Ориентация орбиты в плоскости

Аналогично, Ji = Je + Jкинетическому моменту. Поэтому будет некоторым фиксированным углом в плоскости орбиты, таким, как, например, угол между перигелием и линией узлов. Следует заметить также, что отношение /7- 2 должно равняться косинусу угла между осью z и вектором кинетического момента. Таким образом, величины w, wi и /1//2, в сущности, являются углами Эйлера, определяющими ориентацию орбиты в пространстве. [c.334]

Наклонение орбиты и прямое восхождение восходящего узла определяют ориентацию орбиты в пространстве и ее положение по отношению к земной системе координат. Наклонение орбиты /- это угол между плоскостью орбиты и плоскостью земного экватора. Восходящим узлом орбиты называется точка орбиты, в которой спутник пересекает плоскость земного экватора, переходя из южного полушария в северное. Соответственно противоположная точка на орбите называется нисходящим узлом, а линия, соединяющая эти точки - линией узлов. Прямым восхождением восходящего узла называется угол между линией узлов и направлением на точку весеннего равноденствия. [c.126]

Для ориентации самой орбиты в плоскости орбиты и определения положения спутника на орбите в данный момент времени используется угловое расстояние перигея от восходящего узла ы (угол между линией узлов и линией апсид) и время прохождения спутника через восходящий узел орбиты /ц- [c.127]

Третий элемент задает ориентацию орбиты в ее плоскости. На орбите каждой планеты есть точка, расположенная ближе других к Солнцу. Она называется перигелием. В случае эллиптической орбиты имеется, кроме того, наиболее удаленная от Солнца точка, называемая афелием. Орбита симметрична относительно линии, проходящей через центр Солнца и перигелий, или, в случае эллиптических орбит, относительно линии апсид, соединяющей перигелий А и афелий А1. Эта линия проходит через центр Солнца 5. Таким образом, направление линии апсид определяет ориентацию орбиты. Угловое расстояние от у до (т. е. й) плюс угловое расстояние (о от N до проекции В перигелия А на небесную сферу называется долготой перигелия й (= й + со). Заметим, что долгота перигелия измеряется вдоль эклиптики от у до Л , а затем вдоль линии пересечения плоскости орбиты с небесной сферой до точки В. [c.39]

Помимо Юпитера и Сатурна, конвекция, действующая в качестве теплового механизма при передаче энергии из глубины, должна играть важную роль также в динамике атмосферы Нептуна, в отличие от Урана, у которого внутренний источник тепла отсутствует. Наиболее интересной особенностью, определяющей тепловой режим и динамику атмосферы Урана, является необычная ориентация оси вращения, лежащей почти в плоскости его орбиты. Однако, несмотря на большое различие в наклонениях и энергетике, у обеих планет наблюдаются качественно одинаковые меридиональные профили температуры и зонального ветра на уровне облаков, хотя на Уране ветер примерно вдвое слабее. Важно, кроме того, подчеркнуть, что на Нептуне, несмотря на то, что мощность его энергетических источников на единиц площади примерно в 20 раз меньше, чем в атмосфере Юпитера, скорость ветра почти в 2.5 раза выше, достигая 400 м/с на экваторе. [c.36]

Из приведенных результатов следует, что центр масс механической системы движется по параболе относительно инерциальной системы отсчета относительно системы S , точки движутся по эллипсам с общим центром в центре масс и одинаковым периодом, равным 2я/(хт) 2 орбиты точек лежат в плоскостях, проходящих через центр масс ориентация этих плоскостей постоянна, но может быть различной для разных точек (только в случае А = 2 точки относительно Sm движутся в одной и той же плоскости, см. рис. 4.15). [c.185]

Системы аэродинамической стабилизации. На круговых и слабо эллиптических орбитах в диапазоне высот от 250 до 350 кж для ориентации оси симметрии спутника по набегающему потоку, направление которого мало отличается от направления касательной к орбите, можно использовать аэродинамические моменты. Если спутник аэродинамически устойчив, то при нарушении нормальной ориентации возникают восстанавливающие моменты по тангажу и рысканью, стремящиеся совместить продольную ось спутника с вектором скорости набегающего потока. Для устранения неопределенности поворота спутника по крену (вокруг продольной оси) можно, например, поместить в корпусе спутника ротор,, вращающийся с постоянной угловой скоростью вокруг оси, перпендикулярной к оси симметрии спутника. Возникающие при вращении ротора гироскопические моменты будут стремиться выставить ось ротора по нормали к плоскости орбиты. [c.300]

Эти три угла определяют положение плоскости орбиты в пространстве и положение линии апсид на этой плоскости, т. е. определяют расположение, или ориентацию, орбиты. Каждый из них измеряется обычным образом в радианах, или в градусах, минутах и секундах дуги. [c.444]

Вторым элементом является наклонение / — угол между плоскостью орбиты и плоскостью эклиптики. Эти два элемента определяют ориентацию плоскости орбиты в пространстве. [c.39]

Мы ввели шесть элементов орбиты спутника, определяющие ориентацию плоскости орбиты в пространстве (/, 2), положение орбиты в ее плоскости (<в или я), размер орбиты (а), форму орбиты (е) и положение спутника на орбите в эпоху (М ). [c.172]

Рис. 9.9. Положение спиновых нулей для осцилляций на шейках в меди [222]. Осцилляции наблюдались методом вращающего момента, и спад амплитуды до нуля при углах - 13° по обе стороны от направления < 111> при повороте в плоскости (ПО) обязан спиновым нулям , т.е. тому, что os(xS) становится равным нулю при этих ориентациях. Исчезновение осцилляций при ь правлении <111> обусловлено, конечно, тем, что частота F имеет здесь минимум по отношению к ориентации. Быстрый спад амплитуды за пределами диапазона углов 20°, по-видимому, отчасти связан с плохим качеством образца орбиты на шейках существуют до углов -25° по обе стороны от направления <111>.

Для определения компромиссного времени запуска применяется метод последовательных приближений. При этом производится варьирование ориентации плоскости промежуточной орбиты в инерциальном пространстве между векторами Т° 1 и Т° 2 таким образом, чтобы изменение плоскости движения приводило к получению одинакового веса в конце участка выведения для обеих возможностей запуска. Требуемая ориентация плоскости промежуточной орбиты соответствует компромиссному времени запуска и достигается путем варьирования № [c.99]

Определим параметры орбиты, обеспечивающие заданную ориентацию вектора Уо, в плоскости орбиты, т. е. элементы орбиты а, е, (0. Предположив, что старт КА на орбиту отлета осуществляется по касательной к опорной орбите ИСЗ, можно определить точку схода КА с орбиты ИСЗ и величину потребного разгонного импульса [c.124]

Орбиты СС могут принадлежать к одному или различным классам. Принадлежность орбит к одному классу прежде всего определяют идентичностью геометрий орбит, которые могут быть заданы, в частности, фокальным параметром или эксцентриситетом. Кроме отмеченных, могут быть одинаковыми и другие параметры орбит наклонения или ориентация в пространстве = i,, = 2 , либо, наконец, одинаковая ориентация в плоскости со = щ. [c.220]

Элементами орбиты в задаче двух тел являются шесть независимых постоянных величин, определяющих ориентацию плоскости орбиты в пространстве, ее размеры и форму, а также либо положение некоторой точки на орбите, через которую проходит тело в заданный момент времени, либо момент времени прохождения тела через заданную точку. При рассмотрении геоцентрических орбит в эту систему величин входят следующие три элемента ориентации (рис. 3.7) [c.71]

Элементы орбиты, определяющие ее плоскость и ориентацию в этой плоскости, а также положение тела на орбите, играют важную роль в задачах космической навигации и в задачах вычисления возмущений орбиты. В таких расчетах удобно задавать положение тела относительно перицентра его полярными координатами г (радиальное расстояние) и т] (истинная аномалия, т. е. угол между направлением из притягивающего центра на перицентр и текущим радиусом-вектором тела при его движении ио орбите). [c.160]

Влияние эллиптичности и наклона планетных орбит. Более строгий анализ характера полета и расчет переходных орбит должен учитывать влияние эллиптичности планетных орбит и их наклон к плоскости эклиптики. Можно показать [1], что при тех эксцентриситетах, какие имеются у орбит Венеры, Земли и Марса, переходные траектории в виде эллипсов Гомана обеспечивают достаточно хорошее приближение к орбитам минимального расхода энергии. Вследствие несоосности эллиптических планетных орбит величина центрального угла, охватываемого переходной траекторией тангенциального перелета, в большинстве случаев будет менее 180°. Из-за наклона планетных орбит наклон переходной орбиты в процессе полета также необходимо изменять. По этой причине быстрые орбиты иногда оказываются энергетически более выгодными, чем медленные тангенциальные переходные эллипсы. Для правильного управления переходом необходимо знать как положение Земли и целевой планеты относительно их линий апсид, так и ориентацию линий узлов их орбит. Использование быстрых орбит увеличивает промежутки времени возможного старта космического корабля, не ограничивая их столь [c.215]

Подробный анализ возможных ошибок при определении пространственной ориентации спутника показал, что в наихудшем вар -анте вероятное значение ошибки стабилизации оси вращения з направлении нормали к плоскости орбиты составляет 0,75°, а среднее значение менее 0,5°. При трех корректирующих циклах в неделю точность периода вращения спутника может быть выдержана в пределах 4=8 м-с. [c.46]

Как показывают расчеты, удовлетворительное приближение дают уже первые два члена данного выражения. При отсутствии возмущающих факторов (когда ошибка ориентации возникает только за счет ухода Солнца), а также в случае = О (плоскость орбиты совпадает с плоскостью эклиптики) имеем Jq = 1. При наличии гравитационных возмущений и Ф О всегда будет Jq > 1. Из анализа выражения (4.64) следует, что при достаточно больших значениях угловой скорости спутника, удовлетворяющих условию сох > приращение средней скорости ухода ориентируемой оси за счет воздействия гравитационных возмущений, т. . величина ( 0 1) убывает приблизительно пропорционально квадрату а в области малых значений сох < — возрастает обратно пропорционально первой степени сох [c.112]

Невозмущенная кеплерова орбита спутника является более простой кривой, чем промежуточная эйлерова орбита. Она представляет собой эллипс с большой полуосью а и эксцентриситетом е (рис. 16). Положение плоскости невозмущенной орбиты определяют углы Оо и , которые называются соответственно долготой восходящего узла и наклоном орбиты. Ориентацию эллипса в плоскости орбиты определяет элемент сод, который называется угловым расстоянием перигея от угла или аргументом перигея. Перигей — это точка орбиты, наименее удаленная от центра масс Земли О (рис. 17). Величины М, и ф называются соответственно средней аномалией, эксцентриче- [c.100]

Элементами орбиты называются величины, характеризующие положение орбиты в пространстве, ее размеры и форму, а также положение небесного тела на орбите. Элементы, характеризующие положение плоскости орбиты и ориентацию орбиты в этой плоскости, вводятся следующим образом. Пусть движение небесного тела рассматривается в системе координат Рахуг [c.218]

Величины (I) и (II) в совокупности определяют ориентацию плоскости орбиты в пространстве, а угол (Illa) или (III6) задает ориентацию орбиты в ее плоскости. Элементы (IVa) и (IV6) характеризуют форму орби-ты (окружность, эллипс, парабола, гипербола). При вертикальном подъеме или падении (эллипс вырождается в прямую) е Элементы (Va) или (V6) характеризуют размеры орбиты и период обращения тела по орбите, так как среднее суточное движение дается формулой [c.160]

Пусть заданное направление ориентации А о определено в перигейной системе координат с помощью двух углов 0 — угла между и направлением перпендикуляра к плоскости орбиты спутника иХ -угла,отсчитываемого в плоскости орбиты от радиуса-вектора центра масс спутника в точке перигея до проекции Хд на эту плоскость (см. рис. 4.1, г). [c.107]

Кривая изменения угла ориентации в плоскости орбиты (ty = 28суток) [c.215]

В зависимости от взаимного расположения плоскостей исходной и конечной орбит различают компланариые и пространстеенные маневры КА В первом, более простом случае рассматривается маневр в плоскости исходной орбиты, без иэменения ее ориентации во втором случае предусматривается изменение плоскости орбиты КА, [c.91]

При импульсном нз.менеиии скорости для спуска с круговой орбиты радиусом Г угол а, определяющий ориентацию вектора Да в плоскости исходной орбиты и обеспечивающий получение заданного вл, может быть найден из вы-ражеиия [c.116]

Рис. 5.8. Осцилляции дГвА, полученные при вращении образца Си в постоянном поле (49 кГс) в плоскости (110) (начальная ориентация <100>) [198]. Одна осцилляция соответствует изменению частоты AF/F 8х 10 . Буквами обозначены следующие особенности. А осцилляции 4-R накладываются на осцилляции Bjqq вблизи < 100) (хотя орбите 4-R соответствует более низкая частота F, но она изменяется в зависимости от угла в 5 раз быстрее, чем частота для орбиты Б плошадь

Наконец еще одним подтверждением подобного рода являются предсказанные Хольсом экстремальные сечения, имеющие форму лимона (рис. 5.7, в, д) в плоскости, нормальной к д аправлению <110>. Для Си расчетная зависимость площади от /с, построенная для ориентации <110>, имеет минимум при значении к/к = 0,86, что соответствует несколько более низкой частоте осцилляций, чем для орбит типа собачья кость . Ожидалось, что такие осцилляции должны иметь небольшую амплитуду, поэтому поиск их проводился при очень низкой температуре (0,4 К) и сильном магнитном поле (90 кГс), и они были действительно обнаружены по возникновению биений в более сильных осцилляциях на орбитах типа собачья кость . Частота биений точно соответствовала ожидаемой. Хольс предсказал, что лимонообразные орбиты должны иметь место также в Аи, но отсутствовать в А однако до сих пор эти предсказания не были проверены. [c.252]

КА направляется вдоль плоскости орбиты. При ориентации КА в ПСК продольная ось КА по мере движения КА в течение витка поворачивается параллельно следу КА так, чтобы радиальная скорость, а значит и средняя донлеровская частота в луче нри боковом обзоре были равны нулю. Если применяется управление лучом антенны но азимуту (механическое или электрическое), то ось КА ориентируют в ОСК, а луч антенны — в ПСК. [c.87]

При синтезе искусственной анертуры должны учитываться временная зависимость дальности цели, характеризующая закон изменения фазы принимаемого сигнала и миграцию дальности, радиальная скорость цели, характеризующая смещение донлеровской частоты в максимуме ДНА. Временная зависимость дальности но зоне обзора определяется геометрией обзора, суточным вращением Земли, параметрами движения КА и ориентацией КА относительно плоскости орбиты. Для проведения расчетов при проектировании РСА полезно пользоваться моделью относительного движения, адаптированной к условиям радиолокационного обзора. В общем виде принимаемый от цели с географическими координатами Яц сигнал характеризуется временной зависимостью комплексной амплитуды [c.89]

В режиме орбитального полета при ориентации КА на Землю необходимо знать отклонение его продольной оси от плоскости орбиты. Эта задача решается при помощж ш( шшш1 (шш1юрби- [c.17]

Ориентацию спутника определяем углами а, (Зиф поворота связанной Oxyz системы координат относительно опорной (рис. 1.2) системы координат. В качестве опорной выбираем орбитальную систему координат. Ось орбитальной системы координат совпадает с направлением истинной вертикали и направлена от центра Земли, ось Оц находится на линии пересечения плоскостей орбиты Ор и горизонта Г, а ось направлена перпендикулярно плоскости О г] так, чтобы трехгранник Ogr] был правым. [c.8]

Поместим начало системы координат в центр Земли, так как он является центром силы притяжения. Плоскость Оху совместим с плоскостью орбиты, сохраняющей свою ориентацию относительно гелиоцентрической системы отсчета, а ось Ох иапраеим на ближайшую к центру Земли точку орбиты — перигей. Вы- [c.89]

Стабилизация по крену обеспечивается с помощью установленных на спутнике двух двухстепенных гироскопов. Их суммарный кинетический момент при нормальной ориентации спутника направлен перпендикулярно к плоскости орбиты. Расположение гироскопов таково, что при любом нарушении ориентации спутника возникают восстанавливающие гироскопические моменты по рысканью и крену. Таким образом, в рассматриваемой схеме устойчивость спутника по тангажу обеспечивается аэродинамическим моментом, по крену — гироскопическим моментом, по рысканью — объединенным действием аэродинамического и гироскопического моментов. Спутник с аэрогироскопической системой стабилизации обладает единственным устойчивым положением равновесия. [c.300]

Ориентация плоскости оптимальной коррекции значительно отличается от описанной, если орбиты космического аппарата и планеты не лежат в одной плоскости. В этом случае боковое отклонение при коррекции формируется двумя причинами — изменением наклонения к плоскости траектории и изменением момента времени сближения с планетой. Последняя причина вызывается тем обстоятельством, что в случае неком-планарности орбит планеты и аппарата изменение момента прилета приводит к выходу планеты из плоскости траектории аппарата, т. е. к появлению составляющей смещения, направленной вдоль бинормали. [c.308]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...