Az orbitális manőver jellemző sebessége

A keringési manőver jellemző sebessége az asztrodinamikában és a rakétadinamikában az űrhajó sebességének változása, amely egy keringési manőver végrehajtásához (a pálya megváltoztatásához) szükséges. Ez egy skalár , és a sebesség dimenziója van . A képletekben Δ v ( delta - v ; delta - ve ) jelöléssel jelöljük . Sugárhajtómű esetén a sebességváltozást a munkafolyadék kilökésével érik el, hogy sugárhajtást hozzon létre , ami felgyorsítja a hajót az űrben.

A teljes jellemző sebesség  az összes olyan manőver jellemző sebességének összege, amely egy űrhajó vagy rendszer (pályakonstelláció) működőképességének fenntartásához szükséges a teljes működési időszak alatt [1] .

Definíció

ahol

T a motor  pillanatnyi tolóereje , m a hajó pillanatnyi tömege .

Különleges alkalmak

Külső erők hiányában (vákuum, az égitestek gravitációja elhanyagolható, az elektromágneses mezők gyengék):

ahol a  a gyorsulás. Ha a tolóerőt állandó irányban alkalmazzák (nincs elfordulás vagy emelkedés), az egyenlet egyszerűsödik

,

vagyis közvetlenül a fordulatszám változása előtt (az inerciarendszerben lévő referenciaponthoz viszonyítva).

Orbitális manőverek

Az orbitális manővereket általában a munkafolyadék (gázok) rakétahajtóműből való kilökésével hajtják végre, hogy a hajóra ható ellenerőt hozzanak létre. Ennek az erőnek az értéke

ahol

V exh (az angol  kipufogóból ) - a gáz (munkafolyadék) kiáramlásának sebessége. ρ  a munkafolyadék fogyasztása.

A hajó gyorsulása (a sebesség deriváltja) ezen erő hatására az

ahol m  a hajó tömege.

Az egyenletváltozót t időpontról m szállítási tömegre változtatva a következőket kapjuk:

Feltételezve, hogy a V exh gáz kiáramlási sebessége állandó és független az üzemanyag-maradványoktól, a motor működési idejétől, ez az egyenlet beépül az űrlapba.

,

ami a Ciolkovszkij-képlet .

Ha például a hajó kezdeti tömegének 25%-a olyan üzemanyag, amelynek gázkiáramlási sebessége körülbelül 2100 m/s (a hidrazin szokásos értéke ), akkor a hajón elérhető teljes sebességváltozás:

 m/s = 604 m/s .

A fenti képletek mindegyike jól egyezik a valósággal a vegyi sugárhajtóművekre jellemző impulzusmanővereknél (vagyis az üzemanyag-oxidációs reakciónál). De az alacsony tolóerejű tolómotorok (például ionhajtóművek ), valamint az elektromos mezőt, napszelet stb. használó tolómotorok esetében ezek az egyszerűsített számítások kevésbé pontosak, különösen akkor, ha a tolómotorok működési ideje (tolóerőt előállító) több óránál is meghaladja .

Ezenkívül a nagy tolóerejű vegyi hajtóműveknél az Oberth-effektus működik  – a nagy sebességű mozgás közbeni rakétamotor bekapcsolása több hasznos energiát termel, mint ugyanaz a rakétahajtómű lassú sebességgel. Nagy sebességgel haladva az üzemanyag nagyobb mozgási energiával rendelkezik (akár a potenciális kémiai energiát is meghaladhatja), és ezzel az energiával több mechanikai erőt lehet előállítani.

Delta-v különféle célokra

Föld körüli pályára lépés

Az alacsony Föld körüli pályára (LEO) való kilövéshez a Föld felszínéről körülbelül 7,8 km/s delta-v plusz 1,5-2,0 km/s szükséges a légköri ellenállás , a gravitációs veszteségek és a dőlésszögű manőverek leküzdésére . Figyelembe kell venni, hogy a Föld felszínéről keleti irányba történő kilövéskor 0-tól (a sarkokon) 0,4651 km/s -ig (az egyenlítőnél) a Föld forgási sebessége hozzáadódik a hordozórakéta sebességéhez, ill. nyugati irányba induláskor ( retrográd pályára ) a rakéta kilövési sebessége ugyanennyivel csökken, ami a hordozórakéta hasznos teherének csökkenését eredményezi (hasonlóan az izraeli Shavit rakétához).

Orbitális eljárások

Manőver Kötelező Δ v évente [m/s]
Közepes Max.
Légköri légellenállás kompenzáció
a pálya magasságában... 		400-500 km < 25 < 100
500-600 km < 5 < 25
> 600 km < 7.5
Az eszköz helyzetének szabályozása (három tengely mentén) a pályán 2-6
Az eszköz orbitális pozícióban tartása a GSO- n 50-55
Tartsa a készüléket a Lagrange pontoknál L 1 /L 2 30-100
A készülék holdpályán tartása [2] 0-400

Űrutazás

Az alábbi táblázatban szereplő összes sebesség km/s-ban értendő. A sebességtartományok azért vannak megadva, mert a pályára való kilövés Δv a Föld felszínén lévő kilövési helytől és az átviteli pályák paramétereitől függ.

Δ v [km/s] innen (lent) és ide: LEO (28°-os dőlésszög) LEO (egyenlítői) GSO Lagrange pont L 1 Lagrange pont L 2 Lagrange pontok L 4 és L 5 Hold keringése a hold felszíne Második térsebesség
Föld felszíne 9,3-10,0 9,3-10,0 13,2—18,2 13,9—15,6
A Föld LEO -ja, 28° x 4.24 4.33 3.77 3.43 3.97 4.04 5.93 3.22
Föld LEO , Egyenlítő 4.24 x 3.90 3.77 3.43 3.99 4.04 5.93 3.22
GSO 2.06 1.63 x 1.38 1.47 1.71 2.05 3.92 1.30
Lagrange pont L 1 0,77 0,77 1.38 x 0.14 0,33 0,64 2.52 0.14
Lagrange pont L 2 0,33 0,33 1.47 0.14 x 0,34 0,64 2.52 0.14
Lagrange pontok L 4 és L 5 0,84 0,98 1.71 0,33 0,34 x 0,98 2.58 0,43
Alacsony holdpálya (LLO) 1.31 1.31 2.05 0,64 0,65 0,98 x 1.87 1.40
a hold felszíne 2.74 2.74 3.92 2.52 2.53 2.58 1.87 x 2.80
Második űrsebesség a Föld számára 2.9 1.30 0.14 0.14 0,43 1.40 2.80 x

[3] [4] [5]

Jegyzetek

  1. ↑ Archivált másolat (a hivatkozás nem elérhető) . Letöltve: 2017. március 5. Az eredetiből archiválva : 2017. március 6..   Archiválva : 2017. március 6. a Wayback Machine -nál
  2. ↑ Frozen lunar orbits Archiválva : 2007. február 9.
  3. ↑ delta-v listája  (lefelé irányuló kapcsolat)
  4. ↑ L2 Halo holdpálya (a link nem érhető el) . Letöltve: 2015. január 28. Az eredetiből archiválva : 2015. december 25.   Archiválva : 2015. december 25. a Wayback Machine -nál
  5. ↑ Stratégiai megfontolások a Cislunar űrinfrastruktúrával kapcsolatban (a hivatkozás nem elérhető) . Hozzáférés dátuma: 2015. január 28. Az eredetiből archiválva : 2013. február 22.   Archiválva : 2013. február 22. a Wayback Machine -nél

Linkek