Người Mỹ đã đặt chân lên mặt trăng chưa ? (Phần 2)

nhìn cái đãm cãi vã về delta V mà phát ngấy.
Bất cứ tầu vũ trụ nào cũng vậy, ban đầu nó được phóng lên thẳng đứng rất mạnh để sao cho tỷ lệ (F-tl)/tl=F/tl-1 (F= lực đẩy, tl=trọng lực) càng cao càng tồt. Sau khi vệ tinh đã không còn lo rơi trở lại amwtj đất trong thời gian dài nữa, nó mới chuyển sang phóng ngang. Thời gian phóng ngang càng kéo dài càng tốt. CÓ hai mặt tốt, là tận dụng được tối đa sức động cơ, hai là đo đạc kỹ càng quỹ đạo.
Ví dụ. Vệ tinh viễn thông phóng lên địa tĩnh sẽ được đưa vào GEO. Đây là quỹ đạo trung gian có cực viễn tiếp xúc với địa tĩnh. Vận tốc của GEO và địa tĩnh ở điểm tiếp xúc không chênh nhau nhiều, chỉ vài trăm ms/ và một động cơ nhỏ như hoạt động rất chính xác. Động cơ này được bật nhiều lần ở các thời gian vệ tinh trên điểm tiếp xúc. Mỗi lần người ta bật một chút, rồi đo đạc lại quỹ đạo chính xác, và quyết định tham số bật lần tiếp xúc sau.
Lợi điểm ở đây là gì, đó là sự đo đạc. Việc đo vệ tính thực hiện từ những đài quan sát radio đặt trên các vệ tinh khác gần mặt đất và trên mặt đất, nên quay về gần mặt đất chính xác hơn. Thêm nữa, việc đo đạc diễn ra trên đoạn đường kéo dài cả chục giờ đồng hồ, đoạn đường dài, sẽ chính xác hơn là đo đạc trên quáng đường ngắn. Mà việc ổn định quỹ đạo điều khiển bằng tên lửa, nên việc đo đạc chính xác đồng nghĩa với tận dụng sức mạnh tên lửa.
Vì vậy, người ta bật động cơ nhiều lần trong vài ngày . Động cơ làm việc này được gọi là "tầng trên", upper stage.
Quỹ đạo có cực cận ngày một lớn và chuyển từ lelipse sang tròn.
------------------
Sự tận dụng sức động cơ không thể hiện ở công thức Sioncosky
Giả sử ta có một động cơ 2kg nhiên liệu. Vận tốc phụt là VE=2m/s, tổng khối lượng ban đầu là M0=3, MT là 1
phương án một, động cơ bật hai xung bằng nhau
lần đầu bật, bắn đi 1kg nhiên liệu vận tốc tầu là 2/3, vận tốc dòng phụt là 4/3
lần sau vận tốc tầu tăng lên 1m/s, dòng phụt giảm đi 1m/s
cộng, vận tốc tầu là 1+2/3= 5/3 m/s=1,6666666666m/s
phương án hai, động cơ bật một xung
vận tốc tầu là 2* 2/3= 4/3 m/s=1,3333333 m/s
theo Sioncopsky, tốc độ tầu là ve * ln (m0/mt)= 2 * ln (3)=2,197224577 m/s
khác biệt với công thức Sioncosky do đâu ???? Đó là, Sioncosky luôn thể hiện ở số xung bật là vô cùng, hiệu quả lớn nhất. Trong phương án một, số xung bật là 2, phương án 2 là 1.
Bạn congchi1 kiện cáo chỗ này. Chính vì phải bật động cơ trong thời gian dài để tiện hiệu chỉnh nên người ta không sử dụng động cơ trong chế độ liên tục, mà trong chế độ rời rạc, được gọi là "chế độ xung đặc biệt". Khi đó, động cơ hoạt động như một bình thuốc nổ với những xung rời rạc chứ không liên tục.

Nói chi tiết về kỹ thuật hơn. Khi bật xung rời rạc, năng lực động cơ hao tổn khi những dòng khí có tốc độ thấp phụt ra khi khởi động động cơ, áp suất chưa cao. Tuy nhiên, đó là phương án bắt buộc phải dùng để điều chỉnh quỹ đạo với độ chính xác cỡ mét / 36 triệu mét.
Để tận dụng sức nhiên liệu, người ta làm động cơ tầng trên và động cơ của bản thân vệ tinh rất nhỏ, hoạt động chậm, số xung nhiều...
nói thêm là, phần mình nói vè điểm này bạn congchi1 bảo không thấy. Gần đây tiến sỹ hoảng chơi trò cù nhầy, khoá tay MM lại để MM không kiểu soát được các bài bị xoá sửa. Cũng có thể là hắn xoá đi rồi, post lại cho bạn cong chí hết kiện.
--------------------------
Nói về lịch sử của Delta V.
Ban đầu, hoàng dùng Delta V để cho rằng từ quỹ đạo 1 chuyển được lên quỹ đạo 2. Điều này bỏ qua góc giữ các quỹ đạo, mà mình đã ví dụ, việc lắp ghép một quỹ đạo thẳng đứng và tròn đều . mất 2 lần năng lực phóng.
Tiếp theo, congchi1 dùng để cho rằng AS đạt được vận tốc độ cao gì đó qua delta V. Mà lờ đi trọng lực.
Đến bây giờ, khi MM đưa ra nguyên lý của công thức Sioncopsly, mà NASA gọi là Delta V. Thì hoàng dùng biện pháp cãi cọ về sự thể hiện công thức này trên các sách khác nhau.... mục đích chỉ là để lờ đi chuyện lờ cũ.
Khá nhiều bạn mắc bẫy hoàng nhai lại ở đây.
MÌnh post lại cách xây dựng công thức Sioncopsky, hay còn gọi là Delta V
http://www10.ttvnol.com/forum/quansu/1112872/trang-60.ttvn#14066874

Được minhmai004 sửa chữa / chuyển vào 13:16 ngày 15/11/2008

[quote-minhmai004 viết lúc 13:12 ngày 15/11/2008-]
nhìn cái đãm cãi vã về delta V mà phát ngấy.
Bất cứ tầu vũ trụ nào cũng vậy, ban đầu nó được phóng lên thẳng đứng rất mạnh để sao cho tỷ lệ (F-tl)/tl=F/tl-1 (F= lực đẩy, tl=trọng lực) càng cao càng tồt. Sau khi vệ tinh đã không còn lo rơi trở lại amwtj đất trong thời gian dài nữa, nó mới chuyển sang phóng ngang. Thời gian phóng ngang càng kéo dài càng tốt. CÓ hai mặt tốt, là tận dụng được tối đa sức động cơ, hai là đo đạc kỹ càng quỹ đạo.
Có nhầm chăng , xem mấy cái video phóng tàu vũ trụ toàn thấy phóng nghiêng thôi àh , làm gì có chuyện chỉ phóng thẳng đứng

Vụ đấy kệ các bác cãi nhau vậy, tớ không rảnh để tranh luận theo kiểu ông nói gà bà nói vịt.

Mô phỏng chính xác phương pháp phóng của Apollo đã sử dụng hơi khó, bởi vì phương pháp này khá phức tạp (xem ở đây: http://www.ibiblio.org/apollo/NARA-SW/R-567-sec5-rev8-5.3.pdf, mục 5.3.5)
Ở đây tớ thực hiện mô phỏng để trả lời câu hỏi: với lượng nhiên liệu Apollo đã mang như vậy có tồn tại phương pháp phóng nào đủ để đưa AS lên tới quỹ đạo đã định (hình ellipse, cực cận 9nmi, cực viễn 45nmi)?
Phương pháp mô phỏng: dùng Matlab giải các phương trình vi phân đã trình bày ở trên. Các chương trình mô phỏng có thể download ở đây: www.werty98.homelinux.com/misc/apollo_code.zip

CÁC THAM SỐ ĐẦU VÀO:
Liệt kê trong file common_param.m, nguồn sử dụng: google, wiki, Mr Hoang

% Natural parameters
G = 6.673e-11; % Gravity constant
M = 7.3477e22; % Moon weight
GM = G * M;
R = 1737e3; % Moon radius
lb2kg = 0.45359237;
lbf2N = 4.4482216152605;
ft2m = 0.3048;
m2ft = 1/ft2m;
m2nmi = 1/1852;
% Apollo parameters
t0 = 0; % Start lift-off
t2 = 7 * 60 + 18; % End orbit insert
m0 = 10024 * lb2kg; % LM weight at lift-off
m_fuel = 4964.7 * lb2kg; % Fuel mass available for propelling
m_fuel_unused = 100 * lb2kg;% Fuel mass reserved
m2 = m0 - (m_fuel - m_fuel_unused);
T = 3500 * lbf2N; % Effective thrust
vm = (m0 - m2) / (t2 - t0); % Mass-loosing speed

CÁC THÍ NGHIỆM MÔ PHỎNG:
THÍ NGHIỆM 1 (Chạy chương trình test1.m): Mô phỏng chuyển động tự do dưới tác dụng của lực hấp dẫn Mặt Trăng. Quỹ đạo tròn đều. Chương trình này dùng để điều chỉnh thông số thuật giải phương trình vi phân.
THÍ NGHIỆM 2 (Chạy chương trình test2.m):
Ban đầu lift-off thẳng đứng. Đến thời điểm t1 = 98s thì xoay hướng đẩy động cơ đi 1 góc lệch theta = 87 độ (gần như phóng ngang). Hướng đẩy này được giữ nguyên không đổi cho đến khi hết nhiên liệu (thời điểm t2). Sau đó AS sẽ chuyển động tự do theo quỹ đạo ellipse. Các thông số t1 và theta được chọn sao cho quỹ đạo ellipse có điểm cực cận vào khoảng 9nmi (hải lý).
Cách phóng này hầu như không tốn nhiên liệu cho việc điều chỉnh hướng động cơ (chỉ xoay góc theta ban đầu, sau đó giữ nguyên không đổi).
THÍ NGHIỆM 3 (Chạy chương trình test3.m):
Ban đầu lift-off thẳng đứng. Đến thời điểm t1 = 30s thì điều khiển sao cho vector vận tốc xoay đi một góc theta = 21.1 độ. Từ đây hướng đẩy động cơ được điều khiển liên tục sao cho luôn cùng phương ngược chiều với vector vận tốc (luôn đẩy theo phương tiếp tuyến của quỹ đạo) cho đến khi hết nhiên liệu. Các thông số t1 và theta được chọn sao cho quỹ đạo ellipse có điểm cực cận vào khoảng 9nmi (hải lý).
THÍ NGHIỆM 4 (Chạy chương trình test4.m):
Ban đầu lift-off thẳng đứng. Đến thời điểm t1 = 25s thì bắt đầu điều khiển liên tục hướng đẩy động cơ sao cho vận tốc theo phương bán kính là không đổi (thành phần lực đẩy theo phương bán kính cân bằng với trọng lực hiệu dụng) cho đến khi hết nhiên liệu. Thông số t1 và theta được chọn sao cho quỹ đạo ellipse có điểm cực cận vào khoảng 9nmi (hải lý).
Phương pháp tính cho cách phóng ở thí nghiệm 3 và thí nghiệm 4 chỉ là gần đúng do bỏ qua năng lượng/khối lượng để điều khiển hướng đẩy của động cơ.

Kết quả thí nghiệm:
THÍ NGHIỆM 2:

THÍ NGHIỆM 3:

THÍ NGHIỆM 4:

NHẬN XÉT:
Phương pháp phóng ở thí nghiệm 2 do Phúc-Mai và đồng đội đề nghị, cho kết quả quỹ đạo cuối gần đúng với quỹ đạo Apollo thiết kế, hơi cao hơn một chút.
Phương pháp phóng ở thí nghiệm 3 và 4 do một số bác phe Mun Chắc đề nghị, cho kết quả quỹ đạo cuối cao hơn nhiều so với qũy đạo Apollo thiết kế. Điều này cũng không nói lên được gì nhiều do phương pháp tính đã bỏ qua năng lượng/khối lượng để điều chỉnh hướng đẩy động cơ liên tục suốt quá trình bay cong.
KẾT LUẬN:
- Phương pháp phóng do phe Mun Hão đưa ra là khả thi
- Nhiên liệu của AS mang theo là dư xài --> Mun Hão nhảm nhí

Vote bác 5* với những gì bác đã làm. Nếu có gì chưa thỏa đáng thì sẽ có nhiều người cùng phân tích, hoàn thiện.
Góp ý với bác là nên nhét tất cả vào 1 *.m file và chỉ vẽ vào trong 1 figure thì có lẽ dễ theo dõi hơn, và bác phọt hình gộp đó lên luôn .