Траектории возвращения

Скорость для траекторий возвращения ) (в единицах средней орбитальной скорости Земли) [c.16]

В связи с подготовкой и осуществлением космических полетов возникла необходимость возвращения аппаратов с орбиты на поверхность Земли. Это привело к развитию аэродинамики очень больших скоростей, включая орбитальные скорости. Здесь основной задачей является достижение минимального аэродинамического нагрева в некотором заданном диапазоне траекторий возвращения, а также уменьшение перегрузок в пилотируемых спускаемых аппаратах. Попробуем определить из простых соображений, какие классы тел отвечают минимальному нагреву. [c.11]

На практике представляют большой интерес не номинальные траектории возвращения, проходящие через центр Земли, а специальные траектории (рис. 87), проходящие от центра Земли на расстоянии, примерно на 100 км превышающем радиус Земли, т. е. траектории пологого входа в атмосферу (условная высота атмосферы обычно принимается за 100 км). Они позволяют, как мы увидим в 3 гл. И, вернуть на Землю облетевший Луну космический аппарат. [c.229]

Перигей траектории возвращения не должен лежать слишком высоко. Но он, как мы видели, не может быть и слишком низок.. Следовательно, вход в атмос ру при возврате с Луны может [c.259]

Однако и не всякая пролетная траектория, позволяющая вблизи Луны выйти на орбиту спутника Луны, может оказаться подходящей для экспедиции на Луну. Если существует неуверенность в том. Что двигатель космического корабля включится при попытке перехода на окололунную орбиту, то пролетная траектория должна быть траекторией возвращения. Тогда при такой аварийной ситуации будет гарантирован автоматический возврат космонавтов на Землю (хотя бы при условии последующей успешной коррекции траектории). Траектории же полета к Луне, приводящие к разгону корабля и выбросу его из сферы действия Земли, несут элемент риска. [c.269]

В 3 гл. 10 мы, предполагая геоцентрическую орбиту подлета к точке 1 полуэллиптической, получили для импульса перехода на либрационную орбиту в точке Ьг значение 0,65 км/с. Такой же импульс, сообщенный в противоположном направлении (тормозной с геоцентрической точки зрения и разгонный с селеноцентрической), переведет корабль, находящийся на рейде в космопорте 1, на полуэллиптическую траекторию возвращения к Земле, симметричную траектории прибытия. [c.294]

На рис. 145 показана траектория 1—2—3 полета к Марсу с попутным облетом Венеры (в точке 2) [4.47]. (Участок 4—5 представляет собой траекторию возвращения к Земле экспедиции после [c.388]

Экспедиции с траекториями возвращения, [c.453]

Облет Луны с пологим возвращением в атмосферу Земли. Предварительно обсудим общую задачу облета Луны в плоскости ее орбиты с возвращением к Земле. Для упрощения классификации будем рассматривать в качестве номинальных траекторий возвращения, проходящие через центр Земли. Поэтому после выхода из сферы действия Луны постоянная интеграла площадей в геоцентрическом движении должна равняться нулю. [c.261]

Задача обратного перелета с орбиты ИСЛ к Земле отличается от задачи прямого перелета тем, что КА, как правило, не выводится на орбиту ИСЗ, а совершает пологий вход в атмосферу Земли с последующим управляемым движением в атмосфере и рассеиванием энергии за счет аэродинамического торможения. При возвращении к Земле важно обеспечить требуемую высоту условного перигея (которая реализовалась бы при отсутствии атмосферы), его географическую привязку по широте и долготе, а также наклонение геоцентрической траектории возвращения к плоскости экватора. Широта условного перигея обеспечивается главным образом за счет выбора склонения Луны в момент старта КА с орбиты ИСЛ. Необходимую долготу перигея можно обеспечить путем изменения времени перелета. Высоту условного перигея целесообразнее всего регулировать коррекцией скорости. [c.283]

Траектории полета к планете назначения с возвращением к Земле включают подклассы траекторий с задержкой у планеты (на ее поверхности или на орбите вокруг планеты) и без задержки у планеты. Если траектории без возвращения к Земле приемлемы только для доставки автоматических аппаратов, то траектории с возвращением к Земле, являясь обязательными для будущих пилотируемых полетов к планетам, могут использоваться и при запуске автоматических аппаратов. Например, в тех случаях, когда необходимо доставить на Землю образцы грунта или пробы атмосферы планеты. Возвращение КА к Земле желательно проводить в два этапа. Сначала КА выводится на промежуточную орбиту вокруг планеты, а затем стартует на гиперболическую траекторию возвращения. [c.287]

Служебный отсек обеспечивает все маневры корабля на траектории полета к Луне, коррекцию траектории, выходи на орбиту ИСЛ, переход с орбиты ИСЛ на траекторию полета к Земле и коррекцию траектории возвращения. [c.38]

РСУ служебного отсека управляет кораблем после его отделения от ступени S-IVE, на траектории полета Земля-Луна, при выходе на орбиту ИСД после отделения лунного корабля управляет основным блоком (командный и служебный отсеки) на орбите ИСЛ и на траектории возвращения основного блока к Земле. [c.59]

Методика расчета траектории возвращения [c.103]

Траектории, которые подходят к Луне по направлению движения, не гарантируют получения участка возвращения к Земле, который будет отвечать требованиям сходимости процесса расчета траекторий. Чтобы обеспечить получение траектории возвращения к Земле, в схеме расчета с использованием сфер действия вводится разрыв между окололунным и околоземным участками траектории. На каждой окололунной траектории согласно рассматриваемой схеме расчета космический корабль переводится из состояния, соответствующего действительному периселению, в требуемое состояние. После этого начинается интегрирование околоземной траектории. Разрыв исчезает при достижении сходимости. Показанные на рис. 31.7 геометрические соотношения для окололунного участка позволяют определить Rm и т. Если известны вектор S тО и наклонение Ist, то требуемые значения радиуса-вектора периселения Р и вектора скорости Q можно вычислить по следующим формулам [c.103]

Метод 2. Если ЖРД служебного отсека отказал между 2 и 3 мин работы, необходимо, используя ЖРД посадочной, ступени, подрегулировать орбиту до безопасной и в следующем периселении вторично включить ЖРД, нацелив траекторию возвращения в центр Тихого океана. [c.113]

Если необходимо осуществить аварийное возвращение с орбиты ожидания вокруг Луны, вывод на траекторию полета к Земле производится раньше запланированного и траектория возвращения нацеливается в точку посадки в центре Тихого океана. [21.] [c.113]

Последние 2 оборота вокруг Луны экипаж готовился к переходу с орбиты ИСЛ на траекторию возвращения к Земле. [c.122]

Полет по траектории возвращения к Земле длился 80 ч 44 мин 18 сек и бьша произведена лишь о дна коррекция 25 декабря в момент времени То + 104 ч. [c.122]

Выход на траекторию возвращения к Земле [c.152]

На 45-м витке, когда основной блок находился за диском Луны, был включен ЖРД служебного отсека, скорость увеличилась с 1622,6 до 2550,5 м/сек и корабль перешел на траекторию возвращения к Земле. Основной блок находился на орбите ИСЛ 89 ч 2 мин. [c.161]

И выведет корабль на траекторию возвращения к Земле, если полностью откажет ЖРД служебного отсека. [c.178]

Исключение решено было сделать только в двух случаях, когда требуется большой импульс при переходе с траектории полета к Луне на селеноцентрическую орбиту и при переходе с этой орбиты на траекторию возвращения к Земле. [c.178]

В То +291 ч 57 мин была произведена единственная коррекция траектории возвращения к Земле, которая потребовала приращения скорости 1,5 м/сек. Коррекция осуществлялась ЖРД реактивной системы управления, которые проработали 21 сек. [c.185]

ЖРД служебного отсека был включен на 64 витке полета основного блока по орбите ИСЛ в 5 ч 15 мин, когда корабль находился за Луной. ЖРД проработал нормально 162 сек, израсходовав около 5 т топлива, и перевел основной блок на траекторию возвращения к Земле. [c.199]

В 02 ч 35 мин на 76 витке по селеноцентрической орбите, когда корабль находился за Луной, был включен ЖРД служебного отсека, он проработал 144 сек и обеспечил переход на траекторию возвращения к Земле. [c.210]

Траектории МТА. для выведения спутника на ту или иную орбиту или встречи со спутником не отличаются от оптимальных траекторий 2,6 гл. 5. Но если мы хотим, чтобы МТА мог повторно использоваться, он должен вернуться на базовую орбиту, чтобы там заправиться топливом для нового полета. Траектория возвращения должна быть симметрична траектории полета туда, т. е, например, при возвращении со стационарной орбиты она представляет собой "пунктирную полуэллиптическую траекторию 2 на рис. 35 в 2 гл. 5. Второй тормозной импульс должен сообщаться в момент достижения базовой орбиты / (рис. 35). Суммарная характеристическая скорость всей операции, которой суждено, очевидно, стать стандартной, равна удвоенной скорости перехода с орбиты / на стационарную орбиту Я (рис. 35), а именно 8,5 км , если базовая орбита имеет высоту 200 км и наклонение 28,5°. Это вовсе немало. Поэтому ппименение в МТА (вдали от земной поверхности) твердо-(Ьазных ЯРЛ со скоростью истечения 84-10 км/с делается очень желательным [2 401. [c.185]

Однако во многих случаях, как мы увидим, целесообразно, чтобы траектория возвращения не была гомановской. Поэтому, как правило, скорости входа в земную атмосферу будут значительно превышать вторую космическую даже при возвращении от Марса и Венеры, не говоря уже о других планетах. При возврате с Марса скорость входа может превышать 20 км/с (см. ниже), минимальные скорости входа при возврате с Урана, Нептуна, Плутона будут порядка 16 км/с. Вход на подобных скоростях резко сужает коридор входа по сравнению со входом со второй космической скоростью. [c.444]

Корабль Apollo имеет 3 главные двигательные установки служебного отсека, посадочную и взлетную. Служебная двигательная установка используется для коррекции траектории полета к Луне, выхода на траекторию ИСЛ, выхода на траекторию возвращения к Земле и в аварийных ситуациях. / игательная установка посадочной ступени обеспечивает сход лунного корабля с орбиты ИСЛ, торможение и мягкую посадку на Луну. Взлетная двигательная установка используется для старта с Луны взлетной ступени и вывода ее на траекторию ИСЛ. Расчетная продолжительность работы двигательных установок корабля приведена в табл. 6. [c.44]

Задача прицеливания на траектории выведения к Луне состоит в определении параметров старта с Земли и участка разгона с околоземной орбиты (независимые переменные) для заданного набора параметров прицеливания (зависимые переменные). Параметрами прицеливания являются радиус периселения окололунной траектории Rm, ширина периселения в лунной системе координат Lm и высота условного перицентра траектории возвращения RE. В качестве трех независимых переменных рассматриваются время старта Т1, продолжительность движения на промежуточной околоземной орбите t и удельная энергия на траектории к Луне СЗ. Эти переменные, будучи определенными с помощью 1ггеративного процесса, устанавливают 3 важных зависимых параметра задачи время старта для заданного азимута, время до второго включения ступени S-IVB при разгоне с околоземной орбиты (на втором или третьем обороте) и удвоенную удельную энергию эллиптической траектории полета к Луне. [c.93]

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]

Метод 3. Если аварийное возвращение начинается после 3 мин работы ЖРД и до конца активного участка выведана орбиту ИСЛ, АроИо должен сделать один или два оборота вокруг Луны, прежде чем можно будет в периселении включить ЖРД посадочной ступени и рассчитать траекторию возвращения с посадкой в центре Тихого океана. [c.113]

После 10 оборотов вокруг Луны, 25 декабря в момент времени То +89 ч 15 мин 07 сек, когда Apollo-8 находился за Луной, бьш включен ЖРД служебного отсека, скорость бьша увеличена на 1,073 км/сек и корабль вышел на траекторию возвращения к Земле с таким расчетом, чтобы войти в атмосферу Земли на высоте 120 км. [c.122]

Вывод т траекторию возвращения к Звале [c.136]

Основной блок бьш вьшеден на траекторию, близкую к расчетной. Единственная коррекция траектории возвращения бьша сделана в То +188 ч 49 мин 56 сек, ЖРД служебного отсека проработал 6,6 сек, и приращение скорости составило 0,49 м/сек. [c.136]

М. Коллинз включил ЖРД служебного отсека в То +135 ч 25 мин, когда корабль Аро11о-11 находился за Луной ЖРД проработал 149 сек, сообщил приращение скорости 1003 м/сек и перевел корабль на траекторию возвращения к Земле продолжительностью 59,5 ч (рис. А3. 5). [c.152]

На траектории возвращения к Земле была сделана одна коррекция с помощью ЖРД РСУ с импульсом 0,67 м/сек, изменившая угол входа в атмосферу Земли с -7,95 до -6,5°. Командный отсек корабля Аро11о-12 вошел в атмосферу в То +244 ч 22 мин 18 сек со скоростью 11 015,4 м/сек и в То +244 ч 36 мин 24 сек на 14 сек позже расчетного времени произвел посадку в Тихом океане в точке с координатами 15°49 ю. ш. и 165° 10 з. д. в 645 км юго-восточнее о. Самоа. [c.161]

В То +58 ч 07 мин руководство NASA приняло решение об отказе от посадки Аро11о-13 на Луну и аварийном возвращении на Землю после облета Луны. И через 30 мин это решение было объявлено официально. В То +58 ч 22 мин представители заявили, что для ускорения полета Аро11о-13 по траектории возвращения к Земле 15 апреля в То +79 ч 30 мин будет произведена коррекция траектории не с помощью ЖРД служебного отсека, который работать не может, а с помощью двигательной установки посадочной ступени лунного корабля. [c.165]

Б момент времени То +149 ч 14 мин бьш включен ЖРД служебного отсека, он проработал 147 сек, скорость полетав увеличилась на 1051 м/сек и корабль Аро11о-14 перешел на траекторию возвращения к Земле. [c.172]

На траектории возвращения после длительного отдыха экипаж провел запланированные технологические эксперименты в условиях невесомости. Б момент То +165 ч 37 мин была проведена единственная (из трех запланированных) коррекция траектории, потребовавшая включения ЖРД служебного отсека на 3 сек. Командный отсек отделился от служебного отсека перед входом в атмосферу в момент То +215 ч 32 мин вход в атмосферу произошел в момент То +215 ч 48 мин и 9 февраля командный отсек корабля Аро11о-14 произвел посадку в Тихом океане в момент То +216 ч 02 мин, в точке с координатами 27°02 ю. ш., 172°40 . д. в 1400 км южнее о. Самоа. Полет корабля Apoll о-14 продолжался 216 ч 02 мин. Общие затраты на полет Apoll о-14 составили 445 млн. долл. [c.172]

В То +223 ч 49 мин 5 августа на 74 витке по селеноцентрической орбите, когда корабль наход1шся за Луной, был включен ЖРД служебного отсека, он проработал 142 сек и обеспечил переход на траекторию возвращения к Земле. В То +238 ч 15 мин корабль Apollo-15 вышел из сферы действия гравитационного поля Луны. [c.185]

Производятся исследования и фотографирование Луны с орбиты ИСЛ Перед посадкой лунного корабля основной блок переводится на круговую орбиту ИСЛ с высотой 111 км над поверхностью Луны. Б течение следующих трех суток продолжаются исследования Луны с орбиты ИСЛ. За 20 ч до старта второй ступени лунного корабля с поверхности Луны изменяется плоскость орбиты основного блока, чтобы он ок звался в наивыгоднейшем положении для встречи и стыковки. За несколько часов до выхода на траекторию возвращения к Земле Аро11о-16 переводится на орбиту с параметрами 104/141 км для запуска с борта корабля ИСЛ [c.190]

Большинство орбитальных маневров корабля Apollo - зывод на орбиту ИСЛ, переход на круговую орбиту ИСЛ и на траекторию снижения на Луну, а также переход с орбиты ИСЛ на траекторию возвращения к Земле и коррекция траектории - выполняются на основе принципа [c.217]

Гиперболические орбиты являются орбитами движения небесных тел, способных преодолевать поле тяготения основного притягивающего центра. Таковы кометы, навсегда покидающие Солнечную систему, а также космичеС1ше аппараты, стартующие с орбиты ИСЗ при осуществлении межпланетных перелетов к Венере, Марсу, Юпитеру и др. Следует указать, что траектории возвращения КА после полета к планетам также являются гиперболическими, величина скорости которых превышает вторую космическую (параболическую) скорость. [c.76]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...