Положение и скорость спутника в пространстве

Ограничимся рассмотрением вековых эффектов. Исследование будем проводить в переменных 0 и Я — аэродинамических координатах вектора кинетического момента. Посмотрим, какие бесконечно малые изменения углов 0 и X вызывает бесконечно малое изменение положения орбиты в пространстве вследствие влияния сжатия Земли. Складывая затем эти бесконечно малые изменения углов 0 и X с бесконечно малыми изменениями, вызванными влиянием возмущений на вращательное движение спутника, и переходя к мгновенным угловым скоростям, получим систему дифференциальных уравнений движения вектора кинетического момента с учетом всех рассматриваемых факторов. [c.252]

Первой цели служит любой искусственный спутник Луны, связанный со станциями наблюдений по радио и способный посылать собственные сигналы на Землю и возвраш,ать на Землю полученные сигналы. Таким путем определяется положение спутника в пространстве, т. е. направление на спутник и расстояние до него (по времени прохождения радиосигнала туда и обратно), а также его лучевая ( доплеровская ) скорость — проекция скорости спутника относительно пункта наблюдения на луч зрения, т. е, скорость удаления или приближения спутника. Измерительным прибором при этом служит сам спутник, а показаниями прибора — пере-меш.ение спутника в пространстве. Искусственные спутники [c.253]

Поскольку в период первых запусков спутников для исследования космического пространства существовали жесткие ограничения по весу полезной нагрузки ракет-носителей, то на борту спутников не устанавливались устройства, способные поддерживать заданную скорость вращения спутника, необходимую для увеличения времени стабилизации его углового положения, а тем более системы ориентации оси собственного вращения. [c.107]

Оригинальной, с точки зрения технической реализации, является система стабилизации углового положения и управления скоростью вращения искусственного спутника Земли SAS-A — Небольшой астрономический спутник . Спутник был запущен 12 декабря 1970 г. и вышел на орбиту высотой перигея 532 км и апогея 572 км. Он имел форму корпуса близкую к цилиндру и стабилизировался вращением относительно продольной оси (рис. 3.15). Назначение спутника заключалось в изучении местонахождения, интенсивности и вариаций во времени источников рентгеновского излучения в космическом пространстве с помощью рентгеновского телескопа [119]. [c.120]

Дальнейшее гашение скорости обеспечивается штангами. Для типичной конструкции спутника момент инерции может быть увеличен в 100 раз, в результате чего скорость беспорядочного вращения уменьшится до 0,015 юб/орб [39]. Это означает, что спутник занимает положение, практически неподвижное относительно инерциального пространства. [c.39]

Глава 4 содержит сведения об элементах орбиты в пространстве. Показан способ определения орбит различных типов по двум положениям и времени перелета между заданными точками. Приведен также способ определения орбиты по измерениям положения и скорости с использованием многих измерений. Рассмотрены примеры построения трасс околоземных спутников. [c.8]

Пассивные и полупассивные магнитные системы находят широкое применение на спутниках, стабилизированных вращением. Эти системы при очень простой аппаратурной реализации позволяют поддерживать угловую скорость спутника в заданных пределах, а также корректировать положение его оси вращения в пространстве. [c.43]

Моменты сил, действующие на спутник. Исследование движения спутника около центра масс обычно предполагает известной зависимость моментов сил, действующих на спутник, от его положения и скорости вращения. Эти моменты в общем случае сложным образом зависят от конфигураций спутника, распределения масс, свойств материала, из которого изготовлен спутник, и физических свойств окружающего спутник пространства. Поэтому вычисление моментов сил представляет самостоятельную, достаточно сложную задачу. Этой задаче уделено много внимания в работах В. В. Белецкого (1958—1959, 1963, 1965), Г. И. Дубошина (1958), А. А. Карымова (1962), А. И. Лурье (1962—1963), [c.288]

Положение и скорость спутника в пространстве. Пусть заданы элементы орбиты (4.1.4), а требуется определить координаты и составляющие скорости спутника в экваториальной (эклиптической) системе координат Fxyz (рис. 4.1) в произвольный момент времени t. При этом будем полагать, что орбита спутника эллиптическая (для гиперболической и параболической орбит последовательность вычислений остается такой же, но должны использоваться соотношения, полученные ранее для этих орбит). Ось Fx направлена в точку весеннего равноденствия Т, которая на небесной сфере соответствует линии пересечения плоскостей экватора и эклиптики при переходе Солнца из Южного полушария в Северное. [c.100]

Поэтому начиная с некоторого момента можно считать, что спутник враш ается вокруг поперечной оси (точнее говоря, поперечная ось спутника составляет некоторый малый угол с вектором кинетического момента, то есть угол нутации О близок к 90°). Тогда по радионаблюдениям непосредственно определяется положение вектора кинетического момента в пространстве, как это указано выше. Это положение было бы неизменным, если бы на спутник не действовали моменты возмуш аю-щих сил. Однако в силу действия этих моментов вектор кинетического момента медленно перемеш,ается в пространстве. Для спутника Эксплорер-Х1 такое изменение положения вектора кинетического момента изображено на рис. 81, где приведены наблюдаемые изменения двух угловых координат вектора кинетического момента прямого восхождения а, и склонения б (с1 — время в сутках от 27 апреля 1961 г.). Величина модуля вектора кинетического момента достаточно хорошо известна. Это есть произведение поперечного момента инерции на угловую скорость кувыркания период кувыркания легко определяется из записи радиосигналов. Зная модуль вектора Ь и две его угловые координаты, легко вычислить наблюдаемые компоненты Ьх, у, Lz, а затем диф- [c.343]

Прецессия плоскости орбиты спутника должна, естественно, учитываться при планировании научных экспериментов. Известно, что в начале космической эры важную роль играли визуальные наблюдения спутников. Если спутник запускался таким образом, что совершал первые витки примерно над линией разграничения дня и ночи, т. е. над полосой сумерек сумеречный или термина-торный спутник 12.2]), то условия его визуального наблюдения были особенно благоприятны ). Однако движение Земли вокруг Солнца заставляет повернуться в пространстве плоскость окружности разграничения дня и ночи, а сплюснутость Земли — повернуться плоскость орбиты. Вообще говоря, спутник при этом перестает быть сумеречным и начинает заходить в тень. Но если все точно рассчитать и подобрать такую орбиту, чтобы прецессия орбиты компенсировала эффект движения Земли вокруг Солнца, то спутник будет непрерывно купаться в солнечных лучах, что особенно важно, когда он оснащен солнечными батареями (плоскости солнечных элементов при этом должны быть ориентированы на Солнце). Подобная орбита называется солнечно-синхронной. Нетрудно сообразить, что она должна быть обратной (наклонение обычно 98-н100°) и настолько близкой к положению, при котором лучи Солнца падают на ее плоскость перпендикулярно, насколько позволяет необходимая скорость прецессии. Примером может служить астрономический спутник ТВ-1А, запущенный 12 марта 1972 г. Западноевропейской организацией по космическим исследованиям на орбиту высотой от 541 до 547 км, наклонением 97,5° и периодом обращения 97 мин в течение первых 230 сут своего движения он не заходил в тень. Другим примером служит американский космический аппарат Серт-2 , который не должен был [c.93]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...