Ну, как 25 тонн в 2 ступени нам показала РККЭ. ГК-6 из Ангариного конкурса.
Характеристики тут - https://3dnews.ru/919878
Но 900 тонн стартовой мне лично не нравятся. МюПГ 2,7 и стартовая тяговооруженность 1,3 - не айс.
Накидал тут в 2,5 ступени.
1 ступень (2 ББ) - РЗТ 400, Мкон 25
2 ступень (ЦБ) - РЗТ 300, Мкон 21,4
3 ступень - РЗТ 80, Мкон 6,7 (УИ 348 - связка РД-120 + РД-8)
Стартовая получилась 866 (ГО принял 3, сбрасывается вместе с ББ, Мпг 30 тонн). МюПГ = 3,5.
Без дросселирования набирается 9500 хс, если по Ангариному (после сброса ББ в ЦБ 50% заправки) - 9600
Вроде реализуемо.
Дмитрий Саныч где-то обещал в стартовую 770 уложиться, но ИМХО это уже совсем на надувных баках лететь надо.
Посчитал с другой циклограммой.
ЦБ работает первые 30 секунд на 100% тяги, потом до отделения ББ на 40%.
ГО сбрасывается после 30 секунд полета 3 ступени (типа в РП-2 попадание обеспечить).
Все равно 9600 хс набирается - дросселирование дает большую выгоду
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 12:00:34Посчитал с другой циклограммой.
ЦБ работает первые 30 секунд на 100% тяги, потом до отделения ББ на 40%.
ГО сбрасывается после 30 секунд полета 3 ступени (типа в РП-2 попадание обеспечить).
Все равно 9600 хс набирается - дросселирование дает большую выгоду
Я считал без дроссеклирования и ограничений.
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 12:05:04Цитата: ZOOR от 19.10.2020 12:00:34Посчитал с другой циклограммой.
ЦБ работает первые 30 секунд на 100% тяги, потом до отделения ББ на 40%.
ГО сбрасывается после 30 секунд полета 3 ступени (типа в РП-2 попадание обеспечить).
Все равно 9600 хс набирается - дросселирование дает большую выгоду
Я считал без дроссеклирования и ограничений.
Без дросселирования и сбросе ГО вместе с ЦБ (а его придется на 120+ км тащить) получается 9400 хс.
Маловато ИМХО.
Но тут уже надо хотя-бы спредшитом считать.
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 10:37:54Без дросселирования набирается 9500 хс, если по Ангариному (после сброса ББ в ЦБ 50% заправки) - 9600
Без ограничений потребная ХС получается в районе 9100 м/с (вечером из дома уточню).
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 10:37:543 ступень - РЗТ 80, Мкон 6,7 (УИ 348 - связка РД-120 + РД-8)
Очень уж большая!
У Протона вся третья ступень 50,75 т, а РЗТ порядка 46 т. А тут с учетом того, что у керосина больше УИ, должно быть где-то 60-65 т Мст при 6-6,5 т Мкон.
Тогда и двигатель можно РД0124МС.
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 10:37:541 ступень (2 ББ) - РЗТ 400, Мкон 25
2 ступень (ЦБ) - РЗТ 300, Мкон 21,4
Урежте осетра! :o :)
Соотношение Мкон/Мст 0,059 и 0,066 - это надувные Центавры чтоли?
В реальности хорошо если 0,075 будет, скорее 0,08, этож на РД-180...
Вот как-то так:
3хРД-180.png
Цитата: Bell от 19.10.2020 12:29:22Очень уж большая!
Цитата: Bell от 19.10.2020 12:34:35Урежте осетра! (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/shocked.png) (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
По заявкам. Без дросселирования. ГО отделяется вместе с ЦБ.
1 ступень РЗТ 420 Мкон 30
2 ступень РЗТ 300 Мкон 25
3 ступень РЗТ 50 Мкон 5 (максимальный РЗТ при условии времени работы 300 с)
9244 ХС. Мало.
С дросселированием 9373. Может быть и выводит.
По поводу ХС.
Если так же считать Протон, то с учетом невырабатываемых и гарантийных запасов топлива 1,3% на каждой ступени суммарная ХС получается 9145 м/с. Круговая скорость на высоте 200 км - 7800 м/с, прибавка от вращения Земли на наклонение 52 градуса - 285 м/с, итого потребная ХС 7515 м/с.
Отключение маршевого двигателя 3-й ступени - 576 сек от КП по официальной циклограмме. Что практически равно выше приведенному расчету.
ЗЫ. Добавил проверочный расчет по Протону
Надо бы топик переименовать в "ТриСоюз-6 от ZOOR'а" ;D
Цитата: Bell от 19.10.2020 13:45:01Надо бы топик переименовать в "ТриСоюз-6 от ZOOR'а" ;D
Не надо. Мопед не мой (ц). Делите его с Санычем. Мне просто захотелось посмотреть реализуемость проекта.
По физике вроде выходит. Во всяком случае глядя на Маска. Дальше надо считать конкретно с учетом всяческих ограничений.
А так идея мне не очень нравится. Всё из-за того же "бриллианта".
Причем я конечно признаю, что 3 х 180 меньше чем 5 х 191, но все равно стартовую надо больше со всем вытекающим, и разунификация.
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 14:55:25но все равно стартовую надо больше со всем вытекающим, и разунификация.
Для 30 т конечно стартовую надо больше, чем для 25 :)
(хотя на трех блоках оптимального размера можно и на 5хРД-191 получить под 30 т)
А кому нужна унификация? Я что-то, кроме самого изготовителя, никого не могу вспомнить...
Цитата: Bell от 19.10.2020 13:42:32ЗЫ. Добавил проверочный расчет по Протону
Проверочный расчет по А-5 показывает 9160 хс при Мпг = 23 тонны :) С учетом запуска с Плеса вот и получим 22,4.
Мне как-то говорил профессиональный баллистик (еврей уехавший в Америку), что при проектировании надо закладывать запас, где-то до 9400.
Запас всегда съесть можно. А вот недостающую ХС потом достать неоткуда.
Цитата: Bell от 19.10.2020 15:08:51А кому нужна унификация? Я что-то, кроме самого изготовителя, никого не могу вспомнить...
Вот изготовителю и нужна. Разработчику конечно выгодней каждый раз оптимальный размерчик рисовать.
А баланс между ними должен находить заказчик ИМХО. Что ему выгодно.
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 15:58:48Проверочный расчет по А-5 показывает 9160 хс при Мпг = 23 тонны (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png) С учетом запуска с Плеса вот и получим 22,4.
9160 - очень мало.
Ангара ползет до опорной орбиты целых 730 секунд. Протон долетает за 580. Разница в 150 сек. прямым образом превращается в гравитационные потери.
Допустим, что аэродинамические потери и на управление порядка 250 м/с, как у Сатурна-5 (пусть хотя бы так, если меньше - тем будет хуже для Ангары). Если до орбиты надо добрать 7515 м/с, тогда на гравитационные потери остается 9160 - 7515 - 250 = 1395 м/с. Для Протона это потеря 1395/580 = 2,4 м/с в секунду.
Тогда для Ангары будет 1750 м/с чисто только гравпотерь. А общая необходимая ХС будет 7515+250+1750 = 9515 м/с.
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 16:01:13Цитата: Bell от 19.10.2020 15:08:51А кому нужна унификация? Я что-то, кроме самого изготовителя, никого не могу вспомнить...
Вот изготовителю и нужна. Разработчику конечно выгодней каждый раз оптимальный размерчик рисовать.
А баланс между ними должен находить заказчик ИМХО. Что ему выгодно.
Проблема в том, что изготовитель и разработчик - в одном лице. И он же - инициатор.
Поэтому "баланс" он устанавливает сам себе.
Заказчик четко и ясно сказал, что ему не нужен средний носитель на 13-14 т. Он заказывал носитель на 25+ т. А еще он активно использует носитель на 8 т.
Впрочем, это оффтоп...
Цитата: Bell от 19.10.2020 16:41:16Цитата: ZOOR от 19.10.2020 15:58:48Проверочный расчет по А-5 показывает 9160 хс при Мпг = 23 тонны (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png) С учетом запуска с Плеса вот и получим 22,4.
9160 - очень мало.
Ангара ползет до опорной орбиты целых 730 секунд. Протон долетает за 580. Разница в 150 сек. прямым образом превращается в гравитационные потери.
Допустим, что аэродинамические потери и на управление порядка 250 м/с, как у Сатурна-5 (пусть хотя бы так, если меньше - тем будет хуже для Ангары). Если до орбиты надо добрать 7515 м/с, тогда на гравитационные потери остается 9160 - 7515 - 250 = 1395 м/с. Для Протона это потеря 1395/580 = 2,4 м/с в секунду.
Тогда для Ангары будет 1750 м/с чисто только гравпотерь. А общая необходимая ХС будет 7515+250+1750 = 9515 м/с.
Пропорция плохо отражает характер процесса. В конце оно может еле-еле ковылять, как РБ с тяжелым КА с незамкнутой траектории последней ступени носителя, но потерь не иметь почти совсем - из-за направления скорости и тяги.
Лучше сравнить приблизительно участки Iст - кто быстрее на них?
Пока как-то так.
Старт с Восточного.
Цитата: Serge V Iz от 19.10.2020 17:24:51Лучше сравнить приблизительно участки Iст - кто быстрее на них?
Конечно же Протон! И на 1-й, и на 3-й ступени у Протона тяговооруженность выше. А 2-я ступень у Ангары куцая.
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 15:58:48Цитата: Bell от 19.10.2020 13:42:32ЗЫ. Добавил проверочный расчет по Протону
Проверочный расчет по А-5 показывает 9160 хс при Мпг = 23 тонны :) С учетом запуска с Плеса вот и получим 22,4.
Мне как-то говорил профессиональный баллистик (еврей уехавший в Америку), что при проектировании надо закладывать запас, где-то до 9400.
Запас всегда съесть можно. А вот недостающую ХС потом достать неоткуда.
Сейчас выбор ОПП производится не по балансу располагаемой и потребной ХС, насколько я понимаю, а на основе интегрирования дифуравнений движения. Поэтому резерв целесообразно задавать либо сразу в виде гарзапасов, либо, в зависимости от подхода, увеличением Мпг или Мст. У меня кстати, располагаемая и потребная ХС равны 8829 м/с. ;)
Цитата: Bell от 19.10.2020 17:43:08Цитата: Serge V Iz от 19.10.2020 17:24:51Лучше сравнить приблизительно участки Iст - кто быстрее на них?
Конечно же Протон! И на 1-й, и на 3-й ступени у Протона тяговооруженность выше. А 2-я ступень у Ангары куцая.
Ну, тогда, значит, увеличение тяги этих 191х действительно может дать приличное улучшение.
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 17:41:28Пока как-то так.
Суммарная ХС 8700 м/с? ;)
У Зенита больше :)
Кому интересно проверить: https://yadi.sk/d/1O8apHPBCWvZsQ
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 17:55:20Цитата: Bell от 19.10.2020 17:50:49Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 17:41:28Пока как-то так.
Суммарная ХС 8700 м/с? ;)
У Зенита больше :)
8829
У Зенита 8860 при очень высокой тяговооруженности
У тебя где-то явно ошибка в управлении.
Хэви Атлас (Атлас-5HLV) должен был выводить 25 тонн на ЛЕО и 19 тонн на ЛПО.
Водород на второй ступени.
30 тонн, говорите? Ню-ню...
Цитата: Старый от 19.10.2020 18:07:37Хэви Атлас (Атлас-5HLV) должен был выводить 25 тонн на ЛЕО и 19 тонн на ЛПО.
Водород на второй ступени.
30 тонн, говорите? Ню-ню...
А где-то пишут что 29,5
Но там водорода мало.
Цитата: Bell от 19.10.2020 18:15:54Но там водорода мало.
Больше чем в Ангаре керосина! :P
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 17:54:59Кому интересно проверить: https://yadi.sk/d/1O8apHPBCWvZsQ
Располагаемая ХС там прямо написана - 8743,6 м/с, см. N54, там в 54 строке несколько раз.
Я ж сразу сказал 8700 :)
у меня всегда погрешность в расчетах, всегда 50 м/с меньше :) я считаю УИ первой ступени как среднее между земным и пустотным, а по факту он чуть ближе к пустотному.
Цитата: Старый от 19.10.2020 18:18:32Цитата: Bell от 19.10.2020 18:15:54Но там водорода мало.
Больше чем в Ангаре керосина! :P
А мы не про Ангару. Мы про бОльшую РН, с большей 3-й ступенью, а не с недоразумением, случайно названным УРМ-2.
Цитата: Bell от 19.10.2020 18:03:42Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 17:55:20Цитата: Bell от 19.10.2020 17:50:49Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 17:41:28Пока как-то так.
Суммарная ХС 8700 м/с? ;)
У Зенита больше :)
8829
У Зенита 8860 при очень высокой тяговооруженности
У тебя где-то явно ошибка в управлении.
У меня квазиоптимальное управление, как спредшитом предусмотрено (можно подобрать оптимальне, но количество варьируемых параметров вырастет ещё, что снизит точность и повысит время расчёта при мизерном эффекте).
У тебя квазиреальное управление, при котором трехступенчатая ракета долетает до ЛЕО за 613 сек, имея располагаемую ХС меньше, чем двухступенчатая, которая делает это в 1,5 раза быстрее.
Короче, тебя не смущает ответ "1,5 землекопа", а меня смущает...
А как себя чувствует пассажир в ракете, достигающей круговой орбиты за 400с? )
Цитата: Serge V Iz от 19.10.2020 19:07:31А как себя чувствует пассажир в ракете, достигающей круговой орбиты за 400с? )
Ну при запусках Зари предусматривалось дросселирование РД-171 :)
Цитата: Bell от 19.10.2020 19:03:08У тебя квазиреальное управление, при котором трехступенчатая ракета долетает до ЛЕО за 613 сек, имея располагаемую ХС меньше, чем двухступенчатая, которая делает это в 1,5 раза быстрее.
Короче, тебя не смущает ответ "1,5 землекопа", а меня смущает...
Вообще-то, это нормально, т.к. у 3-хступов суммарная ХС запросто может быть меньше, чем у двухступов.
Цитата: Bell от 19.10.2020 18:28:36Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 17:54:59Кому интересно проверить: https://yadi.sk/d/1O8apHPBCWvZsQ
Располагаемая ХС там прямо написана - 8743,6 м/с, см. N54, там в 54 строке несколько раз.
Я ж сразу сказал 8700 :)
у меня всегда погрешность в расчетах, всегда 50 м/с меньше :) я считаю УИ первой ступени как среднее между земным и пустотным, а по факту он чуть ближе к пустотному.
Это неправильное значение - это интеграл от реактивного ускорения. В нём не учтены потери на противодавление. Правильное значение в ячейке G25
Цитата: Bell от 19.10.2020 18:03:42Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 17:55:20Цитата: Bell от 19.10.2020 17:50:49Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 17:41:28Пока как-то так.
Суммарная ХС 8700 м/с? ;)
У Зенита больше :)
8829
У Зенита 8860 при очень высокой тяговооруженности
У тебя где-то явно ошибка в управлении.
Обрати, кстати, внимание на тяговооружённости 1-й и 2-й ступени
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 19:19:28Это неправильное значение - это интеграл от реактивного ускорения. В нём не учтены потери на противодавление. Правильное значение в ячейке G25
В G25 - твое рукоделие, а не спердшит.
В 54 строке учтено все, что считает спредшит на следующих листах.
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 19:21:31Обрати, кстати, внимание на тяговооружённости 1-й и 2-й ступени
И что? За эти 2 ступени гравпотери будут слегка меньше, чем у всего Зенита.
А вот потом еще столько же за почти 400 сек. работы недоразвитой 3-й ступени...
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 19:17:42Вообще-то, это нормально, т.к. у 3-хступов суммарная ХС запросто может быть меньше, чем у двухступов.
Может только если эти 3 ступени будут лететь быстрее, чем те 2.
Время это гравитационные потери. Все летят из пункта А в пункт Б, расстояние фиксированное. Разница только во времени.
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 17:54:59Кому интересно проверить: https://yadi.sk/d/1O8apHPBCWvZsQ
Проверил по дедушке Ц
DV_180.jpg
Непонятно, где во времени выведения расхождение. Расходы и РЗТ все с примера.
Но это наверное не главное.
Очень смущает:
1. Конструктивное совершенство 2 ступени. Почему оно выше чем у первой?
2. Угол атаки (в Вашем примере). 10 градусов программное - это что? Если это угол между набегающим потоком и продольной осью изделия - сгорит нах. У А-5 сейчас его пытаются увеличить (дает прибавку более полутонны) - сразу за 200 кое-где зашкаливает.
3. С перегрузкой в районе 4,5 гравпотери ИМХО съедят много. 8700 навскидку явно недостаточно.
Цитата: Bell от 19.10.2020 19:33:58Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 19:19:28Это неправильное значение - это интеграл от реактивного ускорения. В нём не учтены потери на противодавление. Правильное значение в ячейке G25
В G25 - твое рукоделие, а не спердшит.
В 54 строке учтено все, что считает спредшит на следующих листах.
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 19:21:31Обрати, кстати, внимание на тяговооружённости 1-й и 2-й ступени
И что? За эти 2 ступени гравпотери будут слегка меньше, чем у всего Зенита.
А вот потом еще столько же за почти 400 сек. работы недоразвитой 3-й ступени...
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 19:17:42Вообще-то, это нормально, т.к. у 3-хступов суммарная ХС запросто может быть меньше, чем у двухступов.
Может только если эти 3 ступени будут лететь быстрее, чем те 2.
Время это гравитационные потери. Все летят из пункта А в пункт Б, расстояние фиксированное. Разница только во времени.
1) "Рукоделие" - это расчёт по ФЦ, т.е. это точное значение располагаемой ХС (а поскольку ПГ выводится на заданную орбиту, то и точное значение потребной ХС).
2) Спредшит, повторю, считает ХС, как интеграл реактивного ускорения, а значит он заведомо не учитывает потери на статическое противодавление.
3) Гравитационные потери для 3-й ступени имеют исчезающе малое значение, поскольку полёт проходит при малых углах наклона траектории. Для этой ступени решающее значение имеют потери ХС на управление, а в следствие оптимального сочетания тяговооружённости и угла наклона траектории - эти потери минимальны (о чём свидетельствуют малые углы атаки на АУТ-3 - менее 8 град).
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 19:46:15Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 17:54:59Кому интересно проверить: https://yadi.sk/d/1O8apHPBCWvZsQ
Проверил по дедушке Ц
DV_180.jpg
Непонятно, где во времени выведения расхождение. Расходы и РЗТ все с примера.
Но это наверное не главное.
Очень смущает:
1. Конструктивное совершенство 2 ступени. Почему оно выше чем у первой?
2. Угол атаки (в Вашем примере). 10 градусов программное - это что? Если это угол между набегающим потоком и продольной осью изделия - сгорит нах. У А-5 сейчас его пытаются увеличить (дает прибавку более полутонны) - сразу за 200 кое-где зашкаливает.
1. Потому что масса ДУ такая же как у ББ, а объём баков заметно выше (то же самое как у Р-7, например).
2. Вообще-то 10 град - это уже на высоте 46 км, там скоростной напор почти на порядок меньше максимального. Но можно "затянуть" высоту начала отработки программы тангажа 2-й ступени на высоту 54 км (скоростной напор раз в 20 меньше максимального), это снизит ПНГ примерно на 100 кг.
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 19:46:15Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 17:54:59Кому интересно проверить: https://yadi.sk/d/1O8apHPBCWvZsQ
Проверил по дедушке Ц
DV_180.jpg
Непонятно, где во времени выведения расхождение. Расходы и РЗТ все с примера.
Там расхождение в пределах 1-1,2 с - в спредшите перед лотсечкой тяга уменьшается, поэтому там время неменого больше.
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 19:47:032) Спредшит, повторю, считает ХС, как интеграл реактивного ускорения, а значит он заведомо не учитывает потери на статическое противодавление.
Ты издеваешься?
Спредшит пошагово считает прибавку скорости ракеты с учетом высоты -> давления воздуха -> притиводавления -> уменьшения УИ. Он считает РЕАЛЬНОЕ приращение скорости.
Ты меня пугаешь...
Цитата: Bell от 19.10.2020 19:59:32Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 19:47:032) Спредшит, повторю, считает ХС, как интеграл реактивного ускорения, а значит он заведомо не учитывает потери на статическое противодавление.
Ты издеваешься?
Спредшит пошагово считает прибавку скорости ракеты с учетом высоты -> давления воздуха -> притиводавления -> уменьшения УИ. Он считает РЕАЛЬНОЕ приращение скорости.
Ты меня пугаешь...
Ты сам подумай: ХС по Циолковскому считается как интеграл реактивного ускорения при движении в пустоте. Спредшит считает интеграл от текущего реактивного ускорения, т.е. заведомо не учитывает потери на противодавления, От этого и разница на величину статического противодавления. Этот методологический момент не учитывают многие "считатели". Например, если ты в спредшите сравнишь приращение ХС третьей ступени с значением по ФЫЦ, то разницы не увидишь, как думашь, почему? ;)
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 19:47:033) Гравитационные потери для 3-й ступени имеют исчезающе малое значение, поскольку полёт проходит при малых углах наклона траектории. Для этой ступени решающее значение имеют потери ХС на управление, а в следствие оптимального сочетания тяговооружённости и угла наклона траектории - эти потери минимальны (о чём свидетельствуют малые углы атаки на АУТ-3 - менее 8 град).
То есть ты хочешь сказать, что 3-я ступень работает как разгонный блок...
Но нифига, посмотри внимательно на свой же график - она поднимается на 97 км, половину всей высоты, за 374 сек.
И что за пируэты там с резкими изменениями угла тангажа и атаки? Откуда вообще отрицательный угол атаки в начале? Почему на 2-й ступени угол атаки резко увеличивается? Как учитываются потери на управление?
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 20:21:02Спредшит считает интеграл от текущего реактивного ускорения, т.е. заведомо не учитывает потери на противодавления,
Ты нафига исправлял параметры атмосферы?
Ты когда это делал, не догадывался, что значение атмосферного давления учитывается спредшитом в расчете скорости истечения газов из двигателя?
Посмотри столбец G на втором листе - видишь, как тяга растет с высотой?
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 19:47:033) Гравитационные потери для 3-й ступени имеют исчезающе малое значение, поскольку полёт проходит при малых углах наклона траектории. Для этой ступени решающее значение имеют потери ХС на управление, а в следствие оптимального сочетания тяговооружённости и угла наклона траектории - эти потери минимальны (о чём свидетельствуют малые углы атаки на АУТ-3 - менее 8 град).
Ты вот щас что хочешь сказать? Что работа по подъему на высоту 97 км равна почти нулю?
Тебя не напрягает наличие законов Ньютона?
Цитата: Bell от 19.10.2020 20:21:57Но нифига, посмотри внимательно на свой же график - она поднимается на 97 км, половину всей высоты, за 374 сек.
Не посмотрел. Поэтому вдогонку.
Там же сбрасывается ГО. По требованиям нынешних КА (забугорных в особенности) сброс ГО на 120+.
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 20:31:02Там же сбрасывается ГО. По требованиям нынешних КА (забугорных в особенности) сброс ГО на 120+.
Да он где-то 700 м/с потерял, чего уж там ГО... :)
Цитата: Bell от 19.10.2020 20:24:29Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 20:21:02Спредшит считает интеграл от текущего реактивного ускорения, т.е. заведомо не учитывает потери на противодавления,
Ты нафига исправлял параметры атмосферы?
Ты когда это делал, не догадывался, что значение атмосферного давления учитывается спредшитом в расчете скорости истечения газов из двигателя?
Посмотри столбец G на втором листе - видишь, как тяга растет с высотой?
1) Параметры атмосферы приближены к ГОСТ 4401-81, исходный спредшит, если ты помнишь занижал плотность в среднем на 30%, из-за чего результаты были некорректными.
2) Скорость истечения не зависит от внешнего давления. От него зависит удельный импульс.
3) Блин, Белл, не тупи - в спредшите в расчёте ХС (не в расчёте скорости, а именно ХС) не учитывается статическое противодавление. Я уже не знаю, как тебе объяснить, просто запомни.
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 20:31:02Цитата: Bell от 19.10.2020 20:21:57Но нифига, посмотри внимательно на свой же график - она поднимается на 97 км, половину всей высоты, за 374 сек.
Не посмотрел. Поэтому вдогонку.
Там же сбрасывается ГО. По требованиям нынешних КА (забугорных в особенности) сброс ГО на 120+.
Стоп! Я же изначально писал, что
расчёт вёлся без учёта ограничений.
Цитата: Bell от 19.10.2020 20:33:24Цитата: ZOOR от 19.10.2020 20:31:02Там же сбрасывается ГО. По требованиям нынешних КА (забугорных в особенности) сброс ГО на 120+.
Да он где-то 700 м/с потерял, чего уж там ГО... :)
Ну, вот тебе траектория расчёта Зенита-2SLБ: https://yadi.sk/d/epVlN8WziaOLSA
И где тут 700 м/с ХС потеряно? (разница между расчётной и фактической ПГ примерно 500 кг или 3,6% от фактической). ;D
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 20:47:221) Параметры атмосферы приближены к ГОСТ 4401-81, исходный спредшит, если ты помнишь занижал плотность в среднем на 30%, из-за чего результаты были некорректными.
То есть тебе заведомо известно, что спредшит ЗНАЕТ официальное давление на всех высотах, где оно имеет значение, так?
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 20:47:222) Скорость истечения не зависит от внешнего давления. От него зависит удельный импульс.
Скорость истечение легко считается по тяге и расходу. Второе прямо указано в исходных данных на первом листе. Первое пошагово считается в столбце G на втором листе.
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 20:47:223) Блин, Белл, не тупи - в спредшите в расчёте ХС (не в расчёте скорости, а именно ХС) не учитывается статическое противодавление. Я уже не знаю, как тебе объяснить, просто запомни.
Итак, тебе известно, что спредшит знает давление на всех высотах, тебе известно, что он считает изменение тяги с высотой, а тупит - Белл?? Ты ничего не перепутал?
По-хорошему, там еще надо учесть ограничения на угол атаки на нижнем участке (где-то там уже писали). А сброс обтекателя, грубо, определяется условием теплового потока.
Вот тут есть графики:
https://yandex.ru/patents/doc/RU2340519C1_20081210
Грубо, можно положить допустимой высоту 100 км для типичных ракет.
Цитата: ZOOR от 19.10.2020 20:31:02Цитата: Bell от 19.10.2020 20:21:57Но нифига, посмотри внимательно на свой же график - она поднимается на 97 км, половину всей высоты, за 374 сек.
Не посмотрел. Поэтому вдогонку.
Там же сбрасывается ГО. По требованиям нынешних КА (забугорных в особенности) сброс ГО на 120+.
Ну, ок. Сбросим ГО на высоте 122 км, программный разворот по тангажу начнем не на 138 , а на 155 сек. Потеря массы ПГ около 200 кг.
Цитата: Serge V Iz от 19.10.2020 21:03:19По-хорошему, там еще надо учесть ограничения на угол атаки на нижнем участке (где-то там уже писали).
Вот тут есть графики:
https://yandex.ru/patents/doc/RU2340519C1_20081210
Грубо, можно положить допустимой высоту 100 км для типичных ракет.
На самом деле, для той задачи, которую решает спредшит (оценка энергетики и примерные параметры траектории) закон изменения угла атаки на 1-й ступени не оказывает сколько-нибудь заметного влияния. Для расчёта энергетики совершенно неважно, будет ли этот угол постоянным в течение всего активного участка (просто он будет мал) или будет меняться пикообразно за короткое время (в этом случае он будет гораздо больше реальных программных углов). Главное, чтобы этот угол атаки приводил к оптимальному углу наклона траектории в конце первой ступени. В от с точки зрения нагрузок, прочности, нагрева и т.п. - "без базара", угол атаки весьма влияет. Но спредшит этими задачами не занимается.
Цитата: Bell от 19.10.2020 21:01:22Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 20:47:221) Параметры атмосферы приближены к ГОСТ 4401-81, исходный спредшит, если ты помнишь занижал плотность в среднем на 30%, из-за чего результаты были некорректными.
То есть тебе заведомо известно, что спредшит ЗНАЕТ официальное давление на всех высотах, где оно имеет значение, так?
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 20:47:222) Скорость истечения не зависит от внешнего давления. От него зависит удельный импульс.
Скорость истечение легко считается по тяге и расходу. Второе прямо указано в исходных данных на первом листе. Первое пошагово считается в столбце G на втором листе.
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 20:47:223) Блин, Белл, не тупи - в спредшите в расчёте ХС (не в расчёте скорости, а именно ХС) не учитывается статическое противодавление. Я уже не знаю, как тебе объяснить, просто запомни.
Итак, тебе известно, что спредшит знает давление на всех высотах, тебе известно, что он считает изменение тяги с высотой, а тупит - Белл?? Ты ничего не перепутал?
1) Конечно знает, поскольку модель атмосферы введена в спредшит ;D 2) Ты снова блуждаешь в фундаментальной методологии. В расчёте по ФЦ в реальности используется значение УДЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА ТЯГИ который суть отношение тяги к секундному расходу. А скорость истечения для сопла Лаваля, по крайней мере, не меняется для данной степени расширения. Величина УИТ и скорости истечения равны при расчёётной высоте (т.е. когда давление на срезе сопла равно атмосферному). 3) Ты понимаешь, что для расчёта располагаемой ХС надо брать значение УИ в ПУСТОТЕ?
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 21:01:21Цитата: Bell от 19.10.2020 20:33:24Цитата: ZOOR от 19.10.2020 20:31:02Там же сбрасывается ГО. По требованиям нынешних КА (забугорных в особенности) сброс ГО на 120+.
Да он где-то 700 м/с потерял, чего уж там ГО... :)
Ну, вот тебе траектория расчёта Зенита-2SLБ: https://yadi.sk/d/epVlN8WziaOLSA
И где тут 700 м/с ХС потеряно? (разница между расчётной и фактической ПГ примерно 500 кг или 3,6% от фактической). ;D
Вован писал, что конечная масса 2-й ступени 10,5 т.
ПН
с Байконура на 51,6о - 13,7 т, так что ты как обычно щедро прибавил 800 кг, почти 6%
У меня на коленке по твоим массам получилось 8826,3 м/с, у спредшита 8807,7 - отлично.
Тут не потеряно, тут ХС на месте.
А слабо теперь туда поставить Фрегат и вывести 20 т? ;)
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 21:14:392) Ты снова блуждаешь в фундаментальной методологии. В расчёте по ФЦ в реальности используется значение УДЕЛЬНОГО ИМПУЛЬСА ТЯГИ который суть отношение тяги к секундному расходу. А скорость истечения для сопла Лаваля, по крайней мере, не меняется для данной степени расширения. Величина УИТ и скорости истечения равны при расчёётной высоте (т.е. когда давление на срезе сопла равно атмосферному).
Не пытайся прикрыться терминологической софистикой.
Спредшит считает изменение тяги по высоте, соответственно учитывает изменение удельного импульса от противодавления окружающего воздуха.
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 21:14:393) Ты понимаешь, что для расчёта располагаемой ХС надо брать значение УИ в ПУСТОТЕ?
Кому надо? Я учитываю разницу между земным и пустотным УИ для первой ступени, а для второй она уже практически отсутствует. Опытным путем установил, что среднеарифметическое значение дает погрешность общей располагаемой ХС в пределах 50 м/с и этого для наколенных расчетов более, чем достаточно.
Цитата: Bell от 19.10.2020 21:16:31Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 21:01:21Цитата: Bell от 19.10.2020 20:33:24Цитата: ZOOR от 19.10.2020 20:31:02Там же сбрасывается ГО. По требованиям нынешних КА (забугорных в особенности) сброс ГО на 120+.
Да он где-то 700 м/с потерял, чего уж там ГО... :)
Ну, вот тебе траектория расчёта Зенита-2SLБ: https://yadi.sk/d/epVlN8WziaOLSA
И где тут 700 м/с ХС потеряно? (разница между расчётной и фактической ПГ примерно 500 кг или 3,6% от фактической). ;D
Вован писал, что конечная масса 2-й ступени 10,5 т.
ПН с Байконура на 51,6о - 13,7 т, так что ты как обычно щедро прибавил 800 кг, почти 6%
У меня на коленке по твоим массам получилось 8826,3 м/с, у спредшита 8807,7 - отлично.
Тут не потеряно, тут ХС на месте.
А слабо теперь туда поставить Фрегат и вывести 20 т? ;)
Маьтчасть надо лучше знать: https://www.yuzhnoye.com/technique/launch-vehicles/launch-vehicles/zenith-2SLB/
Что касается конечной массы я брал значение с сайта Буран.ру, набросив 150 кг на адаптер ПГ.
Зенит-2 с сайта Буран.ру.
Вобщем у Локхида был кривой спредшит поэтому Хэви Атлас получился таким убогим...
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 21:09:40Цитата: Serge V Iz от 19.10.2020 21:03:19По-хорошему, там еще надо учесть ограничения на угол атаки на нижнем участке (где-то там уже писали).
Вот тут есть графики:
https://yandex.ru/patents/doc/RU2340519C1_20081210
Грубо, можно положить допустимой высоту 100 км для типичных ракет.
На самом деле, для той задачи, которую решает спредшит (оценка энергетики и примерные параметры траектории) закон изменения угла атаки на 1-й ступени не оказывает сколько-нибудь заметного влияния. Для расчёта энергетики совершенно неважно, будет ли этот угол постоянным в течение всего активного участка (просто он будет мал) или будет меняться пикообразно за короткое время (в этом случае он будет гораздо больше реальных программных углов). Главное, чтобы этот угол атаки приводил к оптимальному углу наклона траектории в конце первой ступени. В от с точки зрения нагрузок, прочности, нагрева и т.п. - "без базара", угол атаки весьма влияет. Но спредшит этими задачами не занимается.
Ну тогда так:
1. Первые секунд 20-30 тангажной программы быть не должно совсем (из соображений выхода, возможности увода, и точности гироприборов в связи с послестартовыми всякими разворотами)
2 Далее на Iст скорость изменения угла тангажа (в смысле, ориентации строительных осей, а не наклона траектории) ограничена примерно 1°/с плюс-минус полсапога.
Не знаю, насколько это существенно повлияет на модельные траектории. )
Цитата: Старый от 19.10.2020 21:41:21Вобщем у Локхида был кривой спредшит поэтому Хэви Атлас получился таким убогим...
Ну, ты же на примере Ангары должен понимать пагубное влияние унификации.
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 21:43:42Цитата: Старый от 19.10.2020 21:41:21Вобщем у Локхида был кривой спредшит поэтому Хэви Атлас получился таким убогим...
Ну, ты же на примере Ангары должен понимать пагубное влияние унификации.
Инженерная элита страны пытается спасти своё детище с помощью водорода. А Локхиду он стало быть не помог? ;)
Цитата: Serge V Iz от 19.10.2020 21:43:22Ну тогда так:
1. Первые секунд 20-30 тангажной программы быть не должно совсем (из соображений выхода, возможности увода, и точности гироприборов в связи с послестартовыми всякими разворотами)
2 Далее на Iст скорость изменения угла тангажа (в смысле, ориентации строительных осей, а не наклона траектории) ограничена примерно 1°/с плюс-минус полсапога.
Не знаю, насколько это существенно повлияет на модельные траектории. )
Вертикальный подъём, как правило, 8-12 сек - чтобы ракета вышла из стартовых сооружений, затем до примерно 40- сек, то есть до трансзвука и максимального скоростного напора, аэродинамический разврот с малыми углами атаки, затем полёт с нулевыми программными углами атаки вплоть до разделения первой-второй ступени (перед этим могут накладываться ограничения на угол тангажа и его угловую скорость), затем - программный разворот по тангажу. При этом на программу тангажа накладывается требование непрерывности углов и угловых скоростей, дабы потребные управляющие моменты не былибесконечно большими. Ну, и плюс ограничения на "ку-альфа" и т.п. Вот так в реальности. На этапе оптимизации ОПП все эти нюансы могут быть опущены. В спредшите их учесть корректно затруднительно (хоть там и предусмотрены ограничения на уговую скорость разворота и произведение "ку-альфа"). Но, например, в нём же сложновато учесть ограничение на максимальный скоростной напор, скоростной напор при разделении и т.п - только методом ручного тыка на странице симуляции.
Цитата: Старый от 19.10.2020 21:47:03Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 21:43:42Цитата: Старый от 19.10.2020 21:41:21Вобщем у Локхида был кривой спредшит поэтому Хэви Атлас получился таким убогим...
Ну, ты же на примере Ангары должен понимать пагубное влияние унификации.
Инженерная элита страны пытается спасти своё детище с помощью водорода. А Локхиду он стало быть не помог? ;)
Прикинь! Не особо - там непропорцонально маленький Центавр сверху ;D
Цитата: Старый от 19.10.2020 21:47:03Инженерная элита страны пытается спасти своё детище с помощью водорода. А Локхиду он стало быть не помог? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
У Локхида водород был рассчитан на моноблочный вариант.
Хэви планировался изначально с разделением пакета, поэтому в техзадании на РД-180 было дросселирование до 47% - это как раз для ЦБ.
Следовательно, Хэвик должен был быть как Ангара - в 2,5 ступени, то есть по ПН значительно мощнее моноблока без ТТУ. Поэтому родной Центавр для него был бы сильно недоразмерен. Ну примерно как УРМ-2 для Ангары-5 :) По той же самой причине - ради унификации с младшими членами семейства РН :)
И вообще, Центарв такой полуРБ, он больше заточен не для выведения на ЛЕО, а для высокоэнергетичных орбит и даже отлетных траекторий. Так что он был бы неоптимальным со всех сторон.
В конце концов, сравни Ангару-1 и 3!
Цитата: Bell от 19.10.2020 21:56:02У Локхида водород был рассчитан на моноблочный вариант.
У Локхида водород рассчитан на вариант 552 у которого 19 тонн на ЛЕО.
Цитата: Bell от 19.10.2020 21:56:02По той же самой причине - ради унификации с младшими членами семейства РН (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
И вообще, Центарв такой полуРБ, он больше заточен не для выведения на ЛЕО, а для высокоэнергетичных орбит и даже отлетных траекторий. Так что он был бы неоптимальным со всех сторон.
Ему специально второй двигатель вставили то есть и разунифицировали и оптимизировали для ЛЕО.
Цитата: Старый от 19.10.2020 22:02:52Цитата: Bell от 19.10.2020 21:56:02По той же самой причине - ради унификации с младшими членами семейства РН (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
И вообще, Центарв такой полуРБ, он больше заточен не для выведения на ЛЕО, а для высокоэнергетичных орбит и даже отлетных траекторий. Так что он был бы неоптимальным со всех сторон.
Ему специально второй двигатель вставили то есть и разунифицировали и оптимизировали для ЛЕО.
И объём баков увеличили? ;)
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 22:05:10Цитата: Старый от 19.10.2020 22:02:52Цитата: Bell от 19.10.2020 21:56:02По той же самой причине - ради унификации с младшими членами семейства РН (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
И вообще, Центарв такой полуРБ, он больше заточен не для выведения на ЛЕО, а для высокоэнергетичных орбит и даже отлетных траекторий. Так что он был бы неоптимальным со всех сторон.
Ему специально второй двигатель вставили то есть и разунифицировали и оптимизировали для ЛЕО.
И объём баков увеличили? ;)
Кстати, о верхней ступени.
Ты так и не объяснил, как у тебя третья ступень поднимается на 97 км за 374 секунды без гравитационных потерь на преодоление силы тяжести? ;)
Цитата: Bell от 19.10.2020 22:15:05Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 22:05:10Цитата: Старый от 19.10.2020 22:02:52Цитата: Bell от 19.10.2020 21:56:02По той же самой причине - ради унификации с младшими членами семейства РН (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
И вообще, Центарв такой полуРБ, он больше заточен не для выведения на ЛЕО, а для высокоэнергетичных орбит и даже отлетных траекторий. Так что он был бы неоптимальным со всех сторон.
Ему специально второй двигатель вставили то есть и разунифицировали и оптимизировали для ЛЕО.
И объём баков увеличили? ;)
Кстати, о верхней ступени.
Ты так и не объяснил, как у тебя третья ступень поднимается на 97 км за 374 секунды без гравитационных потерь на преодоление силы тяжести? ;)
С чего ты взял, что без гравпотерь? С гравпотерями только они небольшие. И, кстати, какие нужны обяснения? Зайди в лист симуляции и посмотри, как третья ступень поднимается.
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 22:19:49Зайди в лист симуляции и посмотри, как третья ступень поднимается.
Симулянты! Оказывается у вас всё поднимается! >:(
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 22:05:10И объём баков увеличили? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Тяговооружённость в два раза.
Цитата: Дмитрий В. от 19.10.2020 22:19:49И, кстати, какие нужны обяснения? Зайди в лист симуляции и посмотри, как третья ступень поднимается.
Вот хотелось бы понять, куда мы прилетели
13:17:14.png
И чего она все поднимается и поднимается
13:19:18.png
У меня всё нормально прилетает ;)
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 13:49:25У меня всё нормально прилетает (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Я тут под ЛибреОффис. Дома еще под Мелкософтовским гляну.
Может криво переваривает где-то ссылки между страницами
На второй ступени угол атаки резко меняется с 0 до 10 градусов - это вектор тяги двигателя отклоняется от направления полета?
А что за дергание угла атаки в минус около 20 секунды?
Почему первые 10 секунд ускорение 0???
Почему на 20-й секунда ускорение резко снижается, хотя двигатель работает на полную тягу?
Как и почему угол тангажа в начале 2-й ступени резко, за пару секунд, меняется с 10 до 20 градусов?
Ты попробовал уже поставить на Зенит-2 блок ДМ и вывести 20 т? У тебя получиться, я верю! :)
Вообще у меня подозрение, что малые потери на 3-й ступени как-то связаны с тем, что спредшит считает в прямоугольной системе координат, а в реальности полет происходит в полярной...
Цитата: Bell от 20.10.2020 14:40:49Вообще у меня подозрение, что малые потери на 3-й ступени как-то связаны с тем, что спредшит считает в прямоугольной системе координат, а в реальности полет происходит в полярной...
http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/LaunchModel.html
Считать можно в любой СК. Главное, чтобы конечные параметры движения соответствовали заданным
Цитата: Bell от 20.10.2020 14:36:16А что за дергание угла атаки в минус около 20 секунды?
https://epizodsspace.airbase.ru/bibl/appazov/ballistika/01.html
Со стр. 184
Цитата: Bell от 20.10.2020 14:36:16На второй ступени угол атаки резко меняется с 0 до 10 градусов - это вектор тяги двигателя отклоняется от направления полета?
А что за дергание угла атаки в минус около 20 секунды?
Почему первые 10 секунд ускорение 0???
Почему на 20-й секунда ускорение резко снижается, хотя двигатель работает на полную тягу?
Как и почему угол тангажа в начале 2-й ступени резко, за пару секунд, меняется с 10 до 20 градусов?
Ты попробовал уже поставить на Зенит-2 блок ДМ и вывести 20 т? У тебя получиться, я верю! :)
1) Это начинается программный разворот по тангажу
2) Это изменение УА для аэродинамического разворота
3) Это потому, что в изначальной модели ускорение Ах считается в проекции на ось Х стартовой СК. Поскольку первые 10 сек РН летит вертикально, эта проекция равна 0.
4)Потому что обнуляется угол атаки
5)Потому что наложено ограничение на максимальную скорость поворота РН в плоскости тангада - 5 град/с
6) Пробовал когда-то, но 20 т. там нет даже с довыведением.
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 14:57:34Цитата: Bell от 20.10.2020 14:40:49Вообще у меня подозрение, что малые потери на 3-й ступени как-то связаны с тем, что спредшит считает в прямоугольной системе координат, а в реальности полет происходит в полярной...
http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/LaunchModel.html
Считать можно в любой СК. Главное, чтобы конечные параметры движения соответствовали заданным
Ну вообще-то там сказано что СК типа полярная.
Однако, хорошо, что напомнил страничку.
1. Ускорение свободного падения берется завышенное - на полюсе. Фактически даже для Плесецка они меньше в 3-м знаке, а для Байкунару/Восточного - тем более.
2. Специально для тебя процитирую:
ЦитироватьТяга расчитывается из предположения, что уи линейно зависит от внешнего давления (изменяясь от уиатм до уивак).
3. Твои изыски с вылизыванием управления излишни:
ЦитироватьКусочно-линейное управление
В простейшем случае, задается только один интервал управления, начальное и конечное значения угла тангажа. С учетом начального разворота по тангажу (см. выше), такая простая модель управления вполне удовлетворительно работает для большинства вертикально стартующих ракет.
Заметим также, что в вакууме линейная программа управления является оптимальной. Она часто используется на ступенях реальных ракет, начиная со второй. Как правило, использовать какую-либо другую программу управления имеет смысл только на атмосферном участке полета.
4. Специально нашел старый файл лончмодели и проверил, стоял ли "+" напротив Launch position в разделе Restrictions.
Стоял.
Ты, батенька, ракету запускаешь горизонтально! ;D
Цитата: Bell от 20.10.2020 15:21:14Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 14:57:34Цитата: Bell от 20.10.2020 14:40:49Вообще у меня подозрение, что малые потери на 3-й ступени как-то связаны с тем, что спредшит считает в прямоугольной системе координат, а в реальности полет происходит в полярной...
http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/LaunchModel.html
Считать можно в любой СК. Главное, чтобы конечные параметры движения соответствовали заданным
Ну вообще-то там сказано что СК типа полярная.
Однако, хорошо, что напомнил страничку.
1. Ускорение свободного падения берется завышенное - на полюсе. Фактически даже для Плесецка они меньше в 3-м знаке, а для Байкунару/Восточного - тем более.
2. Специально для тебя процитирую:
Цитата: undefinedТяга расчитывается из предположения, что уи линейно зависит от внешнего давления (изменяясь от уиатм до уивак).
3. Твои изыски с вылизыванием управления излишни:
Цитата: undefinedКусочно-линейное управление
В простейшем случае, задается только один интервал управления, начальное и конечное значения угла тангажа. С учетом начального разворота по тангажу (см. выше), такая простая модель управления вполне удовлетворительно работает для большинства вертикально стартующих ракет.
Заметим также, что в вакууме линейная программа управления является оптимальной. Она часто используется на ступенях реальных ракет, начиная со второй. Как правило, использовать какую-либо другую программу управления имеет смысл только на атмосферном участке полета.
4. Специально нашел старый файл лончмодели и проверил, стоял ли "+" напротив Launch position в разделе Restrictions.
Стоял.
Ты, батенька, ракету запускаешь горизонтально! ;D
А почему же она летит вертикально? ;)
Цитата: Bell от 20.10.2020 15:21:14Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 14:57:34Цитата: Bell от 20.10.2020 14:40:49Вообще у меня подозрение, что малые потери на 3-й ступени как-то связаны с тем, что спредшит считает в прямоугольной системе координат, а в реальности полет происходит в полярной...
http://www.geocities.ws/levinkirill/SpaceModel/rus/LaunchModel.html
Считать можно в любой СК. Главное, чтобы конечные параметры движения соответствовали заданным
Ну вообще-то там сказано что СК типа полярная.
Однако, хорошо, что напомнил страничку.
1. Ускорение свободного падения берется завышенное - на полюсе. Фактически даже для Плесецка они меньше в 3-м знаке, а для Байкунару/Восточного - тем более.
2. Специально для тебя процитирую:
Цитата: undefinedТяга расчитывается из предположения, что уи линейно зависит от внешнего давления (изменяясь от уиатм до уивак).
3. Твои изыски с вылизыванием управления излишни:
Цитата: undefinedКусочно-линейное управление
В простейшем случае, задается только один интервал управления, начальное и конечное значения угла тангажа. С учетом начального разворота по тангажу (см. выше), такая простая модель управления вполне удовлетворительно работает для большинства вертикально стартующих ракет.
Заметим также, что в вакууме линейная программа управления является оптимальной. Она часто используется на ступенях реальных ракет, начиная со второй. Как правило, использовать какую-либо другую программу управления имеет смысл только на атмосферном участке полета.
4. Специально нашел старый файл лончмодели и проверил, стоял ли "+" напротив Launch position в разделе Restrictions.
Стоял.
Ты, батенька, ракету запускаешь горизонтально! ;D
И, кстати, в управлении я ничего не "вылизывал", брал как есть в ЛончМодель, а Кирилл, соответственно, брал стандартную программу угла тангажа из учебников.
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 15:07:30Цитата: Bell от 20.10.2020 14:36:16На второй ступени угол атаки резко меняется с 0 до 10 градусов - это вектор тяги двигателя отклоняется от направления полета?
А что за дергание угла атаки в минус около 20 секунды?
Почему первые 10 секунд ускорение 0???
Почему на 20-й секунда ускорение резко снижается, хотя двигатель работает на полную тягу?
Как и почему угол тангажа в начале 2-й ступени резко, за пару секунд, меняется с 10 до 20 градусов?
Ты попробовал уже поставить на Зенит-2 блок ДМ и вывести 20 т? У тебя получиться, я верю! :)
1) Это начинается программный разворот по тангажу
А каков физический смысл графика угла атаки? Он показывает угол между направлением полета и чем?
Кстати, почему программа разворота по тангажу начинается только на второй ступени?
Цитировать2) Это изменение УА для аэродинамического разворота
А, это начало отклонение после участка вертикального подъема со старта? Ну да, там надо завалить ракету в сторону земли.
Цитировать3) Это потому, что в изначальной модели ускорение Ах считается в проекции на ось Х стартовой СК. Поскольку первые 10 сек РН летит вертикально, эта проекция равна 0.
Так я не понял - спредшит считает фактическое ускорение или вдоль поверхности?
Цитировать4)Потому что обнуляется угол атаки
Так при обнулении вектор тяги будет строго вдоль оси ракеты и вся тяга пойдет на разгон.
То есть будет наоборот, прирост ускорения.
Цитировать5)Потому что наложено ограничение на максимальную скорость поворота РН в плоскости тангада - 5 град/с
Не понял! Угол тангажа меняется резко, потому что наложено ограничение на скорость поворота?! ;D
Это как?
Цитировать6) Пробовал когда-то, но 20 т. там нет даже с довыведением.
Так ты с управлением по-колдуй!
Это ж то же самое, что на РД-180, только в 1,5 раза меньше ;)
Двухступенчатый Зенит с ДМом - ровно в 1,5 раза меньше твоей чуды на трех РД-180. И выводить он должен 20 т, если тут получилось 30 :)
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 15:25:51Цитата: undefined4. Специально нашел старый файл лончмодели и проверил, стоял ли "+" напротив Launch position в разделе Restrictions.
Стоял.
Ты, батенька, ракету запускаешь горизонтально! (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
А почему же она летит вертикально? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
С чего ты взял? Ты разве отключал влияние этого флажка?
Ракета у тебя летит горизонтально, сначала. А потом поднимается.
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 15:27:13И, кстати, в управлении я ничего не "вылизывал", брал как есть в ЛончМодель, а Кирилл, соответственно, брал стандартную программу угла тангажа из учебников.
Как есть в ЛончМодели было Linear. У меня все ходы записаны.
А ты используешь AOA + Linear с хитромудрым подбором параметров
Цитата: Bell от 20.10.2020 15:40:04Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 15:27:13И, кстати, в управлении я ничего не "вылизывал", брал как есть в ЛончМодель, а Кирилл, соответственно, брал стандартную программу угла тангажа из учебников.
Как есть в ЛончМодели было Linear. У меня все ходы записаны.
А ты используешь AOA + Linear с хитромудрым подбором параметров
Если ты читал внимательно, там предлагается несколько вариантов управления. Реально используемый "Линеар+АОА".
Цитата: Bell от 20.10.2020 15:38:02Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 15:25:51Цитата: undefined4. Специально нашел старый файл лончмодели и проверил, стоял ли "+" напротив Launch position в разделе Restrictions.
Стоял.
Ты, батенька, ракету запускаешь горизонтально! (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
А почему же она летит вертикально? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
С чего ты взял? Ты разве отключал влияние этого флажка?
Ракета у тебя летит горизонтально, сначала. А потом поднимается.
Зайди на лист S и посмотри.Ю как при старте менячется высота и дальность ;)
Цитата: Bell от 20.10.2020 15:35:58Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 15:07:30Цитата: Bell от 20.10.2020 14:36:16На второй ступени угол атаки резко меняется с 0 до 10 градусов - это вектор тяги двигателя отклоняется от направления полета?
А что за дергание угла атаки в минус около 20 секунды?
Почему первые 10 секунд ускорение 0???
Почему на 20-й секунда ускорение резко снижается, хотя двигатель работает на полную тягу?
Как и почему угол тангажа в начале 2-й ступени резко, за пару секунд, меняется с 10 до 20 градусов?
Ты попробовал уже поставить на Зенит-2 блок ДМ и вывести 20 т? У тебя получиться, я верю! :)
1) Это начинается программный разворот по тангажу
А каков физический смысл графика угла атаки? Он показывает угол между направлением полета и чем?
Кстати, почему программа разворота по тангажу начинается только на второй ступени?
Цитата: undefined2) Это изменение УА для аэродинамического разворота
А, это начало отклонение после участка вертикального подъема со старта? Ну да, там надо завалить ракету в сторону земли.
3) Это потому, что в изначальной модели ускорение Ах считается в проекции на ось Х стартовой СК. Поскольку первые 10 сек РН летит вертикально, эта проекция равна 0.[/quote]
Так я не понял - спредшит считает фактическое ускорение или вдоль поверхности?
Цитата: undefined4)Потому что обнуляется угол атаки
Так при обнулении вектор тяги будет строго вдоль оси ракеты и вся тяга пойдет на разгон.
То есть будет наоборот, прирост ускорения.
Цитата: undefined5)Потому что наложено ограничение на максимальную скорость поворота РН в плоскости тангада - 5 град/с
Не понял! Угол тангажа меняется резко, потому что наложено ограничение на скорость поворота?! ;D
Это как?
Цитата: undefined6) Пробовал когда-то, но 20 т. там нет даже с довыведением.
Так ты с управлением по-колдуй!
Это ж то же самое, что на РД-180, только в 1,5 раза меньше ;)
Двухступенчатый Зенит с ДМом - ровно в 1,5 раза меньше твоей чуды на трех РД-180. И выводить он должен 20 т, если тут получилось 30 :)
[/quote]
1. По определению (в плоской задаче) угол атаки - это угол между продольной осью ЛА и вектором скорости.
2. Это из-за особенностей расчёта Ах в Лончмодели. Я обычно меняю в графике Ах на полное ускорение (столбец R на листе симуляции), и всё приходит в привычный ввид
3) При идеальном управлении тангаж меняется мгновенно. В реальности это невозможно, поэтому вводится ограничение на угловую скорость поворота (на результаты расчёта это влияет слабо).
4) Управление в пределах выбранного закона слабо влияет на конечный рекзультат при малых изменениях входных параметров, а поскольку в ЛончМодель уже заложен оптимальный закон управления по тангажу, то и управлением грузоподъёмность не улучшить (можно ввести кусочное управление - для каждой ступени выше первой свой закон, но ощутимого эффекта это не даёт).
Цитата: undefinedА каков физический смысл графика угла атаки? Он показывает угол между направлением полета и
направлением действия силы тяги. Под направлением полета в момент времени понимается касательная к траектории ЦМ.
И, кстати, в реальной жизни, у тех же союзов на указанных участках можно описанное явление наблюдать. В смысле эти вот "несколько градусов и резко". Не уверен насчет ровно десяти, но внутри этого порядка величины - запросто.
Цитата: Serge V Iz от 20.10.2020 16:00:07направлением действия силы тяги. Под направлением полета в момент времени понимается касательная к траектории ЦМ.
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 15:57:161. По определению (в плоской задаче) угол атаки - это угол между продольной осью ЛА и вектором скорости.
Так все-таки, угол атаки
в данном случае это угол между направлением полета и осью камер или осью ракеты?
Кстати, даже камеры РД-180 нельзя отклонить более, чем на 8 градусов. А там явно больше.
Цитата: Bell от 20.10.2020 16:28:13Цитата: Serge V Iz от 20.10.2020 16:00:07направлением действия силы тяги. Под направлением полета в момент времени понимается касательная к траектории ЦМ.
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 15:57:161. По определению (в плоской задаче) угол атаки - это угол между продольной осью ЛА и вектором скорости.
Так все-таки, угол атаки в данном случае это угол между направлением полета и осью камер или осью ракеты?
Кстати, даже камеры РД-180 нельзя отклонить более, чем на 8 градусов. А там явно больше.
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 16:35:26Цитата: Bell от 20.10.2020 16:28:13Цитата: Serge V Iz от 20.10.2020 16:00:07направлением действия силы тяги. Под направлением полета в момент времени понимается касательная к траектории ЦМ.
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 15:57:161. По определению (в плоской задаче) угол атаки - это угол между продольной осью ЛА и вектором скорости.
Так все-таки, угол атаки в данном случае это угол между направлением полета и осью камер или осью ракеты?
Кстати, даже камеры РД-180 нельзя отклонить более, чем на 8 градусов. А там явно больше.
Да причем тут камеры отклонить. Камеры - это про совсем другое ) У С-2 маленькие сопелки, которые не могут сильно изменить направление действия тяги.
Но тут речь о том, что это никак не может запретить ракете дуть маршевым двигателем поперек вектора ее текущей скорости. И даже, в случае Ф-9 - против него. И это, собственно, используется для изменения направления движения ЦМ ракеты.
Цитата: Serge V Iz от 20.10.2020 17:24:33Но тут речь о том, что это никак не может запретить ракете дуть маршевым двигателем поперек вектора ее текущей скорости. И даже, в случае Ф-9 - против него. И это, собственно, используется для изменения направления движения ЦМ ракеты.
С отрицательным тангажом летала 11К65 . Маск конечно тогда уже существовал как индивидуум, но о космосе не помышлял ИМХО :)
Ну вот в реальности еще и по рысканию управление (в случае особо неудобных РП) бывает. Может и не такое выраженное, но тоже в виде относительно быстрого поворота вокруг ЦМ и относительно долгого удержания такой повернутой ориентации.
Ладно, ракета в данной модели не более чем точка ЦМ. Так что будем считать, что это просто отклонение вектора тяги. Но тогда будут потери на управление!
Цитата: Bell от 20.10.2020 20:40:53Ладно, ракета в данной модели не более чем точка ЦМ. Так что будем считать, что это просто отклонение вектора тяги. Но тогда будут потери на управление!
Естественно! Это они самые и есть. На первой ступени из-за малости ими пренебрегают, а вот на верхних они иногда превышают гравитационные. В том и заключается смысл оптимизации проектных параметров и управления (в т.ч.), чтобы сумма гравпотерь и потерь на управление была минимальной.
Цитата: Bell от 20.10.2020 20:40:53Ладно, ракета в данной модели не более чем точка ЦМ. Так что будем считать, что это просто отклонение вектора тяги. Но тогда будут потери на управление!
Они всегда будут. Задача в их минимизации. В условиях, когда один-два параметра движения меняются скачкообразно (скажем, масса и тяга), другой – в оптимальной траектории – тоже имеет право )
Есть довольно банальное подозрение, что когда система абсолютно оптимальна (идеально выбраны и тяги и массы отделяемого, или та самая мифическая ракета, которая жрет свою собственную конструкцию и превращает ее в рабочее тело), эти изломы в некоторых параметрах траектории исчезают )
Качество оптимизации ОПП и траектории визуально определяется двумя параметрами:
- минимальный скачок тангажа вначале программного управления 2-й (и далее) ступени
- минимальные углы атаки на верхних ступенях (не более 10-12 град)
Почему у тебя тогда не улетает 20 т на Зените с ДМом?! ;D
Цитата: Bell от 20.10.2020 20:58:59Почему у тебя тогда не улетает 20 т на Зените с ДМом?! ;D
А почему должно быть 20 на Зените с ДМом? :o
Кстати, по поводу Зенита.
https://yadi.sk/d/rn59a69uy3Cpwg
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 21:05:38Цитата: Bell от 20.10.2020 20:58:59Почему у тебя тогда не улетает 20 т на Зените с ДМом?! ;D
А почему должно быть 20 на Зените с ДМом? :o
Потому что там "внизу" честные 2 ступени, а не 1,5, там 4 таких же горшка РД-171, ДМ примерно в 1,5 раза меньше твоей 3-й ступени, тяговооруженность 1 и 2-й ступени такая же высокая - получается, что Зенит с ДМом должен выводить в примерно 1,5 раза меньше твоей чуды. Можешь даже 2хРД-58МФ считать :)
Цитата: Bell от 20.10.2020 23:10:26Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 21:05:38Цитата: Bell от 20.10.2020 20:58:59Почему у тебя тогда не улетает 20 т на Зените с ДМом?! ;D
А почему должно быть 20 на Зените с ДМом? :o
Потому что там "внизу" честные 2 ступени, а не 1,5, там 4 таких же горшка РД-171, ДМ примерно в 1,5 раза меньше твоей 3-й ступени, тяговооруженность 1 и 2-й ступени такая же высокая - получается, что Зенит с ДМом должен выводить в примерно 1,5 раза меньше твоей чуды. Можешь даже 2хРД-58МФ считать :)
У тебя какие-то странные идеи - носитель не может вывести, как не изголяйся, больше чем позволяет его энергетика. С ДМ-ом, кстати, у Зенита с экватора - в районе 18 т. С довыведением ессно.
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 23:11:55У тебя какие-то странные идеи - носитель не может вывести, как не изголяйся, больше чем позволяет его энергетика.
Ну надо же!
А у тебя как-то на трех РД-180 улетело 30 т! При стартовой массе 770
Цитата: Bell от 20.10.2020 23:17:19Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 23:11:55У тебя какие-то странные идеи - носитель не может вывести, как не изголяйся, больше чем позволяет его энергетика.
Ну надо же!
А у тебя как-то на трех РД-180 улетело 30 т! При стартовой массе 770
Конечно! Заметь, ты так и не смог найти в расчёте ни одной ошибки. Спредшит всё же считает довольно точно.
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 23:21:01Конечно! Заметь, ты так и не смог найти в расчёте ни одной ошибки. Спредшит всё же считает довольно точно.
Это говорит только о том, что я чего-то не знаю, например фокусов с управлением.
Но это не значит, что трехступенчатая РН за 600+ секунд полета будет долетать до ЛЕО с располагаемой ХС как у двухступенчатой с временем полета 400 секунд.
Цитата: Bell от 20.10.2020 23:24:30Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 23:21:01Конечно! Заметь, ты так и не смог найти в расчёте ни одной ошибки. Спредшит всё же считает довольно точно.
Это говорит только о том, что я чего-то не знаю, например фокусов с управлением.
Но это не значит, что трехступенчатая РН за 600+ секунд полета будет долетать до ЛЕО с располагаемой ХС как у двухступенчатой с временем полета 400 секунд.
Заметь, сам закон управления один и тот же, что для Зенита, что для Союза, что для обсуждаемой гипотетической ракеты. И если, скажем, в первых двух случаях получается результат близкий к официально объявленному (по массе ПГ), то и результат по третьему - гипотетическому - носителю, очевидно, правильный.
ЗЫ. И кстати, у оптимально (по МюПГ) спроектированного 3-хступа ХС, скорее всего, должна быть ниже чем у оптимально спроектированного 2-хступа. Поскольку для трёхступа оптимальная тяговооружённость 1-й ступени выше, чем у 2-хступа, значит, ниже гравпотери.
Цитата: Дмитрий В. от 20.10.2020 23:28:56Поскольку для трёхступа оптимальная тяговооружённость 1-й ступени выше, чем у 2-хступа, значит, ниже гравпотери.
Вот как раз-таки у Зенита очень высокая тяговооруженность 1-й ступни, так что по-твоему все должно получиться.
ЦитироватьЗаметь, сам закон управления один и тот же, что для Зенита, что для Союза, что для обсуждаемой гипотетической ракеты.
Но у Союза 3-я ступень пропорциональна 8 тоннам ПН, а у тебя почти такая же довыводит 30 т, причем на том же двигателе. Странный какой-то закон - что дышло, куда примени - везде вышло!
Может что-то не так с законом? ;)
ЦитироватьИ если, скажем, в первых двух случаях получается результат близкий к официально объявленному (по массе ПГ), то и результат по третьему - гипотетическому - носителю, очевидно, правильный.
А 20 т на Зените с ДМом почему-то не хочет получаться по твоему замечательному закону. Но при этом Ангара с такой же ступенью у тебя опять улетает...
Странный какой-то закон...
Цитата: Bell от 21.10.2020 13:27:28Цитата: undefinedЗаметь, сам закон управления один и тот же, что для Зенита, что для Союза, что для обсуждаемой гипотетической ракеты.
Но у Союза 3-я ступень пропорциональна 8 тоннам ПН, а у тебя почти такая же довыводит 30 т, причем на том же двигателе. Странный какой-то закон - что дышло, куда примени - везде вышло!
Может что-то не так с законом? ;)
Цитата: undefinedИ если, скажем, в первых двух случаях получается результат близкий к официально объявленному (по массе ПГ), то и результат по третьему - гипотетическому - носителю, очевидно, правильный.
А 20 т на Зените с ДМом почему-то не хочет получаться по твоему замечательному закону. Но при этом Ангара с такой же ступенью у тебя опять улетает...
Странный какой-то закон...
Закон со времён Охоцмского и Энеева один и тот же ;D В реальных ракетах или он, или близкий к нему.
Кстати, откуда у тебя взялась нереалистичная идея про 20 т на ДМе? ::)
ЦитироватьКстати, откуда у тебя взялась нереалистичная идея про 20 т на ДМе?
Почему вдруг нереалистичная? Уменьшаешь свою чуду в 1,5 раза и как раз получаешь.
Цитата: Bell от 21.10.2020 14:14:38Цитата: undefinedКстати, откуда у тебя взялась нереалистичная идея про 20 т на ДМе?
Почему вдруг нереалистичная? Уменьшаешь свою чуду в 1,5 раза и как раз получаешь.
Ну, вот уменьшенная в 1,5 раза "чуда" о трёх ступенях, может и выведет 20 т, только при чём здесь Зенит? Или ты предлагаешь ДМ чисто для НОО использовать?
Цитата: Дмитрий В. от 21.10.2020 14:17:24Цитата: Bell от 21.10.2020 14:14:38Цитата: undefinedКстати, откуда у тебя взялась нереалистичная идея про 20 т на ДМе?
Почему вдруг нереалистичная? Уменьшаешь свою чуду в 1,5 раза и как раз получаешь.
Ну, вот уменьшенная в 1,5 раза "чуда" о трёх ступенях, может и выведет 20 т, только при чём здесь Зенит? Или ты предлагаешь ДМ чисто для НОО использовать?
Я предлагаю для проверки использовать в 1,5 раза меньший разгонный блок в качестве такой же как у тебя куцой 3-й ступени. Поскольку первые 2 ступени у тебя такие же как у Зенита, с такойже большой тяговооруженностью, удельным импульсом и профилем выведения.
А у ХэвиАтласа 25 тонн это на канаверальскую ЛЕО. А на низкую полярную - только 19 тонн. 51-градусная орбита это гдето между ЛЕО и ЛПЕО, то есть гдето 22-23 тонны. Протон конечно заменяется. С водородом.
30 тонн, ага. ;D
Цитата: Bell от 21.10.2020 15:42:39Цитата: Дмитрий В. от 21.10.2020 14:17:24Цитата: Bell от 21.10.2020 14:14:38Цитата: undefinedКстати, откуда у тебя взялась нереалистичная идея про 20 т на ДМе?
Почему вдруг нереалистичная? Уменьшаешь свою чуду в 1,5 раза и как раз получаешь.
Ну, вот уменьшенная в 1,5 раза "чуда" о трёх ступенях, может и выведет 20 т, только при чём здесь Зенит? Или ты предлагаешь ДМ чисто для НОО использовать?
Я предлагаю для проверки использовать в 1,5 раза меньший разгонный блок в качестве такой же как у тебя куцой 3-й ступени. Поскольку первые 2 ступени у тебя такие же как у Зенита, с такойже большой тяговооруженностью, удельным импульсом и профилем выведения.
Во-первых, первые две ступени не такие же как у Зенита.
Во-вторых, для какой ракеты ты предлагаешь "в 1,5 раза более куцую ступень" - для Зенита?
Цитата: Bell от 21.10.2020 15:42:39Цитата: Дмитрий В. от 21.10.2020 14:17:24Цитата: Bell от 21.10.2020 14:14:38Цитата: undefinedКстати, откуда у тебя взялась нереалистичная идея про 20 т на ДМе?
Почему вдруг нереалистичная? Уменьшаешь свою чуду в 1,5 раза и как раз получаешь.
Ну, вот уменьшенная в 1,5 раза "чуда" о трёх ступенях, может и выведет 20 т, только при чём здесь Зенит? Или ты предлагаешь ДМ чисто для НОО использовать?
Я предлагаю для проверки использовать в 1,5 раза меньший разгонный блок в качестве такой же как у тебя куцой 3-й ступени. Поскольку первые 2 ступени у тебя такие же как у Зенита, с такойже большой тяговооруженностью, удельным импульсом и профилем выведения.
Кстати, масштабирование в 1,5 раза вниз даёт 3-хступенчатую РН с третьей ступенью тягой 20 тс и рабочей заправкой порядка 23 т.