Достижение Луны

Серия работ советских и зарубежных ученых посвящалась в 50-х годах определению оптимального направления тяги при переходе корабля с круговой орбиты на эллиптическую з. Интересны также методы решения задач, связанных с достижением Луны космическими аппаратами, позволившие в 60-х годах осуществить облеты и посадку на Луне. Вариационные задачи о выводе на орбиту искусственного спутника Земли при минимальном [c.243]

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]

Эта глава посвящена важнейшей задаче небесной механики— ограниченной круговой задаче трех тел. Она нашла широкое применение как в классической небесной механике (теория движения Луны), так и в динамике космического полета (задача достижения Луны). Изложены сведения о либрационных решениях. Приведены сведения о сферах действия планет, [c.533]

Советскому Союзу здесь принадлежат основополагающие достижения запуск первого искусственного спутника Земли, первый космический полет человека, первый выход космонавта из корабля в открытое космическое пространство, первая экспериментальная орбитальная станция первое достижение лунной поверхности, первый облет Луны с фотографированием ее обратной стороны, первая посадка на Луну автоматической станции, запуск первого искусственного спутника Луны, первые доставки на Землю образцов лунных пород автоматическими аппаратами, первые операции самоходных автоматических станций на Луне первый запуск искусственной планеты, первый полет к планете Солнечной системы, первые спуски в атмосфере Венеры и первые посадки на поверхности Венеры и Марса. [c.10]

Из всех траекторий сближения наибольший интерес с точки зрения практического использования представляют траектории достижения Луны, или траектории попадания в Луну. Мы сознательно отказываемся от того, чтобы рассматривать полет на Луну как решение задачи о встрече со спутником в том смысле, как это делалось в 6 гл. 5. В самом деле, нам нет смысла заниматься уравниванием векторов скоростей космического аппарата и Луны, так как это все равно не обеспечило бы безопасного причаливания к Луне из-за наличия у нее собственного поля тяготения. Иными словами, мы до поры до времени будем интересоваться попаданием в Луну в артиллерийском понимании этого термина. Проблема совершения безопасной посадки на Луну будет рассмотрена позже в этой же главе. [c.191]

ПЛОСКАЯ ЗАДАЧА ДОСТИЖЕНИЯ ЛУНЫ 19.3 [c.193]

Заметим, что полет по плоским траекториям достижения Луны возможен только в том случае, если место старта находится в плоскости лунной орбиты. Если же место старта находится на некотором удалении, то для осуществления плоской траектории понадобится боковой маневр, требующий дополнительного расхода топлива. [c.195]

ПРОСТРАНСТВЕННАЯ ЗАДАЧА ДОСТИЖЕНИЯ ЛУНЫ [c.197]

Такая возможность существует даже при самом неблагоприятном взаимном расположении космодрома на своей параллели (точка Л) и Луны на своей орбите (точка Л а). Выведем предварительно из точки Л космический аппарат па низкую промежуточную круговую орбиту спутника Земли (рис. 66, в). В течение одного примерно полуторачасового оборота спутника вектор его орбитальной скорости, оставаясь горизонтальным, принимает любое направление в плоскости орбиты. Так же принимает любое направление линия, соединяющая центр Земли со спутником. Поэтому на орбите спутника в течение его оборота можно выбрать точку, сход с которой в направлении полета обеспечит полет по траектории любой желаемой угловой дальности. Например, сход в точке К с минимальной скоростью обеспечивает достижение Луны по полуэллиптической траектории 3. Сход в точке Ь, если выбрать ее так, чтобы 10 2=165°, дает возможность попасть на Луну по параболической траектории 4 ). Если орбита находится на высоте 200 км, то в первом случае надо к орбитальной круговой скорости 7,79 км/с добавить скорость 10,9—7,79=3,11 км/с, а во втором — скорость 11,02—7,79=3,23 км/с (11,02 км/с — параболическая скорость иа высоте 200 км). [c.200]

Эллиптичность орбиты Луны должна учитываться при расчете каждой конкретной траектории достижения Луны (также должны учитываться и все неравенства движения Луны, т. е. влияния на нее различных возмущений — от сжатия Земли, от Солнца и от планет). Однако на энергетических условиях полета к Луне эллиптичность орбиты Луны сказывается в ничтожной степени. Это видно из того, что, например, при полете по полуэллиптической орбите увеличение начальной скорости на 1 м/с повышает апогей траектории перелета на 4000 км [3,6]. Следовательно, минимальная скорость достижения Луны в перигее ее орбиты всего лишь на 5 м/с меньше, а в апогее на 5 м/с больше, чем минимальная скорость достижения Луны при среднем расстоянии 384 400 км. Таким образом, лишено какого-либо основания мнение о том, что положение Луны в ближайшей к Земле точке орбиты якобы соответствует благоприятному для перелетов периоду. [c.202]

Что касается продолжительности перелета, то, очевидно, достижение лунного перигея сокращает ее по сравнению с полетом на среднее расстояние, особенно если учесть, что урезается как раз та часть траектории, где движение особенно медленно. При скорости порядка параболической и несколько большей (обеспечивающей 172-суточный полет, как у станций Луна-1 и Луна-2 ) такое сокращение составляет примерно 3 часа [3.1], [c.202]

При подсчете энергетических затрат на отлет с Земли притяжение Луны можно вовсе не принимать во внимание. Даже при полете в плоскости орбиты Луны, когда влияние Луны особенно велико, минимальная скорость достижения Луны уменьшается всего лишь на 0,2 м/с [3.1]. [c.204]

Влияние сжатия Земли в незначительной степени сказывается на продолжительности полета к Луне. Экваториальное вздутие Земли как бы ослабляет земное притяжение в то время, когда космический аппарат находится вдали от плоскости экватора, и усиливает его в противоположном случае. В первом случае сжатие Земли ослабляет уменьшение скорости удаления аппарата от Земли, во втором усиливает это замедление. Сравнительно значительно поэтому влияние сжатия Земли на плоские траектории достижения Луны продолжительность полета несколько увеличивается по сравнению с невозмущенной траекторией. [c.205]

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]

Предположим, что переход от Земли до точки Ьх совершается по полуэллиптической траектории, начинающейся на высоте 230 км (начальная скорость несколько меньше минимальной скорости достижения Луны). Тогда в соответствии с ( юрмулой (6) 5 гл. 2 скорость в апогее 1 составит 0,22 км/с. Такова будет геоцентрическая скорость. Селеноцентрическая же скорость будет направлена в противоположную сторону и равна 1,02—0,22=0,80 км/с. Вычисляя эти скорости, мы пренебрегли влиянием лунного притяжения не только вне, но и внутри сферы действия Луны. В последнем случае оправданием нам служит то, что точка 1 лежит близко от границы сферы действия. [c.249]

Для достижения Луны подходят траектории, подобные описанным в 8 гл. 5. При этом нет нужды, разумеется, достигать параболической скорости. Достаточно на последнем витке спиралеобразной траектории развить скорость, обеспечивающую достижение сферы действия Луны по эллиптической орбите. [c.291]

Целью запуска являлись исследование космического пространства в районе Земля — Луна и последующая посадка станции на Луну ( прилунение ). Для обеспечения посадки траектория станции, близкая к гиперболической и обусловливавшая достижение лунной поверхности за время около 1,5 суток, была выбрана так, чтобы в момент прилунения Луна находилась бы вблизи верхней кульминации. Выбор этот определялся небходимостью получения наибольших удобств для наблюдений и установления оптимальных условий для радиосвязи. [c.430]

В середине 30-х годов вопросом осуш,ествимости выхода в космос заинтересовался А. Н. Крылов. На базе расчетов Отто фон Эбергарда А. Н. Крылов нашел отношение стартового веса ракеты к конечному весу для случая достижения Луны и обратно Земли (в рамках определенных гипотез) это отношение оказалось равным примерно 48 ООО. Переведя сейчас же все в доллары, Крылов нолучает, что для осуш ествления полета необходимо затратить 48 миллионов долларов. Крылов, как и многие ученые этих лет, указывал на громадные трудности, стояш ие на пути освоения космоса человеком. [c.237]

Для достижения Луны могут быть использованы кеплеровы траектории любого вида прямые линии, эллипсы, параболы, гиперболы, но. как увидим далее, местоположение стартовой площадки на земной поверхности и положение Луны в той или иной точке ее орбиты в течение периода обращения (равного 27,3 сут) сильно ограничивают выбор траекторий. Для попадания в Луну необходимо, чтобы траектория пересекла орбиту Луны или по крайней мере коснулась ее. [c.192]

Рассмотрим прежде всего траектории, расположенные в плоскости орбиты Луны для краткости будем называть их плоскими ). Исследование таких траекторий связано со значительно меньшимй трудностями, чем исследование пространственных траекторий достижения Луны, не расположенных в плоскости лунной орбиты. [c.192]

Рис. 68. Тракторни достижения Луны прн минимальной начальной скорости.

Орбита пассивного полета будет начинаться довольно далеко от Земли. Расчеты показывают, что при этом скорость входа в сферу действия Луны будет меньше, чем в том случае, когда эллипти- ческая скорость достижения Луны приобретается вблизи Земли, как это бывает при старте химических ракет. Но все равно скорость [c.291]

Смотреть страницы где упоминается термин Достижение Луны : [c.191] [c.192] [c.194] [c.196] [c.198] [c.200] [c.202] [c.204] [c.206] [c.208] [c.210] [c.212] [c.214] [c.216] [c.218] [c.220] [c.272] [c.191] [c.196] [c.31] [c.545] [c.29] [c.494]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...