Может ли кто-то помочь с расчетом?

Kassinni> Может ли кто-нибудь помочь с расчетом максимальной полезной нагрузки и высоты возможной орбиты - в общих чертах, без деталей:
Kassinni> Имеем:
Kassinni> 1-я ступень - 4x230кН @91 кг/с, масса топлива 53000 кг, паразитная масса 10% время работы:145с
Kassinni> 2-я ступень - 1x230кН @91 кг/с, масса топлива 16200 кг, паразитная масса 10% время работы: 178с
Kassinni> 3-я ступень - 1x60кН @22 кг/с, масса топлива 4800 кг, паразитная масса 10% время работы:218с
Надо знать разницу между пустотной удельной тягой и на уровне моря. Как минимум. 257 с удельной тяги - величина, характерная либо для пустотной у движка на вонючке или смесевом РДТТ, или для земной кислородного ЖРД.
А так - Launchmodel в зубы и вперёд.
Берётся вот отсюда.

Dequade> Имеется планета (см. картинку), вокруг которой обращаются два искусственных спутника по разным орбитам.

По умолчанию, Вы имеете ввиду, что в начальный период обе орбиты лежат в одной плоскости?
По рисунку — орбиты круговые?
Временем работы двигателей пренебрегаем и рассматриваемый импульсный переход или двигатель может работать в период перелёта непрерывно?
Минимизируем время маневра или расход характеристической скорости?

Dequade> Каким образом можно вычислить угол α для позиции, из которой нужно придать импульс спутнику А? Или может есть какой-то иной метод парковки?

Таки импульсный перелёт.
Полагаете импульс будет один или таки их будет два?
Переход с нижней круговой на эллиптическую орбиту- первый импульс, а затем в апогее, где эллиптическая орбита коснется верхней круговой - второй импульс.
Что забавно, Вам даже первую космическую скорость для орбит считать не надо.
Вам достаточно вспомнить закон Кеплера (не про бутерброд с маслом), а про то, что секториальная скорость спутника постоянна, относительно ц.м. планеты.
То , что планета вращается вокруг спутника Вам конечно помнить не надо.
Где то были формулы, рассчитывающие период обращения для эллиптической орбиты, исходя из первой космической скорости на первой и на второй высоте.

Памятливый45> Где то были формулы, рассчитывающие период обращения для эллиптической орбиты, исходя из первой космической скорости на первой и на второй высоте.
Если орбиты отличаются мало, то можно воспользоваться правилом, что импульс, данный на разгон, уменьшает среднюю скорость на ту же величину.

Памятливый45> По умолчанию, Вы имеете ввиду, что в начальный период обе орбиты лежат в одной плоскости?
Относительное наклонение орбит равно нулю.

Памятливый45> По рисунку — орбиты круговые?
Верхняя орбита круговая, нижняя - очень близка к круговой с небольшим эксцентриситетом.

Памятливый45> Таки импульсный перелёт.
Памятливый45> Полагаете импульс будет один или таки их будет два?
В принципе, классический гомановский переход в два импульса.

Памятливый45> Вам достаточно вспомнить закон Кеплера (не про бутерброд с маслом), а про то, что секториальная скорость спутника постоянна, относительно ц.м. планеты.
Памятливый45> То , что планета вращается вокруг спутника Вам конечно помнить не надо.
Памятливый45> Где то были формулы, рассчитывающие период обращения для эллиптической орбиты, исходя из первой космической скорости на первой и на второй высоте.
Я помню только, что есть некое следствие из третьего закона Кеплера, посредством которого высчитывается угол, называемый по-английски, если не ошибаюсь, "Phase angle", используемый в расчётах стыковок или что-то в этом духе. В общем, знания весьма поверхностны, а хотелось бы прояснить сам математический аппарат таковых расчётов.

Памятливый45>> Где то были формулы, рассчитывающие период обращения для эллиптической орбиты, исходя из первой космической скорости на первой и на второй высоте.
Б.г.> Если орбиты отличаются мало, то можно воспользоваться правилом, что импульс, данный на разгон, уменьшает среднюю скорость на ту же величину.

В задаче импульс вообще не интересует.
Конечно если орбиты в одной плоскости, то перелёт Гомона.
Тогда если орбиты примерно равны, то и первый и второй импульсы примерно равны по модулю.
Но задачка то проще.
Время оборота спутника, летящего по эллиптической траектории, равно времени оборота спутника летящего по круговой орбите и касающейся эллиптическую орбиту в апогее.
Поэтому в задаче участника Dequade угол "Альфа" между двумя спутниками и центром планеты для запуска должен равняться при начале подъёма тому углу, на который он желает развести спутники на более высокой круговой орбите.

Памятливый45> Время оборота спутника, летящего по эллиптической траектории, равно времени оборота спутника летящего по круговой орбите и касающейся эллиптическую орбиту в апогее.

Это с чего бы? У эллиптической большая полуось меньше на величину разницы между перигеем и апогеем, и периоды тоже разные.

Памятливый45> Поэтому в задаче участника Dequade угол "Альфа" между двумя спутниками и центром планеты для запуска должен равняться при начале подъёма тому углу, на который он желает развести спутники на более высокой круговой орбите.

нет, нифига. Полувитковый перелёт по эллиптической орбите займёт меньше времени, чем пол-оборота по круговой, касающейся её в апогее эллипса. Другое дело, что в апогее скорость будет меньше, и это надо компенсировать.

Dequade> Каким образом можно вычислить угол α для позиции, из которой нужно придать импульс спутнику А? Или может есть какой-то иной метод парковки?

Вычисляется время полувитка с нижней орбиты до верхней. Вычисляется какое угловое расстояние за это время успеют пролететь нижний и верхний спутник. Разница этих угловых расстояний и будет искомым углом альфа.
Это для случая прямого попадания нижнего спутника в верхний. Если нужно не прямое попадание а запарковаться на какомто угловом расстоянии то оно добавляется к углу альфа.