Kosmonautika (úvodní strana)
Kosmonautika@kosmo.cz
  Nepřihlášen (přihlásit)
  Hledat:   
Aktuality Základy Rakety Kosmodromy Tělesa Sondy Pilotované lety V Česku Zájmy Diskuse Odkazy

Obsah > Diskuse > XForum

Fórum
Nejste přihlášen

< Předchozí téma   Další téma >
Téma: Bod L1 soustavy Země-Měsíc
12.2.2004 - 07:25 - 
Navazuji na diskusi v tématu Reaktory a jádro v kosmu ... , kde se probíraly problémy již trochu mimo původní téma.

Chtěl bych problém výhodnosti/nevýhodnosti letu k Marsu z bodu L1 posunout i trochu jinam, než jen z pohledu čistě energetické náročnosti (ale i ta tu bude hrát velkou roli).

V dokumentu Shackleton Crater Expedition jsou uvedeny následující údaje :

Trans-lunar injection from LEO 3.15 km/s
Mid-course correction 0.05 km/s
Lunar circularization at 100km 0.85 km/s
Lunar landing 1.63 km/s
Total: 5.68 km/s

a pro zpáteční cestu

Trans-earth injection from lunar surface 2.37 km/s
Mid-course correction 0.05 km/s
Aerobrake (-3.15 km/s) no propellant cost
ISS circularization burn 0.11 km/s
LEO maneuvering and docking 0.05 km/s
Total: 2.58 km/s

Z těchto údajů pak tedy vyplývá, že dostat něco ze Země do L1 bude vyžadovat 10,75 km/s (7,6 + 3,15), z povrchu Měsíce na to budeme potřebovat jen 2,37 km/s.

Pro přímý let k Marsu ze Země potřebujeme 7,6 + 3,5 = 11,1 km/s, přes L1 pak 7,6 + 3,15 + 2 = 12,75 km/s, z Měsíce (přes L1) to bude 2,37 + 2 = 4,37 km/s (ty 2 km/s beru dle Alešovy úvahy - i když tedy z L1 odletím optimálním směrem, budu stejně potřebovat další dV na úrovni 1500 - 2000 m/s. Jaké dV by vyžadoval přímý let z Měsíce na Mars (v optimálním případě)?

Mimochodem - pokud se nepletu, tak to znamená, že je energeticky výhodnější dopravit na LEO něco z Měsíce než ze Země ( 2,58 km/s (bez aerobrackingu 2,58 + 3,15 = 5,73km/s) < 7,6km/s z povrchu Země na LEO) ?!?!

Jsou tyto úvahy v pořádku ?

Ještě naznačím, kam zhruba předchozími řádky mířím. Pro kolonizaci Měsíce a Marsu bude potřeba mít
- výrobu chemického paliva (LH a LOX) na Měsíci. I kdyby se pro let na Mars používal jiný typ pohonu než chemické motory, pro cislunární dopravu se bez nich asi zatím neobejdeme (hlavně pro dopravu lidí).
- přestupní stanici v L1. Dopravu "povrch Měsíce"-L1 bude zajišťovat jeden typ kosmické lodi, L1-LEO druhý typ, LEO-"povrch Země" třetí typ - každý specializovaný a optimalizovaný na daný úkol.
- vícenásobně použitelný planetolet. Ten bude létat mezi L1 a vysokou dráhou kolem Marsu. Nebude tedy sestupovat do "gravitačních studen". Na povrch bude sestupovat malý výsadkový modul. Zde bude rovněž výroba LH a LOX, minimálně pro výsadkový modul.

Pokud v planetoletu použijeme chemické motory, pak můžeme tankovat jak u Marsu, tak i v L1. Palivem z Měsíce můžeme tankovat zmiňovaný planetolet, tak i stanici v L1 (pro udržování v daném bodě), loď Měsíc-L1 a loď L1-LEO. "Pozemské" palivo bude proto využíváno jen pro vynášení nákladů na LEO.
Když přiletí planetolet od Marsu do L1, tak lidé přestoupí do lodi L1-LEO, vzorky půdy Marsu naopak budou poslány do laboratoře na Měsíci ...

Z krátkodobého hlediska asi není L1 opravdu moc zajímavý, ovšem pro pravidelné lety k Marsu se mi zdá celkem výhodný ...

Takže to je opravdu jen velmi stručný nástin toho, jak bych si to představoval. Nejde mi teď o současnou realizovatelnost (náklady - obrovské), ale o celkovou koncepci.
 
12.2.2004 - 08:17 - 
Tato koncepce mi výhledově připadá velmi vhodná a výhodná.

Energeticky je skutečně určitě výhodnější letět k Marsu z Měsíce, než ze Země. Nutnou podmínkou ale je, že na Měsíci vyrobíme (z místních zdrojů) větší část hmotnosti plavidla pro let k Marsu. V případě klasických chemických pohonů by stačilo vyrábět LOX a LH2 (i když LH2 bude možná problém), protože by tvořilo velkou část hmotnosti plavidla. V případě pokročilejších pohonů (např VASIMR) by se na Měsíci ovšem zřejmě musel vyrábět (opět výhradně z místních zdrojů) celý energetický zdroj (např. reaktor, generátor a radiátor).

Jednou z prvních věcí, které bychom se tedy na Měsíci (i Marsu) měli naučit dělat, je vyrábět co nejvíce použitelných věcí z místních zdrojů. Do té doby totiž budeme odkázání na dovoz ze Země a v tom případě by samozřejmě byla oklika přes Měsíc nevýhodná.

Další moje poznámka směřuje k L1. Aby bylo výhodné v L1 "přestupovat", pak by měly být ty specializované lodě (Měsíc-L1, L1-LEO, Země-LEO) mnohonásobně použitelné, protože kdybychom je museli pořád dokola vyrábět na Zemi a vynášet do kosmu, tak by zastávka v L1 ztratila smysl.

Obecně si myslím, že Tvoje úvahy jsou, Mirku, správné. Snad jen s tím detailem, že delta V pro let z Měsíce do L1 a ze Země do L1 by bylo o něco málo vyšší (v obou případech) než Tebou uváděné hodnoty pro přímé lety (Země - Měsíc). Pokud to chápu dobře, tak Shackleton Crater Expedition nepotřebuje a nevyužívá L1 vůbec k ničemu.
 
12.2.2004 - 09:16 - 
Pro let k Marsu z L1 počítáte patrně špatný postup startu, jak už jsem napsal v diskusi Reaktory.... Já jsem počítal se spomalením z L1 o těch 50 m/s navedení na původní výstřednou dráhu, oblet kolem Země (perigeová rychlost 3150 m/s) a přitom zrychlení o 400-500 m/s, abychom měli těch potřebných 3500 m/s u LEO pro let k Marsu. Logika letu do L1 mi napovídá, že mám pravdu. L1 v podstatě využívám jen jako parkoviště a montážní místo. Stanice se sol. panely a iontovými motory zabrání opuštění bodu L1. 
12.2.2004 - 09:19 - 
Ve všem s Tebou Aleši souhlasím. Nezdůraznil jsem tu vícenásobnou použitelnost lodí mezi Měsícem a Zemí, ale považoval jsem to za samozřejmost

Mezi hlavní prvky v regolitu na Měsíci patří kyslík, křemík, titan, železo, hliník a vápník - tedy i docela zajímavé prvky pro výrobu částí kosmických lodí. Než však budeme vyrábět na Měsíci tak náročná zařízení, jakými jsou celé kosmické lodě, bude třeba planetolet postavit na LEO a vytáhnout jej do L1 (ale to stačí provést jen jednou!).

quote:
Obecně si myslím, že Tvoje úvahy jsou, Mirku, správné. Snad jen s tím detailem, že delta V pro let z Měsíce do L1 a ze Země do L1 by bylo o něco málo vyšší (v obou případech) než Tebou uváděné hodnoty pro přímé lety (Země - Měsíc). Pokud to chápu dobře, tak Shackleton Crater Expedition nepotřebuje a nevyužívá L1 vůbec k ničemu.
Ano, Shackletom Crater Expedition (SCE) vůbec nepočítá s L1. Ale vycházel jsem z Tvého příspěvku - podle http://groups.msn.com/DaveDietzler/thel1gateway.msnw je pro dosažení bodu L1 (Země-Měsíc) z LEO třeba delta V jen 3150 m/s , což je přeci stejné jako v SCE Trans-lunar injection from LEO 3.15 km/s , takže zde nevidím nějaký rozpor ...

 
12.2.2004 - 09:51 - 
Mnoho jsem z úvah kolem únikových rychlostí nepochytil, ale zdá se mi, že přestup v L1 při cestě na Mars je zbytečný. Přijde mi vhodnější startovat s celou lodí z Měsíce. Není pak třeba přečerpávat palivo, dělat složité přechody posádek atd. Celkově vyjde úplně stejně (s úsporou času a snížením rizika) vše odstartovat z Měsíce přímo (vzhledem k tomu, že hmotnost paliva bude představovat většinu hmotnosti lodě ...).
Jinak futuristicky má start z Měsíce ještě jednu zásadní výhodu. Můžeme na něm postavit elmg. rozjezdovou dráhu a potřebné delta v udělit již na Měsíci a tím uspořit významně mnoho paliva - tím i hmoty lodě. Pro zde zmiňovanou rychlost kolem 2km/s potřebujeme při 8G rozjezdovou dráhu dlouhou 25km. A to je realizovatelné ... v budoucnosti ...
 
12.2.2004 - 10:40 - 
Po Ervého vysvětlení se L1 zdá být výhodný i pro let k Marsu (obecně k planetám). Například pro let k Marsu (celkové dV z L1 cca 700 m/s by i při klasickém LOX/LH2 pohonu (Isp 4500 Ns/kg) stačilo palivo o hmotnosti jen méně než 17% ze suché hmotnosti plavidla (méně než 15% z celkové startovací hmotnosti plavidla včetně paliva). Pro 100 tunovou loď by tak stačilo jen cca 15 tun LOX+LH2. To by bylo úplně super, protože celá loď by mohla být lehčí a menší (pokud se někde nepletu).

Nejasný je pro mne ale nyní přechod na L1 a z L1. Nějak nechápu těch 50 - 100 m/s (i když se to na netu uvádí). Když totiž z LEO odletím tou rychlostí cca 3100 m/s (delta V), tak v oblasti L1 budu mít oběžnou rychlost jen cca 177 m/s (pokud budu v apogeu své dráhy), zatímco bod L1 má oběžnou rychlost řádově 950 m/s (nevím přesně, ale mělo by to být určitě víc, než 900 m/s). Jak je tedy možné, že pro "zachycení" v L1 stačí jen 50 - 100 m/s, když rozdíl těchto rychlostí je hodně přes 700 m/s? Tomu nerozumím a proto tomu údaji 50 - 100 m/s zatím moc nevěřím :-)

Zatím mě napadá jen to, že přechodová dráha k L1 je trochu "delší" (s vyšším apogeem), takže tam přilétáváme trochu "z úhlu" a rychleji, takže pak už je relativní rychlost menší. Zatím se mi to nepodařilo spočítat (mělo by to jít tím postupem od Honzy, ale nemohu se k tomu dostat). Dokážete mi to někdo objasnit?
 
12.2.2004 - 15:23 - 
Jen pár střípků z netu :

... the first Lagrange point is where the Moon's
gravity cancels just enough of the Earth's gravity so that the object
can stay in orbit with the same period as the Moon even though it is
nearer.


Obrázek s Lagrangeovými body v soustavě Slunce-Zeměse a se sférami vlivu (lze jednoduše zaměnit za soustavu Země-Měsíc) http://map.gsfc.nasa.gov/m_ig/990529/990529b.jpg

Asi to nebude tak jednoduchá záležitost, když se k tomuto tématu pořádají i konference - http://www.ieec.fcr.es/libpoint/viewgraphs.html
 
12.2.2004 - 17:14 - 
Vyhody letu na Mars z L1 asi nikdy nepochopim. Pokud pouzijeme jen chemicke pohony, neni jasne, proc bychom meli montovat a parkovat kosmickou lod nekde u Mesice v L1 a pak ji vracet po elipse k Zemi, kdyz ji muzeme smontovat na LEO a odstartovat z LEO, pricemz energeticky to vyjde nastejno a mame mnohonasobe vice startovnich oken. I pri vraceni lodi z L1 na drahu k Zemi a pak Marsu musime totiz startovat v jen v urcite poloze Mesice a tedy L1. Kdybychom do L1 dotahli lod po spirale pomoci iontovych motoru, musime ji mirne pribrzdit , stale stabilisovat a tim mame ztraty. I tak bychom pak mohli startovat z bodu L1 primo k Marsu (opet ve spravne poloze Mesice) a vyslo by to energeticky nastejno, jako kdyz ji vratime po elipse k Zemi a pak k Marsu (o tech 50m/s vyhodneji).

Jinak se domnivam , ze hlediska letove ekonomiky, technicke dostupnosti a take bezpecnosti posadky by bylo asi nejvyhodnejsi setkani na obezne draze Marsu. Prva raketa bez posadky po chemickem startu na LEO by byla urychlovana inontovym motorem po spirale az po dosazeni potrebne unikove rychlosti pro prelet k Marsu . V tom by nam ponekud prekazel Mesic, jehoz draha lezi v rovine ekliptiky a protnul by spiralu, ale to by asi bylo resitelne, pokud by spirala nebyla prilis husta. Lod by nesla jen vysadkovy modul pro pristani na Marsu z obezne drahy a start zpet k materske lodi. Take brzdeni pri priblizeni k Marsu by bylo iontovym motorem a to zhruba po dobu 2 mesicu na vysokou obeznou drahu a pak nekolik tydnu po spirale na nizkou obeznou drahu. Energeticky by lod zajistoval reaktor iontoveho motoru.

Druha lod s posadkou by odletela ze Zeme az po provereni vsech funkci prve lode a to primym letem s urychlenou letovou drahou a mela by ciste chemicky pohon. Krome kabiny posadky a kapsle pro navrat na Zem by nesla jen chemicky motor pro brzdeni na nizkou obeznou drahu Marsu, stykove a manevrovaci zarizeni pro spojeni s prvni lodi a chem. motor pro navrat zpet k Zemi (nejspis tentyz jako pro brzdeni). Pro start obou lodi by postacoval zakladni nosice na urovni zlepsene ENERGIE (6 boosteru). Energeticky by druha lod byla zavisla budto na solarnich clancich, nebo by musela nest maly reaktor, pripadne palivove clanky.

Kdyby na obezne draze Marsu nastaly nejake komplikace znemoznujici pristani vysadkoveho modulu, mela by posadka v zaloze pro navrat k Zemi startovaci raketovy motor tohoto modulu (v podstate stejne jako byl vyuzit LEM pro zachranu APOLA 13) a normalni odletovy motor.
 
13.2.2004 - 07:51 - 
Ten rozdíl je právě v řešení letu - vaše varianta počítá s atomovým reaktorem, vyvinutím silnější Energie a setkáním na orbitě, takže se musíte přesně trefit do roviny dráhy. Výhodou parkovačky v L1 je, že žádné reaktory nepotřebujem, iontové tahače vynesou části lodě, LOX a methan do L1, potom chemicky vynesem posádku a LH a můžeme letět, přitom nám stačí vynaložit poloviční náklady jenom na přestavbu STS na STS-C, případně na stavbu Atlasu SuperHeavy, odpadnou protesty ekologických hysteriků atd. Kromě těch +100 a -100 m/s žádné ztráty nejsou. Reaktor se použije spíš pro pilotovaný let, pro nákladní (3500 m/s) úplně stačí Energia s LOX/LH stupněm a brzdícím štítem pro aerobraking.
Pokud jde o rychlosti, v L+K číslo 12 nebo 13 ročník 1992 byla tabulka potřebných rychlostí a odpovídající doby letu, pro Mars jsem si zapamatoval při 11,2 km/s 259 dní letu, pro 16,67 km/s 70 dní letu. Sondy pokud vím létají k Marsu při 12,2 km/s 180-200 dní.
 
13.2.2004 - 10:36 - 
Při návratu od Měsíce mě překvapuje nízke delta-V pro cirkularizaci na dráze ISS. To mi už intuitivně nesedí. A je započítána i odlišná oběžná rovina ISS ?

Teď k Marsu:

Rád bych upřesnil, že po důkladnější analýze mi připadá že L1 Země-Měsíc má význam spíš pro manévrování na dráze Země-Měsíc - je např. prý energeticky výhodnější pro obsluhu více různých základen na Měsíci než jakákoliv jedna konkrétní oběžná dráha kolem Měsíce.

Pro let na Mars má zásadní význam spíš bod L2 v soustavě Země - Slunce. Z tohoto bodu totiž nepotřebujeme žádné další 2km/sec - není to zajížďka. Dostat se do bodu L2, ve kterém už jsme na dráze kolem Slunce, je stejně energeticky náročné jako celý let na Mars - ale při použití low-Isp pohonu nás netrápí ani tak energetická náročnost, jako spíš doba letu, a vysoká oběžná dráha kolem Země je jediná šance, jak s nízkým Isp odstartovat přímo k Marsu (viz dále). L2 Z-S nemusí být přímo "TO" místo, které je nejvhodnější, ale rozhodně "TO" bude někde v těch místech - pár tisíc km sem, pár tisíc km tam - jde hlavě o to, že lidé odstartují až z dráhy kolem Slunce, ne z LEO.

Mezi body L1 Země-Měsíc a L2 Země-Slunce určitě občas existují nízkoenergetické "IPS" trajektorie, které by měly význam pro tu případnou dopravu paliva z Měsíce - osobně tomu ale moc nedůvěřuji, kromě toho, že by jistě šlo o "epické dobrodružství" - bylo by každý den možné sledovat spoustu informací o tom, co kde lítá

Intuitivně sázím spíš na využití nějakého pohonu s nízkým Isp, který jediný minimalizuje potřebu startů ze Země, které jsou na celé té legraci nejdražší. Tyhle low-Isp pohony budou mít všechny společné potřebu najít vhodné místo pro setkání posádky s nákladem a zásobami - stávající studie navrhují až oběžnou dráhu Marsu (dokonce i ta stará Pacnerova cesta na Mars) nebo dokonce povrch Marsu (novější "seriózní" studie). Já ale takové setkání pokládám za nesmírně riskantní - naproti tomu cesta "taxíkem" do L2 Z-S a zpět by měla být zvládnutelná i v případě jakékoliv nepředvídané poruchy na bezpilotní části expedice. Je to podobné jako s civilní leteckou dopravou: ano, je efektivní co se týče ceny za kilometr - ale ne pokud chcete přistát na Václaváku.

Za nevýhodu téhle diskuze pokládám, že tu diskutují paralelně lidé, z nichž někteří věří na VASIMR pohon, jiní na výrobu klasického paliva na Měsíci a ještě další na cokoliv nukleárního, ať už to bude NERVA nebo nukleárně elektrický pohon - a všichni se teď snaží příjít na to, k čemu jsou jim v jejich koncepci librační body

Podle mě librační body mají při cestě na Mars význam jen při těch low- Isp pohonech, při ničem jiném. Existují tři základné zcela zásadně odlišné koncepce:

1) Je jasné, že pro pohon NERVA nebo pro nuklearně poháněný VASIMR je nejoptimálnější start z LEO. Nic dalšího není potřeba řešit.

2) Při výrobě paliva přímo na Měsíci lze nepatrně ušetřit volbou místa pro setkání posádky s plně připraveným planetoletem - ale vzhledem k tomu, jak snadné bude dopravit to palivo na oběžnou dráhu kolem Měsíce, budou rozdíly určitě zanedbatelné. Podstatné je, že Isp je v tom případě velký, a navede posádku na přímou dráhu k Marsu. Bod L1 Z-M se ale rozhodně v úvahách NASA vyskytuje.

3) Při low-Isp přeletu Země-Mars (o kterém teoretizuju já) je význam bodu L1 Z-M asi malý a asi jsem to původně trochu popletl - i když tuším, že z L1 nepotřebujeme pro cestu k Marsu další 2 km/s, ale nemám to nijak podložené. Význam má spíš bod L2 Z-S (mimochodem perspektivní místo pro umístění budoucího kosmického optického teleskopu, protože je často(?) ve stínu Země). Samozřejmě, setkání posádky se zásobami by probíhalo spíše na "oběžné dráze kolem bodu L2", protkání tento bod je sám o sobě nestabilní.

Jde tam o to, že pro nízké Isp existuje nějaká nejnižší možná dráha, při které se nám už podaří získat únikovou rychlost během jediného obletu, a tím výrazně "napřímit" let. Z této dráhy když budeme pomocí nízkého Isp už jen pořád zrychlovat a pak zase jen pořád brzdit, tak bude doba letu srovnatelná s navedením na přímou dráhu pomocí krátkého pulsu motoru s vysokým tahem - a stačí nám k tomu zrychlení třeba jen 1 mm/sec.

Nejsem si jist, jak by to bylo s vyšší oběžnou dráhou kolem Země, než na jaké leží bod L2 Z-S: je taková dráha ještě vůbec možná, nebo v těch místech už není gravitační vliv Země dostatečný ? Samozřejmě, čím vyšší dráha, tím více se nám odlet s nízkým Isp napřímí.

To samé podle mě platí pro odlet z dráhy kolem Marsu; tam je klíčový zase bod L1 Mars-Slunce, nebo dráha přibližně v jeho vzdálenosti od Marsu.

 
13.2.2004 - 10:54 - 
quote:

Kdyby na obezne draze Marsu nastaly nejake komplikace znemoznujici pristani vysadkoveho modulu, mela by posadka v zaloze pro navrat k Zemi startovaci raketovy motor tohoto modulu (v podstate stejne jako byl vyuzit LEM pro zachranu APOLA 13) a normalni odletovy motor.



Co kdyby ale nastaly komplikace např. znemožňující setkání úplně ? Takže ve vašem scénáři potřebujete posádce naložit palivo pro odlet z dráhy Marsu, zásoby na 200 dní tam a 200 dní zpět, a rizika jsou pořád neúnosná.

Při setkání v L2 Z-S se letí asi týden či dva tam a v případě nějakých problémů bez vynaložení jakéhokoliv úsilí asi týden či dva zpět. Není potřeba vyvíjet žádný super nosič - ve skutečnosti L2 Z-S bude určitě v dosahu CEV a čistě teoreticky je v i dosahu lodě Sojuz (v modifikaci Zond).

Ve skutečnosti pilotovaných let do L2 Z-S je něco, v čem je možné z vynaložením relativně malých nákladů (menších, než je přistání na Měsíci) snadno získat prvenství (nikdo předtím tak daleko od Země ještě nebyl!), je to i relativně bezpečné (možná i bezpečnější, než těsný oblet Měsíce) a je to dost možná klíčová technologie kterou je potřeba otestovat pro přelet k Marsu. Kosmonauti by si vyzkoušeli let trvající cca 3-4 týdny, s případnou několikadenní zastávkou a s nácvikem manévrování poblíž L2 Z-S - např. setkání s levným cvičným cílem, který tam doletěl pomocí iontového či jiného pohonu.

Takový let by měl i celou řadou dalších aspektů letu na Mars - tzn. např. nemožnost přerušit let v téměř libovolný okmažik a vrátit se zpet na Zemi, apod. Lze zkoumat vliv zvýšené radiace po delší dobu, než trvaly lety na Měsíc, vliv stísněného prostoru na psychologii posádky, atd. atd.
 
16.2.2004 - 10:33 - 
Základna v L1 se bude stavět určitě, pokud se postaví základna na Měsíci - je nejvýhodnější pro lety na Měsíc, jak pilotované, tak i nákladní. Stavět další nezávislou základnu v L2, udržovat ji a zásobovat jenom kvůli letu na Mars (který se úplně stejně dá uskutečnit z L1), a teleskopu (který musí být automat, aby posádka a únik atmosféry nerušily pozorování) je zbytečné. L1 je výhodná pro všechny lety s vyjímkou NERVA. U Vasimiru se v něm smontuje loď, po spojení s rychlým modulem s posádkou a LH se vydá na cestu. Při low-Isp letu (patrně LOX a LH a dlouhodobé KPL) platí to samé, obdobně i pro solární pohony. Z bodu L2 nejde komunikovat přímo se Zemí - musíte mít retranslačí družici. Při letu na Mars stejně kompletní loď musíte vyzkoušet na dráze vzdálené od Země, nemusíte stavět samostatnou výzkumnou stanici. 
16.2.2004 - 12:54 - 
No tedy, já mluvil o L2 Z-S, ne o L2 Z-M. L2 Z-M je vhodný pro obří radioteleskop, stejně jako odvrácená strana Měsíce, protože je tam skoro ideálně odstíněn rušivý vliv pozemských vysílačů. Naproti tomu L2 Z-S je vhodný spíš pro optický teleskop, tuším.

Z L1 Z-M se dá přejít na řadu různých eliptických dráh kolem Země - otázka je, jestli jeho energie není až zbytečně velká, jak se teď řeší v jiném threadu.... tzn. vyslání a urychlení posádky nás bude stát zbytečně mnoho energie, když nic jiného.
 
17.11.2009 - 11:28 - 
Úvaha o možnosti servisní mise Orionu v bodu L1

http://books.nap.edu/openbook.php?record_id=12554&page=94

http://books.nap.edu/openbook.php?record_id=12554&page=95 (sestava lodi)

http://books.nap.edu/openbook.php?record_id=12554&page=96 (schéma mise)

http://books.nap.edu/openbook.php?record_id=12554&page=25#p20016d119960025001
 
17.11.2009 - 15:01 - 
Že by bylo výhodnější než letět přímo na Měsíc letět k nějaké stanici vzdálené milion km v bodě L1, tam brzdit, stykovku a pak zase zapálit motory k Měsíci se mi nezdá nějak výhodné. Připomíná mi to fantasmagorie se scénářem letu na Měsíc z " orbitální stanice Země " a s návratem opět k orbitální stanici či stejné nesmysly při letu na Mars, kdy dokonce měly lodi na Mars startovat z Měsíce. 
17.11.2009 - 16:08 - 
quote:
...či stejné nesmysly při letu na Mars, kdy dokonce měly lodi na Mars startovat z Měsíce.

No ono startovat z Mesice k Marsu by nebyl zas takovy nesmysl. Zalezi jak by se startovalo. Pokud by raketa byla vyrobena primo na Mesici a start by se uskutecnil pomoci elektromagnetickeho praku tak proc ne?
 
17.11.2009 - 21:08 - 
Pane Davide, nešlo o Měsíc, ale o Mars, a nešlo o bod L1 soustavy Země-Slunce, ale soustavy Země-Měsíc.

Svým dnešním příspěvkem jsem nechtěl obnovit polemiku s touto téměř šest let starou diskusí o využití bodu L1, pouze jsem ji doplnil o novinku roku 2009 - druhou misi z Augustinovou komisí doporučené série letů Flexible Path, udávanou cca na rok 2022 (první misí by byl Lunar Flyby/Orbit přibližně o rok dříve).
 
18.11.2009 - 00:01 - 
V případě systému Země Měsíc vzhledem k značné excentricitě dráhy menšího tělesa bude oblast stability kolem bodu L1, který bude měnit vzdálenost od obou těles ,zanedbatelně malá.
I kdyby se tam podařilo umístit nějakou stanici, tak k čemu by sloužily zastávky na ní, když se tam stejně musí všechno dovézt a každé přilétající těleso se bude navíc pohybovat po kuželosečce, která bude rozdílná od přímky spojující středy obou těles, rychlostí, kerá v době příletu nebude nikdy nulová. Bude tedy třeba jak při příletu, tak při odletu vydávat zbytečně energii, včetně energie při " stykovce".
 
20.11.2009 - 07:27 - 
quote:
I kdyby se tam podařilo umístit nějakou stanici, tak k čemu by sloužily zastávky na ní, když se tam stejně musí všechno dovézt
Výhody jsou podrobně vysvětleny v úvodním příspěvku tohoto tématu.

K ostatním námitkám (nestabilita, přílet po kuželosečce):
To by se řešilo v rámci rozpracovávání experimentální třítýdenní mise Orionu do L1.
 
 


Stránka byla vygenerována za 0.204062 vteřiny.