Путешествие к далеким мирам - Гильзин Карл Александрович
В этом случае
При взлете L1 = 1, поэтому
На орбите поэтому
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 V2, V1);
Lап, Lпер., — расстояния апогея и перигея от центра Земли (в задаче L2, L1).
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
Точно так же в предыдущей задаче
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):
а минимальная скорость (в афелии):
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):
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·a3/2где 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·a3/2где Т — в секундах,
а — в радиусах земного шара.
Примеры использования формул1. 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
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
Продолжительность полета
= 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.
Продолжительность полета
≈ 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:
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 — b2эксцентриситет
Для искусственных спутников Земли очевидны также следующие соотношения:
средняя высота спутника над Землей
Hср = a — 6378 км,или где Hап. — высота апогея орбиты;
Hпер.— высота перигея орбиты;
полуфокусное расстояние орбиты
Примеры использования формул1. 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 =
для второго спутника Hср2 =
Элементы эллиптической орбиты.
