Кіріспе

Ғарыш миссиясының жылдамдығының жалпы өзгеруін бағалау

Астродинамика және аэроғарыш салаларында дельта v бюджеті – ғарыш миссиясы үшін қажетті жылдамдық өзгеруінің (дельта v) жалпы бағасы. Ол миссия кезінде қажетті әрбір қозғалтқыш маневрін орындау үшін қажетті дельта v-ның қосындысы ретінде есептеледі. Циолковский ракет теңдеуіне енгізілетін параметр ретінде, ол белгілі бір бос массасы және қозғалтқыш жүйесі бар аппаратқа қанша отын қажет екенін анықтайды. Дельта v – бұл скаляр шама, ол ғарыш аппаратының массасына емес, тек қалаған траекторияға ғана байланысты. Мысалы, ауыр байланыс спутнигін төменгі Жер орбитасынан геостационарлық орбитаға көшіру үшін жеңіл спутникке қарағанда көбірек отын қажет болғанымен, қажетті дельта v шамасы бірдей болады. Дельта v сонымен қатар, ракеттің жанар уақытына қарағанда, қосымша шама, ал жанар уақыты миссияның соңғы кезеңінде, отын көп жұмсалғанда, үлкен әсер етеді. Әртүрлі ғарыш режимдері арасында өту үшін қажетті дельта v кестелері ғарыш миссиясын жоспарлаудың бастапқы кезеңінде пайдалы. Атмосфера болмаған жағдайда, дельта v орбитадағы өзгерістер үшін екі бағытта да бірдей болады; атап айтқанда, жылдамдық алу және жоғалту бірдей күш-жігерді қажет етеді. Атмосфераны ғарыш аппаратын аэротормоздықпен баяулату үшін пайдалануға болады. Типтік дельта v бюджеті әртүрлі маневр түрлерін, әр маневрге қажетті дельта v және миссияның өмірлік циклында қажетті маневрлер санын көрсетеді, содан кейін жалпы дельта v-ні, дәл қаржылық бюджеттегідей, қосып есептейді. Миссияны орындау үшін қажетті дельта v көбінесе гравитациялық денелердің өзара орналасуына байланысты өзгеретіндіктен, ұшыру терезелері көбінесе «шошқа еті» (porkchop) графиктерінен есептеледі, онда дельта v ұшыру уақытына қарай көрсетіледі.

Жалпы қағидалар

Циолковскийдің ракета теңдеуі ракетаның (сатысының) дельта v-сінің көліктің отынмен толтырылған массасының бос массаға қатынасының логарифміне және ракеталық қозғалтқыштың меншікті импульсіне пропорционалды екенін көрсетеді. Ғарыш миссиясының траекториясын жобалаудағы маңызды мақсат – қажетті дельта v-ні азайту, осылайша ракетаның көлемін және құнын төмендету, себебі кез келген жүкді мақсатына сәтті жеткізу үшін осыған қанағаттандыратын ракета қажет болады. Ең қарапайым дельта v бюджетін Хоман ауысуы арқылы есептеуге болады, ол эллипстік ауысу орбитасы арқылы бір шеңберлі орбитадан екінші копланарлық шеңберлі орбитаға көшеді. Кейбір жағдайларда биэллипстік ауысу төмен дельта v-ні қамтамасыз етеді.

Орбиталар копланарлық болмаған жағдайда көбірек күрделі ауысу жүзеге асырылады. Мұндай жағдайда орбиталық жазықтықты өзгерту үшін қосымша дельта v қажет. Көліктің жылдамдығы екі орбиталық жазықтықтың қиылысында күшті күйдіруді талап етеді, ал дельта v көбінесе өте жоғары болады. Дегенмен, планеталық дененің гравитациясы мен массасын бұрылысты орындау үшін пайдаланғанда, кейбір жағдайларда бұл жазықтық өзгерістеріге кететін шығын болмайды. Басқа жағдайларда, салыстырмалы түрде жоғары биіктіктегі апоапсиске дейін жылдамдықты арттыру төмен жылдамдыққа әкеледі, соның салдарынан жалғы дельта v азаяды.

Слингшот эффектісі жылдамдық/энергияны арттыру үшін қолданылуы мүмкін; егер көлік планеталық немесе айлық дененің жанынан өтіп кетсе, ол осы дененің орбиталық жылдамдығының бір бөлігін (немесе жоғалтуы) күнге немесе басқа планетаға қатысты алуға мүмкіндік алады. Тағы бір эффект – Оберт эффектісі, оны қажетті дельта v-ні едәуір азайту үшін пайдалануға болады, себебі төмен потенциалдық энергияда/жоғары жылдамдықта жанар майды қолдану күйдірудің әсерін күшейтеді. Мысалы, Жердің орбиталық радиусынан Марстың орбиталық радиусына (күннің гравитациясын жеңу үшін) Хоман ауысуына қажетті дельта v секундына шамамен бірнеше километрді құрайды, бірақ Жердің төменгі орбитасынан (LEO) Жердің гравитациясын жеңуге қосымша жасалатын күйдіру Жерге жақын жерде жасалса, Жер орбитасында, бірақ Жерден алыс жерде Марс орбитасына көшу үшін жасалған күйдіруге қарағанда әлдеқайда аз болады. Көп қолданылмаған эффект – төмен энергиялық ауысулар. Бұл орбиталық резонанстар арқылы және Лагранж нүктелеріне жақын траекторияларды таңдау арқылы жұмыс істейтін жоғары сызықтық емес эффектілер. Олар өте баяу болуы мүмкін, бірақ өте аз дельта v қолданады.

Дельта v аспан денелерінің орны мен қозғалысына байланысты, әсіресе слингшот эффектісі мен Оберт эффектісін қолданғанда, дельта v бюджеті ұшыру уақытымен өзгереді. Бұларды «шошқаның шұжығы» деп аталатын графиктерге түсіруге болады. Бағытты түзетулерге де әдетте жанар май бюджетінің бір бөлігі қажет. Жанар май жүйелері әрқашан дұрыс бағытта дұрыс күшті қамтамасыз етпейді, сондай-ақ навигация да белгілі бір белгісіздікке әкеледі. Оптималды траекториядан ауытқуларды түзету үшін жанар майдың бір бөлігі резервте сақталуы керек.

Ұшыру/қону

Суборбитальдық ғарышқа ұшу үшін дельта v талаптары орбитальдық ғарышқа ұшуға қарағанда әлдеқайда төмен. Ансари X сыйлығының 100 км биіктігі үшін Space Ship One шамамен 1,4 км/с дельта v қажет болды. Халықаралық ғарыш станциясының бастапқы төменгі Жер орбитасына 300 км (қазір 400 км) жету үшін дельта v алты есе жоғары, шамамен 9,4 км/с. Ракета теңдеуінің экспоненциалды сипатына байланысты орбиталық ракета әлдеқайда үлкен болуы керек. Төменгі Жер орбитасына (LEO) ұшыру – бұл жылдамдықты 0-ден 7,8 км/с-қа дейін арттыруды ғана емес, сонымен қатар атмосфералық және гравитациялық қарсылықтан туындаған жылдамдық жоғалтуын толықтыру үшін 1,5–2 км/с қажет етеді. Төменгі Жер орбитасынан қайта кіру – қажетті дельта v орбиталық маневр жасап, атмосфераға түсу траекториясын төмендету үшін қолданылады, ал қалғанын атмосфералық қарсылық шешеді.

Жер-ай кеңістігі-жоғарғы қозғалтқышы

Жер-Ай жүйесінің ішінде қозғалуға қажетті дельта v (қашу жылдамдығынан төмен жылдамдықтар) км/с-та берілген. Бұл кестеде Оберт эффектісі қолданылады деп ескеріледі. Бұл жоғары итермелі химиялық қозғалтқышпен мүмкін, бірақ қазіргі (2018 жылғы жағдай бойынша) электрлік қозғалтқышпен мүмкін емес. q LEO Ken LEO Eq GEO EML 1 EML 2 EML 4/5 LLO Ай C3=0 Жер 9.3–10 Төменгі жер орбитасы (LEO Ken) 4.24 4.33 3.77 3.43 3.97 4.04 5.93 3.22 Төменгі жер орбитасы (LEO Eq) 4.24 3.90 3.77 3.43 3.99 4.04 5.93 3.22 Геостационарлық орбита (GEO) 2.06 1.63 1.38 1.47 1.71 2.05 3.92 1.30 Лагранж нүктесі 1 (EML 1) 0.77 0.77 1.38 0.14 0.33 0.64 2.52 0.14 Лагранж нүктесі 2 (EML 2) 0.33 0.33 1.47 0.14 0.34 0.64 2.52 0.14 Лагранж нүктесі 4/5 (EML 4/5) 0.84 0.98 1.71 0.33 0.34 0.98 2.58 0.43 Төменгі ай орбитасы (LLO) 0.90 0.90 2.05 0.64 0.65 0.98 1.87 1.40 Ай беті 2.74 2.74 3.92 2.52 2.53 2.58 1.87 2.80 Жерден қашу жылдамдығы (C3=0) 0 0 1.30 0.14 0.14 0.43 1.40 2.80

Жерге жақын нысандар

Жерге жақын объектілер – орбиталары оларды Жерге шамамен 0,3 астрономиялық бірлікке дейін жақындата алатын астероидтар. Ай мен Марсқа қарағанда қол жеткізу оңайырақ мыңдаған мұндай объектілер бар. Олардың LEO-дан бір бағытқа қажетті дельта v көрсеткіші жоғарылайды, бұл Ай бетіне жету үшін қажетті дельта v-ның 2/3-тен аспайды. Жерге жақын объектілерден қайту үшін қажетті дельта v көбінесе өте төмен болады, кейде Жер атмосферасын пайдаланып аэротабуға мүмкіндік беретіндей төмен. Бірақ мұндай жағдайда жылу қалқандары қажет, олар ғарыш аппаратының массасын арттырады және геометриялық пішініне шектеулер қояды. Орбиталық үйлесімділік мәселелі болуы мүмкін; кездесуге қол жеткеннен кейін, төмен дельта v қайту терезелері объектіге байланысты тым алыс болуы мүмкін (бір жылдан астам, көбінесе бірнеше жыл). Жалпы алғанда, Жерден әлдеқайда алыс немесе Күнге жақын орналасқан денелерге саяхаттау үшін жиірек терезелер ашылады, бірақ олар көбінесе үлкен дельта v көрсеткіштерін қажет етеді.