|
ehm, Anonym = ja.
|
|
Vracim se k nekterym zdanlivym nelogicnostem tykajicich se pohybu telesa v gravitacnim poli. Jiz v zakladni skole jsme se kazdy ucil, ze potencialni energie telesa Ep=m.g.h roste s vyskou h nad povrchem Zeme a nikde se nepsalo jeji zaporne znamenko. Tento vztah plati ovsem za predpokladu konstantniho gravitacniho zrychleni g tedy v malem rozsahu h. Kdyz vsak za g dosadime jeho se ctvercem klesajici hodnotu v zavislosti na vzdalenosti r od centra gravitace, dostaneme vztah:
Ep= - GM.m/r
Prva zdanliva nelogicnost: V absolutni hodnote Ep klesa se vzdalenosti od Zeme (ovsem na ciselne ose Ep stoupa, nebot je zaporna). Tento pokles absolutni hodnoty Ep se vzdalenosti od Zeme je zdanlive v rozporu s kinetickou energii , na kterou by se tato Ep premenila, kdyby teleso zacalo z vysky r padat k Zemi. V tom pripade plati cim vetsi vzdalenost r, tim vetsi energie dopadu Ek. Cislene by snad melo jit o premenu stejne hodnoty Ep v stejnou hodnotu Ek. Jak toto vysvetlit bez pouziti pojmu zaporne energie Ep?
Druha zdanliva nelogicnost: Celkova energie telesa na elipticke draze E=Ep+Ek = -GM.m/2a, u kruznice E= -GM.m/2r. V absolutnim cisle je tedy celkova energie telesa na kruznici 2x mensi, nez je samotna Ep v dane vzdalenosti r. Lze to vysvetlit tim, ze kineticka energie Ek na draze se odecita od Ep a Ek je vzdy u uzavrenych drah absolutne mensi, nez Ep (E<0). Navic vsak celkove energie E telesa v absolutni hodnote klesa s rostoucim r. Na dosazeni prislusne drahy vsak potrebujem tim vice energie, cim vyssi je r a tedy cim je nizsi absolutni hodnota E telesa na teto draze. Opet to lze matematicky vysvetlit s pouzitim pojmu zaporne Ep ale jinak to vysvetlit nejde?
S temi znamenky je to predstavitelne -Ep se snazi pritahnout teleso k Zemi, + Ek se ho snazi vzdalit od Zeme ale presto clovek spise chape energii jako absolutni hodnotu a je tezko predstavitelne, ze na pr. absolutni hodnota Ep klesa se vzdalenosti r od Zeme. Na ciselne ose si to lze predatavit: – Ep se se vzrustajicim r postupne blizi k nule, a tedy stale stoupa.
Dovedl by tyto veci nekdo dobre fysikalne a logicky vysvetlit (pripadne jen doplnit vypoctem)?
|
|
Ted se chystam se fyzikalne znemoznit:
Zpet do skolnich lavic. Potencialni energie je ciselne rovna praci, kterou musi vykonat vnejsi sila (napr. motor), aby dopravila hmotny bod z nulove hladiny potencialni energie do mista, kde Ep pocitame. Jde tedy o to, kam si dohodou polozime nulovou hladinu Ep. Jinak potom musi vse vyjit stejne bez nelogicnosti.
Pro homogenni grav. pole se na ZS zavadi nulova hladina na povrch Zeme, ale uz nekteri zvidavejsi skolaci se ptaji, jestli je to povrch stolu, podlaha nebo dno hlubinneho dolu. Vetsina ucitelek je odbyde.
Pro centralni GP je vyhodne a stanoveno dohodou, ze nulova hladina Ep je v nekonecnu (v soustave 2 hmotnych bodu, telesa a Zeme). Proto je prace vnejsich sil (motoru) pri "padu" k Zemi zaporna, protoze teleso k teto energii prijde "samo", resp. praci vykonava Zeme (zjednodusene receno, ve skutecnosti je i Zeme pritahovana telesem a sejdou se ve spolecnem tezisti, pomer hmotnosti je vsak takovy, ze tento posun zemekoule zanedbavame). Zakon zachovani energie rika, ze se musi "premenit" na absolutne stejnou hodnotu Ek. Pokud tedy nechame teleso volne padat z nekonecna (r=nekonecno, Ep=0, Ek=0, Ecelk=0) do daneho mista (r), celkova E=0 se zachova, Ek>0, Ep<0. Pozor, Ek potrebuje k vypoctu rychlost a ta je relativni, pohybujeme se v souradne soustave spojene s hvezdami!
Kdyz stoji raketa na kosmodromu, sedi vlastne v potencialni "jame", protoze veskerou energii (v nasi konvenci), kterou do ni "Zeme investovala" tim, ze ji dopravila z nekonecna na svuj povrch a udelila ji energii kinetickou, "vyplytvala" "vychladla", a ted se nehyba. Motor rakety musi tedy stejnou praci "investovat", aby teleso z potencialni (potencialove ?) jamy vytahnul.
Veskere diskuse kolem DV jsou jen prakticka aplikace tohoto principu pro v soucasnosti postavitelny reaktivni pohon. Dopravit teleso do kosmu neni zalezitost rychlosti, ale energie, tedy prace vnejsi sily. Pokud ovsem mame k dispozici zarizeni, ktere muze vyvinout slabou silu o dlouhou dobu nebo silnou silu po kratkou dobu, musime volit radeji velkou silu kratsi dobu, teleso co nejdrive urychlit a honem honem ho uvest na orbitu, kde se udrzi "odstredivou silou", nez motor dohori. Pri uvahach pozor na to, v jake vztazne soustave (spojene se Zemi, spojene s hvezdami) Ek pocitame.
Kdybychom meli pohon, ktery vyvine velkou silu (kompenzujici Fg) po libovolne dlouhou dobu, muzeme stoupat libovolne pomalu (a spotreba energie bude stale tataz), muzeme doslova levitovat. Ale to je do jineho tematu. Prikladem budiz levitace v magnetickem poli. |
|
| Dekuji panu Wartex, ted je vse jasne. Jestlize nulova hladina Ep je dohodou stanovena v nekonecnu, vsechno je bez problemu. Tuto skutecnost jsem nevedel a stale jsem uvazoval Ep vztazene k povrchu Zeme, jako kdysi ve skolnich lavicich. |
|
Jak znamo, Rusko jiz mnoho roku buduje kosmickou zakladnu v Pleseck. Ma z vetsi casti nahradit Baikonur. Jeji zemepisna poloha (62” 54’ s.s.) je vsak vyhodna spise pro vojaky nez kosmonautiku. Jen s velkymi ztratami lze dosahnout roviny ISS a jeste horsi je to pro dosazeni geostacionarni drahy GEO. Cetl jsem na netu, ze Rusove tento handicap Plesecku vuci GEO chteji castecne vyresit s vyuzitim obletu Mesice.
Vysvetloval bych si to tak, ze vypusti teleso na velmi protahlou eliptickou drahu s obletem Mesice ale tak, ze jeji rovina nebude prochazet stredem Mesice. Pritazlivost Mesic pak rovinu drahy stoci tak, aby prochazela jeho stredem a zaroven zhruba rovinou rovniku Zeme. Potom v navratove casti drahy bude provedeno brzdeni, ktere prevede teleso na kruhovou drahu ve vysi GEO. Take by snad soucasne bylo mozne vyuzit Mesice jako gravitacniho praku a zvysit perigeum vysledne elipticke drahy na potrebnou hodnotu v GEO (cca 36.000 km) a pak brzdici manevr provezt v tomto vysokem perigeu. Samozrejme, ze celkove tyto manevry budou vzdy energeticky narocnejsi nez prime vypusteni na GEO na pr. s Kourou nebo Sea Launch ale pravdepodobne znacne vyhodnejsi, nez menit uhel drahy z temer 63” na nulu motorem.
Dovedl by toto nekdo spocist kvantitativne, nebo to alespon odhadnout a podrobneji popsat pravdepodobny prubeh drahy ?
|
|
Přechod na GEO obletem Měsíce mohu alespoň odhadnout:
- z LEO k Měsíci (TMI) cca 3150 m/s (bez dalších korekcí dráhy)
- domnívám se, že by skutečně mohlo jít pouhým obletem Měsíce (bez motorického manévru) změnit jak rovinu dráhy, tak i perigeum (nevím ale, jestli dostatečně a současně při jediném obletu)
- cirkularizace GEO z přechodové dráhy (GEO - Měsíc) cca 1100 m/s
- celkem tedy cca 4250 m/s (s obletem kolem Měsíce)
- optimální navádění z rovníkové LEO na GEO je cca 3950 m/s (reálně to ale např. pro Bajkonur je cca 4800 m/s)
- rozdíl je tedy max. cca 300 m/s (to je docela málo) a je to lepší než z Bajkonuru
- změna roviny dráhy o cca 60° v apogeu GTO potřebuje cca 1000 m/s
- přechod obletem Měsíce tedy může ušetřit až 700 m/s a vypadá tedy pro tento případ výhodně
- i kdyby u Měsíce byly třeba nějaké manévry (pokud nebudou příliš rozsáhlé), stále to vypadá výhodně (oproti přímému přechodu z GTO)
- teoreticky mi dokonce zatím vychází takovýto manévr výhodný i pro start z Bajkonuru (oproti přímému přechodu z GTO)
- nedokážu odhadnout rozsah manévrů u Měsíce (počítám s minimálními), takže to zatím berte s rezervou :-)
- neznám také rizika takovéto přechodové dráhy (možné komunikační problémy, nepřesnosti, ...)
S průběhem dráhy si nejsem jist. Je to plně trojrozměrná a dynamická záležitost, takže bych sázel na "zkroucenou" elipsu, ale přesně popsat to nedokážu. |
|
| Ano, tak nejak by to mohlo byt, i kdyz jsou v tom ruzne otazniky jak uvadi pan Holub. Kosmicka mechanika skutecne umoznuje zajimava kouzla. V kazdem pripade vypocet a realisace takove drahy nebude jednoducha zalezitost a bude zajimave sledovat realny prubeh takove operace. |
|
Nevim kam jinam to napsat... Nevite nekdo kde bych si mohl zdarma stahnmout nejaky SW pro vypocet poloh planet nasi slunecni soustavy (graficky znazorneno) Nejlepe v cestine.
PS jsem laik. Diky. |
|
citace:
Nevim kam jinam to napsat... Nevite nekdo kde bych si mohl zdarma stahnmout nejaky SW pro vypocet poloh planet nasi slunecni soustavy (graficky znazorneno) Nejlepe v cestine.
PS jsem laik. Diky.
Planety sluneční soustavy lze zobrazit na různých typech planetárií. Některé programy jsou zdarma a jsou i české (například Albiero, který je zdarma i český včetně české nápovědy, ale je vytvořen pro DOS).
Požadavkům by možná vyhovoval starší program planetária Home Planet, který je freewareový (zdarma) a existuje i jeho český překlad. Program umí zobrazit pohled na oběžné dráhy všech planet sluneční soustavy nebo jen vnitřních planet v reálném měřítku z libovolného směru. Mimo to samozřejmě klasicky zobrazuje planety na hvězdné obloze a v tabulce parametry pro pozorování ze zvoleného místa na zemském povrchu. Spočítá polohu planet v libovolném okamžiku nebo lze jejich pohyb animovat v čase. Český překlad si lze stáhnout z adresy http://cestiny.idnes.cz/ph/homeplanetcz.html, kde je i odkaz na originál programu, bez kterého nelze překlad spustit. Tuto animaci (od stejného autora a s anglickým popisem) lze spustit i na adrese http://planety.astro.cz/slunecni_soustava.html.
Víc by možná věděli ve fóru Instantních astronomických novin http://male.xtalk.cz/cgi-bin/male/male.fcgi?ID_chat=11. |
|
citace:
...raketoplán může v nákladovém prostoru vynést náklad něco přes 20 tun, sestávající z družice (5,8t) a mohutného stupně Centaur (15t). Tato sestava se na LEO uvolní z nákladového prostoru raketoplánu a Centaur pak samostatně zajistí dopravu relativně těžké družice na GEO. Je k tomu zapotřebí delta V nejméně cca 4000 m/s (z LEO), což je daleko nad možnostmi raketoplánu ...
dv 4000m/s je zrejme aj s rezervou na manevrovanie, inak by druzica miesto na GEO casom skoncila na Mesiaci
btw. na http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=kosmo&file=index&fil=/m/zaklady/rakety/../astrodyn/draha.htm je uvedena drobna nepresnost. Tretia kozmicka je na urovni Zeme cca 47km/s. 17km/s je len v smere pohybu Zeme 30+17...
(starym kozakom to bude jasne, len ono to je urcene asi pre zaciatocnikov) |
|
citace:
dv 4000m/s je zrejme aj s rezervou na manevrovanie, inak by druzica miesto na GEO casom skoncila na Mesiaci
Kdepak, žádná rezerva v tom není. Skutečnost je taková, že dostat se na geostacionární dráhu kolem Země vyžaduje větší delta V, než přímý let k Měsíci. Každá geostacionární družice by při startu v principu mohla (místo letu na GEO) úspěšně odletět k Měsíci a zachytit se na jeho oběžné dráze (nebo by místo toho mohla také odletět k Marsu). Vypadá to paradoxně, ale je to tak. |
|
citace:
... Skutečnost je taková, že dostat se na geostacionární dráhu kolem Země vyžaduje větší delta V, než přímý let k Měsíci. Každá geostacionární družice by při startu v principu mohla (místo letu na GEO) úspěšně odletět k Měsíci a zachytit se na jeho oběžné dráze (nebo by místo toho mohla také odletět k Marsu). Vypadá to paradoxně, ale je to tak.
Důvod(y)? |
|
| Nutnost v apogeu provést druhý zážeh, aby se dráha změnila z eliptické na kruhovou. |
|
citace:
Nutnost v apogeu provést druhý zážeh, aby se dráha změnila z eliptické na kruhovou.
Ja som povazoval GEO za polohu medzi prvou a druhou kozmickou...
teda medzi stavom kedy teleso este je gravitacne viazane, a kedy uz nieje.
Za ekvivalent druhej kozmickej som intuitivne povazoval orbitu s rychlostou 0km/s a na GEO je to stale este cca 1,5km/s.
Cim teraz nechcem spochybnit ze v praxi sa z LEO na GEO nepouziva dv 4000 , len to nejak neviem stravit, i ked doteraz som sa tym nikdy podrobne nezaoberal, len som ocakaval dv <3000... |
|
Proč je pro let na GEO potřeba větší delta V než pro odlet k Měsíci? Ervé to vysvětlil stručně a naprosto správně ("protože GEO dráhu je třeba v apogeu cirkularizovat").
Pokud budu trochu obšírnější, tak příčinou výše uvedeného "paradoxu" (na první pohled) je "nebeská mechanika", což je jen projev zásadních fyzikálních "zákonů gravitace".
Jde o to, že kruhová oběžná dráha má stejnou "energetickou hladinu", jako určitá eliptická dráha s nižším perigeem ale vyšším apogeem. GEO má tak vysokou "energetickou" hladinu, že ekvivalentní "eliptická" dráha s nízkým perigeem (ve stovkách km nad Zemí), má "apogeum" v nekonečnu, tedy překonává druhou kosmickou rychlost.
Lze si to ověřit např. určením potřebných delta V pro přechod na tyto dráhy. Například pro optimální přechod na GEO (z LEO) je třeba nejprve zvýšit apogeum na cca 36000 km pomocí delta V cca 2450 m/s (výsledkem je přechodová dráha GTO [Geostationary Transfer Orbit], kterou lze považovat za "něco mezi první a druhou kosmickou" jak psal Martin Jediný, ale GTO ještě není GEO [Geostationary Earth Orbit]). Pro přechod na GEO (z GTO) je třeba v apogeu cirkularizovat dráhu motorickým manévrem s delta V ještě alespoň 1450 m/s. A to dohromady (cca nejméně 3900 m/s) už významně překonává potřebné delta V pro odlet k Měsíci (z LEO), které je cca 3150 m/s. Reálné delta V, potřebné pro let na GEO např. z Bajkonuru, je ještě větší (až cca 4800 m/s), protože navíc je třeba měnit rovinu dráhy. Hodnota 4800 m/s z LEO už by postačovala i k přímému letu k Marsu nebo Venuši (při vhodném postavení planet). Pořád by to ale nestačilo k přistání na Měsíci (k tomu je třeba nejméně cca 5500 m/s [3100 m/s z LEO k Měsíci + nejméně 2400 m/s pro přímé přistání {pro přistání přes LLO je třeba ještě větší delta V}]).
Experimentálně si "manévrování" můžete vyzkoušet např. laborováním na stránce s výpočty na MEK - http://mek.kosmo.cz/zaklady/vypocty.htm .
Hlubší teorii je třeba hledat v literatuře nebo jinde na internetu. |
| 22.5.2009 - 21:00 - Mirek Pospíšil | |
|
Děkuji uctivě za vysvětlení.
mp |
|
citace:
...kruhová oběžná dráha má stejnou "energetickou hladinu", jako určitá eliptická dráha s nižším perigeem ale vyšším apogeem. GEO má tak vysokou "energetickou" hladinu, že ekvivalentní "eliptická" dráha s nízkým perigeem, má "apogeum" v nekonečnu, tedy překonává druhou kosmickou rychlost.
uz druha kozmicka ma apogeum v nekonecne, takze akakolvek vyssia rychlost ho ma este dalej...
citace:
...A to dohromady (cca nejméně 3900 m/s) už významně překonává potřebné delta V pro odlet k Měsíci (z LEO), které je cca 3150 m/s.
lenze dv 3150m/s z LEO k Mesiacu este nedava druhu kozmicku (i ked tesne)... to len pri parabolickom lete s vysokou excentricitou nahodou stretne raketa prekazku v podobe Mesiaca
OK, dik. Nikdy doteraz som si to v tychto suvislostiach neuvedomil, ze moze byt jednoduchsie vyslat zo Zeme druzicu Mesiaca ako GEO satelit.
|
|
V suvislosti s touto diskusiou si je dobre pripomenut tuto udalost:
http://en.wikipedia.org/wiki/HGS-1
http://www.boeing.com/defense-space/space/bss/hsc_pressreleases/98_06_17_hgs1ready.html
http://www.lib.cas.cz/space.40/1997/INDEX1.HTM
|
|
Takze dosiahnutie L2 ESA satelitmi je vykonovo porovnatelne s dosiahnutim orbity Mesiaca?
btw. akosi mi na nete unika velmi zaujimava vlastnost L2 Zeme, a to ta, ze je takmer v tieni Zeme. |
| 24.5.2009 - 06:36 - Jiří Hošek | |
|
citace:
Nikdy doteraz som si to v tychto suvislostiach neuvedomil, ze moze byt jednoduchsie vyslat zo Zeme druzicu Mesiaca ako GEO satelit.
Aby nedošlo k nedorozumnění - Aleš ve svých výpočtech neuvažoval družici Měsíce (u ní je nutno k cca 3150 m/s pro odlet k Měsíci z LEO ještě připočítat delta V cca 920 m/s pro přechod na oběžnou dráhu Měsíce).
|
|
citace:
citace:
Nikdy doteraz som si to v tychto suvislostiach neuvedomil, ze moze byt jednoduchsie vyslat zo Zeme druzicu Mesiaca ako GEO satelit.
Aby nedošlo k nedorozumnění - Aleš ve svých výpočtech neuvažoval družici Měsíce (u ní je nutno k cca 3150 m/s pro odlet k Měsíci z LEO ještě připočítat delta V cca 920 m/s pro přechod na oběžnou dráhu Měsíce).
Je to tak, jak píše Jirka. "Družice Měsíce" skutečně není totéž co "odlet z LEO k Měsíci". Přesto jsem přesvědčen o tom, že i s delta V cca 3900 m/s (což zvládají GEO družice ve spojení s posledním stupněm nosné rakety) je možno vytvořit stabilní družici Měsíce, jen ta výsledná oběžná dráha Měsíce by nebyla "nízká kruhová" (LLO), ale byla by "silně eliptická" (jak přesně, to zatím nedokážu odhadnout). Pro základní "zachycení na výstředné oběžné dráze Měsíce" (z vhodné příletové dráhy), by mělo stačit dv pod 500 m/s. Je dobré si všechny tyto souvislosti uvědomovat a mít je na paměti (že "odlet" ještě není "družice u cíle", ale i že "nízká kruhová dráha" není energeticky totéž, co "silně eliptická dráha"). |
| 25.5.2009 - 09:10 - Mirek Pospíšil | |
|
Věděl by někdo, jestli by se dala najít (nebo jednoduše vyrobit) přehledná tabulka srovnávající energetickou nátočnost (dv) pro vynesení dejme tomu 1 tunové družice na dráhy, ktré se tu probíraly? Tydy na LEO, GTO, GEO, TLO, LLO, přistání v rovníkové oblasti Měsíce, totéž pro polární oblast, obdobně pro Mars a další tělesa ss.
Díky |
|
| Základní čísla (a obrázek) jsou např. na http://en.wikipedia.org/wiki/Delta-v_budget . Je ale třeba si uvědomit, že jsou to jen přibližné hodnoty, které se mohou měnit (někdy i dost výrazně) v závislosti na "startovacích oknech", poloze kosmodromu, zvolené přeletové dráze, použitém pohonu atd. |
|
Moc pěkný odkaz, díky Aleši.
Podle toho názorného obrázku to ale mírně popírá co jste s Ervém tvrdili nedávno - vypadá to, že na Lunární orbit potřebujem přece jen větší dv (10+4,1) než na GEO (10+3,8). Jest tak?
|
|
citace:
Podle toho názorného obrázku to ale mírně popírá co jste s Ervém tvrdili nedávno - vypadá to, že na Lunární orbit potřebujem přece jen větší dv (10+4,1) než na GEO (10+3,8). Jest tak?
Není to tak úplně přesně. Jednak jsme netvrdili, že to stačí pro "Lunární orbit" (psal jsem původně o "odletu k Měsíci") a jednak záleží na tom, čemu budeme říkat "Lunární orbit".
Ještě jednou to zopakuju. Porovnával jsem primárně "přelet z LEO na GEO" (dv cca 3900 m/s) s "odletem k Měsíci z LEO" (tedy s TLI, což je menévr, který v tom obrázku není nakreslen) (dv cca 3150 m/s). Hodnota 4100 m/s platí pro "přelet z LEO až na LLO", tedy až na nízkou dráhu kolem Měsíce (kruhová dráha ve výšce cca 100 km nad Měsícem). Tohle porovnání jsme původně nedělali. Z přeletové dráhy k Měsíci je totiž ještě třeba přejít na LLO manévrem u Měsíce s dv cca 900 m/s (to zvyšuje celkové dv na těch cca 4100 m/s).
Později jsem ale ještě psal o tom, že pro "zachycení na výstředné dráze kolem Měsíce" (v angličtině se tomu říká "Lunar capture") stačí menší dv než těch 900 m/s pro přímý přechod na LLO. Pro "Lunar capture" stačí dv hodně pod 500 m/s. Např. až bude LRO přilétat k Měsíci, tak "Lunar capture" manévr by měl mít dv jen 333 m/s a výsledná dráha pak pericentrum cca 100 km nad Měsícem ale apocentrum cca 9000 km nad Měsícem. Z této eliptické dráhy se pak LRO dostane na LLO (ve výši 50 km nad Měsícem) několika dalšími manévry s celkovým dv přes 500 m/s [tedy větším, než bylo třeba na "capture"]). Viz. např. http://lunar.gsfc.nasa.gov/images/lro/Baseline_Estimates_of_DV.pdf .
Nakonec jsem ještě psal o tom, že GEO družice, startující např. Protonem z Bajkonuru, musí mít zásobu dv snad až 4800 m/s kvůli nutnosti hodně měnit sklon dráhy.
Takže platí toto:
- "GEO družice může odletět k průletu kolem Měsíce"
--- dv z LEO na GEO (3900 m/s) spolehlivě převyšuje dv pro TLI (3150 m/s) [Trans Lunar Insertion]
- "pohon GEO družice nestačí k úplnému přechodu na LLO"
--- dv z LEO na GEO (3900 m/s) nestačí pro přelet z LEO na LLO (= TLI + LOI = 3150 + 900 = cca 4100 m/s) [LOI = Lunar Orbit Insertion]
- "GEO družice může přejít na stabilní dráhu kolem Měsíce"
--- dv z LEO na GEO (3900 m/s) spolehlivě stačí pro "Lunar capture" z LEO (dv pod 3600 m/s) (tedy pro přelet z LEO na stabilní oběžnou dráhu kolem Měsíce, jinou než LLO)
- "GEO družice startující z Bajkonuru může přeletět i na klasickou LLO"
--- po startu z Bajkonuru má LEO sklon cca 50° k rovníku a navádění na GEO spolu se změnou roviny dráhy vyžaduje celkové dv pohonu až 4800 m/s (a to už spolehlivě stačí i pro přelet na klasickou LLO)
Jednoduché tabulky a obrázky mohou skutečnost trochu zkreslovat. Pozor na to. "Orbitální mechanika" jednoduchá prostě není. |
|
| takze s Ariane5 dokazeme poslat nejaku tonu k Mesiacu? |
|
citace:
takze s Ariane5 dokazeme poslat nejaku tonu k Mesiacu?
Samozřejmě. Ariane 5 ECA teoreticky dokáže dostat cca 10t na GTO (ne na GEO), takže by určitě mohla dostat hodně přes 5t směrem k Měsíci (po TLI), cca 3t na LLO (nízká oběžná dráha kolem Měsíce) a odhaduju tak cca 1,5t na povrch Měsíce (měkké přistání). |
|
| Znáte někdo dostupný způsob jak spočítat parametry startovacích oken pro přelety mezi planetami (nebo i jinými tělesy Sluneční soustavy)? Rád bych tuto problematiku pochopil a znal i nezávislý způsob výpočtu takových hodnot jako datumů startovacích oken, odletových a příletových rychlostí, přeletových časů, citlivost na nedodržení okna, možnosti při pohonech s malým dlouhodobým tahem, atd. Na internetu lze sem tam nalézt nějaké už hotové informace o startovacích oknech mezi Zemí a některými planetami, ale bez vysvětlení výpočtu (a pro mne tedy bez možnosti nezávislého ověření). Existuje nějaký volně dostupný program (software), který by dokázal startovací okna spočítat? Jak vlastně vypadají vzorce a vztahy podle kterých se to počítá? Jsou to přesné analytické výrazy nebo pro to jsou výhodnější numerické metody? Domnívám se, že když se takové věci daly dobře spočítat s výpočetní technikou z poloviny minulého století, tak by to pro dnešní PC neměl být výkonostní problém. Chybí mi ale ty použitelné a opravdu používané principy a metody. Pokud je někdo znáte, dejte mi o nich prosím vědět. |
|
Asi ti moc nepomozem. Pred casom som natrafil na pojem: Interplanetary Transport Network. Pripajam odkazi, mozno tam najdes nieco co ti pomoze.
http://en.wikipedia.org/wiki/Interplanetary_Transport_Network
http://plus.maths.org/issue36/features/dartnell/index.html
Tu je link na pracu porovnavajucu startovne okno k Marsu (2007 a 2009). Odkial ale bral autor podklady k vypoctom mi nie je jasne. (nemecky)
http://www.amsat-dl.org/pic/gallery2/main.php?g2_view=core.DownloadItem&g2_itemId=6827&g2_GALLERYSID=93363f58fc6932e2e387f5ce07aebc1e
|
|
Asi sa zacnem radit medzi "vykopavky"  , ale pamatam si este graficke riesenia technickych uloh. Nas ich uz sice ucili s istou nostalgiou, ale vrelo nam ich odporucali pre pochopenie vztahov.
Disponujem grafickym diagramom polohy planet (z minuleho storocia) s parametrom pre lubovolny datum. Ak som v stave vkreslit do tohoto diagramu drahu planetoletu, tak posuvanim po kruznici najdem periodicky sa opakujuce stretnutia konca drahy s cielovou planetou.
Potom stacia male upravy drahy v priebehu letu, aby sa vysledna poloha dostala kam potrebujem. principialne to bude len o moznej zasobe paliva.
P.S. spracoval som to do xls, (diagramy som priblizne vektorizoval) ale napriek zjednoduseniu to dava orientacne prijatelne vysledky polohy planet pre lubovolny datum. Dokonca som presvedcil xls na graficke zobrazenie vysledku. Tlacene diagramy aj z navodom mam, len musim pohladat zalohu xls, lebo original bol na zhavarovanom disku  . |
|
