Из этого краткого описания задачи ясно, что решения для вращающейся Земли сложны. Наиболее важной физической особенностью, которая появляется в решении, является возможность несколько уменьшить необходимую скорость в конце активного участка за счет выбора такой ориентации начальной орбитальной плоскости, чтобы максимально использовать угловой кинетический момент р возникающий за счет вращения Земли.

При запуске в экваториальной плоскости в восточном направлении этот эффект эквивалентен прибавлению 500 м/сек к дополнительной скорости ракеты. Оставим дальнейшее рассмотрение этого вопроса и исследуем влияние параметров иъ и ср на дальность полета ракеты S. Для определения оптимального угла наклона вектора скорости ракеты в конце активного участка продифференцируем уравнение и решим уравнение.

Последние два из этих уравнений графически выражены. По осям координат отложены безразмерные величины, чтобы результаты были приложимы к оценке дальности полета ракеты относительно произвольных сферических небесных тел. Наиболее интересным фактом, вытекающим из анализа этих графиков, является чувствительность дальности к изменению скорости в конце активного участка в области высоких скоростей и больших дальностей.

Поэтому, если требуется высокая точность по дальности полета ракет дальнего действия, необходимо обеспечить исключительно высокую точность управления скоростью в конце активного участка. Орбитальный полет и межпланетные перелеты. Рассмотрим характеристики и условия устойчивого полета по замкнутой орбите вокруг тела, создающего гравитацию. Для описания движения спутников большое значение имеют уравнения орбит вместе с тождеством.

Важным общим случаем, представляющим наибольший интерес, является запуск спутника на орбиту радиуса с помощью ракеты, вектор скорости которой в конце активного участка касателен орбите, а не местной горизонтальной плоскости. Для вычислений по этой формуле необходимо определить из уравнения при заданных значениях. Для частного случая горизонтального запуска на орбиту уравнение дает отношение радиусов любой эллиптической орбиты.