Траектории движения в системе Земля — Луна

ТРАЕКТОРИИ ДВИЖЕНИЯ В СИСТЕМЕ ЗЕМЛЯ — ЛУНА 133 [c.133]

Траектории движения в системе Земля — Луна [c.133]

При полете ракеты в пределах сферы действия Земли расчет ее траектории производят в геоцентрической системе отсчета. Когда ракета достигает границы сферы действия, расчет ее траектории производится в новой системе отсчета, связанной с тем небесным телом, в сфере действия которого будет происходить дальнейшее ее движение. Например, в селеноцентрической системе отсчета — при полете ракеты к Луне, в гелиоцентрической — ири полете к Солнцу. [c.120]

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]

В наши дни нужно учить студентов исследованию движений космических кораблей и других объектов в солнечной системе, учить более свободному пользованию различными системами отсчета. Так, например, при изучении движения космического корабля к Луне можно пользоваться системой координат, связанной с Солнцем, системой координат, связанной с центром Земли и вращающейся вместе с линией, соединяющей центры Земли и Луны, системой, находящейся в центре масс системы Земля—Луна, системой, связанной с центром масс Луны и др. [13]—116]. Траектории и законы движения объектов претерпевают существенные изменения в различных системах отсчета и нужна перестройка мышления и воспитание свободы пространственных представлений для отчетливого понимания этого нового комплекса задач механического движения. [c.12]

Иногда ошибочно указывают на эллиптические орбиты с периодом обращения, кратным сидерическому месяцу, как на траектории периодического облета Луны. При этом вовсе не учитывается притяжение Луны. Фактически же после облета Луны, как мы знаем, начальные условия (величина и направление скорости) если и повторяются, то в другой точке пространства Поэтому после облета космический аппарат не может возобновить прежнее движение в геоцентрических координатах. Но, как можно сообразить, в случае периодического сближения с возвращением в системе координат, вращающейся вместе с линией Земля — Луна, возобновляется периодически не только вектор начальной скорости, но и начальная точка. Иными словами, в этой системе координат траектория периодического сближения с возвращением будет замкнутой. [c.233]

В случае, если облет Л ы близок к плоскому, движение по окололунной орбите должно быть обратным по отношению к обращению Луны вокруг Земли, так как сам облет совершается в обратном направлении (см., например, траектории во вращающейся системе отсчета на рис. 84). [c.270]

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]

Наблюдатель, находящийся в центре масс системы Земля — Луна, с помощью динамических измерений не сумеет почувствовать присутствие гравитационного ноля Солнца, так как в этой точке сила солнечного ири-тяжения в точности компенсируется центробежной силой, вызванной орбитальным движением системы вокруг Солнца. Если же наблюдатель станет удаляться от центра масс системы, то он измерит градиент гравитационного поля Солнца, а значит, и возмущающее ускорение солнечного поля. Однако даже на расстоянии, равном расстоянию Луны от Земли, возмущающее ускорение солнечного притяжения, действующее на космический аппарат, не превзойдет фут сек (3-м/сек ). Интегральный эффект воздействия Солнца на типичную траекторию двин<е-ния к Луне соответствует изменению начальной скорости аппарата в районе Земли, равному приблизительно 10 фут сек (3 м сек) ири полной величине скорости около 35 ООО фут сек (10 700 м сек). [c.125]

Под средой полета понимаются окружающие летательный аппарат материальные тела и физические поля, являющиеся в совокупности источниками силового, теплового и иного воздействия на ЛА, его системы и аппаратуру. В соответствии с этим в качестве основных элементов среды полета рассматривают атмосферу, гравитационное и. магнитное поля Земли, гравитационные поля Солнца, Луны и планет, излучения Солнца - световое и корпускулярное ("солнечный ветер"), электромагнитное и др. Полнота и степень учета тех или иных факторов среды определяется классом ЛА, особенностя.ми траекторий их движения, целями н задачами управления полетом. [c.49]

Задача попадания в Луну. Оценим минимальную скорость, которую следует сообщить КА на круговой орбите ИСЗ высотой 200 км, чтобы он достигнул Луны. Рассмотрим сначала возможность использования в этих целях точки либрации Ь, расположенной на расстоянии 58 ООО км от центра масс Луны по отрезку прямой, который соединяет центры масс Луны и Земли. Для достижения точки Ь КА должен иметь во вращающейся барицентрической системе координат начальную скорость = 10,849 км/с, величина которой определяется с помощью интеграла Якоби, Возникает вопрос можно ли сообщить КА скорость чуть больше У чтобы он достиг на восходящей ветви траектории точки либрации Ь, пролетел с малой скоростью окрестность этой точки, а затем долетел до Луны Численное интегрирование траекторий движения в рамках задачи трех тел показало, что в случае, когда вектор скорости направлен по касательной к круговой орбите ИСЗ (т, е, геоцентрическая скорость максимальна), КА на первом витке возвращается к Земле, не долетев до точки либрации около [c.257]

Ценность применения упрощенной модели заключается в возможности аналитического изучения характера траекторий двргжения и предварительного составления программ полета. Реальные программы должны быть основаны на машинных расчетах с учетом всех заметных эффектов. Ввиду того, что движение самой системы Земля — Луна не является строго периодическим, каждый расчет программы отвечает только одной [c.126]

Радиус сферы действия Луны относительно Земли sjis = 66 280 км. Орбита Луны находится внутри сферы действия Земли. Поэтому радиус-вектор системы Земля-Луна описывает кеплерову траекторию. Однако Солнце заметно влияет на движение Луны относительно Земли. Орбита Луны лежит почти точно в плоскости орбиты Земли. Если орбиту Луны повернуть на 90°, то расчеты показывают, что в результате эволюции параметров орбиты. Луна достигла бы Земли через 52 оборота за 4,5 года (М. Л. Лидов, 1961 г.). Следует, однако, учесть, что Луна не является точечным телом и может быть разорвана гравитационными силами при достижении предела Роша, равного трем радиусам Земли (см. задачу 6.4.8). Предел Роша — расстояние, на котором сила, действующая на половинку Луны со стороны Земли, достигает значения силы притяжения другой половинкой . [c.156]

Траекторию полета КА разбивают на ряд характерных участков (в соответствии с методикой сфер действия, описанной в разд. I). Расчет производят последовательно для геоцентрического (в поле тяготения Земли), гелиоцентрического (в центральном поле тяготения Солнца) и плаиетоцеитрического (в поле тяготения планеты) участков движения КА. При этом на геоцентрическом участке необходимо рассчитывать возмущающие ускорения как за счет влияния Земли, так и за счет притяжения Луны, Солнца на гелиоцентрическом участке возмущающие ускорения нужно рассчитывать от системы Земля—Луи и планета иа планетоцеитрическом участке — за счет влияния Солица и собственно планеты назначения. [c.192]

При решении проблемы космонавтики и астрономии важную роль играет так называемая ограниченная задача трех тел. Рассматривается система трех частиц массами Ш1,Ш2, шз, причем масса одной из них, Шз <С Ш , Ш2. Если пренебречь ускорениями, которые сообщает легкая частица двум массивным частицам, то они будут двигаться по кеплеровым траекториям. Задача состоит в интегрировании уравнений движения частицы массой шз, движущейся во внешнем гравитационном поле, создаваемом частицами т и Ш2. Примерами ограниченной задачи трех тел являются Солнце-планета-комета, Земля-Луна-спутник и т.д. [c.87]

Задача прицеливания на траектории выведения к Луне состоит в определении параметров старта с Земли и участка разгона с околоземной орбиты (независимые переменные) для заданного набора параметров прицеливания (зависимые переменные). Параметрами прицеливания являются радиус периселения окололунной траектории Rm, ширина периселения в лунной системе координат Lm и высота условного перицентра траектории возвращения RE. В качестве трех независимых переменных рассматриваются время старта Т1, продолжительность движения на промежуточной околоземной орбите t и удельная энергия на траектории к Луне СЗ. Эти переменные, будучи определенными с помощью 1ггеративного процесса, устанавливают 3 важных зависимых параметра задачи время старта для заданного азимута, время до второго включения ступени S-IVB при разгоне с околоземной орбиты (на втором или третьем обороте) и удвоенную удельную энергию эллиптической траектории полета к Луне. [c.93]

При этом с помощью системы координат, связанной с плоскостью движения Луны (рис. 31.5), предварительно устанавливается соотношение между вектором цели для второй возможности запуска Т02 и положением линии Луна-Земля в момент, соответствующий прибытию в периселений. Методика вычислений состоит в следующем. Даны величины К 0МЕ2 - единичный вектор, направленный по линии Луна-Землд в момент прибытия в периселений по компланарной траектории, соответствующей второй возможности запуска и использованию времени для второй компланарной траектории Т 02 - вектор цели для второй возможности комплан ного запуска N От - единичный вектор, перпендикулярный плоскости движения Луны. Рассмотрим следующие уравнения [c.97]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...