Траектория к Венере

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]

Нарушается баланс времени прибытия к Венере и отправления. Траектории не существуют [c.16]

В главе VI формулы предыдущей главы используются для введения понятия о сфере действия. Излагается сущность кусочно конического метода приближенного расчета космических траекторий в качестве примера рассмотрена задача о полете к Венере. [c.10]

Блестящими образцами успешного выбора траекторий для искусственных небесных тел могут служить траектории космических ракет, посланных для облета Луны и для попадания в нее, траектории автоматических межпланетных станций, направленных к Венере и Марсу, и другие. [c.15]

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]

Существует большой класс траекторий облета Венеры с возвращением к Земле примерно через год. Минимальное расстояние от Венеры может при этом составлять от нескольких сот километров до нескольких десятков тысяч километров [4.8]. [c.387]

Поле тяготения Венеры должно уменьшить скорость подлета станции к Венере, чтобы она смогла направиться дальше к центру Солнечной системы. Грубо говоря, участок траектории Венера — Меркурий делается равносильным траектории перелета космического аппарата, посланного к Меркурию жителями Венеры, если бы таковые могли существовать в пекле этой планеты. [c.398]

Высокая требуемая точность и надежность баллистических расчетов вполне оправдана, что видно нз следующих примеров. Скорость полета орбитального комплекса ( Союз—Салют—Прогресс ) определяют с точностью 0,05 м/с, что прн абсолютной скорости полета около 8 км/с составляет 0,0006%. Однако даже эта погрешность приводит к тому, что за один виток (оборот вокруг Земли) КА отклоняется от расчетного положения на 8(Ю м вдоль орбиты, а за сутки — иа 12 км. Отклонение начальной скорости КА на межпланетных орбитах в 1 м/с (при величине скорости = 11 ООО м/с) приводит к тому, что КА прибудет к месту назначения (например, к Венере) с ошибкой более 10 ООО км. При этом следует понимать, что движение КА непрерывно возмущается из-за динамических операций КА, а также за счет многих других факторов, в частности, для ИСЗ за счет неучитываемых колебаний плотности атмосферы. При межпланетных перелетах аналогичные отклонения параметров движения возникают за счет неточности эфемерид (расчетного положения иа небесной сфере) планет Солнечной системы, ошибок астрономических и геодезических постоянных, негравитационных возмущений траектории и др. [c.472]

Затупленная форма спускаемых аппаратов, первоначально выбранная из-за меньшего нагрева аппаратов подобной формы при баллистическом входе в атмосферу, теперь детально исследуется применительно к полетам с подъемной силой, возникающей при движении аппарата под углом атаки. Особенно выгоден планирующий спуск при скоростях входа, больших или равных второй космической. Такие скорости входа являются следствием сложения скорости полета по межпланетной траектории со скоростью свободного падения на Землю и могут варьироваться для рассматриваемых траекторий от 12 до 21 км/с. При возвращении от Марса с облетом Венеры скорость входа составляет 16,3 км/с. [c.285]

В это время стало очевидным, что, прежде чем можно будет соответствующим образом интерпретировать информацию, полученную от станции Маринер-2 , необходимо внести поправки в эфемериды Венеры и, возможно, Земли. После добавления орбитальных элементов планет к совокупности оцениваемых параметров траектории станции Маринер-2 оказалось, что изменение геоцентрического направления на Венеру на О",033 в сторону возрастания прямого восхождения приводит к лучшей увязке данных, полученных в области точки встречи зонда с планетой [31]. По-видимому, еще более важным результатом являлась очевидная возможность определения с помощью указанной информации положения Венеры во время ее встречи с зондом с точностью до сотых долей угловой секунды. Кроме того, гелиоцентрическое расстояние в астрономических единицах должно было определяться со сравнимой точностью- [c.119]

Перелет продолжительностью 300 суток (1971 г.).............. Перелет продолжительностью 400 суток (1971 г.). ............. Перелет продолжительностью 500 суток с облетом Венеры (1975 г.)..... Возвращение к Земле по траектории с максимальной скоростью входа (1976 г.). 14,26 15,49 14,69 22,4 8,49 6,25 7,76 [c.147]

После выхода АМС из сферы действия Земли и до ее подхода к сфере действия Венеры учитываем только влияние Солнца и пренебрегаем влиянием Земли, Венеры и других небесных тел на АМС. При таких условиях траекторию АМС можно теперь считать коническим сечением с фокусом в центре Солнца. [c.223]

Характеристики коррекции траекторий полета к Марсу и Венере рассматривались также в работе А. К. Платонова (1966). Характери- стики коррекции траекторий полета к Юпитеру рассматриваются в работе Р. К. Казаковой, В. Г. Киселева и А. К. Платонова (1967). [c.314]

На рис. 145 показана траектория 1—2—3 полета к Марсу с попутным облетом Венеры (в точке 2) [4.47]. (Участок 4—5 представляет собой траекторию возвращения к Земле экспедиции после [c.388]

На рис. 93 изображены моноэллиптические траектории одногодичного полета с возвращением. Траектории Хд 1 и № 2 изображают полет к Венере и Марсу с возвращением к Земле. Траектория № 3 — полет к Меркурию, Венере и Марсу с возвращением к Земле. Все эти траектории являются чисто кинематическими, так как при определении их параметров не учитываются силы притяжения. [c.741]

Например, для одногодичного полета к Венере н Марсу с возвращением большая ось эллиптической траектории должна равняться 2 а. е., и если афелий такой траектории будет находиться на расстоянии 1,52 а.е. (она касается круговой орбиты с радиусом, равным большой полуоси орбиты Марса), то ее перигелий будет находиться внутри орбиты Венеры, так как расстояние ее перигелия от Солнца вычисляется по формуле [c.741]

Рис. 93. Моноэллиптические траектории одногодичного полета. Траектории № 1 и № 2 изображают полет к Венере и Марсу с возвращением. Траектория № 3—полет к Меркурию, Венере п Марсу с возвращением.

Как и при полетах к Марсу, гомановская траектория может быть осуществлена тем точнее, чем ближе в благоприятный сезон Земля находится к линии узлов орбиты Венеры. Декабрь и июнь с этой точки зрения являются в настоящую эпоху наиболее благоприят-ными месяцами. Эксцентриситет орбиты Венеры ничтожен и практически не сказывается на энергетической стороне полетов к Венере. [c.386]

Планетоцентрическая скорость входа космического аппарата в сферу действия Венеры минимальна при гомановской траектории перелета и равна 2,709 км/с. Соответствуюш,ая минимальная скорость падения равна 10,713 км/с. Можно ее принять за скорость входа в атмосферу (за радиус планеты 6050 км принимается радиус ее верхнего слоя облаков). При негомановском перелете скорость входа больше, так как гелиоцентрический подлет к Венере осуществляется под углом к ее орбите. Чрезвычайно плотная атмосфера Венеры позволяет осуществить аэродинамическое торможение, но предъявляет очень высокие требования к прочности спускаемого аппарата. [c.387]

Допустим для примера, что мы хотим приблизиться к Венере и вернуться на Землю через полтора года, совершив путь по кривой, состоящий из трех по-луэллипсов. Тогда в зависимости от того, будет ли выбран непосредственный путь к планете (траектория /, рис. 43) или предварительное прохождение через определенную афелическую точку (траектория II), решения получаются весьма различными, несмотря на то, что в обоих случаях величины полуосей эллипсов одинаковы. В табл. 21 приведены характеристики обеих [c.123]

Филиалом ОКБ-1 в 1965 г. была проведена модернизация ракеты-носителя Молния . Основные изменения заключались в повышении характеристик системы управления и повышении энергетики ДУ центрального блока. Первый пуск модернизированной ракеты-носителя 8К78М был проведен в 1965 г. с космическим аппаратом Луна-7 . Первый космический аппарат, совершивший мягкую посадку на поверхность Луны Луна-9 был запущен 31 января 1966 года. Были получены первые фотографии поверхности Луны. Впоследствии исследования Луны и других планет с помощью ракеты-носителя 8К78М были продолжены. В период с 1966 по 1972 гг. на траекторию полета к Венере было запущено [c.41]

Гиперболические орбиты являются орбитами движения небесных тел, способных преодолевать поле тяготения основного притягивающего центра. Таковы кометы, навсегда покидающие Солнечную систему, а также космичеС1ше аппараты, стартующие с орбиты ИСЗ при осуществлении межпланетных перелетов к Венере, Марсу, Юпитеру и др. Следует указать, что траектории возвращения КА после полета к планетам также являются гиперболическими, величина скорости которых превышает вторую космическую (параболическую) скорость. [c.76]

При выборе стратегии коррекции траектории движения АМС Вега на участке полета Венера — комета учитывали ошибки радиотехнических навигационных измерений существующих систем, а начальные ошибки реализации межпланетной траектории перелета к комете определялись точностью наведения иа участке подлета к Венере и не превышали 500 км по координатам и 1 м/с по скоростям в момент выхода АМС из сферы действия Венеры. В качестве корректируемых параметров были приняты координаты вектора относительного положения АМС и кометы в орбитальной системе на расчетный момент их встречи. Анализ эффективности независимой трехпараметрической коррекции показал 1) в районе 75...90 сут полета имеется область вырождения матрицы Fg(i ) и, как следствие, резкое увеличение энергетических затрат на коррекцию начальных отклонений корректируемых параметров, связанных с ошибками прогнозирования кометы и наведения станций Вега при пролете их вблизи Венеры (рис. 11.5) 2) существуют два локальных экстремума энергетического критерия качества наведения в интервале 20...50сути 110... 160 сут, для которых предельные характеристические скорости коррекции начальных отклонений корректируемых параметров практически одинаковы (рис. 11.6) 3) на участке подлета к комете (после 240 сут) эффективность коррекции существенно уменьшается (см. рис. 11.5). [c.301]

В настоящее время некоторые виды систем радиоуправления межконтинентальными баллистическими снарядами способны обеспечить спуск контейнера на поверхность Луны с точностью порядка 100 миль. Однака эти же системы привели бы к промаху при полете к Венере или к Марсу на десятки тысяч миль поэтому здесь необходимы системы управления на промежуточном и на конечном участках траектории полета. Весьма возможно, что при осуществлении мягкой посадки на Луну будут применяться некоторые модификации допплеровских радаров, которые измеряли бы скорость спуска, как это делается сейчас в некоторых автопилотах вертолетов. Результат измерения скорости сближения корабля с поверхностью может быть использован как сигнал обратной связи в системе управления скоростью спуска ракеты таким образом, чтобы соприкосновение ее с поверхностью Луны произошло на очень малой скорости. [c.617]

Дается краткий обзор текущих и недавно опубликованных работ, посвященных методам синтеза траекторий для исследования межпланетных операций, связанных с полетами к планетам. Круг рассматриваемых вопросов включает в себя попутный облет Венеры, полеты к планетам за Юпитером, полеты зондов для изучения Солнца с использованием гравитационных полей Юпитера и Венеры, применение импульсных маневров при облете планеты или на гелиоцентрических этапах полета, недавно предложенный комбинированный режим исследования Марса с облетом и посадкой. Кроме того, обсуждаются некоторые специализированные программы для ЭВМ, обеспечивающие расчет характеристик траекторий облета планеты, автоматическое построение контуров тра-екторных параметров и полный анализ траекторий с учетом задач по лета и параметров различных систем. [c.11]

Работы автора и нескольких его коллег в 1962—1963 гг., а также группы под руководством Кларка ( larke) в Лаборатории реактивного движения за тот же период привели к созданию серии трудов, в том числе двух справочников по межпланетным полетам [1,2]. Один из них посвящен проектированию траекторий пилотируемых кораблей для облета и посадки на Марс и Венеру, а другой — траекториям полета беспилотных зондов к тем же планетам. Оба эти справочника позволили рассмотреть всю совокупность траекторий полета к двум ближайшим планетам вплоть до конца нашего века. [c.12]

Однако в связи с почти одновременным и независимым появлением работ Холлистера [3] и Сона [4] картина внезапно изменилась. Оказалось, что сильные синодические флуктуации требуемой энергетики траекторий для быстрого полета к Марсу с возвращением могут быть заметно ослаблены, если по пути к Марсу использовать гравитационное поле Венеры (рис. 1). Тем самым номинально неприемлемые траектории переводятся в разряд реализуемых. [c.12]

Работа Дируэстера, в которой, помимо всего прочего, указывались возможные схемы траекторий для других дат запуска, подтвердила открытие Сона и Холлистера действительно, во многих случаях попутный облет Венеры позволяет значительно уменьшить требуемую начальную массу космического аппарата по сравнению с эквивалентными прямыми перелетами. Это особенно справедливо для многих неблагоприятных лет, когда эллиптичность орбиты Марса приводит к чрезмерно большим конечным скоростям. Траекториям с попутным облетом обычно соответствуют умеренные конечные скорости такие траектории приводят к умеренной продолжительности полета, и требуемая точность [c.13]

С другой стороны, использование гравитационного поля Венеры в большой степени ограничено геометрией взаимного расположения всех трех планет. Эллиптичность орбиты Марса вызывает заметные вариации траекторных параметров, что приводит к дальнейшему усложнению задачи и практически исключает возможность сколько-нибудь серьезной попытки создания обобш,енной теории такого рода траекторий. Таким образом, хотя исследование выборочных групп траекторий, аналогичных рассмотренным выше, может служить для доказательства преимуществ режима попутного облета, тем не менее остается открытым вопрос [c.15]

Траектории с попутным облетом Венеры — не единственная задача, которую решают специалисты по межпланетным полетам в настояш,ее время. Окончательно убедившись в возможностях современных и перспективных систем, они переключили свое внимание на исследование полетов к внешним планетам. В ходе подробного изучения характеристик систем для полетов к Юпитеру и отдельным астероидам [9] Дируэстер составил таблицы траекторий полета к Юпитеру и астероидам Церера и Веста, справедливые для интервала времени 1970—1980 гг. Графики изолиний для этих траекторий и соответствуюп ие численные данные войдут в следующий справочник по межпланетным полетам [10]. [c.17]

Обраш,аясь теперь к возможности облета Венеры для модификации траекторий солнечных зондов, следует упомянуть недавнюю работу Казала и автора [17], в которой сделана попытка улучшить характеристики траекторий таких зондов, облетаюш,их Венеру. Обсуждался специальный класс таких траекторий, когда зонд пролетает ПIM0 Венеры дважды — каждый пролет уменьшает его перигелийное расстояние. [c.23]

Подробное исследование перелета к Меркурию с облетом Венеры было выполнено в работе Ниехоффа [13], которая, в противоположность упоминавшейся выше работе Стермза и Каттинга, посвящена главным образом определению траекторий и весовых соотношений. Данные, представленные в рабо- [c.25]

Кр аткий обзор текущих работ по синтезу межпланетных траекторий. Круг излагаемых вопросов включает в себя исследование двойного облета Венеры, пролета мимо Юпитера к дальним планетам, траекторий солнечных зондов, проходящих вблизи Юпитера или Венеры, изучение возможности приложения больших импульсов при пролете мимо планеты или на определенных этапах межпланетных гелиоцентрических перелетов, недавно предложенную комбинированную схему исследования Марса с облетом и посадкой. Обсуждаются также некоторые специализированные программы для ЭВМ, которые используются для автоматического синтеза траекторий облета планет, автоматического построения сеток траекторных параметров и автоматической оптимизации выбора окончательной схемы перелета. Табл. 1. Илл. [c.236]

Общие требования к системам коррекции межпланетных траекторий рассматриваются в работе А. А. Дашкова (1966). В этой работе на основе анализа свойств траекторий определяются основные требования к точности выполнения коррекции при полете к Марсу, Венере и Луне, а также обсуждаются некоторые возможные схемы ориентации космического аппарата при коррекции. Один из интереснейших методов ориентации космического аппарата вблизи планеты, пригодный для целей коррекции, описан в работе А. А. Дашкова и В. В. Ивашкина [c.313]

Моноэллиптическая траектория, касательная к круговым орбитам Венеры и Марса (рис. 94), характеризуется периодом, равным 1,185 года, и эксцентриситетом 0,357, Такая траектория пересечет земную орбиту второй раз через 1,185 года и, следовательно, Земля будет находиться в этот момент на угловом расстоянии от точки старта, равном 67°. Отсюда следует, что такая траектория с возвращением невыгодна, так как встреча [c.741]

Эрике показал [88], что среди полиэллиптических траекторий полета к Меркурию, Венере и Марсу наиболее выгодными и удобными с точки зрения практической реализации являются полуторагодичные триэллип- [c.742]

Рис. 94. Моноэллиптическая траектория, касательная к круговым орбитам Венеры в Марса с периодом, равным 1,185 года. Она не обладает свойством возвращения в окрестность Земли на первом обороте. Ti —точка старта Г, —положение Земли на орбите в момент второго прохождения аппарата через точку Гь

Рис. 95. Полуторагодичная триэллип-тическая траектория полета к Меркурию, Венере и Марсу с возвращением.

ТЫ полета, орбит Марса и Меркурия и дважды пересекает орбиту Венеры. Среди биэллиптических траекторий не существуют такие, которые касались бы орбиты Земли и в начальный, и в конечный моменты. На рис. 96 приведена биэллипти-ческая траектория полета к Марсу и Венере с возвращением. [c.743]

Если перелет совершается по гомановской траектории, то за гелиоцентрическую скорость входа в сферу действия планеты мы можем принять гелиоцентрическую скорость подлета к орбите планеты-цели, совпадаюш,ую по направлению с орбитальной скоростью планеты. Скорость подлета меньше орбитальной скорости планеты при полете к внешним планетам (Марс, Юпитер и т. д.) и больше нее при полете к внутренним планетам (Венера и Меркурий). Поэтому вход в сферу действия совершается с фронтальной стороны для внешней планеты (планета догоняет космический аппарат) и с тыльной стороны для внутренней (аппарат догоняет планету). Соответственно планетоцентрическая скорость входа для внешних планет определяется по формуле [c.321]

Входная планетоцентрическая скорость всегда оказывается больше параболической, соответствуюш,ей полю тяготения планеты, на границе сферы действия. В случае полета к Марсу или Венере даже с минимальными скоростями (см. главы 16 и 17) планетоцентрическая скорость входа примерно втрое превышает параболическую скорость. При полетах к другим планетам это превышение еш,е больше [4.7 . Поэтому планетоцентрическая траектория внутри сферы действия любой планеты всегда является гиперболой, вследствие чего космический аппарат после входа в сферу действия должен неизбежно через некоторое время покинуть ее, если только на своем пути он не встретит планету или хотя бы ее атмосферу. После выхода из сферы действия гелиоцентрическое движение космического аппарата происходит уже по новой кеплеровой орбите. [c.322]

Минимальная начальная скорость для достижения Венеры, приведенная к поверхности Земли, равна 11,461 км/с. Ей соответствует геоцентрическая скорость выхода из сферы действия Земли 2,496 км/с. Продолжительность перелета по гомановской траектории составляет 146 сут. Начальная конфигурация планет соответствует опережению Венеры Землей на 54,1° (87,8 сут до соединения). Незначительное увеличение скорости отлета с Земли приводит к большому сокращению длительности перелета, так как точка пересечения траектории перелета с орбитой Венеры резко перемещается навстречу Земле. [c.386]

В главе 18 мы коснемся использования поля тяготения Венеры при полетах к Меркурию, а в главе 19 — к Юпитеру. Здесь же заметим, что поле тяготения Венеры может быть использовано для полета в окрестность Солнца. Траектория рассчитывается таким образом, чтобы после пролета Венеры ее перигелий приблизился к Солнцу. Можно так подобрать период обращения после прохождения Венеры, чтобы космический аппарат снова встретил Венеру и в результате перигелий еще больше приблизился к Солнцу. Было рассчитано, что с помощью ракетной системы, состоящей из ракет Сатурн-1 В , Центавр и ]1ершинг , таким путем может быть доставлена полезная нагрузка 272 кг на расстояние 0,1 а. е. от Солнца [4.47]. [c.389]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...