибытии его с Марса). Для двухимнульсного метода для сравнения рассмотрены два примера условий в первом случае корабль касается верхних слоев атмосферы [гр = 3474 морские мили, Гоо = 3440 морских миль) во втором случае взята более безопасная траектория сближения (гр == 4342 морские мили). Из сравнения видно, что обе кривые пересекаются в точке г, соответствующей минимуму расхода в одноимпульсном методе. Так как кривые пересекаются под очень малым углом, можно заключить, что в некотором диапазоне разница между обеими кривыми, соответствующими двухимпульсному методу, мала. Видно, что кривая, характеризуемая меньшей величиной гр, опускается на графике ниже. Из рис. 6.35 следует, что если корабль, возвращающийся к Земле с Марса, поднимается с минимального расстояния Гр на высоту лунной орбиты, то потребная характеристическая скорость для такого маневра захвата составит лишь около 4500 фут/сек, тогда как при одноимпульсном или двухимпульсном [c.194]

Как показано на рис. 6.5JI, при путешествии к Марсу с последуюп1,им возвраш ением величина потребной характеристической скорости рейса Ai tot возрастет с 31 ООО фут/сек (профиль типа О при = 1,52 а. е.) до 74 ООО фут/сек Ra = 2,2) при сопутствующем уменьшении времени полета до 128 дней. Однако время вынужденного пребывания на спутниковой орбите с ростом Ra также возрастет и полностью нейтрализует выигрыш во времени перелета. Так, при 7 = 2,2 а. е. время t увеличивается до 700 дней и полное время путешествия будет около Т = 956 дней, тогда как при полете но траектории профиля О время путешествия составляет 980 дней. Поэтому профиль 1 более удобен для быстрых перелетов без захвата и, если позволяют энергетические ресурсы, то и для одностороннего рейса с торможением близ планеты или даже с захватом ею и выходом на эллиптическую захватную орбиту, а также для облетных траекторий вокруг Марса (задачи 2-й группы). Однако использование профилей типа 1 не позволяет достичь существенного сокращения полного времени экспедиции, что желательно для выполнения задач 3-й группы. То же относится и к профилям типа 2. [c.223]

В нашем случае, когда предполагается о.существить захват корабля Марсом, мы выбираем 2-ю альтернативу. Согласно результатам раздела 6.4.4 требуемая дистанция г определится как [c.230]

После выхода на орбиту спутника Марса и пребывания на пей в течение некоторого времени корабль стартует в обратный путь. Так как по нашему предположению спутниковая орбита корабля очень вытянута, то для приобретения скорости освобождения достаточно лишь небольшого увеличения скорости в перигее, что может быть выполнено с помощью той же верньерной химической ракеты или подобной той, какая использовалась при маневре захвата. Ввиду малости требуемого прироста скорости влияние этого маневра на величину полезной нагрузки можно также не учитывать. [c.315]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...