Mangalyaan (спутник Марса) - PSLV-C25 - 05.11.2013 13:08 ЛМВ - Шрихарикота

[ХВ.]

Sellin пишет:
 

А не надо плодить лишних сущностей, типа энергий там всяких полных. Понятие полная энергия, теряет смысл при достижении второй космической. Оперируйте дельтаВэ как принято, и будет счастье. А с энергиями - физический смысл в том, что при выходе на отлётную, совершается работа, а она тем меньше, чем с более низкого апогея стартуем. Любой подъем апогея, приводит к тому, что запасенная при этом энергия будет сконвертирована в дальнейшем на совершение лишней работы.

А почему запасённая энергия в апогее не может быть сконвертирована? Что мешает?
ДельтаВэ, по идее, константа. Почему в перигее она должна быть меньше?
На переходной орбите имеющаяся в перигее более высокая, чем в апогее скорость, достаточна только для того, чтобы достигнуть (добраться до) апогея. А дальше - стоп. Надо добирать. И какая разница где её добирать: в перигее или в апогее?

[ZOOR]

ХВ пишет:
Sellin пишет:
 

А не надо плодить лишних сущностей, типа энергий там всяких полных. Понятие полная энергия, теряет смысл при достижении второй космической. Оперируйте дельтаВэ как принято, и будет счастье. А с энергиями - физический смысл в том, что при выходе на отлётную, совершается работа, а она тем меньше, чем с более низкого апогея стартуем. Любой подъем апогея, приводит к тому, что запасенная при этом энергия будет сконвертирована в дальнейшем на совершение лишней работы.

А почему запасённая энергия в апогее не может быть сконвертирована? Что мешает?
ДельтаВэ, по идее, константа. Почему в перигее она должна быть меньше?
На переходной орбите имеющаяся в перигее более высокая, чем в апогее скорость, достаточна только для того, чтобы достигнуть (добраться до) апогея. А дальше - стоп. Надо добирать. И какая разница где её добирать: в перигее или в апогее?

Еще раз от печки.
Мы находимся на эллиптической орбите, полная энергия константа, к примеру А
В апогее можно перейти на параболическую с энергией Б
В перигее можно перейти на параболическую с энергией Ц

Так вот, А-Б > А-Ц

Цифирки нужны?  

[ХВ.]

Sellin пишет:
 

А не надо плодить лишних сущностей, типа энергий там всяких полных. Понятие полная энергия, теряет смысл при достижении второй космической. Оперируйте дельтаВэ как принято, и будет счастье.

А нет никаких "новых сущностей": приращение энергии равно (1/2)*m*дельтаV^2/2. Отсюда понятно, что в данном случае сущность приращения энергии есть сущность дельтаВэ. Переменная масса в обоих случаях переменная, так что её изменениями при выдаче импульса пренебрегаем.

ZOOR пишет:

Еще раз от печки.
Мы находимся на эллиптической орбите, полная энергия константа, к примеру А
В апогее можно перейти на параболическую с энергией Б
В перигее можно перейти на параболическую с энергией Ц

Так вот, А-Б > А-Ц

Цифирки нужны?    

Нет не нужны. Они уже приведены.
Я не утверждаю, что это неправильно.
Я спрашиваю: "Почему так?"

Я привёл свои соображения, связанные с положением Солнца и Луны относительно вектора тяги двигателя КЛА. Тут всё понятно.
Но почему А-Б>А-Ц без учёта положения Солнца и Луны, а только по точке выдачи импульса (перигей или апогей), - не понятно.
Ведь, двигаясь с более высокой скоростью в более плотных слоях атмосферы (на высотах 260 км), мы теряем больше, чем набирая скорость в апогее. Это - понятно. Но жизнь диктует другие законы.

Какие? Какая физическая сущность приводит к этому?

Может быть геоид что-то вносит? Но, скорее всего, - какая-то посторонняя относительно геоида сущность.

[Morin]

ХВ пишет:
ZOOR пишет:

При подъеме перигея скорость упадет еще больше    
Или
При высоком перигее до второй космической на данной высоте надо больше добирать.

Но потери скорости при 10 км/сек на высоте 260 км почти в два раза выше, чем при 8 км/сек, - точнее - в (100/64) раз. 
Я понимаю, что индийские товарищи в баллистике разбираются получше меня, - вот и хотелось понять причину такой траектории.

Ошибка №1: аэродинамическое сопротивление на высотах более 100-120 км, а следовательно и потери энергии, пропоциональны первой степени скорости, а не ее квадрату. Так что их соотношение будет на 100 к 64, а 5 к 4. Это во-первых. Во-вторых, а/потери при данных маневрах имеют пренебрежимо малую величину и в расчет, пратически, не принимаются. И ошибка №3: вместо того, чтоб пытать людей на форуме, раскройте учебник баллистики или какую-нибудь популярную книжку, где все эти формулы выводятся. И вы поймете почему выгоднее стартовать из низкого перигея. Сейчас уже поздно и не  охота читать буквари, которые проходил лет 35-40 назад. Детали подзабылись, но твердо помню, что все там просто и ясно. Никакие Солнце с Луной там и геоид ни при чем. Оперировали, помнится, двумя материальными точками.

[Bell]

ХВ пишет:
Правильно.
Но эту видимость можно обеспечить при перигее 600 км и при перигее 260 км, чуть-чуть "подкрутив" апогей.
Поэтому вопрос остаётся: почему для отлёта выгодней набирать хс в перигее, который, чем ниже, тем выгодней, а не в апогее?

Не для отлета, а вообще скорость выгоднее набирать импульсом в перигее, поднимая апогей. У Левантовского посмотрите, там что-то было на этот счет.
Механика космического полета в элементарном изложении.  Левантовский В.И. http://telescop1.ucoz.ru/LevantovskijV.I.Mehanikakosmicheskogopol.djvu

[ХВ.]

Morin пишет:

раскройте учебник баллистики или какую-нибудь популярную книжку, где все эти формулы выводятся. И вы поймете почему выгоднее стартовать из низкого перигея. Сейчас уже поздно и не охота читать буквари, которые проходил лет 35-40 назад. Детали подзабылись, но твердо помню, что все там просто и ясно. Никакие Солнце с Луной там и геоид ни при чем. Оперировали, помнится, двумя материальными точками.

Я обращался не к тем, кто забыл детали, а к тем, кто их помнит, поэтому мой вопрос был адресован не Вам. Стоило ли напрягаться, чтобы сказать, что Вы не помните детали? Я их тоже не понмю, - поэтому и спрашиваю.

Раскрыл учебник и посмотрел

Прав, как в большинстве случаев, оказался Bell.
Перелёт осуществляется по хомановской траектории и импульс даётся не в перигее, на котором Вы почему-то зациклились, а в точке касания промежуточной орбиты вокруг Земли с перелётной траекторией.
Это логично и понятно.
А каким боком точку старта с околоземной орбиты приторочили к перигею - пока не понятно.

[Pavel]

ХВ пишет:
Цифики убедительные. Но в чём фокус? Почему так?
Вы ведь согласились с тем, что полная энергия аппарата в любой точке орбиты - константа   

Если на пальцах, энергия действительно константа, а вот кинетическая энергия это квадрат от скорости. Скорость растет в два раза, энергия в 4, размениваем высоту, падает скорость и т д. И для отлета нам нужна именно скорость. Из-за чего выгодна делать импульс при максимальной кинетической энергии.

[Pavel]

ХВ пишет:
Прав, как в большинстве случаев, оказался Bell.
Перелёт осуществляется по хомановской траектории и импульс даётся не в перигее, на котором Вы почему-то зациклились, а в точке касания промежуточной орбиты вокруг Земли с перелётной траекторией.
Это логично и понятно.
А каким боком точку старта с околоземной орбиты приторочили к перигею - пока не понятно.

Имхо, вы путаете две несколько разных вещи. Старт с ЛЕО, когда выгодно считать относительно Земли, и полет к другой планете когда считают относительно Солнца.
Разгон от Земли выгодно делать в перигее. Когда аппарат выходит из сферы действия Земли начинается вторая задача.
Чистый Гомановский эллипс относительно Солнца,когда скорость изменяется в перецентре и апоцентре и там же находятся планеты,  в общем случае недостижим. По памяти сейчас только Пионер-Венус вспомнился.  Из-за  разного наклона плоскостей планет. Собственно из-за этого наклона оптимум получается на первом или втором полувитках не долетая до апогея

[ZOOR]

ХВ пишет:
ZOOR пишет:

Еще раз от печки.
Мы находимся на эллиптической орбите, полная энергия константа, к примеру А
В апогее можно перейти на параболическую с энергией Б
В перигее можно перейти на параболическую с энергией Ц

Так вот, А-Б > А-Ц

Цифирки нужны?

Нет не нужны. Они уже приведены.
Я не утверждаю, что это неправильно.
Я спрашиваю: "Почему так?"

Потому что параболы разные!
Или почему парабола с бОльшим фокальным параметром имеет бОльшую энергию непонятно?

ХВ пишет:
Я привёл свои соображения, связанные с положением Солнца и Луны относительно вектора тяги двигателя КЛА. Тут всё понятно.

Да, это в постановке задачи многих тел

ХВ пишет:
Но почему А-Б>А-Ц без учёта положения Солнца и Луны, а только по точке выдачи импульса (перигей или апогей), - не понятно.

Без учета положения Солнца и Луны - потому что тут в постановке задачи 2-х тел
Только по точке выдачи импульса (перигей или апогей) - опять-таки параболы разные

ХВ пишет:
Ведь, двигаясь с более высокой скоростью в более плотных слоях атмосферы (на высотах 260 км), мы теряем больше, чем набирая скорость в апогее. Это - понятно.

А вот это совсем непонятно и требует доказательства цифирками.
Цифры - в студию, плиз

[ХВ.]

Pavel пишет:

Если на пальцах, энергия действительно константа, а вот кинетическая энергия это квадрат от скорости. Скорость растет в два раза, энергия в 4, размениваем высоту, падает скорость и т д. И для отлета нам нужна именно скорость. Из-за чего выгодна делать импульс при максимальной кинетической энергии.

То, что доктор приписал.
Теперь понятно.
Спасибо.

[ХВ.]

ХВ пишет:

Ведь, двигаясь с более высокой скоростью в более плотных слоях атмосферы (на высотах 260 км), мы теряем больше, чем набирая скорость в апогее. Это - понятно.

ZOOR пишет:

А вот это совсем непонятно и требует доказательства цифирками.
Цифры - в студию, плиз

Цифр не будет, поскольку это качественные рассуждения.
Логика простая. Двигаясь в более плотной среде, которая обладает бОльшим сопротивлением, к тому же, двигаясь с бОльшей скоростью, мы, преодолевая бОльшее сопротивление, теряем больше, чем двигаясь в среде, которая обладает мЕньшим сопротивлением, притом с мЕньшей скоростью.
Разве не так?
Проблему для меня разрешил Pavel.

Но если очень нужны цифры, - берите любые:
Fперигея - сила сопротивления на большой скорости в плотных слоях атмосферы
Fапогея - сила сопротивления на меньшей скорости в менее плотных слоях атмосферы.
W - энергия аппарата = m V квадрат пополам + потенциальная энергия.
Потеря скорости - дельта Vпергиея - больше, чем потеря скорости дельта Vапогея.
Соответственно уменьшается W - больше в перигее, чем в апогее.

[Кир]

Гмм, какой изощренный троллинг, даже с логикой...
Может все же "про любимый лунный трактор"(c)?

[Pirat5]

«Аппарат, выведенный на околоземную орбиту ракетой-носителем PSLV, должен был шесть раз включить собственные двигатели, поднимая каждый раз скорость вплоть до выхода на эллиптическую орбиту с апогеем в 215 тысяч километров.»
5-й манёвр – коррекция неполного 4-го. Всего 7.
Значит остались ещё 2 манёвра. И 100 тыщ км.апогея

 

[ZOOR]

Ну, эпопея продолжается http://english.cntv.cn/20131112/103401.shtml
 

India's Mars mission back on track: space agency
 11-12-2013 14:01 BJT

               
NEW DELHI, Nov. 12 (Xinhua) -- India's state-owned space agency Tuesday said that its maiden Mars mission is back on track with the spacecraft being moved to a higher velocity as planned.
The Indian Space Research Organization (ISRO) said that the Mars Orbiter was successfully raised to over 100,000 km apogee ( farthest point from Earth) early this morning, a day after it encountered its first hurdle.
"Fourth supplementary orbit raising maneuver of Mars Orbiter Spacecraft, starting at 05:03:50 hrs (India Standard Time) Nov. 12, 2013, with a burn time of 303.8 seconds has been successfully," the ISRO said in a statement.
On Monday, the Mars Orbiter Mission or Mangalyaan hit its first hurdle during a fourth repositioning when the thruster engines briefly failed. In fact, the problem occurred during a maneuver designed to boost the craft's maximum distance from 71,623 km to 100,000 km.
But, ISRO Chairman K. Radhakrishnan said: "All is well and operations completed as planned."
The ISRO chief had said Monday that a failure analysis committee would examine the glitch the spacecraft had hit, but added that crucially, not much fuel was wasted in the failed attempt.
Mangalyaan was launched last Tuesday, for an 11-month trip to the Red Planet.

ЗЫ Новость-то с китайского сайта, у них только что ЦК по этому поводу заседало


ЗЗЫ Только что обнаружил сайт МОМа http://www.isro.org/mars/updates.aspx Кажется, не было ссылки

[sol]

вот дерево -вот комар.Комару в полете к вершине придется тратить ого намного больше энергии, чем бросающему камень на ту же вершину (конечно, в удельном к массе отношении)
На Луну можно попасть двигаясь в пространстве (без канатов и т.п.) чисто на реактивной тяге - со СКОРОСТЬЮ "МОСКВИЧА" - это читайте у Маковецкого "Смотри в корень" - ценой страшных затрат энергии.
Наиболее выгоден мгновенный разгон в точке старта (перигее). Поскольку мгновенности не выходит - можно сделать несколько раз короткими порциями.

[ХВ.]

sol пишет:

Наиболее выгоден мгновенный разгон в точке старта (перигее). Поскольку мгновенности не выходит - можно сделать несколько раз короткими порциями.

Спасибо.
Но вопрос был не по поводу того, в какой точке выгодно, а ПОЧЕМУ в перигее выгодно.

Pavel уже дал исчерпывающий ответ буквально в двух словах, подтвердив известное:  кто ясно мыслит - тот ясно излагает. Так что вопрос закрыт.

Спасибо всем.

[Pirat5]

ЗЗЫ Только что обнаружил сайт МОМа http://www.isro.org/mars/updates.aspx Кажется, не было ссылки

была. Чебурашка ссылался на 2 манёвр, instml на 3й
только цифры и там пляшут: 2й манёвр апогей 28,825, а на 3м поднимают "28814 km to 40186 km". тормозится, наверное.

Очередной манёвр ожидается завтра, в ночь пятницы 15 ноября. "There is further firing on Nov 15"
http://www.zarya.info/Diaries/Launches/Launches.php?year=2013#060

[Денеб]

ХВ пишет:

Pavel уже дал исчерпывающий ответ буквально в двух словах, подтвердив известное: кто ясно мыслит - тот ясно излагает. Так что вопрос закрыт.

Насчёт ясности изложения. Кинетическая энергия, конечно, имеет квадратичную зависимость от скорости, но приращение кинетической энергии что в перигее, что в апогее одинаково (двигатель выдаёт одинаковый импульс). При этом вторая космическая скорость для апогея всё равно остаётся меньше, чем для перигея. В общем, опять двадцать пять    

Однако, если вдумчиво полистать вышеприведённого Левантовского, можно получить следующие цифры
для опорной орбиты (перигей 250 км, апогей 23500 км): скорость движения КА в перигее - 10,47 км/с, в апогее - 3,97 км/с; вторая космическая скорость в перигее - 10,98 км/с, в апогее - 5,17 км/с. 
 
То есть при добавлении 1000 м/с в перигее КА улетает к Марсу, а при добавлении 1000 м/с в апогее - остаётся на орбите Земли, пока не добавить ещё 2000 м/с.

Первым манёвром МОМу выдали 140 м/с, вторым - ещё 200 м/с, третьим - 270 м/с, потом в два приёма ещё 130 м/с (интересно, кстати, хотели за один приём дунуть на 130 м/с и задрать апогей до 100 тыщ, а дунули те же 130 м/с за два приёма и апогей стал 118 тыщ.)Впрочем, всё уже посчитано здесь: http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum11/topic12783/message1154316/#message1154316

В общем, осталось ещё чуть больше 300 м/с - за два приёма должны справиться.

[cross-track]

Денеб пишет:
Кинетическая энергия, конечно, имеет квадратичную зависимость от скорости, но приращение кинетической энергии что в перигее, что в апогее одинаково (двигатель выдаёт одинаковый импульс).

Это не так. Если приращение скорости одинаково, то это не означает, что  приращение кинетической энергии будет одинаково, ведь  кинетическая энергия - квадратичная функция скорости, а не линейная.

[cross-track]

ХВ пишет:
Но вопрос был не по поводу того, в какой точке выгодно, а ПОЧЕМУ в перигее выгодно.

Кстати, не всегда в перигее выгодно. Например, если ставится задача свести спутник с орбиты на Землю, то лучше тормозить в апогее, правильно?