Маневр захвата

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]

Прежде чем перейти к анализу указанных маневров, заметим, что все сказанное о методах и маневрах ухода в равной степени относится и к маневрам захвата, которые с точки зрения механики являются процессами, обратными уходу. [c.190]

Быстрые перелеты с маневром захвата и ухода у целевой планеты, возвращением к Земле и захватом Землей соответствуют задачам пункта 3. [c.209]

Полеты с малой тягой (ПМТ), действующей на протяжении всего перелета, когда корабль движется между планетами но спиральной траектории и вблизи них выполняет маневры захвата и ухода, соответствуют задачам пункта 5. [c.209]

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]

Эти траектории пересекаются с целевыми орбитами под весьма большими углами. В следующем разделе будет обсуждаться влияние этого факта на маневр захвата. [c.228]

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]

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]

Мазер 632 Маневр захвата 185 [c.723]

Сравнение различных схем манипуляторов показывает, что маневренность зависит не только от числа степеней свободы захвата, но i от расположения кинематических пар, например, от расположения сферических пар. Повышение маневренности манипулятора позволяет выполнять движения более высоких классов и увеличивает свободу действия оператора при выполнении маневров. [c.555]

Если в этот момент штангу снова выд-нуть на прежнюю длину, то произойдет повторный захват спутника системой гравитационной стабилизации, после чего угловая скорость спутника будет 1 об/орб [21]. С помощью изменения длины гравитационной штанги были успешно проведены маневры на ряде спутников [47]. [c.29]

Все механизмы передвижения кранов-штабелеров обязательно оборудуют нормально замкнутыми тормозами, обеспечивающими при маневрах фиксированное положение захвата. Механизмы передвижения мостов и тележек имеют такую же конструкцию, как и механизмы крюковых мостовых кранов. Для передвижения моста подвесных кранов-штабелеров и тележек подвесного типа широко применяют элементы ходовой части электрических талей. [c.44]

Заборное устройство разгрузчика состоит из двух вертикально замкнутых скребковых конвейеров, образующих две рабочие ветви, поворотные относительно вертикальных осей. Фронтальные вертикальные участки рабочих ветвей служат для рыхления груза и сбрасывания его вниз к основанию штабеля. Здесь скребки подхватывают порции груза и, переместив его по полу вагона на участке 300 мм, вводят в наклонные желоба и сбрасывают в воронку отвального конвейера. Благодаря повороту рабочих ветвей в плане ширина захвата груза в штабеле составляет 2700 мм. Таким образом, все пространство по ширине вагона охватывается за один рабочий ход при движении разгрузчика вдоль вагона по оси кузова без дополнительных маневров. Возможность поворота скребков относительно тяговых цепей конвейеров позволяет обращать их к грузу на фронтальном участке тыльной стороной, на которой имеются рыхлящие зубья высотой 70 мм. В результате косого резания во встречном направлении рыхление груза происходит очень эффективно. [c.165]

Очевидно, межпланетный корабль с двигателями малой тяги (электрическими или солнечными) должен выводиться на околоземную орбиту с помощью мощной ракеты-носителя или, скорее всего, монтироваться на орбите. Затем осуществляется маневр ухода по спирали из сферы действия Земли, после чего начинается гелиоцентрическое движение при сложном управлении тягой корабля, которое должно обеспечить возможность захвата корабля полем тяготения планеты-цели. Внутри сферы действия посредством торможения осуществляется спуск на низкую орбиту искусственного спутника по скручивающейся спирали. [c.460]

Очевидно, что быстрая орбита полета, обеспечивающая падение на поверхность Луны, — самый простой тип полета к Луне. Поле тяготения Луны порождает фокусирующее действие (как это происходит, описано в разд. 11.4.4), что увеличивает эффективное сечение столкновения с Луной. Близкий облет Луны, приводящий корабль обратно в непосредственную окрестность Земли, — гораздо более трудная задача. Для вывода корабля на орбиту вокруг Луны также требуется тщательный выбор орбиты полета, но, кроме того, потребуется последующий маневр, обеспечивающий захват, поскольку корабль далеко углубляется внутрь сферы действия Луны. Импульс, приводящий к захвату на орбиту вокруг Луны, должен уменьшить селеноцентрическую гиперболическую скорость до эллиптической или даже круговой. На рис. 12.2 приведены изменения круговой и параболической скоростей с возрастанием расстояния от центра Луны. Эти изменения вычислены путем подстановки соответствующих числовых данных в формулу [c.389]

Подобный маневр потребует существенного изменения скорости, поскольку корабль должен уменьшить свою планетоцентрическую скорость до значения, меньшего скорости освобождения. Изменение скорости при этом маневре будет того же порядка величины, как и изменение, с которым корабль покидает промежуточную орбиту вокруг исходной планеты или переходит на гелиоцентрическую орбиту для обратного перелета. Однако нужно отметить, что количество топлива, используемого для маневра отлета от планеты назначения, будет меньше, чем количество его, истраченное на переход на орбиту захвата, поскольку масса корабля уменьшается на величину массы топлива, израсходованного при маневре выхода на орбиту захвата. Это заключение может быть пересмотрено в свете выводов разд. 12.16. [c.406]

Р. Эванс, осуществляя маневр стыковки, промахнулся, и штырь стыкованного узла не попал в приемный конус взлетной ступени. При второй попытке штырь попал в конус, но не сработали захваты. Стыковка была произведена с третьей попытки в 04 ч 10 мин с опозданием на 12 мин по сравнению с расчетным временем. Стыковка произведена на высоте около 116 км над поверхностью Луны. [c.209]

Рис. 6.28. Одноимпульсный маневр соосного апсидального ухода и захвата.

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]

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

Показано, как использование малых углов входа и аэродинамической подъемной силы может в ряде случаев помочь в разрешении возникающих задач. Рассматривается маневр захвата при входе пилотируемого аппарата с несущим корпусом в атмосферу планеты. Этот маневр необходим для предотвращения чрезмерных аэродинамических нагрузок или выхода из атмосферы. Сравнивается устойчивость траекторий входа, требуемое аэродинамическое качество и коридоры входа для различных планег. [c.237]

Рассматривается также маневр ухода или захвата посредством приложения двух импульсов тяги. Показано, что практические соображения зачастую ограничивают возможность следования по оптимальным орбитам, особенно в случае старта с Земли, Движение по гиперболической траектории в гравитационном поле планеты-цели (без маневра захвата) будем называть гиперболическим прохождением. Ниже будет рассмотрено влияние гиперболического прохождения на траекторию косвдческого корабля, особенно па изменение энергии его орбитального движения, эксцентриситета и ориентации большой оси орбиты. Гиперболическое прохождение можно использовать для увеличения или уменьшения скорости движения корабля, а также для изменения направления его движения, что позволило бы уменьшить затраты топлива на необходимые преобразования гелиоцентрической траектории. [c.185]

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]

Н — расстояние от Солнца или расстояние от основной массы отражательная способность г—расстояяие от планеты (в общем случае—радиус-вектор) г—оптимальное расстояние от планеты для осуществления одноимпульсного маневра захвата или ухода [c.264]

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]

При выполнении погрузочно-разгрузочных работ, как правило, мы сталкиваемся с двумя типами операций. К операциям первого типа следует отнести наиболее простые операции, вызванные необходимостью захвата грузов, их переноса в пространстве и обеспечения заданной ориентации. Второй тип операций характеризуется требованием установки грузов в строгом порядке и в соответствии с другими грузами. Наличие таких операций вызвало необходимость оснащения погрузчиков и штабелеров, традиционных средств механизации погрузочных работ, разнообразными конструкциями кантователей, поворотных рам, стал-кивателей и т. д. Однако, функции переноса предметов остались за носителями, что в виду их низкой маневренности не обеспечивает высокой производительности и требует больших объемов для выполнения разнообразных маневров. В то же самое время в разных отраслях промышленности стали находить применение манипуляторы разнообразных конструкций, как правило, с раздельным управлением каждым приводом. Опыт же применения манипуляторов с сервоприводами в атомной промышленности, где для управления используется код движений руки оператора, подсказал целесообразность использования аналогичных систем управления и для промышленных манипуляторов. [c.6]

В некоторых случаях при оснащении пунктов погрузки и разгрузки могут отсутствовать операции маневра, а если тележки снабжены только захватными приспособлениями и механизмы подъема отсутствуют, то могут не потребоваться операции подъема и опускания груза. При транспортировке сыпучих грузов в вагонетках, имеющих саморазгружающиеся кузова, вместо времени на захват и освобождение захвата от груза учитывают время на загрузку вагонетки и ее саморазгрузку. Кроме того ряд операций 2—4 и 8—10 могут выполняться параллельно-последовательно, что сокращает время выполнения всех операций в целом. Суммарная продолжительность операций [c.72]

Предположим, что где-то в заданной точке траектории намечено провести коррекцию. Сначала оптический датчик вращающегося космического аппарата просматривает небо. Вот он обнаружил Солнце. Реактивные сопла затормаживают вращение. Ориентация на Солнце уточняется. Теперь одна ось аппарата направлена на Солнце. Если бы целью маневра ориентации было наблюдение Солнца, то на этом можно было бы остановиться. Но включить корректирующий двигатель нельзя, так как аппарат сохранил способность поворачиваться вокруг направления на Солнце. Для остановки вращения надо, чтобы другой оптический датчик захватил иное небесное светило, например Луну (если она близка), яркие звезды — Сириус или Канопус ), или чтобы остронаправленная бортовая параболическая антенна захватила специально посылаемый с Земли радиосигнал (последний способ имеет особое значение для дальней радиосвязи с Землей). Теперь появится новая неподвижная ось (направленная на Луну, или на Сириус, кл I на Канопус, или на Землю) и всякое вращение аппарата будет остановлено. По сигналу с Земли может быть включен корректирующий двигатель, причем во время его работы система ориентации будет удерживать аппарат в заданном положении. [c.87]

Короткая длительность зондирующих импульсов гладконосых летучих мышей и изменения частоты следования импульсов и их длительности по мере сближения с объектом локации подтверждают справедливость выдвинутой гипотезы прежде всего для этих живот-яых. Уменьшение длительности локационных импульсов до 0.5— 3.1 мс в конечной фазе приближения к цели ( ahlander et al., 1964 Голубков и др., 1969 Константинов, 1969) определяет мертвую зону в пределах 8—1.7 см, т. е. в пределах, когда животное еще может успешно завершить маневр уклонения от препятствия или захват иреследуемой добычи. [c.464]

С учетом последних данных, включая реальные параметры орбиты, была скорректирована прицельная точка центра груп. пировання НЭК. Дело в том, что работа с использованием режима инерциальной ориентации ОК Мир в совокупности с дополнительными необходимыми жесткими ограничениями не позволила баллистикам найти удовлетворительное решение по реализации первоначально принятой прицельной точки падения НЭК. В частности, первыми двумя маневрами, исходя из имеющихся энергетических ресурсов, оказалось невозможным обеспечить требуемую ориентацию оси апсид спусковой орбиты ОК с учетом обязательного расположения минимальной высоты над выбранной прицельной точкой района падения НЭК. Для исправления этого положения и улучшения условий захвата ОК атмосферой, прн расчете третьего, заключительвого маневра прицельная точка НЭК была смещена ва 850 км по трассе в северо-западном направленни с 47 = ю. ш. и 140° з. д. (исходная при-пильная точка группирования НЭК первого суточного витка) иа 44° ю. ш. и 150° 3. д. для принятого второго посадочного витка. [c.527]

В 1965 году новая тактика ВДВ и ВТА стран Варшавского Пакта была продемонстрирована на учениях Октябрьская Буря . Одним и ключевых моментов этих маневров был захват аэродрома условного противника. 26 октября с аэродромов 4-и Воздушной Армии (ВВС ( верной Группы советских войск в Польше) взлетело несколько групп самолетов Ан-12 Они в заданный момент времени вышли в район авиабазы противника роль которой играл аэродром 16-и Boз yшнoи Армии Западной Группы Войск ВС СССР Эрфурт в Тюрингии, ГДР. [c.37]

Введение. Вследствие того, что в межпланетном перелете кормический корабль проходит близко от планеты старта и планеты назначения, их гравитационные поля оказывают на него основные возмущения. Маневр перехода корабля с планетоцентрической спутниковой орбиты на гелиоцентрическую (кометную) орбиту называется маневром ухода. В системе координат, связанной с планетой, траектории ухода корабля от планеты и траектории захвата его планетой очень близки к гиперболическим. Ниже выводятся уравнения, описывающие такие траектории, и далее они используются для анализа гиперболического сближения. Проведение такого анализа позволяет оптимизировать радиус планетоцентрической спутниковой орбиты, с которой производится взлет (или прибытие) космического корабля, таким образом, что затраты топлива на уход от планеты и движение по гелиоцентрической переходной орбите будут минималь- [c.184]

Расход топлива при подъеме с Земли в первом случае также оказывается несколько меньшим, так как потребная скорость Аг ц + Аг п1 для выхода на орбиту высотой 200 ООО морских миль составит 13 ООО фут/сек, а для выхода на орбиту высотой 50 ООО морских миль 13 800 футкек. Поэтому указанный маневр представляется весьма выгодным. Недостатком его является то, что он требует большего времени (дни вместо часов) и большей точности управления не только в отношении выдерживания расстояния гр, но также и в проведении операции спуска команды и необходимых материалов с корабля, находяш егося на лунной орбите. Очевидно также, что если корабль, достигнув апогея промежуточного эллипса, не будет выходить на круговую орбиту, а останется на эллиптической спутниковой орбите, т. е. если ему сообщается лишь один импульс в процессе маневра, то затраты топлива на операцию захвата %удут еще меньшими, чем при двухимпульсном методе. Правда, слишком вытянутая эллиптическая орбита, на которой расстояние корабля от планеты меняется в пределах нескольких диаметров планеты, может не всегда быть желательна в качестве конечной орбиты. [c.195]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...