По просьбе радиослушателей :) . Здесь, уверен, имеет смысл рассматривать весь спектр полезных траекторий полётов между нашими двумя планетами :) .
Итак, для перелёта Земля-Марс нужно не только иметь подходящую скорость - которая не меньше, чем примерно вторая космическая для Земли - но и направление этой скорости, чтобы движение получилось примерно в плоскости эклиптики - поскольку плоскости орбит всех планет примерно совпадают. Можно и выходить из плоскости, только тогда надо будет возвращаться как раз в тот момент, когда траектория удаляется от Солнца на радиус марсианской орбиты.
В связи с этим мне представляется важным учёт наклонения орбиты, с которой происходит старт от Земли.
Ваши комментарии :) .
ЦитироватьПо просьбе радиослушателей :) . Здесь, уверен, имеет смысл рассматривать весь спектр полезных траекторий полётов между нашими двумя планетами :) .
Итак, для перелёта Земля-Марс нужно не только иметь подходящую скорость - которая не меньше, чем примерно вторая космическая для Земли - но и направление этой скорости, чтобы движение получилось примерно в плоскости эклиптики - поскольку плоскости орбит всех планет примерно совпадают. Можно и выходить из плоскости, только тогда надо будет возвращаться как раз в тот момент, когда траектория удаляется от Солнца на радиус марсианской орбиты.
В связи с этим мне представляется важным учёт наклонения орбиты, с которой происходит старт от Земли.
Ваши комментарии :) .
Мой комментарий: Ваше представление в корне не верно.. Вот это еще верно:
Цитировать- но и направление этой скорости, чтобы движение получилось примерно в плоскости эклиптики - поскольку плоскости орбит всех планет примерно совпадают.
Так как орбиты у нас круглые, то при любом наклонении можно найти момент, когда вектор скорости будет направлен куда нам нужно. Конечно это выполняется только при определенной ориентации орбиты в пространстве, но как раз для того чтобы попасть в нужную плоскость так и подбирают время запуска с точностью до десятых, а порой и сотых секунд.
Если совсем придираться, то определенная разница будет. Но так как диаметр нашей планеты очень мал, по сравнению с расстоянием до других планет, этой поправкой можно пренебречь, все равно в любом случае коррекция понадобиться..
Вопрос.
Нельзя ли получить приращение скорости МЭК, если запускать его из точки либрации Л2, которая за Луной?
Вообще-то вопрос (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=244&start=5520&sid=9e3dd5c48e9b3b78d42e34825059ffbe) был сформулирован так:
ЦитироватьЛююди помогите, не знаю где еще задать этот вопрос, где можно найти или кто может помочь с рассчетом баллистики, сам не справляюсь уже 3-й раз возвращают с фразой что я не так себе задачу ставлю, нужно с орбиты с параметрами перегей 160 км апогей 180 км, угол наклонения 51,6, запустить разгонный блок на траекторию полета к марсу, нужно посчитать время высоту и скорость до момента отделения КА от разгонника, где или как найти параметры орбиты на которой происходит второй импульс и отделение КА от РБ... Я уже все справочники что у меня облазил не въезжаю нифига(((( кто может помочь или хоть ссылку посоветовать отзовитесь плииииз...
Отвлекаясь от стилистики и многочисленных грамматических ошибок написанного, можно предположить, что:
1. Перелет в плоскости эклиптики не требуется - не надо тратить ХС на изменение
i - одноимпульсная схема перелета с большой тягой.
2. Т.к. необходимо найти
время, высоту и скорость, то в импульсной постановке задачку не решить и придется задаться какими-то характеристиками ДУ и РБ и решать задачку интегрируя систему диффур.
Предлагаемый метод решения:
- Не заморачиваясь особо на оптимизацию (тяга по вектору орбитальной скорости - близко к оптимальной) и введя допущения (орбиты Земли и Марса круговые и в одной плоскости, нафиг солнечный ветер и грав. возмущения от остальной Вселенной и т.д.) пишется ТРИ системы ДУ (до условной границы грав. поля Земли, в поле притяжения Солнца, в поле притяжения Марса).
- Перигей орбиты старта располагаем в плоскости эклиптики.
- Поиграв аргументом широты РБ при старте и временем работы ДУ, при помощи первых двух систем ДУ попадаем в орбиту Марса.
- Зная приблизительное премя перелета, добавляем "марсианскую" систему ДУ и попадаем в Марс.
- Поиграв аргументом перигея орбиты старта, оптимизируем затраты ХС, не забывая попадать в Марс.
Если что предлагаемом методе
кардинально не так - поправьте.
ХХХ - Добавлено позже
ЦитироватьТак как орбиты у нас круглые, то при любом наклонении можно найти момент, когда вектор скорости будет направлен куда нам нужно. Конечно это выполняется только при определенной ориентации орбиты в пространстве, но как раз для того чтобы попасть в нужную плоскость так и подбирают время запуска с точностью до десятых, а порой и сотых секунд.
ИМХО очень некорректно написано.
При любом типе орбиты (круговая, эллиптическая) из-за прецессии восходящего узла вектор орбитальной скорости когда-нибудь придет в нужную плоскость, но только если наклонения орбиты и плоскости РАВНЫ.
ЦитироватьЦитироватьТак как орбиты у нас круглые, то при любом наклонении можно найти момент, когда вектор скорости будет направлен куда нам нужно. Конечно это выполняется только при определенной ориентации орбиты в пространстве, но как раз для того чтобы попасть в нужную плоскость так и подбирают время запуска с точностью до десятых, а порой и сотых секунд.
ИМХО очень некорректно написано.
При любом типе орбиты (круговая, эллиптическая) из-за прецессии восходящего узла вектор орбитальной скорости когда-нибудь придет в нужную плоскость, но только если наклонения орбиты и плоскости РАВНЫ.
Нет. Нам достаточно, чтобы наш вектор стал коллинеарным с требуемым вектором скорости(лежащим в плоскости орбиты).
А для это всего лишь нужно чтобы плоскость орбиты разгонного блока пересекалась с плоскостью эклиптики по прямой параллельной требуемому вектору скорости. Правда, в первом приближении.
Конечно, пришлось пойти на кучу малу допущений, но схема старта выглядит как-то так.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10186.jpg)
Темный круг – плоскость эклиптики. Светлый круг - пересчитанная к нему орбита старта. Красный вектор – требуемый вектор скорости для отлета к другой планете. Синий вектор – направления отлета с опорной орбиты.
На всякий пожарный. Начало синего вектора на снимке это вовсе не момент включения разгонного блока. Это, скорей, направление выхода из сферы действия Земли в плоскости начальной орбиты.
ЦитироватьНачало синего вектора на снимке это вовсе не момент включения разгонного блока. Это, скорей, направление выхода из сферы действия Земли в плоскости начальной орбиты.
Начало не может быть направлением. :D
Вы сами подтвердили то, что я Вам писал - после импульса перехода движение сразу в гелиоцентрическом поле. Т.е. эта схема не для низких опорных орбит.
А какова сфера действия Земли, кстати (в а.е.?)
ЦитироватьЦитироватьНачало синего вектора на снимке это вовсе не момент включения разгонного блока. Это, скорей, направление выхода из сферы действия Земли в плоскости начальной орбиты.
Начало не может быть направлением. :D
Вы сами подтвердили то, что я Вам писал - после импульса перехода движение сразу в гелиоцентрическом поле. Т.е. эта схема не для низких опорных орбит.
А какова сфера действия Земли, кстати (в а.е.?)
Схема для лучшего понимания нарисована в упрощенной форме, так запуск к Марсу( да и не только к нему) и с низких орбит совершенно не зависит от наклонения. Собственно, так все аппараты и пускали.
В а.е не помню, где-то в два раза дальше чем орбита Луны.
Вообще, надо бы в качестве дополнительного исходного условия ввести тип действия при достижении Марса: это или вход в атмосферу для аэроторможения, или прямой вход с аэроторможением и посадкой, или же выход на орбиту планеты.
Во втором случае особую важность приобретает фактор времени, поскольку посадка обычно производится в заданной области.
В третьем, и в какой-то мере, в первом случае желательна минимизация потребной ХС для выхода на орбиту в момент встречи.
Таким образом, получаете граничные условия для диффур на 3-м участке, а из них - для диффур на 2-м.
Выравнивание плоскости опорной орбиты с эклиптикой также не обязательно, подбор времени перехода на открытую орбиту и определённого поперечного импульса может быть оптимальнее.
Радиус сферы Хилла Земли 1.5 млн. км.
Да, логично. Подумал, действительно - при правильной фазе околоземной орбиты к Марсу улетать можно на каждом витке при любом наклонении. Отлично.
Tiger дополнительного исходного условия в данном случае не надо, в данном случае вопрос стоит в том, как определить параметры орбиты перехода-земля-марс какие апогей и перигей у орбиты на которую разгонный блок выодит КА и отделяется от него, схема в любом случае двухимпульсная. Первый импульс выведение перевод с опорной орибты на промежуточную ОИСЗ, второе включение выведение и через небольшой промежуток времени отделение КА от РБ. Но вот параметры орбиты ОИСЗ на которую РБ выводит КА с опрной орбиты, вот это и проблема ( по крайне мере лично для меня как найти эти параметы, зная что опорная орбита апогей 180, перигей 160, угол наклонения 51,6). Картинку выложить не могу к сожалению сижу с мобильного в интернете. Но вот ссылка на рисунок по которому я ориентируюсь может я что то и не так понимаю.. Мне нужно высчитать общее врема полета, высоту и скорость на участке с момента первого включения ДУ РБ и до момента отсоединения РБ от КА, дальше аппарат маневрирует сам.
http://physics4.narod.ru/Russ/Foboc-npyn/fobos_scheme.jpg
Задача не новая, решалась неоднократно. Обратитесь за помощью к товарищам из ИПМ или НПО Лавочкина.
ЦитироватьПо просьбе радиослушателей :) . Здесь, уверен, имеет смысл рассматривать весь спектр полезных траекторий полётов между нашими двумя планетами :) .
Итак, для перелёта Земля-Марс нужно не только иметь подходящую скорость - которая не меньше, чем примерно вторая космическая для Земли - но и направление этой скорости, чтобы движение получилось примерно в плоскости эклиптики - поскольку плоскости орбит всех планет примерно совпадают. Можно и выходить из плоскости, только тогда надо будет возвращаться как раз в тот момент, когда траектория удаляется от Солнца на радиус марсианской орбиты.
В связи с этим мне представляется важным учёт наклонения орбиты, с которой происходит старт от Земли.
Ваши комментарии :) .
avmich, весьма польщён за реализацию моей идеи (только предложил, и бац - новая тема). 8)
Внимание вопрос - броде бы МЭК собирались запускать с HEO (высокая орбита от 200 тыс до 400 тыс километров)?
ЦитироватьВнимание вопрос - броде бы МЭК собирались запускать с HEO (высокая орбита от 200 тыс до 400 тыс километров)?
В соседнем топике (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=10157&postdays=0&postorder=asc&highlight=%EC%FD%EA&start=120) нашел рабочую (на сегодня) ссылку (http://www.greatemperor.org/mars.rar), где рассмотрен вопрос баллистики перелета. По концепции авторов НЕО там похоже нет.
ЦитироватьЦитироватьВнимание вопрос - броде бы МЭК собирались запускать с HEO (высокая орбита от 200 тыс до 400 тыс километров)?
В соседнем топике (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=10157&postdays=0&postorder=asc&highlight=%EC%FD%EA&start=120) нашел рабочую (на сегодня) ссылку (http://www.greatemperor.org/mars.rar), где рассмотрен вопрос баллистики перелета. По концепции авторов НЕО там похоже нет.
HEO в данном контексте -
High Earth Orbit :idea:
ЦитироватьМне нужно высчитать общее врема полета, высоту и скорость на участке с момента первого включения ДУ РБ и до момента отсоединения РБ от КА, дальше аппарат маневрирует сам.
http://physics4.narod.ru/Russ/Foboc-npyn/fobos_scheme.jpg
Kelnmir, вам помощь на уровне идеи нужна или чтобы вам формулы показали? Может быть, стоит в записанные лекции посмотреть?
Space / Mars Russia's Dark Horse Plan to Get to Mars (http://discovermagazine.com/2009/jun/21-russias-dark-horse-plan-to-get-to-mars/article_view?b_start:int=0&-C=)
The Fobos-Grunt mission might pave the way for humanity's first permanent space base—on Phobos, Mars' bizarre moon.
by Jamie Oberg
From the June 2009 issue; published online May 21, 2009
Джеймс Оберг, американский эксперт по космонавтике в опубликованной в журнале Discover статье
приводит достаточно убедительные доводы о необходимости посещаемой базы на спутнике Марса.
Аргумент за - меньшая ХС для полета и высадки на Фобос (~ 80% от ХС для марсианской экспедиции).
Джеймс кстати убежден что у РКА есть "засекреченный" план освоения Марса
начиная с пилотируемого полета на Фобос.
Статья вышла в мае - до полу-официальных слухов о переносе миссии Фобос-Грунт на 2011 год. :roll:
Аналогичные ветки на Nasa Spaceflight Forum:
Is Phobos a realistic goal? (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=18339.0)
First manned mission to Phobos (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=18850.0;all)
Large inflatables (and artifical gravity on Phobos) (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=18759.0)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/61718.jpg)
Phobos, the larger of the two moons of Mars has many unknowns. For instance, what formed
the grooves that run across its surface?
Image: ESA/DLR/FU Berlin (G. Neukum)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/61719.jpg)
The surface of Phobos (left) is very different form that of the smaller Martian moon Deimos.
Scientists do not yet know why.
Image: NASA/JPL-Cal Tech/University of Arizona.
ЦитироватьHEO в данном контексте - High Earth Orbit :idea:
Это разъяснение специально для пользователя с ником Bell (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/profile.php?mode=viewprofile&u=129) :D
Да я в принципе и так догадался :roll: