Сближение с возвращением к Земле

СБЛИЖЕНИЕ С ВОЗВРАЩЕНИЕМ К ЗЕМЛЕ 225 [c.225]

Сближение с возвращением к Земле [c.225]

Будем называть сближением с возвращением такой полет, при котором космический аппарат, выйдя из сферы действия Луны, возвращается в ближайшую окрестность Земли. Примером может служить полет, показанный на рис. 82 и 83. Несколько расплывчатое понятие ближайшей окрестности Земли мы сейчас не будем уточнять, а вместо этого введем понятие номинальной траектории сближения с возращением, подразумевая под ней траекторию, возвращающуюся в центр Земли. Очевидно, для осуществления такой траектории нужно, чтобы геоцентрическая выходная скорость была или равна нулю, или направлена прямо на центр Земли, или, хотя и направлена прямо от Земли, но не превышала бы местную параболическую скорость. Тогда геоцентрическая траектория после выхода из сферы действия будет радиальной прямой. [c.225]

Иногда ошибочно указывают на эллиптические орбиты с периодом обращения, кратным сидерическому месяцу, как на траектории периодического облета Луны. При этом вовсе не учитывается притяжение Луны. Фактически же после облета Луны, как мы знаем, начальные условия (величина и направление скорости) если и повторяются, то в другой точке пространства Поэтому после облета космический аппарат не может возобновить прежнее движение в геоцентрических координатах. Но, как можно сообразить, в случае периодического сближения с возвращением в системе координат, вращающейся вместе с линией Земля — Луна, возобновляется периодически не только вектор начальной скорости, но и начальная точка. Иными словами, в этой системе координат траектория периодического сближения с возвращением будет замкнутой. [c.233]

Если пренебречь возмущающим влиянием Земли в момент сближения, то следует ожидать периодических возвращений искусственной планеты к Земле. Фактически же возмущения вызовут изменение периода обращения. Зонд придет в следующий раз к месту встречи на орбите Земли немного раньше илп немного позже Земли, и повторная встреча не произойдет. [c.351]

Безостановочными облетами мы называем гиперболические пролеты мимо планет, не сопровождающиеся выходом на орбиту искусственного спутника планеты. Наличие человека на борту корабля, совершающего подобный межпланетный перелет, позволяет более просто организовать автономную навигацию и коррекцию при сближении с планетой. Это обстоятельство не вносит особых корректив в траекторию по сравнению с облетом планеты автоматической станцией, сопровождающимся возвращением к Земле. То же, естественно, касается и характеристической скорости. Однако начальная масса ракеты-носителя возрастает во много раз. [c.447]

КК "Союз" (рис. 1.22 и 1.23) характеризует новый этап в развитии пилотируемых кораблей. В отличие от своих предшественников новый корабль - аппарат многоцелевого назначения. Отличается наличием двух жилых отсеков орбитального отсека, предназначенного для проведения научных исследований, а также используемого в качестве шлюза для выхода в открытый космос и размещения грузов, доставляемых на орбитальные станции, и спускаемого аппарата, где космонавты находятся во время выведения на орбиту и при возвращении на Землю. Надежные бортовые системы, экономичные двигательные установки, системы сближения и стыковки, разнообразное научное оборудование и широкие возможности маневра в полете обеспечивают выполнение кораблями "Союз" разносторонней программы комплексных исследований. [c.65]

Идея инерциального метода управления была высказана еще в 1932 г. Большой практический вклад в создание отечественных систем управления был сделан коллективом ученых и специалистов, руководимых Н. А. Пилюгиным (1908-1982). Современные системы управления способны выводить ракеты-носители на любые траектории и орбиты, приводить их точно к цели, осуществлять сближение и стыковку, производить посадку на небесные тела, управлять процессом возвращения к Земле, в том числе осуществлять беспилотную посадку крылатых кораблей. Если двигательная установка называется сердцем ракеты, то система управления - ее голова и нервы. [c.15]

Радиус наибольшего сближения с Землей КЕ также выражается через параметры попадания, чтобы гарантировать монотонность и достаточную линейность функций относительно переменных отправления от Земли. На рис 31.8 покзваны траектория возвращения к Земле и система координат для определения параметров попадания. Вектор ЗОЕ направлен приблизительно вдоль линии Луна-Земля, соответствующей моменту отправления от луны, TOE расположен в плоскости земного экватора, КОЕ дополняет систему до правой [c.101]

Корабль массой 6,8 т, длиной 7,94 м, максимальным диаметром 2,72 м состоит из трех отсеков. Орбитальный отсек (объем 6,5 м ) служит местом работы и отдыха космонавтов. Здесь же проводились в прошлом технологические эксперименты. В спускаемом аппарате массой 2800 кг экипаж находится не только при возвращении на Землю, но и при выведении на орбиту, в момент стыковки со станцией, вообще при управлении кораблем. В приборно-агрегатном отсеке размещены основные служебные системы, обеспечивающие автономный полет, сближение и стыковку, полет вместе с орбитальной станцией и расстыковку. На переходной секции этого отсека находятся 10 двигателей причаливания и ориентации тягой Юкгс каждый в герметичной приборной секции — различная аппаратура в агрегатной — сближающе-корректирующий двигатель, снаружи секции — 4 двигателя причаливания и ориентации (по 10 кгс) и 8 двигателей ориентации (по 1 кгс). При спуске (уже после отделения от станции Салют ) от корабля сначала отделяется орбитальный отсек, затем сообщается тормозной импульс, а перед входом в атмосферу от спускаемого аппарата отделяется приборно-агрегатный отсек. О том, как происходит спуск Союза , говорилось в 4 гл. 5 ). [c.171]

Траектория на рис. 85, в не является облетной, на что ясно указывает ее вид во вращающейся системе отсчета. С другой стороны, траектория на рис. 86 [3.14] является облетной, но Луна огибается не против часовой стрелки, как может показаться, а по часовой стрелке. Это можно заметить, сопоставив числовые отметки на орбите Луны и на траектории космического аппарата сначала аппарат находится левее Луны (если смотреть со стороны чЗемли), лотом позади нее, затем справа. Обратим внимание на то, что и е этом случае роль Луны сводится к спрямлению траектории и приближению ее к Земле, хотя траектория и не является номинальной. Облет получается дальний, и поэтому восьмерка вокруг Луны не описывается. Продолжительность полета по номинальным траекториям сближения с возвращением различна. Меньше всего времени для полета требуют облетные траектории, дающие тесное сближение (рис. 84, а, б) 5—10 сут. Дольше всего (15—20 сут) должны продолжаться полеты по долетным траекториям с тесным сближением (рис. 85, а, б). [c.226]

А теперь укажем обстоятельства, которые делаюг периодическое сближение с возвращением, этот своеобразный космический бильярд , практически нереальным. Во-первых, очевидно, что траектории периодического облета Луны должны быть плоскими. Эта трудность преодолима. Но, во-вторых, периодический облет возможен лишь теоретически в предположении, что орбита Луны — идеальная окружность. В-третьих, требуется невероятная точность начальных условий. Например, в случае траектории, изображенной на рис. 88 начальную скорость необходимо соблюдать с точностью до 1 ММ/с. При ошибке 1 мм/с космический аппарат через несколько оборотов покинет сферу действия Земли. В-четвертых, мы не учли возмущений от Солнца... [c.234]

Космический корабль, возвращающийся на Землю со спутниковой орбиты, обладает кинетической энергией на единицу массы, эквивалентной 13 500 Бте1фунт, тогда как при возвращении непосредственно с параболической орбиты сближения кинетическая энергия единицы массы корабля будет равна 27 ООО Бте/фунт. (При спуске на Венеру и Марс эти [c.341]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...