Ядерно-импульсные двигатели.

обсуждение вопросов связанных с военным и мирным космосом, освоением дальнего космоса, перспективными космическими проектами. Астрономия.
Barsalieri

Сообщение Barsalieri » 26 июл 2006 10:01

Dem_anywhere писал(а):Цитата(Dem_anywhere @ Jul 26 2006, 00:26)
Ты думаешь, что при наклоне траектории в 50° ты на Марс попадёшь? :)

На самом деле дело в другом. Энергия тела, находящееся на высоте h и имеющее круговую орбиту на этой высоте вокруг тяготеющей точки - отличается в корень из 2.
Подъём на радиус Земли мы естественно имеем "на халяву", но для высоких орбит его вклад значительно ниже...
Просто поворот траектории делается уже на "местной бесконечности": крутить вектор скорости проще :)

Шестопер
капитан
капитан
Сообщения: 15241
Зарегистрирован: 17 июн 2006 16:19
Откуда: Минск, Белоруссия
Контактная информация:

Сообщение Шестопер » 26 июл 2006 11:12

Насколько я знаю, сейчас разгоняются так - выходят на орбиту, потом ждут момента когда касательная к орбите будет направлена к точке встречи с Марсом, и доразгоняются до второй космической.

Аватара пользователя
Dem_anywhere
капитан
капитан
Сообщения: 14571
Зарегистрирован: 30 мар 2005 13:08
Откуда: Питер
Контактная информация:

Сообщение Dem_anywhere » 26 июл 2006 14:16

При пусках с экватора на Марс больше чем на геостационар не забросишь.
В том-то и дело, что забросишь.
Посчитай потребную энергию/импульс
В процессе решения любого вопроса специалист виноват четырехкратно:
1. Он вообще открыл рот
2. Нагло остался при своем мнении
3. Своевременно на нем не настоял
4. Оказался прав!

Шестопер
капитан
капитан
Сообщения: 15241
Зарегистрирован: 17 июн 2006 16:19
Откуда: Минск, Белоруссия
Контактная информация:

Сообщение Шестопер » 26 июл 2006 14:23

Ну надо будет посчитать, разница небольшая может быть, но именнно что не в полтора раза. Я не имел в виду что будет совсем одинаковая нагрузка, а примерно.

Аватара пользователя
Dem_anywhere
капитан
капитан
Сообщения: 14571
Зарегистрирован: 30 мар 2005 13:08
Откуда: Питер
Контактная информация:

Сообщение Dem_anywhere » 27 июл 2006 18:51

А посчитай :)
mgh у них одинаковый, а вот mv²/2 только для геостационара...
В процессе решения любого вопроса специалист виноват четырехкратно:
1. Он вообще открыл рот
2. Нагло остался при своем мнении
3. Своевременно на нем не настоял
4. Оказался прав!

Шестопер
капитан
капитан
Сообщения: 15241
Зарегистрирован: 17 июн 2006 16:19
Откуда: Минск, Белоруссия
Контактная информация:

Сообщение Шестопер » 28 июл 2006 14:37

Ну если строго брать, h для Марса бесконечность, плюс скорость движения по траектории (а траектория может быть далеко не Гомановская)

Аватара пользователя
Dem_anywhere
капитан
капитан
Сообщения: 14571
Зарегистрирован: 30 мар 2005 13:08
Откуда: Питер
Контактная информация:

Сообщение Dem_anywhere » 28 июл 2006 19:25

Ну вот - пример реальной ракеты (Днепр-1)

В процессе решения любого вопроса специалист виноват четырехкратно:
1. Он вообще открыл рот
2. Нагло остался при своем мнении
3. Своевременно на нем не настоял
4. Оказался прав!

Flyer

Сообщение Flyer » 03 авг 2006 18:33

Наконец-то выдалась свободная минутка... отвечаю по-порядку:
Только есть одна такая подробность небесной механики - на геостационарную орбиту ракета может вывести в полтора раза меньше, чем на Марс...
Так что "раскрутка по спирали" менее выгодна...
Да, это недостаток ЭРД (вернее, вообще всех двигателей малой тяги). Это объясняется тем, что двигатель большой тяги сжигает топливо сразу, а малой тяги- вынужден тащить его с собой на большую высоту - гравитационные потери растут. Впрочем, не всегда эти потери так уж критичны, например, при переходе с низкой орбиты на ГСО (как я понял, без учета поворота орбиты) на двигателе бесконечно малой тяги ХС всего на 20% больше чем при гомановском переходе. В самом хедшем для ЭРД случае ХС удваивается (при переходе на отлетную траекторию). Но УИ ЭРД настолько больше, чем у химических двигателей (16000-30000 и выше против 3000-4500), что это все равно не критично.
Уточнение: это при запуске с байконура.
Не только. Даже с экватора на ГСО выйдет меньше. Это из-за гравитационных потерь.
Т.е. для выхода на ГСО сначала нужно выйти на т.н. ГПО - геопереходную орбиту, с апогеем 38000 км, т.е. равным высоте ГСО. Но когда мы окажемся в апогее, необходимо будет еще дорозагнаться, иначе свалимся обратно к Земле. Т.е. надо топливо тащить с собой на высоту 38000 км. А если вместо этого сжечь его еще у Земли, скорость будет несколько больше 2 космической.
Разгон по спирали - это как раз аналог разгона до 2 космической. Просто можно сразу разогнаться и вылезать из потенциальной ямы, теряя скорость, как на ЖРД, а на ионнике разгон постепенный, и ни в одной точке траектории имеено 11 км/c не набираем, просто конечная скорость вдали от Земли одинаковая c ракетой на ЖРД.
Совершенно верно, именно это я и хотел сказать. При бесконечно малой тяге скорость в каждый момент времени равна орбитальной скорости на данной высоте. Именно поэтому она и падает со временем. Т.к. реальный двинатель имеет не бесконечномалую тягу, реально скорость всеже начинает увеличиваться, когда КК улетит достаточно далеко от Земли.
Однако насчет ГСО ты неправ, см. выше.
На самом деле дело в другом. Энергия тела, находящееся на высоте h и имеющее круговую орбиту на этой высоте вокруг тяготеющей точки - отличается в корень из 2.
Подъём на радиус Земли мы естественно имеем "на халяву", но для высоких орбит его вклад значительно ниже...
Честно говоря, не понял, о чем речь. Во первых, подъем "на халяву" возможен только в том случае, если мы сможем на халяву развернуть вектор скорости на 90 гр. Или имеется в виду, что ракету будут пускать не на орбиту, а сразу в зенит? Во вторых, че-то я не понял, причем здесь высокие орбиты, вроде бы чем выше орбита тем легче с нее улететь?

2 Dem_anywhere: БОЛЬШОЕ СПАСИБО за таблицы и графики!
Только вопрос: в таблице данные - это с Байконура?

Barsalieri

Сообщение Barsalieri » 03 авг 2006 20:41

Dem_anywhere писал(а):Цитата(Dem_anywhere @ Jul 27 2006, 20:51)
А посчитай :)
mgh у них одинаковый, а вот mv²/2 только для геостационара...
Не mgh а GmM/R
Dem_anywhere писал(а):Цитата(Dem_anywhere @ Jul 28 2006, 21:25)
Ну вот - пример реальной ракеты (Днепр-1)

Дык, опять же: для пуска с Байконура

Аватара пользователя
Dem_anywhere
капитан
капитан
Сообщения: 14571
Зарегистрирован: 30 мар 2005 13:08
Откуда: Питер
Контактная информация:

Сообщение Dem_anywhere » 03 авг 2006 22:56

Не mgh а GmM/R[/quote] Не суть. потенциальная энергия, короче.
Данные естественно с байконура. Но с экватора разница примерно та же будет.

Flyer писал(а):Честно говоря, не понял, о чем речь. Во первых, подъем "на халяву" возможен только в том случае, если мы сможем на халяву развернуть вектор скорости на 90 гр. Или имеется в виду, что ракету будут пускать не на орбиту, а сразу в зенит? Во вторых, че-то я не понял, причем здесь высокие орбиты, вроде бы чем выше орбита тем легче с нее улететь?
Ну я имел в виду, что для выхода на орбиту - нужно набрать высоту и горизонтальную скорость. а для полёта "вовне" - достаточно просто высоты (другое дело, что для минимизации гравпотерь так не делают, а сначала выходят на низкую орбиту)
И разница в затратах на набор высоты до ГСО и до зоны преобладания солнечного тяготения - минимальна. Но для ГСО мы должны дополнительно потратить энергию ещё и на набор горизонтальной скорости (2.6 км/с). что уменьнает выводимую массу
В процессе решения любого вопроса специалист виноват четырехкратно:
1. Он вообще открыл рот
2. Нагло остался при своем мнении
3. Своевременно на нем не настоял
4. Оказался прав!

Ответить

Вернуться в «Kосмонавтика»