|
citace:
Pre Zem je uvádzaných 9km/s - to vyzerá najskôr ako "charakteristická rýchlosť" ...
chapem to ako charakteristicku rychlost,
len podvedomie sa brani uznat 18km/s charakteristickej rychlosti voci Zemi navyse,
len aby som vyplaval z 0 na 50km, hoci zacinam v hustej atmosfere...
60kg/m3 sa mi zas az tak vela nezda, aj ked som to nepocital.
F=1/2*ro*s*v2*c
60 nasobny odpor voci pozemskemu... zvlast, ak by si sa drzal nizsich rychlosti....
Ja len, ze z celeho diagramu ma uputal prave tento udaj...
ale asi ho budem musiet zatial akceptovat |
|
http://danielmarin.naukas.com/2014/03/13/donde-puede-aterrizar-una-nave-soyuz/
celkom podrobný popis problematiky návratu na zem
pohľad na sojuz vstupujúci do atmosféry z ISS
 |
|
predpokladám, že toto by mohlo ľudí zaujímať -
zoznam vecí, ktoré ovplyvňujú štartovacie okno
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=35020.msg1217882#msg1217882
(ak má niekto záujem o preklad, tak píšte a preložím to) ____________________
Per aspera ad astra - 42 |
| 26.10.2014 - 22:09 - MiraH | |
|
V souvislosti s letem čínské sondy Chang'e 5-T1 přemýšlím, proč trajektorie volného návratu, které se použily i u letů Apolla 8, 10 a 11 mají tvar "osmičky". A proč se letí před Měsíc ve smyslu jeho pohybu vzhledem k Zemi? Myslím, že normální eliptická dráha, jejíž apogeum by bylo až za Měsícem by byla taky vhodná. Jediné, co mě napadá je, že se využívá zbrzdění sondy gravitačním polem Měsíce, které pošle sondu zpět k Zemi. Ale po eliptické dráze by to taky šlo bez problémů, nebo ne?
A ještě by mě zajímalo, jestli se může letět k Měsíci v kteroukoliv dobu nebo jsou startovací okna, která využívají rychlosti pohybu Země kolem Slunce. To znamená, že by okno bylo jen jednou za měsíc, když je Měsíc ve správné poloze. |
|
| řekl bych, že jde o efekt gravitačního praku, při letu před Měsíc je sonda při průletu kolem něj zpomalována, při letu za Měsíc by byla urychlována |
| 27.10.2014 - 06:35 - David | |
|
Lodě Apollo kroužily kolem Měsíce, jen A-13 / a sovětské Sojuzy v programu L1/ využily dráhy " volného návratu", jejíž druhá větev / návratová/ by měla být elipsa. Mám dojem, že po obdobné dráze, se vzdálenějším apogeem i návratovým perigeem letěl už sovětský Lunik-3 v roce 1959.
Kolem Měsíce se těleso přilétající od Země pohybuje po parabole jejíž odletová větev, pokud přiletělo " po osmičce" nemůže vést do prostoru mezi Měsíc a Zemi. |
| 27.10.2014 - 07:36 - Raul | |
|
Ona je důvodem už prostá kinematika. Sonda v apogeu má výrazně menší rychlost než Měsíc. Proto je vhodné být před ním, aby ho bylo možné minout, nebo provést LOI manévr.
Období startu je vhodné volit podle požadovaných světelných podmínek v místě a době přistání. Vhodné je i startovat v průsečíku roviny dráhy Měsíce. |
| 27.10.2014 - 10:02 - David | |
|
| Jakmile sonda vstoupí do Hillovy sféry Měsíce, začne se pohybovat po kuželosečce / parabole / s ohniskem ve středu Měsíce a výrazně zrychlovat podle toho kde se nachází vrchol paraboly. Měsíc dohoní i v případě, že do do jeho sféry vstoupí " za Měsícem ". |
|
Pokud je sonda blízko svého apogea a pomalu přilétá "zdola" k Měsíci, tak do sféry vlivu Měsíce skoro jistě musí vletět "před Měsícem", protože jinak jí Měsíc "uletí" a sonda do "sféry vlivu Měsíce" vůbec nevstoupí (jak už bylo řečeno, tak v tu chvíli letí Měsíc rychleji, než sonda). Určitě lze diskutovat o tom, co přesně znamená "před Měsícem".
Přílet "za Měsícem" asi lze provést, ale sonda by musela mít apogeum hodně vysoko, aby se k dráze Měsíce blížila ještě dostatečně vysokou rychlostí. To je ale podle mne pro návratový oblet Měsíce nevýhodné.
Souhlasím s Petrem Šídou, že u trajektorie volného návratu se zřejmě využívá Měsíc ke "gravitačnímu praku" a je zapotřebí sondu "zpomalit" a ne "zrychlit" (vůči Zemi), takže proto sonda/loď musí proletět "před Měsícem" a trajektorie pak vypadá jako "osmička". |
| 27.10.2014 - 21:23 - MiraH | |
|
citace:
Lodě Apollo kroužily kolem Měsíce, jen A-13 / a sovětské Sojuzy v programu L1/ využily dráhy " volného návratu",
Právě že u Apolla 13 nepoužili trajektorii volného návratu. Pro návrat museli použít právě motorický manévr motorem lunárního modulu, jinak by se už nevrátili. |
| 27.10.2014 - 21:27 - MiraH | |
|
| Vysvětlení gravitačního zbrzdění Měsícem příletem před něj mně přijde jako nejlepší vysvětlení. |
| 27.10.2014 - 21:56 - Raul | |
|
citace:
Pokud je sonda blízko svého apogea a pomalu přilétá "zdola" k Měsíci, tak do sféry vlivu Měsíce skoro jistě musí vletět "před Měsícem", protože jinak jí Měsíc "uletí" a sonda do "sféry vlivu Měsíce" vůbec nevstoupí (jak už bylo řečeno, tak v tu chvíli letí Měsíc rychleji, než sonda). Určitě lze diskutovat o tom, co přesně znamená "před Měsícem".
Nepředstavujme si ale prosím vstup do sféry vlivu Měsíce jako v Kerbal Space, který např.dává velice zkreslenou představu. Měsíc ovlivňuje dráhu letu sondy i mimo jeho primární gravitační vliv, do kterého sonda plynule přechází.
citace:
Přílet "za Měsícem" asi lze provést, ale sonda by musela mít apogeum hodně vysoko, aby se k dráze Měsíce blížila ještě dostatečně vysokou rychlostí. To je ale podle mne pro návratový oblet Měsíce nevýhodné.
Jednalo by se o průlet kolem Měsíce, ale nikoliv o jeho oblet.
Ale dalo by se zde hovořit o gravitačním praku, jelikož by se jednalo o hyperbolický průlet kolem Měsíce se změnou dráhy sondy do směru rychlosti Měsíce.. tj.urychlení
citace:
Souhlasím s Petrem Šídou, že u trajektorie volného návratu se zřejmě využívá Měsíc ke "gravitačnímu praku" a je zapotřebí sondu "zpomalit" a ne "zrychlit" (vůči Zemi), takže proto sonda/loď musí proletět "před Měsícem" a trajektorie pak vypadá jako "osmička".
O gravitačním praku se obvykle hovoří při hyperbolických průletech, kdy dojde ke změně směru sondy blíže k vektoru rychlosti referenčního tělesa.. tj.zároveň k urychlení, nebo ke změně směru sondy od vektoru rychlosti referenčního tělesa.. ke zpomalení sondy. V tomto případě se jedná pouze o průlet spíše parabolický... změna směru o 180°... tj. pouze efekt otočení vektoru rychlosti sondy směrem k zemi bez změny rychlosti.
http://en.wikipedia.org/wiki/Gravity_turn#Use_in_orbital_redirection |
|
A opravdu se tam rychlost nezmění? nevím, ptám se, nějak mi to vektorově neštymuje
Edit:
když si prostudujete heslo:
http://en.wikipedia.org/wiki/Free_return_trajectory
tak existují dvě možnosti free return trajectory a obě směřují před těleso
podle mě opravdu platí, že opačné dráhy fungují jako gravitační prak a neumožňují free return
jak je to ale při free return dráze se zpomalením netuším, podle mě by k němu v okamžiku průletu kolem Měsíce dojít mělo, je jedno že pak těleso pokračuje dál a Měsíc obletí [Upraveno 28.10.2014 Petr_Šída]
Edit 2:
ještě jeden zajímavý odkaz:
http://www.braeunig.us/apollo/free-return.htm
podle toho, jak se rychlosti u Měsíce a Země mění, bych řekl, že mám pravdu, není to změna závratná, ale je tam
6 m/s na hranici sféry vlivu Měsíce [Upraveno 28.10.2014 Petr_Šída] |
| 28.10.2014 - 09:16 - David | |
|
citace:
citace:
Lodě Apollo kroužily kolem Měsíce, jen A-13 / a sovětské Sojuzy v programu L1/ využily dráhy " volného návratu",
Právě že u Apolla 13 nepoužili trajektorii volného návratu. Pro návrat museli použít právě motorický manévr motorem lunárního modulu, jinak by se už nevrátili.
Motorické manévry A-13 sloužily ke zkrácení doby letu, jinak se A-13 před havárií pohybovalo po dráze " volného návratu". |
|
citace:
Motorické manévry A-13 sloužily ke zkrácení doby letu, jinak se A-13 před havárií pohybovalo po dráze " volného návratu".
to mate odkial? |
|
citace:
to mate odkial?
Myslím, že odsud:
http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=kosmo&file=index&fil=/m/pil_lety/usa/apollo/ap-13/lk1.htm
článek III.
http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=kosmo&file=index&fil=/m/pil_lety/usa/apollo/ap-13/img/lk103.jpg |
| 28.10.2014 - 21:43 - MiraH | |
|
citace:
Motorické manévry A-13 sloužily ke zkrácení doby letu, jinak se A-13 před havárií pohybovalo po dráze " volného návratu".
Je to složitější. Apollo 13 bylo (stejně jako Apollo 12 a 14) navedeno na dráhu volného návratu a v průběhu letu byla změněna na dráhu bez volného návratu, respektive by se vrátili, ale Zemi by minuli. Výbuch kyslíkové nádrže byl až po manévru, který dráhu volného návratu změnil. |
|
citace:
citace:
to mate odkial?
Myslím, že odsud:
http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=kosmo&file=index&fil=/m/pil_lety/usa/apollo/ap-13/lk1.htm
článek III.
http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=kosmo&file=index&fil=/m/pil_lety/usa/apollo/ap-13/img/lk103.jpg
jop, bavime sa o tomto
draha volneho navratu je znacne vyssie nad mesiacom, nez draha na ktorej prilietali apolla. |
|
Díky za super dokumentaci k dráze Apolla 13 - pamatoval jsem si to z dětství (stejně jako většinu další kosmonautiky z éry Space Race :-) jen útržkovitě a zkresleně.
Rád bych navázal tím, co mi překvapilo ve zpravodajství o Chang'e technologické misi s testem trajektorie volného návratu - a sice že servisní modul provedl korekci, která ho navedla do bodu L2.
Okamžitě mi napadlo, že Číňani by mohli odhozené orbitální sekce lodí Shenzou navádět po téhle dráze do "skladiště" v bodě L2 (resp. na dráze kolem něj) - nápadů, co tam s nimi dělat, se dá vymyslet spousta: od stavby mini-stanice, po konverzi na přistávací/návratové moduly pro přistání na Měsíci až po využití jako moduly měsíční základny.
(V neposlední řadě: pokud by čínský přistávací modul byl hodně minimální, tak by dávalo smysl i připojení orbitálního modulu pro desítky hodin přeletu z L2 těsně nad povrch Měsíce či na nízkou oběžnou dráhu, a pak jeho odhození před samotným přistáním: jednoduše by to ušetřilo cenné zdroje modulu, oproti navedení celé lodi na nízkou dráhu)
Současně jsem dohledal na diskuzním fóru NASA, že průletová trajektorie kolem Měsíce jde použít (s využitím gravity assist Měsíce)
pro urychlení do bodu L2: z toho ovšem vyplývá, že pokud nám nejde o minimalizaci doby letu (u Apolla, poháněného palivovými články toto možná bylo důležité kritérium), tak se dá uvažovat (i bez nějaké recyklace komponent, které předtím proletěly po lunar flyby trajektorii) o těchto variantách:
1) přistání na Měsíci s přestupem v L2 místo na nízké dráze (výhoda: loď s sebou nepotřebuje vláčet palivo pro zbrždění a následný odlet z oběžné dráhy Měsíce - brzdíme a pak zase akcelerujeme jen menší přistávací modul, ne celou návratovou kabinu, apod.)
2) dlouhodobý pobyt v L2 (na dráze kolem L2) za cenu delta-V odpovídajícímu jen lunar flyby misi
Problém je samozřejmě čas navíc, strávený letem z L2 na povrch Měsíce a zpět: jenže dnes jsme se hodně zdokonalili v dlouhodobých kosmických letech, zatímco s dopravou paliva jsme na tom ještě mírně hůř, než v 60tých letech (nikdo dnes nemá a s vyjímkou SLS ani hned tak mít nebude další superraketu).
Možné by byly i kompromisní mise: např. umístění samostatně letícího orbitálního modulu průletové mise do L2, následně setkání jak landeru, tak i posádky s tímto modulem v L2, přesun posádky v "přebytečném" modulu na nízkou oběžnou dráhu Měsíce, kde ten modul počká, zatímco samotný výsadek bude realizovaný pomocí něčeho, jako "Chang'e 3 lander s holými sedačkami" - ve všech těchto případech může být výhodné nevláčet těžkou návratovou loď na nízkou dráhu kolem Měsíce, ale nechat jí v L2. Počet setkání sice vzroste (napočítal jsem až 5 přestupů :-)) ale to s dnešní pokročilou navigační technologií to nemusí být takový problém... a možná právě i proto Číňani setkání v kosmu nacvičovali tak intenzivně a opakovaně.
Přestup v L2 je navíc výhodný pro pilotované přistání poblíž jižního pólu.
Složité manévrování šetřící palivo v oblasti Měsíce může vypadat jako nesmysl - ale pro pilotovanou misi nepůjde použít takové triky se zvyšováním eliptické dráhy kolem Země, jaké používaly indické sondy, protože by docházelo k opakovaným průletům radiačními pásy. Takže použít co nejvíce podobných triků na dráze kolem Měsíce vypadá logicky: je to stejné, jako rozjet se z kopce do protisvahu a počkat tam, místo aby člověk složitě brzdil a pak do dalšího kopce zase šlapal na plyn. V podstatě se vyplatí nechat těžké auto zaparkované na protisvahu a jít dolů do gravitační studny na výlet "pěšky", resp. "se stanem" :-) [Upraveno 02.11.2014 xChaos] |
|
V návaznosti na diskusi k dráze Apolla 13 v předchozích příspěvcích mi něco nesouhlasí.
Podle Guinessovy knihy rekordů drží posádka Apolla 13 rekord v největší vzdálenosti od Země (400 171 km od Země v okamžiku, kdy byla 254 km za odvrácenou stranou Měsíce)
http://www.guinnessworldrecords.com/world-records/farthest-distance-from-earth-reached-by-humans/
Dosud jsem si to vysvětloval tím, že Měsíc byl v blízkosti apogea. Z údajů v tabulce
http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=kosmo&file=index&fil=/m/pil_lety/usa/apollo/ap-13/lk2.htm
se však zdá, že byl naopak v blízkosti perigea:
11.4.2015 12:33 UT v polovině cesty (180 359 km od Země i od Měsíce)
14.4.2015 10:02 UT vstup do sféry aktivity Měsíce (54 430 km od Měsíce, 306 923 km od Země)
15.4.1970 00:21 UT dle Guinessovy knihy v největší vzdálenosti od Země (400 171 km od Země, 254 km od povrchu odvrácené strany Měsíce)
15.4.1970 13:37 UT výstup ze sféry aktivity Měsíce (302 664 km od Země, 54 430 km od Měsíce)
16.4.1970 18:57 UT v polovině zpáteční cesty (178 203 km od Země i od Měsíce)
V předchozích příspěvcích je i schéma dráhy Apolla 13, ze kterého ovšem nevyplývá ani případné vysvětlení, že by loď dosáhla vzdálenosti 400 171 km od Země v jiném okamžiku než kdy byla 254 km za odvrácenou stranou Měsíce. Máte někdo vysvětlení?
|
|
| Pokud si nechám spočíat vzdálenost na stránce http://ssd.jpl.nasa.gov/horizons.cgi, tak vychází geocentrická vzdálenost těles 404.457km, k Apollu je to tedy 406.448 km a vzdálenost od Apolla k nejbližšímu místu na Zemi potom 400.070 km. To je celkem v dobré shodě s uváděnou maximální vzdáleností - jde jen o to , odkud je skutečně ta vzdálenost v daném okamžiku uvažována. |
|
Díky. Přepočty mezi těmi vzdálenostmi chápu, jen nevím, co přesně mám na té stránce zadat.
Ephemeris Type [change] :
Target Body [change] :
Center [change] :
Time Span [change] :
Table Settings [change] :
Display/Output [change] :
|
|
Ephemeris Type : vybrat 1. možnost = Observer Table
Target Body : vepsat Moon a po stisknutí Search a vybrat ze dvou nabízených možností možností: Moon(Luna
Center : v části Lookup Named Location zadat 500 a stisknout Serch
Time Span : zadat 1970-04-15 00:21
1970-04-15 00:31
10 minutes
Table Settings zatrhnout kód
20
Display/Output ponechat default |
|
| Podle stránky http://www.timeanddate.com/astronomy/moon/distance.html?year=1970&n=204 byl Měsíc v apogeu 15.4.1970, tedy v den průletu Apolla 13 kolem Měsíce. Budeme muset konstatovat, že čísla v tabulce v L+K byla nepřesná. |
|
Děkuji oběma za pomoc. Ještě musím konstatovat, že přes pomoc milantose jsem asi zadal něco blbě.
Current Settings
Ephemeris Type [change] : OBSERVER
Target Body [change] : Moon [Luna] [301]
Observer Location [change] : Geocentric [500]
Time Span [change] : Start=1970-04-15 00:21, Stop=1970-04-15 00:31, Step=10 m
Table Settings [change] : QUANTITIES=20
Display/Output [change] : default (formatted HTML)
Object Data Page
Revised: Mar 11, 1998 Moon / (Earth) 301
PHYSICAL PROPERTIES:
Radius, km = 1737.53+-0.03 Mass, 10^20 kg = 734.9
Density, gm cm^-3 = 3.3437 Geometric albedo = 0.12
V(1,0) = +0.21 GM, km^3/s^2 = 4902.798+-.005
Earth/Moon mass ratio = 81.300587 Surface gravity = 1.62 m s^-2
Nearside crust. thick.= 58+-8 km Farside crust. thick. = ~80 - 90 km
Heat flow, Apollo 15 = 3.1+-.6 mW/m^2 Heat flow, Apollo 17 = 2.2+-.5 mW/m^2
Mean crustal density = 2.97+-.07g/cm^3 k2 = 0.0302+-.0012
Induced magnetic mom. = 4.23x10^22Gcm^3 Magnetometer moment = 435+-15
DYNAMICAL CHARACTERISTICS:
Mean angular diameter = 31'05.2" Orbit period = 27.321582 d
Obliquity to orbit = 6.67 deg Eccentricity = 0.05490
Semi-major axis, a = 384400 km Inclination = 5.145 deg
Mean motion, rad/s = 2.6616995x10^-6 Nodal period = 6798.38 d
Apsidal period = 3231.50 d Mom. of inertia C/MR^2= 0.3935+-.0011
beta (C-A/B), x10^-4 = 6.31(72+-15) gamma (B-A/C), x10^-4 = 2.278(8+-2)
Results
*******************************************************************************
Ephemeris / WWW_USER Sun Jan 3 05:05:53 2016 Pasadena, USA / Horizons
*******************************************************************************
Target body name: Moon (301) {source: DE431mx}
Center body name: Earth (399) {source: DE431mx}
Center-site name: GEOCENTRIC
*******************************************************************************
Start time : A.D. 1970-Apr-15 00:21:00.0000 UT
Stop time : A.D. 1970-Apr-15 00:31:00.0000 UT
Step-size : 10 minutes
*******************************************************************************
Target pole/equ : IAU_MOON {East-longitude +}
Target radii : 1737.4 x 1737.4 x 1737.4 km {Equator, meridian, pole}
Center geodetic : 0.00000000,0.00000000,0.0000000 {E-lon(deg),Lat(deg),Alt(km)}
Center cylindric: 0.00000000,0.00000000,0.0000000 {E-lon(deg),Dxy(km),Dz(km)}
Center pole/equ : High-precision EOP model {East-longitude +}
Center radii : 6378.1 x 6378.1 x 6356.8 km {Equator, meridian, pole}
Target primary : Earth
Vis. interferer : MOON (R_eq= 1737.400) km {source: DE431mx}
Rel. light bend : Sun, EARTH {source: DE431mx}
Rel. lght bnd GM: 1.3271E+11, 3.9860E+05 km^3/s^2
Atmos refraction: NO (AIRLESS)
RA format : HMS
Time format : CAL
EOP file : eop.160101.p160324
EOP coverage : DATA-BASED 1962-JAN-20 TO 2016-JAN-01. PREDICTS-> 2016-MAR-23
Units conversion: 1 au= 149597870.700 km, c= 299792.458 km/s, 1 day= 86400.0 s
Table cut-offs 1: Elevation (-90.0deg=NO ),Airmass (>38.000=NO), Daylight (NO )
Table cut-offs 2: Solar Elongation ( 0.0,180.0=NO ),Local Hour Angle( 0.0=NO )
*******************************************************************************
Date__(UT)__HR:MN delta deldot
***************************************************
$$SOE
1970-Apr-15 00:21 0.00270363001198 0.0035960
1970-Apr-15 00:31 0.00270364423187 0.0034942
$$EOE
*******************************************************************************
|
|
Je to vpořádku.
První číslo za časem , tj. 0.00270363001198 udává vzdálenost v AU , k přepočtu na km je potřeba použít potom hodnotu , která je o 3 řádky výše v definicích :
Units conversion: 1 au= 149597870.700 km |
|
Díky, před chvílí mi taky došlo, že je to v AU
:) |
|
Čirou náhodou jsem objevil trajektorii pro "realistickou" mezihvězdnou sondu:
http://www.niac.usra.edu/files/library/meetings/annual/jun00/393McNutt.pdf
Stručně: spočívá to v retrográdním obletu kolem Jupiteru, pádu zpět ke Slunci s periheliem ve vzdálenosti 4-násobku poloměru Slunce a drastický 15 minutový manévr v periheliu :-) Sice je to celkem slušně mimo dnešní technické možnosti - ale jiným způsobem než jiné, zcela nerealistické návrh.
Plánovaná rychlost odletu 20 AU/rok. Hypotetická životnost sondy min. 50, možná až 1000 let. [Upraveno 15.3.2016 xChaos] |
|
Quote pan Holub: C3 = 7,44 km²/s²
Stále mně není cela jasný pojem „launch energy“ neboli C3. Jeho rozměr km²/s² určitě nemůže vyjadřovat energii. Zřejmě je to nějak vykrácený skutečný rozměr veličiny, podobně, jako se někde uvádí u specifického impulsu hodnota v sec, ačkoliv správně by byla kgf.s/kg. Podle dalšího je to údaj vztažený na jednotku hmoty. Jaký je přesný rozměr C3?
Našel jsem:
The launch energy, C3, is defined as the square of the hyperbolic excess velocity (V∞ of the spacecraft with respect to the Earth, a measure related to how much velocity increase must be supplied to the spacecraft by the launch vehicle at launch.
It is what your velocity would be at a sufficient distance from Earth that its gravity doesn't matter, squared.
It can be calculated at any distance from Earth as your specific energy (energy per unit mass), times two:
C3=v2∞=v2−2μrC3=v∞2=v2−2μr
Přeloženo: Energie vypuštění, C3, je definovaná jako druhá mocnina přebytku hyperbolické rychlosti (V∞ kosmického aparátu ve vztahu k Zemi, údaj vztažený k tomu, kolik rychlosti musí být dodáno aparátu nosičem při startu. To je, jaká hodnota rychlosti (na druhou) bude v dostatečné vzdálenosti od Země, kde již gravitaci Země možno zanedbat.
Je jí možno definovat v jakékoliv vzdálenosti od Země jako specifickou energii na jednotku hmoty x 2:
C3=v2∞=v2−2μrC3=v∞2=v2−2μr
Ten vztah mi není zcela jasný, to 2μr má být 2πr ? údaj V2 je 2xv , nebo to má být v² ? v je skutečná rychlost vzhledem k Zemi?
|
|
ako pisu
1 AU/yr = 4.74 km/s
a plan je 20,2 AU/yr, t.j. 96km/s
nepochopil som prinos tesneho preletu okolo Slnka...
Slnko tazkobude fungovat ako gravitacny prak, to funguje len jak kyvadlo...
Planuju sice zapal motorov v periheliu, ale vzhladom na interstellararne vzdialenosti je "perihelium aj pri Plute" a vzhladom na hustotu heliosfery mozno by bol zapal dalej od Slnka i efektivnejsi
myslim si,ze reaktor s iontovym pohonom ma vyssi potencial ako 96km/s, navyse, ak 30 uz ma zo Zeme a 8 z LEO
|
|
