Масса - спутник
Cтраница 3
Отметим, что моменты инерции / можно написать как / Мр 2, где М - масса спутника, р - радиус инерции, причем р имеет порядок размера спутника. [31]
Уравнение (8.3.4) является уравнением траекторий следа вектора кинетического момента на единичной сфере, имеющей центром центр масс спутника. Формула (8.3.4) учитывает одновременное влияние на траекторию аэродинамических моментов, гравитационных моментов и вековой уход ( регрессию) узла орбиты. За время, равное периоду прецессионно-нутационного движения вектора кинетического момента, формула (8.3.4) достаточно точно описывает траекторию движения. На большем интервале времени движение постепенно искажается за счет влияния векового ухода ( регрессии) перигея орбиты. [32]
Под полезным грузом данной ступени понимается начальная масса всех последующих ступеней, а для последней ступени - масса спутника. [33]
Это значит, что либрационное движение возможно лишь при весьма малых начальных возмущениях угловой скорости вращения около центра масс спутника. [34]
 |
Определение углов для ма ых колебаний. [35] |
Три уравнения (2.8.2) имеют переменные коэффициенты, для определения которых следует добавить соотношения (2.3.2) эллиптической теории движения центра масс спутника. [36]
Размеры ИСЗ конечны, но они малы по сравнению с расстоянием R от центра Земли О до центра масс спутника. [37]
В дальнейшем будем считать, что координатная плоскость Сх ( следовательно, и плоскость OjcoZo) совмещена с плоскостью п орбиты центра масс спутника. Построенная таким образом координатная система Cx y z называется орбитальной системой. [38]
Для спутников на низких высотах проблему аэродинамического момента можно разрешить за счет использования дополнительных поверхностей, которые уравновешивают момент, действующий относительно центра масс спутника. Аэродинамическое сопротивление может быть использовано и для управления спутником. С этой целью к нему присоединяют специальный аэродинамический стабилизатор ( см. разд. [39]
Это центростремительное ускорение спутнику сообщает сила тяготения F ymM / ( R h) 2, где М - масса Земли; т - масса спутника; у - гравитационная постоянная. [40]
Луна на много порядков массивнее, чем спутники Марса, хотя масса Марса равна 0 1 массы Земли, но модель коаккре-ции и предсказывает сильную нелинейную зависимость массы спутников от массы планеты. [41]
Основное уравнение динамики в этом случае Р ша, где а нормальное ускорение спутника, направленное вдоль радиуса к центру орбиты ( центру Земли), т - масса спутника. [42]
Положение тел определяется векторами Г2 ( mi / т) r, FI - - ( тп2 / тп) г. Пусть ГП2 - масса космонавта, mi - масса спутника. [43]
Земли; / / ( / х у, z) - главные центральные моменты инерции спутника соответственно относительно осей ОХ9 О Y и OZ со - угловая скоГрость движения центра масс спутника по орбите; R - длина радиуса-вектора спутника. [44]
Так, например, при изучении задачи стабилизации искусственного спутника на круговой орбите первые две группы уравнений системы (2.4.5) характеризуют угловую скорость и ориентацию спутника в орбитальной системе координат, а третья группа уравнений - возмущенное движение центра масс спутника. [45]
Страницы: 1 2 3 4