Траектория с непрерывным выведением

С момента старта средства командно-измерительного комплекса получают и обрабатывают телеметрическую информацию с борта. На начальном участке полета непрерывно идет информация о состоянии элементов ракетно-космической системы, траектории выведении и прогноз будущей орбиты космического аппарата. Затем все эти функции подхватывают стационарные и подвижные пункты командно-измерительного комплекса страны и, при необходимости. Центр управления полетами. [c.34]

Одним из важнейших требований к орбите является энергетическая экономичность запуска и выведения. Используются два основных метода выведения на космические орбиты непрерывный активный участок и старт с орбиты спутника. Первый метод является технически более простым, однако в некоторых случаях его осуществление вызывает трудности. Дело в том, что выбор места запуска неизбежно ограничен и для разгона космического аппарата заданного назначения может оказаться необходимым использовать траектории, круто наклоненные к местному горизонту. Это вызывает рост потерь на преодоление силы тяжести и снижение конечной скорости или, при заданных условиях выведения, снижение веса космического аппарата. Метод непрерывного разгона ограничивает диапазон направлений скорости в начале движения по орбите,. делая более желательными не только орбиты с возможно меньшей начальной скоростью, но и орбиты с возможно меньшим наклоном вектора скорости к местному горизонту в конце активного участка. [c.269]

Если широта точки старта 1фо1>28 36, то нельзя реализовать компланарный перелет в плоскости орбиты Луны. При запуске с территории Советского Союза траектория перелета к Луне оказывается существенно пространственной. Возможны две различные схемы перелета с непрерывным выведением и с использованием промежуточной околоземной орбиты. Первая схема применялась на раннем этапе исследования Луны, поскольку она предъявляет умеренные требования к конструктивным решениям и системе управления. Все ракетные ступени работают непрерывно, обеспечивая управляемый разгон до околопараболической скорости. Однако схема непрерывного выведения, как правило, приводит к увеличению потребных энергетических затрат для достижения Луны вследствие неблагоприятных реализуемых баллистических решений. [c.273]

Траектория с непрерывным выведением. Обсудим некоторые особенности построения пространственной траектории перелега -К Луне по схеме непрерывного выведения [23]. Как уже отмечалось, угол л между плоскостями экватора и орбиты Луны меняется с периодом - 18,6 лет от 18° 18 до 28°36. При расчете траектории перелета длительностью в несколько суток можно принять л постоянным. Если ф1 > О — широта точки старта, располояченной в Северном полушарии, то за счет суточного вращения Земли угол [c.274]

Схема непрерывного выведения на траекторию перелета к Лупе,, допускающая относительно простую техническую реализацию, была использована в 1959 году для запуска первых советских автоматических станций. С начальной скоростью, несколько превышающеж параболическую, автоматическая станция Луна-1 за 1,5 сут сблизилась с Луной до минимального расстояния 5—6 тыс. км. Автоматическая станция Луна-2 за такое же время достигла поверхности Луны. Совершив перелет по эллиптической траектории за 2,5 сут, автоматическая станция Луна-3 облетела Луну и сфотографировала ее обратную сторону. [c.280]

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]

Программа первого полета пилотируемого космического корабля предусматривала выведение его на эллиптическую орбиту, облет земного гаара в пределах одного витка, переход на траекторию снижения и приземление. Параметры орбиты (перигей, время обращения) были выбраны с учетом возможности сравнительно быстрого спуска на Землю в случае отказа тормозной двигательной установки за счет аэродинамических сил торможения, особенно ощутимых в области перигея. Запасы пищи и воды, нормальное действие корабельных систем жизнеобеспечения и емкость источников электроэнергии были рассчитаны на непрерывный полет корабля в течение десяти суток. [c.441]

При запус-ко КА вне плоскости орбиты цели требуемое значение азимута непрерывно изменяется из за вращения Земли Время в течение которого азимут запуска находится в допустимых пределах, называется окном запуска Чтобы потребный угол поворота Д( плоскости траектории выведения после выхода в расчетную точку встречи был минимальным, азимут запуска должен соответствовать услриию, при котором угловая дальность от точки старта до точки встречи равна 90°, [c.107]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...