Разборки с «Зенитом-2» (11К77).
Вожусь сейчас со спредшитом ratman'а. Тестирую разные ракеты. С 11А511У, вроде, похожие цифири получаются, с Дельтой IV тоже ничего, похоже. 11Ф36 «Буран» - близко к известным циферкам... В общем, «тарирую» прогу (попутно замечу, что изменил в спредшите модель атмосферы – на экспоненциальную с поправочными коэффициентами). Дошел, значит, до 11К77. Ну, по «Зениту» споров на форуме немало было: переразмерена 2-я ступень, или, наоборот...? Для начала поискал исходные данные, кое-что нашел (на сайте КБЮ, на www.satellite.srd.mtuci.ru, у Лукашевича и в НК). Н-да, «много думал». Вроде, данные у Лукашевича (видимо взятые из публикации НК, ЕМНИП за 1994г.) более или менее близки к настоящим (с поправкой на явную опечатку в стартовой массе – 495 вместо 459 т): рабочие запасы топлива – 318,8 т на 1-й ступени, 80,6 т на 2-й, конечная масса блоков – 33,9 т (1-я ст.) и 9,3 т (2-я). Сразу замечаю, что массы невырабатываемых остатков топлива, ГЗТ и газов наддува великовата: около 6 т на 1-й ступени и 1,6 т – на 2-й (т.е., 1,88% и 1,99% от рабочих запасов топлива 1-й и 2-й ступеней соответственно). Многовато – на блоке Ц эти остатки не превышали 1,5%. Или на «Зените» используются «сверхгарантийные» запасы топлива, или имеют место быть повышенные остатки незабора из-за сложной конфигурации нижнего днища бака Г 1-й ступени и «тороидальности» бака Г 2-й ступени??? С массой ПН и ГО ситуация «интереснее». В разных источниках масса ГО указывается разная – от 2100-2300 кг до 2700 кг, а кое-где даже 3500 кг мелькает. Принял равной 2700 кг. Время сброса ГО (точное) не нашел. Принял: ГО сбрасывается на 200 или 217с (последняя цифра – из НК с циклограммой запуска «Зенит-3ЫДЭ). Масса ПН у КБЮ (для низких орбит высотой 200км) от 12,6 т (наклонение 98,8) до 14,5 т (наклонение 46,2). У Лукашевича – от 11,3 до 12,5 т. Ну, да ладно, на то и спредшит, чтобы самому посчитать. Но для начала решаю «спроектировать» «Зенит» заново. Есть у меня парочка самодельных программулин в экселе для расчета проектных параметров по упрощенной методе. По одному варианту («проектирование от нуля»), подставив ориентировочные массовые характеристики блоков, известные УИ ЖРД и тяговооруженности, как у 11К77, получаю (наклонение 51 град, Н=200 км) при стартовой массе 459 т: ПН=13,493 т, масса рабочего запаса топлива 1-й ступени 349 т, 2-й ступени – 52 т, ХС=9190 м/с, оптимальный угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени 21,6 град. Ладно, смотрим 2-й вариант (с учетом факта унификации 1-й ступени с блоком А). При заданной массе рабочего топлива (318,8 т) и конечной массе блока (с ГО 36,6 т) 1-й ступени и при известных тягах и УИ ДУ, подбираю массу блока 2-й ступени из условия «максимум массы ПН». Получаю: Мст = 430,46 т, ПН = 13,46 т, масса рабочего запаса топлива 2-й ступени – 54,64 т, ХС=9190 м/с, оптимальный угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени 16,7 град., ХС=8915 м/с. Кажется, 2-я ступень все-таки переразмерена! Но не добираем до заявленной ПН почти 400 кг. Зная, что моя моделька несколько завышает ХС, перехожу к спредшиту ratman'а. Считал 2 варианта. Вариант №1 - выведение на низкую орбиту с Нкр=200 км, наклонение 51 град. РД-120 и РД-8 работают на полной тяге вместе и до конца АУТ. Получаю: ПН= 15,2 т (!) при стартовой массе 460,51 т, угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени 19 град, максимальный скоростной напор на 60-й секунде 5719 кгс/кв.м., разделение ступеней на высоте 63 км. КБЮ дает для такой орбиты всем известные 13,8 т. Или спредшит завышает ПН (методическая погрешность), или просто недостаточная точность исходных данных (например, не учитывается возможное дросселирование РД-171)? А может «лишние» 1,4 т КБЮ в резерв «заныкало»???!!!
Вариант №2 – выведение на орбиту орбиту с Нкр=800 км, наклонение 51 град. Из условия максимума ПН подобрал время отключения РД-120 (с 364 с полета работает только «рулевик» РД-8) и угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени = 27 град. Получил: ПН= 9,38 т при Мст = 454,68 т (хм, КБЮ заявляет только 7,3-7,4 т. Однако! fucking shit!!!), максимальный скоростной напор на 57-й секунде 4178 кгс/кв.м., разделение ступеней на высоте 77 км.
Резюме. Надо бы уточнить исходные данные, а также некоторые траекторные параметры (для тарировки спредшита):
1.Масса ГО и время его сброса (вообще говоря, зависит от некоего функционала, как правило, учитывающего допустимый скоростной напор и ограничения на дальность падения створок ГО)?
2.Дросселируется ли РД-171?
3.Максимальный скоростной напор для Н=200 км и Н=800 км, на каких секундах?
4.Высота разделения ступеней для Н=200 км и Н=800 км?
5.Угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени для Н=200 км и Н=800 км?
6.Рабочие запасы топлива, конечные массы блоков обеих ступеней?
Кто готов помочь? Особая надежда на товарищей из Днепропетровска!
С уважением, Дмитрий В.
У "Зенита-3СЛ" двигатель первой ступени точно дросселируется.
Кстати, интересно, насколько возрастет грузоподъемность при установке (как одно время собирались) РД-120 двукратного запуска?
ЦитироватьСразу замечаю, что массы невырабатываемых остатков топлива, ГЗТ и газов наддува великовата: около 6 т на 1-й ступени и 1,6 т – на 2-й (т.е., 1,88% и 1,99% от рабочих запасов топлива 1-й и 2-й ступеней соответственно). Многовато – на блоке Ц эти остатки не превышали 1,5%. Или на «Зените» используются «сверхгарантийные» запасы топлива, или имеют место быть повышенные остатки незабора из-за сложной конфигурации нижнего днища бака Г 1-й ступени и «тороидальности» бака Г 2-й ступени???...
ЦитироватьВариант №1...Получаю: ПН= 15,2 т (!) при стартовой массе 460,51 т, угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени 19 град, максимальный скоростной напор на 60-й секунде 5719 кгс/кв.м., разделение ступеней на высоте 63 км. КБЮ дает для такой орбиты всем известные 13,8 т. Или спредшит завышает ПН (методическая погрешность), или просто недостаточная точность исходных данных (например, не учитывается возможное дросселирование РД-171)? А может «лишние» 1,4 т КБЮ в резерв «заныкало»???!!!...
ЦитироватьВариант №2 ...Получил: ПН= 9,38 т при Мст = 454,68 т (хм, КБЮ заявляет только 7,3-7,4 т. Однако!...
Я думаю что все, кто брался, более-менее точно, считать баллистику РН, сталкивались с этой проблемой: несоответствие расчётных значений с реальными (или заявляемыми разработчиками) величинами ПН. По моему, здесь дело в том, что забывают учитывать потери топлива на управление по траектории, которые ориентировочно должны быть не менее ГЗТ. Таким образом, суммарный запас "непроизводительного" топлива составляет от 4% (малые РН) до 2% (большие РН).
Упреждая вопросы: "нигде не прочитал, сам догадался" :)
ЦитироватьПо моему, здесь дело в том, что забывают учитывать потери топлива на управление по траектории, которые ориентировочно должны быть не менее ГЗТ.
Упреждая вопросы: "нигде не прочитал, сам догадался" :)
При управлении отклонением основных камер потери пренебрежимо малы. Даже при отклонении на предельный угол всё время (скажем, 5 градусов) потеря тяги меньше 0,4%
Реально они находятся на уровне тысячных-одной сотой процента.
Извините, речь идёт о какой-то программе расчёта всех этих прелестей?
ЦитироватьЦитироватьПо моему, здесь дело в том, что забывают учитывать потери топлива на управление по траектории, которые ориентировочно должны быть не менее ГЗТ.
Упреждая вопросы: "нигде не прочитал, сам догадался" :)
При управлении отклонением основных камер потери пренебрежимо малы. Даже при отклонении на предельный угол всё время (скажем, 5 градусов) потеря тяги меньше 0,4%
Реально они находятся на уровне тысячных-одной сотой процента.
Думаю, что затраты топлива связаны не с потерями тяги, а с механической работой, производимой ДУ в процессе управления, необходимо "ворочать" РН как по углу рысканья, так и по тангажу. На это требуется мощность, которая снимается с ТНА и требует дополнительного топлива, которое не участвует в разгоне РН.
Есть подозрение, что "Зенит-2" при проектировании оптимизировался не для низких орбит (с Н=200 км, к примеру), а для средневысотных (с Н=700-900 км) с учетом особенностей выведения ("дотягивание рулевиками"). Чем собственно и объясняется относительно большая масса 2-й ступени (затраты топлива на компенсацию приличных гравитационных потерь).
ЦитироватьЕсть подозрение, что "Зенит-2" при проектировании оптимизировался не для низких орбит (с Н=200 км, к примеру), а для средневысотных (с Н=700-900 км) с учетом особенностей выведения ("дотягивание рулевиками"). Чем собственно и объясняется относительно большая масса 2-й ступени (затраты топлива на компенсацию приличных гравитационных потерь).
Проблемы Зенита связаны со слишком большой и тяжёлой последней ступенью. Да ещё и ужасная схема выведения на средневысотные орбиты с "дотягиванием" рулевиками. (А скорее всего не дотягивание а загибание траектории). Поэтому ПН на средневысотные орбиты непропорционально мала и РН в таком виде оптимизирована явно для ЛДЕО но никак не для средних орбит.
ЦитироватьПроблемы Зенита связаны со слишком большой и тяжёлой последней ступенью. Да ещё и ужасная схема выведения на средневысотные орбиты с "дотягиванием" рулевиками. (А скорее всего не дотягивание а загибание траектории). Поэтому ПН на средневысотные орбиты непропорционально мала и РН в таком виде оптимизирована явно для ЛДЕО но никак не для средних орбит.
Ну, ведь она не просто так стала такой "большой и тяжелой"! В КБЮ работали высококлассные спецы, которых трудно заподозрить в некомпетентности.
ЦитироватьНу, ведь она не просто так стала такой "большой и тяжелой"! В КБЮ работали высококлассные спецы, которых трудно заподозрить в некомпетентности.
Не просто так. Это получилось вынужденно. Но ступень от этого не стала легче и меньше.
ЦитироватьЦитироватьНу, ведь она не просто так стала такой "большой и тяжелой"! В КБЮ работали высококлассные спецы, которых трудно заподозрить в некомпетентности.
Не просто так. Это получилось вынужденно. Но ступень от этого не стала легче и меньше.
Так вот и интересно - ну, ПОЧЕМУ ОНА ТАКАЯ ПОЛУЧИЛАСЬ?
ЦитироватьТак вот и интересно - ну, ПОЧЕМУ ОНА ТАКАЯ ПОЛУЧИЛАСЬ?
Была поставлена сверхзадача - поместить первую ступень в один вагон. Из-за этого она получилась слишком маленькая для такого мощного двигателя. Чтоб увеличить стартовую массу РН и конечную массу при работе первой ступени и максимально увеличить ПН на ЛЕО пришлось сделать максимально возможную 2-ю ступень.
Вобще Южмашу с этим не привыкать - насколько я понимаю у Циклона-2 самая относительно большая 2-я ступень в истории космонавтики? Зенит-2 на втором месте?
ЦитироватьПроблемы Зенита связаны со слишком большой и тяжёлой последней ступенью.
А не со слишком маленнькой первой?
Если взять типичное для Союза-Протона отношение тяга/масса ракеты (1.3) - то стартовая масса должна быть порядка 600т, масса первой ступени порядка 400-450т
ЦитироватьЦитироватьПроблемы Зенита связаны со слишком большой и тяжёлой последней ступенью.
А не со слишком маленнькой первой?
Если взять типичное для Союза-Протона отношение тяга/масса ракеты (1.3) - то стартовая масса должна быть порядка 600т, масса первой ступени порядка 400-450т
В принципе, любую первую ступень (точнее - блок) можно "достроить" оптимаьным образом 2-й ступенью. Ну, положим, размерность блока 1-й ступени Зенита определилась в результате унификации с блоком А 11К25 и с учетом транспортных огранчений. Тогда для ЛЕО масса 2-й ступени (с ПН), как я писал выше, должна быть в районе 70-75 т. А она, на самом деле, - весомо больше 100 т. Вот я и предполагаю, что 2-я ступень оптимизировалась для выведение не на ЛЕО, а на более высокие орбиты.
ЦитироватьА не со слишком маленнькой первой?
Можно и так. В принципе так наверно даже правильно - стремление запихнуть 1-ю ступень в один вагон и было первопричиной. Но на орбиту вместе с ПН тащится 2-я ступень - вот она и бросается в глаза... :(
ЦитироватьЕсли взять типичное для Союза-Протона отношение тяга/масса ракеты (1.3) - то стартовая масса должна быть порядка 600т, масса первой ступени порядка 400-450т
Да.
Можно ещё для интереса сравнить массу и тягу последней ступени Зенита и более мощного Протона.
А ещё интересно поглядеть сколько стал тянуть на средние орбиты Циклон-2 когда его оснастили небольшой третьей ступенью и превратили в Циклон-3. Так что можно полагать что при оснащении Зенита блоком Фрегат его характеристики существенно улучшатся.
ЦитироватьТак что можно полагать что при оснащении Зенита блоком Фрегат его характеристики существенно улучшатся.
Ага, процентов на 10.
ЦитироватьЦитироватьТак что можно полагать что при оснащении Зенита блоком Фрегат его характеристики существенно улучшатся.
Ага, процентов на 10.
На средневысотные орбиты вероятно значительно выше.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьТак что можно полагать что при оснащении Зенита блоком Фрегат его характеристики существенно улучшатся.
Ага, процентов на 10.
На средневысотные орбиты вероятно значительно выше.
Если принять становящейся уже классикой схему с довыведением, может и побольше, чем 10%.
ЦитироватьЕсли принять становящейся уже классикой схему с довыведением, может и побольше, чем 10%.
Почему "с довыведением"? Обычная трёхступенчатая ракета, ничем не хуже Циклона-3.
ЦитироватьЦитироватьЕсли принять становящейся уже классикой схему с довыведением, может и побольше, чем 10%.
Почему "с довыведением"? Обычная трёхступенчатая ракета, ничем не хуже Циклона-3.
При запуске с Тюра-тама можно 2-ю ступень "бросать" в антиподную точку (суборбитальная траектория, скажем, с перигеем минус 10 и апогеем 180 км), не соря в космосе, а, к примеру 2-мя импульсами Фрегата (испльзуется как КРБ) выводить ПН на целевую орбиту. Энергетика будет лучше.
ЦитироватьНу, положим, размерность блока 1-й ступени Зенита определилась в результате унификации с блоком А 11К25 и с учетом транспортных огранчений. Тогда для ЛЕО масса 2-й ступени (с ПН), как я писал выше, должна быть в районе 70-75 т. А она, на самом деле, - весомо больше 100 т. Вот я и предполагаю, что 2-я ступень оптимизировалась для выведение не на ЛЕО, а на более высокие орбиты.
С первым выводом я согласен, непонятно другое - разве более крупная вторая ступень свидетельствует об оптимизации под орбиты выше ЛЕО? Вроде бы наоборот, чем она крупнее, тем больше вычитается из массы ПГ... хотя скорей всего оптимизация под орбиты вообще ни при чем. Насколько я понял, Зенит, как и многие другие РН, делался
универсальным, под орбиты от суборбитальных (довыведение на ДУ КА или РБ) до межпланетных (естественно, за счет РБ). При этом из соображений максимальной простоты и надежности решили для орбит до 1000 км обойтись без повторного включения двигателя и применения РБ, приемлемые энергетические хар-ки получили за счет продолжительной работы рулевого двигателя.
Переразмеренность второй ступени, как мне кажется, вызвана действительно стремлением увеличить массу полезного груза, пусть и немного в ущерб оптимальному соотношению ступеней (действит-но, зачем эта оптимальность, если можно получить больше полезного груза практически той же ракетой?). Кстати, масса 2й ступени 90 т (без ПГ и ГО).
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЕсли принять становящейся уже классикой схему с довыведением, может и побольше, чем 10%.
Почему "с довыведением"? Обычная трёхступенчатая ракета, ничем не хуже Циклона-3.
При запуске с Тюра-тама можно 2-ю ступень "бросать" в антиподную точку (суборбитальная траектория, скажем, с перигеем минус 10 и апогеем 180 км), не соря в космосе, а, к примеру 2-мя импульсами Фрегата (испльзуется как КРБ) выводить ПН на целевую орбиту. Энергетика будет лучше.
Думаю, Старый это и имел в виду.
Хотя есть особенность - для некоторых орбит запас топлива на Фрегате может
потребовать выхода на околоземную орбиту - точнее, попытки сбросить 2ю ступень в атмосферу приведут только к снижению массы ПГ.
Что же касается попыток повторить характеристики Зенита при расчете выведения, то у меня с этим тоже были проблемы. Чуть позднее выяснилось, что энергетику Зенита ощутимо ухудшают районы падения - 1я ступень и ГО отделяются не на оптимальной траектории, а исходя из соображения попадания в существующие районы падения. При выведени на 800-км круг оптимальный район для 1 ступени находится дальше, а для ГО - существенно ближе, чем фактические. Что касаемо точных характеристик "Зенита" - у меня тоже есть определенные информационные ограничения... Некоторые характеристики приведены в НК №10(273) за 2005 г и в Справочниках пользователя: http://www.sea-launch.com/customers_webpage/sluw/
ЦитироватьС первым выводом я согласен, непонятно другое - разве более крупная вторая ступень свидетельствует об оптимизации под орбиты выше ЛЕО? Вроде бы наоборот, чем она крупнее, тем больше вычитается из массы ПГ... хотя скорей всего оптимизация под орбиты вообще ни при чем.
Ну, по логике для вывода на ЛЕО 200 км высотой нужен короткий АУТ, соответственно гравпотери малы и затраты топлива тоже. Напротив, при выведении на существенно более высокую орбиту требуется либо введение пассивного участка, либо применение КРБ, либо, как на Зените, растягивание АУТ за счет резкого снижения тяги. В последнем случае гравпотери будут велики, потребные запасы топлива, а значит и масса ступени, также будут больше, чем для ЛЕО.
Цитировать...либо, как на Зените, растягивание АУТ за счет резкого снижения тяги. В последнем случае гравпотери будут велики, потребные запасы топлива, а значит и масса ступени, также будут больше, чем для ЛЕО.
Мне кажется, не так уж и велики, по крайней мере до 1000 км (а выше уже нужен РБ или апогейный импульс самого КА). А увеличение запаса топлива при том же движке дает увеличение гравпотерь
в начале работы второй ступени, так что имхо этот путь неочевиден. Конечно, можно поэкспериментировать, сделать кучу расчетов...
ЦитироватьЦитировать...либо, как на Зените, растягивание АУТ за счет резкого снижения тяги. В последнем случае гравпотери будут велики, потребные запасы топлива, а значит и масса ступени, также будут больше, чем для ЛЕО.
Мне кажется, не так уж и велики, по крайней мере до 1000 км (а выше уже нужен РБ или апогейный импульс самого КА). А увеличение запаса топлива при том же движке дает увеличение гравпотерь в начале работы второй ступени, так что имхо этот путь неочевиден. Конечно, можно поэкспериментировать, сделать кучу расчетов...
По моим оценкам для Зенита - на ЛЕО 200 км ХС менее 9000 м/с, для круга 800 км ХС не менее 9600 м/с. Так что разница приличная. В случае использования блока довыведения или КРБ суммарные затраты ХС по идее должны быть ощутимо меньше. Но, конечно, появляется еще один ракетный блок со всеми вытекающими минусами (надежность и т.п.)
Есть неточности в рассуждениях - первая ступень в вагон не помещается, а везут ее на открытой платформе, также ракете нужно сделать боковой маневр для сброса первой ступени в одно поле падения независимо от наклонения орбиты
ЦитироватьЕсть неточности в рассуждениях - первая ступень в вагон не помещается, а везут ее на открытой платформе, также ракете нужно сделать боковой маневр для сброса первой ступени в одно поле падения независимо от наклонения орбиты
При пуске на штатное наклонение боковой маневр не требуется либо пренебрежимо мал. Ну, может 1-2 процента ПГ скушает...
ГКБЮ в своей истории пишет следующее. Для обеспечения высоких энергетических возможностей ракеты-носителя "Энергия" при использовании блока первой ступени РН 11К77 в качестве блоков первой ступени РН "Энергия" потребовалось обеспечить максимально возможный запас топлива, поэтому при выбранном диаметре блока 3,9 м его длина была принята максимальной (31,4 м) из условия транспортировки железнодорожным транспортом без остановки встречного движения. Пришлось даже согласовывать с МПС мероприятия по устранению препятствий по маршруту транспортировки.
Высокие характеристики рулевого двигателя позволили применить режим его длительной автономной работы (до 900 с) в конце активного участка полета, что существенно увеличило энергетические возможности РН при выведении космических аппаратов на круговые орбиты высотой до 1700 км.
Цитировать2.Дросселируется ли РД-171?
Атлас-3А это примерно половинка Зенита-2 - масса в два раза меньше, РД-180 это половинка РД-171:
http://www.astronautix.com/lvs/atlsiiia.htm
http://www.astronautix.com/lvs/zenit2.htm
То есть тяговооружённости примерно одинакова.
Так вот РД-180 у Атласа-3А дросселируется во всю. Вейд так пишет:
"The RD-180 throttles to various levels during atmospheric ascent to effectively manage the air-loads experienced by the vehicle enabling minimum Atlas vehicle and launch site infrastructure changes. Additionally, throttling results in satellite experienced flight environments that are nearly identical to Atlas IIAS."
То есть РД-180 дросселируется, в числе прочего, чтобы снизить нагрузки на КА и на РН.
Кстати, Дмитрий вы всё время стремитесь к тяговооружённости РН на старте 1.5 и выше. В то время как сейчас тенденция к тяговооружённости 1.1. Это обясняется и снижением нагрузок на РН и КА и что более важно снижением стоимости РН. Судя по всему, двигатели дороже баков, поэтому баки пытаются сделать максимально большими.
Одна из существенных проблем таких "почти одноступенчатых" ракет в том что к окончанию огромного запаса топлива в первой ступени перегрузка слишком велика. Приходится дросселировать. Ну а Атлас-3 вообще был слишком лёгкий для столь мощного двигателя да ещё и "почти одноступенчатый".
ЦитироватьКстати, Дмитрий вы всё время стремитесь к тяговооружённости РН на старте 1.5 и выше. В то время как сейчас тенденция к тяговооружённости 1.1. Это обясняется и снижением нагрузок на РН и КА и что более важно снижением стоимости РН. Судя по всему, двигатели дороже баков, поэтому баки пытаются сделать максимально большими.
Позволю себе не солгласиться с заявлением о тенденции снижения тяговооруженности. Большая часть современных эфективных носителей имеют тяговооруженность 1,4-1,7, и как правило те носители, которые собраны из одинаковых модулей(УРМ'ов). имеют тяговооруженность 1,2 и менее. Атласы-5 и Дельты с ТТУ имеют тяговооруженность от 1,35 и выше, в вариантах Хэви порядка 1,2 и Ангара-3/5 иже с ними. Это как раз расплата за модульность. Хорошая тяговооруженность дает меньшие гравитационные потери. Врядли разработчики специально снижают начальную тяговооруженность.
А вот и дросселирование. Пуск РКН «Зенит-2»/Метеор-3М
Дата Киевское Московское
10 декабря 2001 г. 19h 18m 57s 20h 18m 57s
Характеристики орбиты выведения
Наклонение, град 99° 38' 24"
Высота перигея, км 1020,015
Высота апогея, км 1020,02
Аргумент широты точки выведения 170° 11' 06"
Аргумент широты перигея 265° 33'58"
Оскулирующий период обращения, с 6323,784
Минимальная высота на витке, км 1007,82
Максимальная высота на витке, км 1029,754
Драконический период обращения, с 6320,08
Циклограмма полета
Переход ТГС на силовую стабилизацию 0,000 с
Старт РН (тяга равна весу) 3,413 с
Выход ДУ 11Д520 на основной режим 4,522 с
Начало дросселирования ДУ 11Д520 112,261 с
Предварительная команда на выключение 131,660 с
ДУ11Д520(F1)
Команда на включение РД 11Д513(F3) 143,952 с
Главная команда на выключение ДУ 146,181 с
11Д520
Разделение ступеней 148,704 с
Команда на включение МД 11Д123 157,617 с
Выход МД 11Д123 на основной режим 160,762 с
Команда на сброс ГО (F4) 163,418 с
Начало дросселирования МД 11Д123 385,066 с
Команда на выключение МД 11Д123 (F5) 404,989 с
Команда на выключение РД 11Д513 (F6) 1054,989 с
Отделение КА 1055,350 с
Отделение малых КА 1056,989 с
ЦитироватьОдна из существенных проблем таких "почти одноступенчатых" ракет в том что к окончанию огромного запаса топлива в первой ступени перегрузка слишком велика. Приходится дросселировать. Ну а Атлас-3 вообще был слишком лёгкий для столь мощного двигателя да ещё и "почти одноступенчатый".
Ответил в "Анагре", но повторюсь здесь.
Зачем спрашивается в Атласах сделали "маленькую" водородную ступень? Чтобы ухудшить характеристики?
Конечно нет. Водродная ступень в Атласах "маленькая" для того чтобы снизить стоимость РН! Чем больше будет водородная ступень - тем выше необходима тяга двигателей на ней (скажем два РЛ-10 вместо одного). А двигатели дороже баков!
Вывод: Такой размер водородной ступени это оптимальная точка в соотношении Стоимость РН / Масса ПН.
Если бы было не выгодно то так бы не далали. А так получается дешевле дросселировать двигатель к окончанию запаса топлива в первой ступени, чем делать большую вторую ступень.
Главное это стоимость РН, а не массовое совершенсто РН.
ЦитироватьЦитироватьКстати, Дмитрий вы всё время стремитесь к тяговооружённости РН на старте 1.5 и выше. В то время как сейчас тенденция к тяговооружённости 1.1. Это обясняется и снижением нагрузок на РН и КА и что более важно снижением стоимости РН. Судя по всему, двигатели дороже баков, поэтому баки пытаются сделать максимально большими.
Позволю себе не солгласиться с заявлением о тенденции снижения тяговооруженности. Большая часть современных эфективных носителей имеют тяговооруженность 1,4-1,7, и как правило те носители, которые собраны из одинаковых модулей(УРМ'ов). имеют тяговооруженность 1,2 и менее. Атласы-5 и Дельты с ТТУ имеют тяговооруженность от 1,35 и выше, в вариантах Хэви порядка 1,2 и Ангара-3/5 иже с ними. Это как раз расплата за модульность. Хорошая тяговооруженность дает меньшие гравитационные потери. Врядли разработчики специально снижают начальную тяговооруженность.
Ответил в теме "Создание ракет из УРМ":
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=139850&highlight=#139850
ЦитироватьЗачем спрашивается в Атласах сделали "маленькую" водородную ступень? Чтобы ухудшить характеристики?
Конечно нет. Водродная ступень в Атласах "маленькая" для того чтобы снизить стоимость РН! Чем больше будет водородная ступень - тем выше необходима тяга двигателей на ней (скажем два РЛ-10 вместо одного). А двигатели дороже баков!
Вывод: Такой размер водородной ступени это оптимальная точка в соотношении Стоимость РН / Масса ПН..
Ну вы, блин, даёте! А лдля чего по вашему вообще деллают маленькими верхние ступени? Чиста из экономии, да? ;)
Маленькой делают ступень из-за ВЕСА! Чем больший вес верхней ступени приходится тащить на орбиту тем меньше будет вес ПН. Только и всего. Поэтому ступень делают оптимального размера обеспечивающего максимальную ПН.
ЦитироватьЕсли бы было не выгодно то так бы не далали. А так получается дешевле дросселировать двигатель к окончанию запаса топлива в первой ступени, чем делать большую вторую ступень.
Вам надо понять что ваши представления отличаются от общепринятых и хотя бы для приличия ыставлять "по моему имхо". Выгоднее дросселировать первую ступень нежели чем переть на орбиту огромную верхнюю ступень. Только и всего.
ЦитироватьГлавное это стоимость РН, а не массовое совершенсто РН.
Ракета выводит на орбиту СУММАРНЫЙ вес. И чем меньше в нём будет вес последней ступени тем больше в нём будет вес ПН. Неужели это так трудно понять?
Вы меня потрясаете, Егор. Обнаружив что ракетные ступени уменьшаются снизу вверх как вы умудрились додуматься что это делается из экономии? :shock:
ЦитироватьВы меня потрясаете, Егор. Обнаружив что ракетные ступени уменьшаются снизу вверх как вы умудрились додуматься что это делается из экономии? :shock:
Мне казалось, что это даже у дедушки Циолковского было.
Кстати смотрел запуск зенитов из моря (не лично конечно а по инету)
Там по них какаята жидкоть стекаеста. Неужели они сжижают воздух на своей поверхности до жидкого состояния?
По борту РН с жидким кислородом стекает не жидкость, а холодный воздух, контактирующий со стенками баков температурой минус 173 градуса. При такой температуре воздух не сжижается пока :lol:
ЦитироватьКстати смотрел запуск зенитов из моря (не лично конечно а по инету)
Там по них какаята жидкоть стекаеста. Неужели они сжижают воздух на своей поверхности до жидкого состояния?
Вообще-то холодного воздуха видно не будет. При старте вдоль борта РН "стекают" обломки твёрдой воды, намёрзшей на баках (на керосиновом эта "шуба" потоньше, но тоже есть).
ЦитироватьПри старте вдоль борта РН "стекают" обломки твёрдой воды
Мощно задвинул! :shock:
Хотя еще круче было бы "обломки твердого гидрида кислорода" :lol: :lol: :lol:
ЦитироватьВообще-то холодного воздуха видно не будет. При старте вдоль борта РН "стекают" обломки твёрдой воды, намёрзшей на баках (на керосиновом эта "шуба" потоньше, но тоже есть).
Да нет, скорее всётаки обломки жидкой воды. :) Пар образующийся при конденсации воды из влажного морского воздуха при контакте с холодными боками ракеты. Холодный воздух с паром стекает вниз создавая издалека видимость течения жидкости. Но ледяная крошка тоже сыпется.
ЦитироватьДа нет, скорее всётаки обломки жидкой воды. :) Пар образующийся при конденсации воды из влажного морского воздуха при контакте с холодными боками ракеты. Холодный воздух с паром стекает вниз создавая издалека видимость течения жидкости.
При такой температуре может и ледяной туман образоваться, скорее всего получается смесь льда и воды.
ЦитироватьПри такой температуре может и ледяной туман образоваться, скорее всего получается смесь льда и воды.
Пар, пар. А лёд это только обломки со стенок.
Пар этот хорошо виден и на кадрах старта Востока.
После пуска "Зенита" пусковой стол мокрый от спавшего с ракеты льда. А почему на баке горючего льда меньше? :lol:
http://b.foto.radikal.ru/0606/b63af9059a70.jpg
ЦитироватьПосле пуска "Зенита" пусковой стол мокрый от спавшего с ракеты льда. А почему на баке горючего льда меньше? :lol:
http://b.foto.radikal.ru/0606/b63af9059a70.jpg
А по_толщине ;) :lol:
Кстати, любопытно: а на Байконуре на керосиновых баках Зенита тоже иней намерзает? Я подробно видел только ракету при пуске с Мокрского старта.
По толщине лед не мерял, так как при заправке к ракете не пускают, но температура керосина на борту всего-лишь минус 18 градусов. Столько же примерно в баках РН "Союз"
ЦитироватьПосле пуска "Зенита" пусковой стол мокрый от спавшего с ракеты льда
А его разве факелом двигателя не высушает?
Цитироватьhttp://b.foto.radikal.ru/0606/b63af9059a70.jpg
На снимке кстати хорошо видно как пар стекает по бокам ракеты.
Невероятно, но факт. "0" отметка при взлете "Зенита" не успевает просохнуть от факелов двигателя. Да и стартовые агрегаты здесь разогреваются всего до 160 градусов :D
ЦитироватьПар, пар. А лёд это только обломки со стенок.
Пар этот хорошо виден и на кадрах старта Востока.
Ну если вы по виду ледяной туман от пара отличаете, то я не спорю :)
А про лед со стенок я и не говорил.
ЦитироватьЦитироватьhttp://b.foto.radikal.ru/0606/b63af9059a70.jpg
На снимке кстати хорошо видно как пар стекает по бокам ракеты.
Да ну откудыва там пар-то? тепло от двигателя ещё не попало, присутствует только холод от стенок баков. Хотя нет, поправка:
до пуска, пока ещё клапаны не закрыты, видна уносимая ветром тонкая струйка кислородного пара, испаряющегося четез дренаж.
ЦитироватьПри старте вдоль борта РН "стекают" обломки твёрдой воды.
- Я кстати назвал эту изморозь "твёрдой водой" ещё и потому, что под понятие
лёд она не подходит - слишком много в ней воздуха. Она ближе к снегу, по-моему.
ЦитироватьДа ну откудыва там пар-то?
Пар конденсируется при охлаждении влажного морского воздуха. Я же писал чуть выше.
а вот интересно, для Зенита-2 тропическую модификацию сделали без больших затрат времени, почему это вызывает такие проблемы в случае "семёрки"?
Ничего не буду добавлять в вашу дискуссию, покажу лишь картинки:
Это вот пуск JCSat
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/JCSAT-tall-low.jpg)
Тоже самое крупным планом:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/JCSAT-tall-lg.jpg
Тот же пуск, вид сбоку:
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/JCSAT-wide.jpg)
А вот пуск "Метеора" с Байконура:
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/10-12-2001-low.jpg)
Zoom:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/10-12-2001-hi.jpg
Картинки не открываются!
Шустрый какой :D
Ну и чего тут военного? На Байконуре воздух сухой поэтому спецэффектов меньше.
На байконуровском фото низ ракеты пересвечен и частично не виден, трудно понять есть ли там справа кроме тумана спецэффект осыпания явных крупных плоских кусков замерзшей воды =)
F:\JCSat-9\Jcsat_9_mix\2006_04_13\112_1268n.jpg(//%D0%BF%D0%B0%D0%BB%D1%83%D0%B1%D0%B0%20%22%D0%9E%D0%B4%D0%B8%D1%81%D1%81%D0%B5%D1%8F%22%20%D0%BD%D0%B0%20%D1%81%D0%BB%D0%B5%D0%B4%D1%83%D1%8E%D1%89%D0%B8%D0%B9%20%D0%B4%D0%B5%D0%BD%D1%8C%20%D0%BF%D0%BE%D1%81%D0%BB%D0%B5%20%D0%BF%D1%83%D1%81%D0%BA%D0%B0%20JCSat-9)
Чтоб поставить сюда фотки, надо их сначала переслать мне.