Полет в плоскости орбиты Луны

При подсчете энергетических затрат на отлет с Земли притяжение Луны можно вовсе не принимать во внимание. Даже при полете в плоскости орбиты Луны, когда влияние Луны особенно велико, минимальная скорость достижения Луны уменьшается всего лишь на 0,2 м/с [3.1]. [c.204]

Мы имели в виду выше наиболее желательные (и вполне осуществимые при полетах в плоскости орбиты Луны) траектории с пологим начальным участком. В случае же крутого начального подъема дело будет обстоять гораздо хуже. Например, любая ошибка в начальной вертикальной скорости лишь приводит к изменению времени перелета, но не смещает точку пересечения орбиты Луны, а значит, эффект рис. 74 будет отсутствовать. [c.207]

ПОЛЕТ В плоскости ОРБИТЫ ЛУНЫ 257 [c.257]

Полет в плоскости орбиты Луны [c.257]

ПОЛЕТ В ПЛОСКОСТИ ОРБИТЫ ЛУНЫ [c.259]

I 7 2 ПОЛЕТ В ПЛОСКОСТИ ОРБИТЫ ЛУНЫ 20 Э [c.269]

Полет в плоскости орбиты Луны 257—273 [c.443]

Космолет при выходе на эллиптическую орбиту относительно Земли на высоте 230 км имеет начальную скорость — 10,95 км/сек. Вектор скорости в этот момент направлен параллельно поверхности Земли И лежит в плоскости лунной орбиты. Найдите время полета космолета до орбиты Луны, считая, что Луна движется вокруг Земли по окружности радиуса г = 384 400 км. [c.110]

Если бы плоскость орбиты Луны совпадала с плоскостью земного экватора, то с любой точки экватора был бы возможен полет к Луне по плоской траектории. Правда, не всякая траектория была бы осуществима в любой момент времени. Например, если бы Луна находилась где-то в верхней части орбиты, изображенной [c.195]

Рассмотрим для наглядности условия полета к Луне в плоскости, проходящей через ось Земли [3.51. Линия — след плоскости орбиты Луны на этой плоскости (рис. 71, а). Плоскость орбиты Луны образует угол ф с плоскостью экватора. Пусть стартовая площадка находится на широте яр. [c.198]

Такая возможность существует даже при самом неблагоприятном взаимном расположении космодрома на своей параллели (точка Л) и Луны на своей орбите (точка Л а). Выведем предварительно из точки Л космический аппарат па низкую промежуточную круговую орбиту спутника Земли (рис. 66, в). В течение одного примерно полуторачасового оборота спутника вектор его орбитальной скорости, оставаясь горизонтальным, принимает любое направление в плоскости орбиты. Так же принимает любое направление линия, соединяющая центр Земли со спутником. Поэтому на орбите спутника в течение его оборота можно выбрать точку, сход с которой в направлении полета обеспечит полет по траектории любой желаемой угловой дальности. Например, сход в точке К с минимальной скоростью обеспечивает достижение Луны по полуэллиптической траектории 3. Сход в точке Ь, если выбрать ее так, чтобы 10 2=165°, дает возможность попасть на Луну по параболической траектории 4 ). Если орбита находится на высоте 200 км, то в первом случае надо к орбитальной круговой скорости 7,79 км/с добавить скорость 10,9—7,79=3,11 км/с, а во втором — скорость 11,02—7,79=3,23 км/с (11,02 км/с — параболическая скорость иа высоте 200 км). [c.200]

При полете в плоскости лунной орбиты наименее чувствителен к начальным ошибкам пологий запуск со скоростью, несколько превышающей параболическую могут одновременно допускаться ошибки в величине начальной скорости 50 м/с, в угле возвышения 0,5°, в высоте отсечки двигателя 50 км, во времени старта несколько минут. [c.208]

Луна является естественным спутником Земли, на движение которого оказывают возмущающее воздействие Солнце и планеты. Поэтому с течением времени меняются положение плоскости орбиты Луны и элементы ее орбиты. Барицентр системы Земля — Луна расположен на расстоянии около 4660 км от центра Земли, т. е. ниже земной поверхности. Поэтому для задач механики космического полета в первом приближении можно не учитывать различие [c.249]

Рис. 3.16. Геометрия встречи с Луной при полете в плоскости ее орбиты.

Заметим, что полет по плоским траекториям достижения Луны возможен только в том случае, если место старта находится в плоскости лунной орбиты. Если же место старта находится на некотором удалении, то для осуществления плоской траектории понадобится боковой маневр, требующий дополнительного расхода топлива. [c.195]

Панорамное фотографирование Луны с орбиты ИСЛ дает снимки с высокой разрешающей способностью, по которым определяется возвышение поверхности Луны вдоль следа траектории полета. Для этой цели используются два фотоаппарата и лазерный альтиметр. Фотоаппараты снабжены автоматическим управлением. Фотокамера непрерывно вращается в плоскости, перпендикулярной к траектории полета для осуществления панорамного сканирования. Она покачивается вперед и назад для получения стерео покрытия. Чтобы избежать смазывания изображения автоматически компенсируется поступательное движение основного блока. Кроме того одним из датчиков определяется отношение поступательной скорости к высоте над поверхностью Луны и автоматически вводится коррекция. Снимки, сделанные с высоты 111 км, получаются с разрешающей способностью 1... 1,8 м. [c.190]

При полете станции в поле лунного тяготения ее траектория отклонилась в сторону Луны, а скорость несколько увеличилась. На расстоянии 1 000 000 км от центра Земли станция вышла из сферы действия гравитационного поля Земли, и ее дальнейшее движение стало определяться полем тяготения Солнца советская станция Луна-1 стала спутником Солнца — первой в мире искусственной планетой солнечной системы. Период обращения ее вокруг Солнца составляет 450 суток. Наклонение ее орбиты к плоскости эклиптики равно 1°, эксцентриситет орбиты определился равным 0,148, минимальное расстояние орбиты от центра Солнца [c.429]

В предыдущей главе мы рассматривали задачу о движении пассивно действующей материальной точки, находящейся под действием заданных сил, исходящих от неподвижных центров. Мы упомянули также, что представляет интерес рассмотреть еще более общую задачу, предполагая, что пассивная точка движется под действием активных масс, каждая из которых обладает заданным движением. Такие задачи называются в небесной механике — ограниченными задачами. Число активно действующих масс вообще может быть каким угодно. Например, прп изучении полета космического корабля (искусственного небесного тела ) в пределах Солнечной системы мы, естественно, можем считать, что это искусственное тело не оказывает никакого влияния и воздействия на планеты и их спутники. Движение планет мы можем считать заданным, так как эта задача издавна изучается в небесной механике, и мы знаем и свойства их движения и умеем рассчитывать их положения и скорости при помощи аналитических или хотя бы численных методов. Более того, так как планеты Солнечной системы движутся почти в одной плоскости и почти по круговым орбитам, то мы можем считать (по крайней мере в течение не очень большого промежутка времени), что активные тела в рассматриваемой модельной задаче движутся по окружностям, лежащим в одной плоскости. Такого рода задачи называются круговыми ограниченными задачами. Например, можно рассматривать в первом приближении движение Луны под действием притяжения Земли и Солнца, считая, что Луна не оказывает на Солнце и Землю никакого влияния. [c.209]

Для заданного азимута запуска траектория выведения на орбиту ИСЗ оптимизируется независимо от расположения Земли и Луны. Однако участок разгона с орбиты зависит от расположения Земли и Луны, которое определяет требования к изменению плоскости движения при втором запуске ступени S-IVB. Поэтому участок выведения на траекторию полета к Луне должен оптимизироваться совместно с определением независимых переменных. Схема, выбранная для вычислительной программы прицеливания ракеты-носителя на участке выведения к Луне, основана на аппроксимации по методу наименьших квадратов оптимальных параметров активного участка полета ступени S-IVB, выражаемых через параметры гиперповерхности. Это позволяет независимо оптимизировать выведение на траекторию полета к Луне в процессе итерационного вычисления зависимых переменных. Гиперповерхность, показанная на рис. 31.1, образована путем состыковки конических сечений для двух притягивающих центров. [c.93]

Плоскость полярной орбиты неподвижна (это очевидно из соображений симмегрии), и восходящий узел в этом случае также неподвижен. Для круговых орбит, близких к экваториальной, отступление восходящего узла происходит быстрее всего ). Для низких ор ит оно составляет 0,6° по экватору за один виток, г. е. примерно 9° Б сутки. При этом за один виток спутник смещается на 33,5 км Б направлении, перпендикулярном к плоскости орбиты. Возмущение от экваториального вздутия быстро падает по мере увеличения радиуса круговой орбиты. Для спутника в районе орбиты Луны смещение узла составляет 0,6" за один виток, а боковое смещение — 0,5 км [2. П. Смещение узла для первых советских спутников составляло около четверти градуса за сутки полета. [c.93]

Вследствие того что плоскость орбиты Луны наклонена к плоскости эклиптики примерно иа 5° и прецессирует из-за возмущений со стороны Солнца, совершая один оборот за 18,6 года, а экваториальная плоскость Земли наклонена к плоскости эклиптики на угол >- 23,45°, угол между экваториальной плоскостью Земли и плоскостью орбиты Луны колеблется между 28,45 и 19,45 в течение 9,3 года. Это приводит к тому, что запуск КА на траекторию, компланарную с орбитой Луны, е всегда возможен. Лишь при запуске КА внутри пояса, ограниченгюго широтами 18,45 , имеется некоторый момент времени в течение сидерического месяца, когда возможно получить компланарную траекторию полета. За пределами этого пояса до широт 28,45 такой запуск может быть осуществлен еще реже За пределами пояса 28,45° запуск на компланар ную траекторию с помощью непрерывного приложения тяги невозможен. [c.84]

Максимальной угловой дальности полета соответствует случай, когда упрежденная Луна находится в самой южной точке своей орбиты, а плоскость полета проходит через земную ось, т. е. наклонена к плоскости земного экватора на 90°. Если не учитывать вращения Земли и некоторых иных обстоятельств, то такая плоскость была бы наилучшей. Однако полет в этой плоскости заставил бы отказаться от дарового прибавка скорости вследствие суточного вращения Земли (см. 1 гл. 3). Воспользоваться им можно только при разгоне в восточном направлении, а это вынуждает к некоторому компромиссу—отказу от максимальной угловой дальности. Кроме того, желательно выбрать направление разгона так, чтобы траектория не проходила над населенными пунктами, чтобы ей соответствовала сеть наблюдательных станций, и т. д. [3.3]. Первые советские космические ракегы направлялись к Луне в плоскостях, образующих угол 65° с плоскостью экватора [3.4]. [c.197]

Использование постоянной орбитальной стартовой платформы позволяет совершать полеты к Луне только в те периоды, когда Луна приближается к линии пересечения плоскости орбиты платформы и плоскости лунной орбиты. В противном случае потребовался бы большой боковой импульс для выхода из плоскости орбиты платформы. Если бы плоскость орбиты платформы была неизменна, то в течение сидерического месяца существовало бы два окна запуска . Ввиду же прецессии орбиты платформы (см. 3 гл. 4) Луна как бы быстрее проходит путь в 180° от узла до узла, так как линия узлов вращается в сторону, противоположную движению Луны (мы предполагаем орбитальное движени-платформы прямым, т. е. происходящим в сторону вращения Земли). Если, например, круговая орбита стартовой платформы имеет высоту 485 км и наклонение около 30°, то оптимальный момент запуска наступает каждые 9,05 сут [3.36]. [c.276]

Корабль Apollo-15 вышел на начальную эллиптическую орбиту ИСЛ 108/310 км, с наклоном плоскости орбиты к экватору больше, чем в предьщущих полетах Apollo, поэтому астронавты могли наблюдать значительно большую часть поверхности Луны. [c.179]

Полет к Луне с околоземной орбиты. Чтобы обеспечить оптимальные условия перелета к Луне, т, е. близкую к л угловую дальность в любой день месяца, обычно используют промежуточную околоземную орбиту высотой около 200 км. КА с последней ступенью ракеты-носителя предварительно выводится на орбиту ИСЗ, плоскость которой проходит через заданную точку прицеливания. Затем с помощью последней ступени КА переводится на траекторию перелета к Луне. Разгон начинается в тот момент, когда угловая дальность от текущей точки на орбите до упрежденной точки близка к п. Если азимут задан то запуск через Северное полушарие возможен только один раз в сутки. При ограниченной протяженности второго активного участка старт с орбиты должен произойти в то время, когда КА перемещается в северном направлении. Если момент запуска через Северное полушарие пропущен, то примерно через полсуток появляется возможность запуска по тому же азимуту, но уже с перелетом через Южное полушарие. В этом случае старт с орбиты должен производиться в то время, когда КА перемещается в южном направлении. Таким образом, за счет изменения стартового полувитка возможно произвести два запуска к Луне в течение каждых суток, по северной и южной траекториям. [c.280]

Ошибка при определении компромиссного времени запуска описанным выше способом может достигать —20 сек. Однако это время отвечает требованиям проведения итерационных расчетов, связанных с изменением плоскости движения при первой и второй возможностях запуска. После проведения этих расчетов полученные векторы цели, которые принадлежат гиперповерхности, соответствующей изменению плоскости движения, используются для расчета второго приближения компромиссного времени запуска. Нормальные к плоскости промежуточной орбиты векторы снова варьируются, чтобы уравнять веса на траектории полета к Луне. Использование скорректированного компромиссного времени запуска в программе моделирования активного участка показало достаточную точность процедуры уравнивания весов. Это приводило к незначительному расходу топлива на коррекцию среднего участка траектории, связанную с использованием времени запуска, отличающегося от запланиро в анного. [c.99]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...