Comments 156
Спасибо за отличную статью. Она дает много пищи для ума и отличные поводы поспорить.
Я против предложенного варианта облёта Луны. Так можно было сделать в девяностые, когда реально не было денег, так можно было сделать в начале нулевых, обозначив выход страны из девяностых. Сейчас облетать Луну на Союзе, гениальном для своего времени корабле из шестидесятых — это заниматься имитацией, мол, и мы могём.
Не могём. Что было оть как-то оправдано во время идеологического противостояния и первой космической гонки, сейчас не катит. Конкуренты (не без известных метаний) ставят задачу изучения и экономического использования Луны. Мы, со своим «импортозамещением», без современной техники и без реформы всей нашей авиакосмической отрасли в этом участвовать не можем. Это надо просто понимать. Это флаговтык на ретрокорабле, который стыдно ставить государственной задачей.
Я против предложенного варианта облёта Луны. Так можно было сделать в девяностые, когда реально не было денег, так можно было сделать в начале нулевых, обозначив выход страны из девяностых. Сейчас облетать Луну на Союзе, гениальном для своего времени корабле из шестидесятых — это заниматься имитацией, мол, и мы могём.
Не могём. Что было оть как-то оправдано во время идеологического противостояния и первой космической гонки, сейчас не катит. Конкуренты (не без известных метаний) ставят задачу изучения и экономического использования Луны. Мы, со своим «импортозамещением», без современной техники и без реформы всей нашей авиакосмической отрасли в этом участвовать не можем. Это надо просто понимать. Это флаговтык на ретрокорабле, который стыдно ставить государственной задачей.
Так его не ставят государственной задачей. Просто иногда эту версию озвучивают, но почему-то все решают, что это полный аналог «Федерации». И если «Союз» уже есть, то зачем создавать новый корабль? Единственное исключение, НАСА пару лет назад попросила проработать «Союз» для Гетвея. В качестве резерва. Но серьезной работы явно не пошло. Лунный «Союз» в планах не появился. В отличии от лунного «Прогресса»
Разумеется, я в курсе, что сейчас нет такой государственной задачи, но что многие энтузиасты лелеют такую мечту. Против мечты я не возражаю, но тогда надо регулярно запускать к Луне автоматы, отрабатывая элементы пилотируемой программы, и формируя научные коллективы, которые будут изучать Луну.
НАСА пару лет назад попросила проработать «Союз» для Гетвея.Можно посмотреть на источник этого утверждения? Только, пожалуйста, не на Рогозина, который об этом заговорил, а именно на просьбу НАСА возродить Лунный Союз. Дело в том, что переговоры о взаимодействии в окололунном пространстве, действительно, были, НАСА выразило заинтересованность в существовании резервного варианта, российского корабля. Но вот о просьбе восстановить Лунный Союз я не слышал.
Где-то статья Зака была по этому поводу. На английском языке. Или и ему не доверяете?
Я согласен с вами. Я вообще считаю что чтобы у нашей пилотируемой лунной программы был хоть какой-то шанс на успех, надо хотя бы периодически запускать автоматические зонды, чтобы граждане и чиновники постоянно видели что от лунной программы есть какая-то польза. А то Луну-25 изначально ещё в 1999 году хотели запустить, а сейчас её запуск уже на 2021 год отложили.
Если все окружающие и дальше будут видеть что деньги «выкидываются на ветер», то Роскосмосу ни за что не увеличат бюджет. А без этого мы можем только рисовать мультики про то, как российские космонавты ходят по Луне — и ничего более.
Если все окружающие и дальше будут видеть что деньги «выкидываются на ветер», то Роскосмосу ни за что не увеличат бюджет. А без этого мы можем только рисовать мультики про то, как российские космонавты ходят по Луне — и ничего более.
Планируется ли использовать Starship Spacex для полётов к луне с посадкой?
И возможна ли такая схема?
Если например после взлёта проводить заправку Starship из корабля танкера?
Хватит ли топлива на полёт к луне посадку взлёт возврат и посадку на Землю?
А энергетика и скорость которую мог набрать Аполлон удивляют даже сейчас.
А с какой целью был заложен такой запас?
И возможна ли такая схема?
Если например после взлёта проводить заправку Starship из корабля танкера?
Хватит ли топлива на полёт к луне посадку взлёт возврат и посадку на Землю?
А энергетика и скорость которую мог набрать Аполлон удивляют даже сейчас.
А с какой целью был заложен такой запас?
Дело в том, что именно посадка на Луну это очень сложная операция. Там все нужно проектировать под эту задачу. Банальный запас ХС мало что скажет.
Теперь к Аполлону. Мне казалось, что я дал ответ на этот вопрос. Чтобы не вывести на орбиту спутника Луны не только сам корабль, а еще и тяжелый посадочный аппарат.
Теперь к Аполлону. Мне казалось, что я дал ответ на этот вопрос. Чтобы не вывести на орбиту спутника Луны не только сам корабль, а еще и тяжелый посадочный аппарат.
Планируется ли использовать Starship Spacex для полётов к луне с посадкой?Конкретно сказать что-то сложно, потому, что конструкция аппарата и его ТТХ ещё не устоялись. Но это очень гибкая система, поэтому я говорю — да, такая схема возможна, но малоэффективна. Придётся сажать на Луну огромный пустой корабль, придётся заправлять его на эллиптической орбите или изгаляться, переделывая один из «танкеров» в «толкач». Более эффективно сделать специализированный, возможно многоразовый, лендер, который Starship доставит к Луне, а потом будет доставлять топливо и ПН.
И возможна ли такая схема?
А энергетика и скорость которую мог набрать Аполлон удивляют даже сейчас.Это тафтология, энергетика корабля в этом смысле определяется дельтой V, которую он мог обеспечить. Об этом автор статьи прямо и написал — Аполло совмещал в себе функции разгонного блока и космического корабля, его энергетика рассчитывалась на достижение лунной орбиты с заправленным двухступенчатым лунным кораблём и возвращении после этого на Землю.
А с какой целью был заложен такой запас?
UFO just landed and posted this here
Так же NASA изучает возможности использования Старшипа в своих целяхПока — нет, пока только «задумывается». Starship пока не выглядит как система, которая будет доступна в ближайшее время. Хотя на диаграмме перспективных планов НАСА Starship уже появился среди других ракет, использование которых планируется.
а еще профинансирует изучение возможности доставки лунного лендера на Falcon Heavy.НАСА заказало SpaceX предварительную разработку их посадочной ступени лендера в рамках программы Артемида. ИМХО, Маск очень неудачно воспользовался возможностями, которые предоставляет участие в этой программе. Однако в рамках этой программы Фалькону Хэви в одноразовой модификации сейчас просто нет конкурентов в доставке модулей Lunar Gateway, посадочных, транспортных и взлётных ступеней лендеров и топлива на окололунную орбиту. Поэтому практически неизбежно его включение в проекты других фирм.
На месте Маска я бы предложил новую, метановую на малых Рапторах, верхнюю ступень для Фалькона Хэви, с возможностью её заправки на орбите, и, на её базе, транспортную и посадочную, а на базе пилотируемого Дракона с увеличенными баками — взлётную ступени для лунного лендера.
Однако надо иметь в виду, что лучшим топливом для лунного лендера является жидкий водород с жидким кислородом. Во первых, потому, что возможна добыча воды на полюсах, а во вторых, потому, что кислород можно повсеместно добывать на Луне, и это не сложно при наличии оборотного водорода, а соотношение масс добываемого (кислорода) к доставляемому (водороду) лучшее (наибольшее) у этой топливной пары. А это, увы, не тема SpaceX.
Проблема в том, что модули Гетвея пока планировали доставлять и собирать при помощи Ориона. Как раз схема Аполло. Фалкон Хэви конечно может все вывести к Луне, но как все это будет выходить на орбиту ИСЛ? Нужна или своя ДУ либо разгонно/тормозной блока как у нас. Теоретически его можно попробовать сделать на базе последней ступени Фалкона. Но хотел бы я знать характеристики.
UFO just landed and posted this here
Вот тут НАСА попросили SpaceX проверить возможность запуска телескопа LUVOIR на Старшипе — это не «задумываются», а именно изучение возможностей.Launch date — 2039 (proposed). А на Луне нужно быть в следующем десятилетии.
Вот тут НАСА попросили SpaceX проверить возможность запуска телескопа LUVOIR на Старшипе — это не «задумываются», а именно изучение возможностей.С этим соглашусь, но надо иметь в виду следующее:
В случае одобрения проектирования и финансирования, LUVOIR может быть запущен в 2039 годуТак что да, изучают возможности, но не рассматривают на ближайшее будущее.
Пока там нет лунной базы с криогенной инфраструктурой, лучшим будет оставаться старый добрый гидразин.Повторю — производство жидкого кислорода (при наличии оборотного водорода) легко осуществимо в течении лунного дня на любой точке лунной поверхности, где доступен солнечный свет. И для этого не требуется мощная инфраструктура. Всё необходимое может быть доставлено тем же лендером, что и астронавты.
UFO just landed and posted this here
У меня есть оценки, обоснованные тем, что Локхид, например, предлагает одноступенчатый многоразовый лендер вместо трёхступенчатого, который предлагает НАСА, а ULA прорабатывает одноступенчатый многоразовый аппарат, который должен стартовать с НОО.
Аппарат для производства и ожижения кислорода может иметь габариты письменного стола.
Есть проблема в размерах и сборке радиаторов и солнечной фермы, в потребном для этого времени, и в стоимости (в принципе многоразового) оборудования, которое останется на Луне. Поэтому экспедиции посещения всё же проще осуществлять с классическим лендером на высококипящих компонентах топлива.
Аппарат для производства и ожижения кислорода может иметь габариты письменного стола.
Есть проблема в размерах и сборке радиаторов и солнечной фермы, в потребном для этого времени, и в стоимости (в принципе многоразового) оборудования, которое останется на Луне. Поэтому экспедиции посещения всё же проще осуществлять с классическим лендером на высококипящих компонентах топлива.
При хищениях в 50 лярдов в год, каковы шансы на успех программы? Ведь это большой, дорогой, а главное очень сложный проект… Если упадет при старте, то особо никто не удивится, а деньги успешно распилятся. =(
Практически никаких, и это не только из-за хищений. Когда в нулевые годы в космонавтику пошли деньги, туда же устремились «нужные люди» и «родственники». Поэтому можно увеличить финансирование в десятки раз и довести хищения до нуля — результата не будет. Анекдот «если бы Маск был у нас, то он бы ещё за ПейПал сидел» пока не теряет своей актуальности. Единственный луч света в тёмном царстве — S7, но, зная историю Даурии, Сканекс, попытки создать производство лазерных гироскопов в России, я настроен пессимистично.
Проблемы у нас не ограничены какой-либо одной отраслью, скорее проблемы страны отражаются в ситуации с каждой из отраслей нашей экономики.
Проблемы у нас не ограничены какой-либо одной отраслью, скорее проблемы страны отражаются в ситуации с каждой из отраслей нашей экономики.
S7 это луч света? :) У меня даже нет слов, чтобы это комментировать :)
У них есть хоть какие-то шансы, у остальных нет и этого.
Про шансы странная фраза. С учетом того, что сейчас их планы на «Союз-5» ориентированы. Здесь главное, чтобы они сохранили «Морской старт». Просто отношения у С7 и Роскомоса сейчас весьма напряженные.
Собственно еще лет шесть назад я думал иначе. Но сейчас у Роскосмоса куда больше шансов, чем у частников. Первый сейчас делает куда больше полезного. Насчет финансирования, как раз последние годы идет очень большая чистка. Из-за чего постоянные скандалы.
Поживём — увидим. Своё мнение я высказал, и постарался его обосновать.
Конечно. Других вариантов у нас и нет :) А до первых пусков «Союза-5» не так и много времени.
А что с лазерными гироскопами? Их вообще нет? Вроде ж есть НИИ Полюс, НПК «Электрооптика», ОАО «ТЕМПАВИА», ОАО «Раменский приборостроительный завод» (https://www.hse.ru/data/2015/03/22/1327866584/D%3A%5CСтатьи%20конф%5C50%20years%20LG%5C50%20лет%20ЛГ.pdf)
www.polyus.info/products-and-services/laser-gyros
www.polyus.info/products-and-services/laser-gyros
А что с лазерными гироскопами? Их вообще нет?Я не говорил, что их «вообще нет». Но учредитель одного из крупнейших в мире производителей лазерных гироскопов, выходец из России, года четыре назад в эфире Эха Москвы рассказал, как он пытался здесь развернуть их производство, чудом избежал тюрьмы, выехал из России, и сейчас на его гороскопах летают, в частности, ракеты SpaceX.
сейчас на его гороскопах летают, в частности, ракеты SpaceX.
Зря вы так. С гороскопами у нас все хорошо, я не исключаю что и Союзы вот-вот по гороскопам будут летать
Иначе говоря, суммарный импульс должен корабля быть где-то 1600 м/с.
Импульс 1600 м/с
Скажите пожалуйста, а про какой импульс идет речь?
Имульс вроде как масса на скорость, кг*м/с
Импульс силы ī=F*∆t
В данном случае это аналог ХС. Можно считать сленг. Вроде того, что удельный импульс (но это другой термин) считают в секундах, хотя ко времени эти цифры имеют очень далекое отношение.
Здесь неправильно названа величина. Должно было быть написано примерно так: «Запас топлива должен быть достаточен для того, чтобы орбитальный корабль с пристыкованным заправленным лендером мог обеспечить характеристическую скорость где-то 1600 м/с». Ниже по тексту статьи эта величина везде названа правильно — характеристическая скорость.
И, да, на профессиональном сленге иногда изменение скорости (в том числе и ХС) называют «импульсом» или «импульсом скорости». Например: «При этом маневре разгонный блок даёт импульс 600 м/с»…
И, да, на профессиональном сленге иногда изменение скорости (в том числе и ХС) называют «импульсом» или «импульсом скорости». Например: «При этом маневре разгонный блок даёт импульс 600 м/с»…
В этом смысле этот термин используется, хоть и редко. Например, быстро нашел такой пример в книжке Сыромятникова
«При создании КК «Восток» была разработана и применена схема начала спуска, названного сходом с орбиты. В результате сравнительно небольшого тормозного импульса, сообщенного тормозной двигательной установкой и уменьшавшего скорость КК всего на 150 – 200 м/с»
«При создании КК «Восток» была разработана и применена схема начала спуска, названного сходом с орбиты. В результате сравнительно небольшого тормозного импульса, сообщенного тормозной двигательной установкой и уменьшавшего скорость КК всего на 150 – 200 м/с»
«Запас топлива должен быть достаточен для того, чтобы орбитальный корабль с пристыкованным заправленным лендером мог обеспечить характеристическую скорость где-то 1600 м/с»
Эта величина называется «идеальная скорость» или «запас характеристической скорости».
> «У нас в ЦНИИмаш был большой НТС, мы совещались больше 8 часов с представителями 13 организаций на тему, куда нам лететь — на Луну или на Марс. В итоге коллегиально приняли решение остановиться на лунном направлении».
Вспомнился анекдот советских времён:
Собрание колхоза. Встает председатель:
Товарищи, в повестке дня 2 вопроса:
1.Ремонт сарая
2.Построение коммунизма.
Поскольку досок нет — переходим сразу ко второму вопросу.
Вспомнился анекдот советских времён:
Собрание колхоза. Встает председатель:
Товарищи, в повестке дня 2 вопроса:
1.Ремонт сарая
2.Построение коммунизма.
Поскольку досок нет — переходим сразу ко второму вопросу.
>Текущий проект предусматривает сборку комплекса на орбите Земли при помощи стыковки. Благо, за последние 50 лет она у нас хорошо отработана.
Казалось бы идея «соберем за несколько пусков станцию на земной орбите, запустим экономичной скоростью к цели на автомате, а быстро и за один пуск будем только людей возить» — она очевидна и на поверхности…
Казалось бы идея «соберем за несколько пусков станцию на земной орбите, запустим экономичной скоростью к цели на автомате, а быстро и за один пуск будем только людей возить» — она очевидна и на поверхности…
Вторая часть будет про двойной парный пуск? Просто кажется схема 1,5/2 вроде как все еще не подлежит огласке )))
Нет, про СТК и как к нему пришли. Сборка в четыре пуска сейчас отброшена так как упорно не влазила в Ангару.
А, это тема хорошая, хотя Зак скорее всего будет оппонировать, и логика его возражений в общем понятная. До открытия всех деталей (как схемы, так и конструктивно-идеологических) поле для дискуссий будет весьма широким
Так проблема в том, что все ключевые элементы нашей схемы либо опубликованы, либо легко получаются анализом данных. А с чем Зак будет спорить? Он же тоже сейчас модели СТК рисует в своем блоге?
рисует конечно, но критикует ))) Основная претензия по сути там одна, объем целевых пусков очень мал, универсальности не хватает. Если не будет хотя бы по 3-4 пуска в год на ней, то ее ждет судьбы Энергии.
Хотя как раз элементы универсальности там частично заложены, тут она выгодно отличается от «предшественницы». Другое дело, будут ли в статье разбираться эти отличия, чтоб они потом все не пошли исключительно в комментариях
Хотя как раз элементы универсальности там частично заложены, тут она выгодно отличается от «предшественницы». Другое дело, будут ли в статье разбираться эти отличия, чтоб они потом все не пошли исключительно в комментариях
Не могли бы вы рассказать для людей, далёких от космонавтики, возможную практическую пользу от подобных полётов и вообще освоения Луны? Добыча пресловутого гелия-3?
Надо будет. Но для этого отдельная статья нужна…
Гелий-3 где-то в конце списка полезности, забудьте о нём. Термояда в экономике планеты пока нет вообще, стало быть нет и спроса на топливо для него.
Вкратце польза от освоения Луны:
Вкратце польза от освоения Луны:
- Чисто научные знания, о Земле, о солнечной системе
- Побочные продукты НИОКР, типа изобретения WD-40
- Добыча рабочего тела для дозаправки кораблей
- Строительство очень больших телескопов на невидимой стороне Луны, где нет шума от Земли
- (совсем уж отдалённо) Производство деталей космических аппаратов (не всех, но тех, что потяжелее)
Единственный реальный мотив для выделения бюджета на Луну, на ближайший десяток лет тот же, что и полвека назад — миссия престижа. Нет никаких других задач для человека на Луне, кроме демонстрации своей крутости. И своего государства, конечно же. Наука будет по остаточному принципу. Правда у России возникает свой мотив, кроме политического — загрузка работой своей космической промышленности. Хотя, отчасти, это и для США актуально, но во вторую очередь.
Чего это? Вода, кремний, алюминий с титаном на Луне есть, катапульта там выглядит реалистичней космического лифта здесь. Снабжать земную НОО топливом для дозаправки должно получиться дешевле с Луны.
Что, кроме водорода из воды на полюсах Луны, вы собираетесь использовать в качестве горючего? С другой стороны в водород-кислородной топливной паре масса горючего (водорода) примерно в шесть-восемь раз меньше, чем окислителя (кислорода), а получать кислород, при наличии оборотного водорода днём на Луне можно в любой точке поверхности.
В общем, не скажу, как обоими компонентами топлива, но кислородом можно снабжать Луну и окололунное пространство с Луны. На сколько далеко очень зависит от стоимости доставки ПН на НОО.
В общем, не скажу, как обоими компонентами топлива, но кислородом можно снабжать Луну и окололунное пространство с Луны. На сколько далеко очень зависит от стоимости доставки ПН на НОО.
Внезапно, метан. Его там есть, в тех же полярных льдах, что-то порядка 10%.
10% от массы грунта на лунных полюсах? Никогда не слышал.
От массы льда, разумеется.
В таком случае, ИМХО, содержащийся в метане углерод ценен сам по себе, как сырьё для химического и сельскохозяйственного (через СО2) производства. Водяной лёд интересен как топливо, а метан как источник углерода. Правда, пока не было возможности контактного исследования образцов грунта с полюсов…
Ивсё же, можно ссылку на большое содержание метана в полярном лунном грунте?
Ивсё же, можно ссылку на большое содержание метана в полярном лунном грунте?
Ну если у вас есть доступ за пейвол, смотрите результаты миссий LCROSS и Чандраян-1. Если нет, то вот мета-обзор, см. стр. 27.
Если кратко, то там нашли примерно 5.7% CO, а также примерно по 3% углекислоты, метана, этана и метанола, но это уже на грани чувствительности. Так что углерода на Луне много.
(Замечу, что уже после обзора по ссылке результаты LCROSS пересматривались, они там что-то накосячили в канале лайман-альфа. Некоторые говорят, ошибки могут достигать 5 раз).
Если кратко, то там нашли примерно 5.7% CO, а также примерно по 3% углекислоты, метана, этана и метанола, но это уже на грани чувствительности. Так что углерода на Луне много.
(Замечу, что уже после обзора по ссылке результаты LCROSS пересматривались, они там что-то накосячили в канале лайман-альфа. Некоторые говорят, ошибки могут достигать 5 раз).
UFO just landed and posted this here
А отработка элементов миссии на Марс? На мой дилктантский взгляд довольно много общего.
Общие элементы конечно есть. Ту же «Федерацию»/«Орион» можно использовать в составе перелетного модуля, для возвращения на Землю. Но сейчас у Российской Федерации нет каких либо планов/проектов связанных с пилотируемым полетом на Марс. Деньги уходят на Лунный проект.
Ну и если нет смысла в Луне, то какой смысл в Марсе? :)
Ну и если нет смысла в Луне, то какой смысл в Марсе? :)
Если мы хотим двигаться в дальний космос, то лучше бы нам отработать на Луне огромную кучу технологий. На ум сразу приходят следующие вещи:
— Посадка и взлёт с поверхности больших объёмов (модулей/аппаратов).
— Нужно научиться добывать и перерабатывать грунт в полезные материалы (топливо/стройматериалы).
— Нужно научиться строить/печатать/разворачивать жилые/рабочие/научные модули.
— Нужно отработать производство энергии/СЖО.
— Изучить влияние длительного пребывания экипажа на поверхности других тел.
— Создание орбитальных станций, как обитаемых так и автономных.
Всё это нужно сделать на Луне, и там это сделать намного проще чем где-либо то ни было.
А всё это делать придётся в любом случае.
— Посадка и взлёт с поверхности больших объёмов (модулей/аппаратов).
— Нужно научиться добывать и перерабатывать грунт в полезные материалы (топливо/стройматериалы).
— Нужно научиться строить/печатать/разворачивать жилые/рабочие/научные модули.
— Нужно отработать производство энергии/СЖО.
— Изучить влияние длительного пребывания экипажа на поверхности других тел.
— Создание орбитальных станций, как обитаемых так и автономных.
Всё это нужно сделать на Луне, и там это сделать намного проще чем где-либо то ни было.
А всё это делать придётся в любом случае.
практическая польза еще будет от постройки замкнутых (или хотя бы очень долгострочных) экосистем, пригодных для людей.
Мне кажется, что сразу планировать пилотируемый полет к Луне в стране, которая не летала дальше геостационарной орбиты — несколько преждевременно. Бежать впереди паровоза чревато катастрофой. Нужно поумерить аппетит, отойти на несколько шагов назад и посмотреть на опыт СССР, с чего они начинали? С пролетных миссий автоматических станций. Вот и России надо с этого начинать. Сначала пролетная миссия. Потом выход на орбиту Луны. Потом посадка зонда на поверхность. Забор и возврат грунта. Луноходы. И только после отработки этих новых для России технологий следует планировать пилотируемые экспедиции. Сначала несколько раз с манекенами для отработки системы жизнеобеспечения. Старт. Выход на траекторию к Луне. Орбита Луны. Посадка. Взлет. Потом так же отрабатываем с живыми людьми. И только после 3-4 успешных экспедиций можно начать мечтать о сборке постоянной орбитальной станции над Луной или посещаемой на поверхности Луны.
В каком это смысле не летали дальше ГСО, а ЭкзоМарс?
Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса. Европейцы конечно в итоге разбили о поверхность Скиапарелли, но мы на орбиту Марса долетели без замечаний, TGO прекрасно работает на НОО
Хотя конечно то, что сначала надо пустить автомат — тут на 100% согласен. Впрочем, вроде так и планируется
Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса. Европейцы конечно в итоге разбили о поверхность Скиапарелли, но мы на орбиту Марса долетели без замечаний, TGO прекрасно работает на НОО
Хотя конечно то, что сначала надо пустить автомат — тут на 100% согласен. Впрочем, вроде так и планируется
TGO европейский аппарат, российский вклад в доставку ограничился запуском на орбиту перелета к Марсу. Дальше российские приборы летят попутчиками.
Строго говоря, TGO это совместный аппарат, хотя я его условно принял европейским. Половина научной начинки там создано ИКИ РАН (FREND и ACS).
Так что тут надо все же подходить объективно — если вы весь аппарат считаете европейским, то всю доставку по логике должны считать российской. Ну, или (так все же точнее) Протон-М доставил на орбиту перелета не европейский, а совместный российско-европейский аппарат, в программе 4 равноправных участника — ESA, Роскосмос, НПОЛ, ИКИ РАН.
Ну, а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна. А само торможение было все же аэробрейкингом. S400-15 это 424 Н тяги в маршевом режиме и 20х10 Н движков для ориентации.
Так что выведение было столь точным, что что называть его запуском на орбиту перелета не совсем корректно, вернее говорить, что европейская маршевая установка оказалась хоть и полезным как резерв, но все же попутчиком до самой встречи с Марсом. Как был попутчиком и разбитый в итоге Скиапарелли.
Как обычно и бывает, используя детали конечный результат можно отображать диаметрально противоположно ))) Я же просто упростил до обеспечения перелета на Марс
Так что тут надо все же подходить объективно — если вы весь аппарат считаете европейским, то всю доставку по логике должны считать российской. Ну, или (так все же точнее) Протон-М доставил на орбиту перелета не европейский, а совместный российско-европейский аппарат, в программе 4 равноправных участника — ESA, Роскосмос, НПОЛ, ИКИ РАН.
Ну, а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна. А само торможение было все же аэробрейкингом. S400-15 это 424 Н тяги в маршевом режиме и 20х10 Н движков для ориентации.
Так что выведение было столь точным, что что называть его запуском на орбиту перелета не совсем корректно, вернее говорить, что европейская маршевая установка оказалась хоть и полезным как резерв, но все же попутчиком до самой встречи с Марсом. Как был попутчиком и разбитый в итоге Скиапарелли.
Как обычно и бывает, используя детали конечный результат можно отображать диаметрально противоположно ))) Я же просто упростил до обеспечения перелета на Марс
Ну, а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна.
То есть здесь здесь написано вранье? Пишут, что двигатель 52 минуты работал, а Вы утверждаете, что было не нужно. И это еще не orbit insertion, до него еще больше 2-ух месяцев.
А само торможение было все же аэробрейкингом.
А ESA и не в курсе, пишут что двигатель больше двух часов работал, изменив скорость более чем на 1.5км/c. И только потом TGO тормозил аэробрейкингом, с орбиты 98000×200 до 400x400, причем тормозил почти год.
Не совсем понял ваше возмущение.
Перечитайте внимательнее вашу цитату — 52 минуты он работал только 19 октября (потом еще было включение на 2+ часа). Так же перечитайте свой же источник — 18 июля они проводили тестовый прожиг, по результатам которого «The performance that day was not as expected because of a misconfiguration». И именно этот тест исказил траекторию, так что тут не стоит вешать это на Прогресс. Хотя, если бы неверная конфигурация была бы выявлена позже, то возможно бы TGO был потерян.
далее еще одна цитата из вашего же источника:
In addition to the firing slots available in September and October, which will provide final fine adjustments to the trajectory before the separation of Schiaparelli on 16 October, ExoMars must also raise its orbit on 17 October and manoeuvre into Mars orbit on 19 October.
Эти 52 минуты — это «manoeuvre into Mars orbit on 19 October», то есть маневрирование НА орбите Марса.
Во втором вашем источнике есть еще одна незамеченная вами тонкость, которую вы интерпретировали, а не прочитали дословно:
reducing the spacecraft’s speed and direction by more than 1.5 km/s.
снижение «скорости И НАПРАВЛЕНИЯ» это вообще то не гашение скорости в прямом смысле, а снижение проекции на новое направление — то есть вектор наклонили, что привело к уменьшению его проекции на старое направление.
Кстати, в вашей же новости от 19 октября указано, что «The TGO is now on its planned orbit around Mars», как и указано, что через 107 минут после начала маневра началось вхождение в атмосферу Марса.
Внимательнее читайте свой же источник, в нем все верно указано, просто читайте его дословно
Перечитайте внимательнее вашу цитату — 52 минуты он работал только 19 октября (потом еще было включение на 2+ часа). Так же перечитайте свой же источник — 18 июля они проводили тестовый прожиг, по результатам которого «The performance that day was not as expected because of a misconfiguration». И именно этот тест исказил траекторию, так что тут не стоит вешать это на Прогресс. Хотя, если бы неверная конфигурация была бы выявлена позже, то возможно бы TGO был потерян.
далее еще одна цитата из вашего же источника:
In addition to the firing slots available in September and October, which will provide final fine adjustments to the trajectory before the separation of Schiaparelli on 16 October, ExoMars must also raise its orbit on 17 October and manoeuvre into Mars orbit on 19 October.
Эти 52 минуты — это «manoeuvre into Mars orbit on 19 October», то есть маневрирование НА орбите Марса.
Во втором вашем источнике есть еще одна незамеченная вами тонкость, которую вы интерпретировали, а не прочитали дословно:
reducing the spacecraft’s speed and direction by more than 1.5 km/s.
снижение «скорости И НАПРАВЛЕНИЯ» это вообще то не гашение скорости в прямом смысле, а снижение проекции на новое направление — то есть вектор наклонили, что привело к уменьшению его проекции на старое направление.
Кстати, в вашей же новости от 19 октября указано, что «The TGO is now on its planned orbit around Mars», как и указано, что через 107 минут после начала маневра началось вхождение в атмосферу Марса.
Внимательнее читайте свой же источник, в нем все верно указано, просто читайте его дословно
Перечитайте внимательнее вашу цитату — 52 минуты он работал только 19 октября
Нет. Не 19 октября. Новость опубликована 28 июля.
28 July 2016 Following a lengthy firing of its powerful engine this morning, ESA’s ExoMars Trace Gas Orbiter is on track to arrive at the Red Planet in October.
ExoMars made its first critical manoeuvre since its 14 March launch this morning, firing its engine for 52 minutes
Если не верите тексту, то вот она же в архиве от 29 июля 2016:
http://web.archive.org/web/20160729140828/https://www.esa.int/Our_Activities/Operations/Engine_burn_gives_Mars_mission_a_kick
А по второй новости
The Trace Gas Orbiter (TGO) of ESA’s ExoMars 2016 has successfully performed the long 139-minute burn required to be captured by Mars and entered an elliptical orbit around the Red Planet,
TGO’s Mars orbit insertion burn lasted from 13:05 to 15:24 GMT on 19 October, reducing the spacecraft’s speed and direction by more than 1.5 km/s.
Кстати, в вашей же новости от 19 октября указано, что «The TGO is now on its planned orbit around Mars», как и указано, что через 107 минут после начала маневра началось вхождение в атмосферу Марса.
Через 107 минут в атмосферу вошел Скипарелли. А TGO тормозил с марта 2017 по февраль 2018
http://exploration.esa.int/mars/59991-aerobraking-progress/
the ExoMars Trace Gas Orbiter as it used aerobraking to lower its orbit between March 2017 and February 2018, during the year-long aerobraking campaign at Mars.
The aerobraking concluded on 20 February, when the spacecraft fired its thrusters to raise the pericentre altitude to about 200 km, well out of the atmosphere, leaving the Trace gas Orbiter in an orbit of 1050 × 200 km.
Если вы говорите про маневр 28 июля, по там вообще то указана причина этого маневра — не штатная, а для устранение ошибок тестового прожига и второго прожига, уже после устранения ошибок (внутренних установки, а не ошибок траектории). Первый тест 18 июля дал нерасчетную тягу, поэтому 21 июля тыл повторный тест. В следствии этих незапланированных маневров пришлось вносить поправки, произведенные 28 июля.
Там же конкретно указано: «In addition to the firing slots available in September and October, which will provide final fine adjustments to the trajectory before the separation of Schiaparelli on 16 October, ExoMars must also raise its orbit on 17 October and manoeuvre into Mars orbit on 19 October.» — штатно маневры коррекции были на сентябрь и октябрь.
В вашем источнике все достаточно точно указано, вы просто невнимательно его читаете — предпоследний абзац.
PS То, что они устранили последствие собственной ошибки — это хорошо, но ставить в заслугу то, чего и не должно было быть, несколько странно. Мартовская коррекция отменилась, так как выведение было намного точнее прогнозируемого, следующая коррекция планировалась осенью. Ошибка настройки движка (который тестили конечно заранее) внесла потребность дополнительной коррекции.
Там же конкретно указано: «In addition to the firing slots available in September and October, which will provide final fine adjustments to the trajectory before the separation of Schiaparelli on 16 October, ExoMars must also raise its orbit on 17 October and manoeuvre into Mars orbit on 19 October.» — штатно маневры коррекции были на сентябрь и октябрь.
В вашем источнике все достаточно точно указано, вы просто невнимательно его читаете — предпоследний абзац.
PS То, что они устранили последствие собственной ошибки — это хорошо, но ставить в заслугу то, чего и не должно было быть, несколько странно. Мартовская коррекция отменилась, так как выведение было намного точнее прогнозируемого, следующая коррекция планировалась осенью. Ошибка настройки движка (который тестили конечно заранее) внесла потребность дополнительной коррекции.
Если вы говорите про маневр 28 июля, по там вообще то указана причина этого маневра — не штатная, а для устранение ошибок тестового прожига
http://web.archive.org/web/20160331135112/http://exploration.esa.int/mars/57607-timeline/
Вот таймлайн миссии на 14 марта 2016 (заархивирован 31 марта). Как видим, Largest engine burn был запланирован на 28 июля уже тогда.
И второе, я тут упоминал, что маневр изменил скорость более чем на 300 м/c, я правильно понимаю, что Вы считаете реальной возможность сбоя при:
A brief burn was made on 18 July to test the engine for the first time. The performance that day was not as expected because of a misconfiguration, so a repeat test was done on 21 July, which ran perfectly.
Возможно нерасчетное изменение скорости на 300 м/c?
PS То, что они устранили последствие собственной ошибки — это хорошо, но ставить в заслугу то, чего и не должно было быть, несколько странно.
Я привел ссылку, что этот маневр должен был быть.
Хотелось бы увидеть цитату, что причиной маневра было исправление ошибки. Просто упоминание, что была ошибка при коротком тестовом прожиге недостаточно, что бы объявить почти часовой маневр исправлением этой ошибки.
Вы верно указали, что был запланирован тест, причем кратковременный. Так же вы верно указали, что пришлось проводить второй тест. Что не совсем верно, так это использование для оценки движения такого абстрактного параметра как «ХС». Что именно под этим вы подразумевали — модуль скорости? Энергетические затраты, которые вели к изменению скорости, приведенную к точке апогея? Или проекцию скорости на касательную к орбите (в точке ошибки или точке коррекции?).
Поэтому и не люблю эти систему параметров, она слишком не информативна. Если бы дали параметры измененной орбиты, плюс изменение вектора Лапласа за маневры, то было бы хоть что то понятно. Ведь в ходе маневров то менялась масса, так что можно было бы судить и о том, сколько ушло не на тест маршевого, а на тесты ориентации (они ведь его вращали очень много, пока проводили изменение конфигурации, и при каждой фиксированной ориентации пробовали тягу маршевого) — в итоге топливо потрачено, но сколько его интегрально ушло на динамику, а сколько в «качание» не совсем ясно, как и не ясно, на каждом ли элементе теста они гасили паразитные искажения орбиты (ту же ист.аномалию или прецессию). Но там упрощенный движок с фиксированной осью тяги. Известно только сколько было потеряно топлива применительно к идеальной ХС, а это мало что дает. Разве что это могло явиться (из-за снижения массы) причиной неточного вхождения в атмосферу, из-за чего и была аварийная трасса для Скиапарелли.
PS указанная вами циклограмма вообще то несколько урезана. В 21:28:26 уже начался тест передатчика (ловили на станцию Малинди, Кения), а перед этим был первый запуск двигателей ориентации. Далее шли на гироскопах. 21 марта должна была быть первая коррекция, но она оказалось не нужной. Это весьма детально описывал Д. Бецис
Кстати, на самом деле есть причина, посему полет пошел туго. На TGO были выявлены дефектные датчики давления, и из-за их замены запуск сдвинули на март. Теоретически, это утяжеляло работу Бризу — вместо 9 часов работал 11 — первое включение в 12:45, потом 14:10, 16:25 (это уже на переходную) и четвертое на отлетную уже в 22:50, отделение в 23,15, в 00,29 первый прием в Кении, в 01.01 первая обратная команда. Но как раз Бриз отработал на пятерочку, а вот в TGO после смены датчиков полную проверку так и не провели.
В итоге вместо короткого теста добавилась еще серия маневров (ориентацию+прожиг), которые суммарно и набрали 52 минуты.
Кстати, из интереса — при тяге 424 Н и стартовой массе 4322 мы имеем ускорение 98,1 мм/с. За 52 минуты (3120 сек) получим как раз эти самые 300 м/с… только если будем поддерживать ориентацию постоянно по касательной к орбите. Вот отсюда и взято это число. Это не изменение скорости, это эквивалент изменения скорости при прямолинейном движении (например, если ты двигатель как на условном Союзе имел свободный угол по осям Y и Z)
Поэтому и не люблю эти систему параметров, она слишком не информативна. Если бы дали параметры измененной орбиты, плюс изменение вектора Лапласа за маневры, то было бы хоть что то понятно. Ведь в ходе маневров то менялась масса, так что можно было бы судить и о том, сколько ушло не на тест маршевого, а на тесты ориентации (они ведь его вращали очень много, пока проводили изменение конфигурации, и при каждой фиксированной ориентации пробовали тягу маршевого) — в итоге топливо потрачено, но сколько его интегрально ушло на динамику, а сколько в «качание» не совсем ясно, как и не ясно, на каждом ли элементе теста они гасили паразитные искажения орбиты (ту же ист.аномалию или прецессию). Но там упрощенный движок с фиксированной осью тяги. Известно только сколько было потеряно топлива применительно к идеальной ХС, а это мало что дает. Разве что это могло явиться (из-за снижения массы) причиной неточного вхождения в атмосферу, из-за чего и была аварийная трасса для Скиапарелли.
PS указанная вами циклограмма вообще то несколько урезана. В 21:28:26 уже начался тест передатчика (ловили на станцию Малинди, Кения), а перед этим был первый запуск двигателей ориентации. Далее шли на гироскопах. 21 марта должна была быть первая коррекция, но она оказалось не нужной. Это весьма детально описывал Д. Бецис
Кстати, на самом деле есть причина, посему полет пошел туго. На TGO были выявлены дефектные датчики давления, и из-за их замены запуск сдвинули на март. Теоретически, это утяжеляло работу Бризу — вместо 9 часов работал 11 — первое включение в 12:45, потом 14:10, 16:25 (это уже на переходную) и четвертое на отлетную уже в 22:50, отделение в 23,15, в 00,29 первый прием в Кении, в 01.01 первая обратная команда. Но как раз Бриз отработал на пятерочку, а вот в TGO после смены датчиков полную проверку так и не провели.
В итоге вместо короткого теста добавилась еще серия маневров (ориентацию+прожиг), которые суммарно и набрали 52 минуты.
Кстати, из интереса — при тяге 424 Н и стартовой массе 4322 мы имеем ускорение 98,1 мм/с. За 52 минуты (3120 сек) получим как раз эти самые 300 м/с… только если будем поддерживать ориентацию постоянно по касательной к орбите. Вот отсюда и взято это число. Это не изменение скорости, это эквивалент изменения скорости при прямолинейном движении (например, если ты двигатель как на условном Союзе имел свободный угол по осям Y и Z)
Что не совсем верно, так это использование для оценки движения такого абстрактного параметра как «ХС». Что именно под этим вы подразумевали — модуль скорости?
Суммарное изменение скорости. Ваши рассуждения о непонятности абсолютно нерелевантны, поскольку вы изначально писали, что коррекции были вообще не нужны. Потом писали что это был маневр при подлете к Марсу. Потом писали, что этим маневром исправляли ошибку, которую сами же вызвали сбоем двигателя при тестовом прожиге. Теперь, похоже, Вы клоните, что такой огромный запас топлива (достаточный, что бы изменить скорость на 326,5 м/c суммарно) сожгли в разные стороны просто от неумения управлять аппаратом.
Известно только сколько было потеряно топлива применительно к идеальной ХС, а это мало что дает. Разве что это могло явиться (из-за снижения массы) причиной неточного вхождения в атмосферу, из-за чего и была аварийная трасса для Скиапарелли.
Нет, известно, насколько суммарно изменилась скорость аппарата. Маневр контролировался аксеолерометрами, а на случай отклонений (которые почти наверняка были, и измерялись бы уже по отклонению траектории аппарата) было запланировано еще две коррекции (тоже заранее, если что).
PS указанная вами циклограмма вообще то несколько урезана.
Это не циклограмма, а
This timeline outlines some of the main events for the ExoMars 2016 mission.
Там не разобраны в подробностях все операции. Но того, что там указано более чем достаточно, чтобы опровергнуть ваше утверждение, что коррекции были вызваны исправлением собственных ошибок, поскольку объявлены они были заранее, за ~4 месяца до проведения самого маневра.
В итоге вместо короткого теста добавилась еще серия маневров (ориентацию+прожиг), которые суммарно и набрали 52 минуты.
http://blogs.esa.int/rocketscience/2016/07/27/the-big-burn/, опубликовано за день до маневра, если что. Никаких тестов и пустого верчения аппарата, никакой серии маневров. Жгли пока акселерометры не сказали, что цель маневра достигнута.
Tomorrow, 28 July, ExoMars/TGO will conduct one of the most critical activities during the voyage to Mars: a very large engine burn in deep space (DSM-1) that starts at 09:30 UTC (11:30 CEST), runs for about 50 mins and that is planned to change the craft’s direction and speed (‘delta-v’) by 326.497 m/second.
The amount of delta-v is programmed; the length of the burn will be automatically controlled by on-board software, which will shut off the engine once the target delta-v is achieved, as sensed by accelerometers – this should be about 50 mins.
This burn will provide about 95% of the delta-v needed to line up TGO to intercept Mars on 19 October. A second deep space manoeuvre (DSA-2) is set for 11 August and a set of small ‘trim’ manoeuvres are set for 19 September and 14 October.
Я не говорил, что коррекция вообще не была нужна, я как раз указывал, что первоначально первая коррекция была запланирована, но по результатам измерений выяснилось 21 марта, что эта эта коррекция будет не нужна, так как выведение оказалось точнее планируемого.
Следующая коррекция планировалась уже на подлете к орбите Марса. Но из-за ошибки при создании аппарата (что привело к накоплению ошибок при неверном прожиге, а потом и при запусках движка для перенастройки) пришлось менять траекторные расчеты. Поэтому планируемая изначально незначительная июльская коррекция оказалась намного больше планируемой при запуске. Кстати, в том числе и по причине переноса старта.
Это называется меневр DSM, и базово его длительность была 14 суток, периодическими включениями. В реальности там речь не о торможении или разгоне, а о небольшом довороте и растяжении орбиты. Поэтому изменение ХС тут создает ложное представление о сути маневра (словно был разгон вдоль касательной к орбите), оно удобно только для оценки состояния корабля (из-за расхода топлива масса падает, ц.м., моменты инерции по осям надо пересчитывать).
Кстати, сходная ситуация была и у поверхности Марса. Там не было торможения движками, а был как раз «разгон» в перицентре, чтобы не упасть как Скиапарелли. А основные траты топлива были на маневрах 19, 23 и 27 января — но там не «тормозили», а меняли наклонение — с 7 аж до 74 градусов. Вот на это и ушло почти все топливо, а торможение было именно аэробрейкингом, как я в начале и писал.
Впрочем, как то незаметно разговор ушел в другую тему ))) суть моих слов была в том, что если считать аппарат европейским, то и перелет надо «округлить» до российского, или же называть и то и то совместным. В обоих случаях российская часть отработала безупречно, претензии как раз к европейцам. Возможно поэтому в новой миссии Экзомарс-2020 десантный модуль тоже будет нашим. И как по мне, так это хорошо, лишняя тренировка перед работой с Луной и особенно по Венере-Д
Следующая коррекция планировалась уже на подлете к орбите Марса. Но из-за ошибки при создании аппарата (что привело к накоплению ошибок при неверном прожиге, а потом и при запусках движка для перенастройки) пришлось менять траекторные расчеты. Поэтому планируемая изначально незначительная июльская коррекция оказалась намного больше планируемой при запуске. Кстати, в том числе и по причине переноса старта.
Это называется меневр DSM, и базово его длительность была 14 суток, периодическими включениями. В реальности там речь не о торможении или разгоне, а о небольшом довороте и растяжении орбиты. Поэтому изменение ХС тут создает ложное представление о сути маневра (словно был разгон вдоль касательной к орбите), оно удобно только для оценки состояния корабля (из-за расхода топлива масса падает, ц.м., моменты инерции по осям надо пересчитывать).
Кстати, сходная ситуация была и у поверхности Марса. Там не было торможения движками, а был как раз «разгон» в перицентре, чтобы не упасть как Скиапарелли. А основные траты топлива были на маневрах 19, 23 и 27 января — но там не «тормозили», а меняли наклонение — с 7 аж до 74 градусов. Вот на это и ушло почти все топливо, а торможение было именно аэробрейкингом, как я в начале и писал.
Впрочем, как то незаметно разговор ушел в другую тему ))) суть моих слов была в том, что если считать аппарат европейским, то и перелет надо «округлить» до российского, или же называть и то и то совместным. В обоих случаях российская часть отработала безупречно, претензии как раз к европейцам. Возможно поэтому в новой миссии Экзомарс-2020 десантный модуль тоже будет нашим. И как по мне, так это хорошо, лишняя тренировка перед работой с Луной и особенно по Венере-Д
Во первых
Вы, вообще то, писали, что
То есть TGO вышел на орбиту вообще без коррекций.
Так что не надо уточнять про одну конкретную коррекцию 21 марта, вы писали что не понадобились коррекции а не коррекция.
Во вторых, я уже в недоумении. Я привел ссылки на публикации ESA, о том, что маневры были запланированы, были проведены как и запланировано, и были именно маневрами.
Вы же опровергаете (вернее отмахиваетесь) просто голословными фантазиями. Потому что только голословными фантазиями можно превратить текст
В
Еще раз, ESA прямым текстом пишут — 139 минут тормозили и сбросили скорость на 1,5 км/c для перехода на орбиту. 139 минут работы двигателя это не аэробрейкинг, 19 октября это не январь а orbit Insertion burn это не изменение наклонения. А что касается аеробрейкинга, то им не выходили на орбиту, а переводили высокоэллиптическую орбиту 98000x200 км, с использованием корректирующих маневров, в круговую 400x400 км. И проводили это торможение не однократно при прилете, а в течение 11 месяцев подряд.
Или вот, эту фразу
Не превратить в это
И сразу еще добавлю, вот, что бы Вы не могли утверждать, что изначально планировали пачку маневров в течение 14 дней, а потом поменяли из-за сбоев: http://web.archive.org/web/20160316235853/http://blogs.esa.int/rocketscience/2016/03/09/the-big-blog-post-how-exomarstgo-schiaparelli-get-to-where-theyre-going/
Это опубликовано еще до запуска, 9 марта 2016.
И маневр выхода на орбиту тоже указан.
То есть эти маневры еще до запуска были запланированы, и проведены они именно в те дни что и запланировано, и именно так, как запланировано.
И повторюсь, вы сейчас не меня опровергаете, а материалы ESA, поэтому если это не Ваши пустые фантазии, то предоставьте пожалуйста ссылки, а то мне надоедает объяснять, что когда ESA пишут что «мы провели запланированную коррекцию» это значит что они провели запланированную коррекцию а не «они сделали что-угодно кроме коррекции».
Я не говорил, что коррекция вообще не была нужна, я как раз указывал, что первоначально первая коррекция была запланирована
Вы, вообще то, писали, что
Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса.
а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось.
То есть TGO вышел на орбиту вообще без коррекций.
Так что не надо уточнять про одну конкретную коррекцию 21 марта, вы писали что не понадобились коррекции а не коррекция.
Во вторых, я уже в недоумении. Я привел ссылки на публикации ESA, о том, что маневры были запланированы, были проведены как и запланировано, и были именно маневрами.
Вы же опровергаете (вернее отмахиваетесь) просто голословными фантазиями. Потому что только голословными фантазиями можно превратить текст
The Trace Gas Orbiter (TGO) of ESA's ExoMars 2016 has successfully performed the long 139-minute burn required to be captured by Mars and entered an elliptical orbit around the Red Planet, while contact has not yet been confirmed with the mission's test lander from the surface.
TGO's Mars orbit Insertion burn lasted from 13:05 to 15:24 UTC on 19 October, reducing the spacecraft's speed and direction by more than 1.5 km/s. The TGO is now on its planned orbit around Mars
В
А основные траты топлива были на маневрах 19, 23 и 27 января — но там не «тормозили», а меняли наклонение — с 7 аж до 74 градусов. Вот на это и ушло почти все топливо, а торможение было именно аэробрейкингом, как я в начале и писал.
Еще раз, ESA прямым текстом пишут — 139 минут тормозили и сбросили скорость на 1,5 км/c для перехода на орбиту. 139 минут работы двигателя это не аэробрейкинг, 19 октября это не январь а orbit Insertion burn это не изменение наклонения. А что касается аеробрейкинга, то им не выходили на орбиту, а переводили высокоэллиптическую орбиту 98000x200 км, с использованием корректирующих маневров, в круговую 400x400 км. И проводили это торможение не однократно при прилете, а в течение 11 месяцев подряд.
Или вот, эту фразу
a very large engine burn in deep space (DSM-1) that starts at 09:30 UTC (11:30 CEST), runs for about 50 mins and that is planned to change the craft’s direction and speed (‘delta-v’) by 326.497 m/second.
The amount of delta-v is programmed; the length of the burn will be automatically controlled by on-board software, which will shut off the engine once the target delta-v is achieved, as sensed by accelerometers – this should be about 50 mins.
Не превратить в это
Это называется меневр DSM, и базово его длительность была 14 суток, периодическими включениями. В реальности там речь не о торможении или разгоне, а о небольшом довороте и растяжении орбиты.
И сразу еще добавлю, вот, что бы Вы не могли утверждать, что изначально планировали пачку маневров в течение 14 дней, а потом поменяли из-за сбоев: http://web.archive.org/web/20160316235853/http://blogs.esa.int/rocketscience/2016/03/09/the-big-blog-post-how-exomarstgo-schiaparelli-get-to-where-theyre-going/
Это опубликовано еще до запуска, 9 марта 2016.
28 July – TGO carries out one of the most critical activities during the voyage to Mars: a very large engine burn in deep space that changes its direction and velocity by some 326 m/second. This mid-course trajectory correction manoeuvre will line the spacecraft up to intersect the Red Planet on 19 October.
И маневр выхода на орбиту тоже указан.
it will conduct a critical engine burn, using its 424-N main engine to conduct the Mars Orbit Insertion (MOI) manoeuvre. This manoeuvre will slow TGO by 1550 m/sec, sufficient to be captured into an initial Mars orbit (a double what was needed for Mars Express capture in 2003), and will last about 134 minutes, beginning at 13:09 UTC on 19 October.
То есть эти маневры еще до запуска были запланированы, и проведены они именно в те дни что и запланировано, и именно так, как запланировано.
И повторюсь, вы сейчас не меня опровергаете, а материалы ESA, поэтому если это не Ваши пустые фантазии, то предоставьте пожалуйста ссылки, а то мне надоедает объяснять, что когда ESA пишут что «мы провели запланированную коррекцию» это значит что они провели запланированную коррекцию а не «они сделали что-угодно кроме коррекции».
Ну, если вы настаиваете и все же хотите обсудить, что я писал и кто неправильно использует формулировки, давайте обсудим )))
1. До пояснения я писал ПОЛНОСТЬЮ корректно — «Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса». Я не писал НОО Марса, я писал про орбиту Марса, а она вообще то гелеоцентрична. Таким образом, на орбиту Марса доставлял именно Протон. Коррекция движения связки требовалась не для доставки на орбиту Марса, я для подхода к ней в нужный момент, чтоб обеспечить переход в точке пересечения с орбиты перелета на марсоцентричную орбиту.
Так что вы или невнимательно читали мой текст или не совсем понимаете терминологию, но почему то придираетесь к моей полностью корректной формулировке.
2. Потом привел пояснение этой фразы, предполагая, что меня не совсем поняли:
«Так что тут надо все же подходить объективно — если вы весь аппарат считаете европейским, то всю доставку по логике должны считать российской. Ну, или (так все же точнее) Протон-М доставил на орбиту перелета не европейский, а совместный российско-европейский аппарат»
Так что давайте определимся — вы хотите говорить у упрощенных формулировках, или точных?
Если упрощенных — я дал наиболее простое пояснение по маневрам. Если в точных, то не нужно давать свои трактовки сообщениям ЕКА. Вас совсем не смутило «reducing the spacecraft's speed and direction by more than 1.5 km/s.»? Вы упорно трактуете это как торможение. Тогда расскажите, как вы трактуете «снижение направления»?
Кстати, для оценки энергетических трат приведу небольшие пояснения по скоростям. Вход Скиапарелли в атмосферу (это была «скользящая схема») проходил на скорости 21 тыс км/ч, суть более 5,8 км/с на высоте около 112,5 км от поверхности.
Вторая космическая на этой высоте 4.946 км/с.
Если бы TGO погасил бы 1,5 км/с, он бы вообще не удержался бы даже на этой НОО в 112,5 км. Можно даже прикинуть, где бы он остался — с учетом того, что часть гашения перешло бы в снижение потенциальной энергии.
Кстати, наши источники тоже грешили описанием, упростив до уровня «через 12 часов после разделения TGO дал импульс на ускорения 10 м/с для перехода в пролетную гиперболическую, а в последствии после получения тормозного импульса в 1550 м/с перешел на близкую к полярной высокоэллиптическую». Как видите, наши тоже мягко говоря наклонение орбиты записали в потери на торможение, а само наклонение решили считать «бесплатным». Хотя, потом все же отдельно добавили пояснение по маневру.
Кстати, если уж совсем детализировать, то кроме маневра 28 июля планировался еще один, 11 августа (совмещение номиналки+коррекция). Величина импульса 1,7 м/с. Им устранили перекомпенсацию от 28 июля
Более детально можете это у Эйсмонта глянуть, пусть немного рвано дается, но все же объем данных достаточный для описания перелета
epizodyspace.ru/bibl/n_i_j/2017/4/4-16.pdf
1. До пояснения я писал ПОЛНОСТЬЮ корректно — «Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса». Я не писал НОО Марса, я писал про орбиту Марса, а она вообще то гелеоцентрична. Таким образом, на орбиту Марса доставлял именно Протон. Коррекция движения связки требовалась не для доставки на орбиту Марса, я для подхода к ней в нужный момент, чтоб обеспечить переход в точке пересечения с орбиты перелета на марсоцентричную орбиту.
Так что вы или невнимательно читали мой текст или не совсем понимаете терминологию, но почему то придираетесь к моей полностью корректной формулировке.
2. Потом привел пояснение этой фразы, предполагая, что меня не совсем поняли:
«Так что тут надо все же подходить объективно — если вы весь аппарат считаете европейским, то всю доставку по логике должны считать российской. Ну, или (так все же точнее) Протон-М доставил на орбиту перелета не европейский, а совместный российско-европейский аппарат»
Так что давайте определимся — вы хотите говорить у упрощенных формулировках, или точных?
Если упрощенных — я дал наиболее простое пояснение по маневрам. Если в точных, то не нужно давать свои трактовки сообщениям ЕКА. Вас совсем не смутило «reducing the spacecraft's speed and direction by more than 1.5 km/s.»? Вы упорно трактуете это как торможение. Тогда расскажите, как вы трактуете «снижение направления»?
Кстати, для оценки энергетических трат приведу небольшие пояснения по скоростям. Вход Скиапарелли в атмосферу (это была «скользящая схема») проходил на скорости 21 тыс км/ч, суть более 5,8 км/с на высоте около 112,5 км от поверхности.
Вторая космическая на этой высоте 4.946 км/с.
Если бы TGO погасил бы 1,5 км/с, он бы вообще не удержался бы даже на этой НОО в 112,5 км. Можно даже прикинуть, где бы он остался — с учетом того, что часть гашения перешло бы в снижение потенциальной энергии.
Кстати, наши источники тоже грешили описанием, упростив до уровня «через 12 часов после разделения TGO дал импульс на ускорения 10 м/с для перехода в пролетную гиперболическую, а в последствии после получения тормозного импульса в 1550 м/с перешел на близкую к полярной высокоэллиптическую». Как видите, наши тоже мягко говоря наклонение орбиты записали в потери на торможение, а само наклонение решили считать «бесплатным». Хотя, потом все же отдельно добавили пояснение по маневру.
Кстати, если уж совсем детализировать, то кроме маневра 28 июля планировался еще один, 11 августа (совмещение номиналки+коррекция). Величина импульса 1,7 м/с. Им устранили перекомпенсацию от 28 июля
Более детально можете это у Эйсмонта глянуть, пусть немного рвано дается, но все же объем данных достаточный для описания перелета
epizodyspace.ru/bibl/n_i_j/2017/4/4-16.pdf
До пояснения я писал ПОЛНОСТЬЮ корректно — «Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса». Я не писал НОО Марса, я писал про орбиту Марса, а она вообще то гелеоцентрична. Таким образом, на орбиту Марса доставлял именно Протон. Коррекция движения связки требовалась не для доставки на орбиту Марса, я для подхода к ней в нужный момент, чтоб обеспечить переход в точке пересечения с орбиты перелета на марсоцентричную орбиту.
Вообще то нет, вы писали не то, что коррекции понадобились для пересечения марсианской орбиты в нужный момент. Вы писали, что коррекции вообще не понадобились, что встреча с Марсом (не пересечение его орбиты) обеспечилось точностью выведения, а торможение для перехода на Марсианскую орбиту было проведено аэробрейком, и двигатель вплоть до подлета к Марсу был «резервом» и «попутчиком».
Ну, а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна. А само торможение было все же аэробрейкингом. S400-15 это 424 Н тяги в маршевом режиме и 20х10 Н движков для ориентации.
Так что выведение было столь точным, что что называть его запуском на орбиту перелета не совсем корректно, вернее говорить, что европейская маршевая установка оказалась хоть и полезным как резерв, но все же попутчиком до самой встречи с Марсом.
Так что давайте определимся — вы хотите говорить у упрощенных формулировках, или точных?
Если упрощенных — я дал наиболее простое пояснение по маневрам.
Ну вот по июльскому маневру Вы дали аж несколько взаимоисключающих версий. Сначала Вы объявили 52-минутный маневр октябрьским маневром при подлете к Марсу. Потом объявили его исправлением ошибок, допущенных 18 и 21 июля (хотя дата и длительность маневра была опубликована еще до старта TGO). Потом Вы назвали его серией маневров, которая была сделана вместо короткого теста, а потом еще и уточнили, что эта серия была запланирована на 14 суток (при том, что в реальности он длился 52 минуты без перерыва, и с самого начала был запланирован как одно длительное включение двигателя).
Причем Вы писали, что общее изменение скорости было получено суммированием вынужденных действий и маневров ориентации постфактум, хотя величина маневра была известна еще до старта аппарата.
Вход Скиапарелли в атмосферу (это была «скользящая схема») проходил на скорости 21 тыс км/ч, суть более 5,8 км/с на высоте около 112,5 км от поверхности.
Вторая космическая на этой высоте 4.946 км/с.
Если бы TGO погасил бы 1,5 км/с, он бы вообще не удержался бы даже на этой НОО в 112,5 км.
Вы сейчас сами внимательно перечитаете свой текст и признаете свою ошибку, или мне придется Вам объяснять, в чем разница между первой и второй космической скоростью, и что значит фраза «аппарат двигался со скоростью 5,8 км/c при второй космической меньше 5» в контексте необходимости торможения? Первая космическая для Марса на этой высоте примерно 3,5 км/c если что.
Более детально можете это у Эйсмонта глянуть, пусть немного рвано дается, но все же объем данных достаточный для описания перелета
Рвано не рвано, но почему то все упомянутые мной коррекции тоже упомянуты, причем в то же время и с тем же изменением скорости, и, что удивительно, ни слова о том, что маневр вызвали упомянутые Вами сбои. И тормозной импульс назван тормозным импульсом, а не «изменением направления». И про аэроторможение написано именно то, что писал я — торможение использовалось не для захвата, а для изменения орбиты с высокоэллиптической на круговую, и длилось около года.
Правда кое-что пропущено, например снижение перицентра в начале аэробрейка.
И с вот этим
а в последствии после получения тормозного импульса в 1550 м/с перешел на близкую к полярной высокоэллиптическую
явно ошибка или скорее отсутствие подробностей, которые были даны ниже, а именно:
Манёвры, которые двигатели аппарата TGO выполнили 19, 23 и 27 января 2017 года, изменили наклонение орбиты аппарата с 7 до 74 градусов. В результате плоскость орбиты, изначально почти совпадавшая с экваториальной, наклонилась таким образом, чтобы аппарат проходил над полярными областями. Именно такое наклонение будет у финальной рабочей орбиты с высотой около 400 км над поверхностью.
Ну или на esa.int
http://exploration.esa.int/mars/58782-angling-up-for-mars-science/
The three firings shifted its angle of travel with respect to the equator to almost 74° from the 7° of its October arrival. This essentially raised the orbit from equatorial to being much more north–south.
мои первые слова были 11 июня 2019 в 14:37, и там я писал именно «Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса».
Вы же приводите цитату только второго абзаца из уже последующего текста. Первый абзац того сообщения читали? Зачем вы выдергиваете только часть и пытаетесь анализировать ее как самостоятельную мысль?
Насчет того, что вы хотели что то объяснить… Давайте прямо, у нас видимо разные квалификации, судя по тому, как вы рассматриваете вопросы небесной механики. Моя непосредственная работа — математик программист, специализация — орбитальное маневрирование и ручная стыковка (2 отдел, в основном по «Союзу»).
Ну, а чтобы хоть как то определить, по какой именно теме у вас есть возражения, немного поясню, что из себе представляют маневры при перелете и как наиболее просто их посчитать «вручную». После этого можем вместе с вами проверить любой участок.
1. Находясь в сфере действия Земли (исключая перелет к Луне, это аномалия и исключение из правил) мы имеем ограниченную задачу двух тел, движение представляет собой возмущенную геоцентричную орбиту. Именно тут говоря о 1 или 2 космической мы подразумеваем скорость на высоте относительно Земли.
2. Покидая сферу действия Земли мы попадаем на гелеоцентричную орбиту и перелет уже идет по орбите, в фокусе которой находится Солнце. Это тоже ограниченная задача двух тел, но уже относительно Солнца, поэтому любые маневры тут подразумевают вектор Лапласа, определяемый произведением импульса (если хотите — скорости) на радиус-вектор между кораблем и Солнцем, а не Землей. Соответственно и скорости тут уже относительно Солнца
3. Попав в сферу действия Марса мы получаем третью задачу и скорости относительно Марса. Любая траектория перелета до окрестности орбиты Марса есть траектория перелета к орбите Марса, а траектория перелета до сферы действия Марса — есть перелет до орбиты относительно Марса.
4*. Для Экзомарса выбрали экзотическую схему. Траектория должна была не просто попасть в сферу действия Марса, а иметь «прицельное попадание». Именно для этого потребовались корректировки. В прицельной точке произошло разделение TGO и Скиапарелли. Посадочный получил «тычок» всего лишь около полуметра в секунду, чего оказалось достаточным для схода с орбиты и падения на поверхность Марса. После разделения TGO получил тычок (поясню, я говорю о проекциях на касательную к целевой орбите, а не об абсолютных величинах) около 10 м/с и перешел на гиперболическую траекторию. На некотором удалении скорость была немного погашена, чтоб получить условнозамкнутую орбиту (напомню, эллиптическая орбита это все же не плоская, а в области тора). При этом это было не просто гашение скорости (иначе перицентр бы стал еще ниже 122,5 км разделения TGO и посадочного), а перераспределение орбитальных параметров — повышение перицентра при большом эксцентриситете. Это позволило более экономично повернуть орбиту на огромный угол — 67 градусов. Затраты на такой поворот столь велики, что все эти «пляски» с выходом с гиперболической на предел неустойчивой орбиты и обратно оказались менее затратными, относительно полученного выигрыша.
После поворота (опять же не притормозили в прямом смысле) опустили перицентр так, чтобы он цеплял атмосферу и тормозили уже аэробрейкингом.
Определившись с терминологией, теперь поясните ваше понимание вопроса:
1. коррекция требовалась для перелета к орбите Марса, или для прицельной точки, чтобы свести Скиапарелли
2. Просчитывали ли вы траты топлива на каждый маневр, или используете столь же непоказательный параметр как «ХС» (кстати, напомню, после отделения посадочного масса упала, да и после предыдущих маневров тоже, так что относительные траты топлива на первую коррекцию значительно выше таковых на поворот орбиты, почему и решили «избавиться» от посадочного заранее).
Вы же приводите цитату только второго абзаца из уже последующего текста. Первый абзац того сообщения читали? Зачем вы выдергиваете только часть и пытаетесь анализировать ее как самостоятельную мысль?
Насчет того, что вы хотели что то объяснить… Давайте прямо, у нас видимо разные квалификации, судя по тому, как вы рассматриваете вопросы небесной механики. Моя непосредственная работа — математик программист, специализация — орбитальное маневрирование и ручная стыковка (2 отдел, в основном по «Союзу»).
Ну, а чтобы хоть как то определить, по какой именно теме у вас есть возражения, немного поясню, что из себе представляют маневры при перелете и как наиболее просто их посчитать «вручную». После этого можем вместе с вами проверить любой участок.
1. Находясь в сфере действия Земли (исключая перелет к Луне, это аномалия и исключение из правил) мы имеем ограниченную задачу двух тел, движение представляет собой возмущенную геоцентричную орбиту. Именно тут говоря о 1 или 2 космической мы подразумеваем скорость на высоте относительно Земли.
2. Покидая сферу действия Земли мы попадаем на гелеоцентричную орбиту и перелет уже идет по орбите, в фокусе которой находится Солнце. Это тоже ограниченная задача двух тел, но уже относительно Солнца, поэтому любые маневры тут подразумевают вектор Лапласа, определяемый произведением импульса (если хотите — скорости) на радиус-вектор между кораблем и Солнцем, а не Землей. Соответственно и скорости тут уже относительно Солнца
3. Попав в сферу действия Марса мы получаем третью задачу и скорости относительно Марса. Любая траектория перелета до окрестности орбиты Марса есть траектория перелета к орбите Марса, а траектория перелета до сферы действия Марса — есть перелет до орбиты относительно Марса.
4*. Для Экзомарса выбрали экзотическую схему. Траектория должна была не просто попасть в сферу действия Марса, а иметь «прицельное попадание». Именно для этого потребовались корректировки. В прицельной точке произошло разделение TGO и Скиапарелли. Посадочный получил «тычок» всего лишь около полуметра в секунду, чего оказалось достаточным для схода с орбиты и падения на поверхность Марса. После разделения TGO получил тычок (поясню, я говорю о проекциях на касательную к целевой орбите, а не об абсолютных величинах) около 10 м/с и перешел на гиперболическую траекторию. На некотором удалении скорость была немного погашена, чтоб получить условнозамкнутую орбиту (напомню, эллиптическая орбита это все же не плоская, а в области тора). При этом это было не просто гашение скорости (иначе перицентр бы стал еще ниже 122,5 км разделения TGO и посадочного), а перераспределение орбитальных параметров — повышение перицентра при большом эксцентриситете. Это позволило более экономично повернуть орбиту на огромный угол — 67 градусов. Затраты на такой поворот столь велики, что все эти «пляски» с выходом с гиперболической на предел неустойчивой орбиты и обратно оказались менее затратными, относительно полученного выигрыша.
После поворота (опять же не притормозили в прямом смысле) опустили перицентр так, чтобы он цеплял атмосферу и тормозили уже аэробрейкингом.
Определившись с терминологией, теперь поясните ваше понимание вопроса:
1. коррекция требовалась для перелета к орбите Марса, или для прицельной точки, чтобы свести Скиапарелли
2. Просчитывали ли вы траты топлива на каждый маневр, или используете столь же непоказательный параметр как «ХС» (кстати, напомню, после отделения посадочного масса упала, да и после предыдущих маневров тоже, так что относительные траты топлива на первую коррекцию значительно выше таковых на поворот орбиты, почему и решили «избавиться» от посадочного заранее).
4. На самом деле обычная схема для комбинированных марсианских аппаратов СА+КА. Так как оптимальная по энергетике. По другой схеме летали разве что «Викинги».
Еще раз прошу перестать сходить с темы. Вы писали прямо и однозначно:
Я привел факты, прямо опровергающие это высказывание. Маршевая установка не была резервом и попутчиком, а коррекции проводились. Еще раз. Вы прямым текстом писали, что коррекций не было, поскольку они не понадобились. Вы прямо написали, что до встречи с Марсом двигатель был «попутчиком».
А в реальности 28 июля была проведена 52-минутная коррекция траектории, причем о том, что она будет проведена было объявлено еще до запуска. То есть и коррекции понадобились и двигатель не был просто «попутчиком».
Ваше снисходительное «я профессионал и вынужден упрощать для вас — неспециалистов и вообще кто вы такой что бы спорить?» выглядело бы менее неубедительным, если бы Вы не демонстрировали в своем анализе склонность делать необоснованные предположения и выдавать их за факты, полностью игнорируя при этом то, что сами написали за пару часов до этого.
Вот, например. Я дал ссылку на маневр 28 июля, написав следующее, даже проакцентировав, что этот маневр был более чем за 2 месяца до подлета:
Вы ответили
Когда я отдельно указал, что маневр был все же 28 июля Вы ответили следующее:
Отдельно снова обвинив меня в невнимательности, а европейцев в ошибках.
Потом я притащил таймлайн миссии, опубликованный еще до запуска, в котором, сюрприз, этот маневр запланирован, причем именно в том виде, в котором он был проведен.
Вы снова все переиграли, и маневр превратился в
В то время как в реальности это было:
А так же добавили в причины перенос пуска
Или вот еще пример, уже из последнего сообщения.
То, что Вы задаете этот вопрос значит одно — материалы ESA по ссылкам Вы не читали, и что там было в реальности Вас не интересует. Потому что это самое изменение скорости не выводилось из затрат топлива, а было целью и критерием завершения маневра. Я же даже это процитировал, но Вы не обратили внимание. Не было «серии маневров которые в сумме дали изменение скорости» была программа «включить двигатель и выключить по достижению целевого изменения скорости».
А со стороны успешность проверяли эффектом Допплера
И еще раз, Ваши постоянные попытки перевести тему на обсуждение подробностей коррекции и терминологический спор о взаимоотношении характеристической скорости, скорости аппарата в определенный момент времени в трехмерном пространстве и скорости движения по орбите не сработают, поскольку предмет спора — ваши утверждения:
При этом именно все эти утверждения вместе. Если бы Вы уточнили, что имели ввиду, что Протон направил аппарат на отлетную траекторию, и высокая точность выведения позволила отменить одну из коррекций траектории, то вопрос был бы исчерпан. Но вы отдельно уточнили, что коррекций не было вообще, и до встречи с Марсом двигатель был «попутчиком» и «резервом».
Если же Вы утверждаете, что коррекции не понадобились, что двигатель был попутчиком до самой встречи с Марсом, и при этом коррекция траектории 28 июля была, просто я ее неправильно интерпретирую, то извините, но это или демагогия, или шизофрения.
И, кстати, на всякий случай отмечу — про коррекции я утверждаю исключительно те вещи, которые прямо объявлены в материалах ESA и которые я при этом цитирую. Я ни в одном комментарии не упоминал направление производимого маневра, и это и не требуется, поскольку Ваша фраза что «коррекции не понадобилось» значит, что коррекции не понадобились, а не то, что коррекция понадобилась, но не была «чем бы Вы там ни думали о моих представлениях о коррекции».
Ну, а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна. А само торможение было все же аэробрейкингом. S400-15 это 424 Н тяги в маршевом режиме и 20х10 Н движков для ориентации.
Так что выведение было столь точным, что что называть его запуском на орбиту перелета не совсем корректно, вернее говорить, что европейская маршевая установка оказалась хоть и полезным как резерв, но все же попутчиком до самой встречи с Марсом. Как был попутчиком и разбитый в итоге Скиапарелли.
Я привел факты, прямо опровергающие это высказывание. Маршевая установка не была резервом и попутчиком, а коррекции проводились. Еще раз. Вы прямым текстом писали, что коррекций не было, поскольку они не понадобились. Вы прямо написали, что до встречи с Марсом двигатель был «попутчиком».
А в реальности 28 июля была проведена 52-минутная коррекция траектории, причем о том, что она будет проведена было объявлено еще до запуска. То есть и коррекции понадобились и двигатель не был просто «попутчиком».
Давайте прямо, у нас видимо разные квалификации, судя по тому, как вы рассматриваете вопросы небесной механики. Моя непосредственная работа — математик программист, специализация — орбитальное маневрирование
Ваше снисходительное «я профессионал и вынужден упрощать для вас — неспециалистов и вообще кто вы такой что бы спорить?» выглядело бы менее неубедительным, если бы Вы не демонстрировали в своем анализе склонность делать необоснованные предположения и выдавать их за факты, полностью игнорируя при этом то, что сами написали за пару часов до этого.
Вот, например. Я дал ссылку на маневр 28 июля, написав следующее, даже проакцентировав, что этот маневр был более чем за 2 месяца до подлета:
То есть здесь написано вранье? Пишут, что двигатель 52 минуты работал, а Вы утверждаете, что было не нужно. И это еще не orbit insertion, до него еще больше 2-ух месяцев.
Вы ответили
Перечитайте внимательнее вашу цитату — 52 минуты он работал только 19 октября (потом еще было включение на 2+ часа).
Когда я отдельно указал, что маневр был все же 28 июля Вы ответили следующее:
Если вы говорите про маневр 28 июля, по там вообще то указана причина этого маневра — не штатная, а для устранение ошибок тестового прожига и второго прожига, уже после устранения ошибок (внутренних установки, а не ошибок траектории). Первый тест 18 июля дал нерасчетную тягу, поэтому 21 июля тыл повторный тест. В следствии этих незапланированных маневров пришлось вносить поправки, произведенные 28 июля.
Отдельно снова обвинив меня в невнимательности, а европейцев в ошибках.
В вашем источнике все достаточно точно указано, вы просто невнимательно его читаете — предпоследний абзац.
PS То, что они устранили последствие собственной ошибки — это хорошо, но ставить в заслугу то, чего и не должно было быть, несколько странно.
Потом я притащил таймлайн миссии, опубликованный еще до запуска, в котором, сюрприз, этот маневр запланирован, причем именно в том виде, в котором он был проведен.
Вы снова все переиграли, и маневр превратился в
В итоге вместо короткого теста добавилась еще серия маневров (ориентацию+прожиг), которые суммарно и набрали 52 минуты.
В то время как в реальности это было:
a very large engine burn in deep space (DSM-1) that starts at 09:30 UTC (11:30 CEST), runs for about 50 mins and that is planned to change the craft’s direction and speed (‘delta-v’) by 326.497 m/second.
А так же добавили в причины перенос пуска
Поэтому планируемая изначально незначительная июльская коррекция оказалась намного больше планируемой при запуске. Кстати, в том числе и по причине переноса старта.
Или вот еще пример, уже из последнего сообщения.
Просчитывали ли вы траты топлива на каждый маневр, или используете столь же непоказательный параметр как «ХС» (кстати, напомню, после отделения посадочного масса упала, да и после предыдущих маневров тоже, так что относительные траты топлива на первую коррекцию значительно выше таковых на поворот орбиты, почему и решили «избавиться» от посадочного заранее).
То, что Вы задаете этот вопрос значит одно — материалы ESA по ссылкам Вы не читали, и что там было в реальности Вас не интересует. Потому что это самое изменение скорости не выводилось из затрат топлива, а было целью и критерием завершения маневра. Я же даже это процитировал, но Вы не обратили внимание. Не было «серии маневров которые в сумме дали изменение скорости» была программа «включить двигатель и выключить по достижению целевого изменения скорости».
The amount of delta-v is programmed; the length of the burn will be automatically controlled by on-board software, which will shut off the engine once the target delta-v is achieved, as sensed by accelerometers
А со стороны успешность проверяли эффектом Допплера
The flight control team here at ESOC will follow progress of the burn via New Norcia; the high gain antenna will be folded away and there will be no telemetry, but we will see carrier signals and Doppler, and this will give a very good indication of overall progress
И еще раз, Ваши постоянные попытки перевести тему на обсуждение подробностей коррекции и терминологический спор о взаимоотношении характеристической скорости, скорости аппарата в определенный момент времени в трехмерном пространстве и скорости движения по орбите не сработают, поскольку предмет спора — ваши утверждения:
Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса. Европейцы конечно в итоге разбили о поверхность Скиапарелли, но мы на орбиту Марса долетели без замечаний
Ну, а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна. А само торможение было все же аэробрейкингом.
европейская маршевая установка оказалась хоть и полезным как резерв, но все же попутчиком до самой встречи с Марсом.
При этом именно все эти утверждения вместе. Если бы Вы уточнили, что имели ввиду, что Протон направил аппарат на отлетную траекторию, и высокая точность выведения позволила отменить одну из коррекций траектории, то вопрос был бы исчерпан. Но вы отдельно уточнили, что коррекций не было вообще, и до встречи с Марсом двигатель был «попутчиком» и «резервом».
Если же Вы утверждаете, что коррекции не понадобились, что двигатель был попутчиком до самой встречи с Марсом, и при этом коррекция траектории 28 июля была, просто я ее неправильно интерпретирую, то извините, но это или демагогия, или шизофрения.
И, кстати, на всякий случай отмечу — про коррекции я утверждаю исключительно те вещи, которые прямо объявлены в материалах ESA и которые я при этом цитирую. Я ни в одном комментарии не упоминал направление производимого маневра, и это и не требуется, поскольку Ваша фраза что «коррекции не понадобилось» значит, что коррекции не понадобились, а не то, что коррекция понадобилась, но не была «чем бы Вы там ни думали о моих представлениях о коррекции».
наши тоже мягко говоря наклонение орбиты записали в потери на торможение, а само наклонение решили считать «бесплатным»
Ну так замечу, что при высоте 100 тысяч км над Марсом изменение наклонения само по себе стоит копейки из этих ваших 1550 м/с. Так что наши не сильно то приукрасили.
Это такая шутка? Изменение орбиты на 67 градусов это копейки?!
Бда…
Вы же себя позиционировали, как специалиста, занимающегося расчётом траектории… Даже мне, дилетанту широкого профиля, не имеющего отношения к индустрии, понятно, «что при высоте 100 тысяч км над Марсом изменение наклонения само по себе стоит копейки», в отличии от уменьшения наклонения на 10 градусов ниже широты запуска при запуске из Плесецка на МКС (предмет одного из наших предыдущих споров).
Вы же себя позиционировали, как специалиста, занимающегося расчётом траектории… Даже мне, дилетанту широкого профиля, не имеющего отношения к индустрии, понятно, «что при высоте 100 тысяч км над Марсом изменение наклонения само по себе стоит копейки», в отличии от уменьшения наклонения на 10 градусов ниже широты запуска при запуске из Плесецка на МКС (предмет одного из наших предыдущих споров).
Единственный объективный диалог по этой теме был с Rsa97 (мы не мусорили в общих ветках, а просто полемизировали), там детально разбирали именно на уровне математики — причем как упрощенно (предполагая, что маневр не сказывается на другие параметры орбиты), так и более объективно, оценивая затраты на сам маневр и затраты на устранение искажающих последствий после меневра (Дубошин, Корн, Алемасов). Так что если вы хотите говорит о деталях, сразу определитесь, планируете вы опять цитировать детские энциклопедии типа Левандовского, или же хотите говорить о реальном процессе.
Единственный объективный диалогС Вами? Невозможно.
Посмотрите, сколько раз вас разные люди, а не только я, ловили вас на лжи и передёргиваниях. Как вы быстро переобулись на ходу после того, как вас прижали в споре про запуск Федерации из Плесецка на МКС, и стали говорить о её запуске на Ангаре-5В…
Это зависит от высоты. Чему равна круговая скорость на высоте 100 тысяч км над Марсом?
Простите, а Вы сами предварительный расчёт манёвра сделать способны, чтобы в Левантовского камни кидать?
Простите, а Вы сами предварительный расчёт манёвра сделать способны, чтобы в Левантовского камни кидать?
хм… а причем тут круговая со 100 тыс? На нее аппарат вроде и близко не выходил, ему бы топлива не хватило. После ухода от спускаемого модуля он имел скорость по касательной на 10 м/с выше параболической (парабола и окружность то неустойчивы), последующим торможением он перешел на высокоэллиптическую с апоцентром около 100 тыс, но перицентром лишь слегка больше этих 122,5 км. Вы спрашиваете, какую скорость имел TGO в какой то части этой высокоэллиптической орбиты (удобной для наклонения), или интересуетесь, мог бы энергетически он выйти на круговую с радиусом в 100 тыс (холтя не совсем ясно, зачем ему круговая, если при этом он только потеряет топливо на подъем и последующее гашение, так как просто апоцентром не будет тормозиться об атмосферу)?
Эх. TGO выходил на орбиту 98000x200 (~101300x3580 от центра массы) км. Скорость аппарата в апоцентре была чуть менее 170м/c. В таких условиях изменить наклонение даже на все 180 градусов будет стоить не более 340 м/c. На фоне маневра в 1,5 км/c это копейки.
И это изменение проводилось во время маневров 19, 23 и 27 января.
И это изменение проводилось во время маневров 19, 23 и 27 января.
Если вы уже с этого момента считаете, то по числам претензий фактически нет (хотя точнее все же 96000x300 в октябре-период порядка 4,2 суток, 33210x200 к февралю и период около суток). Итоговая, уже после смены наклонения достигалась еще 10 включениями по 2 часа.
По моим расчетам период выходит 4 суток обращение, по вашим — 4,12 суток (изначально планировали 4,2 суток, но из-за неучтенной коррекции получились иные стартовые условия, поднялись недостаточно высоко, поэтому период меньше запланированного).
По скоростям тоже претензий нет:
Vа^2 = mu/a * (1-e)/(1+e) — в вашем варианте (планировавшемся) 169,9 м/с, в моем — реализованном 175,6 м/с.
Вопросы возникают позже… Вы точно хотите изменять наклонение в афелии? Поясню, откуда такой вопрос. «Чистое» изменение наклонения возможно только в узлах орбиты. Если же угол Пи/2, то идет чистое изменение долготы восходящего узла. Я почему и говорю, что чрезмерное цитирование Левандовского не слишком хорошо, он слишком сильно упрощает картину.
Если интересно, отошлю вас к Дубошину, 12 глава (метод Лагранжа). Наиболее просто это видно в система 12,42. «Чистые» маневры возможны в особых точках — для долготы восходящего узла, наклонения и фокального параметра. Точнее можно проводить их конечно где угодно, но как и с остальными (омега малая, эксцентриситет, и тау) вне особых точек получим целую «гармошку» возмущений, погасить которые не хватит всего топлива. Причем в случае эксцентриситета вообще получим рекурсию (de/dt будут зависеть в том числе от e).
Повторяю вопрос — вы просчитывая изменение наклонения в афелии добавляли траты на гашение возмущений или решили ими пренебречь?
По моим расчетам период выходит 4 суток обращение, по вашим — 4,12 суток (изначально планировали 4,2 суток, но из-за неучтенной коррекции получились иные стартовые условия, поднялись недостаточно высоко, поэтому период меньше запланированного).
По скоростям тоже претензий нет:
Vа^2 = mu/a * (1-e)/(1+e) — в вашем варианте (планировавшемся) 169,9 м/с, в моем — реализованном 175,6 м/с.
Вопросы возникают позже… Вы точно хотите изменять наклонение в афелии? Поясню, откуда такой вопрос. «Чистое» изменение наклонения возможно только в узлах орбиты. Если же угол Пи/2, то идет чистое изменение долготы восходящего узла. Я почему и говорю, что чрезмерное цитирование Левандовского не слишком хорошо, он слишком сильно упрощает картину.
Если интересно, отошлю вас к Дубошину, 12 глава (метод Лагранжа). Наиболее просто это видно в система 12,42. «Чистые» маневры возможны в особых точках — для долготы восходящего узла, наклонения и фокального параметра. Точнее можно проводить их конечно где угодно, но как и с остальными (омега малая, эксцентриситет, и тау) вне особых точек получим целую «гармошку» возмущений, погасить которые не хватит всего топлива. Причем в случае эксцентриситета вообще получим рекурсию (de/dt будут зависеть в том числе от e).
Повторяю вопрос — вы просчитывая изменение наклонения в афелии добавляли траты на гашение возмущений или решили ими пренебречь?
Окей, предположим, угол действительно Пи/2. При орбите 98000x300, изменение наклоения на 67 градусов в узле потребует порядка 3,6км/с дельты. Вы сейчас будете утвержать, что при изначальном наклонении 7 градусов (орбита практически экваториальна), потери из-за неоптимальности поворота в апоцентре превысят 3,4 км/c? Особенно если Вы не будете именно в этом вопросе забывать о малой тяге двигателя, и невозможности изменять наклонение прямо в узле, при на порядок более длительном маневре.
Но мы отвлеклись. Спор то не о точке проведения маневра изменения наклонения на орбите Марса, а о коррекциях траектории при перелете к Марсу и маневре выхода на орбиту. Вы утверждали, что коррекции планировались, но не понадобились.
Так что давайте вернемся к вопросу о коррекции 28 июля? Она точно планировалась, причем с заранее объявленными параметрами, я давал ссылку на это. Она понадобилась? Или не понадобилась? Было выведение настолько точным, что европейская установка была попутчиком и резервом до самой встречи с Марсом? Можете прямо ответить, понадобилась она или нет?
Игнорирование этого вопроса или попытка уйти от ответа и опять сменить тему явно покажет, что вы сознательно занимаетесь демагогией.
Но мы отвлеклись. Спор то не о точке проведения маневра изменения наклонения на орбите Марса, а о коррекциях траектории при перелете к Марсу и маневре выхода на орбиту. Вы утверждали, что коррекции планировались, но не понадобились.
Ну, а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна. А само торможение было все же аэробрейкингом. S400-15 это 424 Н тяги в маршевом режиме и 20х10 Н движков для ориентации.
Так что выведение было столь точным, что что называть его запуском на орбиту перелета не совсем корректно, вернее говорить, что европейская маршевая установка оказалась хоть и полезным как резерв, но все же попутчиком до самой встречи с Марсом. Как был попутчиком и разбитый в итоге Скиапарелли.
Так что давайте вернемся к вопросу о коррекции 28 июля? Она точно планировалась, причем с заранее объявленными параметрами, я давал ссылку на это. Она понадобилась? Или не понадобилась? Было выведение настолько точным, что европейская установка была попутчиком и резервом до самой встречи с Марсом? Можете прямо ответить, понадобилась она или нет?
Игнорирование этого вопроса или попытка уйти от ответа и опять сменить тему явно покажет, что вы сознательно занимаетесь демагогией.
Потери неоптимального поворота не просто превысят 3,4 км/с, а превысят значительно, ОСОБЕННО при малой тяге. Я потому и ругаю не самого Левантовского, а тех, кто пытается прямо использовать его допущения о мгновенном приложении всей тяги в одной точке. Если для мощных РДТТ это еще как то терпимо, то для любых двигателей средней и малой тяги это вообще не применимо. Особенно если двигатель строго привязан и не имеет управления по осям — то есть вектор тяги можно корректировать только двигателями ориентации с последующей стабилизацией. Напомню, что в динамику наклонение входят два множителя — Sin(u) и Cosec(i), так что как раз там возмещение будет крошечное даже в относительно широкой окрестности узла.
Ну, а если вы хотите вернуться к первоначальной теме… Давайте мою цитату более полно:
Так вот, повторю еще раз, для доставки «на орбиту перелета» никакой коррекции не было нужно. вы если даете отсылку на мои слова, читайте их внимательнее, иначе вы спорите уже не с моими словами, а вашей ошибочной трактовкой таковых.
Насчет же коррекций (повторюсь еще раз, не для перелета на орбиту Марса, а чем я писал, а для попадания в точку отделения Скиапарелли, тут именно вы уходите от моего написанного и в очередной раз упорно переводите тему), тут надо уточнить, что «заранее» — понятие растяжимое, вы давали ссылку на уточнение за неделю для начала коррекции, а вообще их за это время было 6 разных, они постоянно уточнялись.
Так что как видите, я как раз не игнорирую вопросы, я просто подчеркиваю, что это ответы на вопросы, не относящиеся к моему первоначальному тексту. Увы, я допустил ошибку, надо было не пытаться понимать собеседника и подстраиваться под его вопросы, а сразу указывать на его невнимательное прочтение моего текста. Иначе это постепенно уводит смысл совсем в другое направление.
Можете сами проверить мой исходный текст — я просто ответил JabbaTheHutt (он писал, что мы никуда далеко уже не летаем, надо хотя бы пролетную сделать). Я же указал, что вообще то пролетную мы фактически делали с TGO, правда в миссии был еще и тестовый модель для посадки, но сама пролетная вообще никакого отношения не имеет к переходу на НОО Марса. Я даже близко не писал, что Протон прилетел на НОО Марса, поэтому любые действия TGO вообще к этой траектории не имели отношения, отношение имела только возможная коррекция через неделю после старта, но ее не понадобилось.
ВСЕ. Остальная деятельность TGO никакого отношения к пролетной траектории не имела. Так что теперь уже прямо спрошу вас — вы хотите общаться на интересующую вас тему, или на то, что писал именно я?
Ну, а если вы хотите вернуться к первоначальной теме… Давайте мою цитату более полно:
Протон-М доставил на орбиту перелета не европейский, а совместный российско-европейский аппарат, в программе 4 равноправных участника — ESA, Роскосмос, НПОЛ, ИКИ РАН.
Ну, а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось
Так вот, повторю еще раз, для доставки «на орбиту перелета» никакой коррекции не было нужно. вы если даете отсылку на мои слова, читайте их внимательнее, иначе вы спорите уже не с моими словами, а вашей ошибочной трактовкой таковых.
Насчет же коррекций (повторюсь еще раз, не для перелета на орбиту Марса, а чем я писал, а для попадания в точку отделения Скиапарелли, тут именно вы уходите от моего написанного и в очередной раз упорно переводите тему), тут надо уточнить, что «заранее» — понятие растяжимое, вы давали ссылку на уточнение за неделю для начала коррекции, а вообще их за это время было 6 разных, они постоянно уточнялись.
Так что как видите, я как раз не игнорирую вопросы, я просто подчеркиваю, что это ответы на вопросы, не относящиеся к моему первоначальному тексту. Увы, я допустил ошибку, надо было не пытаться понимать собеседника и подстраиваться под его вопросы, а сразу указывать на его невнимательное прочтение моего текста. Иначе это постепенно уводит смысл совсем в другое направление.
Можете сами проверить мой исходный текст — я просто ответил JabbaTheHutt (он писал, что мы никуда далеко уже не летаем, надо хотя бы пролетную сделать). Я же указал, что вообще то пролетную мы фактически делали с TGO, правда в миссии был еще и тестовый модель для посадки, но сама пролетная вообще никакого отношения не имеет к переходу на НОО Марса. Я даже близко не писал, что Протон прилетел на НОО Марса, поэтому любые действия TGO вообще к этой траектории не имели отношения, отношение имела только возможная коррекция через неделю после старта, но ее не понадобилось.
ВСЕ. Остальная деятельность TGO никакого отношения к пролетной траектории не имела. Так что теперь уже прямо спрошу вас — вы хотите общаться на интересующую вас тему, или на то, что писал именно я?
Потери неоптимального поворота не просто превысят 3,4 км/с, а превысят значительно
Так, то есть сейчас Вы прямо утверждаете, что повернув орбиту с изначальным наклонением 7 градусов, на 67 градусов в точке, где спутник движется со скоростью 170 м/c (затраты на изменение наклонения в случае расположения там узла составили бы 187 м/c), мы будем вынуждены потом потратить больше 3,4 км/c (в 18 раз больше) на дополнительные коррекции?
Ну, а если вы хотите вернуться к первоначальной теме… Давайте мою цитату более полно:
Вы написали «более полно» и деликатно обрезали вторую половину
21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна. А само торможение было все же аэробрейкингом. S400-15 это 424 Н тяги в маршевом режиме и 20х10 Н движков для ориентации.
Так что выведение было столь точным, что что называть его запуском на орбиту перелета не совсем корректно, вернее говорить, что европейская маршевая установка оказалась хоть и полезным как резерв, но все же попутчиком до самой встречи с Марсом. Как был попутчиком и разбитый в итоге Скиапарелли.
Вы прямым текстом написали, что до встречи с Марсом двигатель был попутчиком. И что коррекции планировались но не понадобились. То есть коррекции делать собирались, но не стали. А я дал ссылки, что стали.
Насчет же коррекций (повторюсь еще раз, не для перелета на орбиту Марса, а чем я писал, а для попадания в точку отделения Скиапарелли
Восхитительно. А когда я первый раз дал ссылку на маневр 28 июля вы писали несколько другое.
Если вы говорите про маневр 28 июля, по там вообще то указана причина этого маневра — не штатная, а для устранение ошибок тестового прожига и второго прожига, уже после устранения ошибок (внутренних установки, а не ошибок траектории). Первый тест 18 июля дал нерасчетную тягу, поэтому 21 июля тыл повторный тест. В следствии этих незапланированных маневров пришлось вносить поправки, произведенные 28 июля.
Хотя нет, не впервые. Тут я ошибся, когда я впервые отправил ссылку на маневр 28 июля (указав продложительность 52 минуты и затраты дельты в 326 м/c) вы написали:
Перечитайте внимательнее вашу цитату — 52 минуты он работал только 19 октября (потом еще было включение на 2+ часа).
Версии множатся, как я посмотрю.
Сначала вы перекинули маневр на ~2,5 месяца вперед, потом объявили причиной маневра конкретные сбои двигателей, теперь причиной маневра стало попадание в точку отделения Скиапарелли. Плюс Вы объявляли эту коррекцию целой серией маневров суммарной продолжительностью в 52 минуты.
тут надо уточнить, что «заранее» — понятие растяжимое, вы давали ссылку на уточнение за неделю для начала коррекции, а вообще их за это время было 6 разных, они постоянно уточнялись.
Не нужно врать, я давал ссылку на запись от 9 марта 2016, заархивированный 16 марта 2016 и я отдельно акцентировал на этом внимание. И в паре постов дополнительно это подчеркивал. И снова повторяю, уже 9 марта 2016, за 5 дней до запуска уже было объявлено, что 28 июля будет маневр на 326м/c, длящийся около 50 минут. Вот она, можете посмотреть, что там о 28 июля пишут.
И еще кое что. Что касается того, что касается цели маневра.
This burn will provide about 95% of the delta-v needed to line up TGO to intercept Mars on 19 October. A second deep space manoeuvre (DSA-2) is set for 11 August and a set of small ‘trim’ manoeuvres are set for 19 September and 14 October.
Замете, TGO а не Schiaparelli и intercept Mars. И эту цитату я тоже уже приводил.
Увы, я допустил ошибку, надо было не пытаться понимать собеседника и подстраиваться под его вопросы, а сразу указывать на его невнимательное прочтение моего текста.
Какое слово в Вашей фразе
европейская маршевая установка оказалась хоть и полезным как резерв, но все же попутчиком до самой встречи с Марсом.
Я прочитал невнимательно?
Я вообще не понимаю, на что именно вам отвечать после вашего «в случае расположения там узла составили».
Если вы хотите именно там делать узлы, то получим обнуление трех последних уравнений. Останутся первые три, где фигурирует W (то есть пытаемся только наклонять). Это возмущения по Омеге, омеге и наклонению. Беда в том, что у нас двигатель малой тяги, так что в районе нуля именно синус меняется быстрее всего.
Имеем:
1. почти чистый наклон di/dt = r/p cos u * W
2. возмущение dOm/dt = r/p * sin u * cosec i * W (из-за переходы через ноль синуса при малой тяге и огромного e, так как r/p будет уже не около 1 как при круговой, а примерно 0,519)
3. возмущение dom/dt = -r/p * sin u * ctg i * W (допустим другое ноль)
Так что, если положим большую полуось в плоскость экватора (вы ведь это предложили) — получим не классические изолированные случаи, а два основных возмущения. Так же очевидно, что из-за большого апогея придется постоянно возвращать полуось. Если рассмотреть пристальнее, то появится еще явное возмущение — 6 уравнение — ведь в числителе у нас будет P*r^1.5, а в знаменателе — e*p^2.
Учитывая, что почти все последующее у вас строится из искажения моих слов, поясню лишь про встречу с Марсом. Да, я повторюсь, что тут у меня ошибок не было — вы подразумеваете под встречей точку отделения Скиапарелли (напомню, эта миссия провалена, так что потуги ее выполнить в общем были тщетны). Я же под встречей подразумевал классическое понятие в понимании небесной механики — вхождение в область, где мы получим задачу двух тел относительно Марса, а не Солнца, то есть вхождение в сферу действия (578 тыс км для Марса). Если бы вы тогда переспросили, что именно там написано, я бы пояснил, но вы начали продвигать собственные трактовки.
И тут встречный вопрос — а если нет посадки на Марс, то можно ли говорить, что встречи с Марсом у TGO вообще не произошло? Исходя из ваших трактовок примененного мною классического термина, этой встречи вообще нет? Или же вы считаете, что есть еще какой то критерий встречи, кроме сферы главного гравитационного действия?
Если вы хотите именно там делать узлы, то получим обнуление трех последних уравнений. Останутся первые три, где фигурирует W (то есть пытаемся только наклонять). Это возмущения по Омеге, омеге и наклонению. Беда в том, что у нас двигатель малой тяги, так что в районе нуля именно синус меняется быстрее всего.
Имеем:
1. почти чистый наклон di/dt = r/p cos u * W
2. возмущение dOm/dt = r/p * sin u * cosec i * W (из-за переходы через ноль синуса при малой тяге и огромного e, так как r/p будет уже не около 1 как при круговой, а примерно 0,519)
3. возмущение dom/dt = -r/p * sin u * ctg i * W (допустим другое ноль)
Так что, если положим большую полуось в плоскость экватора (вы ведь это предложили) — получим не классические изолированные случаи, а два основных возмущения. Так же очевидно, что из-за большого апогея придется постоянно возвращать полуось. Если рассмотреть пристальнее, то появится еще явное возмущение — 6 уравнение — ведь в числителе у нас будет P*r^1.5, а в знаменателе — e*p^2.
Учитывая, что почти все последующее у вас строится из искажения моих слов, поясню лишь про встречу с Марсом. Да, я повторюсь, что тут у меня ошибок не было — вы подразумеваете под встречей точку отделения Скиапарелли (напомню, эта миссия провалена, так что потуги ее выполнить в общем были тщетны). Я же под встречей подразумевал классическое понятие в понимании небесной механики — вхождение в область, где мы получим задачу двух тел относительно Марса, а не Солнца, то есть вхождение в сферу действия (578 тыс км для Марса). Если бы вы тогда переспросили, что именно там написано, я бы пояснил, но вы начали продвигать собственные трактовки.
И тут встречный вопрос — а если нет посадки на Марс, то можно ли говорить, что встречи с Марсом у TGO вообще не произошло? Исходя из ваших трактовок примененного мною классического термина, этой встречи вообще нет? Или же вы считаете, что есть еще какой то критерий встречи, кроме сферы главного гравитационного действия?
сферы главного гравитационного действия
Что за зверь?
Сферу действия — знаю.
Сферу влияния — знаю.
Сферу Хилла — знаю.
Сферу главного гравитационного действия — не знаю.
Я вообще не понимаю, на что именно вам отвечать после вашего «в случае расположения там узла составили».
В случае, если линия, соединяющая узлы перпендикулярна большой полуоси, и узлы находятся на максимально возможном удалении от апоцентра.
Если вы хотите именно там делать узлы, то получим обнуление трех последних уравнений. Останутся первые три, где фигурирует W (то есть пытаемся только наклонять).
В контексте спора (стоит ли менять наклонение в апоцентре) все гораздо проще. Я специально уточнял именно о значении потерь на компенсацию, хотя и поставил верхний предел чрезмерно высоко. Получить предел стоимости, достаточный для доказательства того, что менять наклонение выгоднее в апоцентре можно получить используя только стоимость изменения наклонения. Поскольку орбиту все равно планируем делать круговой, то итоговое расположение большой полуоси в плоскости экватора нас устроит.
При текущем значении апоцентра и перицентра, стоимость изменения наклонения на 74 градуса в апоцентре составит ~204 м/c. Если стоимость изменения наклонения на 60 градусов в узле превысит это значение (а оно не превысит только если узел достаточно близок к апоцентру, что бы орбитальная скорость в нем превысила скорость в апоцентре не более чем на 20%), то выгоднее будет переместить узел в апоцентр. Стоимость перемещения узла не может превысить стоимость изменения наклонения на 7 градусов в текущем расположении узла, поскольку в крайнем случае мы можем переместить узел обнулив наклонение в узле и сделав дальнейшее перемещение узла бесплатным (именно поэтому сравниваем с стоимостью изменения наклонения на 74 градуса, а не 67, поскольку изменять наклонение придется уже с нулевого). При этом, чем дальше узел от апоцентра, тем выгоднее перемещение узла в апоцентр, несмотря на рост цены перемещения, поскольку в абсолютном значении, цена на изменение наклонения в 60 градусов растет в разы быстрее, чем цена изменения на 7 градусов, а выигрываем мы именно абсолютную разницу в затратах. В предельном случае, когда ось соединяющая узлы перпендикулярна большой полуоси, экономия от перемещения узла в апоцентр составит около (при условии, что более экономного метода перемещения узла, кроме как обнуления наклонения не существует) ~3 км/c, прямое изменение наклонения в узле потребует порядка 3,6 км/c, обнуление наклонения около 400 м/c, увеличение наклонения в апоцентре около 200, в сумме ~600.
Что касается низкого значения тяги, то маневр на 204 м/c проводимый за 3 витка будет длиться по ~6 минут на виток, в области, где скорость аппарата составит 0,17 км/c и за время проведения маневра аппарат пролетит аж ~2 угловых минуты.
На всякий случай — я не пишу, что TGO обнулял наклонение перед увеличением. Я ставлю верхнюю оценку затрат для изменения наклонения орбиты TGO через апоцентр, не зависящем от начального расположения узлов максимально простым, пускай и чрезмерно грубым способом.
Если бы вы тогда переспросили, что именно там написано, я бы пояснил, но вы начали продвигать собственные трактовки.
Нет, не надо, не свои. Я начал продвигать Ваши трактовки.
Перечитайте внимательнее вашу цитату — 52 минуты он работал только 19 октября (потом еще было включение на 2+ часа).
Это я написал, что маневр был 19 октября, или все таки Вы? Или я как то неправильно трактую Ваши слова, и под словосочетанием «19 октября» мне следует понимать «28 июля»?
Или вот:
Если вы говорите про маневр 28 июля, по там вообще то указана причина этого маневра — не штатная, а для устранение ошибок тестового прожига и второго прожига, уже после устранения ошибок (внутренних установки, а не ошибок траектории). Первый тест 18 июля дал нерасчетную тягу, поэтому 21 июля тыл повторный тест. В следствии этих незапланированных маневров пришлось вносить поправки, произведенные 28 июля.
Я правильно понимаю, что если написать, что в цитате выше указано, что причина маневра возникла непосредственно в полете, во время тестовых прожигов 18 и 21 июля, а не была определена еще до старта, то это будет ее искажением?
Хотя знаете, на вопросы выше отвечать не нужно, мы ходим по кругу. Я цитирую Ваши прямые высказывания о различных причинах, датах и продолжительности одного и того же маневра, Вы не обращаете внимания и говорите о том, что я просто искажаю и неправильно понимаю Ваши слова. Мне кажется, это уже давно потеряло всякий смысл.
Не понял, зачем вы столько написали. Весь ваш текст свелся к оценке прямых затрат на поворот и фразе, что возмущения посчитаем несущественными… Имеет ли смысл обсуждать ваш текст, если смысл сказанного мною как раз и заключен в том, что возмущения при такой орбите не просто неигнорируемы, но и станут преобладать?
Весь ваш текст свелся к оценке прямых затрат на поворот и фразе, что возмущения посчитаем несущественными
Значит Вы утверждаете, что возмущения при повороте в узле, если он расположен в апоцентре будут больше, чем при повороте в узле, если он расположен не в апоцентре, так? Чем медленнее движется аппарат в узле, тем больше возмущения? Потому что я оценил затраты при условии, что все маневры, изменяющие наклонение, проходят исключительно в узлах (с поправкой на тягу), за исключением момента, когда наклонение орбиты составляет 0 градусов, и положение узла неопределено, и все дополнительные возмущения возможны исключительно из-за факта расположения узла в апоцентре (если Вы не собираетесь, конечно, утверждать, что уменьшение наклонения на 7 градусов даст большие возмущения, чем увеличение наклонения на 67 при проведении маневра в одной и той же точке, в узле).
Я правильно понимаю, что в случае, если линия, соединяющая узлы совпадает с большой полуосью Вы рекомендуете менять наклонение в перицентре, ради сокращения возмущений?
А между тем, даже ежу понятно, что орбиту нужно поворачивать в апоцентре. Причём, бывает, что апоцентр недостаточно высок и его предварительно поднимают.
Маленькое уточнение — если нам не критично иметь паразитную прецессию, истинную аномалию и нерасчетный эксцентрисетет, то конечно выгоднее. Только если считать суммарно, то затраты на стабилизацию итоговой орбиты придется добавлять. Причем заметьте, какое именно наклонение имеем, мы ведь перейдем через Пи/4 и затраты резко поднимутся — потому эти 10 этапов и делали в три серии по 2 часа. — суммарно 20 часов работы — и это уже на сниженном масса КА (и посадочного уже нет и из-за расхода топлива стали легче).
Так какая работа по вашей оценке была более топливозатратна? dV/dt=F/m. Масса уменьшилась, время работы двигателя на десятичный порядок больше…
Так какая работа по вашей оценке была более топливозатратна? dV/dt=F/m. Масса уменьшилась, время работы двигателя на десятичный порядок больше…
Если хотите оценочный расчет — прикинуть не проблема.
Имеем: скорость на момент разделения аппаратов (это уже не эллиптическая, то есть не по касательной к эллипсу, а начало баллистического падения) порядка 5,8 км/с. на высоте 122,5 км. Чтобы пройти параболическую и выйти на эллипичку (чтоб в этой точке стал перицентр) надо убрать «заваливание» вектора движения аж на 31,5 градус. В реальности угол не просто повернули, но и добавили 10 м/с, так что после выхода из атмосферы необходимо компенсировать еще чуть больший угол. Если начинать гасить прямо в желаемом перицентре потребуется более 3,044 км/с. Конечно так не получится, из-за малой тяги маневр будет не мгновенным (я потому и упоминал Левантовского, что он упрощает именно так), к тому же маневр на переход с гиперболической на высокоэллиптическую начался примерно через 12 часов после разделения модулей (не верите мне — можете сами глянуть www.roscosmos.ru/22721)
Для оценки примем входные данные, что скорость в перицентре уже параболическая, траты на разворот не относятся к торможению (скорее наоборот, к разгону). Тогда скорость на гиперболе в перицентре определим по интегралу площадей: Vp^2= mu/a * (e+1)/(e-1) (для бесконечного r можно упростить до mu/a). Ну, а вообще скорость на гиперболе определим как:
V^2 = mu (2/r + 1/a).
Получаем, что торможение было около 600 м/с.
P.S. но опять же — это траты на выполнение комбинированной миссии, а вовсе не траты для перехода на орбиту вокруг Марса. Если бы не было Скиапарелли, то по топливу было бы намного меньше — не пришлось бы избыточно сближаться, потом разгоняться и повторно сближаться.
Имеем: скорость на момент разделения аппаратов (это уже не эллиптическая, то есть не по касательной к эллипсу, а начало баллистического падения) порядка 5,8 км/с. на высоте 122,5 км. Чтобы пройти параболическую и выйти на эллипичку (чтоб в этой точке стал перицентр) надо убрать «заваливание» вектора движения аж на 31,5 градус. В реальности угол не просто повернули, но и добавили 10 м/с, так что после выхода из атмосферы необходимо компенсировать еще чуть больший угол. Если начинать гасить прямо в желаемом перицентре потребуется более 3,044 км/с. Конечно так не получится, из-за малой тяги маневр будет не мгновенным (я потому и упоминал Левантовского, что он упрощает именно так), к тому же маневр на переход с гиперболической на высокоэллиптическую начался примерно через 12 часов после разделения модулей (не верите мне — можете сами глянуть www.roscosmos.ru/22721)
Для оценки примем входные данные, что скорость в перицентре уже параболическая, траты на разворот не относятся к торможению (скорее наоборот, к разгону). Тогда скорость на гиперболе в перицентре определим по интегралу площадей: Vp^2= mu/a * (e+1)/(e-1) (для бесконечного r можно упростить до mu/a). Ну, а вообще скорость на гиперболе определим как:
V^2 = mu (2/r + 1/a).
Получаем, что торможение было около 600 м/с.
P.S. но опять же — это траты на выполнение комбинированной миссии, а вовсе не траты для перехода на орбиту вокруг Марса. Если бы не было Скиапарелли, то по топливу было бы намного меньше — не пришлось бы избыточно сближаться, потом разгоняться и повторно сближаться.
Если начинать гасить прямо в желаемом перицентре потребуется более 3,044 км/с.У вас что, планида такая? Зачем проводить манёвр самым неэффективным способом? Вам уже написали
Скорость аппарата в апоцентре была чуть менее 170м/c. В таких условиях изменить наклонение даже на все 180 градусов будет стоить не более 340 м/c.Или теперь начнёте спорить, что термины «апоцентр» и «перицентр»в ГОСТ не определены?
Вам уже написали
Справедливости ради, непосредственно в этом ошибки нет — мой пост был опубликован на 2 минуты позже, хоть и расположен выше.
Хотя это не отменяет того, что предлагать менять наклонение в перицентре на высокоэллиптической орбите — не самая профессиональная идея, мягко говоря.
Мало того, даже если бы у нас была круговая орбита 200x200, то для изменения наклонения на 60 градусов было бы выгоднее перейти на орбиту 98000x200, изменить наклонение и после этого опустить апоцентр обратно на 200.
Потому, что вы сами предлагаете не самый экономичный способ (в афелии). Самый экономичный для наклонения всегда был и будет в узлах орбиты. ТОЧКА.
Нет, если вы конечно хотите получить кувыркающуюся орбиту в итоге, можно наклонять где угодно, но если вы хотите только наклонить, то наклоняется только в узлах
Нет, если вы конечно хотите получить кувыркающуюся орбиту в итоге, можно наклонять где угодно, но если вы хотите только наклонить, то наклоняется только в узлах
1. До пояснения я писал ПОЛНОСТЬЮ корректно — «Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса». Я не писал НОО Марса, я писал про орбиту Марса, а она вообще то гелеоцентрична. Таким образом, на орбиту Марса доставлял именно Протон.Для вас русский язык не родной? «На орбиту Марса» по русски, означает, что на орбиту с параметрами, близкими параметрам орбиты Марса, отличаясь, может быть, только фазой. Не доставлял Протон ничего на орбиту Марса.
Коррекция движения связки требовалась не для доставки на орбиту Марса, я для подхода к ней в нужный момент, чтоб обеспечить переход в точке пересечения с орбиты перелета на марсоцентричную орбиту.Естественно. Ведь задачей КА был не просто полёт по орбите Марса, а посадка спускаемого аппарата и выход на марсоцентричную орбиту.
Чушь не несите. Прилететь на орбиту Марса и остаться на орбите Марса — принципиально разные понятия. Вам знакомо понятие оскулирующих элементов?
И если не разбирались в вопросе, дважды не пытайтесь лезть в тему — там было 2 аппарата, только часть маневров решили из экономии проводить в спарке. Задачу какого именно аппарата вы сейчас притягиваете за уши, если я писал именно про TGO, а не про спарку TGO+Скиапарелли. В этом и есть весь вы. Вы сами решили, что это один КА, сами придумали ему задачу, сами додумали — а мне выставляете претензии. Вам самому не надоело во всех ветках флудить, не изучив тему?
И если не разбирались в вопросе, дважды не пытайтесь лезть в тему — там было 2 аппарата, только часть маневров решили из экономии проводить в спарке. Задачу какого именно аппарата вы сейчас притягиваете за уши, если я писал именно про TGO, а не про спарку TGO+Скиапарелли. В этом и есть весь вы. Вы сами решили, что это один КА, сами придумали ему задачу, сами додумали — а мне выставляете претензии. Вам самому не надоело во всех ветках флудить, не изучив тему?
Прилететь на орбиту Марса и остаться на орбите Марса — принципиально разные понятия.Однако именно вы утверждали, что Протон «доставил КА на орбиту Марса». Враньё голимое.
Без разгонного блока Протон в принципе не может ничего доставить на орбиту Марса. Он может лишь доставить на орбиту (или траекторию, поскольку орбита не замкнута) пересекающую (или касающуюся) орбиты Марса. Дальнейший захват гравитацией Марса возможен либо чистым аэробрекингом (только посадка), либо с использованием двигателей или совмещая оба способа (и посадка, и выход на орбиту вокруг Марса).
В данном случае я вообще не говорю ни о каком конкретном КА, только о принципиальной возможности или невозможности.
Может хватит хамить уже? Читайте внимательнее текст. Я не говорил, что Протон доставлял на Марс, не говорил, что доставлял на марсоцентрическую орбиту. Читайте внимательнее текст и следите за выражениями
SomaTayron, хорош вдумывать. Вы сказали, что Протон доставил КА на орбиту Марса, над этим и потешаемся.
Расскажите, а сам Марс по какой орбите двигается? Что то я не припомню вашего возмущения в статьях вроде этой «Поехали! Falcon Heavy отправила Tesla на Марс»
habr.com/ru/post/410191 Почему вы там не кричали, что ни на какой Марс Тесла не полетела? Я же написал намного корректнее — что Протон послан на орбиту Марса, а не на Марс. Но тут вы резко решили обсудить формулировки, в которых вы не слишком разбираетесь.
То, что вы путаете базовые понятия дает право потешаться как раз над вами. Другое дело, что я не такой тролль, как вы (напомните, в скольки хабах вы выставляете себя как спеца, в 29? я из интереса глянул), и не делаю этого. Читайте внимательнее текст. А лично по отношению к вам я впредь буду проявлять меньше терпения — указывать на вашу безграмотность и перевирание сказанного собеседником в самом начале беседы.
habr.com/ru/post/410191 Почему вы там не кричали, что ни на какой Марс Тесла не полетела? Я же написал намного корректнее — что Протон послан на орбиту Марса, а не на Марс. Но тут вы резко решили обсудить формулировки, в которых вы не слишком разбираетесь.
То, что вы путаете базовые понятия дает право потешаться как раз над вами. Другое дело, что я не такой тролль, как вы (напомните, в скольки хабах вы выставляете себя как спеца, в 29? я из интереса глянул), и не делаю этого. Читайте внимательнее текст. А лично по отношению к вам я впредь буду проявлять меньше терпения — указывать на вашу безграмотность и перевирание сказанного собеседником в самом начале беседы.
послан на орбиту Марс
Не на орбиту Марса, а на орбиту, касающуюся орбиты Марса.
А Теслу — вообще отправили на орбиту, примерно похожую на ту, которая должна пересекать орбиту Марса. Впрочем, за то, что он отправил мусор, а не научные приборы, я Маска человеком считать перестал.
Впрочем, за то, что он отправил мусор, а не научные приборы, я Маска человеком считать перестал.На первых пусках — исключительно дорогие спутники и оборудование? Есть примеры?
Дорогие — не обязательно. Отличные от нуля — просто моральный долг.
Отличные от нуля — просто моральный долг.Кого перед кем?
Человека перед собственным самоуважением. Послать на гелиоцентрическую орбиту аппарат, который не совсем принесёт научных данных — это в голове не укладывается.
Запускают бетонные блоки и головки сыра, ибо должна быть ПН для тестирования. Это приносит пользу науке? Честно говоря, очень далекие от темы космоса только благодаря Тесле в космосе начали смотреть в сторону. Там где есть интерес общества там могут быть и научные данные и оборудование и другие плюшки. Кто-то скинулся Спейсам на их разработки, чтобы подымать тему морали? Почему вы взываете к морали? Знаете, когда паразиты общества решают свои вопросы за счет других — там как раз взывают к морали, патриотизму и прочему. Маск не человек? Ах какой же он паршивец, наверное набрал бабла у бабушек и купил себе яхту. Вот же ж паршивец. Печально такое слышать. Ибо его потуги запустить людей на Марс заставляет многих шевелится и вкладываться в науку и технику.
таких аппаратов (которых послали, а они навернулись и не приносят никаких научных данных) на гелиоцентрической орбите — уже и так летает достаточно.
Чтобы приборы посылали данные, пусть даже в стиле первого спутника — это нужен мощный аккумулятор и ненаправленный излучатель, а если солнечные батареи и направленный излучатель — то еще нужна система ориентации.
Ваше неуважение — это из разряда «балерина должна динамо крутить, зачем она зря вертится» (с)
Чтобы приборы посылали данные, пусть даже в стиле первого спутника — это нужен мощный аккумулятор и ненаправленный излучатель, а если солнечные батареи и направленный излучатель — то еще нужна система ориентации.
Ваше неуважение — это из разряда «балерина должна динамо крутить, зачем она зря вертится» (с)
Угадайте, кто именно вас минусовал? ))) Тот, кто про Маска говорит именно «послал на Марс», а про мою формулировку про перелет не просто с пересечением орбиты Марса, но и попадания в сферу его действия резко начал возмущаться )))
Угадайте, кто именно вас минусовал? )))И кто же? У вас есть админка, поделитесь с нами.
Перед запуском было сказано, что будет запуск в сторону Марса, при этом к Марсу будет далеко. Если вам очень интересно, где Тесла, то сделали специальный сайт. К Марсу этот автомобиль отправили или нет — решайте сами.
Тот, кто про Маска говорит именно «послал на Марс»Честно говоря, у вас полемика на уровне, если ничего не сказал что-то в ответ — значит виноват? Где Валерий писал, что Родстер полетел на Марс? Что за бредни?
Вообще то я не про вас говорил, если восприняли в ваш адрес. Из собеседников только один на меня подписан, и он флудит после любого моего комментария — буквально в течении 1-2 минут после публикации ) Кстати, это заметили и еще несколько человек, на которых он так же подписался и в ветках которых точно так же флудит и оскорбляет.
А насчет полемики… Повторюсь в который раз. Если точка перелетной траектории не просто пересекает орбиту другого тела, но и попадает в сферу его гравитационного действия — это называется не просто касанием орбиты этого тела, а именно перелетом к этому телу. В зависимости от условий, аппарат может остаться на орбите этого тела или покинуть его, но это уже другой вопрос. Так этап Экзомарса до покидания сферы действия Земли был операциями на орбите Земли, перелетная траектория — была полетом на орбите Солнца, после попадания в сферу действия Марса это операция на орбите Марса (хоть с торможением и выходом на условнозамкнутую орбиту, хоть покидание на гиперболической, это не отменяет того, что орбита уже относительно этого тела).
Так при запуске Теслы апогей был в 1,75 а.е, то есть пересек область орбиты Марса, но даже близко не приблизился к сфере действия Марса (хотя некоторые приняли за чистую монету ошибочный твит Маска от 6 октября, где он писал про афелий 2,61 и С3 Земли 12 км^2/c^2, и решили, что машина выйдет за главный пояс астероидов).
В случае же TGO, хоть с участием его двигателей, хоть нет, но аппарат летел к сфере действия Марса. Так что повторюсь, что для перелета к Марсу было достаточно только Протона с РБ, остальные действия относились исключительно к специфике положения на орбите Марса. Если вы считаете, что это не так — укажите, где именно я указал не верно. А заодно поясните, почему Валерий придрался к моей формулировке, но не исправляет другие, однозначно ошибочные формулировки.
А насчет полемики… Повторюсь в который раз. Если точка перелетной траектории не просто пересекает орбиту другого тела, но и попадает в сферу его гравитационного действия — это называется не просто касанием орбиты этого тела, а именно перелетом к этому телу. В зависимости от условий, аппарат может остаться на орбите этого тела или покинуть его, но это уже другой вопрос. Так этап Экзомарса до покидания сферы действия Земли был операциями на орбите Земли, перелетная траектория — была полетом на орбите Солнца, после попадания в сферу действия Марса это операция на орбите Марса (хоть с торможением и выходом на условнозамкнутую орбиту, хоть покидание на гиперболической, это не отменяет того, что орбита уже относительно этого тела).
Так при запуске Теслы апогей был в 1,75 а.е, то есть пересек область орбиты Марса, но даже близко не приблизился к сфере действия Марса (хотя некоторые приняли за чистую монету ошибочный твит Маска от 6 октября, где он писал про афелий 2,61 и С3 Земли 12 км^2/c^2, и решили, что машина выйдет за главный пояс астероидов).
В случае же TGO, хоть с участием его двигателей, хоть нет, но аппарат летел к сфере действия Марса. Так что повторюсь, что для перелета к Марсу было достаточно только Протона с РБ, остальные действия относились исключительно к специфике положения на орбите Марса. Если вы считаете, что это не так — укажите, где именно я указал не верно. А заодно поясните, почему Валерий придрался к моей формулировке, но не исправляет другие, однозначно ошибочные формулировки.
Так этап Экзомарса до покидания сферы действия Земли был операциями на орбите Земли, перелетная траектория — была полетом на орбите Солнца, после попадания в сферу действия Марса это операция на орбите Марса (хоть с торможением и выходом на условнозамкнутую орбиту, хоть покидание на гиперболической, это не отменяет того, что орбита уже относительно этого тела).В этой цитате вы трижды по разному называете один и тот же этап, причём все три раза правильно. Один раз «попадание в сферу действия Марса» второй «операция на орбите Марса» третий «орбита уже относительно Марса». Но в этой цитате вы не утверждаете, что «КА был доставлен на орбиту Марса», поэтому все три утверждения верные.
Весь спор возник из-за того, что вы сказали, что «Протон доставил КА на орбиту Марса», поскольку это не так. В реальности Протон, с коррекциями или без, доставил КА в сферу действия Марса, там КА разделились и были произведены соответствующие маневры, в результате которых один КА остался на орбите, второй совершил (неудачную) посадку.
Так при запуске Теслы апогей был в 1,75 а.е, то есть пересек область орбиты Марса, но даже близко не приблизился к сфере действия МарсаСовершенно справедливо. Тесла вообще запускалась по принципу «на кого бог пошлёт», задачей было продемонстрировать максимальную энергетику верхней ступени, как ближайшем запуске Фалькона Хэви хотят продемонстрировать максимальную его энергетику при спасении центрального ядра.
А заодно поясните, почему Валерий придрался к моей формулировке, но не исправляет другие, однозначно ошибочные формулировки.У других бывают неточные формулировки, у вас — ложные утверждения.
Оба аппарата были доставлены в сферу действия планеты, причем решили сначала отделить посадочный — для чего и коррекцией доставили связку в критическую точку, на которой существование орбиты невозможно, одного импульса на отделении в 0,5 м/с хватило для сведения с орбиты (повторюсь, орбита уже существовала, хотя не была еще замкнутой).
Впрочем конечные коррекции были сделаны с ошибками, получили большую Омегу, как итог, комбинация ее с неучтенной трансверсалкой и привела к аварии. Аппарат при снижении начало вращать, инерциальные ДУСы дали сбой, восприняв положение как отрицательное относительно поверхности (ниже уровня). В итоге на 11 км и 1650 км/ч вместо высоты 3,7 км и скорости 540 км/ч вместо 30 секунд отжига открыли парашют и дали 3 секунды тяги, после чего отделили щит.
Кстати, замечу, — посадочная система активировалась на высоте и была разрушена. Посадки (даже неудачной) там все же не было, было падение уже разрушенного аппарата.
Ну, а после отделения импульсом в 10 м/с перевели на гиперболическую орбиту (гипербола относительно Марса), через 12 часов после чего перевели на эллиптическую. В моем понимании, это не просто точные, а избыточно детализированные формулировки. Если не секрет, вы все же можете пояснить, что в них по вашему мнению ложного?
Впрочем конечные коррекции были сделаны с ошибками, получили большую Омегу, как итог, комбинация ее с неучтенной трансверсалкой и привела к аварии. Аппарат при снижении начало вращать, инерциальные ДУСы дали сбой, восприняв положение как отрицательное относительно поверхности (ниже уровня). В итоге на 11 км и 1650 км/ч вместо высоты 3,7 км и скорости 540 км/ч вместо 30 секунд отжига открыли парашют и дали 3 секунды тяги, после чего отделили щит.
Кстати, замечу, — посадочная система активировалась на высоте и была разрушена. Посадки (даже неудачной) там все же не было, было падение уже разрушенного аппарата.
Ну, а после отделения импульсом в 10 м/с перевели на гиперболическую орбиту (гипербола относительно Марса), через 12 часов после чего перевели на эллиптическую. В моем понимании, это не просто точные, а избыточно детализированные формулировки. Если не секрет, вы все же можете пояснить, что в них по вашему мнению ложного?
Вот теперь ничего. Потому, что больше нет «Доставлены на орбиту Марса», а есть " доставлены в сферу действия планеты". Написали бы так с самого начала — и не было бы спора.
а вот тут уже я понял вашу логику ))) Вы не встречали такое понятие, как инфинитные орбиты?
Вы не грамотно используете понятие орбиты, в вашем понимании действительно орбита бывает исключительно эллиптической, та же гипербола в вашем понимании уже не орбита, поэтому нахождение в сфере действия вы не считаете движением по орбите тела главного гравитационного действия.
Хотя даже интересно услышать развитие вашей мысли — если гиперболический полет в сфере действия Марса, то есть когда фокус гиперболы определяется центрами масс Марса и КА, а вовсе не Солнца и КА, то вы все равно считаете, что фокус гиперболы расположен в окрестности ц.м. Солнца?
Вы не грамотно используете понятие орбиты, в вашем понимании действительно орбита бывает исключительно эллиптической, та же гипербола в вашем понимании уже не орбита, поэтому нахождение в сфере действия вы не считаете движением по орбите тела главного гравитационного действия.
Хотя даже интересно услышать развитие вашей мысли — если гиперболический полет в сфере действия Марса, то есть когда фокус гиперболы определяется центрами масс Марса и КА, а вовсе не Солнца и КА, то вы все равно считаете, что фокус гиперболы расположен в окрестности ц.м. Солнца?
а вот тут уже я понял вашу логику ))) Вы не встречали такое понятие, как инфинитные орбиты?Как много слов для того, чтобы объяснить, почему вы не используете общепринятую терминологию. Я могу понять, что вы так могли привыкнуть говорить в «Энергии» (или любой другой конторе), общаясь с людьми, работающими над тем же проектом — там такое упрощение «Доставлено на орбиту Марса» — вполне возможно, и однозначно понятно. Но «здесь вам не там», тем более, что, оперируя тем, что в кои веки удалось запустить КА точно, и не потребовалась одна конкретная (из многих запланированных и реально произведённых) коррекций траектории (обратите внимание на устоявшееся выражение «коррекция траектории» — не орбиты, хотя, разумеется, все пассивные участки траектории являются и отрезками орбит), вы решили уколоть партнёров, мол, их двигательная установка весь путь летела пассажиром (хотя это не соответствует действительности), а мы, такие молодцы, запустили Протоном прямо «на орбиту Марса». Знайте, мол, наших.
Вы не грамотно используете понятие орбиты, в вашем понимании действительно орбита бывает исключительно эллиптической, та же гипербола в вашем понимании уже не орбита, поэтому нахождение в сфере действия вы не считаете движением по орбите тела главного гравитационного действия.
Вот за это хвастовство вы и огребли, и продолжаете хлебать сейчас. Потому, то в таком случае смотрите общепринятое определение термина «орбита»:
Орби́та (от лат. orbita «колея, дорога, путь») — траектория движения материальной точки в наперёд заданной системе пространственных координат для заданной в этих координатах конфигурации поля сил, которые на неё действуют. Термин был введён Иоганном Кеплером в книге «Новая астрономия» (1609)[1].Всего этого холивара можно было бы избежать, если бы вы написали «Протон доставил КА сферу действия Марса, и при этом, как выяснилось в результате измерения параметров траектории 21 марта, даже не потребовалась запланированная коррекция». Вы первый проявили агрессию, сделали ложное утверждение и не преминули принизить участие в проекте партнёров. Нехорошо.
В небесной механике это траектория небесного тела в гравитационном поле другого тела, обладающего значительно большей массой (планеты, кометы, астероида в поле звезды).
То, что вы ссылаетесь на википедию не делает определение общепринятым, скорее частораспространенным. Хотя вы и тут жульничаете, обрывая цитирование википедии на самом интересном, но неудобном для вас месте:
"… В прямоугольной системе координат, начало которой совпадает с центром масс, траектория может иметь форму конического сечения (окружности, эллипса, параболы или гиперболы).[2] При этом его фокус совпадает с центром масс системы."
Что является центром масс системы при нахождении в сфере действия Марса? Как называется траектория движения относительно этого центра масс?
Вот мы и пришли к той же формулировке, которую я и упоминал. Если бы вы до начала вступления в беседу внимательнее бы изучили вопрос, то как минимум часть диалогов бы была лишней. Впрочем, вы и сейчас упорно говорите, что мои утверждения ложные, хотя и не можете четко сформулировать в чем именно это выражается.
"… В прямоугольной системе координат, начало которой совпадает с центром масс, траектория может иметь форму конического сечения (окружности, эллипса, параболы или гиперболы).[2] При этом его фокус совпадает с центром масс системы."
Что является центром масс системы при нахождении в сфере действия Марса? Как называется траектория движения относительно этого центра масс?
Вот мы и пришли к той же формулировке, которую я и упоминал. Если бы вы до начала вступления в беседу внимательнее бы изучили вопрос, то как минимум часть диалогов бы была лишней. Впрочем, вы и сейчас упорно говорите, что мои утверждения ложные, хотя и не можете четко сформулировать в чем именно это выражается.
Впрочем, вы и сейчас упорно говорите, что мои утверждения ложные, хотя и не можете четко сформулировать в чем именно это выражается.Вот вам ваши абсолютно ложные утверждения:
"Протон доставил КА на орбиту Марса", "при этом не понадобились запланированные коррекции траектории", "европейский двигатель всю дорогу летел мёртвым грузом".
Что вам ещё не ясно?
Что является центром масс системы при нахождении в сфере действия Марса?
Разумеется Марс.
Как называется траектория движения относительно этого центра масс?
Орбита. Вот только это марсоцентрическая орбита КА, а не орбита Марса. Под орбитой Марса люди, не заражённые профессиональными жаргонизмами, понимают ту траекторию, по которой движется Марс. А понятие «находиться на орбите Марса» — синонимично «двигаться по той же траектории, что и Марс, хотя возможно, в другой точке».
Начнём с конца.
Хотя даже интересно услышать развитие вашей мысли — если гиперболический полет в сфере действия Марса, то есть когда фокус гиперболы определяется центрами масс Марса и КА, а вовсе не Солнца и КА, то вы все равно считаете, что фокус гиперболы расположен в окрестности ц.м. Солнца?Но «гиперболический полет в сфере действия Марса» вовсе не является полётом по орбите Марса! Это и есть «полёт в сфере действия Марса», и не более.
Вообще то я не про вас говорил, если восприняли в ваш адрес.Я это понял. Просто решил ответить, ибо с моей стороны… то что вы написали… это звучало интересно.
Из собеседников только один на меня подписан, и он флудит после любого моего комментария — буквально в течении 1-2 минут после публикации )На сколько я знаю, то подписка ничего не дает, она сообщает о том, когда вы что-то добавили в закладки или написали статью. Есть обычная подписка на тему и там не важно кто написал.
Кстати, это заметили и еще несколько человек, на которых он так же подписался и в ветках которых точно так же флудит и оскорбляетЭто ваше мнение. Мгновенные ответы — это разве что доработка бота, который бы спамил.
Если вы считаете, что это не так — укажите, где именно я указал не верно.Я не спец, и немного далек от траекторий, чтобы участвовать в обсуждении. Можете заметить, что я в таких темах ничего не отвечаю, ибо мне нечего сказать. Вопрос у меня в другом, что Родстер летел в сторону чего-то там, но он не должен выходить на орбиту Марса. И ваших и не только обсуждениях я не замечал, чтобы Валерий писал, что Тесла должна выйти на орбиту Марса. Если это не так — укажите где.
. А заодно поясните, почему Валерий придрался к моей формулировке, но не исправляет другие, однозначно ошибочные формулировки.Вы преувеличиваете мои возможности, я не Ванга и не телепат, чтобы знать, что в голове у другого человека, которого я лично не знаю. Но, предположу, что он к вам придирается, потому что вы специалист от отрасли и, по идее, не должны писать какие-то неточности, глупости или же вообще, грубо говоря, — врать. В той теме и так понятно, что человек что-то написал на основе услышанного, и что-то там писать и доказывать — не особо интересно. Там были другие темы, более интересные для обсуждения. Вы же со своей стороны, могли бы указать на неточности, а они были, там особо не с чем спорить.
Попробую пояснить, что произошло в ходе обсуждения.
1. JabbaTheHutt написал, что рано думать о пилотируемых полетах, если Россия дальше ГСО не летает.
2. Я ответил, что вообще то летает, и привел пример c TGO
3. Zelenyikot написал, что TGO полностью европейский, и российское участие только в выведении на орбите перелета (замечу — перелета к Марсу).
4. Я поправил, указав на неточность — что TGO не весь европейский. Если «округлять», считая TGO весь европейским, то ровно так же можно и округлить перелет к Марсу (замечу, про выход на НОО Марса я не писал) тоже весь российским.
5. Виталий заметил эту неточность и поступил объективно — или надо «округлять» в обоих случаях, или не округлять нигде.
А вот дальше к разговору подключились другие собеседники и резко начали уводить его в другую сторону. Они «не заметили» предысторию, что формулировка «не значимости» корректировок относилась к варианту «округления» и стали спорить уже относительно этого.
Потом была серия неточных формулировок, отвечать на которые одновременно невозможно по определению — пока отвечаешь одному, вопрос задает уже другой. Причем если отвечаешь одному, использовавшему неточную формулировку, то уже твой ответ, пусть и не совсем корректный, но «понятный» собеседнику начинают использовать уже против тебя, словно ту неточность допускал уже ты…
Я про это и писал, как про мою ошибку, — что не надо было пытаться понимать собеседника, а сразу указывать на его непонимание темы беседы или искажение фактов.
Кстати, если помните, я как то раньше в беседе писал, что не любитель терминологии в стиле «ХС, ИС» и прочие, так как они малоинформативны. В общем и тут с этим пошла каша — если источники подразумевали затраченную ХС, то собеседники упорно называли ее изменением скорости аппарата, мои попытки указать им на их же источник (там писалось про затраты на изменение скорости и направления) игнорировались. Я же пытался указать, что скорость тратилась не для изменения трансверсальной скорости, а именно изменения малой полуоси орбиты. В этом и сложность беседы, если она идет в разной терминологии.
1. JabbaTheHutt написал, что рано думать о пилотируемых полетах, если Россия дальше ГСО не летает.
2. Я ответил, что вообще то летает, и привел пример c TGO
3. Zelenyikot написал, что TGO полностью европейский, и российское участие только в выведении на орбите перелета (замечу — перелета к Марсу).
4. Я поправил, указав на неточность — что TGO не весь европейский. Если «округлять», считая TGO весь европейским, то ровно так же можно и округлить перелет к Марсу (замечу, про выход на НОО Марса я не писал) тоже весь российским.
5. Виталий заметил эту неточность и поступил объективно — или надо «округлять» в обоих случаях, или не округлять нигде.
А вот дальше к разговору подключились другие собеседники и резко начали уводить его в другую сторону. Они «не заметили» предысторию, что формулировка «не значимости» корректировок относилась к варианту «округления» и стали спорить уже относительно этого.
Потом была серия неточных формулировок, отвечать на которые одновременно невозможно по определению — пока отвечаешь одному, вопрос задает уже другой. Причем если отвечаешь одному, использовавшему неточную формулировку, то уже твой ответ, пусть и не совсем корректный, но «понятный» собеседнику начинают использовать уже против тебя, словно ту неточность допускал уже ты…
Я про это и писал, как про мою ошибку, — что не надо было пытаться понимать собеседника, а сразу указывать на его непонимание темы беседы или искажение фактов.
Кстати, если помните, я как то раньше в беседе писал, что не любитель терминологии в стиле «ХС, ИС» и прочие, так как они малоинформативны. В общем и тут с этим пошла каша — если источники подразумевали затраченную ХС, то собеседники упорно называли ее изменением скорости аппарата, мои попытки указать им на их же источник (там писалось про затраты на изменение скорости и направления) игнорировались. Я же пытался указать, что скорость тратилась не для изменения трансверсальной скорости, а именно изменения малой полуоси орбиты. В этом и сложность беседы, если она идет в разной терминологии.
Что то я не припомню вашего возмущения в статьях вроде этой «Поехали! Falcon Heavy отправила Tesla на Марс»Я вообще стараюсь не кричать, но на вас иногда срываюсь из-за вашей лжи.
habr.com/ru/post/410191 Почему вы там не кричали, что ни на какой Марс Тесла не полетела?
Я же написал намного корректнее — что Протон послан на орбиту Марса, а не на Марс.Для вас русский язык не родной? Если спутник доставлен на ГСО, то где он находится? Так и здесь, если спутник доставлен на орбиту Марса, то он летит по орбите Марса, и никак иначе.
Другое дело, что я не такой тролль, как вы (напомните, в скольки хабах вы выставляете себя как спеца, в 29?Где я выставляю себя как спеца. Я тщательно слежу за космонавтикой, причём именно за её экономическим развитием, здесь сейчас происходит настоящая революция. Я интересуюсь тем, что пишут, возможно в 29 хабах (я не считал), но спецом в их всех себя не считаю. Скорее наоборот — чему-то учусь в каждом из них.
А лично по отношению к вам я впредь буду проявлять меньше терпенияВ зеркало посмотрите.
Понимаю, что вы действительно дилетант в теме, поэтому немного просвещу вас в плане основ небесной механики.
В небесной механике существует 4 типа «идеальных» орбит (срез конического сечения) они делятся на стабильные и переходные, с другой стороны они делятся на условнозамкнутые и разомкнутые.
Если тело находится в сфере гравитационного действия планеты (не буду вдаваться, что есть сфера влияния и сфера преобладания, упростим до этого уровня), то есть в зоне, где влияние планеты основное, а влияние других тел можно рассматривать как возмущение, то орбита почти соответствует кеплеровской идеальной форме.
Гиперболический пролет мимо планеты в сфере ее действия называется движением по гиперболической орбите ЭТОЙ планеты. Если вы считаете, что орбитой относительно планеты является только эллипс (круговая неустойчива), то вы просто не владеете терминологией небесной механики.
Так что куда бы вы не смотрели, но вы в очередной раз проявляете не просто свое незнание, но и агрессивно продавливаете его как какое то откровение свыше. Так что если как вы говорите, вы действительно хотите чему то учиться — читайте текст внимательнее. А чтобы верифицировать знания, можете сверить их в работах по небесной механике (например — Рой, Лурье, Дубошин, Аксенов, Погорелов, Мирер, Суханов, Мультон)
В небесной механике существует 4 типа «идеальных» орбит (срез конического сечения) они делятся на стабильные и переходные, с другой стороны они делятся на условнозамкнутые и разомкнутые.
Если тело находится в сфере гравитационного действия планеты (не буду вдаваться, что есть сфера влияния и сфера преобладания, упростим до этого уровня), то есть в зоне, где влияние планеты основное, а влияние других тел можно рассматривать как возмущение, то орбита почти соответствует кеплеровской идеальной форме.
Гиперболический пролет мимо планеты в сфере ее действия называется движением по гиперболической орбите ЭТОЙ планеты. Если вы считаете, что орбитой относительно планеты является только эллипс (круговая неустойчива), то вы просто не владеете терминологией небесной механики.
Так что куда бы вы не смотрели, но вы в очередной раз проявляете не просто свое незнание, но и агрессивно продавливаете его как какое то откровение свыше. Так что если как вы говорите, вы действительно хотите чему то учиться — читайте текст внимательнее. А чтобы верифицировать знания, можете сверить их в работах по небесной механике (например — Рой, Лурье, Дубошин, Аксенов, Погорелов, Мирер, Суханов, Мультон)
А чтобы верифицировать знания, можете сверить их в работах по небесной механике (например — Рой, Лурье, Дубошин, Аксенов, Погорелов, Мирер, Суханов, Мультон)Хорошо, давайте проверим. Дайте мне ссылку и цитату этих уважаемых людей, где они бы утверждали, что Протон (без разгонного блока) может доставить что-либо на орбиту Марса. Спор возник именно из-за этого вашего утверждения — так докажите.
Гиперболический пролет мимо планеты в сфере ее действия называется движением по гиперболической орбите ЭТОЙ планеты.
Очень странная терминология.
У Суханова я подобного не видел.
Дословно у Суханова конечно это не найдете, он редко говорит в терминах небесной механики, потому он и говорит о ее прикладной переработке (кстати, «астродинамика» достаточно странное понятие, не совсем подходящее по смыслу). Поэтому сначала он работает в прикладной терминологии (оговариваясь, что это касается только невозмущенного движения), однако уже с первых интегралов он прямо говорит об универсальности формул кеплеровского движения. Помните главу 2.2 «Гравитационное поле тела конечных размеров»?
Хотя, признаюсь, что осознанно в один список включил разные методики модельного описания, лично мне система Гамильтона удобнее при моделировании общих процессов (но из-за визуального сопровождения все же больше с кватернионами работам, да и баллистики Энергии для верификации векторов нам все же дают кватернионы)
Хотя, признаюсь, что осознанно в один список включил разные методики модельного описания, лично мне система Гамильтона удобнее при моделировании общих процессов (но из-за визуального сопровождения все же больше с кватернионами работам, да и баллистики Энергии для верификации векторов нам все же дают кватернионы)
Вот интересно, я — дилетант (кстати, этого и не скрываю) а странная терминология у вас. Вы ссылаетесь на уважаемых людей, мол, в их работах та же терминология, но вас другие люди, спецы в данной области, ловят за язык, и вы тут же переобуваетесь, мол, да, не используют эти уважаемые люди эту терминологию…
Но дилетант по прежнему я. Вот меня, дилетанта, и не удивляет, что у таких специалистов ничего не получается.
Но дилетант по прежнему я. Вот меня, дилетанта, и не удивляет, что у таких специалистов ничего не получается.
Я тоже дилетант. Но, так вышло, что Суханова читал.
Суханов это ИКИ, прикладник, поэтому он конечно использует аппарат небесной механики, я тут и близко не переобувался. Другое дело, что если бы вы там искали дословную цитату, то ее там не встретите, он фундаменталку касается вскользь, хотя периодически к ней возвращается. Если заметили, то я указал множество источников, и Суханов там в самом конце. Там есть авторы работ по небесной механике, есть по теор физике, по математике и прикладники — я дал весь спектр, в расчете, что что то из этого будет вам понятно. Но вы зачем то ищите точное цитирование. Попробуйте просто почитать эти источники, после чего делайте выводы…
И не надо в очередной раз переводить стрелки. Я не писал, что Протон что то выводил без РБ. Речь была о том, что Россия дальше ГСО выводила многократно, и приведен пример Экзомарса. А потом, вы свели разговор к тому, что орбита бывает только эллиптической.
И не надо в очередной раз переводить стрелки. Я не писал, что Протон что то выводил без РБ. Речь была о том, что Россия дальше ГСО выводила многократно, и приведен пример Экзомарса. А потом, вы свели разговор к тому, что орбита бывает только эллиптической.
кстати, если интересно, гляньте в ресурс, которому вы доверяете:
www.esa.int/Our_Activities/Human_and_Robotic_Exploration/Exploration/ExoMars/How_ExoMars_2016_got_to_Mars
приведу цитату:
«About 12 hours after Schiaparelli separated, TGO will fired its engine to raise its trajectory to several hundred kilometres above the planet. Otherwise, like Schiaparelli, it would also enter the atmosphere.»
Так что движки вообще то изначально включались не на торможение, а на разгон, чтобы не войти в атмосферу самим TGO. Ну, а только потом уже корректировали, чтобы цеплять ее под меньшим углом и проводить аэробрейкинг. Если бы же начал именно тормозить, то он так же был бы захвачен и погиб бы (ну, или стал бы навечно спутником Земли).
www.esa.int/Our_Activities/Human_and_Robotic_Exploration/Exploration/ExoMars/How_ExoMars_2016_got_to_Mars
приведу цитату:
«About 12 hours after Schiaparelli separated, TGO will fired its engine to raise its trajectory to several hundred kilometres above the planet. Otherwise, like Schiaparelli, it would also enter the atmosphere.»
Так что движки вообще то изначально включались не на торможение, а на разгон, чтобы не войти в атмосферу самим TGO. Ну, а только потом уже корректировали, чтобы цеплять ее под меньшим углом и проводить аэробрейкинг. Если бы же начал именно тормозить, то он так же был бы захвачен и погиб бы (ну, или стал бы навечно спутником Земли).
кстати, если интересно, гляньте в ресурс, которому вы доверяете:Доверять или не доверять ресурсу — дело личное. Но в любом случае эти включения двигателя являются коррекцией траектории. Возможно, ошибочной, или не нужной (а вот этого мы уже не узнаем), но коррекцией. А вы вот здесь утверждали, что их не было.
перечитайте мой текст внимательнее
«их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна»
То, что потом все равно пришлось корректировать из-за собственной ошибки, это уже к ним претензия, а не к нам. Так что «нужна» она стала по причине неверной настройки, а не была нужна изначально. А вообще проблемы у ЕКА с ним начались еще на стадии производства. Помните, из-за чего пришлось сдвинуть?
«их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна»
То, что потом все равно пришлось корректировать из-за собственной ошибки, это уже к ним претензия, а не к нам. Так что «нужна» она стала по причине неверной настройки, а не была нужна изначально. А вообще проблемы у ЕКА с ним начались еще на стадии производства. Помните, из-за чего пришлось сдвинуть?
Вы кто? Школьник или специалист из индустрии? То, что не потребовалась одна из серии запланированных коррекций, не означает, что коррекции вообще были не нужны. Вы же утверждаете именно это:
коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна. А само торможение было все же аэробрейкингом.
«About 12 hours after Schiaparelli separated, TGO will fired its engine to raise its trajectory to several hundred kilometres above the planet. Otherwise, like Schiaparelli, it would also enter the atmosphere.»
Так что движки вообще то изначально включались не на торможение, а на разгон, чтобы не войти в атмосферу самим TGO.
Вы в курсе, что TGO делал достаточно много маневров?
Вот из таймлайна http://exploration.esa.int/mars/57607-timeline/
Schiaparelli – TGO separation 16 October 2016 at 14:42 UTC
TGO performed Mars avoidance manoeuvre 17 October 2016 at 02:42 UTC
TGO insertion into Mars orbit 19 October 2016, scheduled for 13:04 UTC
Вы сейчас упомянули второй. А прожиг на 139 минут и 1.5 км/c дельты был проведен через пару дней. И потом были еще маневры, связанные уже с аэробрейком.
кстати, если интересно, гляньте в ресурс, которому вы доверяете
Это не «ресурс которому я доверяю», а официальный сайт ЕКА, если что.
Протон доставил TGO не на орбиту Марса, а на отлетную траекторию к Марсу. На орбиту он выходил уже при помощи вполне европейского двигателя S400-15.
Ok
Признаю свою ошибку.
Пролетная миссия успешно отработана 1 раз.
Можно начинать сразу с вывода простейшего автомата на орбиту Луны и отсылки фоточек. Но не более. Добавление новых фич к аппарату только раздует стоимость и увеличит разочарование в случае аварии.
Нужно двигаться постепенно, маленькими шажками.
Признаю свою ошибку.
Пролетная миссия успешно отработана 1 раз.
Можно начинать сразу с вывода простейшего автомата на орбиту Луны и отсылки фоточек. Но не более. Добавление новых фич к аппарату только раздует стоимость и увеличит разочарование в случае аварии.
Нужно двигаться постепенно, маленькими шажками.
Ну, если уж так считать, то для полноценной пролетной миссии одной успешной работы Протона было бы недостаточно, нужны еще и коррекции траектории, причем для TGO коррекция была весьма существенная, 326,5 м/c за ~2,5 месяца до прилета к Марсу. Плюс если уж и делать «полностью свою пролетную миссию», то желательно что бы еще и аппарат долетел в рабочем состоянии.
С другой стороны, совершенно необязательно начинать с пролетных миссий. Например Япония, Китай и Индия сразу начинали с отправки орбитальных аппаратов.
С другой стороны, совершенно необязательно начинать с пролетных миссий. Например Япония, Китай и Индия сразу начинали с отправки орбитальных аппаратов.
Совсем маленькими не получится. Космонавтика накладывает определенные ступеньки на которые нужно забраться. Ведь не предлагаете же вы запускать спутника на орбиту сначала со скоростью 1 км/с, потом 2 км/с и т д до 8 км/с :)
Ну и по теме этой дискуссии. Куда дальше ГСО у нас еще недавно летал «Спектр-Р». А до этого «Интербол». А буквально в этом месяце должен полететь «Спектр-РГ». На который лучше дружно скрестить пальцы…
Да шаг за шагом/ один за другим надо было запускать. Пока не достигнут успеха. А не растягивать попытки.
Марс-96 1996
Фобос-грунт 2012
Луна-25 ~ 2021
Разница между ними по 10лет. Это очень существенно.
Марс-96 1996
Фобос-грунт 2012
Луна-25 ~ 2021
Разница между ними по 10лет. Это очень существенно.
Где-то так наша программа и выглядит. Сейчас высадка где-то на 30 год назначена. И точно сдвинется для при идеальном развитии программы. До этого АМС и разные облетные миссии
Sign up to leave a comment.
По пути Сергея Павловича Королева. Современный российский пилотируемый проект. Часть 1. «Федерация»