|
citace:
...Vůbec se nejedná o tzv. problém tří těles, nemá to s tím nic společného. Polohy Země, Měsíce (a přinejmenším taky Slunce, pochybuji, že by to šlo zanedbat) nebudete řešit z Newtonových rovnic. Proč byste to dělal? Ty vám vypadnou z knihovny pro výpočet poloh planet. Celá věc se redukuje na simulaci pohybu testovací částice v časově proměnném gravitačním poli. Jediná obtížnější věc je navrhnout heuristiku, která nalezne optimální dráhu sondy.
Ano i nie...
Prakticky by som to riesil tvojim sposobom plus pridal malu rezervu a som spokojny, ale neodpoveda to na alamovu otazku
1/ Ak hladame teoreticke riesenie, je to problem troch telies a v zavislosti na presnosti a dobe letu mozno az 4 - 7...
2/ Ak by som aj akceptoval tvoje zjednodusenie, uplne si zabudol na neidealny pohon, co znamena zmenu zrychlenia a hmotnosti v case...
Este aj pri minirakete astos solution chcel pre start na LEO zapocitavat spliechanie v nadrziach a palivo na stabilizaciu...
Zial projekt sa zatial nerealizuje...
Tu maju tiez prezentovane nejake riesenia optimalizacii, aspon na ukazku, (snad som trafil)
http://trajectory.estec.esa.int/Astro/3rd-astro-workshop-presentations/ASTOS%20for%20Low%20Thrust%20Mission%20Analysis.pdf
...mozes pouzit aj logaritmicke pravitko, ale daj si radsej trochu rezervy...
Cele to je o tom aku presnost potrebujes a kolko poctarok budes mat k dispozicii...
a alamo je dost narocny
|
|
citace:
citace:
Vilík: Nebylo by lepší místo fantazírování a dohadů si to jednoduše spočítat? Bylo.
Souhlasím. A ty to umíš? Spočítat vliv různých přeletových drah od Země k Měsíci na celkové delta-v od TLI po zachycení u Měsíce? Prosím o návod, nebo alespoň o odkaz, kde řešení výpočtu najdu.
Tu to asi pojde simulovat.
http://www.shatters.net/celestia/
http://www.celestiamotherlode.net/creators/fsgregs/CelestiaUsersGuide1-5-1.pdf
Len sa s tym treba trochu viac pohrat.
Inac na vypocty by som odporucal:
http://www.wolfram.com/mathematica/
Je aj home verzia za prijatelnu cenu. Vie to asi vsetky numericke metody a vie to pocitat aj analyticky dost vela veci, aj niektore specialne pripady troch telies. |
|
konečne som vyhrabal úplný profil letu chandraayanu
http://starbrite.jpl.nasa.gov/pds/viewMissionProfile.jsp?MISSION_NAME=chandrayaan-1
pri navýšení apogea k 45 000 km, to ide hlboko pod 200 m/s
približne 170 m/s |
|
| Velmi pěkný odkaz, díky za něj. Jak jsi ale dospěl k té hodnotě "pod 200 m/s"? Mě pomocí mé stránky Výpočty vychází rozdíl rychlostí v pericentru obou drah (500 - 7500 km proti 500 - 45000 km) cca 160 m/s, takže když Chandrayaan-1 brzdil cca o 367 m/s a já bych si dovolil to snížit o těch zmíněných 160 m/s, tak jsem pořád ještě kousek nad 200 m/s (o tolik musím u Měsíce zpomalit, abych se dostal na dráhu s apocentrem cca 45000 km). |
|
kruciš..
mal som po ruke iba mobil s androidom, a počítal to skoro "z hlavy"
ako som tam prepínal z jednej karty v prehliadači na druhú, a prepisoval to, musel som sa seknúť
fakt to vychádza mierne nad 200 |
|
pod 200 m/s to už nepôjde
http://en.cnki.com.cn/Article_en/CJFDTOTAL-JFJC200706005.htm
".This paper analysed a nominal delta-V when lunar orbit insertion maneuver strategy was designed to first capture Chang'e-1 into lunar orbit.It was concluded that the orbit maneuver about capturing the spacecraft into lunar orbit was successful and the actual orbit is close to the object orbit if the minimal delta-V arrives at about 200 m/s."
iba ak za cenu že apogeum excentrickej dráhy, bude stočené smerom k EML 2
sféra gravitačného vplyvu mesiaca, je tým smnerom mierne "nafúknutá"
tak ako je to tu
http://4.bp.blogspot.com/-3KCd9XQZgqs/UXseYcYg6bI/AAAAAAAAAbg/k_EwkU9GpBU/s1600/LEO-lunar-L2+transfer.jpg
ten korekčný manéver 184,1 m/s pri mesiaci, vlastne stáča dráhu k L2
ale to rozhodne nebude dlhodobo stabilná dráha |
|
ale asi sme pri tom teoretizovaní, predsa len na niečo "kápli"
nasa hodnotí najnovší návrh na misiu k asteroidu
http://www.nasaspaceflight.com/2013/09/nasa-evaluate-yearlong-asteroid-mission/
dva štarty, montáž na parkovačke ktorá má byť excentrická HEO
407 x 233 860 km 5 dňový obeh
 |
|
citace:
Sakra Alamo, ty Tvoje úvahy jsou strašně zkratkovité. Já jim vůbec nerozumím (nedokážu číst myšlenky v Tvé hlavě). Co má kolik "hodit"? Co platí pro cirkularizaci na LEO? Co je s excentrickou orbitou Měsíce? Co je argumentem k supernosičům? Nechápu.
mno..
bolo by vôbec nejak možné, porovnať tieto dve operácie?
(s hľadiska energetickej efektivity)
štart s povrchu zeme - zastávka (montáž) LEO 200km - C3
štart s povrchu zeme - zastávka (montáž) HEO pe 50 000km (nad van aleenovými pásmi) ap 300 000km - C3
...
"supernosiče" s tým majú to, že keď chceme umiestniť náklad, na takúto vysokú dráhu, (s úplným vynechaním montáže na LEO) treba na to zjavne naozaj veľký nosič
a zástancovia fakt veľkých rakiet, by teda debatu vyhrali (aj keď úplne iným spôsobom, než čakali) [Upraveno 18.9.2013 alamo]
...
sekundárna otázka je, či možno nájsť takú kompromisnú dráhu HEO, s ktorej by sa dalo štartovať, aj k mesiacu aj k marsu?
na takejto dráhe by mohla byť umiestnená stanica - dok pre montáž - palivová stanica, a nikto by už nemohol povedať že snaha dosiahnuť jedno, narúša snahu dosiahnuť druhé [Upraveno 18.9.2013 alamo] [Upraveno 19.9.2013 alamo] |
|
Na dopravu na HEO potrebuješ väčšie deltaV. Takže čo ušetríš pri finálnom odlete k cieľovému telesu, priplatíš pri každom z dielčích štartov, vrátane štartov na podporu samotnej montážnej základne.
IMHO montážna základňa na HEO by bola efektívna, len pokiaľ by bola dostatočne autonómna, pokiaľ všetko vozíš zo Zeme, tak si myslím, že žiadnu podstatnú výhodu proti základni vo výške 400-600km nemá. |
|
ide o tento príklad
ak sa chceme s LEO 200km, dostať na kruhovú orbitálnu dráhu vo výške 50 000 km
potrebujeme na to 1dv 2635.3 m/s a následne 2 dv 1444.07 m/s, spolu teda 4079.37 m/s
dv pre ďalší odlet "k planétam" bude 1101.45 m/s
ak sa vyberieme ešte vyššie na orbitálnu dráhu s perigeom 50 000 km a apogeom 300 000 km, 1dv 3109.84 m/s, navýšime rýchlosť v apogeu o 2dv 402,15 m/s
budeme potrebovať celkovo 3515,51 m/s
a pre následný odlet "k planétem" v perigeu tejto dráhy bude potrebných 304,53 m/s
a otázku či sa niečo podobné môže prejaviť, už pri štarte s povrchu zeme, a vynechaní cirkularizácie na LEO?
lebo ak platí že cirkularizačné manévre sú energeticky nefektívne, potom by sa mal prejaviť podstatný rozdiel, v prospech montáže na HEO |
|
citace:
Na dopravu na HEO potrebuješ väčšie deltaV. Takže čo ušetríš pri finálnom odlete k cieľovému telesu, priplatíš pri každom z dielčích štartov, vrátane štartov na podporu samotnej montážnej základne.
IMHO montážna základňa na HEO by bola efektívna, len pokiaľ by bola dostatočne autonómna, pokiaľ všetko vozíš zo Zeme, tak si myslím, že žiadnu podstatnú výhodu proti základni vo výške 400-600km nemá.
nebude to fungovať.. ale s iných dôvodov..
nutnosť navyšovať perigeum nad radiačné pásy, výsledok je strata [Upraveno 19.9.2013 alamo] |
|
spočítal som to ešte raz
teda ono to vlastne "funguje"..
montáž na HEO, si žiada v celkovom súčte (vynesenie s povrchu + urýchlenie na C3)zhruba o 200dv menej, ako montáž na LEO
lenže musí sa to robiť presne takto
akonáhle sa tam pridá nejaký manéver, zvyšujúci perigeum montážnej parkovacej dráhy, nad radiačné pásy, výsledok ide do záporu, a v prospech montáže na LEO aj o viac ako 500dv |
|
Mě to tedy vychází tak, že pokud montážní LEO bude ve výšce perigea HEO, tak oba součty delta-v jsou prakticky stejné. Kde jsi, alamo, ztratil těch 200 m/s při montáži na LEO?
Jinak samozřejmě souhlasím s tím, že při snaze zvednout perigeum HEO na 50000 km ztratím těch cca 500 m/s (při každém letu na HEO).
Hlavní výhodou stavby na HEO s nízkým perigeem je podle mne to, že to "soulodí" v okamžiku odletu (zrychlení přes C3) může být mnohem menší a lehčí, než při odletu z kruhové LEO (rozdíl je dán tím, že palivo potřebné k odletu bylo z velké části vypotřebováno "předem", při přechodu z LEO na výstřednou HEO). To se určitě může v řadě případů dobře hodit. Na HEO se za to "zlehčení" platí zmenšením počtu startovních oken pro odlet. Při dobrém naplánování (a provedení) to ale jistě lze zvládnot. |
|
citace:
Mě to tedy vychází tak, že pokud montážní LEO bude ve výšce perigea HEO, tak oba součty delta-v jsou prakticky stejné. Kde jsi, alamo, ztratil těch 200 m/s při montáži na LEO?
...
urcite to bude tak, pokial sa nespravi nejaky "zbytocny" manever |
|
ja by som si tým nebol taký istý, ale nechce sa mi to počítať...
takže sa nechám poučiť
nasledujúca úvaha (perigeum majú obe orbity rovnaké, apogeum logicky nie):
zvýšenie perigea vykonané v apogeu HEO bude menej nákladné na delta-v ako zvýšenie perigea vykonané v apogeu LEO (predpokladám, že štart prebehol priamo na apogeum HEO, resp. LEO)
rozdiel bude vyrovnávať väčšia náročnosť štartu na HEO, voči LEO...
otázka je, či vyrovná dosť... ja si takto z hlavy myslím, že tam ostane nejaký rozdiel...
____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
teraz ma napadá že to asi nebolo veľmi korektné
jednoducho som v kalkulačke použil "orbitálnu dráhu vo výške nula", ako "miesto štartu" a od nej porovnával oba štarty
príšerne hrubé zjednodušenie výpočtu  |
|
citace:
Hlavní výhodou stavby na HEO s nízkým perigeem je podle mne to, že to "soulodí" v okamžiku odletu (zrychlení přes C3) může být mnohem menší a lehčí, než při odletu z kruhové LEO (rozdíl je dán tím, že palivo potřebné k odletu bylo z velké části vypotřebováno "předem", při přechodu z LEO na výstřednou HEO). To se určitě může v řadě případů dobře hodit. Na HEO se za to "zlehčení" platí zmenšením počtu startovních oken pro odlet. Při dobrém naplánování (a provedení) to ale jistě lze zvládnot.
môže to mať ešte jeden dôvod, prečo nasa začína zvažovať montáž na HEO
možno majú pochybnosti o tom, že sa im s SLS podarí spraviť univerzálny nosič pre montáž na LEO, aj pre BEO lety na jeden štart
podobne ako to bolo so saturnom 5, jeho maximálna nosnosť udávaná na LEO bola iba teoretická [Upraveno 19.9.2013 alamo] |
|
Aha, už tu úvahu chápu. OK, pokud vezmu jako "parkovací" dráhu ve výši cca 200 km (přechod na HEO přímo "z chodu" nepředpokládám) a "montážní" LEO ve výši 400 km (jako perigeum montážní HEO), tak skutečně na HEO ušetřím cca 100 m/s při každém startu (ztratím to přechodem z "parkovací" na "montážní" LEO).
A souhlasím i s tím, že nosič SLS může opravdu být lépe optimalizovaný pro lety na výstředné HEO, než pro starty na kruhové LEO dráhy. |
|
citace:
(přechod na HEO přímo "z chodu" nepředpokládám)
prečo nie?
atlasy, delty aj ariane lietajúce na gto štartujú priamo na gto (bez parkovačky) ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
mno.. ak to teda aspoň zhruba sedí ako teória..
čo sa stane, ak tú výstrednú montážnu dočasnú parkovaciu dráhu, presunieme od zeme k mesiacu? (aby sme sa vyhli radiačným pásom) |
|
citace:
...A souhlasím i s tím, že nosič SLS může opravdu být lépe optimalizovaný pro lety na výstředné HEO, než pro starty na kruhové LEO dráhy.
narychlo ma napadaju dva argumenty, i ked druhy podruzny...
1/ naklad usetri dv, ak mu bude dv dodane od SLS. t.j. naklad nepotrebuje dalsi modul, vacsie nadrze, atp....
lenze pouzit rezervu SLS na dv = eHEO
2/ elipticke drahy s nizkym perigeom su v kratkom case samocistiace (ala sputnik)
3/ presun montaznej drahy je fyzikalne v pohode a moze byt vykonany uz bez SLS, ktore ostane na eHEO.
prakticky zvysujes riziko zachrany kozmonautov. |
|
citace:
atlasy, delty aj ariane lietajúce na gto štartujú priamo na gto (bez parkovačky)
To se mi nějak nezdá. GTO z principu musí mít perigeum (i apogeum) nad rovníkem a toho nedosáhneš jinak, než motorickým manévrem poblíž rovníku. Kourou je blízko rovníku, takže Ariane to může zvládnout. Ale nevěřím, že Atlasy nebo Delty z Cape Canaveral bez prodlevy doletí až nad rovník, kde manévr rovnou dokončí. Domnívám se, že alespoň na chvíli musi letět blíž k rovníku "setrvačností" a to už je vlastně ta "parkovačka" (i když na ní stráví třeba jen dvacetinu oběhu). Pokud se mýlím, tak prosím o nějaký odkaz s popisem navádění na GTO z Cape Canaveral (nebo z Vandenbergu), ze kterého bych to pochopil (to přímé navedení bez přerušení chodu motorů). |
|
zase použijem tú nekorektnosť
z nula na LEO 300km 179,88 + c3 odtiaľ 3201,83 spolu 3381,71
z nula na HEO pe 300 km ap 300 000km
3161,82+5,25 odtiaľ C3 117.11 spolu 3284,18
a už totálna "nemám výraz" 
z nula 400 000km "TLI" 3189,67 + minimálne "LOI" 200 + C3 s dráhy pe 100km ap 45 000km 44,12 (?  ) spolu 3433,78
"cena za vyhnutie sa radiačným pásom" - 149
"strata oproti LEO" - 52,07
...
GTO má sklon súhlasiaci so sklonom kozmodromu, zmena sklonu dráhy, pre dosiahnutie GEO, sa koná v apogeu pri minimálnej rýchlosti, teda je to tak trochu "naopak" ako pri snahe o C3 |
|
citace:
citace:
atlasy, delty aj ariane lietajúce na gto štartujú priamo na gto
... prosím o nějaký odkaz s popisem navádění na GTO z Cape Canaveral (nebo z Vandenbergu),...
nemam odkaz, ani som to neskumal, ale nevidim v tom technicky problemo krem atmosfery.
lenze kratko po starte, po opusteni atmosfery uz si mozem robit co sa mi zachce, uz raketa nemusi byt orientovana "nosom vpred".
preto je pre mna myslienka vektoroveho skladania sil a rychlosti nad hranicou atmosfery prijatelna. Aj kontinualne bez parkovacky.
dokonca je to energeticky vyhodnejsie, lebo zmena vektoru sa kona pri nizsich rychlostiach
a navigaciu dnes pocitace zvladaju lavou zadnou.
edit:
Samozrejme kazda draha ma apogeum a perigeum, ale plynulo sa napojis na drahu, ktoru potrebujes a v mieste, ktore potrebujes (spravny vektor a rychlost), podobne ako pri hohmanovej drahe...
totiz pre kazdu "strednu anomaliu" existuje pre teleso charakteristicka rychlost a vektor.
https://cs.wikipedia.org/wiki/Elementy_dr%C3%A1hy
A je to o to jednosuchsie, ze netriafam bod, ale rovinu. [Editoval 20.9.2013 martinjediny] |
|
citace:
citace:
atlasy, delty aj ariane lietajúce na gto štartujú priamo na gto (bez parkovačky)
To se mi nějak nezdá. GTO z principu musí mít perigeum (i apogeum) nad rovníkem a toho nedosáhneš jinak, než motorickým manévrem poblíž rovníku. Kourou je blízko rovníku, takže Ariane to může zvládnout. Ale nevěřím, že Atlasy nebo Delty z Cape Canaveral bez prodlevy doletí až nad rovník, kde manévr rovnou dokončí. Domnívám se, že alespoň na chvíli musi letět blíž k rovníku "setrvačností" a to už je vlastně ta "parkovačka" (i když na ní stráví třeba jen dvacetinu oběhu). Pokud se mýlím, tak prosím o nějaký odkaz s popisem navádění na GTO z Cape Canaveral (nebo z Vandenbergu), ze kterého bych to pochopil (to přímé navedení bez přerušení chodu motorů).
okej, takto ano... takuto nestabilnu parkovacku pouzivaju... (aj ked to tak neoznacuju, a volaju to len coasting phase)
ale nepouzivaju parkovacku v style protonu, ktory tam ma realnu stabilnu orbitu
ariane lieta ale priamo, pretoze sucasny horny stupen nie je schopny restartu
edit:
doplnenie...
inak, toto ma jeden problem... gto, ktore lietaju atlasy a delty je zvycajne s inklinaciou 26 st (tj. znacne nevyhodne voci ariane)... niekedy to vyrovnavaju (resp. zvysia perigeum), ale stoji ich to vela delta-v a robia to cez dogleg (znizuje to napr. nosnost delty heavy z 14 t na 10 t na gto)...
[Edited on 20.9.2013 Agamemnon] ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
delta gto mission profile z user manualu - priamy start bez parkovacky (ja za parkovacku povazujem stabilnu orbitu... inak je to len coasting phase pri starte):
http://www.ulalaunch.com/site/docs/product_cards/guides/Delta%20IV%20Users%20Guide%20June%202013.pdf
str. 26-29 - popis + diagramy
str. 32 obsahuje aj geo mission profile
a str. 34 obsahuje peknu tabulku s porovnanim nosnosti verzii na rozne orbity, kde je pekne vidiet ten rozdiel medzi gto 26 (geo-1800) a gto 5 (geo-1500)
____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
citace:
[atlasy, delty aj ariane lietajúce na gto štartujú priamo na gto (bez parkovačky)
Atlasy a Delty používají 1-2 restarty druhého stupně k navedení na GTO... viz A.Holub.
citace:
delta gto mission profile z user manualu - priamy start bez parkovacky (ja za parkovacku povazujem stabilnu orbitu... inak je to len coasting phase pri starte)
Myslím že není důvod se domnívat, že pasivní úsek letu (coast phase) po SECO-1 je vyloženě nestabilní drahou. Výška a rychlost po SECO-1 zde dává poměrně slušnou orbitu.
Restart druhého stupně se v některých případech dokonce provádí až na výstupním (severním) uzlu tj.po cca 50 minutách (tedy více než půloběh), nebo tedy hned na uzlu sestupném. |
|
| jop, to som si nevsimol... rychlost a vysku davaju moznost na to, ze to bude stabilna orbita... zavisi od smeru ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
|
| OK, já prostě beru dostatečně dlouhou "coasting phase" jako "parkovací dráhu". Z hlediska delta-v je to prakticky totéž (záleží hlavně na tom v jaké výšce dělám motorický manévr a je tak vlastně fuk, že perigeum okamžité dráhy mám přitom ještě níž, protože energeticky to stejně nevyužiju). |
|
ok...
aby som si urobil lepsiu predstavu, tak...
navazujuca otazka:
aky je dopad na gravitacne straty (aerodynamicke si dokazem predstavit -> pri priamom starte na HEO, mam mensie aerodynam. straty ako pri starte na parkovacku)...
gravitacne straty si nedokazem uplne predstavit - predpokladam, ze priamy start na HEO bude mat vacsie gravitacne straty... ale nedokazem to dat do pomeru k aerodynamickym - a vlastne to nedokazem uplne porovnat ani s grav. stratami pri starte na parkovacku
edit:
mam istu predstavu ako to funguje... chcem si hlavne overit, ci je spravna [Edited on 20.9.2013 Agamemnon] ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
