Траектория к Юпитеру

Запуск автоматических искусственных комет по гелиоцентрическим эллиптическим, параболическим или гиперболическим траекториям к Юпитеру, Сатурну и далее, если это будет представлять интерес. Для увеличения грузоподъемности этих ракет их можно запускать с обитаемой космической станции, находящейся на околоземной орбите. Такого рода полеты технически близки к полетам пункта 2 и поэтому могут быть осуществлены в одно время с ними. [c.209]

ПЛОСКОСТИ ЭКЛИПТИКИ после облета Юпитера большое количество численной информации имеется в работе [15], где представлены окна запуска для периода 1967—1978 гг. и соответствующие траекторные параметры. Как было показано в работе [14], траекторию минимальной энергии полета к Юпитеру можно отклонить от плоскости эклиптики [c.21]

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]

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]

Как было показано ранее, полеты во внешнюю область солнечной системы по траекториям минимального расхода топлива характеризуются крайне продолжительными временами перелета, особенно при полетах за орбиту Юпитера. Здесь даже такие малые начальные ускорения, как Ио-< 10" , могут помочь в убыстрении этих перелетов. На рис. 6.63 даны два примера траекторий перелетов с малой тягой к Юпитеру и Сатурну. [c.235]

Основные параметры активного участка и оскулирующей параболы представлены в табл. 6.11. На рисунке показаны гелиоцентрические траектории движения на активном участке, причем выключение тяги производится в момент достижения параболической скорости. Такой режим полета выбран для того, чтобы можно было сравнить его с полетом к Юпитеру по параболической орбите при использовании высокой тяги, рассматривавшимся в разделе 6.6.7. Можно рассматривать также и гиперболическую оскулирующую орбиту в качестве конечного участка траектории [c.236]

Параметры траекторий полета с малой тягой к Юпитеру и Сатурну п соответствующих параболических участков (приближенные данные) [c.237]

Солнце равно 5,20 среднего расстояния Земля — Солнце (5,20-23 000 земных радиусов), а период обращения Юпитера вокруг Солнца равен 11,8 лет. Определить отношение массы Юпитера к массе Солнца (радиус Юпитера равен 11,14 радиуса Земли). Ответ. Масса Юпитера в 1000 раз меньше массы Солнца. 51.28(50.28). Под средним значением [г] радиус-вектора точки, движущейся по эллиптической траектории, понимается величина, [c.393]

Двенадцатого ноября 1980 г. Вояджер-1 прошел на расстоянии 124 200 км от поверхности Сатурна. Открыты два спутника, не имеющие аналогов в Солнечной системе, — они находятся на почти одинаковых орбитах и раз в четыре года обмениваются траекториями. Сближение со спутником Сатурна Титаном — основной целью полета— сделало достижение Урана невозможным аппарат ушел в отдаленные районы Солнечной системы. Другой аппарат Вояджер-2 совершил 9 июля 1979 г пролет Юпитера, а 25 августа 1981 г. — пролет Сатурна. Изображения, переданные двумя аппаратами, обнаружили тонкую структуру колец Сатурна — каждое из них состоит из тысяч отдельных узких полосок (шириной в несколько километров), образованных частицами льда и пыли размерами до 10 см, в которые погружены глыбы размерами порядка 15 м. Система колец представляет чрезвычайно динамическое образование — удалось наблюдать распространяющиеся по спирали волны плотности. Самый главный сюрприз — совершенно невероятная структура кольца Р шириной 200 км с внешней границей, лежащей на расстоянии 2,3 К. На снимках можно различить локальные утолщения и отдельные нити , местами переплетенные, местами параллельные друг другу. Кольцо находится между орбитами двух маленьких спутников — гравитационных пастухов кольца. [c.99]

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]

Рис. 153. Разгон в сфере действия Земли после маневра с помощью солнечной электроракетной двигательной установки на пути к планетам группы Юпитера (пунктир — пассивный полет, числа на траектории указывают число суток после старта).

Траектории полетов к Сатурну, или Урану, или Нептуну через Юпитер наименее чувствительны к начальным ошибкам в сезон 1979 г. [c.408]

В последние годы облет планеты применялся для такого изменения траектории аппарата, чтобы, двигаясь по новой траектории, аппарат мог достичь какой-либо другой планеты. Например, облет Маринером-10 Венеры позволил ему совершить три последующих облета Меркурия Пионер-11 после облета в декабре 1974 г. Юпитера перешел на траекторию движения к Сатурну. В этом разделе будет рассмотрено использование сближения с планетой для изменения гелиоцентрической скорости зонда. [c.377]

Если на рис. 15 Л и В — точки, лежащие на орбите Юпитера, такие, что углы Л57 и BSJ равны 60 , то Л и 5 называются /пре-угольными точками либрации, С грубой степенью приближения, пренебрегая упомянутой выше наклонностью, траектория Троянца относительно Юпитера, так называемый либрационный эллипс, указана пунктирной кривой около Л или В. Отношение осей этого эллипса одно и то же для всех Троянцев. Возможно, что названия этим планетам были даны неудачно, ибо друзей и врагов поместили в тесной близости друг к другу около каждой точки либрации. В интересах небесного мира и гармонии было бы более целесообразно поместить греков вблизи одной точки либрации, а героев Трои вблизи другой. Однако с полным пренебрежением к национальным предубеждениям вся группа малых планет, которыми мы теперь интересуемся, называется троянской группой. [c.122]

Таким образом, введение управления КА на траектории снижения позволяет решить задачу спуска в атмосфере Юпитера на аппаратах скользящего типа, обладающих даже небольшим аэродинамическим качеством К , = 0,3). При этом требования к ширине коридора входа и ограничения иа максимально допустимую перегрузку выполняются. Следует отметить, что приведенная нагрузка на лобовую поверхность не оказывает существенного влияния на ширину коридора входа. Это обстоятельство можно использовать для выбора величины Р с учетом дополнительных критериев. Для увеличения коридора входа следует стремиться к увеличению максимально допустимой перегрузки, аэродинамического качества КА и к уменьшению начальной скорости входа КА в атмосферу [35]. [c.446]

Тяга в пустоте ЖРД RL-10A3-3 составляет 67 кН при давлении в камере сгорания рк = 3,2 МПа и соотношении компонентов х = 5. Удельный импульс двигателя в пустоте /удоо=444с, длина двигателя 1,78 м, диаметр 1 м. Усовершенствованный вариант этого ЖРД, RL-10A3-3A, разрабатывался для автоматических межпланетных станций, выводимых в космос с использованием разгонной ступени Центавр . В первом полете он должен вывести АМС Галилей на траекторию полета к Юпитеру. Удлинение сопла до степени расширения 61 1 позволило поднять тягу до 73 кН при удельном импульсе 446,4 с. Разработчик (фирма Пратт-Уитни ) изучает возможность дальнейшего усовершенствования этого ЖРД путем увеличения степени расширения сопла до 205 и использования топливных пар фтор — водород и жидкий кислород — пропан. [c.245]

Запуск АМС Галилей на траекторию полета к Юпитеру намечено осуществить с помощью разгонного блока Центавр . Управление положением аппарата, коррекции траектории и маневры при выходе на орбиту вокруг Юпитера должна обеспечивать специальная двигательная установка RPM. Она состоит из одного двигателя тягой 400 Н и двух связок по шесть верньерных двигателей тягой 10 Н, работающих на ММГ и АТ. Двигатель тягой 400 Н предназначен для отвода АМС от разгонного блока, выведения на орбиту вокруг Юпитера и маневрирования на ней. На рис. 177 приведено распределение масс конструкции АМС и расходов топлива на различные маневры. Масса конструкции двигательной установки RPM составляет 206 кг. [c.270]

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]

Использование гравитационного поля Юпитера для посылки зондов к Солнцу подробно обсуждалось в работе Портера, Луса и Эджкомба [14], чьи выводы в основном совпадают с результатами Ниехоффа, хотя их исследование коэффициентов чувствительности показало, что продолжительность перелетов может быть уменьшена до двух лет с небольшим ценой некоторых дополнительных затрат топлива по сравнению с затратами на траектории минимальной энергии полета к Юпитеру (рис. 5). Весьма подробное исследование траекторий солнечных зондов с облетом Юпитера провел Минович [15], который составил таблицы соответствующих траекторных параметров для периода 1967— [c.20]

Недавно мы стали очевидцами крупнейшей за всю историю цивилизации космической катастрофы в Солнечной системе — 16 июля 1994 г. комета Шумейкер-Леви столкнулась с Юпитером. Она была открыта 24 марта 1993 г. Годом раньше она близко подошла к Юпитеру и была разорвана приливными силами примерно на 20 осколков, растянувшихся на миллионы километров вдоль траектории. Поэтому последний осколок упал 22 июля. Размер наиболее крупного осколка порядка километра. [c.311]

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]

Гомановский перелет к Юпитеру, начинающийся при скорости 14 км/с, продолжается без трех месяцев 3 года, а параболический более года. Минимальная начальная скорость достижения Сатурна всего лишь на 1 км/с превышает соответствующую величину для Юпитера, но время перелета составляет уже 6 лет. По параболической же траектории Сатурн может быть достигнут за 2,5 года. Все это более или менее терпимо. Однако с остальными планетами группы Юпитера дело обстоит гораздо хуже. Полеты к Урану, Нептуну, Плутону требуют мало отличающихся минимальных скоростей, так как они уже близки к третьей космической. Но продолжительности полетов, как видно из табл. 6 и 7, колоссальны. Полет до Плутона (при его среднем расстоянии) по параболической траектории продолжается более 19 лет 21 января 1979 г. Плутон, двигаясь по своей достаточно вьггянутой орбите, оказался внутри почти круговой орбиты Нептуна и снова окажется дальше от Солнца, чем Нептун, только в марте 1999 г. <он достигнет перигелия в 1989 г), так что по- [c.403]

Большие дальности перелетов к Юпитеру и следуюш,их за ним планет позволяют предполагать большую чувствительность траекторий к начальным ошибкам. Действительно, отклонение величины начальной скорости при полете к Юпитеру на 1 м/с вызывает отклонение в картинной плоскости для гомановской траектории на 340 ООО км, для других траекторий на величину порядка 120 ООО км. На среднем участке полета отклонение на 100 000 км, может быть компенсировано импульсом коррекции порядка 3 м/с. Для изменения длительности полета на 12 ч необходим импульс коррекции около 10 м/с [4.65]. [c.404]

На практике в ближайшем будущем будут использоваться не круговые, а сильно вытянутые эллиптические орбиты. Скорость в перицентре планетоцентрической гиперболы превосходит скорость освобождения у поверхности Юпитера на малую величину. В случае перелета к Юпитеру по гомановской траектории скорость в перицентре планетоцентрической гиперболы, проходящей у верхней границы облаков, равняется 60,693 км/с. При тормозном импульсе 0,5 км/с в этом перицентре космический аппарат перешел бы на эллиптическую орбиту с большой полуосью 4 454 600 км (расчет по формуле (4) в 5 гл. 2) и соответственно апоцентрическим расстоянием 8839700 км = 127,4 г, где г =69400 км — средний радиус Юпитера ее период обращения — 60,7 сут (расчет по формуле (5) в 5 гл. 2). При тормозном импульсе 1 км/с апо-центрическое расстояние 2 797 800 км=40,3 г, период обращения 11,1 сут. (В цитируемых ниже работах размеры орбит определяются обычно в экваториальных радиусах Юпитера.) [c.413]

Гиперболическое прохождение. Гиперболическим прохождением будем называть движение космического корабля в гравитационном поле небесного тела (планеты или ее спутника) по гиперболической траектории относительно этого центрального тела. Например, космический корабль, отправляющийся с Земли в межпланетный рейс, может совершить гиперболическое прохождение близ Луны корабль, движущийся к Юпитеру, Атожет совершить гиперболическое прохождение близ Марса. Гиперболическое прохождение может значительно изменить не только направление полета, но и эксцентриситет орбиты и скорость движения корабля в его [c.195]

Быстрые перелеты во внешние области солнечной системы. Из всех профилей, изображенных на рис. 6.50, последние два 14 и 15), представляющие собой траектории кеплерова движения, в основном предназначены для полетов во внешние районы солнечной системы. По всей вероятности, такие баллистические траектории больше подходят для полетов автоматизированных зондирующих ракет к Юпитеру и Сатурну (задачи 4-й группы), чем для полетов человека в необъятные глубины внешней части солнечной системы. Так как полет по траекториям профиля О требует колоссальных затрат времени, как это видно из рис. 6.43, в данном случае желательно, чтобы переходная гелиоцентрическая траектория была почти параболической или даже гиперболической. На рис. 6.58 представлена зависимость времени перелета от начальной гелиоцентрической скорости (взятой по отношению к величине круговой скорости на орбите Земли) при одностороннем полете к планетам юпитеровой группы. Кружки с точками в центре, находящиеся в левой части графика, соответствуют полетам к Юпитеру, Сатурну и Урану по минимальным траекториям. Наиболее характерной особенностью этих графиков является резкое уменьшение времени перелета при возрастании начальной скорости до параболической. Выход на параболическую траекторию требует добавления к круговой орбитальной скорости на орбите Земли, равной 97 700 фут/сек, еще около 40 ООО фут/сек, это значит, что скорость после выхода с заданной спутниковой орбиты высотой 300 морских миль должна быть равной примерно 53 100 фут/сек, т. е. требуемое приращение скорости должно составить 53 100—24 900 = 28 200 фут/сек. Из графика на рис. 6.42 видно, что для профиля О начальный прирост скорости при полете к Юпитеру равен примерно 21 500 фут/сек, при полете к Сатурну —27 ООО фут/сек и к Урану — 25 ООО фут/сек. Поэтому добавочная ступень, обеспечивающая прирост Лу = 6700 фут/сек, могла бы уменьшить время перелета к Юпитеру с 2,9 года до 2,1 года при приросте Аг = 3200 фут/сек — время перелета к Сатурну с 6 лет до 2,7 года при приросте [c.227]

В нулевом приближении орбита планеты (для определённости далее будем говорить о Земле) является эл липсом. Положение Земли на орбите определяется заданием момента времени t и шести постоянных (по числу степеней свободы тела — три компоненты координаты q три компоненты скорости) большой полуоси эллипса а, эксцентриситета 6, долготы узла й (характеризующей угол между осью х и линией узлов, к-рая определяется пересечением плоскости эллппса с фиксированной координатной плоскостью ху), угла наклона i плоскости эллипса к плоскости xjj, долготы перигелия to характеризующей угол между радиусом-вектором перигелия и линией узлов), т. н. ср. эпохи х (определяющей момент времени прохождения планеты через перигелий). Параметры а, 6 задают форму эллипса, углы 2, i определяют положение плоскости эллипса в пространстве, aw — положение эллипса в его собств. илоскости, параметр т фиксирует начало отсчёта времени. Обозначим через J=l,.. . , 6 набор из псрсчисл. постоянных. Орбита другой планеты (для определённости — Юпитера) также характеризуется заданием своих шести постоянных I/. При учёте взаимодействия с Юпитером орбита Земли искажается и ун(е не является эллипсом. Но если в какой-то момент времени f(, выключить это взаимодействие, то с данного момента -Земля снова начнёт двигаться по эллипсу, касательному к реальной орбите. Её траектория при будет характеризо- [c.302]

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]

Результаiь исследования чувствительности требуемой начальной скорости показали, что наилучшей датой запуска космического аппарата к Сатурну с попутным облетом Юпитера является 1979 г. и что запуски к Урану и Нептуну с облетом Юпитера также лучше всего осуш,еств-лять в 1979 г. Многие из этих траекторий после пролета планеты назначения иногда выходят за пределы солнечной системы. Оптимальная возможность запуска аппарата к Плутону с облетом Юпитера наступает несколько раньше — в [c.19]

Одной из возможностей использования гравитационного поля Юпитера является отклонение траекторий космических зондов от плоскости эклиптики, что позволит производить научные наблюдения на больших эклиптических широ тах. Портер, Лус и Эджкомб в своей работе [14] исследовали эту возможность и рассмотрели два способа облета Юпитера с выходом из плоскости эклиптики поворот плоскости орбиты зонда на 90° после пролета Юпитера и поворот с максимизацией составляющей вектора скорости зонда, нормальной к плоскости эклиптики (рис. 6). Хотя при первом способе поворота траектории зонд пройдет над Солнцем, [c.20]

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]

На границе сферы действия величина гелиоцентрической скорости выхода аппарата может существенно превысить значение Двигаясь по новой траектории, аппарат может достичь следующей планеты. Например, при полете американской станции Нионер-11 к Сатурну был использован гравитационный удар в поле тяготения Юпитера. Вояджер-2 разгоняли по очереди Юпитер, Сатурн и Уран. Нолет [c.161]

На границе сферы действия величина гелиоцентрической скорости выхода аппарата может существенно превысить значение Двигаясь по новой траектории, аппарат может достичь следующей планеты. Например, при полете американской станции Пионер-11 к Сатурну был использован гравитационный удар в поле тяготения Юпитера. Вояджер-2 разгоняли по очереди Юпитер, Сатурн и Уран. Полет к Урану по гомановской траектории продолжался бы 16 лет, а к Нептуну — 30 лет. Подходящая для такого разгона аппарата конфигурация внешних планет ожидается в 2155 г. цукнеп [c.107]

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]

Разумеется, многопланетные траектории, да еще столь длинные, как описанные, весьма чувствительны к малейшим отклонениям от расчетных характеристик при пролетах планет. Отсюда вытекают высокие требования к бортовым навигационным системам Должно быть учтено также влияние притяжения четырех больших ( галилеевых ) спутников Юпитера — Ио, Европы, Ганимеда, Каллисто [4.381. [c.410]

С помощью поля тяготения Юпитера можно значительно удалиться от плоскости эклиптики. При движении по траектории, близкой к гомановской, при должном входе в сферу действия Юпитера плоскость движения после выхода из с( ры действия может быть отклонена от плоскости эклиптики на угол немногим более 23 . Можно добиться поворота на угол 90°, но для этого требуется большая скорость отлета с Земли [4.471. [c.411]

Все траектории, рассчитанные на ЭВМ Г4.95, 4.961, характерны тем, что космический аппарат, покинувший сферу действия Земли с помощью ЖРД, удаляясь от Солнца, сначала разгоняется, а затем тормозится посредством ЯЭРДУ таким образом, что в некоторый момент происходит разворот и начинается попятное движение к Солнцу (падение с реактивным разгоном), но уже с обратным обращением. Операция требует гораздо меньшего времени для своего завершения по сравнению с облетом Юпитера. В принципе момент еще не упущен Кроме того, место встречи теперь ближе к Земле, а полезная нагрузка больше. На рис. 163 показана типичная траектория встречи с кометой Галлея. Она соответствует запуску I июня [c.437]

Для полета к Солнцу целесообразно использовать гравитационное поле Юпитера. Так, прп оптимальном маневре максимальное возможное приращение скорости КА может достигать 42,7 км/с. При входе в сферу действия Юпитера по параболической траектории возможное приращение скорости КА за счет гравитационного маневра уменьшается до 30 км/с. Если же подлет КА к сфере действия Юпитера происходит по траектории типа Гоманна, возможное приращение скорости составляет 10 км/с. Между тем, если рассматривается задача пролета Солнца на расстоянии Гп = 0,2 а. е, а радиус афелия Га = 5,2 а. е. достигает орбиты Юпитера, то тормозной импульс скорости в афелии траектории равен 3,76 км/с (при этом время полета на гелиоцентрическом участке 4,7 лет). Следовательно, возможности коррекции скорости КА за счет гравитационного маневра в сфере действия Юпитера оказываются существенно больше, чем требуется для реализации такой траектории. [c.330]

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]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...