Сейчас у нас аномально спокойное солнце. Следовательно, верхняя атмосфера редка и хорошо предсказуема. Где можно взять или как можно посчитать вероятные времена баллистического существования объектов на орбитах
150х175 км
170х195 км
190х215 км
над эллипсоидом. Считая объект сферой диаметром 150 мм и массой 2 кг.
Как известно, во время испытаний Р-36орб, ГЧ выводились на орбиты с перигеем около 150 км, но апогей при этом был довольно высокий, если мне не изменяет мой склероз, до 500 км доходило, а при этом можно перигей и ещё ниже опустить... А вот интересно для почти круговых орбит (апогей выше перигея ровно настолько, насколько нужно для компенсации ошибок выведения).
Помнится, пару раз или даже больше, Шаттлы выводились на орбиты с перигеем около 170 км - и не из-за аварии, а просто для ускорения фазирования.
Какая была орбита у Марс-96 и сколько он на ней провёл? И как бы собрать данные по всем отказам разгонных блоков? там же, как правило, вывод должен был осуществляться после примерно 3/4 витка, и поэтому очень низкая орбита выбиралась, как энергетически наиболее выгодная...
Хм...
Для круговых орбит:
tсущ = H/[2*SIGM*ro*(mu*r)^0.5],
где
Н- высота однородной атмосферы (H= R0*T/(g1*M),
SIGM - баллистический коэф-т (Сх*S/m)
mu - гравитационный параметр Земли
r-радиус круговой орбиты
m-масса КА
ro-плотность воздуха
R0-универсальная газовая постоянная
g1-ускорение свободного падения на высоте орбиты
M-молярный вес воздуха на высоте орбиты
T-абсолютная кинематическая температура воздуха на высоте орбиты
Источник: "Динамика полета КА", В.М.Белоконов, КуАИ, 1985 г.
Спасибо, конечно, но, эээ... Как я понимаю, активность Солнца учитывается тут через температуру и молярную массу?
В общем, погрешность такого расчёта будет порядочной... И трудоёмкость тоже. Но я попробую...
Там еще формула есть для оценки времени существования КА на эллиптических орбитах с малым эксцентриситетом. Вот там, да, трудоемкость! :shock:
А чему равно Сх для сферы при М=20?
ЦитироватьА чему равно Сх для сферы при М=20?
Цитирую тот же источник:
"В свободномолекулярном потоке Сха [коэф-т лобового сопротивления] слабо зависит от формы ИСЗ и определяется в основном характером отражения молекул воздуха от поверхности, Сха=2...2,5.
При полете ориентированного ИСЗ Sм [площадь миделя] известна. При неориентированном полете ИСЗ его движение относительно ЦМ принимают хаотическим и Sм=0,025*Sпов, Sпов - площадь поверхности ЛА.".
Можно полагать что поскольку сфера, независимо от того, ориентирована она или нет, остается сферой, то площадь ее миделевого сечения можно приянять за площадь большого круга.
ЦитироватьПри полете ориентированного ИСЗ Sм [площадь миделя] известна. При неориентированном полете ИСЗ его движение относительно ЦМ принимают хаотическим и Sм=0,025*Sпов, Sпов - площадь поверхности ЛА.".
Описка где-то вкралась. Должно быть Sм=0,25*Sпов
Например, для сферы Sм=pi*R^2, Sпов=4*pi*R^2
ЦитироватьЦитироватьПри полете ориентированного ИСЗ Sм [площадь миделя] известна. При неориентированном полете ИСЗ его движение относительно ЦМ принимают хаотическим и Sм=0,025*Sпов, Sпов - площадь поверхности ЛА.".
Описка где-то вкралась.
Не исключено.
А ро берётся из стандартной атмосферы? но она же вообще не учитывает солнечную активность!
И температура берётся из стандартной атмосферы, и молекулярная масса?
ЦитироватьА ро берётся из стандартной атмосферы? но она же вообще не учитывает солнечную активность!
И температура берётся из стандартной атмосферы, и молекулярная масса?
Ну, есть же модели верхних слоев атмосферы, в т.ч. стохастические.
ЦитироватьА чему равно Сх для сферы при М=20?
Для всех сфер, что летают выше 130 км - Сх=2,2 (моя экспертная оценка)
ЦитироватьА ро берётся из стандартной атмосферы? но она же вообще не учитывает солнечную активность!
И температура берётся из стандартной атмосферы, и молекулярная масса?
Например, ГОСТ - 22721-77 или Модель Яккиа.
Для нескольких аппаратов, например, Луны-7, параметры опорной орбиты составляли 129 км перигей и 286 км апогей. Вопрос лишь в том, где перигей располагался (видимо, не в точке бросания, она у "семёрки", IMHO, повыше) и пролетала ли через него станция?
Она совершала по опорной орбите лишь 3/4 витка и запускала блок Л в районе над Гвинейским заливом, чтобы апогей транслунной траектории был в плоскости лунной орбиты.
Но были ж и отказавшие, названные "Космосами". Вот их бы срок жизни узнать интересно.
И ещё - у меня выходит, что подъём перигея на 1 км требует снижения апогея на 10-12 км при той же энергетике. Понятно, что с точки зрения времени существования перигей не может быть слишком низким, однако, период, при таком опускании перигея и подъёме апогея увеличивается, то есть, время жизни может и возрасти, спутник же лишь часть времени находится в более плотных слоях, а часть - в более разрежённых...
Чисто теоретически, примите перигей = 0, посмотрите, что оно даст с апогеем в Вашей идее... Точку экстремума идеи просчитать тоже интересно.
Вижу, Вы всё равно считаете неполный виток?
Ну, если бы апогей был на высоте хотя бы тыщ 5-6 километров, тогда время существования было бы неплохим и при перигее 0 :)
НО речь идёт о случае, когда и апогей и перигей - оба низкие, но НЕМНОГО понизив перигей можно выиграть в 10 раз больше в высоте апогея, и интересно, где оптимум? Проблема ещё и в том, что это делается с точки зрения использования неточных MEMS гироскопов для разворота по тангажу.
Вот иллюстрация того, что я хочу сказать:
http://balancer.ru/forum/punbb/attachment.php?item=139824&download=1