Sida 33 ¹ i Shuttle Crew Operations Manual, ett officiellt NASA-astronaututbildningsdokument, bekräftar att

Deorbit brinner vanligtvis minskar fordonets omloppshastighet var som helst från 200 till 550 fps, beroende på omloppshöjd.

Deorbitförbränningen var inte avsedd att minska Orbiterns hastighet till ett litet värde utan snarare att ändra dess omloppsbana parametrar, så att dess bana skär den förnuftiga atmosfären. Specifikt sänkte det orbitalt perigee signifikant. Det här exemplet från den gamla NASA Quest-sidan säger att på STS-82 ändrade deorbitförbränningen banan från 333x312 nautiska mil till 333x28.

Aerodynamisk dragning utförde sedan majoriteten av hastighetsminskningen. Detta drag, genom att omvandla Orbiterns kinetiska energi till värme, ledde till de höga temperaturer som upplevdes vid inträde.

¹ Sida 33 i pdf, inte den interna dokumentets sidnummerering .

Redigera: eftersom din fråga verkligen kan koka ner till "hur kan en liten brännskada förändra perigee så mycket?", här är en praktisk dandy-guide till brännskador och deras effekt.

Om du bara letar efter ett intuitivt handtag på det, prova det här:

I cirkulär LEO är din omloppstid cirka 90 minuter.

Om du tillämpar en hastighetsförändring på 90 m / s, vänta sedan en halv omloppsbana - 45 minuter - du kan förvänta dig att vara ur position med 90 m / s * 45 min * 60 s / min = 243 000 m, eller 243 km.

Den snedvridande effekten av jordens tyngdkraft innebär att positionskompensationen naturligtvis inte är i den riktning du förväntar dig, men det förklarar storleken.

Jag tror att något visuellt kan vara till hjälp

Detta är lite mer att skala än de flesta folks bilder, men skytteln kretsar bara vid 200 miles, medan jorden är nästan 8000 miles över, så banan är mer som en tjock hud på en orange .. vi flyger väldigt nära den.

På bilden den röda prick är skeppet, den tjocka linjen är jord, tunna linjer visar expansionen av banbanan, och pilen är riktningen för dess brännskada, om den inte skulle fortsätta att bränna skulle den vara i en suborbital bana och träffa marken , faktiskt även om den gjorde banan mycket stor (att gå över 7500 av jordens mil, skulle den fortfarande träffa marken på andra sidan jorden), det är bara de sista 200 mil som faktiskt kommer att föra den över jordytan på den andra sidan.

Så när den väl är i omlopp är det bara att minska sin omloppscirkel tills den är tillräckligt långt in i atmosfären på andra sidan för att kunna landa (eftersom atmosfären saktar ner det ytterligare ). I deorbitbrännan bränner den motsatt riktning, vilket sänker sin bana med tillräckligt för att träffa atmosfären i rätt vinkel (den röda banan på den andra bilden), detta skulle aldrig vara mer än banans höjd (200 miles) i det här fallet) vilket är mycket mindre än de 8000 mil jorden det var tvungen att lyfta sig över först.

Jag är säker på att det finns mycket matte för att förklara detta, men jag tror att det praktiska svaret är helt enkelt en av att kunna bli gravid.

Efter bränningen går banan i en elliptisk bana. För att göra matematiken för en sådan omlopp kan vi använda vis viva ekvationen som relaterar den halvsta axeln till omloppshastigheten:

$ $ v ^ 2 = GM (\ frac {2} {r} - \ frac {1} {a}) $$

Där G = gravitationskonstant, $ M $ = jordmassa, $ r $ är det ögonblickliga avståndet och $ a $ är halvhuvudaxeln.

Vi kan använda detta för att beräkna förändringen i $ a $ när vi ändrar hastigheten: eftersom $ r $ är väsentligen konstant under en ögonblicklig bränning och $ a = r $ i det ögonblick som bränningen är klar, så $ v ^ 2 = \ frac {GM} {r} $, vi får

$$ 2v \; dv = \ frac {GM} {a ^ 2} da \\\ Delta a = \ frac {2v a ^ 2} {GM} \ Delta v = \ frac {2vr} {v ^ 2} \ Delta v = \ frac {2r \ Delta v} {v} $$

Med andra ord, för varje% hastighetsförändring får du en 2% förändring i halvhuvudaxeln. Och eftersom din apogee är oförändrad måste den ändringen tillämpas helt på perigee. Detta innebär i sin tur att avståndet till jordens centrum kommer att förändras med 4% för varje 1% hastighetsförändring .

Ansluta siffror som du använde i din fråga (7 km / s för omlopp, 90 m / s retardation, 7000 km halvaxel) får vi en höjdförändring

$$ \ Delta h = 4 \ frac {\ Delta v} {v} r = \ frac {4 \ cdot 90 \ cdot 7000} {7000} \ rm {km} = 360 \; \ rm {km} $$

Eftersom skyttelbanan varierar från 300 till 500 km beroende på uppdrag, det är verkligen en bra bråkdel av höjden. Enligt denna NASA-länk upplever pendeln kraften i atmosfäriskt drag i en höjd av cirka 129 km (80 miles) - så för det mesta av banans räckvidd är det verkligen tillräckligt att släppa 360 km.

Den retrograda förbränningen tar bort energi från banan. Banornas energi förblir konstant när den inte brinner och kan beskrivas av: $$ \ frac {E} {m} = \ frac12 {V ^ 2} - \ frac {GM} {r} $$

Vinkelmomentet förblir också konstant: $$ \ frac {L} {m} \ approx rV $$ (Detta är bara ungefärligt eftersom det ignorerar hastigheten mot eller bort från banans fokus, men vid aphelion och perihel är det exakt och det är de enda platserna vi ska använda den.)

Från en cirkelradie $ R_0 $ har vi:

$$ R_0 = \ frac {GM} {{V_0} ^ 2} $$

$$ \ frac {E_0} {m} = \ frac12 {V_0 ^ 2} -V_0 ^ 2 = - \ frac12 {V_0 ^ 2} $$

Så nu ska vi tillämpa en $ 90/7 \, 000 = 1,3 \% = \ epsilon $ minskning av hastighet:

$$ V_1 = (1- \ epsilon) V_0 $$$ $ \ frac {L_1} {m} = R_0 V_1 = (1- \ epsilon) R_0 V_0 $$$$ \ frac {E_1} {m} = \ frac12 V_1 ^ 2- \ frac {GM} {R_0} = \ frac12 V_1 ^ 2-V_0 ^ 2 = \ vänster (\ frac {(1- \ epsilon) ^ 2} 2-1 \ höger) V_0 ^ 2 $$ Nu kommer vinkelmomentet och energin vara konstant igenom från aphelion till perihelion .

$$ r \, V = (1- \ epsilon) R_0 V_0 $$

$$ \ frac12 {V ^ 2} - \ frac {GM} {r} = \ left (\ frac {(1- \ epsilon) ^ 2} 2-1 \ höger) V_0 ^ 2 $$

$$ \ frac12 {V ^ 2} -V \ frac {V_0} {(1- \ epsilon)} = \ vänster (\ frac {(1- \ epsilon) ^ 2} 2-1 \ right) V_0 ^ 2 $$

Detta är nu en kvadratisk ekvation med två lösningar för hastighet. Dessa motsvarar aphelion och perihelion:

$$ V = \ begin {matrix} V_1 \\ \ left (\ frac {2} {(1- \ epsilon) ^ 2} -1 \ right) V_1 \ end {matrix} $$

Vilket betyder att radien vid perihelion skulle vara:

$$ R = \ left (\ frac {2} {2 \ epsilon- \ epsilon ^ 2 + 1} -1 \ höger) R_0 $$

Gör en Taylor-expansion på $ \ epsilon = 0 $ ger:

$$ R = (1-4 \ epsilon + ...) R_0 $$

Detta motsvarar Flouriss svar.

Tack till TildalWave för att du gjorde forskningen för det här sista avsnittet: För $ \ epsilon = 1.3 \% $ motsvarar detta en $ 5 \% $ minskning av omloppsradien. Så för en initial banahöjd på $ 400 \ km $ motsvarar detta en omloppsradie på $ 6 \, 760 \ km $ vilket motsvarar en droppe på $ 338 \ km $. Detta kommer att sätta perihelionen till $ 62 \ km $, vilket ligger långt under där atmosfäriskt drag kommer att förorena allt.

Formeln för hastighet till omloppsradie är:

$$ v_c = \ sqrt {\ frac {GM} {r}} $$

Eller, omorganisera detta, vi få: $$ {v_c} ^ 2r = C $$

för en konstant konstant C. Om din skyttels hastighet minskar med 90/7000 m / s = 1,3% ungefär måste den orbitala radien behöva öka med cirka 2,6% ($ = 1.013 ^ 2 - 1 $). Om den aktuella omloppsradien är 4000 miles betyder det att skytteln nu är 2,6% x 4000 = ungefär 100 miles lägre än där den behöver vara för att upprätthålla cirkulär bana.

Nu , Jag inser att jag inte har förklarat exakt vad som kommer att hända med pendeln nästa, men du kan se att det är ungefär rätt storleksordning för hastighetsförändring för att få ner den i atmosfären.

Vad du beskriver är deorbitförbränningen. Det korta svaret är att hastighetsförändring gör att skytteln kan sakta nog för att fungera som en segelflygplan (sätt förenklad). Under nedstigningen bromsar Shuttle genom att justera dess vinkel för att ytterligare bromsa. The Shuttle använde också en ränna.

http://www.nasa.gov/mission_pages/shuttle/launch/landing101.html

NASA har mycket information om ämnet. Googla det gärna.