Отв: напомните мне необходимую для полета силу тяги
Аватарка Пользователь: sezam (IP-адрес скрыт) *
Дата: 29, September, 2022 10:00

чтобы подсчитать работу в полете по квадрату.

В моих примерах m=1000 kg, F=6 N, W=2p/31558150 s^-1 (один оборот за сидерический год).

Не вижу смысла считать работу в полете по квадрату для понимания того, как влияет сила тяги на форму траектории. К тому же при полете по квадрату работа не зависит от приложенной силы. Она равна учетверенной кинетической энергии ракеты 4T (T=mV²/2). Затормозили от V до 0 - первая сторона квадрата. Развернули сопло на 90^о и снова разогнали от нуля до V - вторая сторона квадрата. Еще и еще раз - и вы в исходной точке со скоростью V.

>>И вообще - какая разница, по кругу или по произвольной кривой?
Экий вы, Сезам, забывчивый! Я это уже неоднократно объяснял.

ну, во-первых, ваши примеры говорят не о том, что утверждаете вы.
Они говорят не о том, что на круговой орбите нет какой-то там "составляющей"
(которая наверняка ЕСТЬ - так как вектор скорости меняется, а опоры нет, кроме этого самого вектора тяги двигателя)

Да поймите вы, что вектор точно не имеет составляющей на перпендикулярное направление. Если бы это было так, то по правилу сложения векторов (теорему Пифагора помните?) вектор был бы неравен самому себе F+F_t>F. Неужели это так трудно понять .
Опора как раз есть. Это та самая инерция массы ракеты, которая сопротивляется тяге двигателя, направленной по нормали к вектору скорости. Это сопротивление и не дает мгновенно получить приращение скорости dV_n по нормали к траектории. Тяга лишь создает нормальное ускорение a_n, которое и поворачивает вектор скорости тем быстрее, чем тяга больше. Вы с потрясающим упорством убеждали меня, что масса всегда СОПРОТИВЛЯЕТСЯ действию на нее внешней силы, а теперь вдруг заявляете, что "вектор скорости меняется, а опоры нет". Вы уж определитесь, есть у массы инерция, или ее нет.

Ваши примеры говорят, что при некоторых условиях (точно подобранной тяге под известную массу и траекторию)
орбита может (по)оказаться круговой.
А при малейших отклонениях в силе тяги (равно как и скорости вращения, центре тяжести, массе
(из-за расхода топлива)) орбита перестает быть круговой.
И вам приходится постоянно уточнять как вектор тяги, так и силу.

Давайте отделим мух от котлет. Мы о чем с вами спорим - о форме траектории при известных параметрах или о флуктуациях этих параметров?
Пока вы не поймете физику при неизменных параметрах, не имеет смысла обсуждать их флуктуации.

Знаете фразу "при компьютерном управлении и утюг может лететь" (по поводу аэродинамических свойств
некоторых современных самолетов)
Вот так же можно сказать и про вашу схему - при компьютерном управлении силой тяги и вектором
КА может лететь по заданному кругу. Как и по любой произвольной криволинейной траектории.
Лишь бы хватило керосину...
Но это НЕУСТОЙЧИВЫЙ полет.

Это не котлета, а муха с компьютерным управлением силы тяги .
А я вам не про утюг, а про ракету с m=1000 kg, F=6 N, W=2p/31558150 s^-1 (один оборот за сидерический год).

А скорость не является "точно тангенциальной", точнее, поскольку идет вращение корпуса=вектора тяги,
с равным пафосом можно заявить как то, что "вектор тяги всегда точно нормален",
так и то, что "он всегда отклонен от нормали в сторону вращения"
Именно потому, что вектор тяги ВРАЩАЕТСЯ, то есть перемещается за время dt на угол dа.
При этом вектор скорости, как бы, запаздывает (ведь скорость - это реакция массы на тягу).
И за четверть оборота меняет свой вектор на 90о
При этом вы заявляется, что он не гасит начальный вектор... Виктор, вы зарапортовались.

Сезам, поверьте, это именно вы зарапортовались. Двигатель жестко закреплен на ракете и вектор тяги сориентирован точно по нормали к вектору начальной скорости. При скорости ракеты 26,85 км/с оба вектора (скорости и тяги) поворачиваются синхронно за время dt на угол dа. Как только эта синхронность нарушается, орбита из окружности превращается в эвольвенту (или как там ее правильно обозвать). А скорость - это вовсе не реакция массы на тягу. Реакция массы на тягу - это изменение скорости, то есть УСКОРЕНИЕ. И эта реакция зависит от угла между векторами тяги и скорости. Расчет этой реакции предельно прост и прозрачен: dV_t=a_tdt и dV_n=a_ndt, где a_t=F_t/m и a_n=F_n/m. Расчет по такому алгоритму ясно показывает, что на круговой траектории за четверть оборота скорость меняет свой вектор на 90^о и он нигде по пути не гасился, а только поворачивался.
Более того, не теоретические, а вполне реальные траектории спутника Земли, движущегося под действием единственной силы - силы тяжести, получаются при тупом суммировании в Ecxel'е dV_t, dV_n и соответствующих смещений координат центра масс спутника dx и dy.
Неужели до вас так и не дошло до сих пор, что если кроме силы тяжести к центру масс спутника приложить силу инерции, то никаких его ускорений a_t и a_n определить станет невозможно . Как вы определите центробежную силу и ускорение на малой полуоси эллиптической орбиты, если для этого необходимо знать кривизну траектории спутника в этой точки орбиты? Именно поэтому gogasy и не в состоянии рассчитать траекторию спутника, так как для вычисления центробежной силы нужно знать кривизну траектории, которую требуется рассчитать. В реальности, а не в фантазиях gogasy, на любой точке траектории на спутник действует единственная реальная сила - сила тяжести. На малой полуоси эллипса эта сила имеет две компоненты F_n и F_t. F_n направлена к центру эллипса и определяет кривизну траектории в этой точке, а F_t при движении от перигея к апогею тормозит, а при движении от апогея к перигею разгоняет спутник. Повторяю, что это все не мои домыслы, а тупое суммирование соответствующих приращений в Ecxel'е, который рисует соответствующую траекторию на диаграмме.
При dt=1s погрешность такого суммирования после возврата координат спутника в исходную точку после полного оборота составляет менее полуметра, что подтверждает вполне приемлемую точность моих приближенных расчетов. И хотя одна секунда состоит из миллиона микросекунд, и погрешность каждого шага моего расчета содержит миллион погрешностей для микросекундного интервала, итог показывает, что эти погрешности вполне допустимы, если интересует траектория с отклонением от точного расчета не более метра для орбиты с радиусом более 6000 км.