Искусственные спутники Земли. Эллиптические траектории

Искусственные спутники Земли. Эллиптические траектории. При г1о<С1 2 -/ траектория тела, брошенного с земной поверхности, есть эллипс, у которого ось РА, образующая с Ох угол р, является осью симметрии (см. рис. 292). Если начальные условия в пункте будут таковы, что угол то траектория пересечет поверхность Земли в симметричной относительно оси РА точке Му, т. е. тело упадет на Землю. Следовательно, брошенное тело может стать спутником Земли лишь при тех начальных условиях, которые дают р = 1т. Но, как показывают равенства (101), [c.321]

Если эллиптическая траектория точки В, брошенной с поверхности Земли, охватывает поверхность Земли, то точка В превратится в искусственный спутник Земли. Таким образом, для того чтобы точка стала спутником Земли, необходимо выполнение условий [c.677]

Чтобы превратить космический аппарат в искусственный спутник планеты, необходимо в какой-то точке его планетоцентрической траектории уменьшить посредством тормозного импульса его скорость с гиперболической величины до эллиптической. Мы рассмотрим здесь необходимые маневры несколько более подробно, чем делали это в 2 гл. 10, когда говорили о запуске спутника Луны. В 2 гл. 5 мы сталкивались со случаем, когда лишний импульс скорости приводил к энергетическому выигрышу при запуске спут-ника Земли на круговую орбиту. Логично было бы задаться вопросом нет ли таких же возможностей при запусках искусственных спутников планет [c.329]

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]

Спирально-эллиптическая обходная траектория типа, приведенного в 10 гл. X, может в некоторых случаях принести экономию сообщенной ракете суммарной скорости даже при удалении от центрального светила. Это может иметь место при полете с Земли на искусственный спутник (или запуске спутника). Если радиус круговой орбиты искусственного спутника больше 11,9 радиуса Земли, то его запуск по обходной траектории с предварительным удалением требует меньшей суммарной скорости, чем запуск по полуэллипсу. Для определенной величины круговой орбиты сообщенная ракете суммарная скорость будет тем меньше, чем больше апогей обходной траектории. Выигрыш в суммарной скорости при обходной траектории запуска по сравнению с запуском по полуэллипсу теоретически может достигать 8%. [c.232]

Сейчас, однако, мы вернемся к более близким к Земле траекториям. Мы видим, что в диапазоне скоростей О <С гл <С 2 траектория полета во всех случаях представляет собой эллипс. Правда, этот эллине в частных случаях может вырождаться в окружность, а при вертикальном полете при -.4 == 90° и в прямую. Траектория может пересекаться с зем ной поверхностью, а может и не пересекаться. Первого типа эллиптические траектории свободного полета свойственны баллистическим ракетам дальнего действия, второго типа — последним ступеням ракет-носителей, искусственным и естественным спутникам планет. [c.322]

Движение в поле тяготения Земли. Искусственные спутники и эллиптические траектории. Приложим полученные выше результаты к изучению движения тела в поле тяготения Земли. Будем считать Землю неподвижной, а движущееся тело рассматривать как материальн) ю точку массы т. Сопротивлением воздуха будем пренебрегать, что для рассматриваемых далее высот полета в первом приближении допустимо. Пусть в начальный момент точка находится в положении Mq на расстоянии R — OMq от центра Земли (рис. 353) и пусть ускорение силы Земного притяжения в точке равно g. Заметим, что под R мы будем понимать любую величину, большую земного радиуса. В случаях, когда точка Mq берется на поверхности Земли, мы будем считать R равным радиусу земного экватора. Rq = 6Ъ78 км и = 0 = 9.81 Mj et . [c.397]

Понятие о траекториях искусственных спутников Земли. На космический корабль или искусственный спутник помимо поли тяготения Земли действуют поля тяготения других небесных тел (Солнца, Луны и др.). Однако при не слишком большом удалении от Земли решающую роль играет поле тяготения Земли, которое в первом приближении можно считать сферически симметричны центральным полом, чей центр совпадает с центром Зем.ти. Траекторию космическогв корабля можно разбить на два участка активный, во время прохождения которого двигатели работают, и пассивный, описываемый космическим кораблем после выключения двигателя. Определение пассивного участка траектории п поле тяготения Земли сводится к решению задачи Кеплера — Ньютона (см. п. 2. 2). Если пассивный участок траектории тела, запу-ш,енного с Земли в космическое пространство, представляет собой эллиптическую орбиту, то тело является искусственным спутником Земли. [c.431]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...