Задача попадания в Луну

Приведенные выше значения допустимых погрешностей не имеют значения на практике, если стоит задача попадания в определенную точку лунной поверхности, но они позволяют сравнить чувствительность к ошибкам наведения различного рода траекторий. [c.209]

На определенном уровне развития космической техники встала задача попадания в определенную, выбранную из научных соображений точку лунной поверхности или выхода в заранее заданный район вблизи Луны (при облете или запуске спутника Луны). В этом случае становится необходимой коррекция траектории на пути к Луне. Эта коррекция должна перевести космический аппарат на новую траекторию, отличающуюся (хотя и незначительно) как от расчетной, так и от фактической (до коррекции) траектории, но приводящую к цели [3.8]. Повторными коррекциями через некоторые промежутки времени в принципе можно было бы вернуть аппарат и на расчетную траекторию, но в этом обычно нет нужды. [c.209]

Решите ту же задачу для случая попадания в Луну в ее перигее. Среднее расстояние Луны от Земли ад = 384 400 км, эксцентриситет [c.78]

Термин полеты к Луне объединяет разнообразные задачи астродинамики задача о попадании в Луну неуправляемого или управляемого аппарата, создание искусственных спутников Луны, облет Луны без возвращения и облет Луны с возвращением на Землю, мягкая посадка аппарата или космического корабля с космонавтами на лунную поверхность, старт с поверхности Луны аппарата или космического корабля и переход на возвратную к Земле траекторию. [c.744]

Из всех траекторий сближения наибольший интерес с точки зрения практического использования представляют траектории достижения Луны, или траектории попадания в Луну. Мы сознательно отказываемся от того, чтобы рассматривать полет на Луну как решение задачи о встрече со спутником в том смысле, как это делалось в 6 гл. 5. В самом деле, нам нет смысла заниматься уравниванием векторов скоростей космического аппарата и Луны, так как это все равно не обеспечило бы безопасного причаливания к Луне из-за наличия у нее собственного поля тяготения. Иными словами, мы до поры до времени будем интересоваться попаданием в Луну в артиллерийском понимании этого термина. Проблема совершения безопасной посадки на Луну будет рассмотрена позже в этой же главе. [c.191]

Аналогичные рассуждения позволяют утверждать, что в рамках задачи трех тел возможно и попадание в Луну при начальной скорости, меньшей минимальной. [c.241]

Задача попадания в Луну. Оценим минимальную скорость, которую следует сообщить КА на круговой орбите ИСЗ высотой 200 км, чтобы он достигнул Луны. Рассмотрим сначала возможность использования в этих целях точки либрации Ь, расположенной на расстоянии 58 ООО км от центра масс Луны по отрезку прямой, который соединяет центры масс Луны и Земли. Для достижения точки Ь КА должен иметь во вращающейся барицентрической системе координат начальную скорость = 10,849 км/с, величина которой определяется с помощью интеграла Якоби, Возникает вопрос можно ли сообщить КА скорость чуть больше У чтобы он достиг на восходящей ветви траектории точки либрации Ь, пролетел с малой скоростью окрестность этой точки, а затем долетел до Луны Численное интегрирование траекторий движения в рамках задачи трех тел показало, что в случае, когда вектор скорости направлен по касательной к круговой орбите ИСЗ (т, е, геоцентрическая скорость максимальна), КА на первом витке возвращается к Земле, не долетев до точки либрации около [c.257]

Полное решение проблемы попадания неуправляемого аппарата в Луну получено В. А, Егоровым [87]. Проблема решалась автором на базе всестороннего численного исследования уравнений движения ограниченной круговой задачи трех тел (Земля — Луна — космический корабль) в сочетании с эффективным применением метода сфер действия (см. ч. V, гл. 2). Кроме того, им найдены многочисленные конкретные траектории попадания, траектории облета Луны, нетривиальные недолетные траектории, т.е. такие траектории, для которых геоцентрический радиус-вектор имеет по крайней мере два максимума, расположенных за лунной орбитой, и минимум, расположенный внутри лунной орбиты (рис. 97). В. А. Егоровым также рассчитаны наиболее важные, с точки зрения практики, траектории облета с пологим возвращением в атмосферу Земли (рис. 98). Этой проблеме посвящена отдельная глава в книге П. Эскобала [90]. [c.744]

Расчет траектории попадания в Луну при использовании промежуточной околоземной орбиты очень близок аналогичной задаче при непрерывном выведении с поверхности Земли. Поэтому сразу перейдем к обсуждению задачи перелета с околоземной орбиты на орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ). Бутем рассматривать [c.280]

Вид траектории полета к Луне зависит от задач, решаемых в каждом коч-кретном случае. Такими задачами могут быть гиперболический пролет, ойлет Луны, выход на орбиту спутника Луны, попадание в Луну и посадка на по верхвость Луны. [c.83]

Посадка приводит к новым проблемам сравнительно с задачей простого попадания. Они возникают из того, что для направления тяги реактивного двигателя против вектора скорости приближения аппарата к Луне необходимо соответствующим образом ориентирвеать аппарат в пространстве. [c.138]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...