Возвращение от Луны

Скорость входа в атмосферу у космических аппаратов заметно выше, чем у боевой части баллистической ракеты дальнего действия. При спуске с низкой орбиты скорость близка к круговой, а пр И возвращении от Луны — ко второй космической. [c.335]

В секции № 4 установлен дополнительный аварийный серебряно-цинковый аккумулятор емкостью 400 а-ч весом 61,2 кг. В случае выхода из строя топливных элементов емкости аккумулятора должно хватить для питания систем основного блока в течение 3 сут, требуемых для возвращения от Луны к Земле. [c.39]

При возвращении от Луны одной из принципиальных задач является Организация точной посадки КА в заданном районе территории. В общем случае возвратные траектории можно по- [c.420]

В случае межпланетных экспедиций дело обстоит, однако, сложнее, чем в случае экспедиций на Луну, так как теперь сама величина полезной нагрузки зависит от выбранного варианта экспедиции более длительные экспедиции требуют и большей полезной нагрузки ). Поэтому в принципе вариант более длительной экспедиции со сравнительно небольшой суммарной характеристической скоростью может иногда оказаться гораздо менее выгодным, чем вариант кратковременной экспедиции с большей суммарной характеристической скоростью. Для выбора варианта межпланетной экспедиции лучше подходит более общий критерий минимальной массы ракеты-носителя или, если учесть, что монтаж на орбите в данном случае неизбежен, критерий минимальной начальной массы корабля на низкой околоземной орбите. Это тем более верно, что величина полезной нагрузки зависит и от других факторов, например от скорости входа в земную атмосферу при возвращении (от нее зависит масса теплозащитного экрана), от условий входа в атмосферу планеты-цели и т. д. [c.443]

Для скорости входа порядка 15 км/с предлагался особый алгоритм управления, при котором для значений аэродинамического качества 0,3 и 0,5 обеспечивается посадка на расстоянии 10 000 км от точки входа. Траектория при этом, как и при возвращении с Луны (см. 3 гл. И), состоит из двух атмосферных участков, соединенных внеатмосферным, причем на первом скорость падает от 15 км/с до первой космической, но максимальные перегрузки (максимумов несколько) остаются в допустимых пределах. Ширина коридора для аэродинамического качества 0,3 равна 15 км, а для 0,5 составляет 22 км [4.105]. [c.445]

По возвращении к лунному кораблю астронавты в 100 м к западу от места посадки разместили комплект научных, приборов. При сверлении скважины глубиной 3 м для установки датчика теплового потока электробур легко прошел 2 м, но дальше порода оказалась очень твердой. Возможно, что бур достиг скального основания. Вторую скважину пройти на глубину [c.183]

Вернувшись к Лунному кораблю, они установили луноход на расстоянии 100 м от места посадки, чтобы телевизионная камера лунохода могла снимать старт взлетной ступени с Луны. Сняли пленку из ультрафиолетового спектрографа. Перед возвращением в лунный корабль, астронавты долго очищали щеткой скафандры от лунной пыли. Третий выход закончился в О ч [c.198]

При возвращении к Земле Луна-3 прошла на расстоянии 47,5 тыс. км от центра Земли. [c.431]

Будем называть сближением с возвращением такой полет, при котором космический аппарат, выйдя из сферы действия Луны, возвращается в ближайшую окрестность Земли. Примером может служить полет, показанный на рис. 82 и 83. Несколько расплывчатое понятие ближайшей окрестности Земли мы сейчас не будем уточнять, а вместо этого введем понятие номинальной траектории сближения с возращением, подразумевая под ней траекторию, возвращающуюся в центр Земли. Очевидно, для осуществления такой траектории нужно, чтобы геоцентрическая выходная скорость была или равна нулю, или направлена прямо на центр Земли, или, хотя и направлена прямо от Земли, но не превышала бы местную параболическую скорость. Тогда геоцентрическая траектория после выхода из сферы действия будет радиальной прямой. [c.225]

На практике представляют большой интерес не номинальные траектории возвращения, проходящие через центр Земли, а специальные траектории (рис. 87), проходящие от центра Земли на расстоянии, примерно на 100 км превышающем радиус Земли, т. е. траектории пологого входа в атмосферу (условная высота атмосферы обычно принимается за 100 км). Они позволяют, как мы увидим в 3 гл. И, вернуть на Землю облетевший Луну космический аппарат. [c.229]

Возвращение двух космонавтов с Луны (рис. 109) начинается вертикальным стартом взлетной ступени с помощью основного двигателя. Затем ступень отклоняется от вертикали и через 7 мин после старта выходит (в точке 2, рис. 109) на начальную орбиту [c.287]

Корректирующий импульс 11,3 м/с перевел в 8 ч 43 мин корабль на траекторию облета Луны с возвращением в атмосферу. После облета Луны (минимальное расстояние — 250 км) 15 апреля в 02 ч 40 мин был сообщен корректирующий импульс 265 м/с (посадочный двигатель работал 4 мин 24 с), что сократило на 10 ч полет до Земли и обеспечило приводнение в Тихом океане. 17 апреля в 12 ч. 53 мин на расстоянии 72 ООО км от Земли с помощью двигателей системы ориентации лунного отсека была проведена последняя коррекция, увеличившая угол входа в атмосферу до 6,85°. В 13 ч [c.289]

Задача обратного перелета с орбиты ИСЛ к Земле отличается от задачи прямого перелета тем, что КА, как правило, не выводится на орбиту ИСЗ, а совершает пологий вход в атмосферу Земли с последующим управляемым движением в атмосфере и рассеиванием энергии за счет аэродинамического торможения. При возвращении к Земле важно обеспечить требуемую высоту условного перигея (которая реализовалась бы при отсутствии атмосферы), его географическую привязку по широте и долготе, а также наклонение геоцентрической траектории возвращения к плоскости экватора. Широта условного перигея обеспечивается главным образом за счет выбора склонения Луны в момент старта КА с орбиты ИСЛ. Необходимую долготу перигея можно обеспечить путем изменения времени перелета. Высоту условного перигея целесообразнее всего регулировать коррекцией скорости. [c.283]

Гиперболический пролет может быть прямым и обратным. В случае прямого пролета геоцентрическая орбита огибает Луну в направлении против хода часовой стрелки и последующая орбита представляет собой удаленный от Зек-ли эллипс или, если превышена местная параболическая скорость, КА уходит на гелиоцентрическую орбиту. При обратном пролете орбита огибает Луну по ходу часовой стрелки и возвращение к Земле происходит по более крутой траектории. [c.83]

При запуске космического корабля на Луну ошибка в ориентации всего лишь на одну угловую минуту вызовет отклонение от намеченного места прилунения в сотню километров. Такая же ошибка при возвращении на Землю грозит гибелью экипажа. При прокладке с двух сторон туннеля длиной 40 км отклонение в одну угловую минуту приведет к тому, что штреки разойдутся на 10 м. [c.76]

РСУ служебного отсека управляет кораблем после его отделения от ступени S-IVE, на траектории полета Земля-Луна, при выходе на орбиту ИСД после отделения лунного корабля управляет основным блоком (командный и служебный отсеки) на орбите ИСЛ и на траектории возвращения основного блока к Земле. [c.59]

Если возникнет необходимость аварийного возвращения в процессе активного участка выхода на траекторию полета к Луне, используется ЖРД служебного отсека для создания тормозного импульса, обеспечивающего вход командного отсека в атмосферу. Этот метод применим только при возникновении крайней опасности для жизни экипажа. Место посадки корабля будет зависеть от азимута старта и продолжительности активного участка вывода на траекторию полета к Луне. Если аварийное возвращение потребуется после выхода на траекторию полета к Луне, тогда включение ЖРД служебного отсека через 90 мин после выхода на траекторию полета к Луне обеспечивает тормозной импульс, после которого корабль может произвести посадку в Атлантическом океане на линии номинального возвращения. [c.112]

Высказываются и более аргументированные претензии к программе Аполлон . В частности, последователи дедуктивного метода указывают на то обстоятельство, что лунные модули американских экспедиций не были готовы совершить мягкую посадку на Луну с последующим возвращением экипажа на Землю. Например, довольно безапелляционно утверждается, что для защиты экипажа космического корабля, летящего на Луну, от радиации необходимы стены с 80-сантиметровым свинцовым покрытием, а лунные модули НАСА имели борта, выполненные из алюминиевой фольги толщиной всего лишь в несколько миллиметров что штатного топлива на борту модулей было недостаточно для совершения маневров при посадке что скафандры астронавтов лунной экспедиции по своим параметрам должны были намного превосходить все современные скафандры (в части [c.272]

Программой предусматривалась разработка системы спасения экипажа, способной обеспечить благополучное возвращение астронавтов на Землю, даже если авария произойдет на самом уязвимом участке полета — при мягкой посадке на Луну. Для этого двигатели лунного стартового модуля имели возможность многократного запуска, а кроме того, планировалось сбросить на поверхность Луны вблизи от места высадки экспедиции дубликат лунного корабля. [c.278]

Конструкция космического корабля для доставки людей и материалов на поверхность Луны и возвращения людей на Землю и схема перелета по маршруту Земля — Луна и обратно существенно отличались от проекта Аполлон для создания военной базы на Луне предусматривался пятиступенчатый пилотируемый аппарат с двигателями на химическом топливе, который должен был выполнить прямой перелет на Луну, минуя околоземную и окололунную орбиты. [c.361]

Прн возвращении от Луны скорость входа близка ко 2-й космической скорости ==11 км/с), а прн возвращении от других небесных тел — превышает 2-ю космическую скорость (Vgjj > 11,2 км/с). В последнем случае ее принято именовать гиперболической, так как траектория возвращения КА относительно Землн является кеплеровой разомкнутой орбитой, называемой гиперболой. Соответственно траекторией возвращения от Луны является парабола. В результате возвращающийся от Луны аппарат входит в атмосферу Земли с параболической (точнее, околопараболической) скоростью, в то время как возвращающийся от планет КА — с гиперболической скоростью. Диапазон скоростей входа > 11,2 км/с принято называть также диапазоном гиперболических скоростей возвращения. [c.418]

Ширина коридора входа ДЛ, определяет предельно допустимую (идеальную) область возможных движений СА. Конкретные значения ДЛ могут меняться даже для одного н того же СА н тнпа спуска — при изменении условий снижения н определяющих ограничений в процессе спуска. В частности, при входе со сверхкруговой скоростью прн определенин можно допустить вылет СА нз атмосферы, но прн этом ограничить максимальную высоту подъема траектории прн вылете (или ограничить время полета после вылета). Так, при расчете траекторий возвращения от Луны максимально допустимая высота вылета не превышала значений 300...400 км. Ннжнюю границу Л коридора входа определяют допустимым перегрузочным режимом на траекторнн снижения, но можно использовать н другие ограничения по максимальной температуре, по глубине погружения, по достижению требуемой дальности полета н т. д. [c.419]

Радиус наибольшего сближения с Землей КЕ также выражается через параметры попадания, чтобы гарантировать монотонность и достаточную линейность функций относительно переменных отправления от Земли. На рис 31.8 покзваны траектория возвращения к Земле и система координат для определения параметров попадания. Вектор ЗОЕ направлен приблизительно вдоль линии Луна-Земля, соответствующей моменту отправления от луны, TOE расположен в плоскости земного экватора, КОЕ дополняет систему до правой [c.101]

Э. Митчелл собрал аварийный комплект образцов лунных пород, А. Шепард перенес и установил телевизионную камеру в 15 м от лунного корабля. Астронавты погрузили на тележку комплект научного оборудования и направились к месту установки приборов на расстоянии 100 м от лунного корабля. Катить тележку было легко, но астронавты трижды останавливались, Э. Митчелл тяжело дышал и вынужден был отдыхать. Используя лунную карту, они с трудом ориентировались на пути к цели. На расчетном месте от корабля оказалась впадина и они прошли к западу еще 10 м, чтобы разместить приборы на возвышенности. К моменту времени То +116 ч 37 мин астронавты пользовались ранцевой системой жизнеобеспечения уже 2 ч 18 мин когда они приступили к установке научных приборов у А. Шепарда пульс был 90... 100, а у Э. Митчелла 100... 120 ударов в 1 мин. В момент времени То +117 ч 47 мин установка приборов была закончена и Э. Митчелл пошел вдоль кабеля с геофонами, подрывая ударником пиротехнические заряды. Из 21 заряда ему удалось привести в действие 13. Когда прошло 3 ч 56 мин с момента перехода астронавтов на ранцевую систему жизнеобеспечения. Центр управления полетом продлил на 30 мин пребывание на Луне, но предупредил, что им потребуется 18 мин на возвращение к кораблю. [c.170]

С. м. применяют в лунных календарях (см. календарь)-, 2) сидерический (от лат. sidus, sideris — звезда, небесное светило) или звездный М. — период возвращения Луны к прежнему положению ее на небе относительно звезд равен 27 сут 7 ч 43 мин [c.293]

Ловороту плоскости орбиты может способствовать и аэродинамический маневр при наличии подъемной силы — проход через атмосферу планеты, хотя и требующий довольно сложного управления, но приводящий к экономии топлива. Например, можно почти полностью избавиться от последнего импульса при переходе через бесконечность, так же как это делается вообще при возвращении из района Луны (см. 3 гл. И). Но и при низкой орбите возможен такой маневр [2.111 тормозной импульс заставляет спутник сойти с орбиты, чтобы затем, войдя в плотные слои атмосферы (граница на высоте 100 км), совершить в них вираж и выйти из них уже в другой плоскости со скоростью меньшей, чем скорость входа. Остается теперь двумя разгонными импульсами вывести спутник на орбиту прежней высоты, заодно увеличив еще несколько отклонение плоскости орбиты. Для реальных значений аэродинамических коэффициентов и высоты орбиты до 600 км таким путем можно повернуть орбиту на 40н-50°, выиграв по сравнению с чисто ракетным поворотом массу топлива, составляющую от 0,2 до 0,3 начальной массы спутника на орбите. [c.119]

А теперь укажем обстоятельства, которые делаюг периодическое сближение с возвращением, этот своеобразный космический бильярд , практически нереальным. Во-первых, очевидно, что траектории периодического облета Луны должны быть плоскими. Эта трудность преодолима. Но, во-вторых, периодический облет возможен лишь теоретически в предположении, что орбита Луны — идеальная окружность. В-третьих, требуется невероятная точность начальных условий. Например, в случае траектории, изображенной на рис. 88 начальную скорость необходимо соблюдать с точностью до 1 ММ/с. При ошибке 1 мм/с космический аппарат через несколько оборотов покинет сферу действия Земли. В-четвертых, мы не учли возмущений от Солнца... [c.234]

Возвращение к Земле для передачи изображений по радио с близкого расстояния впоследствии потеряло всякий смысл в связи с прогрессом техники фотографирования и радиосвязи. Это стало ясным уже при полете в июле 1965 г. советской станции Зонд-3 , когда великолепные фотографии Луны, полученные с расстояний от 1 1 600 до 10 000 км от ее поверхности, были переданы на Землю с расстояния 2 200 ООО км. Траектория Зонда-3 > не была облетной аппарат покинул сферу действия Земли. [c.238]

Сравнительно автономно для этой схемы определяется вес лунного корабля. Он должен обеспечить спуск и мягкую посадку па Луну и возвращение на селеноцентрическую орбиту. Первая космическая скорость для Лупы составляет всего 1,7 км1сек, и это упрощает задачу. Но па Луне отсутствует атмосфера, и скорость при спуске может быть погашена только ракетным двигателем. Топливные компоненты, по-видимому, должны быть высококипящими. Более чем трое суток полета до Луны и, скажем, сутки пребывания на ее поверхности — срок достаточно большой, и уберечь сжиженные газы от чрезмерных потерь на испарение можно только специальными мерами. Но удельная тяга, которую можно получить на высококипящих компонентах, как правило, ниже, чем на иизкокипящих. Таким образом, на ту удельную тягу, которую дают низкокипящие компоненты, рассчитывать не следует. [c.76]

В отличие от полета корабля Apollo-11, который был выведен на траекторию свободного возвращения, для корабля Apollo-12 была выбрана гибрвдная траектория. Нри полете по такой траектории в случае отказа от перехода на орбиту ИСЛ корабль пройдет на расстоянии 3000 км от поверхности Луны и при возвращении к Земле без коррекции - на расстоянии 82 ООО км от [c.158]

В То +58 ч 07 мин руководство NASA приняло решение об отказе от посадки Аро11о-13 на Луну и аварийном возвращении на Землю после облета Луны. И через 30 мин это решение было объявлено официально. В То +58 ч 22 мин представители заявили, что для ускорения полета Аро11о-13 по траектории возвращения к Земле 15 апреля в То +79 ч 30 мин будет произведена коррекция траектории не с помощью ЖРД служебного отсека, который работать не может, а с помощью двигательной установки посадочной ступени лунного корабля. [c.165]

В момент времени То +103 ч 27 мин лунный корабль с астронавтами А. Шепардом и Э. Митчеллом отделился от основного блока, а С. Руса с помощью ЖРД служебного отсека перевел основной блок на орбиту ИСЛ высотой 94/119 км. За 1,5 ч до расчетного времени включения ЖРД посадочной ступени лунного корабля для посадки на Луну на пульте управления лунного корабля появился сигнал о том, что в бортовую ЭЦВМ введена программа Р-70 (аварийное прекращение посадки) и Р-71 (аварийное возвращение к основному блоку). Это произошло в результате замыкания тумблера, вводящего в бортовую ЭЦВМ эти программы. Отработка программы аварийного прекращения посадки началась бы автоматически через 26 сек после включения посадочного ЖРД. Приборная лаборатория Массачусетского технологического института срочно разработала программу, которая должна была исключить автоматическую отработку программ Р-70 и Р-71. Программа была введена в бортовую ЭЦВМ лунного корабля и проверки показали, что она обеспечивает поставленные перед ней задачи. Эти операции были закончены всего за 10 мин до расчетного момента включения ЖРД посадочной ступени. В момент времени То +108 ч 42 мин был включен ЖРД посадочной ступени и в соответствии с требованиями новой программы им управлял А. Шепард, вручную дросселированием поддерживая тягу на уровне 477 кг. Далее он перевел ЖРД на режим максимальной тяги, после чего началась отработка ЦАП лунного корабля штатной программы Р-63. На высоте 9140 м должен был произойти захват лунной поверхности посадочным радиолокатором, но захвата не произошло. Если бы захвата не произошло до высоты 3 км, то по инструкции пришлось бы отказаться от посадки. Э. Митчелл несколько раз включал и выключал радиолокатор, но захват произошел лишь спустя 2,5 мин на высоте 8 км. При входе в дальний коридор на высоте 2,3 км над лунной поверхностью скорость корабля относительно Луны была 493 км/ч. А. Шепард и Э. Митчелл увидели кратер Коун, являющийся для них ориентиром. Перед входом в ближний коридор А. Шепард включил модифицированную полуавтоматическую программу Р-66, а на высоте 200 м перешел на полностью ручное управление посадкой. Когда корабль снизился до высоты 30 м, поднялось облако лунной пыли. Когда щупы коснулись поверхности Луны, вертикальная скорость равнялась 0,9 м/сек. В момент посадки в баках посадочной ступени оставалось топлива на 60 сек полета. [c.169]

Проект L-2 отличался от остальных тем, что при его доработке конструкторы детальнейшим образом изучили и проанализировали программу полета от момента старта с мыса Канаверал до момента облета Луны, прилунения и возвращения на Землю. Поэтому космический корабль L-2 (в отличие, например, от вышеописанного D-2 ) создавался как унифицированное средство для освоения и изучения космоса его можно было использовать как корабль для полета к Луне и как орбитальную лабораторию. [c.285]

Необходимость сравнительно низких начальных скоростей представляет существенную особенность облетных экспедиций без дополнительного включения тяги. Низкие же начальные скорости приводят к сильной зависимости времени полета от малых ошибок скорости. В то же время, -если желательно, чтобы аппарат, вернувшись к Земле, оказался в заданной точке над ее поверхностью, нужно, чтобы полное время его движения близко совпадало с расчетным, так как вследствие суточного вращения Земли заданная точка непрерывно меняет свое положение в пространстве. Поэтому для выполнения облетной экспедиции к Луне по баллистической траектории с возвращением в заданную точку на Землю необходим очень точный контроль начальной скорости аппарата. Ниже будут указаны конкретные значения допустимых отклонений. [c.135]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...