Скорость спутника и ее компоненты

СКОРОСТЬ СПУТНИКА И ЕЕ КОМПОНЕНТЫ [c.61]

СКОРОСТЬ СПУТНИКА и ЕЕ КОМПОНЕНТЫ [c.61]

Скорость спутника и ее компоненты. Из интеграла Лапласа (13) получаем (при офО) формулу для вектора скорости [c.96]

Из (7) и (8) видно, что скорость спутника гю может быть выражена через ее радиальную и трансверсальную компоненты Vr И Vn ПО формуле [c.97]

Компоненты угловой скорости спутника в относительном равновесии будут иметь значения р = г = 0, = со. В относительном равновесии спутник все время одной стороной смотрит на Землю. [c.60]

При изучении поступательного движения спутника принимают во внимание лишь ту компоненту Р аэродинамических сил, направление которой противоположно вектору относительной скорости спутника. Выражение для Р записывают в виде [c.246]

Таким образом, в результате вращения атмосферы, во-первых, возникает компонента В возмущающего ускорения, перпендикулярная к плоскости, в которой лежат радиус-вектор и вектор скорости спутника и, во-вторых, компонента Т приобретает множитель у. [c.266]

Если рассматривается произвольная орбиты двойной звезды, то возможно вывести выражения для значения лучевой скорости каждого компонента в любой момент времени. В выражение для лучевой скорости главной звезды входит произведение sin i, а в аналогичное выражение для спутника входит произведение Oj sin i, где и fl2 — большие полуоси орбит относительно центра масс системы оба произведения представляют собой проекции этих осей на плоскость, расположенную перпендикулярно линии зрения (иными словами, i является углом наклонения плоскости орбиты к плоскости, касательной к небесной сфере). Анализ обеих кривых скоростей позволяет найти оба указанных произведения. Однако, используя только данные о лучевых скоростях, невозможно получить раздельно параметры а , и sin i. Из определения центра масс имеем соотношение [c.459]

Небесный корабль должен быть подобен ракете, говорил Циолковский. В самом деле, основа действия каждого экипажа и корабля одна и та же они отталкивают какую-либо массу в одну сторону, а сами от этого двигаются в противоположную. Пароход отталкивает воду, дирижабль и аэроплан — воздух, человек и лошадь —- земной шар. Ракета заключает в самой себе вещества для отброса. Это компоненты топлива горючее плюс окислитель. Для создания движения ракете не нужна внешняя среда (внешняя опора) . В пустоте увеличение скорости ракеты происходит быстрее, так как не нужно преодолевать силу сопротивления воздуха. Очевидно, прибор для движения в пустоте должен быть подобен ракете, т. е. содержать не только энергию, но и опорную массу в самом себе . Реактивная сила, развивающаяся при работе реактивного двигателя, может быть использована для любых перемещений в пространстве. Снаряд-ракета в состоянии удаляться от Земли, блуждать между планетами, между звездами, посещать планеты, их спутники и другие небесные тела, возвращаться на Землю. Лишь бы было довольно содержащего энергию взрывчатого материала . [c.95]

V равна Rn (R — средний радиус Земли). В момент Iq прохождения спутника над экватором (с южного полушария на северное) можно скорость подспутниковой точки разложить на две компоненты и [c.326]

Тепловыми скоростями молекул можно пренебречь (они в среднем весьма малы по сравнению со скоростью движения спутника по орбите) градиентный эффект также не будем рассматривать. Рассмотрим только эффекты, указанные в пунктах 1 и 2. Компоненты момента аэродинамических сил по осям, связанным со спутником, в общем случае зависят от ориентации этих осей относительно набегающего потока и от компонент р, д, г угловой скорости вращения спутника относительно потока. Ввиду малости линейной скорости вра-шения оболочки спутника по сравнению со скоростью движения центра масс спутника зависимость момента сил от р, д, г можно принять линейной. Пусть /, к — единичные векторы по главным центральным осям спутника. Тогда вектор момента аэродинамических сил [c.36]

В плоском случае компоненты относительных угловых скоростей JD = F—О, ЦфО. Введем угол между осью г спутника и радиусом-вектором. Тогда [c.64]

Положение спутника относительно орбитальной системы координат определим при помощи трех независимых углов Т, 0, Ф (см. 1 гл. 1). Тогда положение подвижной системы Ох у г относительно орбитальной определяется направляющими косинусами (1.1.3), а компоненты абсолютной угловой скорости по осям Ох у г будут [c.134]

ПЛОСКОСТИ, включается в некоторый момент времени и через время Т выключается. Пренебрегая изменением массы спутника, найти то время работы двигателя Г, но истечении которого экваториальная компонента угловой скорости соэ = + будет иметь минимальное значение, если проекции вектора угловой скорости па оси O ri в момент включения двигателя равны соответственно. Пайти также значение сОэ в момент t = Т. [c.99]

Наиболее яркими примерами важных негравитационных сил, известных в настоящее время, являются силы, вызывающие неправильные и сезонные изменения в скорости вращения Земли, силы, которые влияют на движение спутников в атмосфере Земли, и силы, воздействующие на движения комет и компонент тесных двойных систем. Единственным разделом в этой книге, в котором рассматриваются некоторые из этих вопросов, является раздел об атмосферном сопротивлении, поскольку оно влияет на движение искусственного спутника (гл. ХУП, разд. 14). [c.7]

Большинство задач, встречающихся при изучении движений тел в солнечной системе, обладает общим характерным свойством, которое заключается в том, что ускорение, вызываемое притяжением одного тела, гораздо больше возмущающих ускорении, сообщаемых ему остальными телами солнечной системы. В случае планетных орбит главным притяжением является притяжение, обусловленное Солнцем в случае движения спутника — притяжение, производимое центральной планетой. Поэтому представляется логичным рассмотреть в качестве первого приближения к реальному движению относительную эллиптическую орбиту, описанную вокруг Солнца пли центральной планеты. Когда движение происходит под влиянием различных притягивающих тел, можно использовать координаты и компоненты скорости для определения системы шести элементов орбиты. Они в точности представляют собой элементы эллипса, по которому двигалось бы тело, если бы начиная с определенного момента времени, перестали существовать ускорения, вызванные всеми возмущающими телами. [c.238]

А.1. Принятые обозначения. При изучении движения спутника в трех измерениях удобно с момента старта ракеты рассматривать движение в прямоугольной системе координат. Мы будем использовать правую систему декартовых координат х, у, z, начало которой помещено в центре Земли. Ось Z этой системы будет направлена по оси вращения Земли, плоскость ху лежит в плоскости экватора, а плоскость xz проходит через точку старта ракеты. Выбранная инерциальная система координат остается неподвижной по отношению к экваториальной системе координат, употребляемой в астрономии и отнесенной к определенному моменту времени. Прямое восхождение оси х, т. е. угловое расстояние ее от направления на точку весеннего равноденствия, остается постоянным. Так как рассматриваемые здесь интервалы времени достаточно коротки, влиянием прецессии линии равноденствий можно пренебречь. Обозначим орты осей выбранной инерциальной системы как i, у, Л. В общем случае координаты интересующей нас точки (центра инерции спутника) будут функциями времени t. Если это не будет оговорено особо, время будет отсчитываться от момента взлета, т. е. при взлете i = 0. Координаты в этой системе будут обозначаться как x t), y t), z t) и соответственно компоненты скорости и ускорения как x t), y t), z t) и x t), y t), z t). С их помощью можно выразить следующие важные величины радиальное расстояние от центра Земли [c.116]

Vq 30У04 км сек. Поэтому скорость спутника относительно вращающейся Земли имеет такие компоненты (в момент [c.326]

В средней части рисунков помещены графики зависимости от времени компонент t i(i) (г = 1, 2, 3) абсолютной угловой скорости спутника в системе координат 8х1Х2Хз и график отношения К плотности атмосферы в точке 3 к минимальному значению этой плотности на данном интервале. Минимальное значение плотности достигается в окрестности апогея, максимальное значение К — вблизи перигея. В [7] на основании анализа большого числа графиков функций и К 1) [c.603]

Рассматривая баланс объемных сил, обычно замечают, что ответственная за движение вихревая компонента ЭМС уравновешивается силами вязкого и турбулентного трения, также имеющими вихревой характер, и учитывают в условиях равновесия мениска только потенциальное гравитационное поле и потенциальную часть ЭМС. При этом для упрощения задачи пренебрегают силами инерции-спутниками циркуляции, порождаемой вихревой частью ЭМС (см., например, [22]). При стационарном замкнутом движении эти силы проявляются в виде центробежных сил, поле которых потенциально и органично балансируется с перечисленными вьпце потенциальными силовыми полями. Численные оценки показывают, что если при относительно слабом движении силами инерции действительно можно пренебречь (например, при скорости движения расплава г = 0,3 м/с центробежные силы способны скомпенсировать гидростатическое давление столба металла йр лишь высотой 0,005 м), то при интенсивной циркуляции учет этих сил необходим (так, например, при у = 2,0 м/с получаем = 0,2 м). [c.24]

По наблюдениям ряда вспыхивавших Н. з. установлено, что вспышки происходят в одном из компонентов тесной двойной системы (ТДС) (см. Тесные двойные звёзды). Такие системы содержат в качестве гл. звезды белый карлик (БК), а спутник является звездой позднего спектрального класса малой светимости (красным карликом). Период обращения в тех ТДС, где происходили вспышки Н. 3., составляет неск. часов, соответственно характерный размер системы порядка 10 см. Эти данные послужили основой для выяснения причины вспышек Н. 3. и их рекуррентности. Если красный карлик заполняет свою полость Роша, то его вещество, попав в точку Лагранжа (рис.), при малом возмущении скорости может попасть внутрь полости Роша Б К и при надлежащих условиях присоединиться к нему. Часть вещества, теряемого красным карликом, может и не быть аккрецирована БК, а будет потеряна системой и образует уплощённую оболочку в орбитальной плоскости системы. Перетекающее на БК вещество образует аккрец. диск (см. Аккреция), и постепенно на его поверхности нарастает слой, содержащий большое кол-во водорода. При достаточно большой массе аккре-циров. вещества плотность в нём возрастает настолько, что начинаются термоядерные реакции. Как показали расчёты, неустойчивость развивается очень быстро. В образующемся в периферийных областях БК слоевом источнике энергии достигается темп-ра 10 К и боль- [c.358]

Далее большинство Т. д. з. с массой вторичного компонента 0,8 Mq эволюционирует вдоль ветви А 4— если в общей оболочке компоненты не сливаются, возникает разделённая система из белого карлика и звезды главной последовательности 5 — первоначально менее массив-ньЕЙ компонент (вторичный) в свою очередь заполняет ПР после образования у него вырожденного ядра 6—из-за ограниченности скорости аккреции на белый карлик (Л < 10 Л/q год ) возникает общая оболочка 7 — после рассеяния общей оболочки образуется система из двух белых карликов. Если на этой стадии 1 Rq, то эволюция системы как Т. д. з. заканчивается 8—если же йй I/ g, то в результате потери момента импульса при излучении гравитац. волн менее массивный компонент заполняет свою ПР, возможно его разрушение и образование тяжёлого диска или гало вокруг спутника 9 — при суммарной массе, большей Л/ц. возможен коллапс с образованием нейтронной звезды (9а) или взрывное загорание углерода, к-рое может наблюдаться как сверхновая типа 1а в последнем случае звезда, вероятно, полностью разрушается. При суммарной массе, меньшей Мц, остаётся одиночный белый карлик (96). [c.110]

Аналогичную функцию выполняет западноевропейский двигатель MAGE-2 [43], который перевел ряд телекоммуникационных спутников, запущенных с помощью PH Ариан , на геостационарную орбиту, сообщив им приращение скорости 1510 м/с. Он вмещает 400-4-490 кг топлива на основе ПБККГ, содержащего 88% твердых компонентов, включая 18% А1, и обеспечивает /уд = 294 с. [c.242]

Поэтому начиная с некоторого момента можно считать, что спутник враш ается вокруг поперечной оси (точнее говоря, поперечная ось спутника составляет некоторый малый угол с вектором кинетического момента, то есть угол нутации О близок к 90°). Тогда по радионаблюдениям непосредственно определяется положение вектора кинетического момента в пространстве, как это указано выше. Это положение было бы неизменным, если бы на спутник не действовали моменты возмуш аю-щих сил. Однако в силу действия этих моментов вектор кинетического момента медленно перемеш,ается в пространстве. Для спутника Эксплорер-Х1 такое изменение положения вектора кинетического момента изображено на рис. 81, где приведены наблюдаемые изменения двух угловых координат вектора кинетического момента прямого восхождения а, и склонения б (с1 — время в сутках от 27 апреля 1961 г.). Величина модуля вектора кинетического момента достаточно хорошо известна. Это есть произведение поперечного момента инерции на угловую скорость кувыркания период кувыркания легко определяется из записи радиосигналов. Зная модуль вектора Ь и две его угловые координаты, легко вычислить наблюдаемые компоненты Ьх, у, Lz, а затем диф- [c.343]

Из-за наличия элементы орбиты в некоторый последующий момент будут равны а , е , <1, йх, о>1 и Ху. Величины (ау — а ) и Т-. д. являются возмущениями элементов на интервале (/1 — Q. Очевидно, этим возмущениям элементов соответствуют возмущения координат и компонент скорости. Если для получения положения х, у, г) и скорости (х,у,г)в момент использовать формулы задачи двух тел (гл. 4), а в качестве элементов взять оскулиру-ющие элементы при to, то полученные величины будут отличаться от соответствующих величин (х, у, г ) и х, у, г ), вычисленных по оскулирующим элементам при /1. Отклонения х — х ) и т. д. являются возмущениями координат и т. д. Использование решения задачи двух тел (конического сечения) в качестве средней орбиты дает хорошее приближение действительной орбиты тела на значительном интервале времени. Делались попытки использовать в качестве средней орбиты более точные приближения действительной орбиты. Примером может служить приближение, использованное Хиллом в построенной им теории движения Луны. В дальнейшем будет показано, что при рассмотрении движения искусственного спутника можно в первом приближении выбрать такую орбиту, которая будет описывать движение значительно точнее, чем простой кеплеровский эллипс. [c.180]

Уравнения (6.41) определяют скорости изменения оскулнрую-щих элементов орбиты в зависимости от компонент S, Т и возмущающего ускорения (S, Т и W—радиальная, трансверсальная н ортогональная компоненты соответственно, как показано на рис. 10.6, где Е — центр Землн, а Р — положение спутника). [c.331]

В случае вновь запущенного искусственного спутника Земли предварительную орбиту можно найти путем измерения положения и компонент скорости в момент выключения двигателя и последующего вычисления элементов по методу разд. 4.12. Впоследствии эту орбиту можно улучшить при сборе наблюдений за спутником станциями слежения. В альтернативном способе, примененном Бриггсом и Слоуэем [31, используется метод итерации и высокоскоростная цифровая вычислительная машина этот способ описан ниже. [c.429]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...