Welche Art von Missionsziel würde eine parabolische Fluchtbahn wünschenswert machen?

Warum keine Übergeschwindigkeit? Nun, mit fast null Übergeschwindigkeit können Sie in der Nähe der Erde bleiben, aber nicht zu nahe. Zum Beispiel hat das Weltraumteleskop Spitzer dies getan, um mit der Erde zu kommunizieren und gleichzeitig Strahlungswärme von der Erde zu vermeiden. Es driftet ab, aber langsam genug, dass andere Faktoren zuerst seine Wirksamkeit verringerten.

Warum sollte man bei der Flucht eine Überschussgeschwindigkeit von null wählen?

Wenn Sie es nicht eilig haben und ein kleines Delta-V-Budget haben und die Trojaner- Punkte L4 oder L5 besuchen möchten , können Sie dies tun, indem Sie sich knapp außerhalb des Einflussbereichs der Erde befinden und dann senken oder erhöhen Ihre Sonnenumlaufbahn sehr leicht, um der Erde voraus oder hinter sie zu fallen. Sie würden dafür nicht genau null Überschussgeschwindigkeit wollen, aber vielleicht ziemlich nahe daran.

Die parabolische Fluchtbahn ist nur theoretisch, sie "funktioniert" nur in einem Zweikörpersystem, und in einem Zweikörpersystem ist "Flucht" sowieso eine bedeutungslose Übung.

In einem Mehrkörpersystem machen die Kräfte von anderen Körpern, insbesondere am Rand des Gravitationsschachts, eine parabolische Flucht unmöglich: Bevor Sie eine Nullgeschwindigkeit hätten, hätte der andere Körper bereits die Gravitationsbeschleunigung / -kraft dominiert (verschiedene Orte (! )).

Sie können jedoch mit "minimaler Geschwindigkeit" entkommen: Eine solche Flucht würde Sie in eine Umlaufbahn um die Sonne bringen, eine Umlaufbahn, die der Erde sehr ähnlich ist, aber etwas kleiner / größer (abhängig von der Richtung Ihrer Flucht).

Dies ist beispielsweise nützlich für Sonnenbeobachtungssatelliten, die sich in einer stabilen Umlaufbahn um die Sonne befinden müssen/nicht von der Erde blockiert werden müssen, aber für die Signalstärke wichtig ist, in Erdnähe zu bleiben.

Aber es ist sowieso unmöglich (nicht nur wegen mechanischer Ungenauigkeiten, sondern auch wegen unmöglicher Problemlösung), und für Berechnungen ist es besser, nur eine hyperbolische Geschwindigkeit anzunehmen. Ich würde es nachdrücklich vorziehen, nicht zu viel am Rand des Gravitationsbrunnens zu tun und einfach daran vorbei zu rasen und später die Unterschiede zu korrigieren.

Mir fällt keine ein. Für die Missionsplanung ist die Parabelgeschwindigkeit nichts Besonderes. Aus Sicht der Orbitalmechanik ist es etwas Besonderes, da es die Grenze zwischen geschlossenen und offenen Orbits ist, aber aus praktischer Missionssicht sieht es aus wie eine sehr lange Ellipse oder eine kaum geöffnete Hyperbel für viele, viele Jahre. Es könnte sein, dass ein wünschenswertes Schleudermanöver zu einer Geschwindigkeit führt, die nahezu parabolisch ist, aber es wäre ein Unfall. Es könnte sein, dass Sie versuchen, dem Sonnensystem zu entkommen, und kaum eine Rakete haben, die groß genug ist, um dies zu tun. Sie könnten die Sonde sogar ganz knapp unter parabolischer Geschwindigkeit aussenden und dann eine Gravitationsunterstützung von einem nahe gelegenen Stern erhalten, die Sie daran hindert, zurückzufallen.

Wie alle anderen bereits erwähnt haben, scheint es keine Mission für eine echte parabolische Flucht zu geben, zumal eine exakte parabolische Flugbahn ein Ziel der Größe Null ist und daher keine Chance besteht, es genau zu treffen.

Auch macht eine echte Parabelbahn nur in einem Zweikörpermodell Sinn. Sobald Sie die Schwerkraft von irgendetwas anderem berücksichtigen, sind die Umlaufbahnelemente, einschließlich der Exzentrizität, nicht mehr konstant. Eine Reise zur Erde/Sonne L1 könnte hyperbolisch beginnen, sich aber aufgrund der Schwerkraft der Sonne auf dem Weg nach draußen in eine elliptische verwandeln. Irgendwann dazwischen wird es eine Exzentrizität von genau 1 haben, aber das interessiert niemanden, denn das ist ein Zwei-Körper-Konzept in einem Drei-Körper-Problem.

Einige Missionen haben eine Flugbahn, die der Parabel sehr nahe kommt, aber nicht exakt:

• Alle Presseberichte über Apollo sprechen davon, dass die Mission Fluchtgeschwindigkeit erreichen muss, um die Erde zu verlassen und zum Mond zu fliegen. Tatsächlich ist die nach der translunaren Injektion erreichte Geschwindigkeit nur geringfügig geringer als die Fluchtgeschwindigkeit. Die Umlaufbahn ist sehrausgestreckt, mit seiner Periapse in etwa 200 km Höhe, während seine Periapse weit hinter dem Mond liegt, vielleicht 500.000 km entfernt (und empfindlich abhängig von der genauen Genauigkeit der Verbrennung). Zum Beispiel sagt der Flugbericht von Apollo 11, dass der TLI-Brand eine Geschwindigkeit von 10.841 m/s in einer Höhe von 320,2 km erreichte. In dieser Höhe beträgt die Fluchtgeschwindigkeit 10.914 m/s, Apollo 11 war also 73 m/s kurz vor der Flucht, was etwa eine 3 Sekunden längere TLI-Verbrennung gedauert hätte. Natürlich ist diese Apoapse nur akademisch, da die Verbrennung auf den Mond gerichtet war und der Mond natürlich die Umlaufbahn ändern wird, bevor das Raumschiff die erste Apoapse erreicht.
• Fahrten zur Erde/Sonne L1 oder L2 sind vielleicht am nächsten an einer exakten Parabel – sie steigen (in gewisser Weise) auf, um am Rand des Einflussbereichs der Erde auszugleichen. Auf L1 befinden sich mehrere Raumsonden zur Sonnenbeobachtung und auf L2 mehrere astronomische Beobachter.
• Häufig wird der parabolische Fall (C3 = 0) in Leitfäden für Nutzlastplaner von Trägerraketen verwendet. Sie werden eine Tabelle oder ein Diagramm auflisten, wie viel Masse sie auf eine parabolische Fluchtbahn bringen können. Wenn Sie eine interplanetare Mission entwerfen, muss Ihr Raumschiff weniger wiegen. Aber selbst in diesem Fall haben die meisten Nutzlastführungen Kurven des erreichbaren C3 (das ist das Quadrat der hyperbolischen Übergeschwindigkeit in km^2/s^2) bei einer bestimmten Masse. Wenn Sie in einem bestimmten Jahr eine Mission zum Mars planen und der Transfer in diesem Jahr einen C3 von 10 km^2/s^2 erfordert, verwenden Sie diesen Wert, um zu überprüfen, wie hoch Ihre maximale Masse auf einer bestimmten Trägerrakete ist.
• MESSENGER to Mercury wurde ursprünglich in eine Umlaufbahn um die Sonne gebracht, die fast genau die gleiche Periode wie die der Erde hatte. Tatsächlich kehrte es genau ein Jahr später in den Erdraum zurück und führte einen Vorbeiflug durch, der die Umlaufbahn so veränderte, dass sie die der Venus kreuzte. Von dort nutzte es Vorbeiflüge an Venus und Merkur, um den Gravitationsschacht hinabzusteigen und schließlich Merkur zu umkreisen. Ich glaube nicht, dass seine Abfahrt C3 null war, aber es könnte nahe gewesen sein. Ich frage mich, ob sie tatsächlich einen Vorteil aus dem ersten Vorbeiflug der Erde gezogen haben. Die Ankunft und der Abflug des Vorbeiflugs C3 müssen ungefähr gleich gewesen sein wie der Start-C3, also warum haben sie nicht einfach ein Jahr mit dem Start auf die Flugbahn nach dem Vorbeiflug gewartet? Geht es nur darum, das Raumschiff ins All zu bringen, weil es viel schwieriger ist, eine Mission nach dem Start abzubrechen?

Satelliten, die in eine geostationäre Umlaufbahn gebracht werden, neigen dazu, Trajektorien mit Null-Überschussgeschwindigkeit zu verwenden, um mehr Treibstoff für eine spätere Positionierung/Anpassung zu sparen