Moon, rocket, Earth and Sun aligned in this order (the most favorable case).
2364.3 m/s
Moon, rocket and Earth aligned in this order (without considering the effect of the Sun).
2365.2 m/s
Moon and rocket (result less approximate).
2373.3 m/s
Data used:
ML = 7.34E22 kg
RL = 1739E3 m
MT = 5.98E24 kg
MS = 1.99E30 kg
DTL = 3564E5 m
DLS = 146E9 m
G = 6.67259E-11
Saturday, July 13, 2019
Saturday, March 10, 2018
PRESIÓN EN BAJA ESTRATOSFERA (11-20 KM)
p11|p11 [Pa]|Presión en inicio de la estratosfera|22558
g0|g0 [m/(s^2)]|Aceleración de la gravedad a nivel del mar|9.8
R|R [(m^2)/(s^2*K)]|Constante del aire|287
T11|T11 [K]|Temperatura en inicio de la estratosfera|216.6
z11|z11 [m]|Altura de inicio de la estratosfera|11000
z|z [m]|Altura sobre el nivel del mar
pz|pz [Pa]|Presión a la altura z|p11*exp(-g0*(z-z11)/(R*T11))
g0|g0 [m/(s^2)]|Aceleración de la gravedad a nivel del mar|9.8
R|R [(m^2)/(s^2*K)]|Constante del aire|287
T11|T11 [K]|Temperatura en inicio de la estratosfera|216.6
z11|z11 [m]|Altura de inicio de la estratosfera|11000
z|z [m]|Altura sobre el nivel del mar
pz|pz [Pa]|Presión a la altura z|p11*exp(-g0*(z-z11)/(R*T11))
PRESIÓN EN TROPOSFERA (0-11 KM)
PRESIÓN EN TROPOSFERA (0-11 KM)
p0|p0 [Pa]|Presión a nivel del mar|101325
lambda|lambda [K/m]|lambda [K/m]|-6.5E-3
T0|T0 [K]|Temperatura a nivel del mar|288.15
g0|g0 [m/(s^2)]|Aceleración de la gravedad a nivel del mar|9.8
R|R [(m^2)/(s^2*K)]|Constante del aire|287
z|z [m]|Altura sobre el nivel del mar
pz|pz [Pa]|Presión a la altura z|p0*(1+lambda*z/T0)^(-g0/(R*lambda))
p0|p0 [Pa]|Presión a nivel del mar|101325
lambda|lambda [K/m]|lambda [K/m]|-6.5E-3
T0|T0 [K]|Temperatura a nivel del mar|288.15
g0|g0 [m/(s^2)]|Aceleración de la gravedad a nivel del mar|9.8
R|R [(m^2)/(s^2*K)]|Constante del aire|287
z|z [m]|Altura sobre el nivel del mar
pz|pz [Pa]|Presión a la altura z|p0*(1+lambda*z/T0)^(-g0/(R*lambda))
empuje del cohete (ee)
ee = mg*EV/DT + (pe-p0)*Ae
mg // masa de gas expulsada en iteración
EV // "exhaust velocity" de los gases
DT // incremento de tiempo por iteración
pe // presión interior
p0 // presión exterior
Ae // área
PENDIENTE DE COMPROBAR
mg // masa de gas expulsada en iteración
EV // "exhaust velocity" de los gases
DT // incremento de tiempo por iteración
pe // presión interior
p0 // presión exterior
Ae // área
PENDIENTE DE COMPROBAR
¿Error en el empuje del cohete?
10/03/2018
http://ffden-2.phys.uaf.edu/103_fall2003.web.dir/Todd_Denny/Basics_of_Rockets6.htm
http://ffden-2.phys.uaf.edu/103_fall2003.web.dir/Todd_Denny/pics/thrust.pic.gif
Parámetros del motor F-1
Parámetros del motor J-2
Saturday, July 08, 2017
TIERRA + Saturn V (Apollo 11) + LUNA + SOL [multistage3.c]
#define AA (5.0*9.81) // aceleración constante soportada por los astronautas 5*g (letal)
#define SPECIFIC_IMPULSE_F1 265.4
#define SPECIFIC_IMPULSE_J2 426.0
#define SPECIFIC_IMPULSE_SPACECRAFT 452.0 // inventado por el momento (no afecta al resultado obtenido)
#define EV_F1 (SPECIFIC_IMPULSE_F1*9.81)
#define EV_J2 (SPECIFIC_IMPULSE_J2*9.81)
#define EV_XX (SPECIFIC_IMPULSE_SPACECRAFT*9.81)
#define THRUST_F1 6.7725E6
#define THRUST_J2 1033.5E3
#define POUND2KG 0.45359
#define MC (6484070.0*POUND2KG) // masa del cohete Saturn V (misión Apollo 11)
#define S_IC_STAGE_EXPENDABLES (4739320.0*POUND2KG)
#define FIRST_STAGE_INERT_WEIGHT ((288750.0+11465.0)*POUND2KG)
#define S_II_STAGE_EXPENDABLES (980510.0*POUND2KG)
#define SECOND_STAGE_INERT_WEIGHT ((79920.0+8080.0)*POUND2KG)
#define S_IVB_STAGE_EXPENDABLES (237155.0*POUND2KG)
#define THIRD_STAGE_INERT_WEIGHT ((25000.0+4305.0)*POUND2KG)
#define SPACECRAFT_EXPENDABLES ((23680.0+40605.0)*POUND2KG)
#define SPACECRAFT_INERT_WEIGHT ((4045.0+9520.0+10555.0+12250.0+8910.0)*POUND2KG)
#define DT 0.001 // incremento de tiempo por iteración de cálculo 0.001 segundos
#define MT 5.97E24 // masa de la Tierra
#define RT 6.379E6 // radio de la Tierra
#define ML 7.35E22 // masa de la Luna
#define RL 1.739E6 // radio de la Luna
#define MS 1.99E30 // masa del Sol
#define RS 695700.0E3 // radio del Sol
#define DTL 356400.0E3 // distancia Tierra-Luna (entre los centros de masas)
#define DTS 146.0E9 // distancia Tierra-Sol (entre los centros de masas)
#define GG 6.67259E-11 // constante de gravitación universal
#include <math.h>
#include <stdio.h>
#include <stdlib.h>
int main(int argc, char **argv) {
double mm; // masa restante del cohete
double mg; // masa de gas expulsada en iteración
double mc; // masa de combustible consumido en la etapa
double mi; // masa inerte en la etapa
double ee; // empuje del cohete
double ff; // fuerza sobre el cohete
double aa; // aceleración del cohete
double vvi; // velocidad inicial del cohete
double vvf; // velocidad final del cohete
double rri; // posición inicial del cohete
double rrf; // posición final del cohete
double tt; // tiempo
double rr2; // posición donde se anulan las fuerzas
double vescape; // velocidad de escape
double EV; // "exhaust velocity" de los gases
int etapa;
rr2 = 2.448529223E8;
tt = 0.0;
mm = MC;
mc = 0.0;
vvi = 0.0;
rri = RT;
etapa = 1;
EV = EV_F1;
mi = FIRST_STAGE_INERT_WEIGHT + SECOND_STAGE_INERT_WEIGHT + THIRD_STAGE_INERT_WEIGHT + SPACECRAFT_INERT_WEIGHT;
do {
mg = (DT*mm*AA)/(EV+DT*AA);
mm = mm - mg;
mc = mc + mg;
ee = mg*EV/DT;
ff = ee + GG*(mm*ML)/pow(DTL-rri,2.0) + GG*(mm*MS)/pow(DTS-rri,2.0) - GG*(mm*MT)/pow(rri,2.0);
aa = ff/mm;
vvf = aa*DT + vvi;
rrf = aa*pow(DT,2.0)/2.0 + vvi*DT + rri;
vescape = sqrt(2) * sqrt(rrf * rr2 * (DTL * DTL * DTS * DTS - DTL * DTL * DTS * rr2 - DTL * DTL * DTS * rrf + DTL * DTL * rr2 * rrf - DTL * DTS * DTS * rr2 - DTL * DTS * DTS * rrf + DTL * DTS * rr2 * rr2 + 2 * DTL * DTS * rr2 * rrf + DTL * DTS * rrf * rrf - DTL * rr2 * rr2 * rrf - DTL * rr2 * rrf * rrf + DTS * DTS * rr2 * rrf - DTS * rr2 * rr2 * rrf - DTS * rr2 * rrf * rrf + rr2 * rr2 * rrf * rrf) * GG * (DTL * DTL * DTS * DTS * MT * rr2 - DTL * DTL * DTS * DTS * MT * rrf - DTL * DTL * DTS * MT * rr2 * rr2 + DTL * DTL * DTS * MT * rrf * rrf + DTL * DTL * MS * rr2 * rr2 * rrf - DTL * DTL * MS * rr2 * rrf * rrf + DTL * DTL * MT * rr2 * rr2 * rrf - DTL * DTL * MT * rr2 * rrf * rrf - DTL * DTS * DTS * MT * rr2 * rr2 + DTL * DTS * DTS * MT * rrf * rrf + DTL * DTS * MT * (double) pow((double) rr2, (double) 3) + DTL * DTS * MT * rr2 * rr2 * rrf - DTL * DTS * MT * rr2 * rrf * rrf - DTL * DTS * MT * (double) pow((double) rrf, (double) 3) - DTL * MS * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf + DTL * MS * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3) - DTL * MT * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf + DTL * MT * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3) + DTS * DTS * ML * rr2 * rr2 * rrf - DTS * DTS * ML * rr2 * rrf * rrf + DTS * DTS * MT * rr2 * rr2 * rrf - DTS * DTS * MT * rr2 * rrf * rrf - DTS * ML * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf + DTS * ML * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3) - DTS * MT * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf + DTS * MT * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3) + ML * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf * rrf - ML * rr2 * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3) + MS * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf * rrf - MS * rr2 * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3) + MT * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf * rrf - MT * rr2 * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3))) / rrf / rr2 / (DTL * DTL * DTS * DTS - DTL * DTL * DTS * rr2 - DTL * DTL * DTS * rrf + DTL * DTL * rr2 * rrf - DTL * DTS * DTS * rr2 - DTL * DTS * DTS * rrf + DTL * DTS * rr2 * rr2 + 2 * DTL * DTS * rr2 * rrf + DTL * DTS * rrf * rrf - DTL * rr2 * rr2 * rrf - DTL * rr2 * rrf * rrf + DTS * DTS * rr2 * rrf - DTS * rr2 * rr2 * rrf - DTS * rr2 * rrf * rrf + rr2 * rr2 * rrf * rrf);
tt = tt + DT;
printf("Etapa : %d\n", etapa);
printf("Tiempo : %g [s]\n", tt);
printf("Velocidad de salida de los gases respecto al cohete : %g [m/s]\n", EV);
printf("Masa de gas expulsada por segundo : %g [kg/s]\n", mg/DT);
printf("Masa restante del cohete : %g [kg]\n", mm);
printf("Masa restante del cohete (porcentaje) : %g [%%]\n", mm/MC*100.0);
printf("Masa inerte del cohete en esta etapa: %g [kg]\n", mi);
if (etapa == 1) {
printf("Empuje del cohete : %g [N] (%g motores F-1)\n", ee, ee/THRUST_F1);
} else if ((etapa == 2) || (etapa == 3)) {
printf("Empuje del cohete : %g [N] (%g motores J-2)\n", ee, ee/THRUST_J2);
} else {
printf("Empuje del cohete : %g [N]\n", ee);
}
printf("Fuerza total sobre el cohete : %g [N]\n", ff);
printf("Aceleración sufrida por los astronautas : %g [m/(s^2)]\n", AA);
printf("Aceleración del cohete : %g [m/(s^2)]\n", aa);
printf("Velocidad del cohete : %g [m/s]\n", vvf);
printf("Velocidad del cohete (km/h) : %g [km/h]\n", vvf/1000.0*3600.0);
printf("Velocidad de escape : %g [m/s]\n", vescape);
printf("Velocidad de escape (km/h) : %g [km/h]\n", vescape/1000.0*3600.0);
printf("Posición del cohete : %g [m]\n", rrf);
printf("Altura del cohete sobre la superficie de la Tierra : %g [m]\n", rrf-RT);
printf("Altura del cohete sobre la superficie de la Tierra (km) : %g [km]\n", (rrf-RT)/1000.0);
printf("Distancia del cohete a la superficie de la Luna : %g [m]\n", DTL-rrf-RL);
printf("Distancia del cohete a la superficie de la Luna (km) : %g [km]\n\n", (DTL-rrf-RL)/1000.0);
switch (etapa) {
case 1:
if (mc >= S_IC_STAGE_EXPENDABLES) {
printf("AGOTADO COMBUSTIBLE DE LA PRIMERA ETAPA : %g [kg]\n", S_IC_STAGE_EXPENDABLES);
printf("APAGADOS LOS 5 MOTORES F-1 DE LA PRIMERA ETAPA\n");
mm = mm - FIRST_STAGE_INERT_WEIGHT;
mi = SECOND_STAGE_INERT_WEIGHT + THIRD_STAGE_INERT_WEIGHT + SPACECRAFT_INERT_WEIGHT;
printf("LIBERADO PESO INERTE DE LA PRIMERA ETAPA : %g [kg]\n", FIRST_STAGE_INERT_WEIGHT);
printf("Masa restante del cohete : %g [kg]\n", mm);
printf("Masa restante del cohete (porcentaje) : %g [%%]\n", mm/MC*100.0);
EV = EV_J2;
printf("ENCENDIDOS LOS 5 MOTORES J-2 DE LA SEGUNDA ETAPA\n\n");
mc = 0.0;
etapa = 2;
}
break;
case 2:
if (mc >= S_II_STAGE_EXPENDABLES) {
printf("AGOTADO COMBUSTIBLE DE LA SEGUNDA ETAPA : %g [kg]\n", S_II_STAGE_EXPENDABLES);
printf("APAGADOS LOS 5 MOTORES J-2 DE LA SEGUNDA ETAPA\n");
mm = mm - SECOND_STAGE_INERT_WEIGHT;
mi = THIRD_STAGE_INERT_WEIGHT + SPACECRAFT_INERT_WEIGHT;
printf("LIBERADO PESO INERTE DE LA SEGUNDA ETAPA : %g [kg]\n", SECOND_STAGE_INERT_WEIGHT);
printf("Masa restante del cohete : %g [kg]\n", mm);
printf("Masa restante del cohete (porcentaje) : %g [%%]\n", mm/MC*100.0);
printf("ENCENDIDO EL MOTOR J-2 DE LA TERCERA ETAPA\n\n");
mc = 0.0;
etapa = 3;
}
break;
case 3:
if (mc >= S_IVB_STAGE_EXPENDABLES) {
printf("AGOTADO COMBUSTIBLE DE LA TERCERA ETAPA : %g [kg]\n", S_IVB_STAGE_EXPENDABLES);
return 1;
printf("APAGADO EL MOTOR J-2 DE LA TERCERA ETAPA\n");
mm = mm - THIRD_STAGE_INERT_WEIGHT;
mi = SPACECRAFT_INERT_WEIGHT;
printf("LIBERADO PESO INERTE DE LA TERCERA ETAPA : %g [kg]\n", THIRD_STAGE_INERT_WEIGHT);
printf("Masa restante del cohete : %g [kg]\n", mm);
printf("Masa restante del cohete (porcentaje) : %g [%%]\n", mm/MC*100.0);
EV = EV_XX;
printf("ENCENDIDO EL MOTOR DE LA CUARTA ETAPA (ASTRONAVE)\n");
printf("¡¡¡USANDO COMBUSTIBLE NECESARIO PARA EL VIAJE DE RETORNO!!!\n\n");
mc = 0.0;
etapa = 4;
}
break;
case 4:
if (mc >= SPACECRAFT_EXPENDABLES) {
printf("AGOTADO COMBUSTIBLE DE LA CUARTA ETAPA (ASTRONAVE) : %g [kg]\n", SPACECRAFT_EXPENDABLES);
printf("APAGADO EL MOTOR DE LA CUARTA ETAPA (ASTRONAVE)\n\n");
etapa = 5;
}
} // switch
vvi = vvf;
rri = rrf;
} while ((vvf < vescape) && (etapa != 5));
if (vvf >= vescape) {
printf("ALCANZADA VELOCIDAD DE ESCAPE\n\n");
}
return 0;
}
Etapa : 3
Tiempo : 251.312 [s]
Velocidad de salida de los gases respecto al cohete : 4179.06 [m/s]
Masa de gas expulsada por segundo : 739.248 [kg/s]
Masa restante del cohete : 62983.9 [kg]
Masa restante del cohete (porcentaje) : 2.1415 [%]
Masa inerte del cohete en esta etapa: 33831 [kg]
Empuje del cohete : 3.08936e+06 [N] (2.98922 motores J-2)
Fuerza total sobre el cohete : 2.65958e+06 [N]
Aceleración sufrida por los astronautas : 49.05 [m/(s^2)]
Aceleración del cohete : 42.2263 [m/(s^2)]
Velocidad del cohete : 10141.9 [m/s]
Velocidad del cohete (km/h) : 36510.8 [km/h]
Velocidad de escape : 10202.3 [m/s]
Velocidad de escape (km/h) : 36728.4 [km/h]
Posición del cohete : 7.63707e+06 [m]
Altura del cohete sobre la superficie de la Tierra : 1.25807e+06 [m]
Altura del cohete sobre la superficie de la Tierra (km) : 1258.07 [km]
Distancia del cohete a la superficie de la Luna : 3.47024e+08 [m]
Distancia del cohete a la superficie de la Luna (km) : 347024 [km]
AGOTADO COMBUSTIBLE DE LA TERCERA ETAPA : 107571 [kg]
#define SPECIFIC_IMPULSE_F1 265.4
#define SPECIFIC_IMPULSE_J2 426.0
#define SPECIFIC_IMPULSE_SPACECRAFT 452.0 // inventado por el momento (no afecta al resultado obtenido)
#define EV_F1 (SPECIFIC_IMPULSE_F1*9.81)
#define EV_J2 (SPECIFIC_IMPULSE_J2*9.81)
#define EV_XX (SPECIFIC_IMPULSE_SPACECRAFT*9.81)
#define THRUST_F1 6.7725E6
#define THRUST_J2 1033.5E3
#define POUND2KG 0.45359
#define MC (6484070.0*POUND2KG) // masa del cohete Saturn V (misión Apollo 11)
#define S_IC_STAGE_EXPENDABLES (4739320.0*POUND2KG)
#define FIRST_STAGE_INERT_WEIGHT ((288750.0+11465.0)*POUND2KG)
#define S_II_STAGE_EXPENDABLES (980510.0*POUND2KG)
#define SECOND_STAGE_INERT_WEIGHT ((79920.0+8080.0)*POUND2KG)
#define S_IVB_STAGE_EXPENDABLES (237155.0*POUND2KG)
#define THIRD_STAGE_INERT_WEIGHT ((25000.0+4305.0)*POUND2KG)
#define SPACECRAFT_EXPENDABLES ((23680.0+40605.0)*POUND2KG)
#define SPACECRAFT_INERT_WEIGHT ((4045.0+9520.0+10555.0+12250.0+8910.0)*POUND2KG)
#define DT 0.001 // incremento de tiempo por iteración de cálculo 0.001 segundos
#define MT 5.97E24 // masa de la Tierra
#define RT 6.379E6 // radio de la Tierra
#define ML 7.35E22 // masa de la Luna
#define RL 1.739E6 // radio de la Luna
#define MS 1.99E30 // masa del Sol
#define RS 695700.0E3 // radio del Sol
#define DTL 356400.0E3 // distancia Tierra-Luna (entre los centros de masas)
#define DTS 146.0E9 // distancia Tierra-Sol (entre los centros de masas)
#define GG 6.67259E-11 // constante de gravitación universal
#include <math.h>
#include <stdio.h>
#include <stdlib.h>
int main(int argc, char **argv) {
double mm; // masa restante del cohete
double mg; // masa de gas expulsada en iteración
double mc; // masa de combustible consumido en la etapa
double mi; // masa inerte en la etapa
double ee; // empuje del cohete
double ff; // fuerza sobre el cohete
double aa; // aceleración del cohete
double vvi; // velocidad inicial del cohete
double vvf; // velocidad final del cohete
double rri; // posición inicial del cohete
double rrf; // posición final del cohete
double tt; // tiempo
double rr2; // posición donde se anulan las fuerzas
double vescape; // velocidad de escape
double EV; // "exhaust velocity" de los gases
int etapa;
rr2 = 2.448529223E8;
tt = 0.0;
mm = MC;
mc = 0.0;
vvi = 0.0;
rri = RT;
etapa = 1;
EV = EV_F1;
mi = FIRST_STAGE_INERT_WEIGHT + SECOND_STAGE_INERT_WEIGHT + THIRD_STAGE_INERT_WEIGHT + SPACECRAFT_INERT_WEIGHT;
do {
mg = (DT*mm*AA)/(EV+DT*AA);
mm = mm - mg;
mc = mc + mg;
ee = mg*EV/DT;
ff = ee + GG*(mm*ML)/pow(DTL-rri,2.0) + GG*(mm*MS)/pow(DTS-rri,2.0) - GG*(mm*MT)/pow(rri,2.0);
aa = ff/mm;
vvf = aa*DT + vvi;
rrf = aa*pow(DT,2.0)/2.0 + vvi*DT + rri;
vescape = sqrt(2) * sqrt(rrf * rr2 * (DTL * DTL * DTS * DTS - DTL * DTL * DTS * rr2 - DTL * DTL * DTS * rrf + DTL * DTL * rr2 * rrf - DTL * DTS * DTS * rr2 - DTL * DTS * DTS * rrf + DTL * DTS * rr2 * rr2 + 2 * DTL * DTS * rr2 * rrf + DTL * DTS * rrf * rrf - DTL * rr2 * rr2 * rrf - DTL * rr2 * rrf * rrf + DTS * DTS * rr2 * rrf - DTS * rr2 * rr2 * rrf - DTS * rr2 * rrf * rrf + rr2 * rr2 * rrf * rrf) * GG * (DTL * DTL * DTS * DTS * MT * rr2 - DTL * DTL * DTS * DTS * MT * rrf - DTL * DTL * DTS * MT * rr2 * rr2 + DTL * DTL * DTS * MT * rrf * rrf + DTL * DTL * MS * rr2 * rr2 * rrf - DTL * DTL * MS * rr2 * rrf * rrf + DTL * DTL * MT * rr2 * rr2 * rrf - DTL * DTL * MT * rr2 * rrf * rrf - DTL * DTS * DTS * MT * rr2 * rr2 + DTL * DTS * DTS * MT * rrf * rrf + DTL * DTS * MT * (double) pow((double) rr2, (double) 3) + DTL * DTS * MT * rr2 * rr2 * rrf - DTL * DTS * MT * rr2 * rrf * rrf - DTL * DTS * MT * (double) pow((double) rrf, (double) 3) - DTL * MS * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf + DTL * MS * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3) - DTL * MT * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf + DTL * MT * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3) + DTS * DTS * ML * rr2 * rr2 * rrf - DTS * DTS * ML * rr2 * rrf * rrf + DTS * DTS * MT * rr2 * rr2 * rrf - DTS * DTS * MT * rr2 * rrf * rrf - DTS * ML * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf + DTS * ML * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3) - DTS * MT * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf + DTS * MT * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3) + ML * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf * rrf - ML * rr2 * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3) + MS * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf * rrf - MS * rr2 * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3) + MT * (double) pow((double) rr2, (double) 3) * rrf * rrf - MT * rr2 * rr2 * (double) pow((double) rrf, (double) 3))) / rrf / rr2 / (DTL * DTL * DTS * DTS - DTL * DTL * DTS * rr2 - DTL * DTL * DTS * rrf + DTL * DTL * rr2 * rrf - DTL * DTS * DTS * rr2 - DTL * DTS * DTS * rrf + DTL * DTS * rr2 * rr2 + 2 * DTL * DTS * rr2 * rrf + DTL * DTS * rrf * rrf - DTL * rr2 * rr2 * rrf - DTL * rr2 * rrf * rrf + DTS * DTS * rr2 * rrf - DTS * rr2 * rr2 * rrf - DTS * rr2 * rrf * rrf + rr2 * rr2 * rrf * rrf);
tt = tt + DT;
printf("Etapa : %d\n", etapa);
printf("Tiempo : %g [s]\n", tt);
printf("Velocidad de salida de los gases respecto al cohete : %g [m/s]\n", EV);
printf("Masa de gas expulsada por segundo : %g [kg/s]\n", mg/DT);
printf("Masa restante del cohete : %g [kg]\n", mm);
printf("Masa restante del cohete (porcentaje) : %g [%%]\n", mm/MC*100.0);
printf("Masa inerte del cohete en esta etapa: %g [kg]\n", mi);
if (etapa == 1) {
printf("Empuje del cohete : %g [N] (%g motores F-1)\n", ee, ee/THRUST_F1);
} else if ((etapa == 2) || (etapa == 3)) {
printf("Empuje del cohete : %g [N] (%g motores J-2)\n", ee, ee/THRUST_J2);
} else {
printf("Empuje del cohete : %g [N]\n", ee);
}
printf("Fuerza total sobre el cohete : %g [N]\n", ff);
printf("Aceleración sufrida por los astronautas : %g [m/(s^2)]\n", AA);
printf("Aceleración del cohete : %g [m/(s^2)]\n", aa);
printf("Velocidad del cohete : %g [m/s]\n", vvf);
printf("Velocidad del cohete (km/h) : %g [km/h]\n", vvf/1000.0*3600.0);
printf("Velocidad de escape : %g [m/s]\n", vescape);
printf("Velocidad de escape (km/h) : %g [km/h]\n", vescape/1000.0*3600.0);
printf("Posición del cohete : %g [m]\n", rrf);
printf("Altura del cohete sobre la superficie de la Tierra : %g [m]\n", rrf-RT);
printf("Altura del cohete sobre la superficie de la Tierra (km) : %g [km]\n", (rrf-RT)/1000.0);
printf("Distancia del cohete a la superficie de la Luna : %g [m]\n", DTL-rrf-RL);
printf("Distancia del cohete a la superficie de la Luna (km) : %g [km]\n\n", (DTL-rrf-RL)/1000.0);
switch (etapa) {
case 1:
if (mc >= S_IC_STAGE_EXPENDABLES) {
printf("AGOTADO COMBUSTIBLE DE LA PRIMERA ETAPA : %g [kg]\n", S_IC_STAGE_EXPENDABLES);
printf("APAGADOS LOS 5 MOTORES F-1 DE LA PRIMERA ETAPA\n");
mm = mm - FIRST_STAGE_INERT_WEIGHT;
mi = SECOND_STAGE_INERT_WEIGHT + THIRD_STAGE_INERT_WEIGHT + SPACECRAFT_INERT_WEIGHT;
printf("LIBERADO PESO INERTE DE LA PRIMERA ETAPA : %g [kg]\n", FIRST_STAGE_INERT_WEIGHT);
printf("Masa restante del cohete : %g [kg]\n", mm);
printf("Masa restante del cohete (porcentaje) : %g [%%]\n", mm/MC*100.0);
EV = EV_J2;
printf("ENCENDIDOS LOS 5 MOTORES J-2 DE LA SEGUNDA ETAPA\n\n");
mc = 0.0;
etapa = 2;
}
break;
case 2:
if (mc >= S_II_STAGE_EXPENDABLES) {
printf("AGOTADO COMBUSTIBLE DE LA SEGUNDA ETAPA : %g [kg]\n", S_II_STAGE_EXPENDABLES);
printf("APAGADOS LOS 5 MOTORES J-2 DE LA SEGUNDA ETAPA\n");
mm = mm - SECOND_STAGE_INERT_WEIGHT;
mi = THIRD_STAGE_INERT_WEIGHT + SPACECRAFT_INERT_WEIGHT;
printf("LIBERADO PESO INERTE DE LA SEGUNDA ETAPA : %g [kg]\n", SECOND_STAGE_INERT_WEIGHT);
printf("Masa restante del cohete : %g [kg]\n", mm);
printf("Masa restante del cohete (porcentaje) : %g [%%]\n", mm/MC*100.0);
printf("ENCENDIDO EL MOTOR J-2 DE LA TERCERA ETAPA\n\n");
mc = 0.0;
etapa = 3;
}
break;
case 3:
if (mc >= S_IVB_STAGE_EXPENDABLES) {
printf("AGOTADO COMBUSTIBLE DE LA TERCERA ETAPA : %g [kg]\n", S_IVB_STAGE_EXPENDABLES);
return 1;
printf("APAGADO EL MOTOR J-2 DE LA TERCERA ETAPA\n");
mm = mm - THIRD_STAGE_INERT_WEIGHT;
mi = SPACECRAFT_INERT_WEIGHT;
printf("LIBERADO PESO INERTE DE LA TERCERA ETAPA : %g [kg]\n", THIRD_STAGE_INERT_WEIGHT);
printf("Masa restante del cohete : %g [kg]\n", mm);
printf("Masa restante del cohete (porcentaje) : %g [%%]\n", mm/MC*100.0);
EV = EV_XX;
printf("ENCENDIDO EL MOTOR DE LA CUARTA ETAPA (ASTRONAVE)\n");
printf("¡¡¡USANDO COMBUSTIBLE NECESARIO PARA EL VIAJE DE RETORNO!!!\n\n");
mc = 0.0;
etapa = 4;
}
break;
case 4:
if (mc >= SPACECRAFT_EXPENDABLES) {
printf("AGOTADO COMBUSTIBLE DE LA CUARTA ETAPA (ASTRONAVE) : %g [kg]\n", SPACECRAFT_EXPENDABLES);
printf("APAGADO EL MOTOR DE LA CUARTA ETAPA (ASTRONAVE)\n\n");
etapa = 5;
}
} // switch
vvi = vvf;
rri = rrf;
} while ((vvf < vescape) && (etapa != 5));
if (vvf >= vescape) {
printf("ALCANZADA VELOCIDAD DE ESCAPE\n\n");
}
return 0;
}
Etapa : 3
Tiempo : 251.312 [s]
Velocidad de salida de los gases respecto al cohete : 4179.06 [m/s]
Masa de gas expulsada por segundo : 739.248 [kg/s]
Masa restante del cohete : 62983.9 [kg]
Masa restante del cohete (porcentaje) : 2.1415 [%]
Masa inerte del cohete en esta etapa: 33831 [kg]
Empuje del cohete : 3.08936e+06 [N] (2.98922 motores J-2)
Fuerza total sobre el cohete : 2.65958e+06 [N]
Aceleración sufrida por los astronautas : 49.05 [m/(s^2)]
Aceleración del cohete : 42.2263 [m/(s^2)]
Velocidad del cohete : 10141.9 [m/s]
Velocidad del cohete (km/h) : 36510.8 [km/h]
Velocidad de escape : 10202.3 [m/s]
Velocidad de escape (km/h) : 36728.4 [km/h]
Posición del cohete : 7.63707e+06 [m]
Altura del cohete sobre la superficie de la Tierra : 1.25807e+06 [m]
Altura del cohete sobre la superficie de la Tierra (km) : 1258.07 [km]
Distancia del cohete a la superficie de la Luna : 3.47024e+08 [m]
Distancia del cohete a la superficie de la Luna (km) : 347024 [km]
AGOTADO COMBUSTIBLE DE LA TERCERA ETAPA : 107571 [kg]
Saturday, July 01, 2017
VELOCIDAD DE ESCAPE TIERRA-LUNA MAL
LA EXPRESIÓN DE LA VELOCIDAD DE ESCAPE TIERRA-LUNA ESTÁ MAL EN TODO LO ANTERIOR.
TAMPOCO SE PUEDE DESPRECIAR EL EFECTO DEL SOL.
UN CASO MÁS FAVORABLE: PUNTO DE LANZAMIENTO, LUNA Y SOL ALINEADOS EN ESE ORDEN.
La velocidad de escape Tierra-Luna-Sol creo que puede ser:
sqrt(2)*sqrt(rrf*rr2*(DTL^2*DTS^2-DTL^2*DTS*rr2-DTL^2*DTS*rrf+DTL^2*rr2*rrf-DTL*DTS^2*rr2-DTL*DTS^2*rrf+DTL*DTS*rr2^2+2*DTL*DTS*rr2*rrf+DTL*DTS*rrf^2-DTL*rr2^2*rrf-DTL*rr2*rrf^2+DTS^2*rr2*rrf-DTS*rr2^2*rrf-DTS*rr2*rrf^2+rr2^2*rrf^2)*GG*(DTL^2*DTS^2*MT*rr2-DTL^2*DTS^2*MT*rrf-DTL^2*DTS*MT*rr2^2+DTL^2*DTS*MT*rrf^2+DTL^2*MS*rr2^2*rrf-DTL^2*MS*rr2*rrf^2+DTL^2*MT*rr2^2*rrf-DTL^2*MT*rr2*rrf^2-DTL*DTS^2*MT*rr2^2+DTL*DTS^2*MT*rrf^2+DTL*DTS*MT*rr2^3+DTL*DTS*MT*rr2^2*rrf-DTL*DTS*MT*rr2*rrf^2-DTL*DTS*MT*rrf^3-DTL*MS*rr2^3*rrf+DTL*MS*rr2*rrf^3-DTL*MT*rr2^3*rrf+DTL*MT*rr2*rrf^3+DTS^2*ML*rr2^2*rrf-DTS^2*ML*rr2*rrf^2+DTS^2*MT*rr2^2*rrf-DTS^2*MT*rr2*rrf^2-DTS*ML*rr2^3*rrf+DTS*ML*rr2*rrf^3-DTS*MT*rr2^3*rrf+DTS*MT*rr2*rrf^3+ML*rr2^3*rrf^2-ML*rr2^2*rrf^3+MS*rr2^3*rrf^2-MS*rr2^2*rrf^3+MT*rr2^3*rrf^2-MT*rr2^2*rrf^3))/(rrf*rr2*(DTL^2*DTS^2-DTL^2*DTS*rr2-DTL^2*DTS*rrf+DTL^2*rr2*rrf-DTL*DTS^2*rr2-DTL*DTS^2*rrf+DTL*DTS*rr2^2+2*DTL*DTS*rr2*rrf+DTL*DTS*rrf^2-DTL*rr2^2*rrf-DTL*rr2*rrf^2+DTS^2*rr2*rrf-DTS*rr2^2*rrf-DTS*rr2*rrf^2+rr2^2*rrf^2))
siendo rr2 el punto donde se anula el campo gravitatorio Tierra-Luna-Sol entre la Tierra y la Luna:
rr2 = 2.448529223E8 (aprox.)
TAMPOCO SE PUEDE DESPRECIAR EL EFECTO DEL SOL.
UN CASO MÁS FAVORABLE: PUNTO DE LANZAMIENTO, LUNA Y SOL ALINEADOS EN ESE ORDEN.
La velocidad de escape Tierra-Luna-Sol creo que puede ser:
sqrt(2)*sqrt(rrf*rr2*(DTL^2*DTS^2-DTL^2*DTS*rr2-DTL^2*DTS*rrf+DTL^2*rr2*rrf-DTL*DTS^2*rr2-DTL*DTS^2*rrf+DTL*DTS*rr2^2+2*DTL*DTS*rr2*rrf+DTL*DTS*rrf^2-DTL*rr2^2*rrf-DTL*rr2*rrf^2+DTS^2*rr2*rrf-DTS*rr2^2*rrf-DTS*rr2*rrf^2+rr2^2*rrf^2)*GG*(DTL^2*DTS^2*MT*rr2-DTL^2*DTS^2*MT*rrf-DTL^2*DTS*MT*rr2^2+DTL^2*DTS*MT*rrf^2+DTL^2*MS*rr2^2*rrf-DTL^2*MS*rr2*rrf^2+DTL^2*MT*rr2^2*rrf-DTL^2*MT*rr2*rrf^2-DTL*DTS^2*MT*rr2^2+DTL*DTS^2*MT*rrf^2+DTL*DTS*MT*rr2^3+DTL*DTS*MT*rr2^2*rrf-DTL*DTS*MT*rr2*rrf^2-DTL*DTS*MT*rrf^3-DTL*MS*rr2^3*rrf+DTL*MS*rr2*rrf^3-DTL*MT*rr2^3*rrf+DTL*MT*rr2*rrf^3+DTS^2*ML*rr2^2*rrf-DTS^2*ML*rr2*rrf^2+DTS^2*MT*rr2^2*rrf-DTS^2*MT*rr2*rrf^2-DTS*ML*rr2^3*rrf+DTS*ML*rr2*rrf^3-DTS*MT*rr2^3*rrf+DTS*MT*rr2*rrf^3+ML*rr2^3*rrf^2-ML*rr2^2*rrf^3+MS*rr2^3*rrf^2-MS*rr2^2*rrf^3+MT*rr2^3*rrf^2-MT*rr2^2*rrf^3))/(rrf*rr2*(DTL^2*DTS^2-DTL^2*DTS*rr2-DTL^2*DTS*rrf+DTL^2*rr2*rrf-DTL*DTS^2*rr2-DTL*DTS^2*rrf+DTL*DTS*rr2^2+2*DTL*DTS*rr2*rrf+DTL*DTS*rrf^2-DTL*rr2^2*rrf-DTL*rr2*rrf^2+DTS^2*rr2*rrf-DTS*rr2^2*rrf-DTS*rr2*rrf^2+rr2^2*rrf^2))
siendo rr2 el punto donde se anula el campo gravitatorio Tierra-Luna-Sol entre la Tierra y la Luna:
rr2 = 2.448529223E8 (aprox.)
Sunday, November 08, 2015
Contra los choques de drones, matemáticas
* Un estudiante ha creado un algoritmo que permite a los drones volar entre los árboles a casi 50 kilómetros por hora sin chocar con ellos
* Wal-Mart sigue la estela de Amazon y repartirá productos con drones
REUTERS LIVE | 5 NOV 2015 - 19:51 CET
Un nuevo algoritmo permite que un dron detecte obstáculos en tiempo real y sin necesidad de ninguna tecnología remota incluso si vuela a velocidades cercanas a los 50 kilómetros por hora. El sistema es fruto del trabajo de tesis de Andrew Barry, un estudiante del Laboratorio de Inteligencia Artificial en el Instituto Tecnológico de Massachusetts (MIT).
Hasta la fecha, los algoritmos de este tipo ocupaban mucho tiempo de computación y no permitían, en la práctica, que los drones superasen los ocho kilómetros por hora sin un hardware de procesamiento de datos especializado.
La clave del nuevo algoritmo está en que el dron se centra en la distancia de 10 metros, la suficiente para permitir que navegue con seguridad y a tiempo de corregir su trayectoria. El dron sobre el que se ha probado el aparato pesa algo menos de medio kilo, tiene una envergadura de 86 centímetros y tiene un coste de unos 1.700 dólares.
http://tecnologia.elpais.com/tecnologia/2015/11/05/actualidad/1446721382_935345.html
* Wal-Mart sigue la estela de Amazon y repartirá productos con drones
REUTERS LIVE | 5 NOV 2015 - 19:51 CET
Un nuevo algoritmo permite que un dron detecte obstáculos en tiempo real y sin necesidad de ninguna tecnología remota incluso si vuela a velocidades cercanas a los 50 kilómetros por hora. El sistema es fruto del trabajo de tesis de Andrew Barry, un estudiante del Laboratorio de Inteligencia Artificial en el Instituto Tecnológico de Massachusetts (MIT).
Hasta la fecha, los algoritmos de este tipo ocupaban mucho tiempo de computación y no permitían, en la práctica, que los drones superasen los ocho kilómetros por hora sin un hardware de procesamiento de datos especializado.
La clave del nuevo algoritmo está en que el dron se centra en la distancia de 10 metros, la suficiente para permitir que navegue con seguridad y a tiempo de corregir su trayectoria. El dron sobre el que se ha probado el aparato pesa algo menos de medio kilo, tiene una envergadura de 86 centímetros y tiene un coste de unos 1.700 dólares.
http://tecnologia.elpais.com/tecnologia/2015/11/05/actualidad/1446721382_935345.html
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