FinnNSF
Ylipäällikkö
Aiemmassa viestissä sanoin että voin laittaa matematiikka esiin jos haluat. Oletan hiljaisuuden tarkoittavan "en halua" ;
Topikki Juken ihmehärveleille
- Viestiketjun aloittaja crane
- Aloitus PVM
- Status
Aiemmassa viestissä sanoin että voin laittaa matematiikka esiin jos haluat. Oletan hiljaisuuden tarkoittavan "en halua" ;
FinnNSF
Ylipäällikkö
Se on tarpeellinen numeerisissa menetelmissä vain ei-inertiaalista koordinaatistoa käytettäessä (yleisimmin joko pyörivään taivaankappaleeseen sidottu tai yksinkertaistettu kolmen vapausasteen malli).
Hieman kiertoradoista;
Perusmalli on Kepler kiertoradat joissa tarkastellaan kahden kappaleen liikettä toistensa suhteen kun niiden välillä ei vaikuta mitään muuta kuin vetovoima. Avaruusaluksien ja satelliittien tapauksessa Kepler mallia yksinkertaistetaan lisää olettamalla toinen kappale erittäin paljon suuremmaksi kuin toinen jolloin voidaan unohtaa pienemmän kappaleen aiheuttama pieni liike myös isompaan kappaleeseen ja mieltää isompi kappale liikkumattomaksi. Kappaleet yksinkertaistetaan massapisteiksi. Mahdolliset törmäykset kuitenkin havaitaan muistamalla että sillä isommalla kappaleella on selkeä koko, säde. Jos malli ennustaa satelliitin radaksi sellaista joka kyntää kierrettävän taivaankappaleen säteen sisään on odotettavissa niinsanottu lithobraking eli maankamarajarrutus. Se on yleensä haitallinen satelliitille.
Kepler kiertoratoja on tasan kolme erilaista; ellipsi, paraabeli ja hyperbeli.
Ellipsillä kiertoradalla satelliitti kiertää isompaa kappaletta ellipsin muotoista rataa pitkin niin että isompi kappale on jommassa kummassa ellipsin polttopisteessä. Ellipsi rata on stabiili, toistuva joten sille voi laskea myös kiertoajan. Ympyrän on ellipsin kiertoradan ääritapaus jossa polttopisteet ovat samassa pisteessä. Kansanomaisesti voi ajatella että ellipsillä radalla satelliitti on suuremman kappaleen painovoiman pysyvä vanki.
Hyperbelillä kiertoradalla satelliitin voi ajatella tulevan jostain äärettömän kaukaa hyperbelin muotoista rataa pitkin, ohittaa suuremman kappaleen ja jatkaa matkaansa jonnekin äärettömän kauas. Hyperbeli kiertorata ei siis ole stabiili, satelliitti ei palaa koskaan isomman kappaleen luo näin ollen radalla ei ole kiertoaikaa. Isomman kappaleen painovoima kiihdyttää satelliitin nopeutta tämän lähestyessä ja hidastaa nopeutta satelliitin loitotessa mutta painovoima ei koskaan kykene "vangitsemaan" satelliittia.
Parabeeli rata on suurimman mahdollisen elliptisen kiertoradan ja pienimmän mahdollisen hyperbelin kiertoradan välillä, eräänlainen matemaattinen rajatapaus. Käytännössä mikään ei ole koskaan tismalleen paraabelilla radalla mutta se on hyödyllinen kiertoratoja analysoidessa. Kun tiedetään jonkin ison taivaankappaleen paraabelin kiertoradan ominaisuudet voidaan näitä verrata sen lähettyvillä olevan satelliitin kiertoradan ominaisuuksiin ja tehdä nopea päätelmä onko satelliitti elliptisellä vai hyperbelillä kiertoradalla. Esimerkki; jos halutaan laskea onko Juken kapituksella mitään mahdollisuuksia lentää Marsiin käy se nopeasti selvittämällä mikä on paraabeli rata maapallon suhteen ja onko Juken kapistuksen saavuttama kiertorata tämän rajapyykin "alapuolella", elliptisellä radalla eli maapallon vanki vai "yläpuolella" eli hyperbelillä radalla joka pakenee maasta. Ensimmäinen tarkoittaa Mars-matka peruutettu, jälkimmäinen Mars-matkaan periaatteellinen mahdollisuus, seuraisi lisäselvitys onko Juken kapistuksella tarpeeksi potkua lähettää itsensä Marsiin vievälle aurinkokeskeiselle siirtymäradalle.
Mikä määrää onko satelliitti millaisella radalla kiertolaisensa suhteen? Kaikessa yksinkertaisuudessaan; satelliitin spesifinen mekaaninen energia (jatkossa E). Jos E on negatiivinen on satelliitti elliptisella radalla. Jos E on positiivinen on satelliitti hyperbelillä radalla. Jos E on nolla on satelliitti paraabelilla radalla.
Miten E lasketaan?
E = 0,5*v^2 - mu/r
missä v on satelliitin nopeus, r on satelliitin etäisyys isomman kappaleen keskipisteestä ja mu (alan kirjallisuudessa kreikkalainen 'myy' kirjain) on isomman kappaleen standardigravitaatioparametri. Kullakin taivaankappaleella on oma mu arvo, jos lasketaan kiertoratoja maapallon ympäri käytetään maapallon mu-arvoa, jos auringon ympäri niin auringon mu jne. Taivaankappaleen mu arvo on sen massa kerrottuna gravitaatiovakiolla G. G:llä on yksi ja ainoa universaali arvo. Erinäisistä syistä johtuen mu on hankala määrittää tarkasti massasta koska G:lle ei ole kovin tarkkaa arvoa. Pelastus on se että mu voidaan määritellä tarkasti tekemällä astronomisia havaintoja taivaankappaleiden kesken.
E on vakio satelliitille johon ei vaikuta muita voimia kuin painovoima. Jos satelliitti kiihdyttää tai jarruttaa nopeuttaan jollain tavalla E muuttuu ja kiertorata muuttuu. Fysiikan perusopetuksesta muistamme sellaisia käsitteitä kuin kineettisen ja potentiaalisen energian. E:n kaavan ensimmäinen termi on satelliitin kineettistä energiaa, jälkimmäinen potentiaalista energiaa. Kun satelliitti lähestyy taivaankappaletta satelliitin potentiaalinen energiaa muuttuu kineettiseksi energia. Lyhyesti sanottuna sen vauhti kiihtyy. Kun satelliitti loittonee taivaankappaleesta energianmuunnosta tapahtuu päinvastaiseen suuntaan joten satelliitin vauhti hidastuu.
Koska satelliitti on edellämainituilla radoilla liikkeessä jonkin keskipisteen ympäri on satelliitilla myös spesifinen kiertoliikemäärä h joka pysyy vakiona kuten tavallinen liikemääräkin ellei satelliitti itse kiihdytä tai jarruta moottorivoimalla. Jos tiedetään v ja r vektoreinen niin myös liikemäärä voidaan laskea vektorina h = v x r, muutoin skalaareina kun tiedetään nopeuden ja r-janan välinen kulma y jolloin h = r*v*sin
.Mitä iloa tästä kaikesta on? Edellisiä voidaan johtaa pitkälle eteenpäin jolloin voidaan saada kaavat jotka kertovat kiertoratojen eksaktin muodon ja satelliitin nopeuden kussakin kiertoradan pisteessä sekä elliptisen radan kiertoaika.
Voidaan myös esim laskea satelliitin tarvitsema ns. pakonopeus jos tiedetään satelliitin etäisyys taivaankappaleen keskipisteestä. Pakonopeus on taivaankappaleen ohitse kulkevan paraabelin kiertoradan nopeus kyseisellä etäisyydellä.
Muistetaan että paraabelin radan E on nolla. Tiedetään etäisyys r ja kappaleen mu. Ratkaistaan edellä annettu kaava näillä tiedoilla v:n suhteen niin saada pakonopeus.
0 = 0,5*v^2 - mu/r
0.5*v^2 = mu/r
v^2 = 2*mu/r
v = sqrt(2*mu/r)
Lasketaanpa kokeeksi pakonopeus sukkulalle jonka lentokorkeus on maanpinnasta on 140km. Tarvitsemme tietää sukkulan etäisyyden maan keskipisteestä ja maapallon mu arvon. Haemme vaikkapa wikipediasta tiedot että maapallon keskimääräinen säde on 6371km ja sen standardigravitaatioparametri on 398600km^3*s^(-2). Laskemme sukkulan etäisyydeksi maapallon keskipisteestä 6511km. Hyväksymme kilometrit mittayksikköinä sellaisenaan koska huomaamme myös annetun mu:n käyttävän kilometripohjaista yksikköä, näppärää. Sijoitamme arvot kaavaan ja laskemme tuloksen.
sqrt(2*398600km^3*s^(-2)/6511km) = 11,07km/s
Tuloksemme vakuuttaa meidät oikeellisuudestaan koska jos ratkaisemme kaavan algebrallisesti myös mittayksiköiden suhteen saamma tulokseksi nopeuden mittayksikön. Olemme tästä iloisia.
Toteamme että jos Juke väittää sukkulansa lähtevän Mars-planeetalle vievälle matkalle 140km lentokorkeudesta moottorin sammuttua niin sukkulalta vaaditaan vähintään 11,07km/s nopeus tai Juken väitöksen totuusarvo on epätosi.
Tässä vain pikkiriikkinen ripaus perustason kiertorata-analyysista.
Lähteinä
http://en.wikipedia.org/wiki/Standard_gravitational_parameter
http://www.amazon.com/Fundamentals-...sr=8-1&keywords=fundamentals+of+astrodynamics
Se on tarpeellinen numeerisissa menetelmissä vain ei-inertiaalista koordinaatistoa käytettäessä (yleisimmin joko pyörivään taivaankappaleeseen sidottu tai yksinkertaistettu kolmen vapausasteen malli).
Hieman kiertoradoista;
Perusmalli on Kepler kiertoradat joissa tarkastellaan kahden kappaleen liikettä toistensa suhteen kun niiden välillä ei vaikuta mitään muuta kuin vetovoima. Avaruusaluksien ja satelliittien tapauksessa Kepler mallia yksinkertaistetaan lisää olettamalla toinen kappale erittäin paljon suuremmaksi kuin toinen jolloin voidaan unohtaa pienemmän kappaleen aiheuttama pieni liike myös isompaan kappaleeseen ja mieltää isompi kappale liikkumattomaksi. Kappaleet yksinkertaistetaan massapisteiksi. Mahdolliset törmäykset kuitenkin havaitaan muistamalla että sillä isommalla kappaleella on selkeä koko, säde. Jos malli ennustaa satelliitin radaksi sellaista joka kyntää kierrettävän taivaankappaleen säteen sisään on odotettavissa niinsanottu lithobraking eli maankamarajarrutus. Se on yleensä haitallinen satelliitille.
Kepler kiertoratoja on tasan kolme erilaista; ellipsi, paraabeli ja hyperbeli.
Ellipsillä kiertoradalla satelliitti kiertää isompaa kappaletta ellipsin muotoista rataa pitkin niin että isompi kappale on jommassa kummassa ellipsin polttopisteessä. Ellipsi rata on stabiili, toistuva joten sille voi laskea myös kiertoajan. Ympyrän on ellipsin kiertoradan ääritapaus jossa polttopisteet ovat samassa pisteessä. Kansanomaisesti voi ajatella että ellipsillä radalla satelliitti on suuremman kappaleen painovoiman pysyvä vanki.
Hyperbelillä kiertoradalla satelliitin voi ajatella tulevan jostain äärettömän kaukaa hyperbelin muotoista rataa pitkin, ohittaa suuremman kappaleen ja jatkaa matkaansa jonnekin äärettömän kauas. Hyperbeli kiertorata ei siis ole stabiili, satelliitti ei palaa koskaan isomman kappaleen luo näin ollen radalla ei ole kiertoaikaa. Isomman kappaleen painovoima kiihdyttää satelliitin nopeutta tämän lähestyessä ja hidastaa nopeutta satelliitin loitotessa mutta painovoima ei koskaan kykene "vangitsemaan" satelliittia.
Parabeeli rata on suurimman mahdollisen elliptisen kiertoradan ja pienimmän mahdollisen hyperbelin kiertoradan välillä, eräänlainen matemaattinen rajatapaus. Käytännössä mikään ei ole koskaan tismalleen paraabelilla radalla mutta se on hyödyllinen kiertoratoja analysoidessa. Kun tiedetään jonkin ison taivaankappaleen paraabelin kiertoradan ominaisuudet voidaan näitä verrata sen lähettyvillä olevan satelliitin kiertoradan ominaisuuksiin ja tehdä nopea päätelmä onko satelliitti elliptisellä vai hyperbelillä kiertoradalla. Esimerkki; jos halutaan laskea onko Juken kapituksella mitään mahdollisuuksia lentää Marsiin käy se nopeasti selvittämällä mikä on paraabeli rata maapallon suhteen ja onko Juken kapistuksen saavuttama kiertorata tämän rajapyykin "alapuolella", elliptisellä radalla eli maapallon vanki vai "yläpuolella" eli hyperbelillä radalla joka pakenee maasta. Ensimmäinen tarkoittaa Mars-matka peruutettu, jälkimmäinen Mars-matkaan periaatteellinen mahdollisuus, seuraisi lisäselvitys onko Juken kapistuksella tarpeeksi potkua lähettää itsensä Marsiin vievälle aurinkokeskeiselle siirtymäradalle.
Mikä määrää onko satelliitti millaisella radalla kiertolaisensa suhteen? Kaikessa yksinkertaisuudessaan; satelliitin spesifinen mekaaninen energia (jatkossa E). Jos E on negatiivinen on satelliitti elliptisella radalla. Jos E on positiivinen on satelliitti hyperbelillä radalla. Jos E on nolla on satelliitti paraabelilla radalla.
Miten E lasketaan?
E = 0,5*v^2 - mu/r
missä v on satelliitin nopeus, r on satelliitin etäisyys isomman kappaleen keskipisteestä ja mu (alan kirjallisuudessa kreikkalainen 'myy' kirjain) on isomman kappaleen standardigravitaatioparametri. Kullakin taivaankappaleella on oma mu arvo, jos lasketaan kiertoratoja maapallon ympäri käytetään maapallon mu-arvoa, jos auringon ympäri niin auringon mu jne. Taivaankappaleen mu arvo on sen massa kerrottuna gravitaatiovakiolla G. G:llä on yksi ja ainoa universaali arvo. Erinäisistä syistä johtuen mu on hankala määrittää tarkasti massasta koska G:lle ei ole kovin tarkkaa arvoa. Pelastus on se että mu voidaan määritellä tarkasti tekemällä astronomisia havaintoja taivaankappaleiden kesken.
E on vakio satelliitille johon ei vaikuta muita voimia kuin painovoima. Jos satelliitti kiihdyttää tai jarruttaa nopeuttaan jollain tavalla E muuttuu ja kiertorata muuttuu. Fysiikan perusopetuksesta muistamme sellaisia käsitteitä kuin kineettisen ja potentiaalisen energian. E:n kaavan ensimmäinen termi on satelliitin kineettistä energiaa, jälkimmäinen potentiaalista energiaa. Kun satelliitti lähestyy taivaankappaletta satelliitin potentiaalinen energiaa muuttuu kineettiseksi energia. Lyhyesti sanottuna sen vauhti kiihtyy. Kun satelliitti loittonee taivaankappaleesta energianmuunnosta tapahtuu päinvastaiseen suuntaan joten satelliitin vauhti hidastuu.
Koska satelliitti on edellämainituilla radoilla liikkeessä jonkin keskipisteen ympäri on satelliitilla myös spesifinen kiertoliikemäärä h joka pysyy vakiona kuten tavallinen liikemääräkin ellei satelliitti itse kiihdytä tai jarruta moottorivoimalla. Jos tiedetään v ja r vektoreinen niin myös liikemäärä voidaan laskea vektorina h = v x r, muutoin skalaareina kun tiedetään nopeuden ja r-janan välinen kulma y jolloin h = r*v*sin
Mitä iloa tästä kaikesta on? Edellisiä voidaan johtaa pitkälle eteenpäin jolloin voidaan saada kaavat jotka kertovat kiertoratojen eksaktin muodon ja satelliitin nopeuden kussakin kiertoradan pisteessä sekä elliptisen radan kiertoaika.
Voidaan myös esim laskea satelliitin tarvitsema ns. pakonopeus jos tiedetään satelliitin etäisyys taivaankappaleen keskipisteestä. Pakonopeus on taivaankappaleen ohitse kulkevan paraabelin kiertoradan nopeus kyseisellä etäisyydellä.
Muistetaan että paraabelin radan E on nolla. Tiedetään etäisyys r ja kappaleen mu. Ratkaistaan edellä annettu kaava näillä tiedoilla v:n suhteen niin saada pakonopeus.
0 = 0,5*v^2 - mu/r
0.5*v^2 = mu/r
v^2 = 2*mu/r
v = sqrt(2*mu/r)
Lasketaanpa kokeeksi pakonopeus sukkulalle jonka lentokorkeus on maanpinnasta on 140km. Tarvitsemme tietää sukkulan etäisyyden maan keskipisteestä ja maapallon mu arvon. Haemme vaikkapa wikipediasta tiedot että maapallon keskimääräinen säde on 6371km ja sen standardigravitaatioparametri on 398600km^3*s^(-2). Laskemme sukkulan etäisyydeksi maapallon keskipisteestä 6511km. Hyväksymme kilometrit mittayksikköinä sellaisenaan koska huomaamme myös annetun mu:n käyttävän kilometripohjaista yksikköä, näppärää. Sijoitamme arvot kaavaan ja laskemme tuloksen.
sqrt(2*398600km^3*s^(-2)/6511km) = 11,07km/s
Tuloksemme vakuuttaa meidät oikeellisuudestaan koska jos ratkaisemme kaavan algebrallisesti myös mittayksiköiden suhteen saamma tulokseksi nopeuden mittayksikön. Olemme tästä iloisia.
Toteamme että jos Juke väittää sukkulansa lähtevän Mars-planeetalle vievälle matkalle 140km lentokorkeudesta moottorin sammuttua niin sukkulalta vaaditaan vähintään 11,07km/s nopeus tai Juken väitöksen totuusarvo on epätosi.
Tässä vain pikkiriikkinen ripaus perustason kiertorata-analyysista.
Lähteinä
http://en.wikipedia.org/wiki/Standard_gravitational_parameter
http://www.amazon.com/Fundamentals-Astrodynamics-Dover-Aeronautical-Engineering/dp/0486600610/ref=sr_1_1?ie=UTF8&qid=1417387220&sr=8-1&keywords=fundamentals of astrodynamics
Joo kiitos tästä yleissivistävästä orbitaali/rakettitietopläjäyksestä, mutta laskelmasi 5100 m/s nopeuteen edelleen jäi puuttumaan.
Toki Mars kuuta suurempana omaa suuremman trans lunar injection voiman mutta sillekään sulla ei ole laskelmaa että 18 000 tonnia fuilea ei 25 tonnin aluksessa riittäisi siihen jos lähdetään MEOlta.
Eli marsissa käynnissä on kyse tästä mutta etäisyys ja kappale isompi.
Hohmann transfer on siellä hyvä muistaa.
http://en.wikipedia.org/wiki/Trans-lunar_injection
Tämä ehkä hieman yksikertaistaa asiaa joka tuntuu matkamuistomyyjälle olevan hepreaa.
Eli jos vertaat tähän niin Star Eagle omaa 5 x enemmän delta-v:tä kuin Apollon CM/LM.
http://en.wikipedia.org/wiki/Apollo_Command/Service_Module
Tinman taas omaa n. 10 kertaa enemmän propellanttia suhteeessa painoon kuin Apollon LM
http://en.wikipedia.org/wiki/Apollo_Lunar_Module
Nimet aluksilleni ovat:
Big Boy ( sled assist )
Mother Eagle (mother ship )
Star Eagle ( interplanetaarinen sukkula )
Tinman ( laskeutuja+sen boosteri )
Lisää marsin ja kuun välisen mission erillaisuudesta; http://education2.marssociety.org/mars-versus-the-moon-issue-19/
Kuu on n. 10 kertaa kevyempi kuin MARS; http://www.digipac.ca/chemical/mtom/contents/chapter1/marsfacts.htm
Yllä hupparihörhö Opi 1 Kenopää !
Sir Alec Guinness ei ollut Star Wars fani;
http://en.wikipedia.org/wiki/Alec_Guinness
Viimeksi muokattu:
TÄMÄ MEINASI LIPSAHTAA LÄPI.
Siis jos lentokonemaisella kappaleella aiotaan liikkua kovaa todella korkealla ( ja siis todella kovaa ) on tällä sentrikaalivoimalla myös merkitystä, koska se määrittelee kulloisellakin hetkellä koneen massan joka vaikuttaa nostovoimaan...jo 12 M nopeudessa 75 kilometrissa tollanen alus kevenee useita satoja kiloja ellei tonnin ja lähellä 28 000 km/h nopeutta alkaa ikään kuin painaa negatiivisilla numeroilla.
Keksit sitten taas uuden termin. Mitähän tällä kertaa mahdat tarkoittaa?
Siihen koneeseen ei edelleenkään vaikuta mitään kiertoradan keskipisteestä poispäin suuntautuvaa voimaa. Maan vetovoima (sentripetaalivoima; näissä laskuissa käytännössä vakiovoima) pitää satelliitit kiertoradalla, sillä muuten ne "putoaisivat" kiertoradan tangentin suuntaisesti avaruuteen samaan tapaan kuin karusellista irti päästävä lapsi lentää pusikkoon.
Viimeksi muokattu:
FinnNSF
Ylipäällikkö
TLI ei ole mikään "voima" vaan nimitys Kuuhun vievälle radalle suoritettavasta poltosta. Marsin tapauksessa termi on TMI. Mitä se M tuossa tarkoittaa jätetään lukijalle pähkinäksi.
Taas on tonnit ja kilogrammat iloisesti sekaisin, sana "fuile" aiheuttaa lähinnä päänkivistyksiä vaikken mikään suurin äidinkielipoliisi olekaan. Emäaluksellasi ei ole paukkuja edes saavuttaa LEO saatikka MEO.
Mikset laita linkkiä Hohmannista kertovaan sivuun jos mainitset sen.
Tässä hieman yksinkertaistettua tietoa mitä Marsiin pääsemiselle vaaditaan. Kiitos kuitenkin sinulle, on pitkään pitänyt asentaa Mathcad Prime uudestaan tietokoneelle, horinasi oli viimeinen niitti että se oli nyt tehtävä. Kiitos vielä kerran.
Kun ihmetellään luotaimen lähettämistä edellisen kaltaisille Hohmann-radoille ei aleta lisäilemään tahi vähentelemään nopeuksia suoraan vain laskenta täytyy suorittaa
edit 2: Ja jos ihmetyttää miksi jälkimmäisessä puhutaan hyperbeliradoista kun Hohmann-siirtymärata Marsiin on Elliptinen; Marsiin matkaaja irtaantuu Maapallon painovoimakentästä ensin Maasta katsottuna hyperbelirataa pitkin. Mitä kauemmaksi se menee sen vähemmän Maapallon vetovoima vaikuttaa rataan. Laskennan kannalta käytetään vaikutuspiiri-termiä. Laskennassa katsotaan Maapallon vaikutuspiirin ulottuvan vain tietylle etäisyydelle (noin kokoluokkaa miljoona kilometria). Tämän ulkopuolella jatketaan laskentaa Auringon vetovoimapiirillä joka kattaa koko aurinkokunnan. Tässä tapahtuu siirtymä Maasta katsottuna hyperbeeliradalta Auringon näkökulmasta elliptiseen rataan.
Lähteinä aikaisemmin mainitut ja esim.
http://en.wikipedia.org/wiki/Characteristic_energy
http://en.wikipedia.org/wiki/Specific_orbital_energy
http://en.wikipedia.org/wiki/Hohmann_transfer_orbit
http://en.wikipedia.org/wiki/Parabolic_trajectory
http://en.wikipedia.org/wiki/Hyperbolic_trajectory
Viimeksi muokattu:
Okei...voidaan olettaa, että finnNSF ei olekaan aivan pelkkä NASA muistoesineiden kauppias.
Olet aivan oikeassa TLI ei ole voima myöskään...ja tups on oikeassa että sentrikaalitermi ei ole suomea.
Mutta edelleen olette väärässä sen suhteen että se ei vaikuttaisi..nimittäin jotta kone pysyisi radalla esim 110 km korkeudessa 28 000 km/t nopeudella joutuisi pilotti työntämään niin rivakasti sauvaa, että matkustajat tuntisivat olevansa jatkuvasti painottomia.
Olet aivan oikeassa TLI ei ole voima myöskään...ja tups on oikeassa että sentrikaalitermi ei ole suomea.
Mutta edelleen olette väärässä sen suhteen että se ei vaikuttaisi..nimittäin jotta kone pysyisi radalla esim 110 km korkeudessa 28 000 km/t nopeudella joutuisi pilotti työntämään niin rivakasti sauvaa, että matkustajat tuntisivat olevansa jatkuvasti painottomia.
Eikös tuo ole jotakuinkin se nopeus, jolla tuolla korkeudella pysyy kiertoradalla. Toki matkustajat olisivat vapaassa pudotuksessa samaan tapaan kuin astronautit avaruusasemalla, mutta ei siinä mitään sauvaa tarvitse työntää.
Tottakai tarvii...etkö ymmärrä kuinka lentokone lentää ? Konehan tuottaa enemmän kuin ramppimassansa verran nostovoimaa ja toinen mokoma ( sentifugaalinen voima ) yrittää suistaa sen LEO:lle tai GEO:lle ( toki kone voidaan trimmata työnnetyksi ja pitääkin, muutenhan se olisi mahdotonta ohjata ).
Olenkin päätynyt siksi seuraanvanlaiseen configuraatioon...100 000 kg löpöä Mother Eaglessa ja 41 tonnia Star Eaglessa..nyt lähtee !
Nyt myös laskeutuja TINMANin polttoaine/kuivapano suhde on 20 kertaa parempi kuin Kuussa käyneen LM:n.
Sukkulan suhde on 10 x Apollon CM:n verrattuna.
Viimeksi muokattu:
FinnNSF
Ylipäällikkö
Jos kerran lennätyttää niin voisit merkata noihin kuviin siipipinta-aloja. Arvuuttelin että kapistuksesi siipipinta-ala on korkeintaan 2000m2. 110 kilometrissä ympyräkiertorata maapallon ympäri olisi 28233km/t. Nosteesi ei olisi mikään hirmuinen, saadaksesi maksiminosteen joutuisit lentämään huimalla 54.7 asteen hyökkäyskulmalla. Harvassa ilmassa hypersoonisella nopeudella siiven profiililla ei juuri mitään väliä paitsi että ohuempi parempi, lättänä levy olisi paras.
Otin tiheyden ja äänennopeuden aiemmin laittamastasi taulukosta joten niiden osalta oikeellisuus on sinun vastuullasi.
Pompottelisit hetkenaikaa ylös-alas kuin Silbervogel.
Lähteinä hypersoonista lentelyä käsittelevät julkaisut, esim.
http://homepages.wmich.edu/~y3yang/files/handouts/chap14082.pdf
http://en.wikipedia.org/wiki/Lift-to-drag_ratio#Supersonic.2Fhypersonic_lift_to_drag_ratios
FinnNSF
Ylipäällikkö
Periaatteellinen mahdollisuus jo kiertoradalle. Edistystä! Kokonais dv 11,2km/s. Tästä puuttuu kaikki hävikit jotka ovat väistämättömiä. Niiden tarkka laskeminen vaatisi numeerisen analyysin koko moottoroidusta lennosta. Normaaleilla raketeilla laukaisun kokonaishävikki on 1,5km/s luokkaa, siksi esim se hauska dv-puun kuva näyttää 9,5km/s maankamaralta LEO:lle vailla ratanopeus on karvan alle 8km/s. Jukehäkkyrän hävikki olisi pienempi johtuen katapulttaamisesta suoraan ohueen ilmakehään. Heitän hatusta että puolet normiraketin hävikistä olisi kohtalainen "tieteellinenvilliarvaus".
Ei millään voisi valita vähän luettavampaa värivalikoimaa piirustukseen, sinipuna koskee silmiin, pienimmät tekstit lähes mahdottomia lukea.
Tuo sukkulan 11000kg paino ilman polttoainetta mietityttää.
Sukkula käyttää polttokennoja. Ok, vedestä ei tule pulaa. Varovaisestikin arvioiden 600 vrk mars lennolle polttokennojen vaatimien polttoaineiden paino olisi vähintään 6000kg. Lisätään tähän ruoka 1111kg, happi 1500kg + varmuusvara ja häviöt yhteensä 3000kg, pelkkä typen häviöiden määrä 1200kg.
Pelkästään elossapysymisen mahdollistavan kuorman paino on 11300kg ehdottomassa minimissään.
Sukkula käyttää polttokennoja. Ok, vedestä ei tule pulaa. Varovaisestikin arvioiden 600 vrk mars lennolle polttokennojen vaatimien polttoaineiden paino olisi vähintään 6000kg. Lisätään tähän ruoka 1111kg, happi 1500kg + varmuusvara ja häviöt yhteensä 3000kg, pelkkä typen häviöiden määrä 1200kg.
Pelkästään elossapysymisen mahdollistavan kuorman paino on 11300kg ehdottomassa minimissään.
Kahdelle matkaajalle ?
Aluksen nopeus on 50 km/s.
Eli käytetään auringon ympäri kiertoliike ja planeetan oma kierto-/rotaatioliike hyväksi lähdössä + kiihdytys SSME:llä.
Marsissa on tunnetusti vettä hyvin.
http://www.space.com/16875-how-far-away-is-mars.html
Mars on 56 mio km päässä eli miljoonan sekunnin päässä. Eli 277 tuntia eli n 12. päivää...Elovena annos painaa 40 grammaa..koska ei ole lähdetty syömään syödään vain yksi annos per päivä eli 12 x 40 = 480 grammaa tulomatkalle myös ja kahdelle tekee siis 2 kiloa hiutaleita eli yksi pussi. Mahdollisesti muutama vitamiinipurkki mukaan myös ettei keripukki iske.
NASAn astronautit lienee pulskassa kunnossa tullessaan.
------------
Eli 30 km/s on maan kiertoliikkeen nopeus ( 108 000 km/t ).
http://en.wikipedia.org/wiki/Earth's_orbit
Maapallon pyörimisliike taisi olla 1060 km/t
Raketin oma nopeus hieman enemmän kuin Apollolla eli 50 000 km/t eli summa summarum 108 000 + 1060 + 50 000 = 159 060 km/t = 44 km/s..no joo otetaan toinen Elovena pussi varoiksi.
Viimeksi muokattu:
Mun täytyy sanoa, kun huomasin noi finnNSF:n laskelmat että kaveri ei osaa lainkaan ajatella näitä ikäänkuin pilotin ja huokeimman reitin kannalta...kyllä Hofmannin transferia pitää soveltaa, mutta ajankohta pitää juuri valita oikein jotta saa edullisimman/nopeimman reitin matkalle. Tätähän kaikki klassiset mars-sci-fi elokuvatkin toitottaa..oikeita hetkiä lähdölle on vain 2 kertaa vuodessa tms.
Miksi et sitten sovella sitä itse?
FinnNSF
Ylipäällikkö
...sanoo heppu joka varaa matkan ajaksi pilotille pari Elovenapussia, ei lainkaan vettä ja kuvittelee härvelinsä matkaavan suoraa viivaa Maasta Marsiin Auringosta poispäin hidastumatta kivutessaan ylös ensin Maan painovoimakentästä ja sitten jatkaa Auringon painovoimakentässä ylöspäin kapuamista.
Esittelet juuri sellaisia harhaisia väärin yksinkertaistettuja, perusasioita täysin unohtavia metsään meneviä "lentoratalaskelmia" härvelisi Mars-matkalle joita ehkä joku ekaluokkalainen tekisi.
http://www.phy6.org/stargaze/Smars2.htm Tuossa on jo kohtuullisen selkokielisesti selitetty koko asia nopeuksineen suhteessa maahan, aurinkoon ja marsiin.
Lopputulos näyttäisi jotakuinkin tältä:
Ihanko tosissasi Juke väität, että kuljettu matka on maan ja marsin ratojen ero? Tai että jollain ihme noituudella hohmannin siirtorataa käyttämällä koko matkan kesto olisi vähemmän, kuin satoja päiviä?
Lopputulos näyttäisi jotakuinkin tältä:
Ihanko tosissasi Juke väität, että kuljettu matka on maan ja marsin ratojen ero? Tai että jollain ihme noituudella hohmannin siirtorataa käyttämällä koko matkan kesto olisi vähemmän, kuin satoja päiviä?
FinnNSF
Ylipäällikkö
Voihan se olla mutta sitten dv vaatimus menee härvelin katosta läpi. Sinä varmasti ymmärrät paljonko tarvitaan että ensin maapallon kiertoradan suuntaan osoittava n. 30km/s nopeusvektori (härveli maankamaralla paikallaan) kääntyy osoittamaan vaikkapa sen 50km/s suoraan auringosta poispäin. Perusvektorilaskua ja tässä tapauksessa yksinkertaisuus ihan suorakulmaisen kolmion kateetin pituuden laskentaan. 58km/s. Noin kilometri vielä päälle kun lasketaan pakonopeus mukaan edellisien esimerkkin 140km korkeudesta. Menee CAD-piirustelut uusiksi
- Status