Для траекторных измерений критическим является соотношение между измеряемым расстоянием до КА и измерительной базой (измерительный треугольтник)
Для спутников Земли все очень просто, базой является земной шар, а высота над повехностью земли на порядок меньше измерительной базы
Средний радиус Земли 6 371 км
Станция Мир
Апогей: 393 км
Перигей: 385 км
Станция МКС
Перигей : 337—344 км
Апогей: 341—351 км
Типичные параметры опорной орбиты, на примере космического корабля «Союз-ТМА» составляют:
Минимальная высота над уровнем Земли (в перигее) — 193 км,
Максимальная высота над уровнем Земли (в апогее) — 220 км,
=========
Теперь смотрим на тракторные измерения объекта, который движется вокруг центра масс Луны, смотря на него с Земли
Среднее расстояние между центрами Земли и Луны — 384 467 км
А измерительная база остается той же- размер Земли
=========
Теперь пытаемся понять, каким способом могли мерять траекторию Апполона на орбите Луны и посадочного модуля на поверхности.
Простейший вариант- это оптический, навешиваем мощный стробоскоп-мигалку и смотрим с помошью оптического телескопа. Но такой мигалки не было, значит оптические измерения не выполнялись
Уголковых отражателей как оптических, так и радиолокационных тоже не было, активная локация отпадает.
Остается пассивная локация, на КА стоит стабильный передатчик, а на Земле отслеживают фазу сигнала (GPS наоборот, в GPS идет слежение за фазой сигналов со стабильной частотой с каждого спутника- фазовые дальности 10 см и кодовые дальности 10 метров).
Но такого передатчика на посадочном модуле точно нет.
Все траекторные измерения нужно привязывать к центру масс Луны, в том числе и точку посадки лунного молуля, который перестал быть траекторным. Центр масс Луны с Земли неизвестен.
=================
Дальше задача свести в точку пространства два объекта с равенством линейных скоростей, когда ни точка старта лунного модуля, ни параметры орбиты (6 параметров) командного (орбитального) модуля не известны и синхронизация времени на двух аппаратах отсутствует.
Взлетная ступень запускается... тумблером без никакой привязки во времени. При этом командный модуль на орбите Луны еще не подлетел и вероятно находится за горизонтом.
Тяга двигателя взлетного двигателя с вытеснительной системой подачи топлива не регулируется и не прогнозируется. Скорость определяется интеграторами ускорения. И еще они предусматривали взлетать при отказе инерциальной системы навигации (отсутствие нормали).
Для влетной траектории нужен закон изменения тангажа. Сначала взлетаем вертикально, потом заваливаем к горизонту для набора круговой орбитальной скорости. Этот закон тангажа реализуется "ручками", особенно при отказе инерциальной (на гироскопах) системы управления. Хочу понять как они собирались управляться по тангажу при потере нормали ?
==========
AGC командного модуля был основным вычислительным средством системы навигации и управления, а
AGC лунного модуля работал со своей собственной системой управления, навигации и контроля, называвшейся PGNCS (Primary Guidance, Navigation and Control System).
Аварийная система наведения (Abort Guidance System, AGS), расположенная на борту лунного модуля на случай отказа PGNCS. AGS могла быть использована для взлёта с поверхности Луны и стыковки с командным модулем, но не для посадки.
==========
А теперь все это накладываем на ограниченный ресурс топлива на обоих аппаратах.
Теперь пытаемся состыковаться используя "телескоп" (в нашем понимании это больше теодолит, тахеометр-угломер) при отсутствии оптических маяков на обоих аппаратах и их радар-дальномер с широким лепеском (непонятно, радар доплеровский с измерением скорости сближения или нет).
Из вычислительной мощности имеем 5-ти разрядный чистА двоичный кальнулятор с базовой производительностью 80 тыс команд в секунду и никакой вещественной арифметики.
С помошью калькулятор без вещественной арифметики нужно считать нелинейные дифференциальные уравнения движения двух тел переменной массы под действием работы двигателей по неизвестным орбитам ?
=========
Проводя аналогию: Не хватило топлива на стыковку с орбитальной станцией - отменили стыковку и пошли на досрочную посадку на Землю. Что возле Луны невозможно...
Все это мне напоминает анекдот: Самые большие оптимисты- это евреи... Они не знают каким оно выростет, но уже обрезают...
=========
Собственно вопрос это ветки:
1. Предположим взлетели
2. Предположим долетели до Луны
3. Предположим вышли на какую-то орбиту вокруг Луны (параметры орбиты неизвестны)
4. Лунный модуль прилунился (точка прилунения неизвестна)...
5. Потоптались в лунной пыли, напрыгались и нафоткались...
6. Включили тумблер запуска двигателя взлетной лунной ступени....
... А что дальше ?
==========
Справочно: в советском пректе Н1-ЛК до решения стыковки на орбите Луны дело не дошло и...
Все время пытались реализовать однокорабельную посадку/взлет (но не хватало массы топлива на взлет + набор второй космической скорости Луны).
Тогда непонятно, почему они посадочный аппарат не оставили на орбите Земли, подлетели, пересели, пошли на посадку (что бы не сажать и не взлетать с посадочной телозащитой с Луны), а стыковка возле земли реальна и посадочный модуль мог быть активным на своем запасе топлива.
Так что стыковка взлетного лунного модуля с возвращаемым кораблем не была отработана у обоих конкурентов (наши мечтали об автоматическом взлете с луны и автоматической стыковкой с орбитальным модулем)
В описании советского Лунного Корабля я не нашел внятного планирования стыковки
http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/f ... l-fil.html===========
По взлету лунного модуля смотрим последний абзац
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/2-4.htmlИ аварийная система управления
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/raketostr3/2-5.htmlХочуть понять, как этим способен управлять человек в реальном времени ?