Ошибки к Луне

При больших начальных скоростях продолжительность перелета будет не столь резко меняться в случае ошибки и Луна может успеть подойти к точке пересечения траектории с орбитой Луны, так как из-за распрямления траектории точка пересечения переместится навстречу Луне. [c.206]

Соображения экономии топлива требуют полета к Луне по траекториям, близким к траекториям минимальной скорости лучше всего — по 372-суточной эллиптической траектории. Эти траектории, однако, особенно чувствительны к начальным ошибкам поэтому нужна коррекция. [c.244]

При обсуждении в разд. 11.3.6 чувствительности орбит перелета к малым ошибкам в положении и скорости мы видели, что ошибка конечной скорости всего в 30 см/с, определяющей расстояние апогея орбиты полета к Луне 384 400 км, приведет к ошибке в 1230 км. Если ошибка имела место в значении радиуса-вектора в момент прекращения работы двигателей, тот же самый пример дает ошибку в расстоянии апогея 3231 км при ошибке отсечки двигателей в 1 км. Приведенные числа свидетельствуют, что медленные траектории полета к Луне весьма чувствительны к ошибкам, что приводит к необходимости обеспечения коррекций во время полета, а также дополнительного топлива для преобразования гиперболической орбиты подлета к Луне в орбиту захвата, если последняя необходима. Приведенные числа также указывают на необходимость исследования точности траекторий полета к Луне с учетом эффектов солнечного поля тяготения. [c.389]

На лунном корабле имеется основная система управления и навигации и аварийная система управления, являющаяся резервной по отношению к основной системе. В полете данные от этих двух источников информации сравниваются и в нормальных условиях находятся в близком соответствии один к другому. Если возникает большое расхождение между показателями двух систем, возникает проблема выявления неисправной системы. Она может быть решена только с помощью третьего, независимого источника информации о состоянии лунного корабля. Таким источником могут служить данные слежения за лунным кораблем в S-диапазоне. Данные слежения включают совокупность допплеровских измерений от трех-четырех наземных станций слежения и выдают скорость изменения дальности вдоль каждой линии визирования от наземной станции к лунному кораблю. После интегрирования они дают изменение дальности. Допплеровские измерения весьма точны. Хотя расстояние между Землей и Луной большое, с. к. о. случайной ошибки измерения дальности всего около 0,2 см. Систематическая ошибка по скорости, обусловленная дрейфом осцилляторов на станциях слежения, не превосходит 0,003 м/сек. Из-за, того, что расстояния от станции до лунного корабля значительно превосходят удаление одной станции от другой, точность определения нормальных составляющих скорости, получаемых непосредственно из допплеровских измерений, значительно ниже. Для получения требуемой точности по всем составляющим вектора скорости лунного корабля в наземном блоке обработки информации был применен дискретный фильтр Калмана. [c.155]

Согласно же проведенному выше обсуждению кривых относительных скоростей, основанному на использовании интеграла Якоби, критическая точка, означающая возникновение горловины , сквозь которую возможен полет к Луне, лежит от Земли на расстоянии, составляющем 84,9% лунной единицы ). Противоречие этих двух результатов объясняется тем, что в упрощенной схеме, основанной на использовании уравнения (5.8), не учтен один весьма важный эффект — эффект вращения Земли и Луны вокруг их общего центра масс. В рассматриваемой системе тел различие сравнительно невелико, и его можно отнести в ряде случаев ко второстепенным деталям однако при переходе к системам других небесных тел получаемое расхождение результатов может быть очень значительным. В масштабах планетной системы простое приравнивание сил притяжения друг к другу может привести к серьезным ошибкам. Например, приравнивая силы притяжения Земли и Солнца, мы получили бы, что для ухода от Земли достаточно удалиться от нее чуть дальше, чем на 165 ООО миль. Луна же находится от Земли на расстоянии 240 ООО миль это свидетельствует о явной ошибочности такой теории, С помощью интеграла Якоби в этом случае можно показать, что для возможности ухода из окрестности Земли необходимо удалиться от нее на расстояние около 1000 000 миль. [c.132]

Задача ориентации. Основными источниками возмущений [13], оказывающих влияние на ориентацию аппарата при его свободном полете к Луне, являются начальные рассогласования углов и угловых скоростей, моменты от внутренних движущихся частей и от вытекающих газов, а также давление солнечного света, излучение бортовых источников, градиенты внешнего гравитационного поля и метеорные столкновения. Что касается начальных рассогласований, то угловые ошибки не должны превосходить определенных пределов, а угловые скорости должны компенсироваться либо путем приложения управляющих момен- тов, либо путем передачи момента количества движения (кинетического момента) аппарата на вращающиеся массы. [c.138]

Чтобы избежать ошибки, образец заплесневевшего материала осматривают до изолирования. Если плесень на материале хорошо развита, то пораженное место можно рассмотреть через луну и предварительно приближенно определить, к какому роду относятся грибы, а затем при изолировании следует именно их и искать. Если же налет плесени развился недостаточно или же он несвежий, засохший, то в этом случае предварительное определение невозможно. [c.25]

Ошибка от пренебрежения сплюснутостью Земли сказывается тем сильнее, чем ближе к поверхности Земли происходит движение спутника. Для спутников, движущихся на расстоянии до 40 ООО км от центра Земли, эта ошибка больше, например, чем ошибка от пренебрежения влиянием Луны и Солнца. [c.15]

Так, например, обстояло дело с первой советской космической ракетой, запущенной 2 января 1959 года в. сторону Луны. Получив у поверхности Земли гиперболическую скорость, ракета через некоторое время вышла из той области пространства, где допустимо было пренебречь влиянием всех других тел, кроме Земли. Уже через несколько дней своего движения она вошла в область, где решающее влияние на движение ракеты оказывает воздействие Солнца и где тяготение к Земле ничтожно. В новом положении ее движение определяется с достаточной точностью притяжением опять-таки только одного, но уже другого тела — Солнца. Ракета движется вокруг Солнца по орбите, которую без ощутимой ошибки можно считать эллипсом. [c.66]

Мы имели в виду выше наиболее желательные (и вполне осуществимые при полетах в плоскости орбиты Луны) траектории с пологим начальным участком. В случае же крутого начального подъема дело будет обстоять гораздо хуже. Например, любая ошибка в начальной вертикальной скорости лишь приводит к изменению времени перелета, но не смещает точку пересечения орбиты Луны, а значит, эффект рис. 74 будет отсутствовать. [c.207]

Что касается ошибок в угле возвышения начальной скорости, то они приводят к изменению формы траектории и, следовательно, смещению точки пересечения орбиты Луны, но практически не влияют на продолжительность полета. Пологие траектории минимальной скорости менее всего чувствительны к ошибкам в направлении начальной скорости попадание в Луну обеспечено даже при ошибке, превышающей 1° [3.1]. Но уже при параболической скорости допустима ошибка лишь в 0,5°. [c.207]

При полете в плоскости лунной орбиты наименее чувствителен к начальным ошибкам пологий запуск со скоростью, несколько превышающей параболическую могут одновременно допускаться ошибки в величине начальной скорости 50 м/с, в угле возвышения 0,5°, в высоте отсечки двигателя 50 км, во времени старта несколько минут. [c.208]

При старте с территории Советского Союза ошибка I м/с в величине начальной скорости приводит к отклонению точки падения на Луну ОГ расчетной на 250 км. Ошибка в угле возвышения вектора начальной скорости на Г вызывает смещение на 200 км. Та- [c.208]

Приведенные выше значения допустимых погрешностей не имеют значения на практике, если стоит задача попадания в определенную точку лунной поверхности, но они позволяют сравнить чувствительность к ошибкам наведения различного рода траекторий. [c.209]

Управление при посадке должно осуществляться бортовой автономной системой, так как точность слежения за движением аппарата с Земли недостаточна и вдобавок сигналы с Земли будут запаздывать (радиосигнал от Земли до Луны и обратно идет 2,5 с). Лишь первый сигнал о начале маневров по спуску может даваться с Земли [3.91. Тормозная двигательная установка не может включаться по сигналу программного временного устройства, находящегося на борту космического аппарата, так как ничтожная ошибка в величине начальной скорости отлета с Земли, равная, например, 0,3 м/с, приведет к ошибке во времени встречи с Луной на 100 с, и торможение начнется на нерасчетной высоте, поскольку аппарат за это время пролетит примерно 260 км [3.10]. [c.212]

При разгоне с орбиты станция получила скорость, обеспечивавшую достижение Луны через 3,5 сут. Благодаря этому в момент прилунения станция должна была быть наблюдаема с Земли высоко над горизонтом. Как видно из графика на рис. 69, траектория полета была близка к траекториям минимальной скорости. Скорость соударения с Луной, которую нужно было погасить при посадке, равнялась 2,6 км/с. Ее можно было бы уменьшить, уменьшив скорость схода с околоземной орбиты, но это привело бы к большей чувствительности траектории перелета к ошибкам и, как следствие, к возрастанию количества топлива для коррекции, от чего полезная нагрузка станции только бы уменьшилась. [c.213]

Для траекторий с тесным сближением допустимы лишь весьма малые ошибки в величине и направлении начальной скорости. Незначительная ошибка может привести к нерасчетному попаданию в Луну или пролету мимо нее с незапланированной стороны (пунктир на рис. 82, 5). В результате даже близкие между собой траектории Луна может возмущать совершенно различным образом, играя роль усилителя начальных ошибок выведения (эффект усиления ошибок отчетливо виден, например, из рис. 75 гиперболические траектории рассеиваются центром притяжения). А последние и без того приводят к значительным отклонениям вблизи Луны, так как начальная скорость близка к минимальной. [c.228]

Это модулированное напряжение после детектирования обусловливает переменный ток частоты который определяет скорость вращения телескопа вокруг полярной оси. Из формул (13.2) и (13.3) видно, что желая изменить скорость телескопа на к%, необходимо изменить частоту звукового генератора (ЗГ) на 10Л о. В свою очередь колебания частоты 5Г (вызываемые его прогревом и другими причинами) вызовут в 10 раз уменьшенную ошибку в скорости телескопа. При наблюдении звезд оба мотора питаются от кварцевого генератора ИГ , для чего служит переключатель (Я). Сходная система часового и лунно-планетного привода применена и в 2,6-метровом телескопе ЗТШ в Кры.му. [c.427]

Рассмотрим пример, демонстрирующий характер зависимости орбиты от ошибок прн больших значениях е. Для получения орбиты перехода от круговой орбиты высотой 500 км над поверхностью Земли к окрестности орбиты Луны необходимо приращение скорости, примерно равное 3,058 км/с. Такое приращение скорости нужно для того, чтобы из круговой скорости, равной 7,613 км/с, получить скорость в перигее 10,671 км/с. При этом после приложения соответствующего импульса ошибка скорости окажется равной ЛК/К. Дифференцируя соотношение [c.361]

При запуске космического корабля на Луну ошибка в ориентации всего лишь на одну угловую минуту вызовет отклонение от намеченного места прилунения в сотню километров. Такая же ошибка при возвращении на Землю грозит гибелью экипажа. При прокладке с двух сторон туннеля длиной 40 км отклонение в одну угловую минуту приведет к тому, что штреки разойдутся на 10 м. [c.76]

Делоне поступал наоборот все его коэффициенты выражены рядами, в которых фигурируют различные постоянные, характеризующие движение Луны, а коэффициентами этих рядов являются известные рациональные числа. Поэтому эти формулы при.менимы не только к Луне, но и к любому спутнику (в предположении, что он один). Для этого достаточно заменить постоянные, относящиеся к Луне, соответствующими постоянными для данного спутника. Из этих формул легко также видеть, каково влияние ошибки, внесенной в какой-либо из элементов Луны. Определение рациональных чисел, которые служат коэффициентами, требует огромно [ работы. Если Андуайе нашел несколько ошибок, то они относятся только к членам высшего порядка и они не влияют на точность, заданную таблицами. [c.455]

Сложной инженерной задачей при полете станции "Луна-2" было обеспечение высокой точности выведения последней ступени КА на траекторию полета к Луне точность достижения величины и направления вектора скорости в момент выключения двигателя последней ступени и точность (с ошибкой, не превышающей нескольких секунд) выдержки этого момента, кроме того, с такой же точностью должно быть вьщержано и время старта. На Луну был доставлен вымпел, что явилось [c.15]

Предположим, что в примере из разд. П.3.6 (полет к Луне) единственной ошибкой является ошибка Лф = Г дуги. Найти в первом приближенни ошибки эксцентриситета, величины и ориентации большой полуоси, апогейного расстояния и момента прохождения перигея. [c.379]

Ошибка при определении компромиссного времени запуска описанным выше способом может достигать —20 сек. Однако это время отвечает требованиям проведения итерационных расчетов, связанных с изменением плоскости движения при первой и второй возможностях запуска. После проведения этих расчетов полученные векторы цели, которые принадлежат гиперповерхности, соответствующей изменению плоскости движения, используются для расчета второго приближения компромиссного времени запуска. Нормальные к плоскости промежуточной орбиты векторы снова варьируются, чтобы уравнять веса на траектории полета к Луне. Использование скорректированного компромиссного времени запуска в программе моделирования активного участка показало достаточную точность процедуры уравнивания весов. Это приводило к незначительному расходу топлива на коррекцию среднего участка траектории, связанную с использованием времени запуска, отличающегося от запланиро в анного. [c.99]

Советская промышленность уже в 1975 году освоила серийный выпуск лазеров различных типов, серий ГОС и ГОР, серии ЛГ и др. Они демонстрировались на iMho-гих международных выставках, и вызывали всеобщий интерес [4, 5, 6]. Ускоренными темпами развивалась лазерная техника и в США, Франции, Англии, Италии, ФРГ. В новое научное направление вовлекалось все больше ученых и исследователей. Они принесли новые идеи, часть из которых оказалась давно забытыми старыми. Так, например, использование схемы эксперимента А. Майкельсона, который он приводил еще в npomJioM веке, привело к созданию лазерного гироскопа, а точнее, датчика угловой скорости вращения (ДУС), который отличается от роторного более высокой точностью, широким диапазоном измеряемых скоростей, практически мгновенным включением в работу (не нужно время на раскрутку ротора), малой чувствительностью к перегрузкам [7, 8]. Эти приборы стали использовать в системах навигации и стабилизации. Для решения ряда научных проблем были построены различные локаторы и дально-. меры с лазером в качестве источника излучения. Например, при проведении локации Луны локатор был размещен в Крымской обсерватории и им осуществлялось зондирование поверхности Луны. С тем, чтобы получить отраженный сигнал значительной мощности, на Луну был доставлен зеркальный отражатель, изготовленный французскими учеными и техниками [9, 10]. О высокой точности лазерной локации говорит такой эксперимент.. Он был выполнен сотрудниками обсерватории Мишель де Прованс по американскому спутнику Эксплорер-22 . Этот спутник был также оснащен зеркальной панелью, состоящей из 360 оптических элементов. В локаторе в качестве источника излучения использовался рубиновый лазер. После обработки результатов локации выяснилось, что в момент измерений наклонная дальность от локатора до спутника составляла 1571 км 992 м. Причем это Расстояние было измерено с ошибкой всего 8 м. Такой эксперимент дает ученым возможность составить более правильное представление о форме Земли и о распределении поля тяготения. И если раньше считалось, что поле тяготения имеет сферическую форму, затем стали говорить об эллиптической форме, то теперь о поле тяго- [c.6]

Однако эти траектории, к сожалению, особенно чувствительны к начальным ошибкам. Например, для случая облета Луны с пологим входом в атмосферу, когда горизонтальная начальная скорость на 83,77 М/С меньше параболической, полет продолжается 97гсут и минимальное расстояние от центра Луны составляет 27 ООО км, увеличение начальной скорости всего лишь на 0,2 м/с изменяет высоту входа в атмосферу на 160 км. При ошибке в угле возвышения вектора начальной скорости на треть градуса высота изменится на 100 км. Более тесное сближение с Луной оказывается чреватым еще большей чувствительностью траектории к ошибкам. [c.229]

По мере дальнейшего убывания начальной скорости происходит попарное сближение, затем слияние и исчезновение траекторий классов Сн и Св, и (при положительной начальной секториальной скорости), С и Сн (при отрицательной начальной секториальной скорости). Последними исчезают траектории классов и при отрицательной начальной секториальной скорости. Численный анализ чувствительности облетных и долетных траекторий к ошибкам начальных параметров движения показал, что влияние начальных ошибок тем больше, чем ближе проходит траектория к поверхности Луны. С увеличением наименьшего расстояния траектории от поверхности Луны требования по точности быстро снижаются. [c.264]

Заметим, что для рассматриваемой методики очень существенно использование в расчетных формулах параметров реального (а не эллиптического) движения Луны. Попытка аппроксимировать движение Луны на семисуточном интервале времени формулами задачи двух тел приводит к ошибкам определения геоцентрических координат порядка 1000—2000 км. [c.297]

ЭТИХ стимулов поиск уже не мог прекратиться. Во все времена находилось достаточно людей, которые продолжали исследования из интереса к задаче самой по себе. К тому же по мере уточнения методов наблюдений старые теории становились недостаточно точными или в них обнаруживались ошибки и их надо было заменять (например, развитие Дамуазо теории Лапласа). В последнее время исследования в геофизике и теории приливов (в сочетании с методами лазерной локации Луны) дали возможность более точно вычислять эфемериды Луны. [c.297]

Дж. Эри предложил численный метод уточнения теории Делоне. Его. метод сулил большие выгоды, однако в работе самого Эри, опубликованной в 1886 г., была допущена ошибка. Недавно Эккерт применил метод Эри к основной задаче движения Луны в теории Брауна. [c.298]

Наземный блок обработки информации использовался для компенсации ошибки оценки продольной составляющей положения лунного корабля. В полете Apollo-12 по данным, полученным в течение 5 мин, предшествующих моменту начала активного участка спуска лунного корабля, с помощью основной системы управления и навигации и наземного блока обработки информации оценки ошибки измерения дальности составила +1300 м. Эта величина была сообщена по радио экипажу лунного корабля через 2 мин после начала спуска и введена в основную систему управления и навигации для изменения хранящейся в запоминающем устройстве информации о положении цели, чтобы избежать промаха. В результате такой коррекции полета лунного корабля, Apollo-12 удалось посадить очень близко к КА Surveyor. [c.155]

На корабле Apollo в системах управления и навигации командного отсека и лунного корабля был впервые в практике летательных аппаратов применен ЦАП. Анализ результатов полетов показал хорошее совпадение предсказанных и фактически наблюдаемых процессов управления, поведение угловой ошибки ориентации, отклонений ЖРД на кардане и ошибки поперечной скорости. ЦАП во многих отношениях превосходит аналоговую систему, он не только обеспечивает требуемые динамические характеристики, но и обладает свойствами, недоступными для аналоговой системы. К этим свойствам относятся оценка ориентации и коррекция эксцентриситета вектора тяги, автоматическое изменение коэффициентов усиления по мере выгорания топлива, возможность осуществления различных режимов управления ориентацией и стабилизации. [c.216]

Этап снижения и посадки КА на поверхность любого небесного тела (планеты. Луны) называют спуском. Спуск можно рассматривать формально как обратный процесс по отношению к старту КА с поверхности плакеты. Такой подход возможен только с математической точкн зрения, но в действительности физические процессы настолько отличаются, что для изучения спуска разработали и используют специальные методы исследования. Основными отличительными особенностями спуска аппаратов являются большой уровень кинетической энергии, которую необходимо погасить за конечный интервал времени большие динамические и тепловые нагрузки на экипаж, бортовую аппаратуру и конструкцию спускаемого аппарата (СА) быстротечность и необратимость процесса спуска, что повышает цену возможной ошибки и предъявляет высокие (жесткие) требования к системе управления спуском. [c.368]

В главе Управление на промежуточном и конечном участках траектории полета снаряда рассматриваются главным образом вопросы коррекции баллистической траектории космического снаряда ). Интерес к этой проблеме значительно возрастает в связи с предполагаемыми полетами на Луну и планеты, так как по мере увеличения дальности полета повышается чувствительность траектории свободного полета к ошибке в момент выключения двигателя [1]. Хотя промежуточные коррекции обычно внушают опасения, вследствие связанных с ними баллистических ошибок, очень немногие фундаментальные научные или систематические технические работы посвян ены этой задаче. Много исследований ш,е потребуется выполнить, чтобы создать необходимые для решения этой проблемы методы исследования. [c.695]

В качестве примера рассмотрим спуск искусственного спутника Луны на поверхность Луны. Лунный радиус равен а = 1080 миль, так что для случая /г/а = ОД, рассмотренного выше, к = 108 миль и по-(24.7) = 5240 фут/сек. Если выбрана дальность ф = 90° и применяется минимальная ориентация импульса а = 25°, то требуемый импульс равен ДУ = 225 фут/сеп. Дальность нечувствительна к ошибкам ориентации (бф/ба = 0), но изменяется на 6,5 мили при ошибке в величине импульса на 1 фут,/сеп. Поперечная дальность изменяется на 1 милю при ошибке в азимутальной ориентации импульса на 1 миллирадиан, 24.2.2. Определение положения снаряда. Положение снаряда в период торможения может быть определено с помощью радиоизмерений.. Радиолокационное импульсное или частотномодулированное измерение высоты снаряда посредством радиовысотомера, установленного на снаряде, является сравнительно простым. Однако угловое положение на орбите должно измеряться наземными станциями слежения, если они имеются в наличии. Задача вычисления программы управления снижением спутника является сравнительно несложной. Траектория спуска, вероятно, будет выбираться заранее так, чтобы можно было использовать лишь небольшие участки на кривых коэффициентов погрешностей (см. рис. 24.4 и 24.5, допускающие небольшие регулирования комбинаций величин ду, ф, а), [c.700]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...