Параметр орбиты фокальный

Здесь P — фокальный параметр орбиты. Отсюда м [c.21]

Здесь р — фокальный параметр орбиты, определяющий ее линейные размеры — эксцентриситет орбиты, характеризующий ее форму ( = О — окружность, О < е < 1 — эллипс, е = 1 — парабола, > 1 — гипербола) 1 — истинная аномалия, т.е. угол между осью симметрии (линией апсид) и текущим радиусом-вектором точки Зр и (рр — радиальное и угловое расстояния перицентра Р от притягивающего центра Ql и оси х соответственно. [c.195]

Здесь e — эксцентриситет, P — фокальный параметр орбиты. Отсюда [c.71]

Р — фокальный параметр орбиты, v — истинная аномалия, е — эксцентриситет орбиты. Тогда неравенство [c.169]

В формуле (4.6.8) Rq — экваториальный радиус Земли, 8 — параметр, определяемый величиной сжатия Земли Р — фокальный параметр орбиты. Формула [c.173]

Р, — приведенная нагрузка на лобовую поверхность р — фокальный параметр орбиты 10 [c.10]

Метод Гаусса для нахождения фокального параметра орбиты [c.139]

V6) /) = а (1 — е ) — фокальный параметр или фокальная полу-хорда орбиты (т. е. расстояние от тела до центра притяжения при истинной аномалии 90°) [c.160]

Орбиты (проходящей через начало) и на этой плоскости направление фокальной оси (которую мы будем предполагать ориентированной в сторону перигелия). Для первой цели, очевидно, необходимы два параметра и для второй — один параметр. Для выяснения смысла задаваемых параметров рассмотрим сферу (фнг. 17) с центром в начале координат О и с радиусом, равным единице, на которой координатные плоскости определяют сферический треугольник [c.206]

Эта формула позволяет найти период обращения спутника, если известна большая полуось его орбиты и гравитационный параметр К. Из формулы (1) видно, что при изменении эксцентриситета орбиты или ее малой полуоси Ь или фокального параметра р период спутника не изменится только изменение большой полуоси влияет на период обращения спутника (при данном К)- Формулу (1) можно переписать и так [c.81]

Фокальный параметр р и эксцентриситет орбиты е можно вычислить по формулам из 5 главы II [c.133]

До сих пор орбита спутника принималась невозмущенной. Однако фактические орбиты искусственных спутников эволюционируют под влиянием различных возмущающих факторов. Для орбит искусственных спутников Земли наиболее существенными возмущаю-шими факторами являются влияние атмосферы и влияние сжатия Земли. Как известно [61], влияние атмосферы в первом приближении не вызывает изменения положения орбиты в пространстве, а вызывает только эволюцию формы орбиты. Такая эволюция орбиты при исследовании вращательного движения спутников легко может быть учтена параметрически (введением в соответствующие формулы вместо постоянных значений фокального параметра Р и эксцентриситета е медленно меняющихся со временем значений Р и е). Сжатие Земли вызывает [61] изменение положения орбиты в пространстве, и учет влияния этого изменения на эволюцию вращательного движения спутника нужно рассмотреть специально. [c.251]

Из (П2.13) имеем Р = Ро, то есть фокальный параметр экваториальной орбиты остается постоянным. Это свойство проявляется при любых центральных возмущениях [32] и в некоторой степени характеризует [c.405]

Рис. 2.12. Элементы орбиты на плоскости. р — фокальный параметр, Е — эксцентрическая аномалия 5 — истинная аномалия — перицентр, л, с — большая, малая полуоси и сжатие орбиты

Под влиянием сопротивления атмосферы при движении КА по эллиптической орбите происходят вековые возмущения эксцентриситета е и фокального параметра р, при этом первоначальная орбита с течением времени приближается к круговой. Период обращения монотонно уменьшается, а средняя скорость полета возрастает. Следует отметить, что максимальная скорость уменьшения высоты орбиты приходится на район апогея, а минимальная — на район перигея орбиты. [c.104]

Определение орбиты по двум фиксированным положениям и фокальному параметру [c.137]

Решение задачи определения орбиты по двум положениям и двум соответствующим моментам времени, представленное в 5.2, опирается на предположение об известном значении фокального параметра р орбиты. Задача нахождения параметра р является, таким образом, центральной в решении исходной задачи. Она была решена известным математиком и астрономом Гауссом в 1809 г. Предложенный им метод и в настоящее время [c.139]

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

Полухорда орбиты фокальная — см. Параметр орбиты фокальный Помехи 605 [c.724]

Иногда вместо элементов а н е используют радиусы перицегнтра н апоцентра Гп=а(1—е) и Га=а(1+е), а также фокальный параметр орбиты р= а ] — е ). [c.66]

Иэ анализа (3.40) следует, что в первом приближении линия уз> лов прецессирует пропорционально косинусу угла наклона орбиты и обратно пропорционально квадрату фокального параметра орбиты. Причем величина находится в пределах от нуля (для полярных орбит) до некоторого максимального значения (для экваториальных орбит). Периодические возмущения линии уэлов имеют второй порядок малости по отношению к веко вым возмущениям, поэтому график Д 2 = Дц) (по крайней мере, за один виток) представляет собой почти прямую линию. [c.102]

Первой космической или круговой скоростью называется та наименьшая скорость, которую нужно сообщить телу на геоцентрическом расстоянии, равном радиусу Земли, для того чтобы оно могло стать искусственным спутником Земли. Такой скоростью обладает спутник Земли, обращающийся вокруг нее по кругомой орбите. Так как эксцентриситет круговой орбиты е = О, а ее фокальный параметр равен радиусу орбиты р = го, то из формулы (24.16) получим [c.431]

В этих формулах p, — фокальный параметр эллипса, т, — момент прохождения планеты через нериг елий своей орбиты. [c.136]

В. С. Новоселовым (1963), а оптимальный компланарный перелет между орбитами — С. Н. Кирпичниковым (1964). Условия оптимального-импульсного перехода космического аппарата, тормозяш,егося в атмосфере планеты, на орбиту искусственного спутника, были подробно, проанализированы В. А. Ильиным (1963). Позже В. А. Ильин (1964, 1967) и В. С. Вождаев (1967) рассматривали задачу определения оптимальной траектории перелета между компланарными круговыми орбитами с использованием методики сфер действия и получили простые алгебраические соотношения между эксцентриситетами и фокальными параметрами для одно- и двухимпульсных перелетов. Еш е одно интересное исследование В. А. Ильина (1967) посвящено приближенному решению задачи синтеза траектории близкого облета Луны с возвращением в атмосферу Земли. В этом исследовании успешно используется замена движения космического аппарата в сфере действия Луны — разворачивающим импульсом поля тяготения Луны. [c.274]

Наиболее просто задачу определения орбиты решают в рамках теории невозмущенного движения КА. Наличие априорной информации в виде конечных соотношений, характеризующих параметры кеплеровой орбиты, позволяет найти искомый результат при задании в качестве известных различных сочетаний параметров положения и скорости КА в начальный момент времени, двух фиксированных положений аппарата, фокального параметра его орбиты и т. д. [c.136]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...