Что потребовалось бы для вывода «Мира» на стабильную орбиту?

Экзобаза определяется как эффективный конец атмосферы и представляет собой серую область между 500 км и 1000 км. Предположительно, когда орбита корабля находится за пределами экзобазы, лобовое сопротивление становится незначительным, а сохранение станции в основном не является необходимостью (например, он не вернется на Землю в течение столетия или более, пока мы не сможем переустановить его или использовать).

Со времени моего пребывания в Кербале я подозревал, что наиболее эффективным с точки зрения расхода топлива маневром будет переход Хомана с 354 км x 374 км на 354 км x (экзобаза, 500–1000 км, согласно Википедии, выполняется на высоте 354 км, чтобы максимизировать эффект Оберта) и затем еще один маневр для циркуляризации до экзобазы x экзобазы.

Похоже, что нижнего предела экзобазы недостаточно; Космический телескоп Хаббл вращается на высоте 559 км (круговая орбита) и требует некоторого орбитального обслуживания (хотя и гораздо реже, чем МКС). Я буду использовать 1000 км, пока дальнейшие исследования не найдут лучшее значение. Помощь?

1) Дельта V на стабильную орбиту

Если круговая орбита длиной 1000 км действительно стабильна, то при использовании переходной орбиты Хомана :

$\Delta V_1 = \sqrt { \frac \mu {r_1} } * ( \sqrt { \frac {2r_2} {r_1 + r_2} } - 1) = 171.6 m/s$

$\Delta V_2 = \sqrt { \frac \mu {r_2} } * ( 1 - \sqrt { \frac {2r_1} {r_1 + r_2} } ) = 170.5 m/s$

$\Delta V_{total} = \Delta V_1 + \Delta V_2 = 342.1 m/s$

Используя уравнение ракеты Циолковского , вес «Мира» 129 700 кг и среднюю скорость истечения ракеты 4500 м/с, массу «Прогресса М1-5» 7150 кг с максимальным запасом топлива 1950 кг,

$\Delta V_{single M1-5} = 4,500 m/s * ln ( \frac {129,700 + 7,150} {129,700 + 7,150 - 1,950}) = 64.58 m/s$

Если это верно, и ракета-носитель могла доставить полностью заправленные "Прогресс М1-5" на "Мир" и они состыковались, то потребовалось бы ~ 5,3 из них (6 для учета некоторых потерь из-за немгновенной тяги и т. д.)

Однако тогда возникает вопрос, а зачем вообще заморачиваться с М1-5? Один Delta IV Heavy может доставить 25 980 кг на орбиту МКС на высоте 407 км , что выше орбиты "Мира". Таким образом, он мог иметь вторую вторую ступень с тем же двигателем / конструкцией (масса сгорания 2522 кг, 18 516 кг топлива), что и Delta IV Heavy, со стыковочным узлом и некоторыми гироскопами.

Пристыковка к Миру даст:

$\Delta V_{deltaIV} = 4,500 m/s * ln ( \frac {129,700 + 2,522 + 18,156} {129,700 + 2,522}) = 579 m/s$

Если я не допустил каких-то ошибок, то можно было бы перевести «Мир» на круговую орбиту высотой 1000 км с помощью одного запуска тяжелой ракеты Delta IV, с запасом некоторого количества Delta V для таких вещей, как наведение, связь, ориентация и тому подобное, если бы они могли нельзя использовать на Мире (что, конечно, могли бы сделать некоторые).

2) Способны в одиночном запуске?

Delta IV Heavy, да (25 000 кг до НОО МКС). Протон М, да (22 000 кг до НОО), Сатурн V, однозначно (118 000 кг до НОО).

3) Сколько запусков?

Одиночный запуск вышеуказанных транспортных средств, несущих, по сути, двигатель, много топлива и стыковочный порт.

4) Дельта V на переходную орбиту Луны?

Слишком, слишком много. Просто чтобы попасть в абсолютный минимум LTO нужно довести апоцентр до 326 364 км (Земля-Луна L1 Точка Лагранжа), что потребует дельта V 3079 м/с.

$\Delta V_{LTO} = \sqrt { \frac \mu {r_1} } * ( \sqrt { \frac {2r_1} {r_1 + r_2} } - 1) = 3,079 m/s$

Это МОЖЕТ быть едва выполнимым с Saturn V. С той же структурой с одним двигателем (тяжелая вторая ступень Delta IV), которая волшебным образом использует остальную часть полезной нагрузки в качестве полезного топлива:

$\Delta V_{SaturnV} = 4,500 m/s * ln ( \frac {129,700 + 118,000} {129,700 + 2,522}) = 2,825 m/s$

Таким образом, даже «Сатурн-5» и некоторая магия не могут доставить «Мир» на Луну, но стабильная парковочная орбита (или, по крайней мере, круговая орбита в 1000 км, предположительно стабильная) достижима с пользовательской полезной нагрузкой и одним Дельта-4. запуск М. И сделали запуск "Протона-М" для вывода "Мира" с орбиты.

Какая трата.