Орбита спутника Земли

Задача 221. На какую высоту надо запустить искусственный спутник Земли для того, чтобы с Земли он казался неподвижным для наблюдателя, вращающегося вместе с Землей Орбиту спутника Земли приближенно считать окружностью, концентричной с экватором. Радиус Земли / = 6370 км. Ускорение силы тяжести на поверхности Земли g=9,81 м сек . Модуль угловой скорости вращения Земли вокруг своей оси ев = 0,00007 Х/сек. [c.23]

Но зато ускорения, сообщаемые космическому кораблю другими силами (тягой реактивного двигателя ракеты-носителя и сопротивлением воздуха на участках выхода на орбиту и спуска на Землю), резко возрастают и соответственно возрастают силы инерции. Ускорения, сообщаемые тягой реактивного двигателя при запуске космического корабля и выводе его на орбиту спутника Земли, достигают десятка g. Такой же величины достигают и те ускорения (отрицательные), которые создает сопротивление воздуха при входе космического корабля в плотные слои атмосферы. [c.358]

Выведенная на орбиту спутника Земли станция после включения разгонного ракетного блока получила разгон до второй космической скорости и вышла на траекторию полета к Луне. 1 февраля в 22 час 29 мин по московскому времени на основании данных службы траекторных измерений была произведена коррекция траектории, а к 16 час 3 февраля — при подлете к Луне — на борт станции были переданы исходные данные для проведения ее ориентирования по лунной вертикали и последующего торможения. В 21 час 44 мин 42 сек на высоте около 75 км от лунной поверхности [c.431]

Первый из этих кораблей — трехместный пилотируемый корабль с экипажем в составе командира, инженер-полковника В. М. Комарова, научного сотрудника кандидата (ныне доктора) технических наук К. П. Феоктистова и врача Б. Б. Егорова — был выведен на орбиту спутника Земли 12 октября 1964 г. в 10 час 30 мин по московскому времени. [c.447]

К 1996 году на орбиты спутников Земли было выведено более пяти тысяч космических аппаратов и более 150 объектов — на межпланетные орбиты, были созданы принципиально новые многоразовые космические системы типа Шаттл и Буран . Оповещение мира о каждом новом космическом полете, как правило, начиналось [c.5]

Ниже рассматриваются отдельные задачи о перелетах между эллиптическими орбитами в ньютоновом гравитационном поле. В случае двигателя большой тяги и незакрепленного времени полета решение оптимальной задачи дает абсолютный минимум расхода топлива. Для двигателей малой тяги с ограниченной мощностью абсолютный минимум расхода топлива стремится к нулю, но время полета при этом должно быть бесконечно. Поэтому обсуждаемые здесь перелеты с двигателями малой тяги соответствуют асимптотическим решениям оптимальной задачи, когда время полета становится очень большим. Например, перелеты между орбитами спутников Земли представляют ограниченный интерес, так как из-за весьма малого ускорения от тяги ионного двигателя продолжительность перелета будет довольно большой. [c.164]

Простота пассивных систем стабилизации обычно достигается ценой уменьшения универсальности и связана с жестким выбором опорного направления. Равновесная ориентация для конкретного метода стабилизации не всегда является желаемой ориентацией. На орбитах спутников Земли в качестве опорного может потребоваться направление на Землю, Солнце или какое-либо другое направление в зависимости от характера операции. [c.180]

Рассмотренный выше численный пример о запуске ракеты с орбиты спутника Земли приводит к следуюш им значениям в соотношении (3.66) Уг З-Ю = З-Ю см/сек, либо при г/ = 10 имеем Уг = 30 м/сек — скорость ракеты в начальный момент времени. [c.104]

В некоторых случаях орбита спутника Земли имеет настолько малый эксцентриситет, что ее без значительной погрешности можно считать окружностью. В случае круговой орбиты прогнозирование трассы спутника упрощается. [c.159]

В частности, в задаче о возмущении круговой орбиты спутника Земли [c.617]

В частном случае, когда космический аппарат выводится на круговую орбиту спутника Земли радиуса Го, из выведенной выше [c.77]

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]

Рис 22. Орбита спутника Земли I — угол наклона, О — долгота узла. [c.90]

Особый теоретический и отчасти практический интерес представляет такое действие притяжения Луны, которое вовсе не разрушает орбиту спутника Земли, но заставляет двигаться его по неизменной круговой возмущенной орбите. Мы уже сталкивались с аналогичным случаем, когда говорили о влиянии сплюснутости Земли на экваториальный спутник. [c.102]

Как уже говорилось в главе 1, использование двигателей малой тяги оказывается возможным лишь после выведения космического аппарата на орбиту спутника Земли. На этапе же выведения, естественно, применяются двигатели большой тяги, способные оторвать аппарат от Земли и сообщить ему необходимую орбитальную скорость. [c.136]

Рнс. 71. Полет к Луне д) в благоприятный период б) в неблагоприятный период б) с использованием промежуточной орбиты спутника Земли. [c.198]

Такая возможность существует даже при самом неблагоприятном взаимном расположении космодрома на своей параллели (точка Л) и Луны на своей орбите (точка Л а). Выведем предварительно из точки Л космический аппарат па низкую промежуточную круговую орбиту спутника Земли (рис. 66, в). В течение одного примерно полуторачасового оборота спутника вектор его орбитальной скорости, оставаясь горизонтальным, принимает любое направление в плоскости орбиты. Так же принимает любое направление линия, соединяющая центр Земли со спутником. Поэтому на орбите спутника в течение его оборота можно выбрать точку, сход с которой в направлении полета обеспечит полет по траектории любой желаемой угловой дальности. Например, сход в точке К с минимальной скоростью обеспечивает достижение Луны по полуэллиптической траектории 3. Сход в точке Ь, если выбрать ее так, чтобы 10 2=165°, дает возможность попасть на Луну по параболической траектории 4 ). Если орбита находится на высоте 200 км, то в первом случае надо к орбитальной круговой скорости 7,79 км/с добавить скорость 10,9—7,79=3,11 км/с, а во втором — скорость 11,02—7,79=3,23 км/с (11,02 км/с — параболическая скорость иа высоте 200 км). [c.200]

Далее приступим к построению геоцентрической траектории после выхода из сферы действия Луны. Для этого сначала с помощью треугольника скоростей (рис. 82, г) найдем вектор выходной геоцентрической скорости в точке А 2. При этом учтем, что скорость Луны Кла за время пролета внутри сферы действия повернулась на некоторый угол (вектор скорости Луны за сутки поворачивается на 360° 27,3=13,2°). Геоцентрическая скорость выхода оказалась эллиптической и не направленной к центру Земли. Поэтому траектория последующего геоцентрического движения будет представлять собой эллиптическую орбиту спутника Земли. [c.223]

Предположим, что для экспедиции на Луну используется шестиступенчатый ракетный комплекс, причем четыре ступени расходуются для вывода корабля на траекторию полета к Луне, а две — для посадки на Луну и старта с нее. Можно сказать и иначе (так обычно и говорят) ракета-носитель — четырехступенчатая, а космический корабль имеет две ракетные ступени. Пусть первые три ступени выводят космический корабль на промежуточную круговую орбиту спутника Земли, расположенную на высоте 200 км. Круговая скорость на этой высоте равна 7,8 км/с. Оценим величину гравитационных потерь скорости и потерь на сопротивление в 1,2 км/с, т. е, будем считать, что выход на орбиту потребовал характеристической скорости, равной 9 км/с. Каждая из использованных трех ступеней сообщила кораблю идеальную скорость 3 км/с. [c.271]

Скорее всего, лунные космические корабли с малой тягой будут использоваться для крупных грузовых перевозок с орбиты спутника Земли на орбиту спутника Луны. [c.291]

Между тем использование пологой траектории, как правило, оказывается невозможным вследствие невыгодного географического положения космодрома. Например, при старте из точки А приходится пользоваться крутой траекторией 1. В этом случае выгодно вывести космический аппарат предварительно на орбиту спутника Земли. Когда аппарат достигнет заранее намеченной точки В, дополнительный импульс выведет его на траекторию 2 — гиперболу с вершиной (перигеем) вблизи точки В. Таким образом, крутой разгон заменяется двумя пологими разгонами в точках С я В. [c.309]

Чтобы вернуться на Землю, корабль, двигаясь по раскручивающейся спирали, достигает параболической скорости и, вырвавшись из сферы действия планеты-цели, переходит на гелиоцентрическую траекторию. Если не ставится задача повторного использования корабля, то этап снижения на низкую орбиту спутника Земли может быть заменен непосредственным входом в атмосферу посадочного отсека и последующим его аэродинамическим торможением. [c.460]

Разгон с орбиты спутника Земли до заданной энергии при различной величине касательного ускорения a [c.402]

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]

Главной силой, определяющей орбиту спутника Земли, является земное поле тяготения. Как было показано, потенциал этого поля выражается формулой [c.316]

Температура, а следовательно, и плотность верхней атмосферы изменяются вследствие вариаций падающего потока солнечного излучения в зависимости от времени суток и времени года (суточные и сезонные вариации) эти изменения были изучены по их влиянию на орбиты спутников Земли. Солнечная активность, например появление вспышек, также вызывает возмущения, обусловленные нагревом атмосферы плотность последней на высотах порядка 800 км временами увеличивается в 3-- [c.335]

При рассмотрении двухступенчатой ракеты мы сильно упростили задачу. Помимо того что не учитывались гравитационные потери и потери на преодоление сопротивления атмосферы, нами не рассматривался дополнительный узел, который необходим для установки второй ступени в верхней части первой ступени. Кроме того, мы не учитывали тот факт, что в современных ракетах двигатель первой ступени обычно представляет собой пакет двигателей, что позволяет развивать значительно большую тягу, чем тяга второй ступени. Однако учет этих факторов не изменит основного вывода о том, что для ухода от Земли или даже для выведения на орбиту спутника Земли необходимы многоступенчатые ракеты. [c.345]

Прямоугольные геоцентрические экваториальные координаты связаны следующим образом с элементами геоцентрической орбиты спутника Земли (рис. 3) [c.19]

Элементы орбиты ИСЗ. Искусственным спутником Земли принято считать космический аппарат, выведенный в космическое пространство, движение которого по своей орбите подчиняется естественным силам. Путь ИСЗ в пространстве называется орбитой. В соответствии с законами небесной механики плоскость орбиты спутника Земли всегда проходит через центр масс Земли и спутника. Поэтому все возможные орбиты спутника располагаются в плоскостях сечения Земли по большому кругу. Вследствие этого ИСЗ может двигаться, например, в плоскости экватора, но не может перемещаться в плоскостях параллелей Земли. [c.158]

Вторая ступень космической системы (собственно космический корабль) снабжена ЖРД суммарной тягой 454 тонны. Космический корабль выходит на орбиту спутника Земли и доставляет на орбитальную космическую станцию от 12 до 14 пассажиров и грузы. Возвращение космического корабля на Землю осуществляется на режиме планирования. [c.206]

Момент импульса спутника, а) Чему равен момент импульса (отно сительно центра орбиты) спутника Земли массой Мс, который движется по кру говой орбите радиусом г Результат выразите через г, G, и М . Ответ. J = [c.202]

Электрические двигатели являются в настоящее время наиболее перспективными для осуш,ествления длительных полетов в пределах Солнечной системы. Они могут применяться для корректировки орбиты спутников Земли и в ряде других случаев. Среди электрических двигателей на первое место могут быть поставлены плазменные двигатели, в которых реактивная тяга создается потоком плазмы. Энергия сообщается плазме нагреванием (за счет джоу-лева нагрева плазмы протекающим через нее током) или ускорением плазмы магнитным полем. Магнитное поле в плазменных магнитогидродинамических двигателях (МГД) не только служит для ускорения плазмы, но и предотвращает ее соприкосновение со стенками камеры и выходного сопла. Так как длительное удержание плазмы магнитным полем осуществить трудно, то плазменные двигатели работают в импульсном режиме. [c.228]

Кстати, следует напомнить о том, что, для того чтобы вывести ракету за пределы действия поля сил тяжести, необходимо, как это доказывает механика, достичь так называемой второй космической скорости, равной 11,18 км1свк, тогда как для вывода на орбиту спутника земли достаточно первой космической скорости 7,91 км/сек. [c.417]

Методы исследования орбит существенно определяются характером полета Можно выделить орбиты многооборотные и орбиты с небольшой угловой дальностью. К орбитам первого типа относятся орбиты спутников Земли, Луны, планет, совершающих за время своего существования большое число витков. Исследование и проектирование таких орбит связано с использованием методов, позволяюш их выявлять картину эволюции параметров оскулирующей орбиты с течением времени под влиянием возмущаюнщх факторов, таких, как нецентральность поля тяготения, воздействие атмосферы, возмущения от других небесных тел, влияние светового давления и пр. Задача расчета процесса эволюции может рассматриваться как задача нелинейных колебаний, и широкое применение различных методов осреднения и техники построения асимптотических решений может обеспечить создание простых и эффективных методик как для пр.едварительного, так и для уточненного расчета. [c.272]

Почти любое сближение автоматической лунной станции (АЛС) или пилотируемого корабля с Луной, будь то облет Луны, падение или посадка на нее или даже простой пролет на более или менее близком расстоянии от Луны, может принести полезную научную информацию. Для определенности мы будем называть сближением с Луной достижение космическим аппаратом любой точки пространства, находящейся внутри сферы действия Луны. Траекториями сближения [З.П будем называть такие траектории, которые приводят космический аппарат в сферу действия Луны еще до того, как он завершит свой первый оборот вокруг Земли. Последняя оговорка объясняется тем, что сфера действия Луны может быть в принципе достигнута после того, как лунносолнечные гравитационные возмущения, расшатав длинную эллиптическую орбиту спутника Земли, приведут его в конце концов в окрестность Луны (такой случай встретится нам в 1 гл. 10). [c.191]

Иными словами, задача перелета с орбиты спутника Земли на орбиту спутника, например, Марса распадается на три этапа [4.25] 1) выход из сферы действия Земли 2) перелет между орбитами Земли и Марса, причем обе планеты рассматриваются как непритягивающие точки, движущиеся вокру Солнца ) 3) спуск на орбиту спутника Марса. [c.344]

Ивашкин В, В., Т у п и ц ы н Н. Н. Об использовании гравитационного поля Луны для выведения космического аппарата на стационарную орбиту спутника Земли.— Космические исследования, 1971, т. 9, № 2. [c.492]

Общие возмущения полезны не только в задаче прогнозирования будущего положения тела, но также и потому, что позволяют обнаружить источник наблюдаемых возмущений. Это становится возможным благодаря тому, что различные части возмущающей функции входят в аналитические выражения явным образом. Например, грушевидность Земли была обнаружена О Кифом, Эккелсом и Сквайресом на основании изучения долгопериодических возмущений орбиты спутника Земли 1958 (Р2), обусловленных третьей гармоникой гравитационного потенциала Земли. [c.180]

Рис. 12. Проекция орбиты спутника Земли ва вебесную сферу.

Проведенный в предыдущих параграфах анализ позволяет произвести оценку возможностей одноступенчатой ракеты в отношении подъема полезного груза в космическое пространство. Правда, при выводе груза на орбиту спутника Земли или на траекторию полета к Луне участок активного полета не будет прямолинейным, однако при соответствующем усреднении величины os 0 для приближенного определения конструктивных параметров ракеты, позволяющих достигнуть требуемой скорости, все же можно воспользоваться уравнением (1.14). Оценим сначала требуемое значение х корости ракеты в конце активного участка. Согласно работе [18] Для вывода искусственного спутника Земли на круговую орбиту высотой 200 миль (322 км) — минимальная высота, на которой еще возможно достаточно длительное существование спутника без чрезмерных потерь энергии от трения о воэдух,— необходима конечная скорость 25 400 фут сек ( 7,8 км/сек). При запуске ракеты с экватора в восточ- ном направлении за счет вращения Земли можно получить даром скорость около 1 500 фут/сек (- 460 jtt/сек), так что сама ракета должна будег развить скорость лишь около 24 000 фут/сек (7,35 км/сек). Для полета к Луне минимальная потребная скорость ракеты при использовании скорости вращения Земли составит около 34 ООО фут/сек (10,4 км/сек). [c.30]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...