Я написал программу моделирования на Python для расчета траекторий Земли <-> Марса. Теперь я хотел бы проверить это на хорошо известных траекториях. Я использовал браузер траекторий NASA Ames Research Center, чтобы получить следующую траекторию:
Чтобы начать симуляцию, я помещаю свой космический корабль на НОО на 200 км с V = 7,784 и добавляю 3,87 км / с (для простоты «мгновенное» ускорение) к скорости, чтобы выйти на трансмарскую орбиту.
Мой вопрос: с какой именно позиции на LEO я должен начать Burn?
Примем за угол 0° самую удаленную от Солнца LEO-точку (тоже самую темную точку). Затем, возвращаясь к траектории НОО, под каким углом я должен начать прожиг?
Я запустил оптимизатор по этому вопросу и получил 79°. В соответствии с этим (находясь на НОО) я должен запускать двигатели через несколько секунд после перехода от дня к ночи. Очень странно для меня.
РЕДАКТИРОВАТЬ (1):
Jupyter Notebook — (альфа-версия) моей симуляции теперь опубликована на GitHub.
РЕДАКТИРОВАТЬ (2):
Максимально подкрутив апогей только angle0
параметр, я получил 60.2369041443° .
Вывод оптимизатора:
final_simplex: (array([[-60.2369041443],
[-60.2369041443]]), array([-2.413841476e+08, -2.413841476e+08]))
fun: -241384147.60416117
message: 'Optimization terminated successfully.'
nfev: 139
nit: 57
status: 0
success: True
x: array([-60.2369041443])
Исходный код: Блокнот на GitHub
Я собираюсь использовать следующие предположения:
Используя следующие параметры.
Затем мы можем рассчитать круговую орбитальную скорость на низкоорбитальной орбите. :
Скорость вылета в момент ожога :
Отсюда мы можем рассчитать удельную орбитальную энергию гиперболы вылета. :
И гиперболическая большая полуось , которую мы будем использовать позже в полярном уравнении для траектории вылета:
Удельный относительный угловой момент представляет собой векторное произведение радиального вектора и вектора скорости. Нам просто нужна величина этого вектора, Поскольку при вылете вектор радиального расстояния перпендикулярен вектору скорости, мы можем просто умножить радиальное расстояние вылета и скорость вылета.
И с этим мы можем вычислить орбитальный эксцентриситет :
Это немного выше, чем предполагала моя интуиция, когда я первоначально комментировал.
С эксцентриситетом орбиты мы можем использовать уравнения гиперболической траектории из Википедии, чтобы получить угол между асимптотами и сопряженной осью, который я назову , указанные ниже в радианах, затем в градусах.
Используя стандартное полярное уравнение для гиперболы, этот угол это угол, на который нам пришлось бы повернуть его, чтобы расположить асимптоту параллельно оси X, используя приведенное ниже уравнение.
С указанными выше параметрами построен график ниже. (Я думаю, что мне, вероятно, нужно найти лучший онлайн-калькулятор, чем Desmos; он не очень хорош в экспорте изображений. Нажмите на ссылку для более удобного просмотра)
И чтобы получить угол, о котором просил Борис, между отрицательной осью Y и главной осью гиперболы в радианах и градусах:
нотовный
Борис Бродский
нотовный
Диего Санчес
Борис Бродский
Диего Санчес
Борис Бродский
Борис Бродский