Какая цель миссии сделает желательной параболическую траекторию отхода?

Почему нулевая избыточная скорость? Что ж, с почти нулевой избыточной скоростью можно оставаться рядом с Землей, но не слишком близко. Например, космический телескоп Spitzer сделал это для связи с Землей, избегая при этом лучистого тепла Земли. Он отдалялся, но достаточно медленно, чтобы другие факторы сначала снизили его эффективность.

Почему при побеге нужно выбирать нулевую избыточную скорость?

Если вы не торопитесь, у вас небольшой дельта-V бюджет, и вы хотите посетить троянские точки L4 или L5 , вы можете сделать это, выйдя за пределы сферы влияния Земли, а затем понизив или подняв вашей солнечной орбите очень немного, чтобы опередить или отстать от Земли. Вы бы не хотели для этого ровно нулевую избыточную скорость, но, может быть, довольно близко к ней.

Параболическая траектория убегания является только теоретической, она «работает» только в системе с двумя телами, а в системе с двумя телами «убегание» в любом случае является бессмысленной практикой.

В системе с несколькими телами силы от других тел, особенно вокруг края гравитационного колодца, делают параболический выход невозможным: до того, как вы получите нулевую скорость, другое тело уже доминирует над гравитационным ускорением/силой (в разных местах (! )).

Однако вы можете сбежать с «минимальной скоростью»: такой побег поместит вас на орбиту вокруг Солнца, орбиту, очень похожую на земную, но немного меньше/больше (в зависимости от направления вашего побега).

Это, например, полезно для спутников наблюдения за Солнцем, которые должны находиться на стабильной орбите вокруг Солнца/не быть заблокированными землей, но оставаться вблизи Земли важно для мощности сигнала.

Но это все равно невозможно (не только из-за механических неточностей, но и сверх невозможности решения задачи), и для расчетов лучше просто принять гиперболическую скорость. Я бы предпочел не делать слишком много на краю гравитационного колодца, а просто проехать мимо него и позже исправить различия.

Я не могу думать ни об одном. Для планирования миссии нет ничего особенного в параболической скорости. Есть что-то особенное с точки зрения преподавания орбитальной механики, так как это граница между замкнутыми и открытыми орбитами, но с точки зрения практической миссии это выглядит просто очень длинным эллипсом или едва открытой гиперболой на протяжении многих-многих лет. Может случиться так, что желаемый маневр рогатки приведет к скорости, близкой к параболической, но это будет случайностью. Возможно, вы пытаетесь сбежать из Солнечной системы, и у вас едва хватает ракеты для этого. Вы даже можете отправить зонд немного ниже параболической скорости, а затем получить гравитационную помощь от ближайшей звезды, которая удержит вас от падения.

Как уже упоминали все остальные, кажется, что не существует миссии для истинного параболического побега, тем более что точная параболическая траектория - это цель нулевого размера, и поэтому вероятность точного попадания в нее равна нулю.

Кроме того, настоящая параболическая орбита имеет смысл только в модели с двумя телами. Как только вы принимаете во внимание гравитацию чего-либо еще, элементы орбиты, включая эксцентриситет, перестают быть постоянными. Путешествие к Земле/Солнцу L1 может начаться с гиперболы, но на выходе измениться на эллиптическую из-за гравитации Солнца. В какой-то момент между ними он будет иметь эксцентриситет ровно 1, но это никого не волнует, потому что это концепция двух тел в задаче трех тел.

Некоторые миссии имеют траекторию, очень близкую к параболической, но не точную:

• Все сообщения прессы об Аполлоне говорят о том, что миссии необходимо достичь космической скорости, чтобы покинуть Землю и отправиться на Луну. На самом деле скорость, достигнутая после транслунной инжекции, лишь немного меньше космической скорости. Орбита оченьвытянутый, с его периапсом на высоте около 200 км, в то время как его периапсис далеко за луной, может быть, на 500 000 км (и чувствительно зависит от точной точности прожига). Например, в отчете о полете Аполлона-11 говорится, что горение TLI достигло скорости 10 841 м/с на высоте 320,2 км. На этой высоте скорость убегания составляет 10 914 м/с, поэтому Аполлону-11 не хватило 73 м/с до побега, что потребовало бы примерно 3-секундного увеличения TLI. Конечно, эта апоапсия носит академический характер, поскольку целью ожога была Луна, а Луна, конечно, изменит свою орбиту до того, как космический корабль достигнет первой апоапсиды.
• Путешествия к Земле/Солнцу L1 или L2 могут быть наиболее близкими к точно параболическим — они (в некотором смысле) восходят, чтобы сбалансироваться на краю сферы влияния Земли. В L1 находится несколько космических аппаратов для наблюдения за Солнцем, а в L2 — несколько астрономических наблюдателей.
• Часто параболический случай (C3=0) используется в руководствах по планированию полезной нагрузки ракет-носителей. Они составят таблицу или график того, сколько массы они могут приложить к параболической траектории отхода. Если вы разрабатываете межпланетную миссию, ваш космический корабль должен весить меньше этого. Однако даже в этом случае большинство направляющих полезной нагрузки будут иметь кривые достижимого C3 (который представляет собой квадрат гиперболической избыточной скорости в км ^ 2 / с ^ 2) при определенной массе. Если вы планируете полет на Марс в определенный год и для переноса в этом году требуется C3 со скоростью 10 км^2/с^2, тогда вы используете это значение, чтобы проверить, какова ваша максимальная масса на данной ракете-носителе.
• MESSENGER to Mercury изначально был запущен на орбиту вокруг Солнца, которая имела почти такой же период, как и у Земли. На самом деле он вернулся в земное пространство ровно через год и совершил облет, изменивший орбиту так, что он пересекся с орбитой Венеры. Оттуда он использовал облеты Венеры и Меркурия, чтобы спуститься вниз по гравитационному колодцу и в конечном итоге выйти на орбиту Меркурия. Я не думаю, что его отъезд C3 был нулевым, но, возможно, он был близок к этому. Меня интересует, действительно ли они получили какое-то преимущество от первого облета Земли. Прибытие и вылет С3 пролета должны были быть близки к запуску С3, так почему же они просто не подождали год перед запуском на траекторию после пролета? Это просто случай запуска космического корабля в космос, потому что отменить миссию после ее запуска гораздо сложнее?

Спутники, выведенные на геостационарную орбиту, как правило, используют траектории с нулевой избыточной скоростью, чтобы сохранить больше топлива для последующего позиционирования / корректировки.