ЛитМир - Электронная Библиотека
Содержание  
A
A

В этом случае

Путешествие к далеким мирам - _3064.png

При взлете L1 = 1, поэтому

Путешествие к далеким мирам - _3063.png

На орбите поэтому

Путешествие к далеким мирам - _3065.png
Путешествие к далеким мирам - _3066.png

Примечание. Для решения этой задачи можно воспользоваться соотношением, связывающим величины скоростей в апогее и перигее эллиптической орбиты:

Vап· Lап = Vпер. Lпер,

где Vап.Vпер. — соответственно скорости движения в апогее и перигее (в задаче V2V1);

LапLпер., — расстояния апогея и перигея от центра Земли (в задаче L2L1).

Это соотношение непосредственно вытекает из закона сохранения момента количества движения.

Так как Lап = L2 = 6,6; Lпер = 1 и Vпер.V1 = 10,4 км/сек, то

Путешествие к далеким мирам - _3071.png

Точно так же в предыдущей задаче

Путешествие к далеким мирам - _3072.png

4. Какова будет скорость советской искусственной планеты в ее движении вокруг Солнца?

По предварительным сведениям, опубликованным в советской печати, наибольшее расстояние новой планеты от Солнца будет равно 197,2 миллиона километров, а наименьшее — 146,4 миллиона километров. Следовательно, большая ось орбиты будет равна 343,6 миллиона километров.

Но тогда и максимальная скорость планеты (в перигелии):

Путешествие к далеким мирам - _3073.png
Путешествие к далеким мирам - _3074.png
Путешествие к далеким мирам - _3075.png

а минимальная скорость (в афелии):

Путешествие к далеким мирам - _3076.png

VI. ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА ПО ЭЛЛИПТИЧЕСКОЙ ОРБИТЕ

При движении по эллипсу вокруг Солнца продолжительность полного обращения может быть определена с помощью третьего закона Кеплера, по которому квадраты времен обращения планет относятся как кубы их средних расстояний от Солнца (то есть кубы больших полуосей эллиптических орбит):

Путешествие к далеким мирам - _3077.png

где Т — продолжительность одного обращения;

а — большая полуось эллиптической орбиты.

Проще всего производить сравнение с периодом обращения Земли, равным, как известно, одному году, или 365 суткам. Тогда

Т = 365·a3/2

где Т — в сутках, а — в астрономических единицах.

При движении вокруг Земли период обращения можно сравнивать с периодом обращения кругового спутника у самой поверхности, то есть на высоте Н = О. Этот период равен, как указывалось выше, 5070 секундам.

Поэтому

Т = 5070·a3/2

где Т — в секундах,

а — в радиусах земного шара.

Примеры использования формул

1. Какова продолжительность полета корабля с Земли до Меркурия по наивыгоднейшему касательному полуэллипсу?

Период обращения по наивыгоднейшему эллипсу

Т = а3/2 = 0,6933/2 ≈ 0,58 лет.

Продолжительность полета

Путешествие к далеким мирам - _3078.png

2. Какова продолжительность полета грузовой ракеты с Земли до суточной орбиты по касательному полуэллипсу (сопротивлением воздуха и активным участком траектории пренебрегаем)?

Т=5070·3,83/2 = 37 600 секунд
Путешествие к далеким мирам - _3081.png

Продолжительность полета

Путешествие к далеким мирам - _3082.png

= 18 800 секунд, или ≈5,2 часа.

3. Какова продолжительность полета на Луну по наивыгоднейшему касательному полуэллипсу?

В этом случае поэтому Т = 5070 · 30,63/2 ≈ 860 000 секунд, или около 240 часов.

Путешествие к далеким мирам - _3083.png

Продолжительность полета

Путешествие к далеким мирам - _3082.png_0

≈ 120 часов (5 суток).

4. Какова величина больших полуосей орбит советских искусственных спутников?

В начале движения периоды обращения советских искусственных спутников равнялись:

первого спутника

Т1 = 96,17 минуты = 5770 секунд;

второго спутника

Т2 = 103,75 минуты = 6225 секунд;

третьего спутника

Т3 = 106 минут= 6360 секунд.

По формуле Т = 5070 3/2 находим:

Путешествие к далеким мирам - _3084.png

Истинные величины больших полуосей отличаются от приведенных выше приближенных, которые даны лишь в качестве иллюстрации.

5. Каков период обращения советской искусственной планеты, запущенной 2 января 1959 года?

Так как для этого случая а =1,145 (см. выше), то

Т = 365·1,1453/2≈ 450 суток,

что соответствует данным, опубликованным в советской печати.

VII. ФОРМА ЭЛЛИПТИЧЕСКОЙ ОРБИТЫ

Для определения эллиптической орбиты, помимо величины большой полуоси, необходимо знать еще один из элементов орбиты — малую полуось b, полуфокусное расстояние с или эксцентриситет е. Эти величины связаны следующими соотношениями:

полуфокусное расстояние

с = √a2 — b2

эксцентриситет

Путешествие к далеким мирам - _3085.png

Для искусственных спутников Земли очевидны также следующие соотношения:

средняя высота спутника над Землей

Hср = a — 6378 км,

или где Hап. — высота апогея орбиты;

Путешествие к далеким мирам - _3086.png

Hпер.— высота перигея орбиты;

полуфокусное расстояние орбиты

Путешествие к далеким мирам - _3087.png
Примеры использования формул

1. Определить элементы орбит советских искусственных спутников Земли по известным высотам апогея и перигея.

В соответствии с опубликованными данными примем следующие округленные значения для высот апогея и перигея советских искусственных спутников Земли:

Hпер. = 225 км (для всех трех спутников);[146]

Hап.1 = 950 км, Hап.2 = 1670 км, Hап.3 = 1880 км.

Тогда средние высоты спутников над Землей будут равны:

для первого спутника Hср1 =

Путешествие к далеким мирам - _3088.png

для второго спутника Hср2 =

Путешествие к далеким мирам - _3089.png
Путешествие к далеким мирам - _309.png
Элементы эллиптической орбиты.
вернуться

146

Кстати сказать, практическое совпадение высоты перигея свидетельствует о большом совершенстве систем выведения спутника на орбиту.

94
{"b":"191588","o":1}