Разгон Луной

НО проходимые в обратном направлении — из бесконечности в район Луны и оттуда к Земле. При этом Луна могла бы уменьшить скорость космического корабля на 1,5 км/с (если бы корабль прошел очень близко от ее поверхности), но скорость падения на Землю уменьшилась бы только на несколько десятков метров в секунду. Ради такого ничтожного торможения вряд ли следует подвергать космонавтов риску столкнуться с Луной накануне возвраш,ения на родную планету. Да н маловероятно, чтобы Луна в нужный момент оказалась на пути межпланетного корабля (то же, впрочем, относится к попыткам разгона Луной при отлете с Земли). [c.236]

Разброс начальных условий при полете к Луне 136 Разгон Луной 83, 94 Размеры солнечной системы 707 Ракета 399 [c.725]

Выведенная на орбиту спутника Земли станция после включения разгонного ракетного блока получила разгон до второй космической скорости и вышла на траекторию полета к Луне. 1 февраля в 22 час 29 мин по московскому времени на основании данных службы траекторных измерений была произведена коррекция траектории, а к 16 час 3 февраля — при подлете к Луне — на борт станции были переданы исходные данные для проведения ее ориентирования по лунной вертикали и последующего торможения. В 21 час 44 мин 42 сек на высоте около 75 км от лунной поверхности [c.431]

Если учесть, что на участке разгона от промежуточной спутниковой орбиты, участках коррекции траектории свободного полета и участках торможения при подходе к поверхности Луны необходима принудительная ориентация и стабилизация летательного аппарата, то можно представить, сколь сложным является разумное (оптимальное) воплощение спроектированных траекторий космических полетов и какие интересные задачи науки и техники пришли из космонавтики в современную механику. [c.42]

Другим комплексом вопросов, связанным с проектированием орбит, является исследование потребных точностей реализации выбранной номинальной орбиты и выбор метода коррекции, В тех случаях, когда полет осуществляется без коррекции траектории в пути, проблема заключается в выявлении области отклонений параметров в конце участка разгона, чтобы основная задача полета могла быть решена, если отклонения не выходят за пределы указанной области. Например, если целью полета является достижение Луны, то ищутся такие отклонения параметров выведения, при которых орбиты проходят через Луну и, значит, достижение Луны реализуется. Естественно, что чем менее стеснительными являются ограничения на область разброса параметров выведения, тем проще реализация полета, тем меньше требования к точности аппаратуры, обеспечивающей выведение, тем меньше вес этой аппаратуры и выше ее надежность. Поэтому желательным является выбор таких орбит космического полета, которые допускают наибольшие отклонения параметров выведения. Это требование может находиться и обычно находится в противоречии с энергетической оптимальностью орбиты, и эта ситуация является характерной в вопросах проектирования орбит. [c.270]

Вот почему в космонавтике всегда стараются по возможности избегать вертикальных траекторий и траекторий, у которых начальная скорость пассивного участка (т. е. конечная скорость участка разгона) круто наклонена к горизонту, и предпочитают этим траекториям те, которые начинаются если не совсем горизонтально, то все-таки достаточно полого, т. е. траектории, подобные показанным на рис. 17. Для космонавтики это очень важное обстоятельство, так как при нынешнем уровне развития ракетной техники потерями скорости никак нельзя пренебрегать. Если при запуске искусственных спутников Земли всегда возможен (и необходим) пологий разгон, то при полете к Луне и планетам дело обстоит гораздо сложнее и приходится прибегать к довольно сложному маневрированию, а именно к старту с промежуточной околоземной орбиты. С этим методом мы познакомимся в третьей и четвертой частях книги. [c.76]

При разгоне с орбиты станция получила скорость, обеспечивавшую достижение Луны через 3,5 сут. Благодаря этому в момент прилунения станция должна была быть наблюдаема с Земли высоко над горизонтом. Как видно из графика на рис. 69, траектория полета была близка к траекториям минимальной скорости. Скорость соударения с Луной, которую нужно было погасить при посадке, равнялась 2,6 км/с. Ее можно было бы уменьшить, уменьшив скорость схода с околоземной орбиты, но это привело бы к большей чувствительности траектории перелета к ошибкам и, как следствие, к возрастанию количества топлива для коррекции, от чего полезная нагрузка станции только бы уменьшилась. [c.213]

После выхода на траекторию полета к Луне станция Луна-9 (рис. 77) отделилась от разгонного блока. Ее масса составляла 1583 кг. Станции было придано вращение вокруг оси, перпендикулярной к направлению на Солнце. Это обеспечило постоянный температурный режим станции. [c.213]

Рис. 77. Станция Луна-9 после отделения от разгонного блока 1 — автоматическая лунная станция, 2 — отсек системы управления, 3, 4 — отделяемые отсеки с аппаратурой, 5 — ЖРД, 6 — малые управляющие двигатели, 7 — бак окислителя, 8 — бак горючего, 9 — микродвигатели системы ориентации, 10 — баллоны с запасом газа для них, 11 — радиовысотомер, 12 — антенна радиовысотомера.

Геоцентрическая скорость выхода из сферы действия Луны может быть меньше, равна или больше геоцентрической скорости входа. В последнем случае роль притяжения Луны сводится к дополнительному разгону космического аппарата, который в принципе позволяет сэкономить какое-то количество топлива ракеты-носителя, направляющей аппарат в межпланетный полет. [c.234]

На рис. 91 [3.1] показаны возможные типы траекторий, дающих максимальный разгон космического аппарата Луной. Участки траекторий до сближения с Луной сильно напоминают траектории попадания. Но теперь аппарат должен пролететь вблизи поверхности Луны и затем выйти из сферы действия Луны в направлении, близком к направлению движения Луны. При этом переносная скорость движения Луны наилучшим образом прибавится к относительной (селеноцентрической) скорости космического аппарата. [c.234]

Максимальный разгон получается при скоростях отлета с Земли, близких к минимальным. Величина разгона, т. е. превышение геоцентрической скорости выхода из сферы действия Луны над геоцентрической скоростью входа, составляет примерно 1,5 км/с [3.1]. Один этот избыток уже превышает скорость освобождения от земного тяготения на орбите Луны. Следовательно, итоговая геоцентрическая скорость выхода и подавно будет гиперболической, т. е. аппарат заведомо покинет сферу действия Земли. Итак, послав с Земли космический аппарат с эллиптической скоростью, мы можем, использовав вместо энергии топлива возмущающее воздействие поля тяготения Луны, совсем выбросить его из сферы действия Земли. [c.235]

Но стоит ли игра свеч Такой ли это большой выигрыш скорости— 1,5 км/с Не следует забывать, что этот разгон получен в районе орбиты Луны. Между тем нам известно, что если при начальной скорости 11,09 км/с космический аппарат в случае горизонтального запуска приходит к орбите Луны со скоростью 0,2 км/с, то уже при параболической скорости 11,19 км/с он пересечет эту орбиту со скоростью 1,4 км/с. Расчет показывает, что разгон, составляющий 1,5 км/с, в районе орбиты Луны может быть получен (и гораздо проще ) увеличением скорости отлета с Земли на несколько десятков метров в секунду. Таким образом, вряд ли имеется практический смысл в разгоне космического аппарата Луной. [c.235]

То же самое — и, пожалуй, в еще большей степени — относится и к использованию лунного притяжения для торможения космического корабля, возвращающегося из межпланетного перелета, хотя теоретически такая возможность существует для этого могли бы служить траектории, аналогичные траекториям разгона. [c.235]

Однако и не всякая пролетная траектория, позволяющая вблизи Луны выйти на орбиту спутника Луны, может оказаться подходящей для экспедиции на Луну. Если существует неуверенность в том. Что двигатель космического корабля включится при попытке перехода на окололунную орбиту, то пролетная траектория должна быть траекторией возвращения. Тогда при такой аварийной ситуации будет гарантирован автоматический возврат космонавтов на Землю (хотя бы при условии последующей успешной коррекции траектории). Траектории же полета к Луне, приводящие к разгону корабля и выбросу его из сферы действия Земли, несут элемент риска. [c.269]

Ступени S-IVB при полетах кораблей Аполлон-И и Аполлон-12 затем получали небольшой импульс путем слива остатков топлива и, перейдя на новую орбиту, разгонялись потом в сфере действия Луны и покидали сферу действия Земли. Во всех последующих полетах ступени направлялись на Луну для искусственного возбуждения сейсмических колебаний лунной коры, эквивалентных последствиям взрыва 11 т тринитротолуола (скорость удара при [c.283]

По более позднему варианту плана (начиная с полета Аполлона-13 ) на орбиту снижения с высотой периселения 15 км с помощью маршевого двигателя основного блока должен был переводиться весь корабль Аполлон прямо с начальной эллиптической орбиты, и отделение лунного отсека производится уже после этого. Основной блок затем с помощью разгонного импульса [c.285]

Начиная с полета Аполлона-14 , после выхода в точке 2 (рис. 110) на начальную орбиту и увеличения в точке 5 скорости на 4,6 м/с осуществлялся переход в точке 4 на траекторию перехвата, затем следовали коррекции 5, б, разгон 7, выход 8 на орбиту основного блока и стыковка вся операция от старта до стыковки занимала лишь 1 ч 45 мин. Переход к ней объяснялся возросшей уверенностью в надежности двигательных систем лунного корабля. [c.288]

Основной блок после некоторого периода обращения вокруг Луны разгонялся с помощью маршевого двигателя на 0,9-Ь 1,0 км/с, что доводило его селеноцентрическую скорость до примерно 2,5 км/с. [c.289]

Более детально разработана проблема использования Луны в качестве сырьевой базы для индустриальных комплексов на орбитах вокруг Земли. Предполагается, что из лунного реголита, залегающего на поверхности, могут быть добыты металлы, а также такие хорошие строительные материалы, как стекло и керамика [3.52]. Добытое сырье, заключенное в контейнеры, будет разгоняться с огромными ускорениями (порядка 500 в электромагнитных пушках , причем будет использоваться магнитная подвеска. Этот принцип предлагается для поездов и на Земле (в Японии ожидался пуск такого экспресса, развивающего скорость 300 км/ч и связывающего Токио с окрестностями), однако подлинный эффект должен достигаться на Луне в отсутствии атмосферы — возможно достижение скорости 10 км/с. Агрегат массой 3500 т сможет в течение года выбрасывать с Луны в горизонтальном направлении 600 ООО т породы [3.53]. Порода накапливается вблизи точки либрации 2 в помещенном там коническом мешке. По расчетам для накопления массы 100 ООО т мешок должен иметь длину 150 м и диаметр основания 50 м и обладать массой 6157 т (из которых только 137 т приходится на сам мешок, а остальное на двигатель, баки с топливом и ядерную энергетическую установку) [3.54]. Если бы можно было решать задачу прибытия в точку в рамках ограниченной задачи двух тел, то следовало бы установить электромагнитную пушку в центре видимой стороны Луны и совершать перелеты в 2 по полуэллиптической траектории (продолжительность перелета 6 сут, начальная скорость близка к параболической — 2,4 км/с). Но здесь мы вынуждены оставаться в рамках задачи трех тел. Поэтому наша пушка должна быть расположена на плоскогорье в [c.299]

Разгон (торможение) с использованием поля притяжения Луны. При близком облете Луны можно за счет пертурбационного (возмущающего) эффекта изменить параметры геоцентрической траектории КА. [c.267]

На рис. 7.15 построены нормированные геоцентрические скорости Гз при вылете КА из сферы действия Луны после гравитационного разгона. Видно, что максимальные величины Гз достигаются при а = 80°—100°, т, е. когда вектор геоцентрической скорости КА на входе в сферу действия почти перпендикулярен вектору орбитальной скорости Луны. Величины максимума зависимости Гз(а) увеличиваются с увеличением нормированной скорости входа Рг. Расчеты показали, что при оптимальных значениях угла а величина нормированного приращения скорости в процессе гравитационного разгона АГг = 0,95—1,0 в зависимости от Гг, а угол б между векторами геоцентрической скорости КА при вылете из сферы действия и орбитальной скорости Луны близок к 40°. [c.271]

Рис, 7.16. Схемы траекторий максимального гравитационного разгона с помощью Луны а — облет Луны по часовой стрелке б — облет Луны против часовой стрелки [c.272]

Вместе с тем необходимо отметить, что использование гравитационного поля Луны для дополнительного разгона КА представляет скорее теоретический, чем практический интерес. Действительно, максимальное возможное приращение скорости КА составляет около 1,5 км/с. Такую же разницу в скорости КА на расстоянии орбиты Луны можно получить, если повысить на несколько десятков метров в секунду его начальную скорость при старте с околоземной орбиты. По-видимому, такое увеличение скорости более оправдано чем реализация близкого облета Луны [38]. [c.273]

Основными (маршевыми) ДУ (РД) называют двигательные установки, обеспечивающие основное увеличение скорости PH, искусственного спутника Земли (ИСЗ), космического корабля (КК) или космического аппарата (КА) при их разгоне и снижение скорости КК или КА при их торможении (например, для спуска с орбиты на Землю или для перевода КК или КА на орбиту спутника другой планеты или Луны). [c.11]

В 1927 году во Франции появился новый проект метательной машины для запуска снаряда к Луне. Па этот раз вместо вращающего колеса бьшо предложено использовать круговой туннель диаметром в 20 километров с проложенным внутри рельсовым путем. По этому пути должна бьша разгоняться тележка особой конструкции с коньками вместо колес. Движение тележки осуществлялось за счет вращения ротора, закрепленного внизу ее рамы и приведенного в сцепление со статором, проложенном внутри рельсов по всей их длине. Воздух внутри туннеля предполагалось сильно разрядить для уменьшения сопротивления движению снаряда. [c.44]

Ракета стартует в вертикальном положении, разгоняясь с набором высоты. Полет до Луны проходил на скорости 60 км/с, до Марса — 800 км/с, до Сатурна — 1200 км/с. [c.70]

Во-первых, это двигатели разгонные и тормозные, служащие для вывода космического объекта с земной на планетарную орбиту и обратно, а также для посадки на Луну и планеты двигатели для коррекции и изменения параметров орбиты для совершения маневров на орбите при стыковке космических кораблей и т. п. Эти двигатели имеют тягу порядка 10 —10" Н. Во-вторых, это двигатели, предназначенные для обеспечения стабилизации и ориентации космического ЛА в пространстве компенсации малых изменений орбиты, происходящих вследствие малых изменений гравитационного поля и других малых возмущений коррекции импульса более мощных двигателей создания линейных ускорений с целью разделения газа наддува от жидкого компонента при запуске больших двигателей. Все эти двигатели отличаются малыми значениями тяги (10 —10" ) Н, имеют специфические особенности режимов работы по длительности действия, регулирования режима, многократности запуска, работы в условиях космоса, невесомости, длительности существования и т. п. [c.346]

В ноябре 1912 г. на заседании Французского физического общества сделал свой доклад по проблемам теоретической космонавтики Р. Эсно-Пельтри (доклад был опубликован в 1913 г. [12]). В работе был дан вывод уравнения движения ракеты (по существу, аналогичного уравнению Циолковского), сделан анализ энергетических затрат, необходимых для отрыва ракетного снаряда от Земли и совершения им перелета на Луну (с посадкой). Приняв максимальную перегрузку при разгоне ракеты равной 1,1 и очень низкое отношение масс одноступенчатой ракеты, Эсно-Пельт-ри получил очень высокую потребную скорость истечения, практически нереальную для химических топлив. В результате был сделан вывод, что перелет на Луну или планеты возможен лишь с использованием радия. [c.440]

Может случиться, что точностл исполнения программы на участке разгона окажутся недостаточными и траектория свободного полета не будет пересекать поверхность Луны. В этом случае траекторию надо исправить включением в каком-то месте и на какое-то время корректирующего реактивного двигателя. При выборе траектории свободного полета мы должны отдать предпочтение таким траекториям, которые допускают возможно более простое и экономное исправление . Одновременно возникает задача оптимизации коррекции, т. е. такого выбора орбиты (траектории) и такого размещения на ней точек коррекции, чтобы исполнение коррекции требовало минимального суммарного импульса и минимального дополнительного веса на борту космической станции [c.20]

Ловороту плоскости орбиты может способствовать и аэродинамический маневр при наличии подъемной силы — проход через атмосферу планеты, хотя и требующий довольно сложного управления, но приводящий к экономии топлива. Например, можно почти полностью избавиться от последнего импульса при переходе через бесконечность, так же как это делается вообще при возвращении из района Луны (см. 3 гл. И). Но и при низкой орбите возможен такой маневр [2.111 тормозной импульс заставляет спутник сойти с орбиты, чтобы затем, войдя в плотные слои атмосферы (граница на высоте 100 км), совершить в них вираж и выйти из них уже в другой плоскости со скоростью меньшей, чем скорость входа. Остается теперь двумя разгонными импульсами вывести спутник на орбиту прежней высоты, заодно увеличив еще несколько отклонение плоскости орбиты. Для реальных значений аэродинамических коэффициентов и высоты орбиты до 600 км таким путем можно повернуть орбиту на 40н-50°, выиграв по сравнению с чисто ракетным поворотом массу топлива, составляющую от 0,2 до 0,3 начальной массы спутника на орбите. [c.119]

Максимальной угловой дальности полета соответствует случай, когда упрежденная Луна находится в самой южной точке своей орбиты, а плоскость полета проходит через земную ось, т. е. наклонена к плоскости земного экватора на 90°. Если не учитывать вращения Земли и некоторых иных обстоятельств, то такая плоскость была бы наилучшей. Однако полет в этой плоскости заставил бы отказаться от дарового прибавка скорости вследствие суточного вращения Земли (см. 1 гл. 3). Воспользоваться им можно только при разгоне в восточном направлении, а это вынуждает к некоторому компромиссу—отказу от максимальной угловой дальности. Кроме того, желательно выбрать направление разгона так, чтобы траектория не проходила над населенными пунктами, чтобы ей соответствовала сеть наблюдательных станций, и т. д. [3.3]. Первые советские космические ракегы направлялись к Луне в плоскостях, образующих угол 65° с плоскостью экватора [3.4]. [c.197]

Все последующие советские запуски в сторону Луны и большинство последующих американских сопровождались стартом с орбиты. Преимущества старта с орбиты перед непрерывным участком разгона слишком очевидны, чтобы не воспользоваться первым, несмотря на некоторые недостатки этого метода, требующие преодоления различных технических затруднений. Желательно, чтобы точка схода с орбиты была в пределах радиовидимости наземных станций, а это не всегда возможно, так как пассивный участок полета по круговой орбите может быть довольно велик [3.3]. Вообще, чем длиннее этот участок, тем существеннее могут оказаться навигационные ошибки поэтому траектории 3 и 4 на рис. 71, в выгоднее, чем траектории 5 и 4, и если они избраны, то старт лучше производить в момент, когда космодром находится в точке В, а не в точке А. [c.201]

Сфера действия Луны как бы подхватит аппарат на подходе к орбите Луны, разгонит подобно праще, чтобы выбросить из сферы дейсгвия Земли. При этом чем меньше скорость отлета с Земли, тем больший разгон способна сообщить Луна. Объясняется это тем, что притяжение Луны слабее воздействует на быстрое движение, чем на медленное. [c.235]

В течение месяца вектор скорости Луны принимает любое направление в плоскости лунной орбиты, что позволяет получить разгон в произвольном направлении. Однако максимальный разгон можно получить только в том случае, если аппарат пролетит очень близко от поверхности Луны. Но для этого нлжно обеспечить слишком большую точность в соблюдении начальных условий при ошибке 1 м/с расстояние траектории до Луны может уменьшиться на 100 км и вместо разгона аппарат врежется в Луну. Таким образом, если мы хотим сэкономить топливо, использовав тяготение Луны, то должны пожертвовать каким-то его количеством для коррекции. [c.235]

Пусть старт с Луны дается в тот момент, когда Луна находится в точке Л о (рис. 99, а). Ввиду отсутствия у Луны атмосферы разгон может совершаться полого (как показано на рис. 99, а), что уменьшит гравитационные потерн, но может совершаться и вертикально, что упрош.ает управление стартом. Селеноцентрическая гиперболическая траектория в сфере действия Луны показана на рис. 99, б. (В случае вертикального старта это была бы проходяш,ая через центр Луны прямая, параллельная асимптоте гиперболы.) Космический аппарат выходит в точке К к границе сферы действия Луны со скоростью в тот момент, когда Луна находится в точке Лг. Fro геоцентрическая траектория ЛоК внутри сферы действия показана на рис. 99, а. На рис. 99, в мы видим построение треугольника скоростей для нахождения вектора геоцентрической скорости выхода Увых по селеноцентри- [c.256]

Как мы увидим в последующих главах, пролетные траектории при межпланетных полетах еще более разнообразны, чем при лунных. Мощные поля тяготения планет юпитерианской группы могут быть эффективно использованы для разгона космических аппаратов до гиперболической гелиоцентрической скорости (что может ускорить полет к более удаленным планетам) и для отбрасывания их к центру Солнечной системы. Мы будем говорить о многопланетной траектории (и соответственно о многопланетном перелете) в том случае, когда траектория проходит через сферы действия по крайней мере двух планет, не считая планеты старта. [c.325]

После оптимального гравитационного разгона в сфере действия Луны КА имеет гиперболическую геоцентрическую скорость. Поэтому он неограниченно удаляется от Земли. С учетом орбитального движения Луны в течение месяца можно обеспечить приращ ение [c.272]

Если широта точки старта 1фо1>28 36, то нельзя реализовать компланарный перелет в плоскости орбиты Луны. При запуске с территории Советского Союза траектория перелета к Луне оказывается существенно пространственной. Возможны две различные схемы перелета с непрерывным выведением и с использованием промежуточной околоземной орбиты. Первая схема применялась на раннем этапе исследования Луны, поскольку она предъявляет умеренные требования к конструктивным решениям и системе управления. Все ракетные ступени работают непрерывно, обеспечивая управляемый разгон до околопараболической скорости. Однако схема непрерывного выведения, как правило, приводит к увеличению потребных энергетических затрат для достижения Луны вследствие неблагоприятных реализуемых баллистических решений. [c.273]

Полет к Луне с околоземной орбиты. Чтобы обеспечить оптимальные условия перелета к Луне, т, е. близкую к л угловую дальность в любой день месяца, обычно используют промежуточную околоземную орбиту высотой около 200 км. КА с последней ступенью ракеты-носителя предварительно выводится на орбиту ИСЗ, плоскость которой проходит через заданную точку прицеливания. Затем с помощью последней ступени КА переводится на траекторию перелета к Луне. Разгон начинается в тот момент, когда угловая дальность от текущей точки на орбите до упрежденной точки близка к п. Если азимут задан то запуск через Северное полушарие возможен только один раз в сутки. При ограниченной протяженности второго активного участка старт с орбиты должен произойти в то время, когда КА перемещается в северном направлении. Если момент запуска через Северное полушарие пропущен, то примерно через полсуток появляется возможность запуска по тому же азимуту, но уже с перелетом через Южное полушарие. В этом случае старт с орбиты должен производиться в то время, когда КА перемещается в южном направлении. Таким образом, за счет изменения стартового полувитка возможно произвести два запуска к Луне в течение каждых суток, по северной и южной траекториям. [c.280]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...