Перигей лунной орбиты

Пусть А — центр Земли, Б и С — апогей и перигей лунной орбиты, С1д я Ед — большая полуось и эксцентриситет. [c.307]

Система координат и возмущающая функция. Рассмотрим сначала возмущения, вызываемые Луной. Пусть Ох у г — прямоугольная, геоцентрическая система координат, плоскость х у которой совпадает с плоскостью орбиты Луны, а ось Ох направлена в перигей лунной орбиты. Обозначим далее через i, fi, а наклон, долготу узла и угловое расстояние перигея от узла орбиты спутника, отнесенные к этой системе координат. Тогда возмущающая функция, обусловленная притяжением спутника Луной, дается формулой [c.603]

Перигей лунной орбиты 395 [c.395]

Перигей лунной орбиты [c.395]

Отсюда получим 10,9 км сек. Аналогично можно вычислить скорость необходимую космолету для попадания в Луну в перигее ее орбиты. [c.307]

Аномалистический месяц—промежуток времени между двумя последовательными прохождениями центра Луны через перигей ее орбиты [c.152]

Коэффициенты при Т в выражениях для к, I, F (точнее, производные по Т) определяют продолжительность синодического, аномалистического и драконического месяцев соответственно (см. ч. I, гл. 3), в течение которых К, I тл F изменяются на 360°. Через эти промежутки времени средняя Луна — без учета ее периодических возмущений — возвращается в среднюю точку весеннего равноденствия, в перигей своей орбиты и в восходящий узел своей орбиты на эклиптике соответственно. [c.482]

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]

Притяжение Луны примерно в полтора раза приблизило апогей первоначальной эллиптической орбиты к Земле и сильно удалило перигей от Земли (перигей первоначальной орбиты был расположен под земной поверхностью ). Тем самым притяжение Луны не позволило станции погибнуть на первом же обороте. Кроме того, оно перевело движение в другую плоскость и так изменило направление обращения вокруг Земли, что Луна-3 возвратилась к Земле с севера, а не с юга. обеспечило чрезвычайно благоприятные условия радиосвязи со станцией с территории Советского Союза [ЗА]. [c.230]

Время полета до лунной орбиты тогда оказывается примерно 50 ч, а скорость, с которой корабль пересекает лунную орбиту, составляет около 1,433 км/с. Любое увеличение скорости в перигее сверх скорости освобождения превращает орбиту в гиперболу с дальнейшим сокращением времени перелета. [c.388]

Пусть Л — центр Земли, В — перигей орбиты Луны, [c.311]

Влияние притяжений Луны и Солнца. Наиболее сильно влияние Луны и Солнца проявляется для спутника на полярной орбите, почти перпендикулярной плоскости эклиптики. Если апогей находится за орбитой Луны, то возможно полное разрушение орбиты. Шестого октября 1959 г. станция Луна-3 обогнула Луну и стала спутником Земли с апогеем Л, а = 480000 км и перигеем hp — 47500 км, период Г = 15 сут. Апогей с каждым оборотом возрастал, а перигей уменьшался. Через полгода, после 11 оборотов, станция вошла в земную атмосферу и сгорела [34]. [c.48]

Основные особенности движения Луны вызваны возмущающим влиянием Солнца. Анализ решения уравнения (10.13) показал, что если орбиту Луны расположить перпендикулярно плоскости эклиптики, то за 55 оборотов (за 4,5 года) перигей орбиты достигнет поверхности Земли [33]. Следует, однако, учесть, что Луна является телом конечных размеров и может быть ранее разорвана гравитационными силами при достижении предела Роша, равного трем радиусам Земли. Предел Роша — расстояние, на котором сила, действующая на половинку Луны со стороны Земли, начинает превосходить силу притяжения другой половинкой Луны [16, 45]. [c.73]

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]

Вычисление экваториальных элементов. Формулы (6.4.34) — (6.4.42) дают возмущения элементов V, Q и ш, отнесенных к плоскости орбиты Луны, как основной плоскости, и лунному перигею, как основной точке в этой плоскости. Но для вычисления прямоугольных экваториальных координат спутника х, у, г нам нужны экваториальные элементы, которые обозначим через [c.605]

Через два месяца аналогичный облет Луны увенчался первым спуском с аэродинамическим качеством ). 10 ноября 1968 г. с промежуточной околоземной орбиты с помощью вторично включенной второй ступени ракеты-носителя на траекторию облета Луны была выведена станция Зонд-6 , облетевшая Луну и вошедшая в атмосферу 17 ноября. На пути к Луне и обратно были проведены три коррекции (рис. 102), причем последняя обеспечила вход в коридор с расчетной шириной 20 км средняя линия коридора имела условный перигей на высоте 45 км над Землей (под коридором здесь [c.263]

Главная, или фокальная, ось орбиты, совпадающая с направлением вектора Лапласа, называется в астрономии линией апсид. Точки пересечения этой линии с орбитой называют апсидальными, или просто апсидами. Апсиды совпадают с вершинами конического сечения и имеют специальные названия, В общем случае ближайшую к притягивающему центру апсиду называют перицентром, а наиболее удаленную — апоцентром. Заметим, что перицентр существует для любых орбит, а апоцентр — только для замкнутой, В зависимости от притягивающего центра апсиды имеют свои собственные названия. Например, для Земли это перигей и апогей, для Луны — периселений и апоселений, для Солнца — перигелий и афелий и т, д. [c.41]

AF2 на перелет КА с круговой орбиты ИСЗ высотой 200 км на круговую орбиту ИСЛ высотой 100 км для двух положений Луны, в перигее и апогее, и двух значений U — угла наклона траектории перелета к плоскости экватора Земли [23]. Минимальные значения AFs = 4—4,2 км/с име- [c.282]

Рис. 7.21. Потребное приращение скорости для двухимпульсного перелета с околоземной орбиты на окололунную сплошные линии — в апогее орбиты Луны штриховые — в перигее орбиты Луны

Оставшиеся три элемента орбиты Луны, а и.менно долгота вое ходящего узла й, долгота перигея й и момент прохождения перигея т испытывают как периодические, так и вековые изменения, обусловленные главным образом воздействием гравитационного поля Солнца. Линия узлов регрессирует в плоскости эклиптики, совершая один оборот за 6798,3 сут (приблизительно 18,6 лет), а линия, проходящая через перигей и апогей (линия апсид), движется в прямом направлении, совершая один оборот за 3232,6 сут (8,85 лет). [c.282]

Рассмотрим пример, демонстрирующий характер зависимости орбиты от ошибок прн больших значениях е. Для получения орбиты перехода от круговой орбиты высотой 500 км над поверхностью Земли к окрестности орбиты Луны необходимо приращение скорости, примерно равное 3,058 км/с. Такое приращение скорости нужно для того, чтобы из круговой скорости, равной 7,613 км/с, получить скорость в перигее 10,671 км/с. При этом после приложения соответствующего импульса ошибка скорости окажется равной ЛК/К. Дифференцируя соотношение [c.361]

Космический корабл > совершает полет к перигею Луны. Перигей орбиты космолета находится на высоте 230 км. Известно, что пери-гейная скорость космолета является минимальной для совершения [c.86]

Любая орбита корабля за пределами расстояния в % расстояния Земля — Луна будет сильио возмущена, если Луна окажется вблизи пересечения орбиты корабля с- лунной орбитой, когда корабль находится именно в этой части своей траектории. В подобных случаях возвратная половина орбиты (если она эллиптическая) может полностью измениться, но общая картина описанного выше изменения времени полета в зависимости от скорости в перигее остается справедливой. [c.388]

На продолжительности жизни спутника сказываются многие факторы. Это не только сопротивление верхних слоев атмосферы. Это также сплюснутость Земли, вращение атмосферы, давление солнечных лучей, тяготение спутника к Луне и Солнцу. Благодаря последним двум факторам перигей орбиты спутника совершает периодические колебания, и при опускании перигея в более плотные слои атмосферы испытываемое спутником торможение увеличивается, что приводит к сокращению срока его жизни. Так, напри- мер, вследствие воздействия Луны высота перигея американского спутника Эксплорер-6 менялась каждые 3 месяца в пределах от 250 до 160 км вследствие этого срок жизни этого спутника составил примерно 2 года вместо 20 лет, которые просуществовал бы спутник, если бы воздействие Луны отсутствовало. [c.293]

МЕСЯЦ — промежуток времепи, близкий к периоду обращения Лупы вокруг Земли. В астрономии различают синодический М. — период смены лунных фаз, равный 29,5306 суток (здесь и ниже средние солнечные сутки) сидерический (звездный) М. — период обращения Луиы вокруг Земли относительно звезд — 27,3217 суток тропический М. — период возвращения Луны к той Hie долготе — 27,3216 суток аномалистический М. — промежуток времени между последоват. прохождениями Луны через перигей — 27,5546 суток драконический. М. — промежуток времени между последоват. прохождениями Лупы через одни и тот же узел ое орбиты — 27,2122 суток. [c.187]

Вторичные действия. До сих пор мы предполагали, что Солнце остается неподвижным. Однако оно движется и том же направлении, как и Луна. Было показано, что если Луна близка к апогею, а Солнце к линии апсид, то нормальная составляющая заставляет апсиды двигаться вперед. Это движение вперед стремится сохранить положение орбиты по отношению к положению Солнца, и движение вперед апснд увеличивается и. целается более продолжительным. С другой стороны, если Луна находится в перигее и Солнце вблизи линии апсид, то линия апсид движется обратно Солнце движется в одну сторону, а линия апсид— в дру1-ую. Такое соотношение между орбитами Солнца и Луны быстро нарушается, и обратное движение оказывается меньше, чем оно было бы, если бы Солнце оставалось неподвижным. Подобным образом для каждого относительного положения линии апсид движение вперед увеличивается и движение назад уменьшается. [c.312]

Аро11о-5. 22 января 1968 г. лунный корабль весом 14 380 кг без пилотов, был запущен ракетой-носителем Satum IB на орбиту ИСЗ с высотой в апогее 228 км, в перигее 163 км, и периодом обращения 90 мин. Основная цель полета - испытание двигательных установок лунного корабля. Расчетная продолжительность полета 6,5 ч. [c.115]

Проверялась система регулирования температуры и давления в кабине. Астронавты замерили количество топлива, расходуемого на поддержание заданной угловой скорости корабля (такой маневр необходим на траектории полета к Луне, чтобы весь корпус корабля под действием солнечных лучей нагревался равномерно). Двигательная установка служебного отсека испытывалась на длительных и кратковременных режимах. Самым продолжительным было пятое включение, корабль получ1ш приращение скорости 502 м/сек и перешел на орбиту с высотой в апогее 450 км и в перигее 165 км самым коротким включением было шестое - ЖРД проработал 0,4 сек. корабль получил приращение скорости 5,8 м/сек. Такие короткие импульсы исследовались, так как они необходимы для коррекции траектории полета к Луне. [c.118]

Программа полета системы УР-500К-Л1 к Луне выглядела следующим образом. Космический корабль Союз 7К-Л1 (индекс 11Ф91 , беспилотный — Зонд ), снабженный ракетным блоком Д конструкции ОКБ-1, с экипажем из двух космонавтов выводится ракетой-носителем Протон-К на промежуточную орбиту Земли высотой в апогее — примерно 187 километров, в перигее — примерно 219 километров и наклонением 51,5°. Масса корабля 7К-Л1 с блоком Д на орбите ИСЗ достигает 20 тонн. При выведении корабль находится под головным обтекателем, который сбрасывается после прохождения плотных слоев атмосферы. Для спасения космонавтов в случае аварии ра-кеты-носителя на участке выведения имеется система аварийного спасения, которая с помощью твердотопливных двигателей уводит спускаемый аппарат с космонавтами на безопасное расстояние. Примерно через час после старта сбрасывался опорный конус системы аварийного спасения. После этого второй раз включалась двигательная установка блока Д , и корабль переводился на траекторию облета Луны. Затем блок Д отделялся. Масса корабля после этого составляла около 5,2 тонны. [c.301]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...