Двухимпульсные орбиты искусственных планет

Двухимпульсные орбиты искусственных планет [c.356]

ДВУХИМПУЛЬСНЫЕ ОРБИТЫ ИСКУССТВЕННЫХ ПЛАНЕТ 357 [c.357]

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]

На рис. 136 приведены график а начальных скоростей, необходимых для достижения различных расстояний от Солнца, и график б суммарных характеристических скоростей для запусков соответствующих искусственных планет на двухимпульсные круговые орбиты. [c.358]

Поэтому наиболее подходящим будет двухимпульсный маневр. Тормозной импульс в перицентре гиперболы подхода переведет космический аппарат на промежуточную орбиту искусственного спутника Марса, касающуюся или пересекающую орбиту естественного спутника планеты. Промежуточная орбита должна быть выбрана таким образом, чтобы через некоторое время искусственный и естественный спутники встретились в общей точке их орбит (возможно, после нескольких оборотов). Здесь дополнительный ракетный импульс должен будет уравнять векторы скоростей спутников. Желательно, чтобы перицентр гиперболы подхода был как можно ближе к атмосфере Марса (см. 7 гл. 13), а апоцентр промежуточной орбиты — к орбите естественного спутника (лежал бы снаружи орбиты, а еще лучше — на ней). При этом расход топлива был бы минимальным. [c.376]

До сих пор мы говорили о запуске спутника Луны с помощью одноимпульсного маневра внутри сферы действия Луны. Но теоретически может оказаться энергетически выгодным использование двухимпульсного маневра. Эта выгода обнаруживается для круговых орбит, расположенных выше оптимальной орбиты. Ввиду малого практического значения этого обстоятельства для запуска спутников Луны (слишком высокие орбиты) мы отложим детальное рассмотрение этого вопроса до 7 гл. 13, когда займемся искусственными спутниками планет. [c.244]

В. С. Новоселовым (1963), а оптимальный компланарный перелет между орбитами — С. Н. Кирпичниковым (1964). Условия оптимального-импульсного перехода космического аппарата, тормозяш,егося в атмосфере планеты, на орбиту искусственного спутника, были подробно, проанализированы В. А. Ильиным (1963). Позже В. А. Ильин (1964, 1967) и В. С. Вождаев (1967) рассматривали задачу определения оптимальной траектории перелета между компланарными круговыми орбитами с использованием методики сфер действия и получили простые алгебраические соотношения между эксцентриситетами и фокальными параметрами для одно- и двухимпульсных перелетов. Еш е одно интересное исследование В. А. Ильина (1967) посвящено приближенному решению задачи синтеза траектории близкого облета Луны с возвращением в атмосферу Земли. В этом исследовании успешно используется замена движения космического аппарата в сфере действия Луны — разворачивающим импульсом поля тяготения Луны. [c.274]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...