Гравитационные потери TLI маневра

[mistermuscle]

Прикол в том что эллипс намного меньше и ХС для него меньше, и на сотни и даже больше м/сек!

А не достающую энергию вкачивает в аппарат Луна!

[frigate]

Lunar Orbit Insertion required Delta-V (m/sec)

[frigate]

И еще оч важно - Луна при РАСКАЧКЕ САМА выправит наклонение орбиты, что актуально для запсуков к Луне из России и всяких околополярных стран!

Это экономит тоже дофига ХС!

Из США не актуально у них можно подобрать наклонение орбиты совпадающее с Луной! Эт нам так не повезло тока!

Даже для США еще как актуально:  

Плоскость орбиты Луны наклонена к плоскости эклиптики (т. е.
плоскости гелиоцентрической орбиты барицентра системы Земля —
Луна) на угол, величина которого меняется в диапазоне 4°59'—5° 19'
с периодом 173 сут. Линия узлов лунной орбиты вращается в
плоскости эклиптики навстречу движению Луны (по часовой стрелке,
если смотреть с северного полюса) с периодом 18,61 года. Поскольку
средний угол между плоскостями земного экватора и эклиптики
составляет 23°27', то угол между плоскостями земного экватора и
лунной орбиты меняется в диапазоне 18°18'—28°36'.

Следовательно, компланарный перелет в плоскости орбиты Луны
возможен всегда, если широта точки старта, расположенной на
поверхности Земли, удовлетворяет условию < 18°18'.
Если широта точки старта нахонаходится в диапазоне 18°18' - 28°36',
то компланарный перелет возможен в ограниченные интервалы
времени каждые 18,61 года.
В случае >28°36' компланарный перелет в плоскости лунной
орбиты невозможен.

Д. Е. ОХОЦИМСКИЙ, Ю. Г. СИХАРУЛИДЗЕ
ОСНОВЫ МЕХАНИКИ КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА. 1990

Широта точки старта NASA Kennedy Space Center 28°23'18'' :idea:

[fagot]

При старте с орбиты широта космодрома не имеет значения.

[frigate]

При старте с орбиты широта космодрома не имеет значения.

Зато существенно зависит от угла наклона траектории перелета к плоскости экватора Земли.  :idea:
Этот угол однозначно определяется сферическим тригонометрическим уравнением связывающим:
- азимут запуска;
- угловую дальность;
- наклонение орбиты.

[frigate]

Нашел "кладезь мудрости": Технический отчет НАСА, подготовленный компанией BELLCOM, Inc.  
Document ID: NASA-CR 73517
SUBJECT:       Finite - Thrust Transfers to Synchronous orbit and Translunar Injection
DATE:            September 4, 1968
FROM:            A. L. Schreiber
PAGES:          9
PDF link

Как только поменяю футы/сек на метры/сек  , выложу графики (и аппроксимирующие формулы) для транс-лунного РБ
при выполнении маневра вывода ПН на отлетную траекторию к Луне:
- зависимости гравитационных потерь (m/s) от начальной тяговооружённости (T/W);  
- зависимости времени актиного участка транслунной трактории (s) от начальной тяговооружённости (T/W)

Исходные данные:
Specific impulse Isp            - 460 seconds;
Ideal Delta V                      - 3124.2 m/sec;
Altitude of LEO circular orbit - 185.2 km (100 n. m.);
Apoapsis altitude                 - 337608 km (182,294 n. m.);
Range of thrust/weight ratios 0.05-0.6.  

Потери на управление не учитываются (векторы тяги и скорости совпадают по направлению)

[frigate]

Launching Science: Science Opportunities Provided by NASA's Constellation System
http://www.nap.edu/catalog/12554.html

Change in velocity (

[mescalito]

Так сколько реально нужно скорости чтоб с орбиты Земли (200 км) долететь до орбиты Луны (100 км)?
 По книге Ю.Сихарулидзе "Баллистика ЛА" получается около 4600 км/с.
НАСА что другого мнения?

[Андрей Суворов]

4600 - это что-то чересчур дофига. 3200 нужно на отлёт, 800 на торможение и ещё около сотни на коррекции. Так что циферки на этой схеме ближе к истине.

[frigate]

Так сколько реально нужно скорости чтоб с орбиты Земли (200 км) долететь до орбиты Луны (100 км)?
 По книге Ю.Сихарулидзе "Баллистика ЛА" получается около 4600 км/с.
НАСА что другого мнения?

NASA в рамках проекта "Созвездие" приняла следующие значения ХС:
- маневр отлета к Луне 3175 м/сек (без учета грав. потерь);
- маневр по выходу на орбиту ИСЛ 1100 м/сек.

Учтите, что при запуске с мыса Кеннеди перелет к Луне проходит в плоскости Земля-Луна, для
любого запуска с территории России задача перелёта к Луне будет пространственной (3D).

[SpaceR]

А здесь у Вас цифры поменьше

Идеальную ХС для перелета Земля-Луна (TLI+LOI маневры) можно принять равной 3941 м/с - для сравнения - ХС Аполло 11 - 3930 м/с, ХС Аполло 17 - 3950 м/с.

Я подозреваю, что NASA выбирало ХС с немалым запасом, прежде всего на обеспечение перелетов "anytime".

[frigate]

А здесь у Вас цифры поменьше

Идеальную ХС для перелета Земля-Луна (TLI+LOI маневры) можно принять равной 3941 м/с - для сравнения - ХС Аполло 11 - 3930 м/с, ХС Аполло 17 - 3950 м/с.

Я подозреваю, что NASA выбирало ХС с немалым запасом, прежде всего на обеспечение перелетов "anytime".

Так это же не у меня, а у НАСА
NASA выбирало ХС с немалым запасом, прежде всего на обеспечение перелетов "anytime and (almost)
anywhere", включая полярную орбиту Луны.
ХС по программе Аполлон позволило осуществить высадку в экваториальных районах Луны.
Программа рассчитанная на "всерьез и надолго" требует больших энергетических затрат -
"Чем товар лучше - тем он дороже" (C)  (И наооборот).  

"Маладой бил, гарачый - сеичас астил немнога - но дим исчо идёть!" (С)  А.Райкин

[frigate]

2 SpaceR:

Давайте сравнивать яблоки (проект Аполлон) с апельсинами (проект Созвездие):
- начальная тяговооруженность у разгонной ступени Сатурн-IVB 0.885
(тяга J-2 1,031.983 kN,  Saturn V LEO payload capability 118841 kg);
- у связки EDS+LSAM+CEV (Ares V Configuration 51.00.48 Jul 2008) - 0.538 :!:

[frigate]

4600 - это что-то чересчур дофига. 3200 нужно на отлёт, 800 на торможение и ещё около сотни на коррекции. Так что циферки на этой схеме ближе к истине.

А вот в Роскосмосе считают по-другому:
TLI - 3220 m/sec (включая грав. потери и коррекцию курса к Луне);
+
LOI - 1300 m/sec;
Итого запас ХС для РБ: 4520 m/sec
Не забываем что потребная ХС существенно зависит от время перелёта.  :idea:

NASA ESAS Report (2006)
Table 6-21. Assumed Delta Vs for Potential Mission Functions

[serb]

1300 - это явно включая произвольное изменение наклонения орбиты (у американцев на это 510 м/с заложено отдельной строкой)

[frigate]

А кто же спорит?

[Bell]

1300 - это явно включая произвольное изменение наклонения орбиты (у американцев на это 510 м/с заложено отдельной строкой)

400 м/с на изменение наклонения - негусто... Это градусов 10-15 всего (сутки на поверхности).
Да там еще надо вычесть на стыковки с ЛК.

[SpaceR]

1300 - это явно включая произвольное изменение наклонения орбиты (у американцев на это 510 м/с заложено отдельной строкой)

400 м/с на изменение наклонения - негусто... Это градусов 10-15 всего (сутки на поверхности).
Да там еще надо вычесть на стыковки с ЛК.

Сутки - это для приэкваториальных? На б0льших широтах время должно увеличиваться. На приполярных - так вообще до бесконечности.

[Bell]

Сутки это в смысле поворот Луны на 12,5 градусов.
На экваторе и полюсе (в некотором небольшом диапазоне наклонений) конечно время пребывания на поверхности будет стремится к бесконечности . Но на бОльшей части широт - сутки, ну двое.

Хотя я вот чего не пойму - зачем эту дельту вэ закладывать вместе с выходом на ЛЛО? Маневрировать на орбите-то надо после старта ЛК с поверхности. Т.е. запас топлива должен быть уже в составе ЛОКа.

Может 1300 м/с на ЛОИ это не изменение наклонения? Или 1300 - это вообще не ЛОИ, а запас ХС ЛОКа уже после выхода на ЛЛО?

[frigate]

С днём рождения, Bell!