Уход с орбиты

Метод старта с орбиты спутника свободен от энергетических ограничений на направление разгона. Любое направление вектора скорости получается надлежащим выбором времени запуска на промежуточную орбиту спутника (что дает как бы прицеливание по азимуту путем поворота промежуточной орбиты вместе с Землей в ее суточном движении) и выбором времени старта с орбиты спутника (что дает как бы прицеливание по углу места за счет того, что уход с орбиты спутника происходит в таком месте, где движение по орбите спутника имеет нужное направление). Разгон космического аппарата как при выведении на орбиту спутника, так и при уходе с нее происходит при минимальных углах наклона к местному горизонту и обеспечивает максимальное использование энергетических возможностей ракеты-носителя. Освоение советскими [c.269]

Активный маневр вблизи Солнца. Рассмотрим рис. 123 в 7 гл. 13. Если на нем поменять направления всех стрелок на обратные ( обратить движение ), то, считая в случае 1 центр притяжения Солнцем (а не планетой), а круговую орбиту — орбитой Земли, придем к следующему выводу при уходе из сферы действия Солнца в тех случаях, когда У >Уз-У2, т. е. когда заданная скорость на бесконечности больше скорости освобождения на расстоянии 1 а. е. от Солнца (42,122 км]с), выгоднее совершить двухимпульсный маневр. Этот маневр заключается в том, что сначала космический аппарат посылается внутрь Солнечной системы (как, скажем, Гелиос ) и затем в перигелии его орбиты сообщается второй, разгонный импульс. Желательно, чтобы перигелий был расположен как можно ближе к Солнцу. Чем ближе — тем меньше сумма двух импульсов и тем больше выигрыш по сравнению с прямым уходом с орбиты Земли. [c.468]

Приравнивая эти два выражения, получаем квадратное уравнение относительно а а , имеющее действительный корень 3,4. Если Оз/й меньше этой величины, то касательный переход потребует меньшего количества топлива, чем импульс, увеличивающий скорость аппарата до скорости ухода с орбиты радиуса О1. Если [c.350]

Спутниковая орбита, с которой начинается гиперболическое движение (или на которой оно заканчивается, в зависимости от того, рассматривается ли уход с орбиты или прибытие на орбиту), может быть либо круговой, либо эллиптической. [c.187]

Рис. 6.54. Оптимизация профиля типа 3 для полета к Марсу в отношении потребных затрат энергии и времени перелета при уходе с орбиты Земли с заданным начальным приростом скорости (учитывается только гравитационное поле

Формула (3.22) позволяет найти скорость ухода с любого гравитационного тела при условии, что Яр = Я - Лля круговой орбиты N = 1, следовательно, из уравнения (3.21) найдем скорость орбитального полета спутника [c.91]

Рассмотрим сначала только совместное влияние аэродинамики и эволюции орбиты, пренебрегая пока гравитационными возмущениями. Результаты анализа и численного интегрирования позволяют сделать следующие заключения. Угол К прецессии вектора кинетического момента изменяется, монотонно возрастая, со скоростью, колеблющейся около некоторого среднего значения, близкого к скорости аэродинамической прецессии, определяемой формулой (7.1.11). Угол 6 нутации вектора кинетического момента совершает почти периодические колебания, причем период колебаний 0 приблизительно совпадает со временем изменения угла X на 2я, то есть с периодом вековой прецессии. Разность между наибольшим и наименьшим значениями угла 0 имеет порядок 10—30°, то есть колебания угла нутации более значительны, чем при учете только аэродинамики. Фактически это означает, что за счет эволюции орбиты (как будет показано ниже, за счет ухода узла орбиты) полюс прецессионно-нутационного движения вектора кинетического момента несколько смещается. [c.255]

Межпланетный зонд уходит с начальной круговой гелиоцентрической орбиты радиуса 6630 км с тангенциальной скоростью 12 км/с. На расстоянии [c.380]

При уходе с заданной орбиты 36 497 (И 131) [c.210]

При уходе с заданной орбиты 44 501 (13 573) [c.210]

При уходе с задан пой орбиты 36 497(11 131) На круговой орбите спутника Марса [c.211]

Уход с заданной орбиты 11601 / Захват + [c.211]

Уход с заданной орбиты 36 138 (11 022) На круговой орбите спутника Венеры 18 766 (5724) [c.211]

Уход с заданной орбиты 11 242 / 3 429 Захват + / 1- [c.211]

В пятом столбце даны значения скоростей движения спутника по орбите (относительно Венеры и Марса). Для переходных орбит указаны скорости ухода с заданной орбиты вокруг Земли. [c.212]

Рис. 6.52. Геоцентрический радиус захвата, при котором затраты энергии на одноимпульсный маневр оказываются минимальными (при полете Земля — Марс по быстрой переходной орбите с тангенциальным уходом с земной орбиты).

Рис. 6.62. Полеты с малой тягой. Продолжительность активного участка полета и расстояние от Земли, на котором достигается местная параболическая скорость (при уходе с круговой орбиты высотой у=300 морских миль активное ускорение направлено вдоль текущего вектора скоросги).

Время с момента ухода с заданной геоцентрической орбиты (высотой у=300 морских миль) до начала параболического движения, [c.237]

Рис. 8.7. Уход с круговой орбиты при использовании оптимальной программы ускорений начальное ускорение равно 0,005 g и направлено трансверсально.

Рис. 8.11. Уход с круговой орбиты при действии постоянного тангенциального активного ускорения 0,005 g.

Характеристическая скорость, необходимая для ухода с круговой орбиты, как функция величины активного ускорения. [c.306]

Переход между орбитами в поле центральной силы (перелет от Земли к Марсу в поле Солнца). Задача разыскания траектории оптимального ухода в поле центральной силы описывается системой дифференциальных уравнений (8.24), (8.25), (8.26), (8.34) и (8.35). Эти же уравнения можно использовать и в задаче перехода между орбитами. Такие задачи могут возникнуть при перелете с одной орбиты спутника Земли на другую, или с одной из орбит вокруг Солнца на другую. Доктору Блюму и автору настоящих строк удалось найти [10] ряд оптимальных траекторий перелета с орбиты Земли на орбиту Марса. Искомая траектория должна удовлетворять не только условию равенства координат ракеты и Марса в момент встречи, но и условию равенства их скоростей. Если же их скорости при встрече будут сильно отличаться друг от друга, то может оказаться, что за короткое время прохождения вблизи Марса ракета с двигателем малой тяги не успеет затормозиться и не будет захвачена планетой. [c.310]

Строго говоря, для расчета траектории движения и расхода топлива нужно решать ограниченную задачу четырех тел — Солнце, Земля, Марс и космический корабль. Разумеется, мы не делали этого, а считали что всю траекторию можно разделить на участки, где корабль подвергается воздействию лишь одного из небесных тел. Таким путем мы изучили сначала уход от Земли, считая, что на корабль действует лишь одно ее поле. Далее, при рассмотрении перелета с орбиты Земли на орбиту Марса мы учитывали только силу притяжения Солнца, а затем, при приближении [c.313]

После ухода от Земли ракета, если она более не расходует топливо, будет двигаться по инерции со скоростью относительно Земли, стремящейся к нулю по мере увеличения расстояния. В конце концов она выйдет на орбиту Земли вокруг Солнца. Поэтому в качестве второго участка полета мы рассматриваем переход ракеты с орбиты Земли на орбиту Марса в гравитационном поле Солнца. При этом не требуется, чтобы она встретилась с Марсом, но нужно, чтобы в конце этого пути скорость ракеты равнялась орбитальной скорости Марса, так как в противном случае было бы практически невозможно осуществить захват за короткое время прохождения ракеты вблизи планеты. В 8.4.8 мы описали метод определения оптимальной траектории перехода и дали пример такой траектории с длительностью полета 3 месяца. Эта траектория показана на рис. 8.18, а соответствующая ей программа активных ускорений — на рис. 8.19, Ордината конечной точки кривой на рис. 8.20 представляет величину второго интеграла из уравнения (8.46). На рис. 8.22 приведены результаты оценки величины этого интеграла для ряда значений времени перелета. [c.314]

Резюмируем итоги проведенного обсуждения экспедиции к Марсу и обратно на космическом корабле с малой тягой. Корабль, стартуя с круговой орбиты вокруг Земли на высоте 200 миль, разгоняется по спирали, приобретая энергию освобождения за время Те- Затем он движется по переходной траектории с орбиты Земли к орбите Марса., где скорость его становится равной скорости Марса, причем время перелета равно Гт. После этого следует маневр захвата, пребывание на эллиптической орбите вокруг Марса и маневр ухода от планеты ни один из этих маневров не оказывает существенного влияния на величину полезного груза корабля. Затем корабль возвращается с орбиты Марса на орбиту Земли, имея в конце скорость, равную ее орбитальной скорости. Время возвращения равно Тт. Наконец, корабль входит в [c.316]

Если, наоборот, >=0, то орбита (при Q ветвь гиперболы или парабола) геометрически выродится в сдвоенную полупрямую, конец которой, будучи вершиной и фокусом орбиты, совпадает с центром силы движущаяся точка (п. 5) уходит в бесконечность или падает в центр в зависимости от направления начальной скорости. [c.179]

Рис. 6.31. к расчету траектории перехода с планетоцентрической на гепиоцентрическую орбиту (тангенциальный уход с орбиты планеты). [c.190]

При таком превращении нет перехода электронов с пр- на nd-ypo-вень, что потребовало бы очень больших энергий промотирования (десятков электронвольт). Спиновое расщепление требует приблизительно на порядок меньших энергий (до 2 эВ), поскольку электроны не уходят с уровня р, и лишь )о-орбитали становятся неравнобокими. Внутренние части спиново-расщепленной пары образуют внутриатомные связи, а внешние развитые, более протяженные части р-орбиталей перекрываются и образуют связи с орбиталями ближайших соседних атомов, что сопровождается значительным выделением тепла. Таким образом, энергия полиморфного превращения представляет разность энергии спинового расщепления и энергии образования связей [c.53]

Ухад с околоземной орбиты н Меркурию Уход с околоземной орбиты к Луне [c.33]

Можно npennowiaraxb, что корабль начинает маневр перехода из окрестности Земли в окрестность Луны путем ухода с промежуточной орбиты (орбиты ожидания) вокруг Земли. При заданном импульсе (который обеспечивается двигателями корабля) произойдет требуемое увеличение его полной энергии (т. е. возрастание его кинетической энергии). Новая орбита корабля будет представлять собой геоцентрический эллипс, параболу или гиперболу (в зависимости от величины импульса), по которой он будет двигаться до тех пор, пока приближение Луны не вынудит его отклоняться все более и более от первоначальной траектории. [c.384]

Пространственный поворот плоскости орбиты при возмущенном движении, связанный с изменением элементов i и I2, приводит к появлению бокового ухода возмущенной орбиты (по отношению к невозмущенной). В первом приближении величину бокового ухода определяют соотношеннем [c.103]

Ниже будет показано, что в первом случае существует строго определенный энергетический минимум. Во втором случае такого явного минимума практически нет. При осуществлении одного и того же межпланетного рейса с помощью одноимпульсного и двухимнульсного методов потребная энергия в первом случае будет больше, если энергия гелиоцентрического перехода ) меньше энергии параболического ухода от планеты (при старте с заданной спутниковой планетоцентрической орбиты). Напротив, если энергия гелиоцентрического перехода превосходит энергию параболического планетоцентрического ухода, то двухимпульсный метод ухода с круговой орбиты оказывается энергетически более выгод- [c.189]

Рис. 8.10. Уход с круговой орбиты при де11ствии постоянного трансвер-сального активного ускорения 0,005

Критические орбиты. При некоторых условиях материальная точка, брошенная точно в напранлении от центра притягивающей силы с некоторою определенною скоростью, зависящею рт ее положения, уйдет в бесконечность, причем скорость ее будет асимптотически стремиться к нулю. Эта определенная начальная скорость в 76 была названа критическою скоростью", соответствующею начальному положению. Орбита, описываемая материальной точкой, начинающей двигаться с критической скоростью в любом другом направлении, называется критическою орбитою". Другими словами, характерное свойство критической орбиты заключается в том, что энергия материальной точки, движущейся по этой орбите, представляет минимальную величину,-достаточную, чтобы точка ушла в бесконечность при надлежащем направлении начальной скорости. Мы увидим, что критическая орбита не обязательно уходит в бесконечность. [c.234]

Для нерсллтивистсккх (v . ) частиц, падающих на Ч. д, с прицельным параметром р, слегка превышающим критич. значение р,р==4с/[ , (в единицах rJ2), существует возможность ухода после совершения нек-рого (возможно, большого) числа оборотов вокруг Ч. д. Мин. значение расстояния ближайшего подхода к Ч. д. d=2r является одновременно радиусом предельной нестабильной круговой орбиты и мин. периастром орбит ухода (рис. 1). Для [c.453]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...