Траектории полетов к планетам и Луне

Таблица 7. Параболические траектории полетов к планетам и Луне

Траектории полетов к планетам и Луне [c.381]

При этом следует принять во внимание, что низкорасположенные околоземные орбиты более выгодны для полетов на Луну и планеты, чем высокорасположенные. В случае перехода космического летательного аппарата с околоземной орбиты на траекторию полета к Меркурию суммарная скорость постоянно возрастает с высотой. При минимальной же скорости полета на Луну, порядка второй космической скорости, такое явление имеет место лишь до определенной величины [c.226]

ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА К ЛУНЕ И ПЛАНЕТАМ 83 [c.83]

РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ ЭНЕРГИЯ . Ракета носи тель Энергия (рис. 15) предназначена для выведения космических аппаратов на низкие, а с использованием разгонных блоков на средние, высокие эллиптические и круговые орбиты (в том числе на солнечно-синхронные и стационарные), а также на траектории полета к Луне и планетам Солнечной системы. [c.49]

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]

При полетах к Луне и планетам движение на геоцентрическом участке траектории близко к параболическому. Исследование используемой при работе коррекции матрицы производных в предположении, что движение происходит по параболической траектории, показывает, что матрица вырождается, если коррекционная точка находится в перигее орбиты. В этом случае эффективным направлением для коррекции оказывается [c.308]

Вот почему в космонавтике всегда стараются по возможности избегать вертикальных траекторий и траекторий, у которых начальная скорость пассивного участка (т. е. конечная скорость участка разгона) круто наклонена к горизонту, и предпочитают этим траекториям те, которые начинаются если не совсем горизонтально, то все-таки достаточно полого, т. е. траектории, подобные показанным на рис. 17. Для космонавтики это очень важное обстоятельство, так как при нынешнем уровне развития ракетной техники потерями скорости никак нельзя пренебрегать. Если при запуске искусственных спутников Земли всегда возможен (и необходим) пологий разгон, то при полете к Луне и планетам дело обстоит гораздо сложнее и приходится прибегать к довольно сложному маневрированию, а именно к старту с промежуточной околоземной орбиты. С этим методом мы познакомимся в третьей и четвертой частях книги. [c.76]

Эллиптичность орбиты Луны должна учитываться при расчете каждой конкретной траектории достижения Луны (также должны учитываться и все неравенства движения Луны, т. е. влияния на нее различных возмущений — от сжатия Земли, от Солнца и от планет). Однако на энергетических условиях полета к Луне эллиптичность орбиты Луны сказывается в ничтожной степени. Это видно из того, что, например, при полете по полуэллиптической орбите увеличение начальной скорости на 1 м/с повышает апогей траектории перелета на 4000 км [3,6]. Следовательно, минимальная скорость достижения Луны в перигее ее орбиты всего лишь на 5 м/с меньше, а в апогее на 5 м/с больше, чем минимальная скорость достижения Луны при среднем расстоянии 384 400 км. Таким образом, лишено какого-либо основания мнение о том, что положение Луны в ближайшей к Земле точке орбиты якобы соответствует благоприятному для перелетов периоду. [c.202]

Полеты к Луне и планетам потребовали решения ряда сложных научных и технических проблем. Было необходимо создать не только новые летательные аппараты, но и совершенные методы расчета и управления для столь протяженных траекторий перелета. Большая работа была выполнена по уточнению теории движения некоторых небесных тел и их гравитационных полей. Наиболее детально задача полета к Луне и планетам исследована в работах [22, 23, 29, 35, 38, 55], [c.249]

Запуски первых трех автоматических межпланетных станций (АМС) к Луне производились каждый раз в то время, когда Луна находилась вблизи южного участка своей орбиты. Запущенные непосредственно с Земли станции постепенно набирали скорость до второй космической с последующим переходом к пассивному полету к цели без использования промежуточной орбиты спутника Земли и без коррекции траектории перелета. В дальнейшем советские космические аппараты запускались к Луне и планетам уже с применением промежуточной орбиты ИСЗ, что обеспечивало существенный энергетический выигрыш и расширяло временные интервалы запуска к Луне. [c.17]

В этой главе результаты, полученные в предыдущих разделах, будут использованы для решения задач, возникающих при движении космических кораблей между планетами Солнечной системы. Сначала мы рассмотрим траектории полета в пространстве между Землей и Луной, а затем перейдем к межпланетным полетам. [c.381]

ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТА КА К ЛУНЕ И ПЛАНЕТАМ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ [c.83]

Таблица 6. Гомановские траектории полетов к планетам, Солнцу и Луне

Будем различать коррекцию околоземной эллиптической (или квазикруговой) орбиты и траектории полета к планетам Солнечной системы (или к Луне). В первом случае задача по суш еству сводится к переводу КА с одной орбиты на другую. Для выполнения такого маневра с минимальными затратами топлива можно опираться на результаты анализа оптимальных межорбитальных перелетов, компланарных и некомпланарных. В ряде случаев оказывается необходимым учитывать заданные временные ограничения. [c.425]

Рассматриваются вопросы, связанные с теорией притяжения, классической задачей двух тел и ее применением к исследованию проблем прикладной баллистики и оптимальных перелетов между орбитами различных типов. Обсуждаются методы расчета траекторий полета к Луне и планетам Солнечнохг системы. Излагается теория точек либрации. Большое внимание уделяется возму-ш енному движению и его применению для оценки времени суш ествования спутника, эволюции орбиты спутника под дехтствием нецентрального поля притяжения и внешнего возмуш аюш его тела. [c.2]

Филиалом ОКБ-1 в 1965 г. была проведена модернизация ракеты-носителя Молния . Основные изменения заключались в повышении характеристик системы управления и повышении энергетики ДУ центрального блока. Первый пуск модернизированной ракеты-носителя 8К78М был проведен в 1965 г. с космическим аппаратом Луна-7 . Первый космический аппарат, совершивший мягкую посадку на поверхность Луны Луна-9 был запущен 31 января 1966 года. Были получены первые фотографии поверхности Луны. Впоследствии исследования Луны и других планет с помощью ракеты-носителя 8К78М были продолжены. В период с 1966 по 1972 гг. на траекторию полета к Венере было запущено [c.41]

Функциональный синтез и анализ траекторий в присутствии большого числа притягивающих центров следует начинать с годографического решения ограниченной задачи трех тел. Первый этап такого исследования должен быть связан с задачей двух неподвижных центров в двумерном пространстве с последующим распространением полученных результатов на трехмерное пространство и на ограниченную задачу трех тел путем последовательного годографического решения предыдущей задачи. Годографическое преобразование для двух неподвижных центров будет включать в себя отражение (помимо основных элементов преобразования подеры, геометрической инверсии и увеличения) для векторных пространств всех порядков. Можно ожидать, что такая последовательность работы приведет не только к аналитическим решениям и способам исследования задач, представляющих непосредственный интерес (полеты на Луну и к планетам), но также позволит по-новому осветить аналитическую связь между ньютоновой и релятивистской механиками. [c.86]

Наряду с удачным выбором корректируемых параметров большое значение для исследования коррекционных свойств межпланетных орбит имеет простота аналитических выражений для изохронных производных параметров движения вдоль траектории. Очень простые выражения для изохронных производных были получены В. И. Чарным (1965) в результате изучения свойств линеаризованной системы уравнений возмуш ен-ного движения в рамках задачи двух тел. Эти исследования были продолжены В. Г. Хорошавцевым (1965), рассмотревшим задачу о расчете изохронных производных параметров движения искусственного спутника для случая больших промежутков времени движения, когда траектория разбивается на участки, а также В. Н. Кубасовым (1966), получившим аналитическую зависимость величины указанных производных от времени полета. Полученные аналитические выражения для изохронных производных позволили значительно упростить анализ характеристик коррекций при полетах к Луне и планетам. [c.306]

Плоскость оптимальной коррекции в данном случае есть плоскость, перпендикулярная к оси пучка. Эллипс влияния есть окружность, радиус которой равен времени, оставшемуся до попадания в картинную плоскость. Таким образом, вне зависимости от величин и взаимного расположения скоростей планеты и космического аппарата эффективность коррекции в конце траектории определяется временем, оставшимся до сближения с планетой. Иными словами, эффективность коррекции одинакова при полете к Луне и планетам Солнечной системы, если коррекция производится за одинаковое время до попадания в картинную плоскость. Другим выводом является возможность установки нужного направления двигателя для коррекции вблизи планеты путем вращения аппарата вокруг направления на планету. В работе приводятся простые соотношения, определяющие характеристики коррекции на припланетном участке полета. [c.309]

Общие требования к системам коррекции межпланетных траекторий рассматриваются в работе А. А. Дашкова (1966). В этой работе на основе анализа свойств траекторий определяются основные требования к точности выполнения коррекции при полете к Марсу, Венере и Луне, а также обсуждаются некоторые возможные схемы ориентации космического аппарата при коррекции. Один из интереснейших методов ориентации космического аппарата вблизи планеты, пригодный для целей коррекции, описан в работе А. А. Дашкова и В. В. Ивашкина [c.313]

В книге в доступной форме, без применения сложного математического аппарата, но вместе с тем вполне строго излагаются основы космодинамики — науки о движении космических летательных аппаратов. В первой части рассматриваются общие вопросы, двигательные системы для космических полетов, пассивный и активный полеты > поле тяготения. Следующие части посвящены последовательно околоземным полетам, полетам к Луне, к телам Солнечной системы (к планетам, их спутникам, астероидам, кометам) и за пределы планетной системы. Особо рассматриваются проблемы пилотируемых орбитальных станций и космических кораблей. Дается представление о методах исследования и проектирования космических траекторий и различных операций встречи на орбитах, посадки, маневры в атмосферах, в гравитационных полях планет (многопланетные полеты и т. п.), полеты с малой тягой и солнечным парусом и т. д. Приводятся элементарные формулы, позволяющие читателю самостоятельно оценить начальные массы ракет-носителей и аппаратов, стартующих с околоземной орбиты, определить благоприятные сезоны для межпланетных полетов и др. Книга содержит большой справочный числовой и исторический материал. [c.2]

Как мы увидим в последующих главах, пролетные траектории при межпланетных полетах еще более разнообразны, чем при лунных. Мощные поля тяготения планет юпитерианской группы могут быть эффективно использованы для разгона космических аппаратов до гиперболической гелиоцентрической скорости (что может ускорить полет к более удаленным планетам) и для отбрасывания их к центру Солнечной системы. Мы будем говорить о многопланетной траектории (и соответственно о многопланетном перелете) в том случае, когда траектория проходит через сферы действия по крайней мере двух планет, не считая планеты старта. [c.325]

Существенную экономию топлива можно дo tичь путем использования орбит ожидания у планет назначения в качестве своеобразных складов . Хорошо известная аналогия описанной процедуры — это создание промежуточных баз при походе на Южный полюс или прн подъеме на Эверест, на которых сохраняются запасы продовольствия и топлива для обратного путешествия или спуска очевидно, что в конечном счете этот прием обеспечит сбережение энергии. В литературе но астронавтике существует много работ по указанному использованию орбит ожидания при полетах к Луне или планетам в проекте Аполлон эта методика широко использовалась на стадии спуска на поверхность Луны. Ниже мы рассмотрим описанный метод на простом примере полета с поверхности планеты Рх на поверхность планеты Р и обратно на поверхность планеты Рг. В первом случае полет осуществляется одним кораблем с использованием орбит ожидания вокруг планет P и Яг только для целей проверки ( процедура Ь) во втором случае две орбиты ожидания используются для сбережения баков с топливом ( процедура 2 ). Фазы полета схематически показаны на рнс. 12.8 здесь 5 —Солнце. Обратный полет показан пунктиром следует помнить, что, хотя обратная траектория показана на схеме как зеркальное отображение прямой орбиты перелета, на самом деле необходимо конечное время ожидания вблизи Я.,, прежде чем наступит момент отлета назад. Орбиты планет Р и предполагаются круговыми и компланарными. Размеры круговых орбит ожидания для ясности весьма сильно преувеличены. Ниже, в табл. 12.5, перечислены этапы действия согласно процедуре 1. [c.407]

Земле не возвращается. Скорости, большие параболической, свойственны траекториям полета с Землн к Марсу и Венере. Правда, надо иметь в виду, что расчет подобных траекторий (не только к планетам, но и к Луне), вообще говоря, не вписывается непосредственно в рассмотренную схему центрального поля тяготения, поскольку приходится иметь дело с грави-тационными полями тяготения нескольких тел, н притяжение Солнца для. межпланетных орбит имеет решающее значение. [c.322]

Параболические орбиты и движение по ним небесных тел широко изучаются в небесной механике, так как многие кометы движутся по орбитам, близким к параболическим. При космических полетах параболические орбиты практически ие встречаются, а движение КА происходит либо по эллиптическим орбитам (когда аппарат находится в поле тяготения центрального тела — Солнца, Земли, планеты), либо по гиперболическим орбитам (по отношению к основному притягивающему телу) — при межпланетных перелетах. Тем ие меиее изучение параболического движения имеет важное значение, поскольку оно является предельным случаем невозмущенного движения КА. Кроме того, интерес к данному типу орбит связан с исследованием н реализацией траекторий полетов КА к Луне, а также с обеспечением безопасной посадки возвращаемых на Землю аппаратов, обладающих при входе в атмосферу Земли околопараболически-ми скоростями. [c.74]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...