Снижение спутника с круговой орбиты

Точное вычисление указанных интегралов несколько кропотливо и требует привлечения так называемых бесселевых функций. Для упрощения расчета воспользуемся следующими соображениями. Так как орбита не является круговой (8 >> 0,02), то снижение спутника происходит главным образом за счет его торможения в районе перигея, где [c.295]

В работе проводится предварительное аналитическое исследование вопросов управления на промежуточном и на конечном участках траектории полета применительно к четырем основным задачам а) снижение спутника с круговой орбиты, б) коррекция межпланетных траекторий, ) конечное притяжение планетой, г) встреча спутников. Для решения первых трех задач необходим только один корректирующий импульс для решения четвертой задачи необходима последовательность коррекций. Рассмотрение этих задач имеет целью выяснить основные особенности проблемы в целом. [c.695]

СНИЖЕНИЕ СПУТНИКА С КРУГОВОЙ ОРБИТЫ [c.697]

Снижение спутника с круговой орбиты [c.697]

Аналитическая формулировка задачи. На рис. 24.2 показана плоская траектория снижения спутника с круговой орбиты. Корректирующий тормозящий импульс скорости Л У направлен под углом п — а к вектору Fg действительной скорости спутника. Получающаяся в результате сообщения импульса скорость движения снаряда характеризуется величиной [c.697]

Конечно, этот парадоксальный вывод находит свое объяснение в том, что при торможении спутника уменьщается высота орбиты. При слабом торможении спутника, находящегося на круговой орбите, происходит снижение по некоторой пологой спирали с увеличивающейся скоростью. [c.326]

В настояш,ее время, когда на орбиты вокруг Земли запущено уже много искусственных спутников, большое внимание обращается на способы снижения спутников с орбиты. Эта проблема возникает также в связи с предполат гаемыми исследованиями других планет. Она включает следующие задачи а) превращение траектории снаряда в орбиту спутника около планеты назначения, б) спуск с круговой орбиты на поверхность планеты. Лобовое сопротивление и влияние подъемной силы здесь не будет учитываться, поэтому последующие результаты, строго говоря, применимы только к телам, лишенным атмосферы, таким, как Луна и Меркурий. [c.697]

Мягкая посадка с окололунной орбиты может быть завершаю-Ш.ИМ этапом полета с Земли на Луну, сопровождаюш.егося предварительным выходом на орбиту спутника Луны — так называемую орбиту ожидания (рис. 97). Перейдя с нее на эллиптическую орбиту снижения, космический аппарат затем начинает завершаюш.ий этап посадки вблизи периселения. Как по круговой, так и по эллиптической орбите может быть совершено несколько оборотов. [c.252]

Сопротивление верхних слоев атмосферы постепенно изменяет скорость движения ИСЗ и вызывает непрерывные (вековые) изменения формы его орбиты. Наиболее существенно спутник тормозится в периоды прохождения области перигея. В результате торможения спутника уменьшается его кинетическая энергия и сокращаются апогейное и перигейное расстояния. При этом уменьшение апогейного расстояния и высоты апогея происходит значительно быстрее, чем уменьшение перигейного расстояния и высоты перигея. Эксцентриситет орбиты непрерывно уменьшается, а сама орбита стремится к круговой. Торможение спутника по мере сокращения его орбиты прогрессивно возрастает. В конечном счете, спутник, постепенно снижаясь, входит в плотные слои атмосферы, где разрушается и сгорает вследствие сильного нагревания. После снижения высоты орбиты до 150 км спутник совершает всего лишь 1...2 оборота. Продолжительность движения спутника от момента выведения его на орбиту до полного торможения в плотных слоях атмосферы называется временем существования. [c.127]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...