Апогей

В условиях предыдущей задачи определить ускорение точки в моменты, когда она проходит апогей и перигей. [c.390]

Найти на эллиптической орбите такие точки, скорость движения в которых равна среднему геометрическому скоростей в перигее и апогее. [c.393]

Аксоиды при сферическом движении тела 181 Амплитуда колебаний 277 Аналогии формул кинематики 177 Апогей 323 Афелий 322 [c.452]

При аналогичных исследованиях, выполненных на ИСЗ серии Космос (апогей 200—400 км и угол наклона 65" ), перепад доз в фантоме был в пределах погрешности измерений ( 10%). Это объясняется большой проникающей способностью космического излучения на этих высотах. Из сравнения полученных на высоте 200—400 км данных с результатами измерений на Космосе-110 следует, что основной вклад в дозу при полетах на высоте 900 км дает низкоэнергетическое излучение. [c.280]

Космический аппарат движется по эллиптической траектории. Расстояния от поверхности Земли до перигея и апогея соответственно равны Ар=170 км, /ia = 400 км. Определить приращение скорости в апогее и перигее, необходимое для перехода на орбиту приземления. [c.56]

Если траектория приземления начинается в апогее, то скорость в апогее орбиты приземления -- Приращение [c.57]

Следовательно, торможение в апогее более выгодно. Подставляя числовые данные, находим Ava = —53 м/с, АУр = —124 м/с. [c.57]

Запуск спутника Молния на эллиптическую орбиту с апогеем Га = + 40 000 км и перигеем rp = R+ 5Q0 км происходит в два этапа. Сначала его выводят на промежуточную орбиту с Лр1 = / + 200 км, Го1 = / + 500 км, а затем в апогее сообщают тангенциальный импульс скорости Ди. Найти величину Av, необходимую для этого маневра, и отклонение апогейного расстояния рабочей орбиты при ошибке в величине Ау, равной 1 м/с [28] (рис. 5.10). [c.57]

Подставляя числовые значения, находим Oai = 7,53 км/с. Поскольку апогей промежуточной орбиты Га совпадает с перигеем рабочей орбиты Гр, то [c.58]

Решение. Полная энергия спутника в любой точке орбиты должна быть такой же, как, например, в апогее [c.122]

Эллипс симметричен относительно его осей, и поэтому радиусы кривизны в апогее и перигее одинаковы, а сила тяготения к Земле н полные ускорения в этих точках направлены по нормали к орбите. Нормальные ускорения спутника [c.122]

Акустический резонанс 234 Амплитуда группы волн 21Ь — звукового давления 227 —колебаний 167 Аномалия 97 Апогеи 122 Архимедова сила 134 Афелий 122 Аэрация 139 [c.254]

Группа полета Индекс космического корабля Дата и время старта перигей, км апогей, км начальный период обращения, мин 2 Даша и время приземлений [c.445]

ИСЗ 1963—22А ( Транзит ) запущен 16 июня 1963 г. ракетой-носителем Скаут на орбиту с параметрами наклонение 90°, период обращения 100,7 мин, высота в перигее 745 км, высота в апогее 850 км. (Прим. перев.) [c.196]

Лля нахождения Ур в апогее надо в уравнении (3.21) взять верхний знак, что соответствует простой перемене мест i max и Яшш в уравнении (3.26). [c.92]

Если космическая ракета на высоте 230 км над поверхностью Земли получит параллельно земной поверхности скорость 10 км сек, то апогей ее орбиты окажется примерно на расстоянии 370 ООО км от центра Земли. [c.63]

Какую скорость будет иметь ракета в апогее [c.63]

Пример. Высота перигея третьего советского ИСЗ в первые дни после запуска (май 1958 года) была равна Нп == 226 км, высота апогея спутника Я == 1880 км. Какова была скорость этого спутника при прохождении через его перигей и апогей [c.74]

Определить постоянную площадей с, параметр р траектории, постоянную знергнн /г, направление большой оси эллиптической траектории спутника, эксцентриситет е траектории, апогей (Ятах) и перигей (Ят1п) и период Т обращения спутника. [c.392]

Два спутника, имеющие равные массы, движутся в одном направлении вокруг притягивающего центра по компланарным орбнта.м, одна из которых — круговая радиуса Го, а другая — эллиптическая с расстояниями перигея н апогея го и 8го соответственно. Полагая, что спутники путем непосредственной стыковки соединились друг с другом в точке соприкосновения их орбит и дальнейшее движение продолжали вместе, найти апогей их новой орбиты. [c.393]

Определить постоянную плота-лей с, параметр р траектории, постоянную энергии h, направление большой оси эллиптической траектории спутника, эксцектриситет е траектории, апогей (Wmo ) и пери-К аплйчг 51.23 гей (Итш) и период Т обращения [c.392]

Порядковый номер кораблей-стцгпников Дата запуска Весовая характе- ристика корабля, КЗ перигей, км апогей км наклон плоскости орбиты к акватору начальный период обращения, мин [c.437]

ЛУНА — естественный спутник Земли. Л. обращается вокруг Земли по эллинтич. орбите с эксцентриситетом 0,05490 и большой полуосью, равной ср. расстоянию от Земли — 384 400 км. Наиб, расстояние от Земли В апогее 405 500 км, наименьшее в перигее 363 300 к.м. [c.613]

В Каноне Масуда ал-Бируни пишет, что замедление движения Солнца по эклиптике в апогее переходит в его ускорение в перигее только после того, как оно проходит через равенство его и среднего движения в место наибольшего угла для уравнения. Изменение движения по обе стороны от этого места не ощущается, так как [c.54]

Спутник Эксплорер I был запущен 1 февраля 1958 г. и предназначался для исследования космических лучей и плотности потока микрометеорных тел. Он (рис. 3.1) представлял собой цилиндр длиной 2 м (вместе с последней ступенью и носовым конусом) и диаметром 152 мм. Масса спутника 8,3 кг, вместе с четвертой ступенью ракеты-носителя — 14 кг. Начальные параметры орбиты перигей 356 км, апогей 2548 км. [c.103]

Американский исследовательский спутник этой категории был выведен 3 апреля 1963 г. с помощью ракеты-носителя Тор-Дельта на орбиту с начальными параметрами апогей 917 км, перигей 255 км и получил название АЕ-А — Астрономический исследователь . Масса спутника составляла 183,7 кг [63, 76 92, 102J. [c.108]

Изохромы деформаций по моде I с ) етом членов, соответствующих Ki, (из (1.21) следует Oqx = 65,(v)(S5 ГТп)), К% и при v/ i =0,2 показаны на рис. 4.8. Семейство изохром наклоняется вперед при Оо < О и назад при а х >0. Добавление члена с АГ < О увеличивает апогей изохромы если оох<0, и уменьшает, если аох>0. Влияние /Г становится заметным при удалении от вершины трещины. [c.91]

Запуск установки СНАП-Щ на орбиту вокруг Земли был осуществлен 3 апреля 1965 г. с базы ВВС США Ванденберг . Космический аппарат Аджена был выведен на орбиту, близкую к расчетной, со следующими параметрами высота в апогее 1320 км, высота в перигее 1290 км. Время существования корабля на орбите с такими характеристиками составляет более 3000 лет. Команда с Земли на включение реакторной установки была подана на втором витке, через 3 ч 40 мин после пуска ракеты и подтверждения параметров орбиты. Критический параметр установки в предпусковой период — температура теплоносителя, которая не должна быть ниже — [c.237]

Аэродинамические возмуща1ия. Экспериментально проверено, что несмотря на большую разреженность верхних слоев земной атмосферы на высоте от 130 км до 600 км, ИСЗ вследствие больших скоростей полета испытывает действие аэродинамических сил, которые необходимо учитывать. Возмущения от аэродинамического сопротивления не везде одинаково по траектории полета спутника — в перигее оно значительно больше, чем в апогее. [c.17]

ИСЗ Траак запущен 15 ноября 1961 г. (вместе с ИСЗ Тра н-ЗИТ-4В ) ракетой-носителем Тор—Эйбл-Стар на орбиту с параметрами наклонение 32°,4, период обращения 105,6 мин, высота в перигее 941 км, высота в апогее 1119 км. ИСЗ 1961—Омикрон-1 ( Транзит-4А ) запущен 29 июня 1961 г. ракетой-носителем Тор—Эйбл-Стар на орбиту с параметрами наклонение 66°,8, период обращения 103,8 мин, высота в перигее 881 км, высота в апогее 998 км. [c.196]

Эпициклическая модель еще до Птолемея применялась для описания дви-жедия Луны. Центр С эпицикла и Луна Ма эпицикле движутся в противоположных направлениях центр эпицикла — против часовой стрелки, Луна — по часовой стрелке. Результирующее движение Луны складывается, таким образом, из двух круговых движений Луны по эпициклу и центра эпицикла по деференту Наиболее медленным оно будет в точке М эпицикла, а наиболее быстрым — в точке Р, когда центр эпицикла лежит на прямой, проходящей через точки Е п F, и совпадает с точкой апогея А согласно эксцентрической модели (рис. 4). Движение, получающееся в результате сложения двух круговых движений в противоположных направлениях, эквивалентно движению светила по эксцентрическому кругу согласно эксцентрической модели. Результирующая абсолютная скорость светила рассматривается при этом как сумма скорости и центра эпицикла в переносном движении н скорости V светила в относительном движении по эпициклу. В апогее эпицикла, когда его центр совпадает с апогеем эксцентра (точка М на рис. 4), абсолютная скорость светила наименьшая и — у) и направлена вправо от [c.29]

Блестящим образцом кинематического исследования является описание движения Солнца в окрестности апогея и перигея в Каноне Мас уда ал-Бируни. Рассматривая это движение точки по окружности, ал-Бируни делает его объектом детального математического анализа. Мы не имеем данных о том, пользовался ли ал-Бируни в своем исследовании трактатом Ибн Корры. Возможно, что он получил свои результаты самостоятельным путем. Как мы видели, Ибн Корра исходил из геометрических представлений, ал-Бируни же сводит свое исследование к изучению поведения уравнения Солнца , т. е. разности между дугами истинного и среднего движений и разностей их значений, соответствующих концам малых дуг эксцентрической орбиты. Ал-Бируни показывает, что две указанные симметричные точки, в которых скорость видимого движения совпадает со .скоростью равномерного движения по эксцентрической орбите, являются точками максимума уравнения . Далее он показывает, что скорость видимого движения Солнца достигает в апогее и перигее максимума и минимума и что при перемещении от одного к другому наблюдаются непрерывное возрастание и убывание ее. Ал-Бируни связывает это с непрерывным возрастанием и убыванием разностей уравнений , обращающихся в нуль в точках максимума уравнения . [c.43]

Замедление движения (Солнца по эклиптике) в апогее переходит в его ускорение в перигее только после того, как оно проходит через равенство его и среднего движения в месте наибольшего угла для уравнения. Изменение (его) по обе стороны от этого места не ощущается, так как разность (уравнений) начинает уменьшаться от апогея до этого упомянутого места, потом как бы исчезает в нем, а затем увеличивается, пока Солнце не достигнет перигея Хотя ал-Бируни не выделил еще ни понятия ускорения, ни понятия скорости в общем виде, его исследование было существенным шагом в этом направлении. Эти идеи не получили, однако, дальнейшего развития на средневековом Востоке. В Западнсж Европе мы их находим три столетия спустя. [c.43]

Основной курс теоретической механики. Ч.1 (1972) -- [ c.391 ]

Курс теоретической механики 1973 (1973) -- [ c.323 ]

Курс теоретической механики Том2 Изд2 (1979) -- [ c.0 ]

Аналитическая механика (1961) -- [ c.552 ]

Курс теоретической механики для физиков Изд3 (1978) -- [ c.93 ]

Справочное руководство по небесной механике и астродинамике Изд.2 (1976) -- [ c.217 , c.564 ]

Инженерный справочник по космической технике Издание 2 (1977) -- [ c.63 ]

Основы техники ракетного полета (1979) -- [ c.322 ]

Ракетные двигатели (1962) -- [ c.693 , c.696 , c.703 , c.706 ]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...