Траектории достижения планет

Траектории достижения планет [c.341]

Существенное отличие прикладной небесной механики от классической заключается в том, что вторая не занимается и не может заниматься выбором орбит небесных тел, в то время как первая занимается отбором из огромного числа возможных траекторий достижения того или иного небесного тела определенной траектории, которая учитывает многочисленные, зачастую противоречивые, требования ). Главное требование — минимальность скорости, до которой разгоняется космический аппарат на начальном активном участке полета и соответственно минимальность массы ракеты-носителя или орбитального разгонного блока (при старте с околоземной орбиты). Это обеспечивает максимальную полезную нагрузку и, следовательно, наибольшую научную эффективность полета. Учитываются также требования простоты управления, условий радиосвязи (например, в момент захода станции за планету при ее облете), [c.16]

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]

В этой главе мы рассмотрим общие закономерности движения космических аппаратов, предназначенных для автоматического исследования планет и выводимых на траекторию полета с помощью ракет большой тяги. Прежде всего, нас будет интересовать вопрос о том, каково наименьшее значение скорости отлета с Земли, обеспечивающее достижение планеты-цели. [c.305]

Для достижения планеты, отстоящей на расстоянии Гд от центра Солнца, по эллиптической траектории, касательной к орбитам обеих планет, необходимо сообщить аппарату скорость относительно центра Земли, которая на основании (219) в случае отсутствия земного тяготения определится из равенства [c.121]

Вычислим теперь время, затрачиваемое планетой для достижения какой-нибудь точки траектории. Мы нашли [c.355]

Если скорость входа в атмосферу превышает первую космическую, то уравнение движения преобразуется таким образом, чтобы получить, приближенные соотношения, связывающие условия входа в атмосферу с параметрами траектории в точке достижения минимума высоты при первом погружении в атмосферу. С помощью этих соотношений найдена простая приближенная формула для ширины коридора входа в атмосферу, справедливая для аппаратов с не слишком малым аэродинамическим качеством. Рассмотрена также обратная задача нахождения закона изменения подъемной силы при заданной зависимости высоты от скорости полета. Поскольку все эти решения получены для безразмерных переменных, результаты работы применимы к траекториям входа в атмосферу различных планет. [c.286]

Может показаться странным, что как в задаче о пролете мимо какой-либо планеты, так и в задаче о выходе на орбиту спутника планеты обычно считают, что гелиоцентрическое движение начинается со скоростью, равной орбитальной скорости Земли, т. е. предполагают геоцентрическую скорость выхода равной нулю Мы ведь знаем, что после того, как достигнута параболическая скорость внутри сферы действия Земли, разгон с помощью двигателя малой тяги может продолжаться, и на границу сферы действия Земли аппарат выйдет с какой-то определенной скоростью. Фактически так всегда и бу дет, но для простоты расчетов можно считать, что после достижения параболической скорости полет до границы сферы действия Земли является пассивным, а затем двигатель действует так, как он фактически и действовал бы еще внутри сферы действия Земли Конечный результат в смысле времени перелета и затраченного рабочего тела от этого не изменится. Но, конечно, когда дело дойдет до проектирования конкретной траектории и нужно будет следить с Земли за фактическим полетом, расчет будет вестись с учетом того, что полет до выхода из сферы действия Земли все время является активным. [c.345]

Рис. 136. графики (а) начальных скоростей, обеспечивающих достижение заданных расстояний по полуэллиптическим траекториям, и (б) суммарных характеристических скоростей для двухимпульсных запусков искусственных планет на круговые орбиты Расстояние по вертикали между графиками а и б указывает величину импульса в афелии орбиты перехода. График в показывает величину суммарной характеристической скорости двухимпульсного маневра для падения на Солнце. Старты — с земной поверхности Потери не учитываются. Масштабы расстояний на оси абсцисс отличаются в 20 раз для внутренних и внешних орбит. [c.358]

Точка пересечения реализовавшейся траектории с картинной плоскостью определяет условия движения КА относительно планеты на этапе наибольшего сближения. Две координаты точки пересечения являются теми двумя корректируемыми параметрами, которые стремятся свести к номинальным значениям с заданной точностью. Оставшийся свободный параметр трехкомпонентной коррекции может быть использован, например, для минимизации величины корректирующего импульса скорости или для минимизации суммарной ошибки коррекции. Иногда свободный параметр используют для коррекции времени достижения картинной плоскости, чтобы обеспечить условия наблюдаемости с наземных измерительных комплексов. [c.426]

Задачи, стоящие перед КА при выполнении межпланетных полетов, так же разнообразны, как и способы нх решения. Обычно говорят о схеме полета КА, обеспечивающей достижение заданной цели, понимая под этим вид траектории полета, число и вид операций на траектории полета, способы совершения этих операций. В настоящее время известно большое количество схем полета КА к планетам. Все они различаются по решаемым задачам, по сложности реализации, по баллистическим харак. теристикам. В основу приведенной ниже классификации положены следующие основные признаки, характеризующие схему полета [c.127]

За исключением орбиты Плутона и в несколько меньшей степени орбиты Меркурия, орбиты прочих планет очень близки к круговым. С точки зрения астронавтики это счастливое совпадение. Действительно, для того чтобы космический корабль и планета-цель могли встретиться в точке соприкасания или пересечения их траекторий, необходимо, чтобы в момент отправления корабля Земля и планета назначения были расположены в пространстве некоторым строго определенным образом. Если орбиты планет представляют собой концентрические окружности, то энергия, требуемая для перелета, не зависит от даты достижения нужного расположения. Если же орбиты эллиптические, то это уже не имеет места. Фактически у реальных планет орбиты близки к круговым, однако их большие оси не совпадают и направлены в различные стороны. [c.147]

И американские, и советские конструкторы, работающие в космической отрасли, именно в Марсе видели свою главную цель и тот рубеж, после достижения которого можно будет говорить о следующей цели — звездах. Вспомним, ведь еще Фридрих Цандер сделал своим девизом лозунг Вперед, на Марс , а советские ракетчики из ГИРДа с энтузиазмом подхватили его. Немецкие и австрийские теоретики космонавтики задолго до Второй мировой войны и полетов Фау-2 рассчитывали оптимальные траектории достижения Марса и других планет Солнечной системы. Вернер фон Браун, возглавивший американскую лунную программу, уже в 1949 году предложил проект трехступенчатой межпланетной ракеты, способной достигнуть орбиты Марса. [c.378]

Минимальная начальная скорость для достижения Венеры, приведенная к поверхности Земли, равна 11,461 км/с. Ей соответствует геоцентрическая скорость выхода из сферы действия Земли 2,496 км/с. Продолжительность перелета по гомановской траектории составляет 146 сут. Начальная конфигурация планет соответствует опережению Венеры Землей на 54,1° (87,8 сут до соединения). Незначительное увеличение скорости отлета с Земли приводит к большому сокращению длительности перелета, так как точка пересечения траектории перелета с орбитой Венеры резко перемещается навстречу Земле. [c.386]

Гомановский перелет к Юпитеру, начинающийся при скорости 14 км/с, продолжается без трех месяцев 3 года, а параболический более года. Минимальная начальная скорость достижения Сатурна всего лишь на 1 км/с превышает соответствующую величину для Юпитера, но время перелета составляет уже 6 лет. По параболической же траектории Сатурн может быть достигнут за 2,5 года. Все это более или менее терпимо. Однако с остальными планетами группы Юпитера дело обстоит гораздо хуже. Полеты к Урану, Нептуну, Плутону требуют мало отличающихся минимальных скоростей, так как они уже близки к третьей космической. Но продолжительности полетов, как видно из табл. 6 и 7, колоссальны. Полет до Плутона (при его среднем расстоянии) по параболической траектории продолжается более 19 лет 21 января 1979 г. Плутон, двигаясь по своей достаточно вьггянутой орбите, оказался внутри почти круговой орбиты Нептуна и снова окажется дальше от Солнца, чем Нептун, только в марте 1999 г. <он достигнет перигелия в 1989 г), так что по- [c.403]

Полет по биэллиптической траектории с гравитационным маневром в афелии. Второй (тормозной) импульс скорости, сообщаемый КА в афелии, можно частично или полностью заменить гравитационным маневром, если согласовать момент достижения афелпя с входом в сферу действия планеты, имеющей сильное гравитационное поле. [c.330]

Имя С. П. Королева, как создателя первых в мире космических ракетных систем, навсегда вписано в историю развития ракетной техники и стало ее знаменем. Но за последние два десятилетия у нас в Союзе выросли и развились и новые самостоятельные научно-технические школы, решающие вопросы ракетной техники на более высокой ступени технического развития. Одним из больших достижений последних десятилетий явилось создание ракеты-носителя Протон , в несколько раз более мощной, чем ракета, с помощью которой был осун ествлен запуск первого спутника. Начиная с 1965 г. с помощью этого носителя было обеспечено выведение на орбиту серии спутников и орбитальных станций массой до 20 т. При помощи этого носителя на траектории с облётом Луны был выведен ряд аппаратов серии Зонд , автоматы, доставившие на Землю лунный грунт и обеспечившие исследование Луны при помощи атомата-лунохода. Наконец, носитель Протон в сочетании с новыми дополнительными ракетными блоками, стартующими с низкой орбиты, позволил вывести к Марсу и Венере автоматические станции, совершившие посадку на поверхность этих планет, обеспечил выведение спутников достаточно большого веса на стационарные земные орбиты. [c.15]

Если бы даже было возможно осуществлять точное слежение за раке той с Земли или со спутников, а система управления ракеты выводила бы ее на требуемую баллистическую траекторию, то и в этих условиях для достижения той фантастической точности, которая требуется в космических перелетах, при нынешнем недостаточном знании параметров планет необходимо использовать на ракете специальные инфракрасные или радарные системы наведения для коррекции и управления на промежу--точном и конечном участках траектории полета. [c.618]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...