Характеристическая скорость орбитального манёвра

Характеристи́ческая ско́рость орбита́льного манёвра — в астродинамике и ракетодинамике изменение скорости космического аппарата, которое необходимо для выполнения орбитального манёвра (изменения траектории). Является скаляром и имеет размерность скорости. Обозначается в формулах как Δv (дельта-v; произносится как де́льта-вэ́). В случае реактивного двигателя изменение скорости достигается путём выброса рабочего тела для производства реактивной тяги, которая и ускоряет корабль в космосе.

Сумма́рная характеристи́ческая ско́рость — сумма характеристических скоростей всех манёвров, необходимых для поддержания работоспособности космического аппарата или системы (орбитальной группировки) на протяжении всего периода эксплуатации^[1].

${\displaystyle \Delta {v}=\int _{t_{0}}^{t_{1}}{\frac {\left|T\right|}{m}}\,dt}$

где

T — мгновенная тяга двигателя,

m — мгновенная масса корабля.

При отсутствии внешних сил (вакуум, гравитация небесных тел пренебрежимо мала, электромагнитные поля слабы):

${\displaystyle \Delta {v}=\int _{t_{0}}^{t_{1}}{\left|a\right|}\,dt,}$

где a — ускорение. Когда тяга приложена в постоянном направлении (без рысканья и тангажа), уравнение упрощается до

${\displaystyle \Delta {v}=\left|{v}_{1}-{v}_{0}\right|,}$

то есть просто до изменения скорости (относительно точки отчета в инерционной системе).

Орбитальные манёвры, как правило, выполняются выбросом из ракетного двигателя рабочего тела (газов) для создания противосилы, действующей на корабль. Значение этой силы равно

${\displaystyle F=V_{\text{и}}\ {\dot {m}},}$

где

V_и — скорость истечения газа (рабочего тела),

.m — массовый расход рабочего тела.

Ускорение (производная от скорости) ${\displaystyle {\dot {v}}}$ корабля, вызванное этой силой, равно

${\displaystyle {\dot {v}}={\frac {F}{m}}=V_{\text{и}}{\frac {\dot {m}}{m}},}$

где m — масса корабля.

Меняя переменную уравнения с времени t на массу корабля m, получаем:

${\displaystyle \Delta {v}=-\int _{m_{0}}^{m_{1}}{V_{\text{и}}{\frac {dm}{m}}}.}$

Если считать скорость истечения газа V_и постоянной и не зависящей от остатков топлива, времени работы двигателя, это уравнение интегрируется в форму

${\displaystyle \Delta {v}=V_{\text{и}}\ \ln \left({\frac {m_{0}}{m_{1}}}\right),}$

которая и есть формула Циолковского.

Если, к примеру, 25 % начальной массы корабля — это топливо со скоростью истечения газов ${\displaystyle V_{\text{и}}}$ в районе 2100 м/с (обычное значение для гидразина), то достижимое для корабля полное изменение скорости равно:

${\displaystyle \Delta {v}=2100\ \ln \left({\frac {1}{0{,}75}}\right)\,}$ м/с = 604 м/с.

Все приведённые формулы хорошо сходятся с реальностью для импульсных манёвров, характерных для химических реактивных двигателей (то есть с реакцией окисления горючего). Но для двигателей с малой тягой (например, ионных двигателей), а также двигателей, использующих электрические поля, солнечный ветер и т. п., эти упрощенные расчеты менее точны, особенно если периоды работы двигателей (создания тяги) превышают несколько часов.

Также для химических двигателей с большой тягой действует эффект Оберта — включение ракетного двигателя при движении с высокой скоростью создаёт больше полезной энергии, чем такой же ракетный двигатель при медленной скорости. При движении с высокой скоростью топливо имеет больше кинетической энергии (она может даже превысить потенциальную химическую энергию), и эта энергия может использоваться для получения большей механической мощности.

Запуск на низкую околоземную орбиту (НОО) с поверхности Земли требует дельта-v около 7,8 км/с плюс от 1,5 до 2,0 км/с, затрачиваемых на преодоление сопротивления атмосферы, гравитационные потери и манёвры по тангажу. Надо учитывать, что при запуске с поверхности Земли в восточном направлении к скорости ракеты-носителя добавляется от 0 (на полюсах) до 0,4651 км/с (на экваторе) скорости вращения Земли, а при старте в западном направлении (на ретроградную орбиту) скорость ракеты при старте уменьшается на ту же величину, что приводит к уменьшению полезной нагрузки ракеты-носителя (как у израильской ракеты «Шавит»).

В разделе не хватает ссылок на источники (см. рекомендации по поиску).

Информация должна быть проверяема, иначе она может быть удалена. Вы можете отредактировать статью, добавив ссылки на авторитетные источники в виде сносок.(6 марта 2017)

Все скорости в таблице ниже указаны в км/с. Диапазоны скоростей указаны, так как Δv вывода на орбиту зависит от места запуска на поверхности Земли и параметров переходных орбит.

^[3][4][5]

• Мещерский И. В. Работы по механике тел переменной массы. — М.—Л.: ГИТТЛ, 1949. (2-е изд. 1952.)
• Космодемьянский А. А. Механика тел переменной массы (Теория реактивного движения). Ч. 1. — М., 1947.
• Михайлов Г. К. К истории динамики систем переменного состава (рус.) // Известия АН СССР: Механика твердого тела. — 1975. — № 5. — С. 41—51.
• Гурин А. И. Основы механики тел переменной массы и ракетодинамике. — М., 1960. — 222 с.
• Мандрыка А. П. Генезис современной ракетодинамики. — Л.: Наука, 1971. — 216 с.

• Журнал «Астронавтика и ракетодинамика» ВИНИТИ (недоступная ссылка)