Тред №955818

Цитата: Ещё один  инженер от 06.06.2015 20:23:48Объявляется, что 45 лет назад
1. На лунной (а не земной) орбите
2. за полвитка

лунный посадочный модуль стыковался с лунным орбитальным после взлета с Луны.

Цитата: Ещё один  инженер от 06.06.2015 20:23:48

 

Обратимся к Левантовскому.

Цитата: ЦитатаВозвращение двух космонавтов с Луны (рис. 109) начинается вертикальным стартом взлетной ступени с помощью основного двигателя. Затем ступень отклоняется от вертикали и через 7 мин после старта выходит (в точке 2, рис. 109) на начальную орбиту с периселением на высоте 16,7 км и апоселением на высоте 83,3 км. Последующее сложное маневрирование производится с помощью двигателей системы ориентации и стабилизации.

Взлетные ступени при первых двух экспедициях на Луну сначала посредством импульса 15,07 м/с в апоселении 3 выходили на круговую орбиту, затем, после исправления, если было необходимо, плоскости орбиты в точке 4, переводились в точке 5 импульсом 1,37 м/с на близкую к круговой эллиптическую орбиту, имеющую ту же линию апсид, что и орбита ожидания основного блока (разность высот орбит была повсюду почти одинакова - около 28 км). Теперь космонавты могли ждать подходящего момента для начала заключительного маневра сближения с основным блоком (нестрашно было его и пропустить и дождаться следующего). После импульса 7,5 м/с начала маневра в точке 6 и коррекций 7 и 8 взлетная ступень, находясь в точке 9 ниже и впереди нагонявшего ее основного блока, начинала разгон (13,7 м/с), чтобы в точке 10 выйти на орбиту основного блока. (Это выравнивание скоростей воспринималось с борта основного блока как торможение приближающейся взлетной ступени. Указанные выше значения импульсов и параметры орбит - расчетные, фактические значения от них несколько отличались.) Групповой полет заканчивался сближением с помощью вспомогательных двигателей основного блока и стыковкой в точке 11 (через 3 ч 37 мин после старта). Маневры были рассчитаны так, что происходили при удобных условиях связи взлетной ступени с основным блоком и освещенности на последнем этапе сближения. Их сложность обеспечивала высокий уровень безопасности, за которую, правда, платилось лишней затратой топлива и большой длительностью всей операции.

Начиная с полета «Аполлона-14», после выхода в точке 2 (рис. 110) на начальную орбиту и увеличения в точке 3 скорости на 4,6 м/с осуществлялся переход в точке 4 на траекторию перехвата, затем следовали коррекции 5, 6, разгон 7, выход 8 на орбиту основного блока и стыковка; вся операция от старта до стыковки занимала лишь 1 ч 45 мин. Переход к ней объяснялся возросшей уверенностью в надежности двигательных систем лунного корабля.

Цитата: ЦитатаНе будет ли многоуважаемый джинн столь любезен, что объяснит:

1. Какие технические достижения позволили добиться этого выдающегося результата, 6 раз без сбоев

Отработка стыковки в программе Gemini - 11 сближений, 6 стыковок. Отработка стыковки на наземных тренажёрах.

Отработка стыковки в миссиях Аполлон-9 (околоземная) и Аполлон-10 (окололунная):

Мастерство и знания астронавтов - доктор астронавтики полковник Олдрин получил прозвище Др. Рандеву за работы по переводу теории стыковки в техническую плоскость. Бортовые компьютеры КМ и ЛМ.

Цитата: Цитата2. Куда эти достижения потом делись?

 Стыковки со Скайлэб. ЭПАС в 1975 году. Потом 6 лет не летали. Потом эпоха Спейс Шаттл. Подождите CSM-100 и Dragon V2, будут вам стыковки.

Цитата: ЦитатаЛохи из Роскосмоса до сих пор не могут это повторить даже на земной орбите.

 Разберитесь с ними.

Цитата: ЦитатаВосстановим магическую технологию Древних!

Забавная шютка, опровергатели пустили слюни и сказали "гыыы".

• -0.04 / 6

Цитата: Альбемут-FM от 07.06.2015 13:49:11Обратимся к Левантовскому.

Отработка стыковки в программе Gemini - 11 сближений, 6 стыковок. Отработка стыковки на наземных тренажёрах.

Отработка стыковки в миссиях Аполлон-9 (околоземная) и Аполлон-10 (окололунная):

Мастерство и знания астронавтов - доктор астронавтики полковник Олдрин получил прозвище Др. Рандеву за работы по переводу теории стыковки в техническую плоскость. Бортовые компьютеры КМ и ЛМ.

 Стыковки со Скайлэб. ЭПАС в 1975 году. Потом 6 лет не летали. Потом эпоха Спейс Шаттл. Подождите CSM-100 и Dragon V2, будут вам стыковки.


 Разберитесь с ними.


Забавная шютка, опровергатели пустили слюни и сказали "гыыы".

Цитата: Альбемут-FM от 07.06.2015 13:49:11

 

А сколько витков на земной орбите требовалось Шаттлу для стыковки с чем угодно? Просветите невежественного опровергателя. 
Я вот представляю, в чем технические трудности быстрой стыковки, интересно, как они были разрешены? 
Не могли бы вы вкратце изложить эти трудности и методы их разрешения?

• +0.03 / 3

Цитата: Ещё один  инженер от 07.06.2015 15:36:55А сколько витков на земной орбите требовалось Шаттлу для стыковки с чем угодно? Просветите невежественного опровергателя. 
Я вот представляю, в чем технические трудности быстрой стыковки, интересно, как они были разрешены? 
Не могли бы вы вкратце изложить эти трудности и методы их разрешения?

Цитата: Ещё один  инженер от 07.06.2015 15:36:55

 

Вы упустили главное:

Цитата: ЦитатаГрупповой полет заканчивался сближением с помощью вспомогательных двигателей основного блока и стыковкой

Подобный подход обеспечивает успешную стыковку при гораздо больших ошибках выведения. По самому простому соображению - запасу топлива на основном блоке.

• 0.00 / 2

Цитата: ILPetr от 17.06.2015 05:57:47Вы упустили главное:

Подобный подход обеспечивает успешную стыковку при гораздо больших ошибках выведения. По самому простому соображению - запасу топлива на основном блоке.

Цитата: ILPetr от 17.06.2015 05:57:47

 

На взлетной ступени ЖРД RS18 и 2300 кг топлива (ресурс работы 10 минут) - обеспечивает взлет и стыковку, в служебном отсеке (основной блок) ЖРД AJ10-137 и 17700 кг топлива (ресурс - 750 сек, многократное включение длительностью 0.4-500 сек.) - обеспечивает все манёвры корабля на траектории полёта к Луне, коррекцию траектории, выход на орбиту Луны, переход с орбиты Луны на траекторию полёта к Земле и коррекцию траектории возвращения.

Насколько большую ошибку можно совершить с такими параметрами?

http://www.sciteclib…min20.html
http://wmpt.narod.ru/zz13.htm
http://dic.academic.…wiki/33580

• +0.03 / 3

Цитата: kab249 от 17.06.2015 08:40:24На взлетной ступени ЖРД RS18 и 2300 кг топлива (ресурс работы 10 минут) - обеспечивает взлет и стыковку, в служебном отсеке (основной блок) ЖРД AJ10-137 и 17700 кг топлива (ресурс - 750 сек, многократное включение длительностью 0.4-500 сек.) - обеспечивает все манёвры корабля на траектории полёта к Луне, коррекцию траектории, выход на орбиту Луны, переход с орбиты Луны на траекторию полёта к Земле и коррекцию траектории возвращения.

Насколько большую ошибку можно совершить с такими параметрами?

Цитата: kab249 от 17.06.2015 08:40:24

 

А как сюда вписываются сов. АМС с возвращаемым грунтом? 

• -0.04 / 6

Цитата: OlegK от 17.06.2015 08:49:07А как сюда вписываются сов. АМС с возвращаемым грунтом?

Цитата: OlegK от 17.06.2015 08:49:07

 

Автоматическая станция и пилотируемый корабль
"Дядя Петя, ты дурак?"

• +0.03 / 3

Цитата: ILPetr от 17.06.2015 05:57:47Вы упустили главное:

Подобный подход обеспечивает успешную стыковку при гораздо больших ошибках выведения. По самому простому соображению - запасу топлива на основном блоке.

Цитата: ILPetr от 17.06.2015 05:57:47

 

Нет это Вы упустили главное: то, что Вы описываете (не посадочный модуль стыкуется к орбитальному, а наоборот) ещё хуже.
На что я все время намекаю, и пришла пора сказать открытым текстом: на что тратится время при стыковке? Почему такое достижение снижение времени стыковки до 6 часов (и то бывают срывы)?
Все это время съедает отработка ошибок выведения. Невозможно попасть в точности в ту точку пространства, где в этот момент пролетает орбитальный аппарат с приемлемой точностью, и при этом еще иметь околонулевые линейные и угловые скорости относительно него по всем осям. А представьте, если по линейным координатам совмещение обеспечим, а по скоростным - нет? Для ПРО- отличный результат, а для космонавтики.
Так что реальные стыковки делаются так - выводим на относительно близкую, но безопасную орбиту, даем импульс перехода на переходную орбиту, через рассчитанное время - импульс перехода на орбиту сближения. Когда стыкуемый аппарат оказывается в поле видимости - только тогда начинается собственно наведение, во время которого только и возможно ручное управление, все остальное должна делать автоматика (по причинам, которые мне лень объяснять, да и пусть клоуны пошевелят мозгами).
Если целевая орбита имеет ненулевое наклонение, все ещё хуже.
Чтобы попасть на близкую к аппарату орбиту, нужно очень хорошо знать ее параметры. Для вычисления правильных импульсов для перестроения на переходные орбиты нужно очень точно знать параметры орбиты взлетевшего аппарата. Априорно из знать невозможно - двигатели имеют разброс, масса аппарата известна неточно, гравитационные аномалии, о которых говорил oleg27.
Теперь вопросы:
 - Кто и как измерял параметры орбиты LOM? С Земли за 384000 км?
Еще интересней: кто и как измерял параметры движения взлетевшего посадочного модуля?
Еще раз напоминаю для совсем забывчивых:
только в прошлом году Союзы стали стыковаться с МКС за 6 часов (4 витка), до этого 45 лет стыковались пару суток. Это на земной орбите, где параметры движения орбитальной станции известны досконально, и полно наземных станций, чтобы измерить орбиту транспортного корабля. Как в конце 60-х, вокруг Луны, добиться полутора, а затем и половины витка?
Тренироваться? 6 раз?

• +0.09 / 9

Цитата: Ещё один  инженер от 18.06.2015 01:42:06Нет это Вы упустили главное: то, что Вы описываете (не посадочный модуль стыкуется к орбитальному, а наоборот) ещё хуже.
На что я все время намекаю, и пришла пора сказать открытым текстом: на что тратится время при стыковке? Почему такое достижение снижение времени стыковки до 6 часов (и то бывают срывы)?
Все это время съедает отработка ошибок выведения. Невозможно попасть в точности в ту точку пространства, где в этот момент пролетает орбитальный аппарат с приемлемой точностью, и при этом еще иметь околонулевые линейные и угловые скорости относительно него по всем осям.

Цитата: Ещё один  инженер от 18.06.2015 01:42:06

 

Ага. Но при наличии адекватной автоматики реальная ошибка вывода на земную опорную орбиту будет в 6 раз больше, чем при выводе на лунную.  (Подумайте об этом).

• -0.02 / 4

Цитата: ILPetr от 18.06.2015 06:53:25Ага. Но при наличии адекватной автоматики реальная ошибка вывода на земную опорную орбиту будет в 6 раз больше, чем при выводе на лунную.  (Подумайте об этом).

Цитата: ILPetr от 18.06.2015 06:53:25

 

А Вам надо подумать о том, почему Россия, Евросоюз, Китай применяют автоматические устройства для стыковки, сами США сейчас применяют манипуляторы и НИКТО не применяет ручную стыковку как основной способ?
P.S. Об отработке китайцами ручной тсыковки в курсе . Основным способом у них является автоматический.

• +0.04 / 4

Цитата: kab249 от 18.06.2015 08:32:40А Вам надо подумать о том, почему Россия, Евросоюз, Китай применяют автоматические устройства для стыковки, сами США сейчас применяют манипуляторы и НИКТО не применяет ручную стыковку как основной способ?
P.S. Об отработке китайцами ручной тсыковки в курсе . Основным способом у них является автоматический.

Цитата: kab249 от 18.06.2015 08:32:40

 

Кстати, на теме стыковок был единственный прецедент на моей памяти, когда один из защитников НАСА перешел на светлую сторону превратился в скептика.

• +0.04 / 4

Цитата: Ещё один  инженер от 18.06.2015 01:42:06На что я все время намекаю, и пришла пора сказать открытым текстом: на что тратится время при стыковке? Почему такое достижение снижение времени стыковки до 6 часов (и то бывают срывы)?
Все это время съедает отработка ошибок выведения. Невозможно попасть в точности в ту точку пространства, где в этот момент пролетает орбитальный аппарат с приемлемой точностью, и при этом еще иметь околонулевые линейные и угловые скорости относительно него по всем осям. А представьте, если по линейным координатам совмещение обеспечим, а по скоростным - нет? Для ПРО- отличный результат, а для космонавтики.

Цитата: Ещё один  инженер от 18.06.2015 01:42:06

 

Рассказываю открытым текстом. Время тратится просто так. Оно идет, объекты летят, один из них (по факту, могли бы и оба) время от времени маневрирует -- и на момент времени T_к оказывается рядом с целью.
Потому что при запуске "Союза", "Прогресса", шаттла,  "Дракона", "Лебедя", "Шэньчжоу" -- какого угодно реального транспортного корабля к МКС задача состоит в гарантированной доставке людей и груза за разумное время при минимально возможных затратах топлива. Потому что на массу угробленного впустую топлива автоматом должна быть уменьшена масса грузов. Довольно простая математика показывает, что малый расход топлива достигается при оптимальном разнесении маневров на достаточно продолжительное время.
Пока таких ограничений не было, и можно было себе позволить запустить два объекта подряд (через виток или через сутки) на удобные для встречи орбиты, стыковались не быстро, а очень быстро.
12 сентября 1966 г. Чарлз «Пит» Конрад и Ричард Гордон на "Джемини-11" состыковались со своей мишенью через 94 минуты после запуска.
30 октября 1967 г. "Космос-188" (беспилотный "Союз") был выведен в точку в 24 км от цели и пристыковался к "Космосу-186" через 68 минут после старта.
15 апреля 1968 г. "Космос-213" через 20 минут после старта находился от "Космоса-212" на расстоянии 335 метров и состыковался через 47 минут после старта, или через 38 минут после выхода на орбиту.
И ничего, мир от этого не перевернулся. И при запуске 26 октября 1968 г. Берегового на "Союзе-3" ему было обеспечено начальное расстояние 11 км и была поставлена задача состыковаться с "Союзом-2" на первом витке. Он ее не выполнил, но это уже другой вопрос.
Так вот, для быстрой стыковки лунного модуля с командно-служебным выбиралась и поддерживалась оптимальная орбита последнего, выбиралось оптимальное время старта с Луны, а запас топлива на маневры был хотя и ограниченным, но достаточным.





 

• +0.01 / 5

Цитата: Ещё один  инженер от 18.06.2015 01:42:06Чтобы попасть на близкую к аппарату орбиту, нужно очень хорошо знать ее параметры. Для вычисления правильных импульсов для перестроения на переходные орбиты нужно очень точно знать параметры орбиты взлетевшего аппарата. Априорно из знать невозможно - двигатели имеют разброс, масса аппарата известна неточно, гравитационные аномалии, о которых говорил oleg27.
Теперь вопросы:
 - Кто и как измерял параметры орбиты LOM? С Земли за 384000 км?
Еще интересней: кто и как измерял параметры движения взлетевшего посадочного модуля?

Цитата: Ещё один  инженер от 18.06.2015 01:42:06

 

Встречный вопрос: кто и как измерял параметры движения американского межпланетного аппарата Voyager 2, гарантируя последовательный пролет Юпитера, Сатурна, Урана и Нептуна по заданным траекториям с отклонением в десятки километров от них, и при этом на расстоянии от Земли не в 384 тысячи километров, а в 700-4500 миллионов? Господь Бог или американские наземные радиотехнические средства?

• -0.03 / 3

Цитата: Liss от 20.06.2015 16:51:28Встречный вопрос: кто и как измерял параметры движения американского межпланетного аппарата Voyager 2, гарантируя последовательный пролет Юпитера, Сатурна, Урана и Нептуна по заданным траекториям с отклонением в десятки километров от них, и при этом на расстоянии от Земли не в 384 тысячи километров, а в 700-4500 миллионов? Господь Бог или американские наземные радиотехнические средства?

Цитата: Liss от 20.06.2015 16:51:28

 

С какой точностью?
Давайте не путать - все эти маневры легко простят ошибки плюс-минус километр.
Стыковка - это стыковка, совмещение линейных координат  < 1 м, скоростей < 1 м/с, про угловые положения и скорости не забываем также.

• +0.00 / 0

Цитата: Ещё один  инженер от 20.06.2015 17:40:56С какой точностью?
Давайте не путать - все эти маневры легко простят ошибки плюс-минус километр.
Стыковка - это стыковка, совмещение линейных координат  < 1 м, скоростей < 1 м/с, про угловые положения и скорости не забываем также.

Цитата: Ещё один  инженер от 20.06.2015 17:40:56

 

Дык относительная точность при измерении километра с дистанции в миллиард и метра с дистанции в миллион одинаковая.
Хотя сложность первого все равно многократно выше, хотя бы в силу в миллион раз меньшей мощности принимаемого сигнала.

• -0.01 / 1

Цитата: Liss от 20.06.2015 18:05:36Дык относительная точность при измерении километра с дистанции в миллиард и метра с дистанции в миллион одинаковая.
Хотя сложность первого все равно многократно выше, хотя бы в силу в миллион раз меньшей мощности принимаемого сигнала.

Цитата: Liss от 20.06.2015 18:05:36

 

А вы так уверены в линейном масштабировании? Это вообще-то разные задачи.
Не забываем также о факторе времени: данные с межпланетных зондов копятся годами.

• +0.01 / 1

Цитата: Liss от 20.06.2015 16:51:28Встречный вопрос: кто и как измерял параметры движения американского межпланетного аппарата Voyager 2, гарантируя последовательный пролет Юпитера, Сатурна, Урана и Нептуна по заданным траекториям с отклонением в десятки километров от них, и при этом на расстоянии от Земли не в 384 тысячи километров, а в 700-4500 миллионов? Господь Бог или американские наземные радиотехнические средства?

Цитата: Liss от 20.06.2015 16:51:28

 

Это не одно и тоже. Т.е. это не одна и та же задача. Задачи коррекции полета
межпланетных аппаратов решаются средствами самого аппарата оптическими и
инерционными датчиками. С земли точность определения пространственного
положения +- сотни тысяч км. Даже орбиту земли вокруг солнца мы знаем
с точностью несколько сот км. Вот тут кое что ест на эту тему

http://www.universal…/ogl.shtml

"Такая система применялась на межпланетных станциях типа «Марс». С помощью
оптического датчика в течение длительного времени определялось направление на
центр планеты при подлете к Марсу. Другой же датчик определял расстояние до
планеты по угловому размеру ее диска. Данные измерений поступали в бортовую
ЭВМ, которая и рассчитывала время пролета через перицентр (т. е. момент включения
двигательной установки) и расстояние до планеты. Эти же данные учитывались и при
определении величины тормозного импульса"

• +0.03 / 3

Цитата: pmg от 20.06.2015 18:06:16"Такая система применялась на межпланетных станциях типа «Марс». С помощью
оптического датчика в течение длительного времени определялось направление на
центр планеты при подлете к Марсу. Другой же датчик определял расстояние до
планеты по угловому размеру ее диска. Данные измерений поступали в бортовую
ЭВМ, которая и рассчитывала время пролета через перицентр (т. е. момент включения
двигательной установки) и расстояние до планеты. Эти же данные учитывались и при
определении величины тормозного импульса"

Цитата: pmg от 20.06.2015 18:06:16

 

А кто-то запрещал на окололунной использовать радиолокатор или оптические средства определения взаимного положения и скорости?

• -0.02 / 2

Цитата: Liss от 20.06.2015 18:14:57А кто-то запрещал на окололунной использовать радиолокатор или оптические средства определения взаимного положения и скорости?

Цитата: Liss от 20.06.2015 18:14:57

 

Дело не в этом. Тут надо в деталях разбираться как именно решалась задача
стыковки у Луны. Вполне возможно что и есть какой то способ. Я про это мало
знаю что бы судить со всей определенностью. Слышал только что на низких
земных орбитах стыковка без участия наземных измерительных комплексов
до сих пор не возможна. Если это так то и у Луны она не возможна. Насколько
я понимаю самая большая проблема это добиться что бы два аппарата были
точно в одной орбитальной плоскости. Для этого ее нужно знать с огромной
точностью. Именно этим и занимаются наземные измерительные комплексы.
А на луне кто будет это измерять?

• +0.02 / 2

Цитата: pmg от 20.06.2015 18:30:06Дело не в этом. Тут надо в деталях разбираться как именно решалась задача
стыковки у Луны. Вполне возможно что и есть какой то способ. Я про это мало
знаю что бы судить со всей определенностью. Слышал только что на низких
земных орбитах стыковка без участия наземных измерительных комплексов
до сих пор не возможна. Если это так то и у Луны она не возможна. Насколько
я понимаю самая большая проблема это добиться что бы два аппарата были
точно в одной орбитальной плоскости. Для этого ее нужно знать с огромной
точностью. Именно этим и занимаются наземные измерительные комплексы.
А на луне кто будет это измерять?

Цитата: pmg от 20.06.2015 18:30:06

 

Наземные измерительные комплексы?  Вы так и не смогли понять, что при одинаковых ошибках автоматических систем управления ошибка выведения на земную орбиту будет в 6 раз больше ошибки выведения на лунную. 

• -0.03 / 3

Цитата: pmg от 20.06.2015 18:30:06Слышал только что на низких
земных орбитах стыковка без участия наземных измерительных комплексов
до сих пор не возможна. Если это так то и у Луны она не возможна.

Цитата: pmg от 20.06.2015 18:30:06

 

Эта задача решена еще в 1966 году в полете "Джемини-11" Конрадом и Гордоном, а у нас -- в двух упомянутых выше стыковках беспилотных "Союзов" в 1967 и 1968 годах. В них с момента отделения от ракеты активный корабль находил пассивный с использованием радиотехнической системы "Игла" и производил сближение и стыковку без всякого участия Земли и вне зоны радиовидимости. То есть аппараты уходили за горизонт в Уссурийске в процессе автоматического сближения и приходили в зоны видимости Евпатории в состыкованном виде.

• -0.01 / 1

Цитата: Liss от 20.06.2015 19:40:55Эта задача решена еще в 1966 году в полете "Джемини-11" Конрадом и Гордоном, а у нас -- в двух упомянутых выше стыковках беспилотных "Союзов" в 1967 и 1968 годах. В них с момента отделения от ракеты активный корабль находил пассивный с использованием радиотехнической системы "Игла" и производил сближение и стыковку без всякого участия Земли и вне зоны радиовидимости. То есть аппараты уходили за горизонт в Уссурийске в процессе автоматического сближения и приходили в зоны видимости Евпатории в состыкованном виде.

Цитата: Liss от 20.06.2015 19:40:55

 

Игла работает с расстояния 15км. По всем советским схемам стыковки, а их испробовали
несколько корабли уже должны быть примерно в одной орбитальной плоскости иначе игла быстро
сожрет все горючее и ничего не добьется. Ничего не поделаешь небесная механика.
Во всех советских схемах до сих пор наземные измерительные пункты (НИП)
измеряют данные реальных орбит рассчитывают точные серии импульсов для приведения
кораблей в одну орбитальную плоскость и дальность где начинает работать игла.

Однако есть один простой случай если не менять орбиту пассивного аппарата раз в сутки
он проходит над точкой старта а зная в какую плоскость его запустили можно быстро
состыковаться пустив второй корабль в догон в туже плоскость. При этом достигается
минимальное время до стыковки. Рекорд в СССР был достигнут около 30минут после
старта. Но это возможно только раз в сутки из-за вращения Земли. На западе
эта схема получила название Direct.

Что касается Аполлонов на Луне. Официальная версия гласит что они работали именно по
схеме Direct. Однако сутки на Луне 27.3 дней... Надеюсь понятно что это означает? Это
можно делать раз в месяц. А кроме того все таки нужно точно знать азимут пуска. И где
его взять то что то я не пойму.... Ну я уверен защитники НАСА сейчас нам все объяснят как
2х2=4. Ждемс.

• +0.02 / 2

Цитата: pmg от 20.06.2015 21:02:24Что касается Аполлонов на Луне. Официальная версия гласит что они работали именно по
схеме Direct. Однако сутки на Луне 27.3 дней... Надеюсь понятно что это означает? Это
можно делать раз в месяц. А кроме того все таки нужно точно знать азимут пуска. И где
его взять то что то я не пойму.... Ну я уверен защитники НАСА сейчас нам все объяснят как
2х2=4. Ждемс.

Цитата: pmg от 20.06.2015 21:02:24

 

Что надо попасть в одну плоскость, это требование жесткое. Уточню: плоскости должны совпасть на момент сближения и стыковки, при старте они немного различаются из-за разной скорости прецессии.
Разработаем с нуля баллистическую схему посадки на Луну и возвращения с нее. Допустим, мы вышли на орбиту вокруг Луны наклонением 10° и высотой 111 км. Мы расстыковываемся и включаем цикл торможения с таким расчетом, чтобы сесть около "горба" трассы на широте 9°. Пока мы сидим на Луне, а она медленно вращается на восток, а плоскость орбиты в первом приближении неподвижна, "горб" проходит мимо нас и возникает ситуация, симметричная исходной: мы снова в плоскости орбиты. Разумеется, выбор конкретной широты точки посадки (либо подбор наклонения орбиты) прямо влияет на количество времени между посадкой и повторным попаданием в плоскость орбиты. Хотите 75 часов на Луне сидеть -- ну так подберите правильную орбиту ожидания.
Казалось бы, засада может возникнуть при необходимости срочного старта с Луны до истечения расчетного времени. На этот случай замечу, что в баках 30-тонного командно-служебном модуле "Аполлона" перед стартом залито охренительное количество топлива, достаточное для вывода на орбиту вокруг Луны 45-тонного комплекса и для обратного отлета оставшейся части к Земле. По сравнению с этими затратами топливо, необходимое для изменения наклонения лунной орбиты на 1°, погоды не делает Попросту говоря, оно заложено в качестве резерва.

• -0.01 / 1

Цитата: Liss от 20.06.2015 21:16:56...
Казалось бы, засада может возникнуть при необходимости срочного старта с Луны до истечения расчетного времени. На этот случай замечу, что в баках 30-тонного командно-служебном модуле "Аполлона" перед стартом залито охренительное количество топлива, достаточное для вывода на орбиту вокруг Луны 45-тонного комплекса и для обратного отлета оставшейся части к Земле. По сравнению с этими затратами топливо, необходимое для изменения наклонения лунной орбиты на 1°, погоды не делает Попросту говоря, оно заложено в качестве резерва.

Цитата: Liss от 20.06.2015 21:16:56

 

На взлетной ступени ЖРД RS18 и 2300 кг топлива (ресурс работы 10 минут) - обеспечивает взлет и стыковку, в служебном отсеке (основной блок) ЖРД AJ10-137 и 17700 кг топлива (ресурс - 750 сек, многократное включение длительностью 0.4-500 сек.) - обеспечивает все манёвры корабля на траектории полёта к Луне, коррекцию траектории, выход на орбиту Луны, переход с орбиты Луны на траекторию полёта к Земле и коррекцию траектории возвращения.


Насколько большую ошибку можно совершить с такими параметрами?

http://www.sciteclibrary.ru/encicl/cudesa/spiski7/termin20.html
http://wmpt.narod.ru/zz13.htm
http://dic.academic.ru/dic.nsf/ruwiki/33580

• +0.02 / 2

Цитата: kab249 от 20.06.2015 21:40:39Насколько большую ошибку можно совершить с такими параметрами?

Цитата: kab249 от 20.06.2015 21:40:39

 

Ну, точный запас характеристической скорости не получится найти, для этого нужны данные "масса астронавтов + масса полезного груза". Но прикинуть - без проблем.
УИ двигателя взлётной ступени в районе 2900 м/с (по разному пишут, от 2840 до 3000).
Масса топлива - 2353 кг.
Масса ступени - 4670 кг, соответственно сухая масса 2317 кг.
Соответственно дельта вэ для самой ступени, без ПН - 2840*ln(4670/2317) - в районе 2 км/с.
Первая космическая скорость для Луны - в районе 1,7 км/с. То есть запас в 0,3 км/с на ПН и подъём до орбиты КМ.
Параметры орбиты КМ и требуемое для неё дельта вэ надо поискать... Попозже попробую нарыть. Но вряд ли там большая величина, учитывая что дельта вэ для второй космической у Луны - около 0,8 км/с.
З.Ы. Спасибо за поправки. Никогда не стоит на нетрезвую голову кнопки на калькуляторе нажимать и писать на форуме.

• +0.00 / 0

Цитата: Его Уменяевич Нетув от 20.06.2015 22:56:37Ну, точный запас характеристической скорости не получится найти, для этого нужны данные "масса астронавтов + масса полезного груза". Но прикинуть - без проблем.
УИ двигателя взлётной ступени в районе 2900 м/с (по разному пишут, от 2840 до 3000).
Масса топлива - 2353 кг.
Масса ступени - 4670 кг, соответственно сухая масса 2317 кг.
Соответственно дельта вэ для самой ступени, без ПН - 2840*ln(4670/2353) - в районе 8,5 км/с.
Первая космическая скорость для Луны - в районе 1,7 км/с. То есть запас в 6,8 км/с на ПН и подъём до орбиты КМ.
Параметры орбиты КМ и требуемое для неё дельта вэ надо поискать... Попозже попробую нарыть.

Цитата: Его Уменяевич Нетув от 20.06.2015 22:56:37

 

Не 4670/2353, а 4670/2317, и не 8.5 км/с, а около 2.0 км/с. Такие безумные запасы, как получились у Вас, никто никогда не закладывает.

• -0.04 / 4

Цитата: Liss от 20.06.2015 21:16:56Что надо попасть в одну плоскость, это требование жесткое. Уточню: плоскости должны совпасть на момент сближения и стыковки, при старте они немного различаются из-за разной скорости прецессии.
Разработаем с нуля баллистическую схему посадки на Луну и возвращения с нее. Допустим, мы вышли на орбиту вокруг Луны наклонением 10° и высотой 111 км. Мы расстыковываемся и включаем цикл торможения с таким расчетом, чтобы сесть около "горба" трассы на широте 9°. Пока мы сидим на Луне, а она медленно вращается на восток, а плоскость орбиты в первом приближении неподвижна, "горб" проходит мимо нас и возникает ситуация, симметричная исходной: мы снова в плоскости орбиты. Разумеется, выбор конкретной широты точки посадки (либо подбор наклонения орбиты) прямо влияет на количество времени между посадкой и повторным попаданием в плоскость орбиты. Хотите 75 часов на Луне сидеть -- ну так подберите правильную орбиту ожидания.
Казалось бы, засада может возникнуть при необходимости срочного старта с Луны до истечения расчетного времени. На этот случай замечу, что в баках 30-тонного командно-служебном модуле "Аполлона" перед стартом залито охренительное количество топлива, достаточное для вывода на орбиту вокруг Луны 45-тонного комплекса и для обратного отлета оставшейся части к Земле. По сравнению с этими затратами топливо, необходимое для изменения наклонения лунной орбиты на 1°, погоды не делает Попросту говоря, оно заложено в качестве резерва.

Цитата: Liss от 20.06.2015 21:16:56

 

Идея в общем то неплохая как идея, не более того. Однако опять же для этого нужно,
и очень точно, знать реальную орбиту СМ после всех коррекций а не теоретическую
которую рассчитали баллистики НАСА.

Советские космонавты работают только с реальными орбитами а не с результатами каких
там расчетов потому что суицидальными наклонностями не страдают и хотят жить. Кстати
а вам известно что советские баллистики считают совершенно необходимым учитывать
локальные гравитационные аномалии Земли (РВСН кстати тоже). Земля это знаете ли далеко
не шарик с одинаковой плотностью. И Луна тоже. На изучение неоднородностей гравитационного
поля Земли СССР и США потратили миллиарды рублей и долларов и много лет. А иначе
никакие орбиты вообще нельзя рассчитать с достаточной точностью и МБР не туда летят.

• +0.02 / 2

Цитата: pmg от 20.06.2015 21:02:24
Игла работает с расстояния 15км. По всем советским схемам стыковки, а их испробовали
несколько корабли уже должны быть примерно в одной орбитальной плоскости иначе игла быстро
сожрет все горючее и ничего не добьется. Ничего не поделаешь небесная механика.
Во всех советских схемах до сих пор наземные измерительные пункты (НИП)
измеряют данные реальных орбит рассчитывают точные серии импульсов для приведения
кораблей в одну орбитальную плоскость и дальность где начинает работать игла.

Однако есть один простой случай если не менять орбиту пассивного аппарата раз в сутки
он проходит над точкой старта а зная в какую плоскость его запустили можно быстро
состыковаться пустив второй корабль в догон в туже плоскость. При этом достигается
минимальное время до стыковки. Рекорд в СССР был достигнут около 30минут после
старта. Но это возможно только раз в сутки из-за вращения Земли. На западе
эта схема получила название Direct.

Что касается Аполлонов на Луне. Официальная версия гласит что они работали именно по
схеме Direct. Однако сутки на Луне 27.3 дней... Надеюсь понятно что это означает? Это
можно делать раз в месяц. А кроме того все таки нужно точно знать азимут пуска. И где
его взять то что то я не пойму.... Ну я уверен защитники НАСА сейчас нам все объяснят как

2х2=4. Ждемс.

Цитата: pmg от 20.06.2015 21:02:24

 

Не нужно быть защитником НАСА, чтобы знать, что момент импулься сохраняется только в инерциальном поле. Если гироскоп подвесить вдали от звезд, направление его оси относительно звезд будет сохраняться. Но если гироскоп раскрутить в направлении центра Земли и запустить его по орбите, то он так и будет крутиться, все время "смотря" на землю, словно его ось шарнирно закреплена в ее центре.
Орбитер на лунной орбите является таким же гироскопом. Его орбита была бы стационарна относительно звезд только в том случае, если бы кроме Луни ничего больше не было. Но дело в том, что рядом Земля, которая влияет на орбитер так же сильно, как и Луна.
В  результате этого орбита будет геецентрированной -- орбитальный вектор будет направлен в центр Земли. Возможно, он будет прецессировать вокруг этого направления в поле тяготения Солнца.
Все аналогично тому, как обстоит дело с гелиоцентрированными орбитами -- орбитальный момент высокоширотного спутника стационарен не относительно звезд, а в поле Солнца. Так и тут.
Поскольку Луна обращена одной стороной к Земле, орбита будет проходит над одним и тем же местом Луны с учетом лунной либрации и прецессии.

• +0.00 / 2

Цитата: pmg от 20.06.2015 18:30:06Дело не в этом. Тут надо в деталях разбираться как именно решалась задача
стыковки у Луны. Вполне возможно что и есть какой то способ. Я про это мало
знаю что бы судить со всей определенностью. Слышал только что на низких
земных орбитах стыковка без участия наземных измерительных комплексов
до сих пор не возможна. Если это так то и у Луны она не возможна. Насколько
я понимаю самая большая проблема это добиться что бы два аппарата были
точно в одной орбитальной плоскости. Для этого ее нужно знать с огромной
точностью. Именно этим и занимаются наземные измерительные комплексы.
А на луне кто будет это измерять?

Цитата: pmg от 20.06.2015 18:30:06

 

Борт. По измерениям положения Земли и Солнца.

• -0.01 / 1