Фобос-Грунт, Yinghuo 1 – Зенит-2SLБ – Байконур 45/1 – 09.11.2011 00:16 ЛМВ

[Wishbone]

Если в НПОЛ учатся управлять проектами по Голдратту (который писал бред, густо смешанный с ранее известной тривиальщиной), то это показывает неспособность отделять зёрна от плевел. Однако слава Всевышнему, что цитированная ранее статья из Вестника ФГУП НПОЛ была написана представителями финансово-экономического блока, не имеющими к реальному управлению реальными проектами большого отношения.

P.S.

TWO-LASER THERMO CLEAVAGE OF GLASS ELEMENTS FOR SPACECRAFT CONCEPTION - оттуда же... :roll:  :twisted:  :shock:    
для зачатия космических аппаратов - это сильно!

[Ded]

С моим пониманием небесной механики не очень вяжется. Можно подробнее?

Это следует из второго закона Кеплера.

Что следует?

Спутник движется по эллиптической орбите не с постоянной скоростью. Так как площадь, "ометаемая" радиус-вектором (проведенным от центра Земли к спутнику) в единицу времени постоянна (по упомянутому второму закону Кеплера), то в апогее его скорость минимальна (так как максимальна длина радиус-вектора), в перигее - максимальна.

:!: СПАСИБО  А то пришлось вспоминать физику за 7 класс

Пожалуйста,толко о какой орбите мы говорим? Я об орбите с центром Солнце, а ВЫ (орбитальная скорость Земли 30 км/с)?

[belov2018]

Эксперты: "Фобос-Грунт" не могли спутать с другим объектом
http://ria.ru/science/20111120/493608075.html
Проснулись!

[Aleks1961]

господа, вы меня не поняли видимо.
поясню свое непрофессиональное видение вопроса:
в любой момент времени существует некий оптимальный стартовый вектор для отлета к марсу с использованием выбранного типа траектории полета. Учитывая, что аппарат - активный (может активно влиять на свою траекторию) - это - не вектор, а конус отлета, ширина которого зависит от допустим энерговооруженности аппарата
Если до сих пор было примитивно, но верно - двигаемся дальше
Поворот плоскости стартовой орбиты неизбежно выводит по одной координате вектор скорости аппарата из допустимого стартового конуса - это так?
Если это так - то есть некий диапазон углов орбит, подходящих для старта к Марсу
Соответственно, совершенно аналогично (при ограниченной энерговооруженности) есть некое максимальное расхождение опорной и стартовой орбиты по углам, которое можно скомпенсировать при подъёме с одной на другую
Соответственно есть и определенный угол поворота опорной орбиты, с которого не имеет смысла дергаться - все равно в результате аппарат не сможет стартовать к марсу в допустимом конусе
В таком случае логично предположить учет этого угла при баллистических расчетах для старта с опорной орбиты - и при превышении этого угла расчет старта с опорной орбиты не проходит - аппарат вне граничных допустимых параметров - и старт соответственно не происходит.
Аппарат наматывает еще виток, меряет все дела - снова угол слишком велик (не удастся скомпенсировать при допустимом расходе топлива) - и на новый виток.

Возможна такое?

Прикол в том, что такой алгоритм расчетов совершенно нормален для дальнего конца - т.е. при маневрах у марса-фобоса - а опорная орбита - единственное место, где его нельзя использовать. Если был повторно использован блок расчетный, написанный для ориентирования у марса - то такая ситуация легко может сложиться - там имхо важнее оптимизация по топливу, чем по времени начала маневра.

Объясните, где я неправ

После режимы ПСО Земля-Марс-Солнце- ФГ лежат в одной плоскости. Дальше баллистика с "трубкой попадания" - встреча на орбите Марса. Больше топлива - шире "трубка" и больше отрезок времени для момента старта с переходной орбиты. Как мог, без интегралов и дифуравнений третьего порядка

[саша]

господа, вы меня не поняли видимо.

какой Марс, ему банально на первом включении топливо в сбрасываемом баке выработать, всё

[Aleks1961]

С моим пониманием небесной механики не очень вяжется. Можно подробнее?

Это следует из второго закона Кеплера.

Что следует?

Спутник движется по эллиптической орбите не с постоянной скоростью. Так как площадь, "ометаемая" радиус-вектором (проведенным от центра Земли к спутнику) в единицу времени постоянна (по упомянутому второму закону Кеплера), то в апогее его скорость минимальна (так как максимальна длина радиус-вектора), в перигее - максимальна.

:!: СПАСИБО  А то пришлось вспоминать физику за 7 класс

Пожалуйста,толко о какой орбите мы говорим? Я об орбите с центром Солнце, а ВЫ (орбитальная скорость Земли 30 км/с)?

А законы Кеплера только для планет?

[Ded]

С моим пониманием небесной механики не очень вяжется. Можно подробнее?

Это следует из второго закона Кеплера.

Что следует?

Спутник движется по эллиптической орбите не с постоянной скоростью. Так как площадь, "ометаемая" радиус-вектором (проведенным от центра Земли к спутнику) в единицу времени постоянна (по упомянутому второму закону Кеплера), то в апогее его скорость минимальна (так как максимальна длина радиус-вектора), в перигее - максимальна.

:!: СПАСИБО  А то пришлось вспоминать физику за 7 класс

Пожалуйста,толко о какой орбите мы говорим? Я об орбите с центром Солнце, а ВЫ (орбитальная скорость Земли 30 км/с)?

А законы Кеплера только для планет?

Я говорю о следующем: КА летит по орбите вокруг Земли и это в идеале замкнутая система.

Для полета к Марсу я должен изменить центральное тело, то есть перейти от Земли к Солнцу. Поэтому выдача импульса перехода на отлетную траекторию не обязательно совпадет с перигеем околоземной орбиты.

И законы Кеппелера для меня незыблемы.

Я понятно высказался?

[Aleks1961]

С моим пониманием небесной механики не очень вяжется. Можно подробнее?

Это следует из второго закона Кеплера.

Что следует?

Спутник движется по эллиптической орбите не с постоянной скоростью. Так как площадь, "ометаемая" радиус-вектором (проведенным от центра Земли к спутнику) в единицу времени постоянна (по упомянутому второму закону Кеплера), то в апогее его скорость минимальна (так как максимальна длина радиус-вектора), в перигее - максимальна.

:!: СПАСИБО  А то пришлось вспоминать физику за 7 класс

Пожалуйста,толко о какой орбите мы говорим? Я об орбите с центром Солнце, а ВЫ (орбитальная скорость Земли 30 км/с)?

А законы Кеплера только для планет?

Я говорю о следующем: КА летит по орбите вокруг Земли и это в идеале замкнутая система.

Для полета к Марсу я должен изменить центральное тело, то есть перейти от Земли к Солнцу. Поэтому выдача импульса перехода на отлетную траекторию не обязательно совпадет с перигеем околоземной орбиты.

И законы Кеппелера для меня незыблемы.

Я понятно высказался?

Правильно, но есть еще энергетические ограничения КА и лучше использовать "гравитационную" скорость перигея для экономии топлива КА

[саша]

перигей не при чём

Для полета к Марсу я должен изменить центральное тело, то есть перейти от Земли к Солнцу. Поэтому выдача импульса перехода на отлетную траекторию не обязательно совпадет с перигеем околоземной орбиты?

кстати, первый импульс = звёздная ориентация+время?

[Aleks1961]

перигей не при чём

Для полета к Марсу я должен изменить центральное тело, то есть перейти от Земли к Солнцу. Поэтому выдача импульса перехода на отлетную траекторию не обязательно совпадет с перигеем околоземной орбиты?

кстати, первый импульс = звёздная ориентация+время?

Да, ИНО+признак ВКИ и ВКИ

[Ded]

С моим пониманием небесной механики не очень вяжется. Можно подробнее?

Это следует из второго закона Кеплера.

Что следует?

Спутник движется по эллиптической орбите не с постоянной скоростью. Так как площадь, "ометаемая" радиус-вектором (проведенным от центра Земли к спутнику) в единицу времени постоянна (по упомянутому второму закону Кеплера), то в апогее его скорость минимальна (так как максимальна длина радиус-вектора), в перигее - максимальна.

:!: СПАСИБО  А то пришлось вспоминать физику за 7 класс

Пожалуйста,толко о какой орбите мы говорим? Я об орбите с центром Солнце, а ВЫ (орбитальная скорость Земли 30 км/с)?

А законы Кеплера только для планет?

Я говорю о следующем: КА летит по орбите вокруг Земли и это в идеале замкнутая система.

Для полета к Марсу я должен изменить центральное тело, то есть перейти от Земли к Солнцу. Поэтому выдача импульса перехода на отлетную траекторию не обязательно совпадет с перигеем околоземной орбиты.

И законы Кеппелера для меня незыблемы.

Я понятно высказался?

Правильно, но есть еще энергетические ограничения КА и лучше использовать "гравитационную" скорость перигея для экономии топлива КА

Если эта скорость совпадает с направлением выдачи импульса.

[Aleks1961]

С моим пониманием небесной механики не очень вяжется. Можно подробнее?

Это следует из второго закона Кеплера.

Что следует?

Спутник движется по эллиптической орбите не с постоянной скоростью. Так как площадь, "ометаемая" радиус-вектором (проведенным от центра Земли к спутнику) в единицу времени постоянна (по упомянутому второму закону Кеплера), то в апогее его скорость минимальна (так как максимальна длина радиус-вектора), в перигее - максимальна.

:!: СПАСИБО  А то пришлось вспоминать физику за 7 класс

Пожалуйста,толко о какой орбите мы говорим? Я об орбите с центром Солнце, а ВЫ (орбитальная скорость Земли 30 км/с)?

А законы Кеплера только для планет?

Я говорю о следующем: КА летит по орбите вокруг Земли и это в идеале замкнутая система.

Для полета к Марсу я должен изменить центральное тело, то есть перейти от Земли к Солнцу. Поэтому выдача импульса перехода на отлетную траекторию не обязательно совпадет с перигеем околоземной орбиты.

И законы Кеппелера для меня незыблемы.

Я понятно высказался?

Правильно, но есть еще энергетические ограничения КА и лучше использовать "гравитационную" скорость перигея для экономии топлива КА

Если эта скорость совпадает с направлением выдачи импульса.

А то! Максимальный косинус проекции на направление ВКИ на первом и втором включении

[KapYar]

Я говорю о следующем: КА летит по орбите вокруг Земли и это в идеале замкнутая система.

Для полета к Марсу я должен изменить центральное тело, то есть перейти от Земли к Солнцу. Поэтому выдача импульса перехода на отлетную траекторию не обязательно совпадет с перигеем околоземной орбиты.

И законы Кеппелера для меня незыблемы.

Я понятно высказался?

Для отлета к Марсу нужно прежде всего покинуть Землю, то есть набрать относительно нее вторую космическую скорость. Для этого нужно обеспечить соответствующее приращение скорости к текущей скорости спутника относительно Земли. Чем выше данная текущая относительная скорость, тем меньшее приращение ее нужно. Ну а максимальна эта скорость в перигее.

[Aleks1961]

Я говорю о следующем: КА летит по орбите вокруг Земли и это в идеале замкнутая система.

Для полета к Марсу я должен изменить центральное тело, то есть перейти от Земли к Солнцу. Поэтому выдача импульса перехода на отлетную траекторию не обязательно совпадет с перигеем околоземной орбиты.

И законы Кеппелера для меня незыблемы.

Я понятно высказался?

Для отлета к Марсу нужно прежде всего покинуть Землю, то есть набрать относительно нее вторую космическую скорость. Для этого нужно обеспечить соответствующее приращение скорости к текущей скорости спутника относительно Земли. Чем выше данная текущая относитительная скорость, тем меньшее приращение ее нужно. Ну а максимальна эта скорость в перигее.

Ответили на все вопросы самостоятельно! :!:

[Dude]

Возможна такое?
Объясните, где я неправ

Возможно, это называется "автономная навигация", у нее масса сложностей и ограничений, у Ф-Г её нет. На отлетной он просто выполняет циклограмму и потом ждет связи для последующих коррекций.

[Aleks1961]

Возможна такое?
Объясните, где я неправ

Возможно, это называется "автономная навигация", у Ф-Г её нет.

Режимы СОиС ПСО и ИНО?

[Dude]

Режимы СОиС ПСО и ИНО?

ни при чём

[Aleks1961]

Режимы СОиС ПСО и ИНО?

непричем.

Почему?

[Dude]

серьезно спрашиваете?  :shock:

[Aleks1961]

серьезно спрашиваете?  :shock:

А то Весь полет должен был быть в этих режимах ПСО-ИНО-ВКИ- ПСО-ИНО и тд