Вход с гиперболическими скоростями

Вход с гиперболическими скоростями [c.422]

Проблемы входа с гиперболическими скоростями и управле- [c.536]

Интерес к анализу сублимационного режима разрушения графита связан прежде всего с гиперболическими скоростями входа в атмосферу Земли космических аппаратов или с полетами к другим планетам Солнечной системы. Например, в зависимости от состава атмосферы Юпитера и условий входа зонда в нее тепловые потоки к поверхности зонда достигают от 5 до 100 кВт/см . Это приводит к таким большим толщинам унесенного слоя, что его масса доходит до 40% массы зонда [Л. 7-14]. В этих условиях графит является, по-видимому, единственным из теплозащитных материалов, способным выдержать столь значительные тепловые потоки при умеренных скоростях разрушения. Счи- 179 12 [c.179]

Такая траектория при входе СА с гиперболической скоростью может быть только рикошетирующей. При этом на выходе аппарата из плотных слоев атмосферы скорость будет существенно превышать круговую. Для гашения избытка скорости необходимо после прохождения максимума перегрузок распрямить траекторию с целью удержания СА в атмосфере. [c.428]

Полеты по переходным орбитам минимального расхода топлива или по орбитам быстрого одностороннего перелета с последующим захватом у целевой планеты и выходом на спутниковую орбиту соответствуют задачам пункта 2. Если имеется в виду спуск на планету, то сам процесс перелета остается прежним если же ракета не предназначена для прямого входа в атмосферу с гиперболической скоростью, может потребоваться маневр предварительного торможения. В последнем случае затраты топлива несколько возрастут. [c.209]

При гиперболической скорости, равной = 16,7 км/с, по соответствующему направлению притягиваемое малое тело, выйдя из зоны притяжения Земли, входит в зону притяжения Солнца с параболической по отношению к Солнцу скоростью, т. е. покидает Солнечную систему. [c.532]

Максимальный разгон получается при скоростях отлета с Земли, близких к минимальным. Величина разгона, т. е. превышение геоцентрической скорости выхода из сферы действия Луны над геоцентрической скоростью входа, составляет примерно 1,5 км/с [3.1]. Один этот избыток уже превышает скорость освобождения от земного тяготения на орбите Луны. Следовательно, итоговая геоцентрическая скорость выхода и подавно будет гиперболической, т. е. аппарат заведомо покинет сферу действия Земли. Итак, послав с Земли космический аппарат с эллиптической скоростью, мы можем, использовав вместо энергии топлива возмущающее воздействие поля тяготения Луны, совсем выбросить его из сферы действия Земли. [c.235]

Пусть ракета, стартовавшая с Земли, входит в сферу преобладающего лунного притяжения с нулевой скоростью относительно Земли вследствие орбитального движения Луны скорость ракеты относительно нее будет гиперболической. Поэтому ракета быстро проскочит район преобладающего притяжения Луны и, описав некоторую петлю или иную фигуру, начнет падать к Земле. Если же ракета подходит с нулевой скоростью к седловой точке, в которой притяжения Земли и Луны взаимно уравновешены, то влияние Луны на нее никак не скажется и она начнет падать обратно на Землю, тогда как Луна пройдет мимо. Единственным местом, где ракета может войти в сферу лунного притяжения при нулевой относительно Земли скорости, является окно с радиусом, равным эффективному радиусу Луны, находящееся прямо впереди Луны по ее орбите. В этом случае гиперболическая по отношению к Луне траектория ракеты встретится с лунной поверхностью. [c.84]

AF2 — прирост скорости, выводящий ракету с гиперболической орбиты относительно Марса на сильно вытянутую эллиптическую (этот тормозной импульс прикладывается к ракете после ее входа в сферу действия Марса в момент прохождения через точку наибольшего приближения к планете) [c.320]

Примерно в 1965 г. в устройствах ЧПУ начали использовать интегральные схемы. Этот тип электронной аппаратуры принес с собой существенное уменьшение размеров и повышение надежности СЧПУ. Количество отдельных элементов удалось уменьшить на 90% при соответствующем снижении стоимости систем для пользователей. Тенденция к созданию БИС (больших интегральных схем) позволила заложить больше управляющих возможностей в стойки меньших размеров. В число таких возможностей входят программы круговой и гиперболической интерполяции, переход от дюймов к метрическим единицам, расчеты векторов скорости подачи. [c.227]

Если взять пучок гиперболических траекторий, получающихся при одинаковых по величине н направлению селеноцентрических скоростях входа в сферу действия Луны (но входящих в разных точках границы сферы действия), то обнаруживается следующее замечательное свойство этих траекторий [3.12]. Проделаем для каждой траектории построение, указанное на рис. 78. При этом с большой точностью обнаруживается, что все точки пересечения прямых, параллельных соответствующим скоростям соударения, с гиперболами оказываются на одной и той же высоте над Л>ной. [c.215]

Пусть космический аппарат входит в сферу действия Луны с некоторой заданной селеноцентрической скоростью Овх и описывает гиперболическую траекторию 1 (рис. 93, а). [c.241]

Ул2 приращения скорости КА, порождаемой орбитальным движением Луны за время полета КА в ее сфере действия. С учетом соотношения (7.2.13) и симметрии гиперболической траектории вычислим модуль разности векторов гиперболического избытка скорости КА в точках выхода и входа на сфере действия Луны [c.268]

Как показано в п. 7.2.3, довольно просто оценить максимальную возможную величину приращения скорости КА при гравитационном маневре, если пренебречь изменением вектора гелиоцентрической скорости планеты за время движения КА в ее сфере действия. Это максимальное возможное приращение равно круговой скорости в перицентре гиперболической траектории КА относительно планеты, если гиперболической избыток скорости на входе в сферу действия также равен указанной круговой скорости. Как известно, круговая скорость в перицентре зависит от параметра д. планеты и радиуса перицентра, который должен выбираться по возможности меньшим, гарантируя вместе с тем безопасный пролет вблизи планеты. [c.311]

Космический корабль, входящий в сферу действия Луны, обладает некоторым гиперболическим избытком скорости, так что его невозмущенная селеноцентрическая орбита будет гиперболой. Если только скорость входа корабля не близка к нулю или если (что крайне маловероятно) возмущения от Земли не уменьшат его скорости в пределах сферы действия, корабль снова покинет эту сферу по другой ветви своей гиперболической траектории. Следовательно, в любом встречающемся на практике случае попытка перевода корабля на эллиптическую селеноцентрическую орбиту должна предусматривать импульс, уменьшающий скорость корабля до значения меньше скорости убегания, пока корабль находится достаточно глубоко внутри лунной сферы действия. Совершенно ясно, что малое время перелета, которое обеспечивается перелетом корабля в окрестности Луны с высокой селене- [c.388]

Исходными значениями будут приближения (из 5 ) к точному перемещению ио(х) и точной начальной скорости и (х). Поведение рещений в данном случае соверщенно отличается от поведения в параболическом случае, где вместо Q" стоит Р. Там (при Р = 0) рещение очень быстро затухает каждый собственный вектор входит в рещение вместе с экспонентой и разрывы немедленно исчезают. В гиперболическом случае показатель степени меняется на гЯj и Q скорее осциллирует, чем затухает. Рещение не более гладко, чем начальные значения, и разрывы распространяются сколь угодно долго по времени. [c.293]

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]

Вход с большими гиперболическими скоростями требует конструирования специальных теплозащитных экранов. г1онадобятся многочисленные эксперименты для их проектирования, но предполагается, что космический корабль массой 4,5 т, входящий в атмосферу со скоростью 13,7—19,8 км/с, потребует экрана массой 1,8—4,5 т. [c.445]

Круговая скорость на расстоянии от Солнца, соответствующем радиусу орбиты Юпитера, равна 2,76 а. е./год. Поэтому скорость освобождения (на таком расстоянии) из Солнечной системы равна УсУ2 (т. е. 3,90 а. е./год). Из (11.103) видно, что столкновение приводит к тому, что космический корабль выходит из сферы влияния Юпитера в направлении, почти противоположном направлению входа, а его скорость после выхода, будучи сложенной с орбитальной скоростью Юпитера, превышает скорость освобождения из Солнечной системы. Эффект может быть еще большим, если включить в перицентре (юпитерианском) двигатель, увеличив таким образом гиперболический избыток скорости (см. разд. 11.4.1). Таким образом, мы видим, что использование массы планеты в качестве ускорителя имеет практическое значение. [c.378]

С увеличением скорости входа (от сверхкруговой до гиперболической) ширина коридора входа — теоретического и реализуемого — заметно уменьшается. В частности, уже при скорости входа 13...14км баллистический спуск становится невозможным и для обеспечения посадки необходимо использовать СА специальной геометрической формы с величиной аэродинамического качества К>0 [46, 75]. [c.420]

Для гиперболических скоростей входа при использовании номинальных траекторий с Jf = onst скорость на выходе из плотных слоев атмосферы после первого погружения (даже при движении СА по иижиен границе коридора входа) может значительно превышать вторую космическую. Это означает, что при программе управления К = onst и соблюдении требуемых ограничений по максимальной перегрузке обеспечить конечные условия посадки невозможно. [c.426]

Из формулы (4-2) следует, что тангенциальная составляющая скорости убывает с расстоянием от оси к периферии по гиперболическому закону. Согласно уравнению Бернулли, полный нанор при условии, что можно пренебречь разностью отметок входа и выхода (относительно плоскости сравнения, проходящей по оси струйки), равен [c.50]

Одноимпульсный маневр соответствует переводу КА с одной гиперболической траектории на другую, так как вход в сферу действия планеты и выход из сферы действия происходит по гиперболическим траекториям. Двухимпульсное изменение скорости предполагает перевод КА с начальной гиперболической траектории на не-Рис 7 29 Схема перелета между гипер- которую промежуточную, а за-болическими орбитами тем с промежуточ ной — на ко- [c.312]

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 ...