Wie berechne ich die charakteristische Energie für eine Rakete auf eine nahezu geradlinige Halo-Umlaufbahn, wo das Deep Space Gateway den Mond umkreisen wird?

Wie berechne ich die charakteristische Energie für eine Rakete auf eine nahezu geradlinige Halo-Umlaufbahn (NRHO), wo das LOP-G oder das Deep Space Gateway den Mond umkreisen wird? Oder wenn jemand schon eine Nummer hat, wäre es schön!!

Ich versuche, die Nutzlasten zu finden, die verschiedene Raketen zum NRHO bringen können. Ich habe bereits die Diagramme C3 vs. Nutzlastmasse für die Raketen, die ich will. Ich brauche nur die genaue Menge an C3, die erforderlich ist, um dorthin zu gelangen. Ich weiß, dass es negativ sein wird, da wir die Erde SOI nicht verlassen. Vielen Dank für jede Hilfe. Quellen werden geschätzt.

Vielleicht interessieren Sie sich auch für die Antworten auf Warum wird für LOP-G (früher bekannt als Deep Space Gateway?) eine nahezu geradlinige Halo-Umlaufbahn vorgeschlagen sowie Was ist eine nahezu geradlinige Halo-Umlaufbahn? für einige ausgezeichnete Referenzen und Diskussionen. Ich denke, Sie werden feststellen, dass Transfers von LEO zu Halo-Mondumlaufbahnen ein wirklich interessantes Thema sind!
@rghome vergiss nicht, dass das "M" in "the Moon" groß geschrieben wird!
@uhh fertig! (plus andere Falländerungen).

Antworten (1)

Lesen Sie die verknüpften Fragen, Antworten und Referenzen (danke @uhoh), insbesondere R. Whitley und R. Martinez, 2015, Options for Staging Orbits in Cis-Lunar Space und diese Abbildung:NRO-Überweisungskosten

Führt mich zu der Annahme, dass das Erreichen eines NRHO einem Mondtransfer im „Apollo-Stil“ ähnelt (dh in einer Hohmann-ähnlichen Transferbahn im Flugzeug). Der einzige Unterschied besteht darin, den Mondvorbeiflug über einen der Pole zu richten, um das Raumschiff aus der Erde-Mond-Ebene zu verdrängen ( daher der Begriff "Halo"), und das Einfangen des NRHO verlangsamt das Raumschiff (von seiner Fluchtbahn des Mondes). Dies beseitigt eine Menge 3-Körper-Dynamik-Spielereien aus dem Problem.

Eine gute und schnelle Möglichkeit, den erforderlichen C3 zu berechnen, besteht darin, so zu tun, als ob Ihre Rakete einen Hohmann-Transfer zur (durchschnittlichen) Umlaufbahn des Mondes von 384400 km durchführt. Aus einer erdnahen Parkbahn von 250 km:

C 3 = − G M A , A = 6378 k M + 250 k M + 384400 k M 2 = 195514 k M
C 3 = − 2.0 k M 2 S 2

Ich erinnere mich an einen Professor (dessen Abschlussforschung Mondlander entwarf), der einen C3-Wert von sagte − 1 k M 2 S 2 wird häufig in frühen Analysen verwendet.

Diese archivierte Apollo By the Numbers- Webseite (verlinkt von der TLI Wikipedia ) enthält die Apollo C3-Daten (umgerechnet in schöne Einheiten):

Mission C3 ( k M 2 S 2 )
Apoll 8 -1,5
Apollo 10 -1.3
Apollo 11 -1.4
Apoll 12 -1,8
Apoll 13 -1.4
Apoll 14 -1.7
Apoll 15 -1,5
Apoll 16 -1.6
Apollo 17 -1.7

Ich weiß nicht, woher Sie die Leistungsinformationen haben, aber ich hoffe, es ist die Launch Vehicle Performance Website des NASA Launch Services Program und der Leitfaden für den SLS-Missionsplaner . Nebenbemerkung: New Glenn und Vulcan sind jetzt auf der NLSP-Performance-Website!

Cool, so werden sie also in den Orbit eintreten.
Wie berechne ich die charakteristische Energie für eine Rakete auf eine nahezu geradlinige Halo-Umlaufbahn, wo das Deep Space Gateway den Mond umkreisen wird?
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