Радиус эффективный Луны

Радиус эффективный Луны 82, 84 [c.724]

Рис, 75. Эффективный радиус Луны. [c.208]

Рис. 2.9. Соотношение полного эффективного и истинного радиусов небесных тел 1 — Юпитер 2 — Земля 5 —Венера 4 — Марс 5 —Луна

Можно сделать ряд заключений об особенностях полета космического корабля, когда он входит в сферу действия Луны. Если пренебречь отклонениями фигуры Луны от сферы, то вклад лунного притяжения симметричен относительно радиуса. Однако из-за влияния земного поля эффективное поле тяготения внутри лунной сферы действия искажается отклонения от радиальной симметрии оказываются наибольшими на обращенной к Земле стороне Луны. [c.388]

Первая модель используется при расчете и моделировании теплового воздействия на КА со стороны Земли и Венеры. Второй тип модели применяется при расчете теплового воздействия Луны. Третья модель характеризует тепловое воздействие на КА со стороны Марса. Отнесение остальных планет Солнечной системы к тому или иному типу более условно из-за недостатка сведений об их радиационных характеристиках. Некоторые характеристики по планетам земной группы приведены в следующей ниже таблице, где Яа — высота верхней границы эффективно-излучающего слоя атмосферы планеты эффективного радиуса R=RQ- -Hg, (здесь — средний радиус планеты). [c.37]

Как отмечалось выше, лунными параметрами прицеливания (т. е. зависимыми переменными в схеме вычислений) являются радиус максимального сближения Ет и широта в селеноцентрической системе координат. Однако эти переменные являются нелинейными по отношению к изменению независимых переменных. Определение широты представляет собой особую проблему, потому что в селеноцентрической системе координат эта задача двузначна (одной и той же широты можно достигнуть при сближении по направлению движения Луны и против направления движения). Для получения эффективной [c.99]

Пусть ракета, стартовавшая с Земли, входит в сферу преобладающего лунного притяжения с нулевой скоростью относительно Земли вследствие орбитального движения Луны скорость ракеты относительно нее будет гиперболической. Поэтому ракета быстро проскочит район преобладающего притяжения Луны и, описав некоторую петлю или иную фигуру, начнет падать к Земле. Если же ракета подходит с нулевой скоростью к седловой точке, в которой притяжения Земли и Луны взаимно уравновешены, то влияние Луны на нее никак не скажется и она начнет падать обратно на Землю, тогда как Луна пройдет мимо. Единственным местом, где ракета может войти в сферу лунного притяжения при нулевой относительно Земли скорости, является окно с радиусом, равным эффективному радиусу Луны, находящееся прямо впереди Луны по ее орбите. В этом случае гиперболическая по отношению к Луне траектория ракеты встретится с лунной поверхностью. [c.84]

В момент, когда приближающийся к Луне космический корабль находится на расстоянии Н от ее поверх.чости и имеет скорость г>о, направленную центру Луны, включается тормозной двигатель. Учитывая, что сила тяготения обратно пропорциональна квадрату расстояния от корабля до центра Луны и принимая, что масса корабля измгняется по закону т = таег (то —масса ракеты в момент включения тормозного двигателя, о — постоянное число), найти а, при котором корабль совершит мягкую посадку (т. е. будет иметь скорость прилунения, равную нулю). Эффективная скорость исгечения газов Ve постоянна. Радиус Луны R, ускорение силы тяжгсти на Луне gn- [c.337]

Плоскость оптимальной коррекции в данном случае есть плоскость, перпендикулярная к оси пучка. Эллипс влияния есть окружность, радиус которой равен времени, оставшемуся до попадания в картинную плоскость. Таким образом, вне зависимости от величин и взаимного расположения скоростей планеты и космического аппарата эффективность коррекции в конце траектории определяется временем, оставшимся до сближения с планетой. Иными словами, эффективность коррекции одинакова при полете к Луне и планетам Солнечной системы, если коррекция производится за одинаковое время до попадания в картинную плоскость. Другим выводом является возможность установки нужного направления двигателя для коррекции вблизи планеты путем вращения аппарата вокруг направления на планету. В работе приводятся простые соотношения, определяющие характеристики коррекции на припланетном участке полета. [c.309]

Полное решение проблемы попадания неуправляемого аппарата в Луну получено В. А, Егоровым [87]. Проблема решалась автором на базе всестороннего численного исследования уравнений движения ограниченной круговой задачи трех тел (Земля — Луна — космический корабль) в сочетании с эффективным применением метода сфер действия (см. ч. V, гл. 2). Кроме того, им найдены многочисленные конкретные траектории попадания, траектории облета Луны, нетривиальные недолетные траектории, т.е. такие траектории, для которых геоцентрический радиус-вектор имеет по крайней мере два максимума, расположенных за лунной орбитой, и минимум, расположенный внутри лунной орбиты (рис. 97). В. А. Егоровым также рассчитаны наиболее важные, с точки зрения практики, траектории облета с пологим возвращением в атмосферу Земли (рис. 98). Этой проблеме посвящена отдельная глава в книге П. Эскобала [90]. [c.744]

Расстояние от центра Луны линии, указываюш.ей направление селеноцентрической скорости входа, называется прицельной дальностью. Максимальная величина прицельной дальности, при которой аппарат еш.е может задеть край Луны, называется эффективным радиусом Луны [3.7]. Эффективный радиус тем больше, чем меньше селеноцентрическая скорость входа в сферу действия Луны (т. е. чем меньше, вообще говоря, скорость отлета с Земли). Он может быть вычислен по формуле [3.7] [c.208]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...