Траектория к Марсу

А Fl — приращение скорости, выводящее ракету со спутниковой орбиты вокруг Земли на переходную траекторию к Марсу, причем превышение этой скорости над скоростью освобождения определяет время перехода [c.320]

Рис. 1. Типичная траектория полета к Марсу с попутным

Рис. 2. Характеристики траекторий полета к Марсу с ожиданием в окрестности Марса и с промежуточным

Возвращаясь к методу импульсных облетов, автор хотел бы рассмотреть весьма интересный вариант полета к Марсу пилотируемого космического корабля, разработанный в последней работе Титуса [22]. Межпланетный корабль отправляется от Земли по траектории, обеспечивающей облет Марса с возвращением без ожидания в окрестности Марса (рис. 11). Когда корабль приближается к Марсу, от него отделяется небольшой экспедиционный отсек и тормозится таким образом, чтобы быть захваченным гравитационным полем Марса. После кратковременного пребывания около Марса экспедиционный отсек стартует с ареоцентрической орбиты ожидания, встречается на гиперболической скорости с основным кораблем и осуществляет стыковку с ним, когда тот уже находится на траектории отправления к Земле. [c.30]

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]

Требования к коридору входа. На межпланетном участке траектории перелета системы навигации, наведения и управления должны функционировать таким образом, чтобы обеспечить попадание аппарата в коридор безопасного входа. Корректирующие маневры пилотируемого космического корабля на траектории перелета к Марсу исследовались в работе [40]. Приведенные в этой работе данные позволяют сравнить найденные выше значения глубины коридора входа с требуемыми значениями, которые определяются возможностями системы управления на межпланетном участке траектории. [c.147]

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]

Если управление парусом осуществляется таким образом, что солнечные лучи падают на него под неизменным углом (это управление просто по идее, но не является оптимальным), то движение космического аппарата вне сферы действия Земли происходит по так называемой логарифмической спирали. Такой программе управления примерно соответствуют траектории, изображенные на рис. 131 (логарифмическая спираль пересекает все круговые орбиты под одинаковыми углами). Подобные перелеты должны быть выгодны с точки зрения их продолжительностей. Описанный выше парус диаметром 300 м при должной неизменной ориентации относительно солнечных лучей доставил бы полезный груз в 0,5 т к Марсу за 247 сут [4.5, 4.29]. [c.347]

Таблица 12. Касательные траектории полетов к Марсу (рис. 138)

Рис. 138. Траектории полета к Марсу, касающиеся орбиты Земли. Арабские цифры на орбитах Земли и Марса указывают положения этих планет в момент сближения космического аппарата с Марсом при движении по траектории, обозначенной соответствующей римской цифрой Цифры с нулевыми, индексами показывают начальные положения Марса.

Если выход на орбиту спутника Марса должен происходить с помощью тормозного ракетного импульса, то требования экономии топлива вынуждают выбирать траектории перелета к Марсу, нуждающиеся в минимальной скорости отлета с Земли. Поэтому сезоны старта к Марсу, близкие к моменту, когда Земля пересекает линию узлов орбиты Марса, наиболее благоприятны для запуска спутника Марса [4.24]. Оптимальная гелиоцентрическая траектория перелета к Марсу, когда ставится задача выхода космического аппарата на орбиту его искусственного спутника, несколько отличается от оптимальной траектории, когда целью является пролет Марса или прямое попадание в него. Причина заключается в необходимости минимизировать сумму импульсов — стартового околоземного и тормозного около Марса, а следовательно, в необходимости учета условий входа в сферу действия Марса. Однако разница в датах старта с Земли составляет не более 10—15 сут [4.38]. [c.375]

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]

Синодический период обраш.ения Юпитера равен 399 сут, т. е. благоприятный сезон наступает каждый год с опозданием немногим больше, чем на месяц, примерно так август — сентябрь 1977 г., сентябрь — октябрь 1978 г., октябрь — ноябрь 1979 г., ноябрь — декабрь 1980 г., декабрь 1981 г.— январь 1982 г., февраль 1983 г., март 1984 г., апрель 1985 г., май 1986 г., июнь 1987, июль — август 1988 г., сентябрь 1989 г., октябрь 1990 г. Наиболее благоприятны те сезоны, которые приходятся на начало января и начало июня, когда Земля находится вблизи линии узлов орбиты Юпитера. При этом январские сезоны особенно удачны, так как в январе Земля находится вблизи своего перигелия, где ее скорость на 1 км/с больше, чем в афелии, проходимом в июне. (Это обстоятельство сказывается сильнее, чем при полетах к Марсу, так как теперь траектория перелета гораздо длиннее.) Старты в январские сезоны сопровождаются наименьшей начальной скоростью из всех возможных (по разным сезонам) начальных скоростей, угловой дальностью, близкой к 180°, наименьшим наклонением траектории перелета, продолжительностью полета порядка 1000 сут. [c.404]

Особый вариант описанной схемы заключается в посылке к Марсу двух кораблей, причем один совершает посадку или выходит на околопланетную орбиту, а другой пролетает планету и принимает на борт экипаж первого корабля после встречи с ним на гиперболической траектории [4.118]. [c.458]

На рис. 170, а и б показаны траектории полета к Марсу и обратно, рассчитанные с учетом эксцентриситета и наклона орбиты Марса [4.25, 4.121]. Предполагается, что двигатель позволяет регулировать величину и направление тяги во время полета. [c.461]

Орбита КА будет близка к орбите отправления, если гелиоцентрическая скорость выхода КА из сферы действия планеты будет равна ее орбитальной скорости. Если выходная скорость КА больше скорости планеты, но одинакова по направлению, то орбита КА будет располагаться вне орбиты планеты отправления. При меньшей и противоположной по направлению скорости - внутри орбиты планеты отправления. Меняя геоцентрическую скорость выхода, можно получить эллиптические гелиоцентрические орбиты, касательные к орбитам внешних или внутренних планет относительно орбиты планеты отправления. Именно такие орбиты могут служить траекториями полета с Земли к Марсу, Венере, Меркурию и Солнцу. [c.117]

Заметим, что космический корабль, летящий по такой траектории на Марс, дважды пересечет орбиту Венеры и в благоприятных условиях может также дважды пересечь орбиту Меркурия. При полете же к Меркурию дважды пересечет орбиты Венеры и Марса. [c.127]

Рис. 4.6. Поля изолиний межпланетных траекторий полета АМС к Марсу при старте с орбиты ИСЗ

Предполагалось, что большинство систем и оборудования корабля для полетов к Марсу будет аналогичным системам и оборудованию лунного корабля Аполлон (более того, этот проект некоторое время фигурировал под обозначением Аполлон-Икс ), При этом, однако, обитаемый модуль должен иметь гораздо более высокое аэродинамическое качество и более совершенную систему теплозащиты, чем возвращаемая капсула Аполлона , так как при сходе с космической траектории к Земле скорость будет порядка 13-18 км/с. [c.382]

Благодаря применению электроракетных двигателей группе Феоктистова удалось разработать проект ТМК-Э со стартовой массой около 75 тонн, что позволяло надеяться на его выведение за один пуск тяжелой ракеты-носителя. При этом масса корабля на траектории полета к Марсу составляла 30 тонн. [c.390]

Интересны, в частности, результаты теоретических расчетов, выполненных сотрудниками Вычислительного центра Академии Наук СССР и доложенные ими на Всесоюзном съезде по теоретической и прикладной механике в 1964 году. По этим расчетам солнечно-парусные космические корабли, двигаясь по разработанным авторами оптимальным траекториям, могли бы достичь Марса за 122 суток, Венеры—за 164 суток, Меркурия—за 200 суток. Полет к Юпитеру должен длиться 6,6 года, к Урану—49 лет. Близкие данные получены позднее и американскими учеными в частности, полет к Марсу космического зонда весом 91 килограмм с помощью паруса площадью 46 м должен потребовать, по этим данным, 135 суток. [c.694]

Однако один пуск успехом все-таки завершился. 1 ноября 1962 года разгонный блок перевел на траекторию полета к Марсу автоматическую станцию, известную ныне под названием Марс-1 . Почти пять месяцев с ней удавалось поддерживать связь. За это время станция приблизилась к Марсу на расстояние в 195000 километров. По 21 марта 1963 года из-за неполадок бортовой аппаратуры она замолчала . [c.756]

Летом 1970 года такие предложения были выпущены. Планировалось, что в сентябре 1975 года сверхмощная ракета Н-1 выведет на траекторию полета к Марсу автоматиче- [c.765]

Схема полета 5ПМ к Марсу выглядела следующим образом. Станция выводится на межпланетную траекторию двухступенчатым разгонным блоком. При подлете к Марсу выполняется коррекция траектории. Затем посадочный и орбитальный модули разделялись, последний переводился на пролетную траекторию. В это время посадочный модуль входит в марсианскую атмосферу и, используя асимметричный аэродинамический экран, выполняет планирующий спуск. Когда его скорость уменьшается до 200 м/с, экран сбрасывается и аппарат совершает мягкую посадку с включением тормозящей двигательной установки. [c.766]

Рис. 6.34а. Влияние энергетических затрат, связанных со снабжением и сборкой на орбите, на выбор траектории полета межпланетной экспедиции к Марсу.

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]

Часто для уменьшения требуемого угла поворота плоскости орбиты может оказаться целесообразным использовать быстрые перелетные орбиты. При этом скорость Voo становится довольно большой. В этом случае затраты энергии на уход по планетоцентрической траектории и поворот орбиты будут сравнимы с затратами на уход в плоскости эклиптики и изменение наклона переходной гелиоцентрической орбиты в некоторой ее точке. Это относится в особенности к полету к Марсу, орбита которого имеет наклон 1°51. Если желательно осуществить захват у планеты-цели, то полеты по быстрым орбитам оказываются весьма расточительными и в отношении расхода энергии они становятся сравнимыми с полетами, требующими приложения ортогональных импульсов тяги. [c.216]

Траектории быстрых разведывательных перелетов во внутренние области солнечной системы. Естественно, что для полетов любого назначения всегда может оказаться необходимым или желательным совершить перелет но быстрой переходной траектории. Так, при полете к Марсу (рис. 6.48) быстрые переходные орбиты позволяют свести к минимуму расстояние от Земли до Марса в момент прибытия к нему ракеты-зонда. [c.219]

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]

Согласно одному из вариантов посылки АМС к Марсу пассивный участок ее траектории должен начаться на расстоянии 6800 км от центра Земли (то есть на высоте 530 км). Получив в начале пассивного участка геоцентрическую скорость Vf y АМС должна при выходе из сферы действия Земли иметь параболическую скорость относительно Солнца, направленную по касательной к орбите Земли. Какую скорость должна иметь АМС в момент отсечки последнего двигателя Через какое время достигнет АМС орбиты Марса При решении принять те же упрои аюш,ие допуи ения, что и в задаче 5. [c.217]

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]

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]

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]

При полете к Марсу по гомановской траектории тормозной импульс перехода на низкую""орбиту равен 2,128 км/с. о лишь на 0,255 км/с больше импульса, необходимого для выхода на оптимальную орбиту. Как видим, оптимальность этой орбиты не очень ярко выражена. [c.374]

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]

На рис. 167 показана траектория, соответствующая 456-суточной экспедиции к Марсу, начинающейся 28 декабря 1981 г., с временем ожидания 20 сут [4.111]. Траектория полета Земля — Марс близка к гомановской. Траектория Марс — Земля имеет перигелий внутри орбиты Венеры, а афелий — вне орбиты Марса. Сокращение продолжительности экспедиции получается из-за того, что корабль [c.454]

Таблица 12. Касательные траектории полетов к Марсу ( 1 гл. 16) Таблица 13. Межпланетные экспедиции при гомановских траекториях перелетов туда и обратно ( 5 гл. 22)

Имя С. П. Королева, как создателя первых в мире космических ракетных систем, навсегда вписано в историю развития ракетной техники и стало ее знаменем. Но за последние два десятилетия у нас в Союзе выросли и развились и новые самостоятельные научно-технические школы, решающие вопросы ракетной техники на более высокой ступени технического развития. Одним из больших достижений последних десятилетий явилось создание ракеты-носителя Протон , в несколько раз более мощной, чем ракета, с помощью которой был осун ествлен запуск первого спутника. Начиная с 1965 г. с помощью этого носителя было обеспечено выведение на орбиту серии спутников и орбитальных станций массой до 20 т. При помощи этого носителя на траектории с облётом Луны был выведен ряд аппаратов серии Зонд , автоматы, доставившие на Землю лунный грунт и обеспечившие исследование Луны при помощи атомата-лунохода. Наконец, носитель Протон в сочетании с новыми дополнительными ракетными блоками, стартующими с низкой орбиты, позволил вывести к Марсу и Венере автоматические станции, совершившие посадку на поверхность этих планет, обеспечил выведение спутников достаточно большого веса на стационарные земные орбиты. [c.15]

Земле не возвращается. Скорости, большие параболической, свойственны траекториям полета с Землн к Марсу и Венере. Правда, надо иметь в виду, что расчет подобных траекторий (не только к планетам, но и к Луне), вообще говоря, не вписывается непосредственно в рассмотренную схему центрального поля тяготения, поскольку приходится иметь дело с грави-тационными полями тяготения нескольких тел, н притяжение Солнца для. межпланетных орбит имеет решающее значение. [c.322]

Кратко рассмотрим экспедицию автоматической межпланетной станции Фобос . Как известно, периодически повторяется такое взаимное расположение планет старта и назначения, когда возможна организация полета АМС по так называемым энергетически оптимальным траекториям. Применительно к Марсу благоприятные ситуации появляются раз в 26 месяцев. В указанное время Марс приближается к Земле на расстояние 90 млц км. Через каждые 15...17 лет наблюдаются великне противостояния упомянутых планет, когда расстояние между ними составляет всего = 56 млн км. В 1988 г. имела место именно такая ситуация. Но это только необходимые астрономические условия далее следует искать такую схему полета, для реализации которой 490 [c.490]

КИМ же блоком, на котором устанавливалась станция. Последовательно срабатывая, блоки могли бы вывести на межпланетную траекторию аппарат массой 8500 килограммов. При подлете к Марсу от станции отделяется спускаемый модуль, а орбитальный аппарат, служащий ретранслятором телеметрии, переводится на пролетную траекторию. Спускаемый модуль выполняет скользящий спуск в атмосфере и посадку на марсианскую поверхность. Используя панорамные снимки, по командам с Земли образцы грунта собираются и загружаются в капсулу, установленную на второй ступени возвратной ракеты массой 2000 килограммов, которая служит для доставки образцов на околомарсианскую орбиту. На орбите капсула стыкуется с аппаратом, запущенным еще одной ракетой Протон-К и содержащим возвращаемый аппарат, в ко- [c.769]

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]

Как показано на рис. 6.5JI, при путешествии к Марсу с последуюп1,им возвраш ением величина потребной характеристической скорости рейса Ai tot возрастет с 31 ООО фут/сек (профиль типа О при = 1,52 а. е.) до 74 ООО фут/сек Ra = 2,2) при сопутствующем уменьшении времени полета до 128 дней. Однако время вынужденного пребывания на спутниковой орбите с ростом Ra также возрастет и полностью нейтрализует выигрыш во времени перелета. Так, при 7 = 2,2 а. е. время t увеличивается до 700 дней и полное время путешествия будет около Т = 956 дней, тогда как при полете но траектории профиля О время путешествия составляет 980 дней. Поэтому профиль 1 более удобен для быстрых перелетов без захвата и, если позволяют энергетические ресурсы, то и для одностороннего рейса с торможением близ планеты или даже с захватом ею и выходом на эллиптическую захватную орбиту, а также для облетных траекторий вокруг Марса (задачи 2-й группы). Однако использование профилей типа 1 не позволяет достичь существенного сокращения полного времени экспедиции, что желательно для выполнения задач 3-й группы. То же относится и к профилям типа 2. [c.223]

Профили типа 3 также малопригодны для обеспечения короткого времени путешествия. Однако среди них существует возможность выбора некоторой оптимальной комбинации расхода энергии и времени полета, соответствующей заданной величине располагаемых энергетических ресурсов. Это было впервые показано Престон-Томасом (Preston-Thomas) [15], и рис. 6.54, взятый из работы [15], иллюстрирует такую траекторию (здесь, однако, изменены единицы измерения и приняты иные обозначения). Верхняя кривая на графике характеризует требуемое увеличение энергии движения в поле притяжения Солнца при полете с орбиты Земли к орбите Марса (которые предполагаются круговыми) при уменьшении времени перелета, соответствующее траектории профиля 2 вторая кривая сверху выражает аналогичную зависимость для профиля 1. Как и следовало ожидать, профиль 2 оказывается менее выгодным для полета от Земли к Марсу, чем профиль 1. При полете по траектории типа 5, пересекающейся как с начальной, так и с конечной планетными орбитами, и при условии, что величина начального импульса A i (рис. 6.54) задана, можно различным образом изменять расстояние перигея этой траектории от Солнца, меняя угол между круговой орбитой Земли и переходной орбитой корабля. В результате требуемый импульс при подходе к орбите Марса, а также и время перелета будут изменяться в зависимости от угла Соответствующая этому случаю кривая на графике пересекается с обеими первыми кривыми. В данном примере величина начального импульса равнялась Ai i = 16 400 фут/сек (5 км/сек). При этом время перелета, как видим, становится минимальным при 0 a 5°, однако этого нельзя сказать об общем требуемом приросте скорости Ai i -Ь Ауц. Оптимальное компромиссное решение достигается при 7 , и его можно считать наилучшим для орбит профиля 3 при величине начального импульса Ау1 = 16 400 фут/сек. При иной величине Avi оптимальному решению соответствует другая точка на плоскости потребная характеристическая скорость — время перелета . Геометрическое место этих точек есть огибающая, представленная третьей (нижней) кривой на графике рис. 6.54. Таким образом, можно подобрать оптимальную траекторию профиля 3, соответствующую заданной комбинации ступеней ракеты, каждая из которых сообщает определенное приращение скорости. При этом, разумеется,. [c.223]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...