| 10.9.2006 - 13:16 - Mário | |
|
citace:
ješte mám možná hlopej dotaz ...
Když už je raketoplán téměř na oběžné dráze jak to že nádrž se vrací okamžítě do atmosféry a letoun se dostane bez paliva na oběžnou dráhu až o 300km? to mu stačí to málo co má v nádržích v trupu?
Děkuji
Ne raketoplan pokracuje setrvacnosti do apogea tam manevrem OMS-2 se dostane na nejakou vychozi obeznou drahu.. A Nadrz ktera po oddeleni nema vlastni pohon pokracuje po suborbitalni draze zpet do atmosfery kde shori... vykona pri tom asi 3/4 obehu |
| 10.9.2006 - 15:40 - Anonym | |
|
| Co tedy, ale obnáší manévr OMS-2 ? přece setrvačnost nebude taková aby raketoplán dosáhl těch 300km? oběžná dráha a suborbitální dráha je velký rozdíl. To by se klidně pak jen setrvačností dostala na oběžnou dráhu i nádrž? |
|
citace:
Co tedy, ale obnáší manévr OMS-2 ? přece setrvačnost nebude taková aby raketoplán dosáhl těch 300km? oběžná dráha a suborbitální dráha je velký rozdíl. To by se klidně pak jen setrvačností dostala na oběžnou dráhu i nádrž?
Po odpojení nádrže ET má raketoplán obrovskou rychlost ( asi 24 700 km/h ). Raketoplán má dostatečnou setrvačnou sílu na to aby nespadl a letěl dál. Nádrž ET má setrvačnou sílu taky ale na suborbitální dráze po chvilce spadne do atmosféry kde shoří. Raketoplán nemá takovou setrvačnou sílu na to aby přešel až na stabilní oběžnou dráhu kolem země, ale má dostatečnou setrvačnou sílu aby dosáhl apogea suborbitální dráhy ( tj. nejvyššího bodu). Po dosáhnutí apogea suborbitální dráhy se zahájí manévr OMS-2 a to znamená, že pomocí motorů OMS (a taky trošku motorů RCS) zvýší rychlost a výšku raketoplánu tak, že se dostane na stabilní oběžnou dráhu kolem země.
A to je všechno o navedení na oběžnou dráhu.
Snad jsem to napsal dobře- pokud ne tak mě někdo prosím opravte. ____________________
Tomáš Kovařík |
| 10.9.2006 - 16:13 - Anonym | |
|
| Nu dobře, a je někde na internetu víc podrobostí? nic sem nenašel. Třeba rozdíl rychlostí před a po OMS-2. Pořád si myslím, že je potřeba ještě hodně paliva na orbitální dráhu 300km i kdyby to bylo rovno apogeu suborbitální dráhy. Proč ale i nádrž nepokračuje do apogea? to má o tolik nižší (hmotnost) setrvačnost než letoun? |
|
| Doufam, ze se ted nepletu, ale ET taky leti az do apogea. Tam Shuttle zrychli s vlastnim palivem o nejakych (velmi zhruba) 50-100 m/s (nebudu to ted hledat) a je na stabilni draze, kdezto ET leti k perigeu, ktere je ovsem nekde ve stratosfere a shori. |
|
citace:
Nu dobře, a je někde na internetu víc podrobostí? nic sem nenašel. Třeba rozdíl rychlostí před a po OMS-2. Pořád si myslím, že je potřeba ještě hodně paliva na orbitální dráhu 300km i kdyby to bylo rovno apogeu suborbitální dráhy. Proč ale i nádrž nepokračuje do apogea? to má o tolik nižší (hmotnost) setrvačnost než letoun?
Nárdž ET má po odhození asi tak stejnou rychlost jako orbiter raketoplánu ale s tím rozdílem, že už nemá žádný pohon. Suborbitální dráha je dráha kde už působí stav beztíže ale působí zde i zemská gravitace ( ale samozřejmě působí méně intenzivně). Nádrž ET má menší hmotnost než orbiter raketoplánu ( asi 30 tun)(orbiter raketoplánu má od 90 do 115 tun). Nádrž ET letí taky chvilku s orbiterem a oběhne nějaký kousek kolem země. Ale kvůli tomu že nemá žádný zbývající pohon, tak po chvilce když už ztratí potřebnou rychlost, spadne do zemské atmosféry a tam shoří . Takže: důvod toho že se nádrž ET tedy nemůže dostat na oběžnou dráhu je: když je ponechána na suborbitální dráze ( i když má obrovskou rychlost) tak po chvíli stejně v důsledku zemské gravitace spadne k zemi kde schoří ( a to co neschoří tak spadne do oceánu). A teď už k orbiteru: Orbiter raketoplánu má i trochu větší setrvačnou sílu než ET ( díky své hmotnosti).
Dá se to říct asi takto: Orbiter raketoplánu má: 1) obrovskou rychlost, 2) obrovskou setrvačnou sílu, 3) motory OMS a RSC
Díky těmto faktorům se v pohodě dostane na oběžnou dráhu kolem země. Když dosáhne na apogeum suborbitální dráhy ( v důsledku použití motorů RCS, svojí rychlosti a setrvačné síly která je vyšší než u nádrže ET), tak se zapálí motory OMS a výška a rychlost raketoplánu se natolik zvýší, že raketoplán dosáhne na stabilní oběžnou dráhu kolem země.
____________________
Tomáš Kovařík |
|
> Když už je raketoplán téměř na oběžné dráze jak to že nádrž se vrací okamžítě do atmosféry a letoun se dostane bez paliva na oběžnou dráhu až o 300km? to mu stačí to málo co má v nádržích v trupu?
> ... oběžná dráha a suborbitální dráha je velký rozdíl ...
Pokusím se to popsat obšírněji ze svého pohledu (předem se omlouvám za délku svého příspěvku), i když odpovědi xmariuse a Archimeda by běžně měly stačit (zodpovídjí to podstatné).
Nejprve přímo odpovím na původní (druhou) otázku a pak to zkusím vysvětlit. Takže ANO, raketoplánu stačí "to málo" co má v trupu, na přechod z původní "suborbitální" dráhy na stabilní oběžnou dráhu (a navíc i na domanévrování k ISS a nakonec i k sestupu z oběžné dráhy na Zemi).
Podstatné je podle mne pochopit, že pod jedním pojmem "suborbitální" dráha mohou být skryty velmi rozdílné dráhy. Obojí jsou to "elipsy", ale s rozdílnou excentricitou (protáhlostí). Zatímco třeba u SpaceShipOne a jeho "suborbitálního skoku" je sice apogeum ve výši cca 100 km, tak "perigeum" je přitom mnoho tisíc kilometrů pod povrchem Země (perigeum se v takovém případě uvádí v záporných hodnotách), takže pro dosažení takové dráhy stačí SpaceShipOne urychlit na rychlost cca 1000 m/s. Výsledná elipsa dráhy je silně protáhlá. Naproti tomu "suborbitální" dráha raketoplánu po oddělení nádrže ET má apogeum ve výši cca 230 km, ale i perigeum je ve výši cca 55 km, tedy už nad povrchem Země. Z celkového pohledu je takováto dráha téměř kruhová a já v takovém případě mnohem raději mluvím o "nestabilní oběžné dráze". Pro dosažení takovéto dráhy musí být raketoplán urychlen na rychlost více než 7800 m/s (pomocí motorů SRB a SSME).
Protože "suborbitální" dráha raketoplánu po oddělení nádrže ET je už "skoro orbitální", tak opravdu stačí další urychlování pomocí motorů OMS o řádově desítky metrů za sekundu. Konkrétně manévr OMS-2 mívá delta-V 60 - 70 m/s (a zvedne se při něm perigeum dráhy na 150 až 250 km). Další sbližovací manévry mají "delta-V" většinou ještě menší a závěrečný brzdicí manévr pro sestup z oběžné dráhy bývá o cca 90 - 100 m/s (to stačí na snížení perigea na výšku pod 50 km nad povrchem Země, takže raketoplán při letu do perigea vstoupí do hustých vrstev atmosféry a a zbylých 7800 m/s sníží aerodynamickým brzděním (odporem). Celková zásoba rychlosti motorů OMS je nižší než 500 m/s, ale přesto je na to "v trupu" raketoplánu vyhrazeno cca 20 tun paliva (tedy není to zas "až tak málo").
Po oddělení tedy nádrž ET také stoupá (podobně jako raketoplán) do svého apogea (které je trochu nižší než apogeum raketoplánu, protože nádrž je velká a lehká, takže se malinko víc zbrzdí ve zbytcích atmosféry ve výškách nad 100 km). V apogeu raketoplán motorickým manévrem OMS-2 zvedne své perigeum na "bezpečnou" výšku (nad 150 km) a letí dál do tohoto svého "bezpečného" perigea a pak dál. Nádrž ET od svého apogea pokračuje dál ke svému perigeu, ale protože to je stále ve výšce pod 60 km, tak přitom vstoupí, do hustých vrstev atmosféry, začne se intenzivně aerodynamicky brzdit a tím i ohřívat, takže jednak se její "dráha" začne měnit na "pád" k Zemi a jednak se nádrž začne rozpadat a hořet. To probíhá nad Indickým oceánem po tom cca 3/4 oběhu, jak už psal xmarius.
Snad tento popis někomu pomůže v pochopení tohoto problému.
Hodnoty velikosti manévrů OMS uvádí např. i A.Vítek ve své encyklopedii SPACE-40 - http://www.lib.cas.cz/knav/space.40/INDEX1.HTM (je třeba vyhledat popisy jednotlivých letů STS, např. STS-115 je na http://www.lib.cas.cz/knav/space.40/2006/I036A.HTM ).
Experimentovat se změnami výšek oběžných drah a tomu odpovídajících změn rychlosti můžete také na mojí JavaScriptové stránce "Výpočty" - http://mek.kosmo.cz/zaklady/vypocty.htm
[Upraveno 10.9.2006 poslal ales] |
|
Dostal jsem se teprve teď k počítači a musím říci, že Aleš to popsal naprosto vxyčerpávajícím a zcela správným způsobem.
Jen bych chtěl ještě upozornit Tomáše Kovaříka, že nemá pravdu v tom, jak mluví o setrvačnosti, a že "ET proto ztratí rychlost a začne padat do atmosféry". Kdyby ve výšce, o které mluvíme, tj. mezi 100 km a 230 km (v případě současného letu), nebyly zbytky atmosféry, ztrácí ET rychlost naprosto stejně jako raketoplán, BEZ OHLEDU NA JEJICH RŮZNOU HMOTNOST a to díky tomu, že se jejich kinetická (pohybová) energie mení na nenergii potenciální (polohovou). Je to szejné, jako když se hodí kámen vzhůru. Přitažlivost gravitace Země brzdí lét kamene vzhůru, on ztrácí kinetickou energii, ale nabývá energii potenciální. Když dosáhne vrcholu dráhy, jeho vertikální složky rychlosti je právě nulová (=přestane stoupat) a začne padat dolů. V tomto okamžiku se jeho potenciální energie, začne zase měnit na kinetickou, a kdyby tady nebyl vzduch, tak dopadne na zemi právě tou rychlostí,jakou byl kámen vržen vzhůru.
U ET a družicového stupně raketoplánu je to stejné. Protože však tam pořád zbytky atmosféry, byť nepředstavitelně řídké, jsou, působí na obě tělesa aerodynamické síly. Nebudu tady hýřit vzorečky, ale podstatné je, že velikost síly je úměrná hustotě prostředí, úměrná druhé mocnině rychlosti a úměrná velikosti plochy kolmé na okamžitý směr rychlosti. Konstanta úměrnosti v rovnici je tzv. aerodynamický koeficient, který zohledňuje tvar tělesa (je nejměnší, když je těleso "aerodynamicky jemné", a naopak největší, když např. letí jako placka postavená napříč pohybu). Protože hustota vzduchu a rychlost jsou při oddělení ET stejné pro ET i raketoplán a protože můžeme s přimhouřením obou očí říci, ře jsou (skoro) stejně veliké, a že mají přibližně stejné aerodynamické vlastnosti, tak bude i aerodynamická síla, působící na obě tato tělesa stejná. Tato síla působí proti pohybu, a užírá dalčí kinetickou energii (ta se ale nemění na potenciální, ale na tepelnou, když se ohřívá jedna ta atmsoférou, kterou to letí a od ní i povrch obou těles - ale v těch výškách je to zanedbatelné, horší je to při opačném letu ve výškách hluiboko pod 100 km).
Přestože ty síly, jak jsme si řekli, jsou u obou těles stejné, neplatí to o jejich důsledích. Vzpomeňte si na 2. Newtonův pohybový zákon, který říká, že zrychlení je přímo úměrné působící síle (ta je tedy v obou případech stejná) a nepřímo úměrné hmotnosti tělesa, na které síla působí. A tady je obrovský rozdíl. Proto ztratí ET během letu setrvačností o trochu více rychlosti než raketoplán, ale rozdíl není velký. Kdyby raketoplán neudělal manévr OMS-2, tak poletí dolů stejně jako ET, jen - protože bude mít o trošinku větší rychlost (aerodynamické síly ho nazabrzdily přiletu do apogea tolik jako ET), doletí o nějaký ten tisíc kilometrů dál.
Někde se tady ptal na to, kde se dají sehnat údaje o změnách rychlosti při manévfrech raketoplánu. Samozřejmě hrubá informace ja i na SAPCE-40 (viz Alešův příspěvek), ale podrobnější informace naleznete na stránkcách NASA a to
http://www.spaceflight.nasa.gov/realdata/sightings/SSapplications/Post/JavaSSOP/orbit/SHUTTLE/SVPOST.html
Pro každý manévr jsou pod záhlavím
Maneuvers contained within the current ephemeris are as follows:
uvedeny tři řádky. Celková změna rychlosti (ve FPS tj. ve stopách za sekundu) je uvedena v prvním řádku v posledním sloupci. Vektorově je to vyjádřeno ve druhém a ve třetím sloupci; ve druhoém je to v inerciální geocentrické souřadné soustavě, ve třetím v lokální horizontální soustavě souřadnic (kde X je okamžitý směr letu, Z je lokální vertikála a Y je kolmé na rovinu dráhy).
Omlouvám se také za délku příspěvku, ale osvěta je osvěta. ____________________
Antonín Vítek |
| 10.9.2006 - 18:41 - Blaza | |
|
V teto dobe je uz raketoplan blizko ISS.
http://spaceflight.nasa.gov/realdata/tracking/index.html
Takze v podstate dohonil ISS uz po dvou dnech (asi 32 obletech).
V dobe startu raketoplanu byla ISS nekde na urovni Washingtonu.
Obezna doba ISS je cca 95 min a raketoplan z pocatku neco pod 90 min.
Znamena to, ze behem prvniho dne raketoplan ISS predehnal a zase zacal dohanet a ted, jak jde stale nahoru, tak vlastne "dobrzduje", aby ISS zase nepodletel.
Proc ale nekdy dojde ke spojeni az 4. den ?
P.S.
Moc dekuji za vycerpavajici odpovedi. Neuvedomil jsem si, ze cca 100km rozdilu mezi vyskou ISS a LEO, dela rozdil asi 5minut na 1 oblet.
P.S.2 http://www.nasa.gov/images/content/136539main_flower.jpg (4yourtolerantwife) |
| 10.9.2006 - 18:57 - Anonym | |
|
Díky moc všem za vysvětlení, tak něják jsem si to představoval, a ted mi je to jasný úplně Pokud to teda chápu tak i nádrž je téměř na orbitě, ale z důvodu, aby tam taky neletěla a řízeně dopadla tak ji raketoplán odhodí o kousek dříve a těch zbývajících 70m/s dožene krátkým zážehem. |
|
> Pokud to teda chápu, tak i nádrž je téměř na orbitě, ale z důvodu, aby tam taky neletěla a řízeně dopadla tak ji raketoplán odhodí o kousek dříve a těch zbývajících 70m/s dožene krátkým zážehem.
Ano, to je správná úvaha. Myslím, že právě potřeba řízeného zániku nádrže ET, je jedním z hlavních důvodů pro tento trochu "podivný" způsob navádění raketoplánu na oběžnou dráhu (navíc to ani energeticky nevychází špatně).
Nakonec ještě upřesňuju, že "krátký zážeh" motorů OMS při manévru OMS-2 trvá obvykle nejméně 60 s, ale také až 150 sekund (je to tedy běžně až 2,5 minuty hoření, protože tah motorů OMS je relativně malý [cca 2 x 25 kN]). |
|
citace:
Nakonec ještě upřesňuju, že "krátký zážeh" motorů OMS při manévru OMS-2 trvá obvykle nejméně 60 s, ale také až 150 sekund (je to tedy běžně až 2,5 minuty hoření, protože tah motorů OMS je relativně malý [cca 2 x 25 kN]).
Konkrétně v případě STS-115 trval OMS-2 celkem 147 sekund a změna rychlosti byla 67,2 m/s. ____________________
Antonín Vítek |
|
citace:
Dostal jsem se teprve teď k počítači a musím říci, že Aleš to popsal naprosto vxyčerpávajícím a zcela správným způsobem.
Jen bych chtěl ještě upozornit Tomáše Kovaříka, že nemá pravdu v tom, jak mluví o setrvačnosti, a že "ET proto ztratí rychlost a začne padat do atmosféry". Kdyby ve výšce, o které mluvíme, tj. mezi 100 km a 230 km (v případě současného letu), nebyly zbytky atmosféry, ztrácí ET rychlost naprosto stejně jako raketoplán, BEZ OHLEDU NA JEJICH RŮZNOU HMOTNOST a to díky tomu, že se jejich kinetická (pohybová) energie mení na nenergii potenciální (polohovou). Je to szejné, jako když se hodí kámen vzhůru. Přitažlivost gravitace Země brzdí lét kamene vzhůru, on ztrácí kinetickou energii, ale nabývá energii potenciální. Když dosáhne vrcholu dráhy, jeho vertikální složky rychlosti je právě nulová (=přestane stoupat) a začne padat dolů. V tomto okamžiku se jeho potenciální energie, začne zase měnit na kinetickou, a kdyby tady nebyl vzduch, tak dopadne na zemi právě tou rychlostí,jakou byl kámen vržen vzhůru.
Promiňte všichni. Já mám holt talent na trapasy  .
____________________
Tomáš Kovařík |
|
Na SPACE-40 jsem aktualizoval stránku o raketoplánu
http://www.lib.cas.cz/www/space.40/2006/I036A.HTM
takže teď obsahuje i plán na zítra (zatím neupravený, ráno podle aktuálních dat poslaných nahoru na Atlantis opravím) a v hrubých rysech i na všechny další dny letu - tam jsou uvedeny jen hlavní události, bez přiřazení konkrétních časů, protože to se bude ještě upřesňovat.
____________________
Antonín Vítek |
|
citace:
...
Pro každý manévr jsou pod záhlavím
Maneuvers contained within the current ephemeris are as follows:
uvedeny tři řádky. Celková změna rychlosti (ve FPS tj. ve stopách za sekundu) je uvedena v prvním řádku v posledním sloupci. Vektorově je to vyjádřeno ve druhém a ve třetím sloupci; ve druhoém je to v inerciální geocentrické souřadné soustavě, ve třetím v lokální horizontální soustavě souřadnic (kde X je okamžitý směr letu, Z je lokální vertikála a Y je kolmé na rovinu dráhy).
...
pan Vítek to celé popsal výborně. Jen doplním trochu systematičtější popis tabulky (pokusím se o "jednoduchou češtinu"):
- celá tabulka udává parametry všech manévrů v rámci aktuální efemeridy ("zprávy o dráze"). Každá skupina tří řádek představuje jeden manévr. Skupiny jsou odděleny prázdným řádkem.
- v prvním sloupci je časová souřadnice manévru a jeho trvání. První hodnota (253/18:30:22.972) udává den a čas v rámci dne v od počátku roku v čase GMT (neděle 10.žáří je 253den letošního roku a náš letní čas SELČ je o dvě hodiny napřed - takže tento manévr bude probíhat v půl deváté večer). Druhá hodnota (001/03:15:28.001) udává den a čas od počátku letu. Třetí hodnota (000/00:00:29.497) představuje délku manévru (zde zhruba dvacetdevět a půl sekundy).
- ve druhém sloupci je uvedený vektor změny rychlosti v kartézském souřadném systému M50. Jednotlivé složky jsou uvedeny pod sebou. Toto vyjádření je vhodné do výpočtů, ale je "špatně představitelné člověkem" (a proto je tu třetí sloupec)
- ve třetím sloupci je uvedený vektor změny rychlosti v lokálním souřadném systému. Podle něj si lze dobře představit typ manévru. Například první složka (označovaná LVLH DVx(FPS)) je 6.7, což znamená zvýšení rychlosti ve směru letu (ve směru tečny dráhy) o 6.7 stopy za sekundu - což v souladu s Keplerovými zákony zvětší oběžnou dráhu. Většinou bývají obě další složky nulové - přestavují směr kolmý na tečnu v rovině dráhy a směr kolmý na rovinu dráhy.
- ve čtvrtém sloupci je shrnutí. První údaj (DVmag(FPS)) je celková velikost vektoru změny rychlosti. Druhý údaj (Invar Sph HA) představuje výšku apogea (nejvyšší bod dráhy), zatímco třetí bod dráhy představuje výšku perigea (nejnižšího bodu dráhy). Ovšem výšky jsou udány v mílích nad (do koule) idealizovaným tvarem Země.
- ještě poznamenám, že:
-- tato tabulka představuje pouze jakýsi souhrn, pro přesnější výpočty slouží podrobné údaje uvedené dále v souboru
-- hodnoty zde jsou zaokrouhlené. Například pokud si spočtete velikost vektoru z druhého, nebo ze třetího sloupce, pak musí vyjít hodnota stejná s velikostí uvedenou ve sloupci čtvrtém (tedy: SQRT((-2)**2+(-4.9)**2+4.1**2)=6,694774 což je po zaokrouhlení 6.7)
-- porovnáním dvou třířádkových skupin zjistíte, že zvýšení rychlosti o 6.7 FPS zdvihlo oběžnou dráhu z 175.0x181.4 na 180.5x182.5
přeju hezký den
Honza
|
|
Honzo, VÝBORNĚ!
Ptředběžná korekce dnešního plánu práce. Většina věcí se posunuje proti předletovému plánu o něco dopředu, to aby si udělali časovou rezervu (neradi by prodlužovali pobyt raketoplánu u stanice)
04:15 UT: Ukončen odpočinek.
05:25 UT: Zapojení počítačů GPC [=General Purpose Computer] (skupina B).
06:15 UT: Zahájení příprav na setkání se stanicí ISS (1998-067A).
06:40 UT: Korekce dráhy NC-4 (t=17 s, Δv=3.4 m/s) jedním motorem OMS [=Orbital Maneuvering System].
08:08 UT: Manévr Ti [=Terminal Initiate Maneuver] (t=14 s, Δv=2.7 m/s) jednim motorem OMS [=Orbital Maneuvering System].
09:16 UT: Zahájeno závěrečné přibližování ke stanici.
Vyrovnání rychlostí ve vzdálenosti 180 m.
09:31 UT: Snímkování tepelné ochrany raketoplánu ze stanice ISS.
10:46 UT: Připojení raketoplánu ke stanici ISS.
Kontrola hermetičnosti spojení.
11:40 UT: Vypojení počítačů GPC [=General Purpose Computer] (skupina B).
11:55 UT: Otevření průlezů mezi raketoplánem a stanicí ISS.
12:05 UT: Manipulátor RMS [=Remote Manipulator System] uchopil spojené příhradové konstrukce ITS-P3 [=Integrated Truss Structure - Port Three] a ITS-P4 [=Integrated Truss Structure - Port Four].
Přivítání osádek.
Bezpečnostní školení osádky raketoplánu na stanici.
Přenesení skafandrů, nářadí a přípravků pro výstupy z raketoplánu na stanici.
13:25 UT: Vyzvednutí příhradové konstrukce manipulátorem RMS [=Remote Manipulator System] z nákladového prostoru raketoplánu.
14:45 UT: Předání příhradových konstrukcí ITS-P3 [=Integrated Truss Structure - Port Three] a ITS-P4 [=Integrated Truss Structure - Port Four] manipulátorem raketoplánu RMS [=Remote Manipulator System] staničnímu manipulátoru SSRMS [=Space Station Remote Manipulator System].
15:05 UT: Odpojení manipulátoru raketoplánu RMS [=Remote Manipulator System] od příhradových konstrukcí ITS-P3 [=Integrated Truss Structure - Port Three] a ITS-P4 [=Integrated Truss Structure - Port Four].
18:45 UT: Tanner a Stefanyshyn-Piper[ová] zahájili dýchání čistého kyslíku v přechodové komoře modulu Quest v rámci přípravy na výstup EVA-1.
20:15 UT: Zahájen odpočinek.
(Omlouvám se, že používám UT, ale nechci dělat věci dvakrát, takhle to půjde do SPACE-40 - za chvíli). Přepočet z UT do SELČ - přičtětě 2 hodiny. ____________________
Antonín Vítek |
|
| Kouknete na nasa TV. Takove zabery z kabiny casto nebyvaji.. |
|
Atlantis právě manévruje do polohy pro manvér Ti (=Terminal Initiate Maneuver). kterým přejde z vyčkávací dráhy asi 10 km pod drahou ISS na přechodouvou Hohmannovu elipsu, která končí asi 800 metrů pod stanicí.
Manévr Ti bude proveden levobočním motorem OMS (je jedním), doba hoření 11 seund, změna rychlosti o 2,65 m/s.
Manévr Ti v 10:08 ____________________
Antonín Vítek |
|
Manévr Ti proběhl dobře, žádné doladění není potřeba.
Přepokládané spojení 12:46 SELČ.
____________________
Antonín Vítek |
|
citace:
Manévr Ti bude proveden levobočním motorem OMS (je jedním), doba hoření 11 seund, změna rychlosti o 2,65 m/s.
Pokud použijí jen jeden OMS motor, "neroztočí" to raketoplán? Přece jen jsou OMS uloženy symetricky vůči těžišti. Nebo tento moment kompenzují současným bočním tahem předních manévrovacích trysek?
Děkuji. |
|
citace:
citace:
Manévr Ti bude proveden levobočním motorem OMS (je jedním), doba hoření 11 seund, změna rychlosti o 2,65 m/s.
OPRAVA:
Pokud použijí jen jeden OMS motor, "neroztočí" to raketoplán? Přece jen jsou OMS uloženy asymetricky vůči těžišti. Nebo tento moment kompenzují současným bočním tahem předních manévrovacích trysek?
Děkuji.
|
|
Současná vzdálenost Atlantis od ISS 13,3 km, rychlost přibližování 1,2 m/s. Přibližně v 10:30 bude první korekce dráhy.
Stanice zaměřena navigačním dalekohledem COAS z Atlantis. Odchylka od plánované polohy je malá.
____________________
Antonín Vítek |
|
citace:
Pokud použijí jen jeden OMS motor, "neroztočí" to raketoplán? Přece jen jsou OMS uloženy asymetricky vůči těžišti. Nebo tento moment kompenzují současným bočním tahem předních manévrovacích trysek?
Neroztočí. Motory OMS jsou zabudovány v Kardanových závěsech, takže spalovací komory včetně trysky je možno servomotory vychylovat tak, aby při použití jediného motoru OMS procházela osa tahu přesně těžištěm raketoplánu. Drobné odchylky nastavení osy OMS kompenzují trysky RCS.
____________________
Antonín Vítek |
|
| Současné vzdálenost 12,4 km, rychlost přibližování 2,4 m/s. Korelce MC-1 bude motory RCS, změna rychlosti 0,18 m/s. Právě manévr proběhl. ____________________
Antonín Vítek |
|
| Vzdálenost 11,7 km, rychlost vzájemná 3,0 m/s. Připravuje se korekce MC-2 ____________________
Antonín Vítek |
|
Na konci Execute packahge FD-03 (je pdf 1,4 MB) na posledních stránkách jsou pěkné obrázky odpadávajících kusů z ET
http://www.nasa.gov/mission_pages/shuttle/shuttlemissions/sts115/mission_docs/execute_packages.html
Práce jsou 11,5 km od sebe, rychlost přibližování 4,4 m/s[Upraveno 11.9.2006 poslal avitek] ____________________
Antonín Vítek |
|
| Vzdálenost pod 9 km, rychlost přibližování 4,5 m/s ____________________
Antonín Vítek |
|
| Právě bylo navázáno fonické spojení mezi stanicí a raketoplánem. ____________________
Antonín Vítek |
|
| PROSIM VAS NAPISTE STRANKU SKADIAL BERIETETIETO INFORMACIE.DAKUJEM |
|
Vzdálenost 2,6 km, přibližování 4,6 m/s.
Korekce MC-2 motorky RCS 3 sekundy zážehu, změna rychlosti 0,2 m/s asi za minutu ____________________
Antonín Vítek |
|
