Вопросы по истории

[zyxman]

Не понял. О каком "первом приближении" идет речь? Вы имеете в виду наличие реальных грав. потерь, сопротивления атмосферы и т.п., загоняемые в "20%"?

А что, если поделить энергию спутника на энергию заключенную в топливе стартующей ракеты, получится что-то близкое к 80% ?

[hlynin]

Не понял. О каком "первом приближении" идет речь? Вы имеете в виду наличие реальных грав. потерь, сопротивления атмосферы и т.п., загоняемые в "20%"?

Нет, 20% я не учитываю. Но при росте эксцентриситета ошибка будет расти.  Впрочем я скоро создам таблицу скоростей - выложу.

[sleo]

Не понял. О каком "первом приближении" идет речь? Вы имеете в виду наличие реальных грав. потерь, сопротивления атмосферы и т.п., загоняемые в "20%"?

Нет, 20% я не учитываю. Но при росте эксцентриситета ошибка будет расти.  Впрочем я скоро создам таблицу скоростей - выложу.

Почему при росте эксцентриситета ошибка будет расти? Давайте рассмотрим крайние случаи.

1. Эксцентриситет=0, т.е а=Re.

Тогда из формулы

E = (MV1[/size]^2/2)(2 - Re/a)

получается

E = MV1[/size]^2/2 = 2.7 ГДж.

2. Эксцентриситет=1, т.е а стремится к бесконечности.

Тогда получаем вдвое боОльшую энергию:

E = MV1[/size]^2 = 5.4 ГДж.

Замечу, что во всех формулах V1[/size] - это 1-я косм.скорость на поверхности Земли

[hlynin]

Если кратко (в меру моего понимния)
1. Вывод на усреднённую круговую орбиту (однопусковой вариант)
2.  Вывод в перигей + добавка скорости - фактически двухпусковой момент.
Извините, отвечу позже

[sleo]

Если кратко (в меру моего понимния)
1. Вывод на усреднённую круговую орбиту (однопусковой вариант)
2.  Вывод в перигей + добавка скорости - фактически двухпусковой момент.
Извините, отвечу позже

Если Вы имеете в виду  круговую орбиту и во втором случае, то обычно вначале выводят не в перигей, а в апогей.

Вернусь к "своему" второму случаю (эксцентриситет=1). Фактически там рассмотрен случай вывода на параболическую орбиту ("на бесконечность"). При этом параболическая скорость (или вторая космическая) равна корню квадратному из 2, умноженному на первую космическую скорость. Квадрат скорости (или кинетическая энергия) при этом возрастает вдвое, что и было получено с помощью приведенной формулы.

[hlynin]

Если Вы имеете в виду круговую орбиту и во втором случае, то обычно вначале выводят не в перигей, а в апогей.

не может быть

Вернусь к "своему" второму случаю (эксцентриситет=1). Фактически там рассмотрен случай вывода на параболическую орбиту ("на бесконечность"). При этом параболическая скорость (или вторая космическая) равна корню квадратному из 2, умноженному на первую космическую скорость. Квадрат скорости (или кинетическая энергия) при этом возрастает вдвое, что и было получено с помощью приведенной формулы.

Это так. Но кинетическая энергия меня не слишком интересует

[sleo]

Если Вы имеете в виду круговую орбиту и во втором случае, то обычно вначале выводят не в перигей, а в апогей.

не может быть

Вы писали:

2. Вывод в перигей + добавка скорости - фактически двухпусковой момент.

Но в перигее скорость максимальна. Если ее еще увеличить, то разве в результате получим  круговую орбиту?
Или Вы имели в виду "оптимальный" вариант, когда вначале выводят в перигей, затем долетают до апогея, и лишь потом дают импульс перехода на круговую орбиту?

Вернусь к "своему" второму случаю (эксцентриситет=1). Фактически там рассмотрен случай вывода на параболическую орбиту ("на бесконечность"). При этом параболическая скорость (или вторая космическая) равна корню квадратному из 2, умноженному на первую космическую скорость. Квадрат скорости (или кинетическая энергия) при этом возрастает вдвое, что и было получено с помощью приведенной формулы.

Это так. Но кинетическая энергия меня не слишком интересует

Кинетическая энергия на уровне поверхности Земли есть не что иное, как полная энергия (численно равная интегралу энергии).

[zyxman]

Если Вы имеете в виду круговую орбиту и во втором случае, то обычно вначале выводят не в перигей, а в апогей.

не может быть

Есть два варианта вывода - когда верхняя ступень выводится на достаточно долговременную орбиту и когда верхняя ступень получает только суборбитальную скорость и сразу после отделения спутника падает, а спутник доразгоняется разгонником.

Основной смысл доразгонной схемы в том что при доразгоне не тратится энергия на вывод на орбиту пустой ступени, мощные двигатели которой нужны для минимизации гравитационных и аэродинамических потерь (а тут их уже нужно дросселировать чтобы уменьшить перегрузку), и плюс движок разгонника может иметь лучший УИ.
Схема с округлением орбиты импульсом в апогее интереснее в том что энергетически выгоднее доразгонять там где скорость меньше (см законы Кеплера).
То есть ИМХО получается что на низкие орбиты лучше выводить с доразгоном с "неполноценной" орбиты, а на высокие и на отлетные траектории выгоднее через полноценную переходную эллиптическую орбиту с апогеем в точке разгона или на высокой орбите.

[hlynin]

Но в перигее скорость максимальна. Если ее еще увеличить, то разве в результате получим круговую орбиту?
Или Вы имели в виду "оптимальный" вариант, когда вначале выводят в перигей, затем долетают до апогея, и лишь потом дают импульс перехода на круговую орбиту?

Поскольку я рассчитываю  по энергетически выгодному варианту, то эллиптическую (или гиперболическую) траекторию выгоднее сделать, выведя ИСЗ как можно ниже, а затем дать импульс.

А! Если Вы имели в виду, что при выходе на стационар выводят на переходную орбиту, а потом, на круговую, то да. Ракета просто не может плавно и непрерывно изменять траекторию из вертикали в горизонталь аж до 36 тыс км.
Нет, это долго объяснять. Есть разные варианты. Практика вообще не всегда дружит с теорией.

Меня просто не интересуют проблемы РН. Есть ИСЗ. У него есть перигей и апогей. Наиболее простой способ их получения - вывод РН на высоте перигея в горизонталь с 1кс и не выключать ДУ ещё некоторое время. Получим апогей.
Их можно получить и другими способами.


Я сейчас нарисовал табличку затрат  хар скор. для вывода на круговую орбиту  любой высоты.

Кинетическая энергия на уровне поверхности Земли есть не что иное, как полная энергия (численно равная интегралу энергии).

Конечно. Но зачем мне кинетическая? Только, чтоб сравнить ИСЗ и авианосец....

[hlynin]

Есть два варианта вывода - когда верхняя ступень выводится на достаточно долговременную орбиту и когда верхняя ступень получает только суборбитальную скорость и сразу после отделения спутника падает, а спутник доразгоняется разгонником.

Основной смысл доразгонной схемы в том что при доразгоне не тратится энергия на вывод на орбиту пустой ступени, мощные двигатели которой нужны для минимизации гравитационных и аэродинамических потерь (а тут их уже нужно дросселировать чтобы уменьшить перегрузку), и плюс движок разгонника может иметь лучший УИ.
Схема с округлением орбиты импульсом в апогее интереснее в том что энергетически выгоднее доразгонять там где скорость меньше (см законы Кеплера).
То есть ИМХО получается что на низкие орбиты лучше выводить с доразгоном с "неполноценной" орбиты, а на высокие и на отлетные траектории выгоднее через полноценную переходную эллиптическую орбиту с апогеем в точке разгона или на высокой орбите.

Всё правильно. Но есть ещё один вариант - чисто теоретический. При этом варианте совсем безразлично, каким образом ИСЗ вывели на орбиту - хоть на лифте.

[fagot]

При выводе на отлетные траектории как раз выгоднее давать разгонный импульс на как можно меньшей высоте, а не в апогее некой переходной орбиты.

[hlynin]

Конечно.
Просто есть маневры 1, 2-х, 3-х импульсные, которые ещё в зависимости от высоты и траектории соперничают меж собой по выгодности.
Для меня это неважно. У меня так сказать, 1-импульсный вариант.

[vaitek]

Может не в тему, но мне кажется это должно быть интересно
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/bono/persp/01.html

А какие там были прогнозы на конец века...

[zyxman]

Всё правильно. Но есть ещё один вариант - чисто теоретический. При этом варианте совсем безразлично, каким образом ИСЗ вывели на орбиту - хоть на лифте.

Ну вот для этого варианта стОит еще посчитать сколько энергии заключено в топливе ракеты.
И также соответственно прикинуть (или хотя-бы привести чью-то уже посчитанную) энергетику лифта, катапульты, АКС, ракеты с внешним подводом энергии - чтобы получилась периодическая таблица Хлынина

Кстати вот интересная в этом смысле картинка:
http://en.wikipedia.org/wiki/File:Energy_density.svg
и соответственно статья и таблицы:
http://en.wikipedia.org/wiki/Energy_density

[hlynin]

Может не в тему, но мне кажется это должно быть интересно
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/bono/persp/01.html

А какие там были прогнозы на конец века...

Это соседний топик

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=9143&start=405&sid=4a6ea6f7ec37a1eb9bd9d76d414ed54d

[sleo]

Кинетическая энергия на уровне поверхности Земли есть не что иное, как полная энергия (численно равная интегралу энергии).

Конечно. Но зачем мне кинетическая? Только, чтоб сравнить ИСЗ и авианосец....

Нет, не для этого. Кинетическая энергия Ек=MV1[/size]^2/2 есть минимальная энергия, необходимая для вывода спутника на орбиту (без учета дополнительной скорости за счет вращения Земли). Если  окажется, что при сжигании горючего выделяемая энергия будет меньше, чем Ек, то это означает, что запуск не удался.

[hlynin]

Но я исхожу из того, что ИСЗ уже летает.
Какое мне дело до горючего и его рациональном использовании в РН?

[sleo]

Но я исхожу из того, что ИСЗ уже летает.
Какое мне дело до горючего и его рациональном использовании в РН?

Я вообще не говорю о рациональном использовании горючего. Общая формула, которую я привел, позволяет найти минимальную энергию, которую нужно затратить для вывода спутника на орбиту с заданной полуосью а. Разве не это Вам нужно?

[hlynin]

У меня получилась простая формула для энергии, необходимой для того, чтобы вывести тело массой М на орбиту с полуосью а:

E = (MV1^2/2)(2 - Re/a),

где V1 - 1-я косм.скорость;
Re - радиус Земли.

V1 - для какой высоты?

[sleo]

У меня получилась простая формула для энергии, необходимой для того, чтобы вывести тело массой М на орбиту с полуосью а:

E = (MV1^2/2)(2 - Re/a),

где V1 - 1-я косм.скорость;
Re - радиус Земли.

V1 - для какой высоты?

Я же уже писал: для уровня поверхности Земли (т.е. для высоты 0).