Траектория вывода спутника на орбит

Рис 4.3. Типичная траектория вывода спутника на орбиту. [c.88]

Другой пример. Ракета выводит спутник Земли на орбиту (рис. 4.7). Большую часть массы ракеты составляет топливо. На активном участке полета это топливо выгорает. Масса ракеты на этом участке траектории быстро уменьшается. В этом случае также необходимо проверить возможность применения формулы F=ma для расчета движения ракеты с изменяюш,ейся массой. [c.185]

Первые ступени ракет для вывода на орбиту вокруг Земли искусственных спутников или для вывода на баллистические траектории межконтинентальных снарядов достигают в атмосфере чисел Маха до пяти и более. Спускаемые на Землю космические аппараты имеют при входе в атмосферу с околоземных орбит М 25, а при возвращении с окололунных траекторий М 35. Метеорные тела достигают в верхних слоях атмосферы значений М 100. Большие значения числа Маха 10—15 и более) имеют потоки в аэродинамических трубах, предназначенных для изучения гиперзвуковых течений газа, а также истекающие в разреженное пространство струи из сопел ракетных двигателей верхних ступеней многоступенчатых ракет. [c.399]

Но оказывается, что если радиус круговой орбиты 3 превышает 11,9 радиуса Земли, то описанная трехимпульсная операция (с траекторией вывода А ВС) энергетически выгоднее двухимпульсной операции (с траекторией вывода AD), т. е. сумма импульсов в точках А, В и С в первом случае меньше суммы импульсов в точках А и D во втором случае. Для вывода на орбиты радиуса менее Il,9R R — радиус Земли) более выгоден двухимпульсный маневр. Для пограничной орбиты указанного радиуса оба варианта дают одну и ту же сумму импульсов. При этом выигрыш тем больше, чем на большее удаление посылается спутник по траектории 1, т. е. чем выше апогей В. В этом смысле иногда говорят о запуске через бесконечность . Фактическим пределом является, конечно, граница сферы действия Земли. Описанная траектория выведения спутника была названа обходной [2.91. [c.116]

Здесь же мы отметим лишь одну теоретическую возможность, которая имеет практическое значение скорее для межпланетных (см. 5 гл. 15), чем для околоземных полетов. Обратимся к рис. 36 ( 2 гл. 5) и переменим на нем направления всех стрелок на траекториях на обратные, но сохраним направления стрелок — импульсов скорости. Тем самым мы обратим движение и вместо вывода спутника на орбиту 1 будем иметь его спуск с орбиты 1 по обходной траектории, заканчивающийся ракетным торможением в точке Л- Очевидно, такой маневр дает выигрыш в сумме импуль- [c.122]

Для возможности проведения анализа обычно рассматривают некоторую упрощенную модель изучаемого объекта. При изучении динамики полета снаряда такой простейшей моделью будет материальная точка, движущаяся в одном измерении под действием сил тяги, тяжести и, возможно, аэродинамического сопротивления. Как показано в гл. 1, такая модель вполне удовлетворительна во многих отношениях и позволяет изучить роль таких факторов, как отношение масс, скорость истечения, время выгорания топлива, программа изменения тяги, количество ступеней составной ракеты и т. д. Разумеется, эта модель по самой своей природе не подходит для изучения пространственных траекторий полета снаряда (за исключением вертикального полета зондирующих ракет). Поэтому ее необходимо обобщить так, чтобы возможно было рассматривать движение снаряда хотя бы в двух измерениях, ибо такие основные задачи, как вывод спутника на орбиту или переброска заданного груза на большое расстояние вдоль поверхности Земли, требуют изучения движения снаряда как в вертикальном, так и в горизонтальном направлениях. Настоящая глава в основном посвящена изучению движения снаряда, рассматриваемого как материальная точка, в двух или трех измерениях. [c.37]

Так как любой материал можно использовать для создания защитного слоя, то этот слой не является только бесполезным мертвым грузом на борту летательного аппарата. Например, в случае обитаемого орбитального летательного аппарата, который используется для вывода на орбиту большого спутника, защитный слой может состоять из оборудования, нужного на борту спутника, запасов воды и воздуха и регенераторного оборудования химических ракет, возвращаемых на Землю по планирующей траектории, и необходимого для этого топлива и т. д. Фактически материал боковой защиты можно было бы использовать в качестве ядерного горючего после того, как летательный аппарат пройдет атмосферу, так как вне атмосферы для защиты экипажа от ядерной радиации достаточна только теневая защита. Для любого типа космического летательного аппарата наибольшая величина защитного слоя потребуется для прохождения через пояс Ван-Аллена, пока не найдены средства устранить влияние заряженных частиц высокой энергии, содержащихся в этой зоне радиации. [c.543]

Предположим, что для экспедиции на Луну используется шестиступенчатый ракетный комплекс, причем четыре ступени расходуются для вывода корабля на траекторию полета к Луне, а две — для посадки на Луну и старта с нее. Можно сказать и иначе (так обычно и говорят) ракета-носитель — четырехступенчатая, а космический корабль имеет две ракетные ступени. Пусть первые три ступени выводят космический корабль на промежуточную круговую орбиту спутника Земли, расположенную на высоте 200 км. Круговая скорость на этой высоте равна 7,8 км/с. Оценим величину гравитационных потерь скорости и потерь на сопротивление в 1,2 км/с, т. е, будем считать, что выход на орбиту потребовал характеристической скорости, равной 9 км/с. Каждая из использованных трех ступеней сообщила кораблю идеальную скорость 3 км/с. [c.271]

Из интеграла площадей, записанного с помощью полярных координат (2.2.14), следует, что угловая скорость спутника увеличивается по мере приближения к притягивающему центру и уменьшается при удалении от него. Эта закономерность использована в системе телевизионной связи Орбита , включающей приемо-передающие станции на территории Советского Союза и спутники связи типа Молния . Спутники выводятся на траекторию, у которой самая близкая к поверхности Земли точка находится в южном полушарии на высоте около 500 км, а наиболее удаленная точка находится в северном полушарии на высоте около 40500 км, плоскость орбиты наклонена к экватору под углом 63°, Поэтому спутники медленно перемещаются по небесной сфере в северном полушарии, что увеличивает располагаемое для связи время и одновременно улучшает условия работы поворотных антенн наземных станций, отслеживающих движение спутника. [c.37]

Расчеты оптимальных вариантов траекторий запуска искусственных спутников, которыми автор занимался еще в конце 20-х и начале 30-х годов, приводили всегда к одному и тому же выводу операция выведения на орбиту спутника должна быть окончена на высоте около 200 км. Поэтому, начиная с первой редакции этой книги, законченной в 1933 г., и кончая работами последних лет, мой стандартный круговой искусственный спутник обращается на высоте 200 км. Более полусотни таких спутников было запущено до середины 1965 г. со средним отклонением основных параметров (расстояние перигея и апогея от центра Земли, величина полуоси, период обращения) менее 1%. Что касается эллиптических орбит искусственных спутников, то в моих трудах стандартная высота перигея неизменно оставалась на уровне 200 км. Практика запусков многих советских спутников на всем протяжении космической эры полностью подтвердила эти расчеты. [c.226]

Таким образом, зная начальные параметры свободного участка полета Гл, ил, О-л, легко ответить на вопрос, соответствует ли их совокупность условию создания спутника. В частности, если полезный груз выводится непосредственно в точку перигея н = О, а гл = / + / то при ил > кр и соответственно при Ул > 1 все точки траектории будут находиться за пределами круга, очерченного радиусом Н 4-II (ри 7.12). При VA=Vкp орбита будет круговой, а при 4 > она переходит в тра- [c.322]

Рассмотрим этот вопрос на примере конкретной задачи посещения и заправки горючим спутников, находящихся на орбите. Чтобы догнать спутник, движущийся по орбите, необходимо два импульса скорости, как показано на рис. 24.22. Первый импульс скорости выводит снаряд па эллиптическую орбиту, касательную к круговой орбите спутника в тот момент времени, когда спутник проходит точку апогея траектории снаряда. Однако в данном случае снаряд не выйдет на нужную орбиту> а спустится по эллиптической траектории, пройдя мимо точки встречи. Чтобы стабилизировать снаряд на круговой орбите с требуемой на ней орбитальной скоростью, необходимо приложить второй корректирующий импульс скорости в апогее переходного эллипса. [c.717]

Аах = mv /2а) еа 6. Далее, в точке траектории, определяемой углом = Зтг/2 в системе координат ж, у, сообщим импульс Av2 = — Аг . Тогда большая ось сместится на угол 6/2, а величина большой полуоси получит приращение Аа2 = — Аах. В результате двойной коррекции большая ось повернется на угол 6, а ее величина не изменится. Однократная коррекция оси на угол 6 привела бы к увеличению величины большой оси и периода обращения. Поэтому при выводе на орбиту спутников связи Молния , применяют двухимпульсную коррек- [c.90]

Легко показать, что для вывода спутника Луны на определенную круговую орбиту 1 (рис. 93, б) выгоднее всего выбрать такую гиперболическую траекторию 2 подлета к Луне, которая касается этой круговой орбиты, и сообш.ить тормозной импульс в ее периселении А. В самом деле, если траектория подлета 3 при том же векторе входной скорости не касается, а пересекает в точке В круговую орбиту, то для получения той же круговой скорости следует сообш.ить тормозной импульс под углом к направлению движения. Из рис. 93, б видно, что в точке В тормозной импульс От больше, чем в точке А (гиперболические скорости в точках А и В одинаковы по величине, так как точки находятся на одинаковых расстояниях от центра Луны). [c.242]

КА на первом участке траектории выводится к границе сферы действия планеты отправления с заданными параметрами либо прямо, либо с выходом на промежуточную орбиту спутника(круговая или эллиптическая промежуточная орбита может быть протяженностью менее одного витка или несколько витков). Если скорость КА на границе сферы действия больще или равна местной параболической скорости, тогда дальнейшее движение будет либо по гипербо- [c.116]

Угол г1 пр(0 при старте ракеты с Земли, как правило, выдерживается равным нулю. Но когда необходимо изменить плоскость программного полета, с тем чтобы обеспечить, например, падение отделяемых элементов конструкции в заданный район, может быть введена программа незначительного изменения угла рыскания. Эта же программа необходима н при старте верхних ступеней космических блоков с начальных орбит искусственного спутника Земли, — во всех случаях, когда требуется изменить наклонение начальной орбиты. Наиболее яркий пример — выведение с территории Советского Союза стационарных спутников. Плоскость орбиты стационарного спутника располагается в плоскости земного экватора. Но на территории Союза нет возможности произвести пуск с экватора. Поэтому сначала спутник выводится на орбиту с наименыинм возможным наклонением к плоскости экватора и только затем с помощью специальных программ по тангажу и рысканию формируется окончательная орбита. Траектория выведения, особенно на заключительном участке маневра, носит явно выраженный пространственный характер. Это уже не плоская траектория. [c.312]

Другими интересными примерами задач оптимизации траектории являются задачи вывода спутника на орбиту. Если считать, что основные параметры и летные характеристики ракеты-носителя заданы, то, например, представляет интерес осуществить такой вывод спутника на орбиту, чтобы высота перигея была наибольшей, с целью предотвратить снижение, вызываемое аэродинамическим сопротивлением. В других случаях может потребоваться минимизировать высоту апогея, максимизировать среднее арифметическое апогея и перигея и т. д< В любой из этих задач W будет зависеть лишь от г/ и г , так что из уравнения (2,6) следует, что tg ij) будет линейной функцией времени ). Для определения коэффициентов этой линейной функции приходится использовать тот или иной прием приближения, однако здесь, как и в задаче о максимальной дальности полета, главная ценность результата заключается в том, что он подсказыв ает характер функциональной зависимости ij) от [c.43]

Проведенный в предыдущих параграфах анализ позволяет произвести оценку возможностей одноступенчатой ракеты в отношении подъема полезного груза в космическое пространство. Правда, при выводе груза на орбиту спутника Земли или на траекторию полета к Луне участок активного полета не будет прямолинейным, однако при соответствующем усреднении величины os 0 для приближенного определения конструктивных параметров ракеты, позволяющих достигнуть требуемой скорости, все же можно воспользоваться уравнением (1.14). Оценим сначала требуемое значение х корости ракеты в конце активного участка. Согласно работе [18] Для вывода искусственного спутника Земли на круговую орбиту высотой 200 миль (322 км) — минимальная высота, на которой еще возможно достаточно длительное существование спутника без чрезмерных потерь энергии от трения о воэдух,— необходима конечная скорость 25 400 фут сек ( 7,8 км/сек). При запуске ракеты с экватора в восточ- ном направлении за счет вращения Земли можно получить даром скорость около 1 500 фут/сек (- 460 jtt/сек), так что сама ракета должна будег развить скорость лишь около 24 000 фут/сек (7,35 км/сек). Для полета к Луне минимальная потребная скорость ракеты при использовании скорости вращения Земли составит около 34 ООО фут/сек (10,4 км/сек). [c.30]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...