Проторенной дорогой

[AlexB14]

1. При столь малой тяге двигателя  нельзя расчитывать ХС по формулам для гомановской траектории. Траектория будет спиральной, при этом потребная ХС будет раза в два больше, чем при гомановских переходах, то есть около 8 км/с.

Да, я об этом слышал. Если честно сознаваться, у меня, как не специалиста по баллистике, этот факт как-то в голове не укладывается. Где-то в подкорке записано, что разница в высотах орбит определяется только разницей скоростей. Кстати, если Вас не очень затруднит, можете Вы в доступной форме пояснить неграмотному, почему это так, не посылая его ... к толстым учебникам? :oops:

Все довольно просто: в данном случае поле тяготения планеты неоднородно, а корабль не может быстро неоднородности отрабатывать и кинетическая энергия тратится на неоднородностях, как при тряске на ухабах.

Хм!.. Наверное, гравитационная неоднородность может иметь какой-то эффект. Хотя не думаю, что для его преодоления необходимо удвоение потребной ХС. Известно, что ЛОС в диапазоне высот 1000-10000км может существовать практически вечно. Ниже 1000км её рано или поздно доканают масконы (те самые гравитационные неровности). Выше 10000км её добьёт притяжение Земли (тоже гравитационный эффект). Но и для первого и для второго случая нужно время стремящееся к бесконечности, по сравнению со временем перелёта даже по спиральной траектории Земля-Луна. А следовательно, ИМХО, данным эффектом можно пренебречь. Впрочем, даже если я не понимаю необходимости удвоения ХС, я могу принять это как факт. Тем не менее это не снимает вопрос к "ааа" почему по его расчётам выходит, что время перелёта блока ЛОС займёт более 8 лет, в то время как Smart-1 управился за 13 месяцев? Разница-то в результатах, примерно на порядок. А это весьма существенно. :?:

[fagot]

Смарт летел с ГПО, а не с ЛЕО, но гравитационные неоднородности тут ни при чем, ХС будет выше и в сферическом поле тяготения.

[AlexB14]

Смарт летел с ГПО, а не с ЛЕО, ...

Ваши слова надо понимать так, что если стартовать с LEO, то действительно длительность полёта зашкалит за 8 лет? Так Вы полагаете, что расчёты "ааа" верны? А как же тогда относиться к картинкам с "Энергии" по лунной программе. Там была ЛОС и был "натуральный" буксир (ну, типа Парома). Думаю, если бы эта железяка обращалась туда-обратно за 8 с гаком лет, то толку от неё было-бы немного. Ну, а на совсем уж непросчитанную фантастику картинки не были похожи! :wink:

[fagot]

А по мне так вполне похожи. Потребная ХС при старте с ЛЕО даже для импульсного перехода примерно втрое выше, чем с ГПО, не учитывая ограничений по освещенности. Так что если брать за основу Смарт, лететь придется не один год.

[ааа]

AlexB14, у "Смарта"  тяговооруженность выше:
0.07 Н/370 кг=0.00019
А у нашего аппарата:
1Н/20000кг=0.00005
Т.е. почти в 4 раза медленнее.
Значит, надо на 17К вешать СБ мощностью 80 кВт для такой же тяговооруженности, как у "Смарта". Я это себе с трудом представляю.

[fagot]

Значит, надо на 17К вешать СБ мощностью 80 кВт для такой же тяговооруженности, как у "Смарта". Я это себе с трудом представляю.

Ну всего-то чуть больше пары крыльев МКСовских батарей, а с арсенид-галлиевыми ФЭПами и вовсе одно.

[AlexB14]

Все довольно просто: в данном случае поле тяготения планеты неоднородно, а корабль не может быстро неоднородности отрабатывать и кинетическая энергия тратится на неоднородностях, как при тряске на ухабах.

..., но гравитационные неоднородности тут ни при чем, ХС будет выше и в сферическом поле тяготения.

Уважаемые джентльмены! Так как, ИМХО, я не смог получить от вас убедительных объяснений почему необходимо удвоение ХС при перелёте Земля-Луна, то пришлось самому слезть с печки и немного почитать про полёты на малой тяге. В частности мне под руки попалось вот это http://www.keldysh.ru/papers/2008/prep40/prep2008_40.html. Из вышеуказанного следует, что при таких перелётах стремятся к минимизации так называемого критерия затрат - некая интегральная функция, где под знаком интеграла какая-то хрень из скорости и массы рабочего тела (далее  - РТ). Приводятся примеры траекторий перелётов по маршрутам Земля-астероиды и Земля-Марс. Прошу обратить внимание, уважаемые джентльмены, что при расчётах принимается, что половину трассы КА ускоряется, а оставшуюся половину замедляется. В середине трассы его скорость существенно выше той ХС, что нужна для достижения цели по Гомону. За счёт этого и достигается минимум критерия затрат - баланс между расходом РТ и временем экспедиции. Мы можем минимизировать расход РТ, но только за счёт непропорционально большого увеличения длительности перелёта. Например, можем снизить расход РТ, скажем вдвое, но при этом срок перелёта увеличится, скажем втрое. И, соответственно, наоборот. Так что удвоение ХС - это плата за баланс между временем перелёта и расходом РТ, который вообще говоря, при желании, можно сдвигать в сторону времени или РТ.
Естественно, возникает вопрос - а можно ли тупо переносить результаты данных расчётов на траекторию Земля - Луна. ИМХО, нет, уважаемые джентельмены. Ибо при полётах к астероидам и иным планетам считается, что на КА действует только гравитация Солнца, иными словами, гравитационная граница Земли и цели находится на середине траектории полёта. А в случае системы Земля - Луна это не так. На трассе Земля - Луна гравитация Луны будет превалировать только последние, если не изменяет память, 100000км. Тормазиться мы будем только на этом участке. Следовательно, удвоение необходимой ХС, будет наблюдаться только на трассе в 100000*2=200000км.
Обратимся к цифрам. Для перелёта к Луне по Гомону надо 11,2-7,9=3,3км/с. При этом на перые 180000км трассы тратится 1,6 км/с, а на оставшиеся 200000км - 1,7км/с. Плюс 0,9км/с для выхода на орбиту. Итого 3,3+0,9=4,2км/с.
Петерь летим по спирали. На первые 180000км потратятся те же  1,6км/с, так ка их потом не надо будет "тормозить". Вот следующие 200000км будут пройдены с удвоенной ХС, так как КА первые 100000км будет ускоряться, а последние 100000км - тормозиться. получаем 1,7км/с*2=3,5км/с. Получаем, что для перелёта к Луне надо 1,6км/с+3,5км/с=5км/с. Прибавляем маневр выхода на орбиту. Получаем итого в виде 5км/с+0,9=5,9км/с[/size].
Ау, "ааа"! Слышишь!? Для перелёта к Луне на ЭРД надо не 8км/с, а всего лишь 5,9км/с. Всего лишь в 1,4 раза больше, чем по Гомону. При чём ХС можно и уменьшить до заветных 4,2км/с (правда за счёт непропорционального увеличения времени перелёта).
Ну, как!? Убедительно!? :wink:

[ааа]

Уважаемый AlexB14!
Рекомендую прочитать эту вот статью двух уважаемых бывших участников форума:
http://www.synerjetics.ru/article/sm_trust.htm

[AlexB14]

Уважаемый AlexB14!
Рекомендую прочитать эту вот статью двух уважаемых бывших участников форума:
http://www.synerjetics.ru/article/sm_trust.htm

Спасибо, уважаемый ааа!
Я пошёл просвещаться. :wink:

[Snavigator]

Мое мнение - нужно совместить Российскую и Американскую программу. Ведь все остальные страны и сейчас как обезьянки смотрят на этих двух космических боссов. "Может, кто заметит ?"
Не стоит недооценивать коопе6рации. Вам нужна прибыль ? Она и так удвоится. считайте сами. Если не удваивается - увольте своих экономистов и наймите новых.

[AlexB14]

Рекомендую прочитать эту вот статью двух уважаемых бывших участников форума:
http://www.synerjetics.ru/article/sm_trust.htm

Уважаемый, ааа! Рекомендованную статью проанализировал, насколько смог. ИМХО, для нашего случая она кажется интереснее, чем та, что указал я. Во-первых, в ней рассматривается движение КА в поле гравитации Земли, а не при межпланетных перелётах. Во-вторых, количество трасс рассматривается больше. Жаль только, что в ней не просчитывается именно та трасса, что интересна нам, - от LEO до орбиты Луны. Я сам попытался пересчитать потребную ХС. Взял готовые результаты маршрута от LEO до точек L4/L5 и провёл аналогичные для маршрута L4/L5 - орбита Луны. У меня получилось 8070м/с. Наверное, нет необходимости опускать ЛОС именно на низкую орбиту, но в целом, похоже, Вы правы, - без 8км/с нам не обойтись. :wink:
Ну, а что собственно меняется даже при необходимости данной ХС!? Альтернативы - только ЯРДы и ЖРД. В ЯРДы надо вкладываться. Для доставки грузов на ЖРД нужны циклопические РН, в которые тоже ещё надо вкладываться. Похоже дешево и сердито можно построить ЛОС только с использованием ЭРД. Полагаю, надо внимательнее рассмотреть вопрос энерговооружённости КА. Если грузам удастся добираться до целевой орбиты в течение порядка года, то это будет то, что надо. :wink:

[AlexB14]

При этом ускорение такого агрегата составит а=3/21500=0,00014м/с2. Ну, и время перелёта будет уже t=8000/0,00014=57333333с=1,8года[/size]. Мне, кажется, вполне приемлемо. Правда, если мощность СБ догнать до 90кВт, то можно сократить время в пути до 1,2 года (почти как у Smart-1 ). Но, это уже так, - из области хотелок.

Кстати, когда искал информацию по СПД, то наткнулся на файл "OrbitalModel.xls". Я так понял, что с его помощью можно подсчитать время перелёта более точно, так как заложенная в него модель может учитывать необходимость наличия освещённости Солнцем при работе движка. Я стал просматривать ячейки таблицы на предмет заполнения данными и не встретил особых проблем пока не наткнулся на ячейку обозначенную как "dm/dt". Из описалова видно, что это расход РТ. Надо думать, что "dt" - это в единицу времени. Наверное, в секунду. "dm" - очевидно, в килогаммах. Но сколько это будет в цифрах, непонятно! Наверное, расход РТ для СПД-290 будет меньше, чем для СПД-100 в связи с улучшением энергомассовых характеристик по мере роста тяги. Для сравнения: УИСПД-100[/size],с - 1500с,  УИСПД-290[/size],с - 3300с. Но как перевести это в цифирь, нужную для ячейки экселя? :?:
Кстати, "грузовики" к 2015 году явно уже пересядут на Союз-2-1б. Значит на LEO он может весить до 8100кг. Если его оснастить СБ с энерговыходом до 30кВт и одним СПД-290, то до целевлй лунной орбиты он сможет добираться с ускорением а=1,5/8100=0,00018м/с2. И, значит, время перелёта будет, без учёта тени Земли, t=8000/0,00019=43200000с=1,4года[/size]. Ну, и при 60кВт и паре СПД-290, значит, за 0,7года. Вполне соответствует орбитальному ресурсу сегодняшних грузовиков. :wink:

[AlexB14]

Пардон! Вместо того, чтобы добавить пост, похоже случайно поменял свой последний. :cry: