Форум Новости Космонавтики

(http://keep4u.ru/imgs/b/080613/4b/4be0dbe41ee225f20b.jpg)

(http://keep4u.ru/imgs/b/080613/57/5768a973d0a6b7e4a0.jpg)

ИМХО, насколько РККЭ слаба в РН, настолько же ЦиХ слаб в ПК. :(

А по мне так очень даже ничего.
Простенько и со вкусом.

Не совсем понятно какая посадка... И хотелось бы видеть диаметр побольше, а угол поменьше.

Интересно то, что проект ЦиХ-а почти полностью отвечает согласованному проекту ACTS между Роскосмосом и ESA  27-28 Мая.

Новости по ACTS от Анатолия Зака (http://www.russianspaceweb.com/soyuz_acts_origin.html)

Форма капсулы та же, форма ПАО-тоже.

Возможно ли все таки так оказаться, что СА поручат ЦиХ, у них уже наработка готовая по капсульной теме, пока Енергия Клиппером занималась?

ЦитироватьА по мне так очень даже ничего.
Простенько и со вкусом.

Не совсем понятно какая посадка... И хотелось бы видеть диаметр побольше, а угол поменьше.

Да, и мне нравится, модульная концепция, люк в днище убрали, технические решения проверенные... думаю ето совсем реализуемо до 2016 без технического риска

Посадка, полагаю, парашютная, сейчас не хотят експериментировать с посадочными ЖРД, как у "Зари", да и места в капсуле много занимать будут.

Кстати про угол - его неслучайно таким острым сделали, оптимизировали корабль для траекторий возвращения с Луны:

"Both sides agreed that the crew module of the spacecraft would be a cone with the opening angle of 20 degrees. ...

...However, the 20-degree cone is much sharper and steeper than the shape chosen by NASA for its Orion lunar vehicle. The latter is apparently better optimized for the return to Earth from lunar trajectories, however loses out to the Russian-European configuration in the available internal volume. Russian and European engineers will now have to go through a complicated process of choosing and arranging internal systems inside the capsule."


Полная противоположность японскому проекту (http://www.shokabo.co.jp/author/8758/):

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5675.jpg)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5676.jpg)

Ух какой японец симпатичный!!!!!
Мне такие пропорции в голову приходили с пол года назад, но нарисовать ручки не дотянулись... )

Следует отметить - такой блин имеет смысл делать если внутри него будут несколько независимых гермообземов. В протвином случае масса относительно объема будет завышена.

ЦитироватьУх какой японец симпатичный!!!!!
Мне такие пропорции в голову приходили с пол года назад, но нарисовать ручки не дотянулись... )

Следует отметить - такой блин имеет смысл делать если внутри него будут несколько независимых гермообземов. В протвином случае масса относительно объема будет завышена.

На счет красоты спорить не буду, но, на сколько я помню, мы спрашивали в свое время на кафедре аэродинамики про такие формы. Нам сказали, что такие вещи очень неустойчивы в полете, склонны к раскачиванию. На вопрос, а как же так хорошо летают тарелочки (имелись ввиду игрушки), нам сказали, что они ведь вращаются. Нарисовать можно и имперский броненосец. Т.ч. с японцами спорить не буду, но сумления есть ...  :roll:

ЦитироватьИнтересно то, что проект ЦиХ-а почти полностью отвечает согласованному проекту ACTS между Роскосмосом и ESA  27-28 Мая.

Форма капсулы та же, форма ПАО-тоже.

У капсулы от РККЭ форма - такая же.

ЦитироватьУ капсулы от РККЭ форма - такая же.

Не подскажете, пожалуйста, где можно увидеть проект РККЭ?

Цитировать

ЦитироватьУ капсулы от РККЭ форма - такая же.

Не подскажете, пожалуйста, где можно увидеть проект РККЭ?

Тут http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8348

Спасибо!

Хруничевский кажется универсальнее, кроме того, он тяжелее на 2 тонны, но имеет  объем по 3 м2 на человека, против 2 м2

Ну, будем ждать более детальную разработку от Енергии, чтоб сравнить посерьезнее.

ЦитироватьИМХО, насколько РККЭ слаба в РН, настолько же ЦиХ слаб в ПК. :(

В свое время НПОЭ было круто в РН, а НПОМ сделало ТКС :roll:

Ух-ты-ух-ты! Мне понравилось. Таким должен быть современный русский КК. И вообще, я очарован ТКС. Единственное, что не понравилось - отсутствие люка в днище ВА. Я считаю это существенным недостатком - такой люк открыл бы дополнительные возможности по комбинациям с отсеками. И ещё - может, лучше ВА, состоящий из двух конусов?

Цитировать

ЦитироватьУх какой японец симпатичный!!!!!
Мне такие пропорции в голову приходили с пол года назад, но нарисовать ручки не дотянулись... )

Следует отметить - такой блин имеет смысл делать если внутри него будут несколько независимых гермообземов. В протвином случае масса относительно объема будет завышена.

На счет красоты спорить не буду, но, на сколько я помню, мы спрашивали в свое время на кафедре аэродинамики про такие формы. Нам сказали, что такие вещи очень неустойчивы в полете, склонны к раскачиванию. На вопрос, а как же так хорошо летают тарелочки (имелись ввиду игрушки), нам сказали, что они ведь вращаются. Нарисовать можно и имперский броненосец. Т.ч. с японцами спорить не буду, но сумления есть ...  :roll:

Так-"на глаз" нельзя судить.Но то,что аэродинамическое качество приближается к "несущему корпусу" очевидно.Низкие перегрузки и высокая точность приземления.Следующий логический шаг-посадка по "Зариному". :wink:

ЦитироватьИМХО, насколько РККЭ слаба в РН, настолько же ЦиХ слаб в ПК. :(

Странно..... какраз все проектанты из Энергии по ПКК перебрались в ГКНПЦ и начали рисовать видоизменённые союзы  :wink:

ЦитироватьИМХО, насколько РККЭ слаба в РН, настолько же ЦиХ слаб в ПК. :(

Вы должны понимать, что РККЭ слаба не в проектировании РН, а в том, что их производить на РККЭ - негде.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьУ капсулы от РККЭ форма - такая же.

Не подскажете, пожалуйста, где можно увидеть проект РККЭ?

Тут http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8348

Пока его нельзя увидеть нигде извне. И на ссылке - тоже не он, а очень первое приближение - так сказать.

ЦитироватьСтранно..... какраз все проектанты из Энергии по ПКК перебрались в ГКНПЦ и начали рисовать видоизменённые союзы

:?: :!: Вроде все на месте, насколько я знаю.
P.S. Ув. NickD! Спасибо за ссылки на "японца". Отличный со всех сторон и хорошо управляемый на нынешнем уровне развития техники аппарат. Жаль, что такой нам "поставить" - не на что...

Цитировать

ЦитироватьИМХО, насколько РККЭ слаба в РН, настолько же ЦиХ слаб в ПК. :(

Вы должны понимать, что РККЭ слаба не в проектировании РН, а в том, что их производить на РККЭ - негде.

Нефиг было Прогресс целиком ДИКу отдавать! :wink:

Что поделаешь - "Все братья - сёстры" - таков был лозунг...

ЦитироватьЧто поделаешь - "Все братья - сёстры" - таков был лозунг...

ДИК "хапнул" Прогресс в середине 90-х (когда там образовался ГНПРКЦ? в 96-м?). Так что времена были вполне уже волчьи. РККЭ, по крайней мере, могла оставить за собой новые ("бурановские") корпуса. Просто, видимо, было не до ракет. :cry:

Да, вы правы. В то время (или чуть ранее) - более актуально было считать точки падения ступени Н155...

ЦитироватьP.S. Ув. NickD! Спасибо за ссылки на "японца". Отличный со всех сторон и хорошо управляемый на нынешнем уровне развития техники аппарат. Жаль, что такой нам "поставить" - не на что...

Первый раз этот "японец" всплыл еще на "допожарном" форуме НК в 2002 году.

http://www.cosmoworld.ru/spaceencyclopedia/hotnews/index.shtml?21.06.02.html

Цитировать17.06.2002   КОГДА-НИБУДЬ И ЯПОНИЯ СОЗДАСТ СОБСТВЕННЫЙ ПИЛОТИРУЕМЫЙ КОРАБЛЬ

          Если полет первого тайконавта на китайском космическом корабле дело ближайшего будущего, то вот создание японского пилотируемого корабля - вопрос ближайших десятилетий, хотя в Японии и живут уже пять астронавтов. Несмотря на столь отдаленную перспективу, японские специалисты приступили к эскизному проектированию будущих космических аппаратов, которые когда-нибудь могут стать реальностью. Офис научных исследований Японского космического агентства распространил рисунки некоторых космических аппаратов, приспособленных для пребывания на их борту астронавтов. На первом рисунке - спускаемый аппарат, на котором астронавты будут возвращаться на Землю. На остальных - орбитальные модули. Еще раз оговорюсь - все это дело не ближайших лет, а, в лучшем случае, двух-трех десятилетий.

рисунки по ссылке.

Оригинал: http://www.spaceref.com/news/viewpr.html?pid=8657

Крайнее упоминание о этой "тарелочке":
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=179250#179250

Что касается рисунков на http://www.shokabo.co.jp/author/8758/
Я не знаю (учитывая его работы в области анимэ, востановлени облика подводной лодки капитана Немо Nautilus) кто по профессии Nobumitsu Kobayashi
http://www.interq.or.jp/sun/sf2001/

Но его модель (при диаметре по Nobumitsu 4.4 метра высота капсулы ~1.6 метра. Герметичный объем почти 14 кубометров) не стыкуются с описанием "Fuji" на
http://en.wikipedia.org/wiki/Fuji_(Spacecraft)

ЦитироватьCM is base of Fuji. Crews of three, cone is diameter of 3.7m

Поэтому сейчас склоняюсь к мнению, что показанные картинки по Fuji

Цитироватьсоединили вместе Кибо, Рюсей и забыл какой разгонный блок.

и слабо похоже на планы JAXA.

Цитировать

ЦитироватьИМХО, насколько РККЭ слаба в РН, настолько же ЦиХ слаб в ПК. :(

Странно..... какраз все проектанты из Энергии по ПКК перебрались в ГКНПЦ и начали рисовать видоизменённые союзы  :wink:

Хм, странно, а свои салютовские уже перевелись? ;)

Весело :lol:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5686.jpg)

Ай, хороши кораблики! В основе все та же концепция Союза (или скорее Шенчьжоу) с сменным БО И меня мучают неясные подозрения, что желтый БО с надписью "Space View Corp"  надувной. В сущности при таком здоровом СА (около 8м3?) - можно и без БО обойтись...

Ага, желтенький точно надувной, ето "стандартный жилой модуль для длительных миссий". Модуль ЕМ-001 - лабораторный блок. Белый модуль - часть трехмодульной Т-образной ОС.
Только про версию, похожую на Союз ничего мне не известно.

Судя по флагам на БО - это на экспорт  :lol:

ЦитироватьПервый раз этот "японец" всплыл еще на "допожарном" форуме НК в 2002 году. http://www.cosmoworld.ru/spaceencyclopedia/hotnews/index.shtml?21.06.02.html...

Cпасибо! А то помню, что вроде они даже чего-то подобное "выкатывали" (какое-то видео масштабной модели на аэродроме по ТВ было, в 21-м веке уже) - а сам найти не смог.

Нет, ну всё-таки, к чему там те флаги? Это намёк на сотрудничество? БО уродливый получается на фоне СА...

Цитировать

ЦитироватьПервый раз этот "японец" всплыл еще на "допожарном" форуме НК в 2002 году. http://www.cosmoworld.ru/spaceencyclopedia/hotnews/index.shtml?21.06.02.html...

Cпасибо! А то помню, что вроде они даже чего-то подобное "выкатывали" (какое-то видео масштабной модели на аэродроме по ТВ было, в 21-м веке уже) - а сам найти не смог.

ЦитироватьАппарат OREX массой 865 кг представлял собой конус диаметром 3,4 метра и высотой 1,46 метра. После выведения на орбиту 3 февраля 1994 года ракетой-носителем Н-2 он получил название «Рюсей» («Метеор»). Основной задачей этого аппарата явилось испытание теплозащиты для транспортного корабля НОРЕ. Аппарат HYFLEX массой 1054 кг имел форму несущего тела и был предназначен для исследования проблем входа в плотные слои атмосферы и испытания теплозащиты. Он был запущен 11 февраля 1996 года с космодрома Танегасима с помощью двухступенчатой твердотопливной ракеты-носителя J-1, которая вывела его на суборбитальную траекторию. Аппарат успешно прошел все стадии полета и благополучно приводнился. Однако до прибытия спасателей оборвался поплавок, и он затонул. Аппарат ALFLEX массой 680 кг сбрасывался с вертолета в течение 1996 года над австралийским полигоном Вумера и был предназначен для отработки автоматической посадки на земную поверхность.

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/molodtsov/01/08-4.html
(http://rocket.sfo.jaxa.jp/fstrc/img/c01_02b.jpg)
(http://rocket.sfo.jaxa.jp/fstrc/img/c02_02b.jpg)
не трудно заметить подобие между первым и носовой частью второго

До кучи:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5691.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5692.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5693.jpg)

ЦитироватьИМХО, насколько РККЭ слаба в РН, настолько же ЦиХ слаб в ПК. :(

Да, РККЭ слаба...
Р-7
Н-1
"Энергия"
 :evil:  :twisted:

ЦитироватьА по мне так очень даже ничего.
Простенько и со вкусом.

Не совсем понятно какая посадка... И хотелось бы видеть диаметр побольше, а угол поменьше.

Ага, и без "Ангары"  :lol:

Относительно этого японского "блина".

 Очень интересно, каким образом они загонят ЦМ близко к теплозащите.
 Это уже не говоря о том, что у него два положения равновесия. :)

Цитироватьmrvyrsky писал(а):

ЦитироватьLev писал(а): [/b]
ИМХО, насколько РККЭ слаба в РН, настолько же ЦиХ слаб в ПК.

Да, РККЭ слаба...
Р-7
Н-1
"Энергия" :twisted:

Это было другое время, другая страна и другая фирма.
Мои слова также относятся и к ЦиХу.

ЦитироватьОтносительно этого японского "блина".
Очень интересно, каким образом они загонят ЦМ близко к теплозащите. Это уже не говоря о том, что у него два положения равновесия. :)

Активное управление расположением ц.м. + СУС + грамотные проектанты = нет проблем...

Цитировать

ЦитироватьОтносительно этого японского "блина".
Очень интересно, каким образом они загонят ЦМ близко к теплозащите. Это уже не говоря о том, что у него два положения равновесия. :)

Активное управление расположением ц.м. + СУС + грамотные проектанты = нет проблем...

Япононавты и аппаратура растекаются по полу. :lol:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьОтносительно этого японского "блина".
Очень интересно, каким образом они загонят ЦМ близко к теплозащите. Это уже не говоря о том, что у него два положения равновесия. :)

Активное управление расположением ц.м. + СУС + грамотные проектанты = нет проблем...

Япононавты и аппаратура растекаются по полу. :lol:

У этой тарелочки при высоте 1.7 м центр масс на высоте 0.6 м. При грамотном проектировании можно еще уменьшить.

ЦитироватьОтносительно этого японского "блина".

 Очень интересно, каким образом они загонят ЦМ близко к теплозащите.
 Это уже не говоря о том, что у него два положения равновесия. :)

Кстати, а на какой высоте ЦМ у СА Союза?

А с чего вы решили, что эта тарелка не входит ребром? Логичнее - крутить вокруг оси, стабилизируя угол атаки и снмжая тепловую нагрузку на еденицу поверзности?

ЦитироватьДа, РККЭ слаба...
Р-7
Н-1
"Энергия"
 :evil:  :twisted:

Если судить чисто по приведённому Вами списку, то получается, что 66,(6)% проектов данной фирмы, реализованных в металле, идут именно в металлолом без сколь либо "приличного" практического использования. Не надо, имхо, так горячиться с аргументами, а то можно подумать, что РККЭ - финансовая чёрная дыра, которая уж лучше бы совсем не существовала. :wink:

Цитировать

ЦитироватьДа, РККЭ слаба...
Р-7
Н-1
"Энергия"
 :evil:  :twisted:

Если судить чисто по приведённому Вами списку, то получается, что 66,(6)% проектов данной фирмы, реализованных в металле, идут именно в металлолом без сколь либо "приличного" практического использования. Не надо, имхо, так горячиться с аргументами, а то можно подумать, что РККЭ - финансовая чёрная дыра, которая уж лучше бы совсем не существовала. :wink:

А что, Энергия сдавала металлолом по собственному желанию???  :shock:

ЦитироватьА что, Энергия сдавала металлолом по собственному желанию???  :shock:

Пожалуй я возьму на себя наглость заявить "Да"! :oops: Да, в сдаче металлолома виновата Энергия в лице своих тогдашних руководителей. Давайте попробуем размышлять трезво:
1). Н1 - это вариант, который всеми правдами и неправдами протаскивал СП. Были иные варианты? Да, был вариант Глушко, имхо, с существенно меньшими техническими рисками. Правда с позиций сегодняшнего дня видится более оптимальным двухпусковая схема, когда Союз стартует на Р-7, а РБ и лэндер на РН от Глушко. При таком раскладе не надо было бы даже добиваться высокой надёжности РН Глушко: если бы она стартовала первой и упала, - да и хрен с ней. Пусть делает следующую с учётом работы над ошибками. Но СП "натянул одеяло" на себя, кинув Глушко. Результат - куча впустую истраченых средств, инженерных мозгов и уход СССР с дистанции в лунной гонке.
2). РН "Энергия". Связка РН "Энергия" + МТКК "Буран" - это вариант, на который определился Глушко, - тогдашний руководитель РККЭ. Были иные варианты? Да, - был вариант со "Спиралью". Глушко, как истинный технарь, выбрал минимум технических рисков. Результат тот же - куча впустую истраченых средств, инженерных мозгов и загон АКС в самый дальний угол, из которого она не выбралась и поныне. :evil:

AlexB14 писал(а):

ЦитироватьПожалуй я возьму на себя наглость заявить "Да"!

Т.е. Вы хотите сказать, что Королев, Мишин а потом Глушко делали то, что им хотелось, а не то, что требовало от них высшее руководство СССР? А потом они же по собственной инициативе и сворачивали эти программы? :shock:

Цитировать

ЦитироватьА что, Энергия сдавала металлолом по собственному желанию???  :shock:

Пожалуй я возьму на себя наглость заявить "Да"! :oops: Да, в сдаче металлолома виновата Энергия в лице своих тогдашних руководителей. Давайте попробуем размышлять трезво:
1). Н1 - это вариант, который всеми правдами и неправдами протаскивал СП. Были иные варианты? Да, был вариант Глушко, имхо, с существенно меньшими техническими рисками. Правда с позиций сегодняшнего дня видится более оптимальным двухпусковая схема, когда Союз стартует на Р-7, а РБ и лэндер на РН от Глушко. При таком раскладе не надо было бы даже добиваться высокой надёжности РН Глушко: если бы она стартовала первой и упала, - да и хрен с ней. Пусть делает следующую с учётом работы над ошибками.

А можно поподробней: какую ракету предлагал Глушко?
По-поводу "стартовала и упала" проходили во-втором пуске Н-1, когда разнесло СК.

ЦитироватьНо СП "натянул одеяло" на себя, кинув Глушко. Результат - куча впустую истраченых средств, инженерных мозгов и уход СССР с дистанции в лунной гонке.

Уход с дистанции в лунной гонке-  закрытие программы Н-1 партией и правительством с подачи Глушко, ликвидация готовых ракет с новыми НК-33, списание всего задела по двигателям (НК-33, НК-43, НК-31, НК-39, РД-54, РД-56, РД-57), отказ от уже испытывающихся водородных блоков Р и разрабатываемых Ср. И потом в течении 10 лет попытки сделать двигатель лучше НК-33 и РН Энергия с параметрами близкими к Н-1. А потом и её в утиль. А где же ракета Глушко?
И во всём этом виноват Королёв? :shock:  

Цитировать2). РН "Энергия". Связка РН "Энергия" + МТКК "Буран" - это вариант, на который определился Глушко, - тогдашний руководитель РККЭ. Были иные варианты? Да, - был вариант со "Спиралью". Глушко, как истинный технарь, выбрал минимум технических рисков. Результат тот же - куча впустую истраченых средств, инженерных мозгов и загон АКС в самый дальний угол, из которого она не выбралась и поныне. :evil:

Был вариант с Вулканом, но его то Глушко сделать и не дали.
А теперь покажите кто сделал  что-нибудь похожее на Спираль за эти тридцать лет?

ЦитироватьА с чего вы решили, что эта тарелка не входит ребром?

С того, что это самый бредовый способ входа.

ЦитироватьЛогичнее - крутить вокруг оси, стабилизируя угол атаки и снмжая тепловую нагрузку на еденицу поверзности?

Да нет тут ничего логичного.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьОтносительно этого японского "блина".
Очень интересно, каким образом они загонят ЦМ близко к теплозащите. Это уже не говоря о том, что у него два положения равновесия. :)

Активное управление расположением ц.м. + СУС + грамотные проектанты = нет проблем...

Япононавты и аппаратура растекаются по полу. :lol:

У этой тарелочки при высоте 1.7 м центр масс на высоте 0.6 м. При грамотном проектировании можно еще уменьшить.

Совершенно верно замечено по "растекаются по полу", это положение ЦМ у пустой капсулы или в какой-то тестовой комплектации?
 Люди в ней, очевидно, должны лежать или что-то в этом роде.

Цитировать

ЦитироватьОтносительно этого японского "блина".
 Очень интересно, каким образом они загонят ЦМ близко к теплозащите.
 Это уже не говоря о том, что у него два положения равновесия. :)

Кстати, а на какой высоте ЦМ у СА Союза?

~40% высоты аппарата с теплозащитой от лобового щита.
 Причём на устойчивость влияют проценты от высоты аппарата при таком положении ЦМ.

 Этот "японский блин" я нахожу НЕУДОБНЫМ ВО ВСЕХ СМЫСЛАХ. :D
 Мало того, что он большого диаметра - нужен большой ГО, он ещё и плоский почему-то, что, собственно говоря, мешает его сделать выше и получить больше объёма?

Бродяга писал(а):

ЦитироватьЛюди в ней, очевидно, должны лежать или что-то в этом роде.

ИМХО, этот девайс не для людей. Этот девайс для японцев. :( :oops:  :D

Цитировать

ЦитироватьА с чего вы решили, что эта тарелка не входит ребром?

С того, что это самый бредовый способ входа.

Ага, только этот "блин" тормозит именно "ребром" иначе такая форма вообще не нужна. ;) :D

С чего бы это бредовый? вам так показалоссь? Или есть более чёткие аргументы?

ЦитироватьС чего бы это бредовый? вам так показалоссь? Или есть более чёткие аргументы?

Этот "блин" может тормозить с малым углом атаки, имея высокую подъёмную силу, за счёт чего можно снизить перегрузки и получить возможность бокового манёвра и манёвра по дальности.
 Разумеется, он не "прямо ребром" в направлении набегающего потока садится, но "ребро весьма спереди". :D

 Зачем только это понадобилось японцам, которые, как я понял, собираются садиться на воду — совершенно непонятно. :D

разумеется, под углом. Экзотично, конечно. Но не вижу принципиальной невозможности. Удлиняется траектория торможения и снижаются перегрузки. Тут Старый подсказывает, что японский прототип

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5713.jpg)

садился днищем вниз? Но почему не вообразить отаботку БС? :)

Я нарыл несколько PDFов от японцев, но они все на японском и акробат ридер судорожно и бесконечно пытается загрузтьб японские шрифты :) Так что даже картинкм, если они там есть, остаются недоступными.

Ну, для начала надо получить подтверждение того, что "всё не сгорело", это разумно сперва не морочиться с управляемым спуском. :)
 Хотя, при управляемом спуске тепловая нагрузка больше - время торможения больше и аппарат должен прогреваться сильнее.

Виницки(й?), выложите пожалуйста документы, у меня, например, с японским на ПК всё в порядке  :D

Я уже потерял, но там явно OREXовские данные,
Вот, нашел на английском

http://www.isas.ac.jp/publications/reportSP/no17/6.PDF
http://www.isas.ac.jp/publications/reportSP/no17/7.PDF

Но описываемый СА визуально сильно отличается от вышеуказанного диска.

Насколько я понимаю, диск выбран именно в целях повышения сопротивления потоку.
Больше сопротивление -> толще отделенная от СА волна сжатия -> больше энергии уходит в создание плазмы -> меньше нагрузка на теплозащиту -> нужен меньший вес теплозащиты. Вобщем классическая Blunt Body Theory говоря по-ихнему.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60001.gif)

Полет диска боком это полная глупость, слишком низкое сопротивление, плазма будет создаваться вокруг всего диска, который будет тормозится гораздо дольше и японцы в нем просто поджарятся. Уже не говоря о том, что нужна будет более толстая теплозащита и на большей поверхности.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60002.gif)

Для того чтобы "отодвинуть ударную волну" цилиндр со смещённым центром масс подходит не хуже «блина», но не имеет той особенности, что надо упаковать людей и аппаратуру внутри блина. :)
 Кстати, "то, что нарисовано сверху" похоже на "нормальный СА "Аполлона", а не на эту "летучую японскую оладью". :D

Цитировать

ЦитироватьУ этой тарелочки при высоте 1.7 м центр масс на высоте 0.6 м. При грамотном проектировании можно еще уменьшить.

это положение ЦМ у пустой капсулы или в какой-то тестовой комплектации?

Для первого приблежения подойдет сравнение пустых гермообъемов.

Цитировать

ЦитироватьКстати, а на какой высоте ЦМ у СА Союза?

~40% высоты аппарата с теплозащитой от лобового щита.

У фары при высоте 2.1 ЦМ на высоте .96. Т.е. при правильном проектировании и заполнении с 46% уменьшили до 40%. У пустой тарелки 35%. Все конечно очень приблизительно, но результат можно получить не хуже.

ЦитироватьЭтот "блин" может тормозить с малым углом атаки, имея высокую подъёмную силу, за счёт чего можно снизить перегрузки и получить возможность бокового манёвра и манёвра по дальности.
 Разумеется, он не "прямо ребром" в направлении набегающего потока садится, но "ребро весьма спереди". :D

 Зачем только это понадобилось японцам, которые, как я понял, собираются садиться на воду — совершенно непонятно. :D

В подтверждение такого подробного и точного объяснения:

ЦитироватьКоэффициент К=Cy/Cx увеличивается при уменьшении конус- ности СА, в пределе получается дискообразный СА.

Мало того - еще и на парофойле. :)

Цитироватьразумеется, под углом. Экзотично, конечно. Но не вижу принципиальной невозможности. Удлиняется траектория торможения и снижаются перегрузки. Тут Старый подсказывает, что японский прототип

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5713.jpg)

садился днищем вниз? Но почему не вообразить отаботку БС? :)

Потому, что это прототип совсем другого аппарата.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=320753#320753

ЦитироватьЭтот "японский блин" я нахожу НЕУДОБНЫМ ВО ВСЕХ СМЫСЛАХ. :D
 Мало того, что он большого диаметра - нужен большой ГО, он ещё и плоский почему-то, что, собственно говоря, мешает его сделать выше и получить больше объёма?

С птичкой не получилось, вот и мечтают о тарелочке-капсуле с "птичей" АДК. :)

При высоте 1.7 (внутри еще меньше) удобного действительно мало.
ГО такой же, как и планируемого HTV. Если реально начнут делать, то скорее всего будет выше и большего объема. Такой АДК, как у этой тарелочки действительно избыточен для капсулы, хотя... как знать... ;)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьУ этой тарелочки при высоте 1.7 м центр масс на высоте 0.6 м. При грамотном проектировании можно еще уменьшить.

это положение ЦМ у пустой капсулы или в какой-то тестовой комплектации?

Для первого приблежения подойдет сравнение пустых гермообъемов.

Я бы так не сказал. :)
 Можно вспомнить известный пример с массивным балансировочным грузом на "Союзе". :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКстати, а на какой высоте ЦМ у СА Союза?

~40% высоты аппарата с теплозащитой от лобового щита.

У фары при высоте 2.1 ЦМ на высоте .96. Т.е. при правильном проектировании и заполнении с 46% уменьшили до 40%. У пустой тарелки 35%. Все конечно очень приблизительно, но результат можно получить не хуже.

Тут вот ещё какая проблема.
 Я уже говорил, что для устойчивости спускаемого аппарата "Союза" имеют значение проценты и даже десятые доли процентов относительного положения центра масс.
 Это может показаться странным, но, надо учесть, что у СА "Союза", по всей видимости, центр давления тоже находится "где-то рядом с центром масс".

 Получается "обычная история из опыта кораблестроения" - центр масс у морского корабля должен быть ниже центра давления, но это неудобно, все добавляют массу в надстройку и они порой оказываются очень близко, в результате чего корабль имеет высокую склонность к переворотам днищем вверх. :D

 Я думаю, что у этого "блина" примерно та же проблема возникнет.

 Что меня удивляет, почему никто не пытался сделать "то же самое, но с хвостом", а именно —  сделать конический спускаемый аппарат устроенный как авиабомба со стабилизатором. :D
 Таким образом, с помощью стабилизаторов, можно загнать центр давления вообще за объём герметичной конической части аппарата, если эти стабилизаторы достаточно велики и выступают назад относительно спускаемого аппарата.

ЦитироватьТ.е. Вы хотите сказать, что Королев, Мишин а потом Глушко делали то, что им хотелось, а не то, что требовало от них высшее руководство СССР? А потом они же по собственной инициативе и сворачивали эти программы? :shock:

Я такого нигде не говорил. Я пытался сказать, что и у Королёва в истории с Н1, и у Глушко в истории с Энергией-МТКК были варианты выбора. И выбор ими был сделан некорректно. И результат получился плачевным. И при выборе ими альтернотивных вариантов вполне могла получиться альтернативная история.

ЦитироватьА можно поподробней: какую ракету предлагал Глушко?

Только не надо делать вид, что Вы не знаете. После лунной инициативы США в СССР озадачились адекватным ответом. Королёв обсудил необходимость создания соответствующей РН с Глушко. Глушко ответил, что сделать такую ракету на "вонючке", - нет особых проблем. Будет дёшево и сердито. Королёву "вонючка" показалась не приемлемой. И он пошёл своим путём. С закономерным результатом. Понятно, что если бы было ещё n пусков Н1, то рано или поздно её бы отработали под пилотируемые пуски и она выполнила бы свою задачу. Но сколько на это ещё понадобилось бы времени и средств?

ЦитироватьПо-поводу "стартовала и упала" проходили во-втором пуске Н-1, когда разнесло СК.

Я пытался сказать, что если бы Королёв принял в качестве компромиса двухпусковую схему, то не было бы смысла отрабатывать высокую надёжность РН, выводившей РБ+лэндер. При первой же удачной попытке можно было выводить Союз и лететь к Луне.

ЦитироватьУход с дистанции в лунной гонке-  закрытие программы Н-1 партией и правительством с подачи Глушко, ликвидация готовых ракет с новыми НК-33, списание всего задела по двигателям (НК-33, НК-43, НК-31, НК-39, РД-54, РД-56, РД-57), отказ от уже испытывающихся водородных блоков Р и разрабатываемых Ср. И потом в течении 10 лет попытки сделать двигатель лучше НК-33 и РН Энергия с параметрами близкими к Н-1. А потом и её в утиль. А где же ракета Глушко?
И во всём этом виноват Королёв? :shock:

А где я говорил, что во всём? Я озвучил общеизвестный факт: Н1 - решение Королёва; Энергия+МКТТ - решение Глушко. Каждый из них при принятии решения имел альтернативные варианты.

ЦитироватьБыл вариант с Вулканом, но его то Глушко сделать и не дали.

Имно, закономерное решение. Лунная гонка проиграна. Основной задачей объявлена ОС. Так зачем нужно вкладывать деньги и мозги в этот гигантизм?

ЦитироватьА теперь покажите кто сделал  что-нибудь похожее на Спираль за эти тридцать лет?

Именно! В результате некорректного решения Глушко мы в течение тридцати лет не имеем АКС. А жаль!

ЦитироватьЭтот "блин" может тормозить с малым углом атаки, имея высокую подъёмную силу, за счёт чего можно снизить перегрузки и получить возможность бокового манёвра и манёвра по дальности.
 Разумеется, он не "прямо ребром" в направлении набегающего потока садится, но "ребро весьма спереди". :D

 Зачем только это понадобилось японцам, которые, как я понял, собираются садиться на воду — совершенно непонятно. :D

Проект "блина" не задуман для посадки на воду. Он задуман для большого бокового маневра с последующим спуском на параглайдере в автоматическом режиме с использованием GPS системы. По японским утверждениям, аппарат можно будет сажать "точно на аеродром".

Цитировать

ЦитироватьЭтот "блин" может тормозить с малым углом атаки, имея высокую подъёмную силу, за счёт чего можно снизить перегрузки и получить возможность бокового манёвра и манёвра по дальности.
 Разумеется, он не "прямо ребром" в направлении набегающего потока садится, но "ребро весьма спереди". :D

 Зачем только это понадобилось японцам, которые, как я понял, собираются садиться на воду — совершенно непонятно. :D

Проект "блина" не задуман для посадки на воду. Он задуман для большого бокового маневра с последующим спуском на параглайдере в автоматическом режиме с использованием GPS системы. По японским утверждениям, аппарат можно будет сажать "точно на аеродром".

Может быть у него еще и шасси есть? ;)

Да, и на всякий случай с обеих сторон :D

ЦитироватьПроект "блина" не задуман для посадки на воду. Он задуман для большого бокового маневра с последующим спуском на параглайдере в автоматическом режиме с использованием GPS системы. По японским утверждениям, аппарат можно будет сажать "точно на аеродром".

Тогда ясно.
 Если нет сильного ветра, то с помощью управляемого парашюта этот "блин" можно посадить даже на какой-нибудь специальный надувной матрас, для смягчения удара о поверхность. :)

 Однако, я уверен, что ветер не согласен будет "выключиться", гад такой. :D

ЦитироватьНасколько я понимаю, диск выбран именно в целях повышения сопротивления потоку.
Больше сопротивление -> толще отделенная от СА волна сжатия -> больше энергии уходит в создание плазмы -> меньше нагрузка на теплозащиту -> нужен меньший вес теплозащиты. Вобщем классическая Blunt Body Theory говоря по-ихнему.

Именно.
Только поправка: некорректно говорить "больше энергии уходит в создание плазмы". То, что получается за скачком при спуске КА плазмой назвать можно лишь с большой натяжкой, и уж на ионизацию уходит весьма малая доля энергии. Её даже на диссоциацию уходит отнюдь не много.
Выгода сильно затупленных тел не в том, что энергия поглотится в результате ионизации или диссоциации, а в том, что большая доля тепла усвистит в пространство, а не высыпется на сам СА.

ЦитироватьПолет диска боком это полная глупость, слишком низкое сопротивление, плазма будет создаваться вокруг всего диска, который будет тормозится гораздо дольше и японцы в нем просто поджарятся. Уже не говоря о том, что нужна будет более толстая теплозащита и на большей поверхности.

Угу, примерно так.

ЦитироватьС чего бы это бредовый? вам так показалоссь? Или есть более чёткие аргументы?

Базовое представление о процессе спуска и сопутстующих тепловых проблемах.

ЦитироватьЭтот "блин" может тормозить с малым углом атаки, имея высокую подъёмную силу, за счёт чего можно снизить перегрузки и получить возможность бокового манёвра и манёвра по дальности.
 Разумеется, он не "прямо ребром" в направлении набегающего потока садится, но "ребро весьма спереди". :D

Покажите хоть один японский источник, в к-м бы этот блин был нарисован или описан спускающимся С МАЛЫМ УГЛОМ АТАКИ.

Да, так можно почти "планировать", качество в принципе достижимо примерно как у несущего корпуса. Но тепловых и прочих проблем - море.

ЦитироватьДля того чтобы "отодвинуть ударную волну" цилиндр со смещённым центром масс подходит не хуже «блина»,

Хуже.

ЦитироватьИменно.
Только поправка: некорректно говорить "больше энергии уходит в создание плазмы". То, что получается за скачком при спуске КА плазмой назвать можно лишь с большой натяжкой, и уж на ионизацию уходит весьма малая доля энергии. Её даже на диссоциацию уходит отнюдь не много.
Выгода сильно затупленных тел не в том, что энергия поглотится в результате ионизации или диссоциации, а в том, что большая доля тепла усвистит в пространство, а не высыпется на сам СА.

Ну да, это я и хотел сказать - больше кинетической энергии уходит на нагрев воздуха в волне сжатия до температуры плазмы, который затем не контактирует с поверхностью капсулы и не участвует в теплопередаче на СА.

ЦитироватьДа, и на всякий случай с обеих сторон :D

А зачем ему шасси? Оно само - шасси! :D

Несмотря на все вышеприведенные аргументы, гложут серьезные сомнения, что относительная масса ТЗП на кубометр объема "блина" будет меньше, чем у фары или конуса.

Кстати, встречались картинки с продувками весьма острых конусов - вершиной к потоку. Куда более острых. чем японский блин на картинке :)

Неудивительно.
Острый конус + пообкромсать + щиток + немного травы = несущий корпус.

Цитировать

ЦитироватьС чего бы это бредовый? вам так показалоссь? Или есть более чёткие аргументы?

Базовое представление о процессе спуска и сопутстующих тепловых проблемах.

И в чём же оно заключается, прошу прощения, то самое "базовое представление"? ;)

ЦитироватьЭтот "блин" может тормозить с малым углом атаки, имея высокую подъёмную силу, за счёт чего можно снизить перегрузки и получить возможность бокового манёвра и манёвра по дальности.
 Разумеется, он не "прямо ребром" в направлении набегающего потока садится, но "ребро весьма спереди". :D

ЦитироватьПокажите хоть один японский источник, в к-м бы этот блин был нарисован или описан спускающимся С МАЛЫМ УГЛОМ АТАКИ.

Лень время тратить на поиск источника. :)
 Потому что если я его найду и предоставлю пользы мне от этого не будет. :P

 Такая форма нужна только для получения высокого качества, например у СА "Аполлона" качество выше, чему у СА "Союза" — и, соответственно, у него СА представляет более плоский конус.

 Вообще почему СА с теплозащитным щитом на основании конуса для большего качества должен быть более плоским, что называется, "ежу понятно". ;)

ЦитироватьДа, так можно почти "планировать", качество в принципе достижимо примерно как у несущего корпуса. Но тепловых и прочих проблем - море.

Да, у шаттла их тоже "море". ;)
 Однако, шаттл летает. :)

Цитировать

ЦитироватьДля того чтобы "отодвинуть ударную волну" цилиндр со смещённым центром масс подходит не хуже «блина»,

Хуже.

Первые боеголовки МБР имели примерно такую форму — цилиндр с "юбкой", для стабилизации с тупым округлым носом.
 "Блин" этот неустойчив, а такая форма — закруглённый цилиндр, устойчива. :)
 Разумеется, качества у неё нет, но с точки зрения эффективности теплозащиты она просто замечательна. :)

ЦитироватьНу да, это я и хотел сказать - больше кинетической энергии уходит на нагрев воздуха в волне сжатия до температуры плазмы, который затем не контактирует с поверхностью капсулы и не участвует в теплопередаче на СА.

Вообще почти вся энергия торможения при спуске с орбиты сперва уходит на нагрев воздуха...
 Всегда... :D

Цитировать

ЦитироватьНу да, это я и хотел сказать - больше кинетической энергии уходит на нагрев воздуха в волне сжатия до температуры плазмы, который затем не контактирует с поверхностью капсулы и не участвует в теплопередаче на СА.

Вообще почти вся энергия торможения при спуске с орбиты сперва уходит на нагрев воздуха...
 Всегда... :D

На излучение.

Кстати, блинчик - идеальная форма для "прыжков" по атмосфере  :D

ЦитироватьКстати, блинчик - идеальная форма для "прыжков" по атмосфере  :D

да, как элемент военной системы блинчик может попугать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу да, это я и хотел сказать - больше кинетической энергии уходит на нагрев воздуха в волне сжатия до температуры плазмы, который затем не контактирует с поверхностью капсулы и не участвует в теплопередаче на СА.

Вообще почти вся энергия торможения при спуске с орбиты сперва уходит на нагрев воздуха...
 Всегда... :D

На излучение.

Доля на излучение при орбитальных скоростях весьма мала.

ЦитироватьКстати, блинчик - идеальная форма для "прыжков" по атмосфере  :D

Ну опять ерунда :(

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьС чего бы это бредовый? вам так показалоссь? Или есть более чёткие аргументы?

Базовое представление о процессе спуска и сопутстующих тепловых проблемах.

И в чём же оно заключается, прошу прощения, то самое "базовое представление"? ;)

Мне лекцию читать лень, чесгря...
См. любую хорошу литературу по теме.

Цитировать

ЦитироватьПокажите хоть один японский источник, в к-м бы этот блин был нарисован или описан спускающимся С МАЛЫМ УГЛОМ АТАКИ.

Лень время тратить на поиск источника. :)
 Потому что если я его найду и предоставлю пользы мне от этого не будет. :P

Ну ясно дело, потолок изучать легче.

 

ЦитироватьТакая форма нужна только для получения высокого качества, например у СА "Аполлона" качество выше, чему у СА "Союза" — и, соответственно, у него СА представляет более плоский конус.

Качество зависит не только и не столько от формы, степени конусности.
Также от допустимых углов атаки, достижимых при данной форме и размещении масс.

ЦитироватьВообще почему СА с теплозащитным щитом на основании конуса для большего качества должен быть более плоским, что называется, "ежу понятно". ;)

Да нет тут ничего "ежу понятного".

У диска да, качество выше, чем у капсулы. ПРИ ОПРЕДЕЛЁННЫХ УГЛАХ АТАКИ, надо отметить.
Но качество это не очень велико.

Цитировать

ЦитироватьДа, так можно почти "планировать", качество в принципе достижимо примерно как у несущего корпуса. Но тепловых и прочих проблем - море.

Да, у шаттла их тоже "море". ;)
 Однако, шаттл летает. :)

Японцы будут использовать многоразовую ТЗП? Источник назовёте?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДля того чтобы "отодвинуть ударную волну" цилиндр со смещённым центром масс подходит не хуже «блина»,

Хуже.

Первые боеголовки МБР имели примерно такую форму — цилиндр с "юбкой", для стабилизации с тупым округлым носом.
 "Блин" этот неустойчив, а такая форма — закруглённый цилиндр, устойчива. :)
 Разумеется, качества у неё нет, но с точки зрения эффективности теплозащиты она просто замечательна. :)

[/quote]

Боеголовки оптимизировали по совершенно другим параметрам.
1) Перегрузки не критичны.
2) Было крайне желательно - это особо подчёркивалось - чтобы боеголовка тормозилась в основном в нижних слоях, а не в верхних.

ЦитироватьКстати, встречались картинки с продувками весьма острых конусов - вершиной к потоку. Куда более острых. чем японский блин на картинке :)

Блин, ну для кого сделан топик про спуск и ТЗП на А-базе?!

Конуса - для зондов, входящих в атмосферы со скоростью выше 2-й космической!!!

И это отменяет вход дискообразного тела ребром?

Цитировать

ЦитироватьИ в чём же оно заключается, прошу прощения, то самое "базовое представление"? ;)

Мне лекцию читать лень, чесгря...
См. любую хорошу литературу по теме.

Смотрел.
 Я думаю, даже такую, которую вы не смотрели. ;)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПокажите хоть один японский источник, в к-м бы этот блин был нарисован или описан спускающимся С МАЛЫМ УГЛОМ АТАКИ.

Лень время тратить на поиск источника. :)
 Потому что если я его найду и предоставлю пользы мне от этого не будет. :P

Ну ясно дело, потолок изучать легче.

Это не потолок. ;) :D

Цитировать

ЦитироватьТакая форма нужна только для получения высокого качества, например у СА "Аполлона" качество выше, чему у СА "Союза" — и, соответственно, у него СА представляет более плоский конус.

Качество зависит не только и не столько от формы, степени конусности.
Также от допустимых углов атаки, достижимых при данной форме и размещении масс.

Качество спускаемого аппарата зависит только от угла атаки, "блин" сделан именно для того, чтобы можно было лететь при малом угле атаки. :)

Цитировать

ЦитироватьВообще почему СА с теплозащитным щитом на основании конуса для большего качества должен быть более плоским, что называется, "ежу понятно". ;)

Да нет тут ничего "ежу понятного".

Да? ;)
 Итак, есть, грубо говоря, плоскость - теплозащитный щит на основании конического спускаемого аппарата, он совершает движение под каким-то углом к набегающему потоку.
 Если аппарат будет недостаточно сплюснутым, набегающий поток будет попадать не на эту условную плоскость, а на боковую стенку.

 Именно потому для увеличения качества надо сделать конус более плоским, он основанием тормозит. :)

ЦитироватьУ диска да, качество выше, чем у капсулы. ПРИ ОПРЕДЕЛЁННЫХ УГЛАХ АТАКИ, надо отметить.
Но качество это не очень велико.

У капсулы вроде СА "Союза" просто нельзя сделать угол атаки меньше, если это сделать, в набегающем потоке окажется боковая стенка.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДа, так можно почти "планировать", качество в принципе достижимо примерно как у несущего корпуса. Но тепловых и прочих проблем - море.

Да, у шаттла их тоже "море". ;)
 Однако, шаттл летает. :)

Японцы будут использовать многоразовую ТЗП? Источник назовёте?

А при чём тут МНОГОРАЗОВОСТЬ теплозащиты? :)
 Теплозащиту шаттла тоже можно каждый раз выбрасывать если не лень переклеивать все эти плитки. :D

Цитировать

ЦитироватьПервые боеголовки МБР имели примерно такую форму — цилиндр с "юбкой", для стабилизации с тупым округлым носом.
 "Блин" этот неустойчив, а такая форма — закруглённый цилиндр, устойчива. :)
 Разумеется, качества у неё нет, но с точки зрения эффективности теплозащиты она просто замечательна. :)

Боеголовки оптимизировали по совершенно другим параметрам.
1) Перегрузки не критичны.
2) Было крайне желательно - это особо подчёркивалось - чтобы боеголовка тормозилась в основном в нижних слоях, а не в верхних.

По массе теплозащиты они оптимизировались, по критерию "не должно сгореть". :)
 Конические с острым носом на уровне развития техники 50-х годов просто сгорали.

ЦитироватьБлин, ну для кого сделан топик про спуск и ТЗП на А-базе?!

Для людей, которым не противно общение с модераторами "Авиабазы". ;) :D

ЦитироватьКонуса - для зондов, входящих в атмосферы со скоростью выше 2-й космической!!!

Правда? ;)
 Для этой цели - торможения при возвращении с Луны, например, предлагались "утюги", причём раньше, чем конические аппараты, предлагались именно по причине более высокого качества.
 Конус выбрали из-за простоты управления и конструкции спускаемого аппарата. :)

Творчество ЦиХ:  на Луну через ЛОС

(http://keep4u.ru/imgs/b/080630/e4/e412690d6c4a3bdd85.jpg)

(http://keep4u.ru/imgs/b/080630/e8/e863e8fc1e9e7f6631.jpg)

(http://keep4u.ru/imgs/b/080630/13/136f3637569fa0cf7f.jpg)

Какая тоска (

ЦитироватьКакая тоска (

Да, ладно! Мечта Зомби!

Видимо уже есть какой-то международный стандарт для рисования таких презентаций (Эндрюс Спейс - "закоперщик"). В данном случае - почему-то отсутствует ретранслятор во 2-й точке Лагранжа...

В принципе, ЦиХ рисует то же самое, что рисовала РККЭ много лет назад. Только рисует более примитивно. И рисует многое из того, от чего РККЭ отказалась в результате более углубленной проработки проекта. И не рисует многое из того, что РККЭ нашла в результате более углубленной проработки проекта.
Так что ЦиХу еще работать и работать! :D

ЦитироватьВ принципе, ЦиХ рисует то же самое, что рисовала РККЭ много лет назад. Только рисует более примитивно. И рисует многое из того, от чего РККЭ отказалась в результате более углубленной проработки проекта. И не рисует многое из того, что РККЭ нашла в результате более углубленной проработки проекта.
Так что ЦиХу еще работать и работать! :D

И это говорит представитель фирмы, которая в своё время "грохнула" программу создания альтернативного пилотируемого корабля в личных корпоративных интересах.
 При этом сама с тех пор ничего не предложила, кроме "Бурана", который создавался далеко не одной РККЭ и под давлением ЦК КПСС как "ответ шаттлу".

ЦитироватьТворчество ЦиХ:  на Луну через ЛОС...

Что удивляет в этих картинках, так это отсутствие строчки "мощность системы электропитания". На глаз по панелькам - киловатт 5-10. Значит, все ресурсы - на поддержание штанов (в смысле систем жизнеобеспечения). Никакой науки, никаких ионников для поддержания орбиты. Зато для совсем тупых есть строчка "Количество модулей - 2".

Есть ли у сообщества информация о примерных параметрах окололунной орбиты в подобного рода проектах? Насколько такие орбиты стабильны, т.е. какой расход топлива надо планировать для долговременной станции (слово маскон знаю, но не знаю, насколько это серьёзно в данном контексте)?

Бродяга писал(а):

ЦитироватьПри этом сама с тех пор ничего не предложила, кроме "Бурана", который создавался далеко не одной РККЭ и под давлением ЦК КПСС как "ответ шаттлу".

Не надо нагло врать. Глушко никогда не хотел делать Буран. Советский Шаттл захотели иметь советские всесильные партбоссы. Глушко был вынужден выполнять приказ высшего руководства СССР и делать бессмысленный Буран.

ЦитироватьНе надо нагло врать. Глушко никогда не хотел делать Буран. Советский Шаттл захотели иметь советские всесильные партбоссы. Глушко был вынужден выполнять приказ высшего руководства СССР и делать бессмысленный Буран.

У него был выбор: Буран или Спираль. И выбор был сделан неверный!

Сравнивать "Спираль" и "Буран" это все равно, что сравнивать торпедный катер с ракетным крейсером.

ЦитироватьБродяга писал(а):

ЦитироватьПри этом сама с тех пор ничего не предложила, кроме "Бурана", который создавался далеко не одной РККЭ и под давлением ЦК КПСС как "ответ шаттлу".

Не надо нагло врать. Глушко никогда не хотел делать Буран. Советский Шаттл захотели иметь советские всесильные партбоссы. Глушко был вынужден выполнять приказ высшего руководства СССР и делать бессмысленный Буран.

Lev, вы не могли бы отвечать загрузив ту часть сознания, которая у вас отвечает за анализ текста или что у вас там с восприятием, раз уж вы отвечаете? ;)
 То, что вы заявили совершенно эквивалентно тому, что заявил я. ;)

 Да, Глушко не хотел создавать "Буран", он вообще ничего не хотел создавать, эта форма существования РККЭ — "при возможности ничего не создавать" возникла именно при Глушко и существует до сих пор. :)

ЦитироватьКстати, блинчик - идеальная форма для "прыжков" по атмосфере  :D

Я ошибался, помимо высокого качества на участке торможения, у этого "блина" есть ещё одно интересное и, возможно, полезное свойство.

 Этот "блин" может совершать "самолётную посадку" вообще без системы управления. ;) :D

Цитировать

ЦитироватьНе надо нагло врать. Глушко никогда не хотел делать Буран. Советский Шаттл захотели иметь советские всесильные партбоссы. Глушко был вынужден выполнять приказ высшего руководства СССР и делать бессмысленный Буран.

У него был выбор: Буран или Спираль. И выбор был сделан неверный!

У Глушко было желание строить РЛА, в том числе Вулкан, вместо Н-1. А выбора не было. Партия сказала строить Буран, значит-Буран. Причем сам ОКС Буран делала Молния. Какова по-вашему могла быть роль Энергии в проекте микояновского КБ Спираль? Разработка одноразового ускорителя и некоторых систем?

Кстати, в принципе, блинообразный аппарат может совершить посадку с нулевой и горизонтальной и вертикальной скоростью. ;)
 Но, для этого уже им надо управлять. ;)

ЦитироватьКстати, в принципе, блинообразный аппарат может совершить посадку с нулевой и горизонтальной и вертикальной скоростью. ;)
 Но, для этого уже им надо управлять. ;)

Надо просто иметь Spirit & Opportunity его делать. А этот конус (в том числе и ЦИХом предлагаемый) - он давно "продут" и изучен, потому все его и используют в своих презентациях.
Чтобы потом "не потратить лишнюю народную копейку", я так понимаю  :D...

Цитировать

ЦитироватьКстати, в принципе, блинообразный аппарат может совершить посадку с нулевой и горизонтальной и вертикальной скоростью. ;)
 Но, для этого уже им надо управлять. ;)

Надо просто иметь Spirit & Opportunity его делать. А этот конус (в том числе и ЦИХом предлагаемый) - он давно "продут" и изучен, потому все его и используют в своих презентациях.
Чтобы потом "не потратить лишнюю народную копейку", я так понимаю  :D...

Я вот о чём собственно. :)
 "Тарелкообразный конус" может, в принципе, совершать приземление без парашюта и без системы управления. :)
 Он может падать совершая колебательные движения за счёт качества, сперва скользит в одну сторону, потом в другую и т. д.
 При этом, как я понимаю, в точках где перекладывается направление движения скорость вообще равна нулю и горизонтальная и вертикальная. :)

ЦитироватьЯ вот о чём собственно.  
"Тарелкообразный конус" может, в принципе, совершать приземление без парашюта и без системы управления.  

Неа, не может.

ЦитироватьПри этом, как я понимаю, в точках где перекладывается направление движения скорость вообще равна нулю и горизонтальная и вертикальная.

:shock:  :shock:  :shock:
Этто, позвольте полюбопытствовать, как?!

ЦитироватьЭтто, позвольте полюбопытствовать, как?!

Маятник :wink:

ЦитироватьУ Глушко было желание строить РЛА, в том числе Вулкан, вместо Н-1. А выбора не было. Партия сказала строить Буран, значит-Буран. Причем сам ОКС Буран делала Молния. Какова по-вашему могла быть роль Энергии в проекте микояновского КБ Спираль? Разработка одноразового ускорителя и некоторых систем?

Ещё раз: Партия не говорила конкретно про Буран. Партия давала ценное указание о необходимости адекватного ответа шатлу. А Буран - сознательный выбор Глушко из возможных альтернатив. И, имхо, весьма неудачный. Что касается роли одного отдельно взятого предприятия отросли, то я не считаю, что в угоду его материальным интересам надо выкидывать на ветер деньги, инженерные мозги и возможности отработки новых технологий. Даже если бы это была моя родная контора. :wink:

Одновременно нулевое значение и вертикальной и горизонтальной скорости для планирующего аппарата без тяги возможно только на горке, т.е. сначала набирается скорость, достаточная для вертикального маневра, потом - перевод в вертикальный набор высоты, потом - падение скорости до "0". Понятно, что для посадки такой режим бесполезен. В нижней точке траектории возможен "0" только по одной составляющей - горизонтальной, либо вертикальной. Удержать нулевую вертикальную скорость (или уменьшающуюся до "0" при горизонтальной ниже минимальной эволютивной в принципе невозможно.

ЦитироватьОдновременно нулевое значение и вертикальной и горизонтальной скорости для планирующего аппарата без тяги возможно только на горке, т.е. сначала набирается скорость, достаточная для вертикального маневра, потом - перевод в вертикальный набор высоты, потом - падение скорости до "0". Понятно, что для посадки такой режим бесполезен. В нижней точке траектории возможен "0" только по одной составляющей - горизонтальной, либо вертикальной. Удержать нулевую вертикальную скорость (или уменьшающуюся до "0" при горизонтальной ниже минимальной эволютивной в принципе невозможно.

Вот и я к тому же :)
Спасибо за грамотное пояснение.

ЦитироватьОдновременно нулевое значение и вертикальной и горизонтальной скорости для планирующего аппарата без тяги возможно только на горке, т.е. сначала набирается скорость, достаточная для вертикального маневра, потом - перевод в вертикальный набор высоты, потом - падение скорости до "0". Понятно, что для посадки такой режим бесполезен. В нижней точке траектории возможен "0" только по одной составляющей - горизонтальной, либо вертикальной. Удержать нулевую вертикальную скорость (или уменьшающуюся до "0" при горизонтальной ниже минимальной эволютивной в принципе невозможно.

Ну представьте, эта штуковина сперва падает и разгоняется горизонтально, потом у неё резко увеличивается угол атаки и она, соответственно, тормозит.
 Если скорость и не ноль, то близка к нулю.

 Но этот режим не особо интересен, интересна просто планирующая посадка на нижнюю поверхность при отстуствии парашюта, аппарат не разбивается вообще без парашюта. :)

Нечего представлять, затормозиться до горизонтальной скорости менее минимальной, сохраняя нулевую вертикальную нельзя в принципе. Для планера с нагрузкой на крыло более 500 кг/м2 (без разницы, что в качестве крыла используется), минимальная скорость будет выше 300 км/ч. Сесть на шасси на полосу возможно, при этом для сколько - нибудь вменяемого маневра аэродинамическое качество должно быть ну хотя бы около 2 - в принципе достижимо, но нужна либо перевалка массы внутри СА, чтобы войти в атмосферу почти плашмя, а планировать уже с углами атаки не более 20 градусов, либо теплоизоляция на СА по типу шаттловской - бурановской, чтобы входить в атмосферу с небольшими углами атаки. Подозреваю, что в последнем варианте, да с посадкой на полосу крылатый СА будет предпочтительней, чем диск по массовому совершенству.

ЦитироватьНечего представлять, затормозиться до горизонтальной скорости менее минимальной, сохраняя нулевую вертикальную нельзя в принципе. Для планера с нагрузкой на крыло более 500 кг/м2 (без разницы, что в качестве крыла используется), минимальная скорость будет выше 300 км/ч. Сесть на шасси на полосу возможно, при этом для сколько - нибудь вменяемого маневра аэродинамическое качество должно быть ну хотя бы около 2 - в принципе достижимо, но нужна либо перевалка массы внутри СА, чтобы войти в атмосферу почти плашмя, а планировать уже с углами атаки не более 20 градусов, либо теплоизоляция на СА по типу шаттловской - бурановской, чтобы входить в атмосферу с небольшими углами атаки. Подозреваю, что в последнем варианте, да с посадкой на полосу крылатый СА будет предпочтительней, чем диск по массовому совершенству.

Вы рассматриваете квазистатический режим, а я имею в виду быстрое торможение. ;)
 Скорость ~0 будет доли секунды, так в эти доли секунды и будет посадка. ;)

 Эта самая "блинообразность" и даёт высокое качество и малую нагрузку на площадь. Возможно в 4-8 раз меньше, чем 500 кг. :)

 Относительно остального я совершенно согласен, во всех остальных смыслах, в том числе с точки зрения массового совершенства, "блин" невыгодная форма. :)

ЦитироватьВы рассматриваете квазистатический режим, а я имею в виду быстрое торможение. ;)
 Скорость ~0 будет доли секунды, так в эти доли секунды и будет посадка. ;)

 Эта самая "блинообразность" и даёт высокое качество и малую нагрузку на площадь. Возможно в 4-8 раз меньше, чем 500 кг. :)

 Относительно остального я совершенно согласен, во всех остальных смыслах, в том числе с точки зрения массового совершенства, "блин" невыгодная форма. :)

И чего бы самолетам так не садиться? - выровнял, погасил горизонтальную скорость до "0" - и аккуратно плюхнулся с высоты полметра сразу на стоянку?:lol: Не будет никаких долей секунд с нулевой скоростью. Смоделируйте: предположим идет заход на скорости большей эволютивной, вертикальная скорость гасится до "0", горизонтальная постепенно уменьшается за счет аэродинамического сопротивления - при К=2 торможение будет порядка 0.5 g. Скорость достигает минимальной эволютивной, после чего начинается срыв потока и подъемная сила резко падает - вертикальное ускорение быстро увеличивается от 0 до g, горизонтальное замедление сначала увеличивается примерно до g, потом быстро уменьшается до "0" - что имеем: суммарная скорость (горизонтальная + вертикальная) не может быть существенно меньше минимальной эволютивной (скорости сваливания), ну разве что для крыла с совсем плохими несущими свойствами скорость в режиме парашютирования может быть чуть меньше эволютивной при этом аэродинамическое качество где - то близко к "0" - при нагрузке даже 100кг/м2 скорость контакта с землей будет не меньше 100км/ч, причем это будет либо 140 - 150 км/ч скорость управляемого полета - может быть полностью горизонтальной - соответственно - посадка на полосу, либо около 100-120 км/ч вертикальная - на выбор. Повторюсь, "0" по вертикальной и горизонтальной составляющей для жесткого планера возможен только на горке.

Насчет высокого качества - на дозвуке блин - очень невыгодная форма - даже очень плоский блин К больше 3-4 не обеспечит, реально для СА при вменяемых пропорциях максимально буде 2.
При этом ума не приложу, как же удастся достичь таких малых удельных нагрузок - диаметр диска должен быть метров 10 при массе 7-8 тонн - это чем же его выводить то?

MVal, собственно говоря, ваши рассуждения совершенно верны, но наблюдая движение падающей пластиковой тарелки, например, почему-то кажется, что скорость в точках перекладки падает вообще до нуля. :)
 Скажите, может быть "горка" сравнима размером с аппаратом? :)
 При резком увеличении угла атаки центр масс дискообразного аппарата тоже поднимается, может это быть "разновидностью горки"? :)

 Относительно посадочной скорости, вполне вероятно, что это будет горизонтальная скорость 100-150 км/ч, но скажите, что "предпочтительнее", грохнуться с ВЕРТИКАЛЬНОЙ скоростью ~20 м/с или проехаться брюхом с ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ скоростью ~100-150 км/ч? ;) :D

 Относительно нагрузки на площадь, почему это "блин" будет иметь массу 7-8 тонн? :)
 Такова проектная масса японского спускаемого аппарата? :)
 Я ориентировался на "блин" диаметром 4-5 метров и посадочной массой тонны 2-3. :)

 Насколько мне известно, в своё время такой же "блин" рассматривали на РККЭ в качестве возможного варианта спасательной капсулы для МКС и это "блынданье" рассматривалось как полезное свойство в том смысле, что аппарат не разбивается даже без парашюта. :)

У тарелочки пластиковой какая скорость планирования? Подозреваю, что если наблюдать вооруженным (с) взглядом - то окажется, что скорость вертикальная в точке перкладки все же ненулевая, и горка тоже довольно высокая. Может ли при скорости планирования 140 - 150 км/ч размер горки быть сравним с размером аппарата - давайте посчитаем - время на гашение горизонтальной скорости даже при начальной перегрузке перегрузке 2 - секунды четыре - пять. Высота горки получится в районе сотни метров. Учтите, что скорость планирования при нагрузке на крыло около 150 кг 140 - 150 км/ч - ну это при хорошей несущей способности профиля, для диска же скорее всего это будет минимальная скорость около срыва, а скорость планирования - километров 200 в час - располагаемая перегрузка при 200км/ч как раз будет в районе 2g.

А в три тонны при диаметре 5 м и трех - четырех пассажирах - не верю - СА союза почти столько же весит. Можно в три тонны уложиться если вообще все сбрасывать, и теплозащиту сделать сбрасываемой, ну разве, что отказаться совсем от парашютов и систем мягкой посадки (т.е. от аварийных систем посадки), но даже при этом какие - то шасси нужны, нужны аэродинамические рули, какие - то системы ориентации, управления центровкой.... - в общем сложно.

А что предпочтительней (предполагаю, что рассматривается нештатная посадка, т.е не на шасси на полосу) - смотря по чему проехаться - если по твердому гладкому основанию - то можно довольно комфортно (правда СА - в металлолом потом), если поверхность рыхлая - то что там будет происходить после касания, и сколько раз этот блин подпрыгнет и перевернется, и не зароется ли он боком после первого же отскока (на скорости 130 - 150 км/ч это не сильно лучше вертикального падения со скоростью 20м/с)? Что будет при посадке в горы - вообще непредсказуемо, но в целом при промахе по полосе шансов выжить без парашютной посадки не очень то и много.

В общем как ни крути - блин - ущербная концепция - проигрывает конической капсуле во всем кроме качества, которое реализовать совсем не просто, и проигрывает в этом самом качестве (а значит в боковом маневре, управляемости, комфортности и безопасности посадки) крылатому CA, причем проигрывает настолько, что сама возможность такой посадки при малейшей ошибке под вопросом.

Масса СА Союза-ТМА 2950кг, загрузка 1355кг из них 255кг экипаж ;)

ЦитироватьУ тарелочки пластиковой какая скорость планирования? Подозреваю, что если наблюдать вооруженным (с) взглядом - то окажется, что скорость вертикальная в точке перкладки все же ненулевая, и горка тоже довольно высокая. Может ли при скорости планирования 140 - 150 км/ч размер горки быть сравним с размером аппарата - давайте посчитаем - время на гашение горизонтальной скорости даже при начальной перегрузке перегрузке 2 - секунды четыре - пять. Высота горки получится в районе сотни метров. Учтите, что скорость планирования при нагрузке на крыло около 150 кг 140 - 150 км/ч - ну это при хорошей несущей способности профиля, для диска же скорее всего это будет минимальная скорость около срыва, а скорость планирования - километров 200 в час - располагаемая перегрузка при 200км/ч как раз будет в районе 2g.

Да, я так и думал, что это кажущееся "зависание" в точке изменения направления скорости связано именно с тем, что объект малой массы имеет малую скорость планирования. :)
 Собственно это была "подначка такая" — заявление о нулевой скорости в точке перекладки. ;) :D

ЦитироватьА в три тонны при диаметре 5 м и трех - четырех пассажирах - не верю - СА союза почти столько же весит. Можно в три тонны уложиться если вообще все сбрасывать, и теплозащиту сделать сбрасываемой, ну разве, что отказаться совсем от парашютов и систем мягкой посадки (т.е. от аварийных систем посадки), но даже при этом какие - то шасси нужны, нужны аэродинамические рули, какие - то системы ориентации, управления центровкой.... - в общем сложно.

В общем да, тем более, что "блин" невыгодная форма с точки зрения массы конструкции, но тогда неясно, чем будет выводиться на орбиту весь этот японский корабль, потому что на картинке "всё остальное" значительно больше "блина", какова будет тогда масса всего корабля? :)

ЦитироватьА что предпочтительней (предполагаю, что рассматривается нештатная посадка, т.е не на шасси на полосу) - смотря по чему проехаться - если по твердому гладкому основанию - то можно довольно комфортно (правда СА - в металлолом потом), если поверхность рыхлая - то что там будет происходить после касания, и сколько раз этот блин подпрыгнет и перевернется, и не зароется ли он боком после первого же отскока (на скорости 130 - 150 км/ч это не сильно лучше вертикального падения со скоростью 20м/с)? Что будет при посадке в горы - вообще непредсказуемо, но в целом при промахе по полосе шансов выжить без парашютной посадки не очень то и много.

Так это Япония, вероятнейший промах — посадка на воду. :)
 Разумеется, при горизонтальном торможении можно, например, "влететь в столб", так что это не панацея для любого случая аварийной посадки.
 Но при вертикальном ударе шансов вообще нет, скорее всего, даже при ударе о воду. :)

ЦитироватьВ общем как ни крути - блин - ущербная концепция - проигрывает конической капсуле во всем кроме качества, которое реализовать совсем не просто, и проигрывает в этом самом качестве (а значит в боковом маневре, управляемости, комфортности и безопасности посадки) крылатому CA, причем проигрывает настолько, что сама возможность такой посадки при малейшей ошибке под вопросом.

Я полностью согласен, просто рассматриваю варианты "зачем японцам такое понадобилось". :)

ЦитироватьЯ полностью согласен, просто рассматриваю варианты "зачем японцам такое понадобилось". :)

Видимо им чисто эстетически приглянулось. :)

Цитировать

ЦитироватьБлин, ну для кого сделан топик про спуск и ТЗП на А-базе?!

Для людей, которым не противно общение с модераторами "Авиабазы". ;) :D

ЦитироватьКонуса - для зондов, входящих в атмосферы со скоростью выше 2-й космической!!!

Правда? ;)
 Для этой цели - торможения при возвращении с Луны, например, предлагались "утюги", причём раньше, чем конические аппараты, предлагались именно по причине более высокого качества.
 Конус выбрали из-за простоты управления и конструкции спускаемого аппарата. :)

Тьфу, ёпрст... опять проблемы с пониманием прочитанного текста?
Еще раз, медленно: конические аппараты - для входа в атмосферу со скоростью, заметно большей, чем 2-я космическая. Большей. Чем. 2-я. Космическая. Больше её, понятно?! Больше 2-й космической скорость должна быть. Её больше.
И вот тогда - конус не только выгоден, а просто-таки жизненно необходим. При 12-14 км/с и выше.

Возвращение от Луны тут не при делах еще.

Из древнего Ералаша:

"- ... (после многочасового вдалбливания) Ну не пересекаются параллельные прямые, не пересекаются... Понял?
- Понял. Но не понял, почему они не пересекаются..."

Факир, расскажи :) - что, таки принципиально нельзя на крыльях садиться с произвольными скоростями (ну, пусть всего лишь достаточно большими)? Просто интересно.

Мнэ-э... а вот тут уже я тебя не понЯл :)
А причём тут крылья? :)

На счет пластиковой тарелочки я еще раз хочу влезть. Кто нибудь попробуйте позапускать такую тарелочку без закрутки. Приделайте с одного края крючечек и попробуйте пульнуть ее с рогатки. И посмотрите, как она будет летать. думаю, вам понравится.
Вся летучесть тарелочки образуется за счет вращения. Только думаю, что космонавтам, даже если они японцы, это сильно не понравится.

ЦитироватьВся летучесть тарелочки образуется за счет вращения. Только думаю, что космонавтам, даже если они японцы, это сильно не понравится.

За счет закрутки обеспечивается стабилизация статически неустойчивой ориентации (центр масс выше центра давления). При этом возникающий при движении опрокидывающий момент вызывает прецессию оси вращения, а не опрокидывание. У того же диска можно добиться статической устойчивости за счет правильного расположения центра масс - соответственно вращать ничего не нужно.

ЦитироватьУ того же диска можно добиться статической устойчивости за счет правильного расположения центра масс - соответственно вращать ничего не нужно.

Можно. При нулевом угле атаки - вообще без проблем :) .  Но кому тогда и зачем нужна будет дискообразная форма? ;)
Преимущества дискообразной формы проявляются только если лететь с максимальным качеством, а это при угле атаки ~45 град, чего имхо нелегко (если вообще возможно) добиться смещением центра масс.
Проблему решила бы реактивная СУС, но такому аппарату форма диска опять же не обеспечит преимуществ по сравнению с конусом а-ля Аполло.

Цитировать

ЦитироватьВся летучесть тарелочки образуется за счет вращения. Только думаю, что космонавтам, даже если они японцы, это сильно не понравится.

За счет закрутки обеспечивается стабилизация статически неустойчивой ориентации (центр масс выше центра давления). При этом возникающий при движении опрокидывающий момент вызывает прецессию оси вращения, а не опрокидывание. У того же диска можно добиться статической устойчивости за счет правильного расположения центра масс - соответственно вращать ничего не нужно.

Так вот я и предлагаю достичь этого на практике. Не бог весть какой подготовительный процесс нужен. Рассуждения хороши только тогда, когда подтверждаются практикой.

ЦитироватьВся летучесть тарелочки образуется за счет вращения. Только думаю, что космонавтам, даже если они японцы, это сильно не понравится.

Нет-нет, на гиперзвуке с ненулевым углом атаки всё совершенно не так, вполне будет подъёмная сила без всякого вращения - это даже из ньютоновской теории очевидно :)

Цитировать

ЦитироватьВся летучесть тарелочки образуется за счет вращения. Только думаю, что космонавтам, даже если они японцы, это сильно не понравится.

Нет-нет, на гиперзвуке с ненулевым углом атаки всё совершенно не так, вполне будет подъёмная сила без всякого вращения - это даже из ньютоновской теории очевидно :)

Подъемная сила будет и у чугунного утюга, и у куска фанеры. Весь вопрос упирается в устойчивость полета и управляемость.

Цитировать

ЦитироватьЗа счет закрутки обеспечивается стабилизация статически неустойчивой ориентации (центр масс выше центра давления). При этом возникающий при движении опрокидывающий момент вызывает прецессию оси вращения, а не опрокидывание. У того же диска можно добиться статической устойчивости за счет правильного расположения центра масс - соответственно вращать ничего не нужно.

Так вот я и предлагаю достичь этого на практике. Не бог весть какой подготовительный процесс нужен. Рассуждения хороши только тогда, когда подтверждаются практикой.

Интересно, а какова цена такой практики, если на тех высотах и при тех скоростях совсем другой характер аэрогазодинамических явлений?

На мой взгляд, всё что не попадает в набегающий поток, т.е. оказывается в аэродинамической "тени", никакого влияния на аэродинамику "там" не оказывает.
В отличие от упрощенного эксперимента, проводимого "здесь", с малыми скоростями но немалым давлением.

Цитировать

ЦитироватьДля этой цели - торможения при возвращении с Луны, например, предлагались "утюги", причём раньше, чем конические аппараты, предлагались именно по причине более высокого качества.
 Конус выбрали из-за простоты управления и конструкции спускаемого аппарата. :)

Тьфу, ёпрст... опять проблемы с пониманием прочитанного текста?
Еще раз, медленно: конические аппараты - для входа в атмосферу со скоростью, заметно большей, чем 2-я космическая. Большей. Чем. 2-я. Космическая. Больше её, понятно?! Больше 2-й космической скорость должна быть. Её больше.
И вот тогда - конус не только выгоден, а просто-таки жизненно необходим. При 12-14 км/с и выше.

Возвращение от Луны тут не при делах еще.

А что вы называете "конусом"? ;)
 SpaceR выше совершенно правильно заметил, без разницы, что в тени лобового щита, конус или "восьмиглавый дракон сидит". :)

 Повторяюсь, конус простенькая форма и с точки зрения конструкции и с точки зрения системы управления. В остальном "конус это плохо". :)
 Более плоский конус имеет подъёмную силу больше только потому, что он может лететь с углом атаки меньше при том условии, что задняя часть остаётся в тени теплозащитного щита.
 Вообще подъёмная сила на гиперзвуке в первом приближении пропорциональна котангенсу угла атаки, не верите мне, спросите Streamflow-а.

 При высоких скоростях, более второй космической, для входа в атмосферу нужен аппарат с подъёмной силой для уменьшения перегрузок и увеличения коридора входа в атмосферу, но это не обязательно конический аппарат с теплозащитой на основании конуса.

Цитировать

ЦитироватьУ того же диска можно добиться статической устойчивости за счет правильного расположения центра масс - соответственно вращать ничего не нужно.

Можно. При нулевом угле атаки - вообще без проблем :) .  Но кому тогда и зачем нужна будет дискообразная форма? ;)
Преимущества дискообразной формы проявляются только если лететь с максимальным качеством, а это при угле атаки ~45 град, чего имхо нелегко (если вообще возможно) добиться смещением центра масс.
Проблему решила бы реактивная СУС, но такому аппарату форма диска опять же не обеспечит преимуществ по сравнению с конусом а-ля Аполло.

SpaceR максимальное качество при торможении на гиперзвуковой скорости будет при малом угле атаки, таком, при котором форма диска ещё позволяет верхней части не попадать в набегающий поток.

 Только аппарат при этом сгорит.

ЦитироватьSpaceR максимальное качество при торможении на гиперзвуковой скорости будет при малом угле атаки, таком, при котором форма диска ещё позволяет верхней части не попадать в набегающий поток.

 Только аппарат при этом сгорит.

Нет, думаю, что ситуация тут несколько сложнее...

В  начале входа в атмосферу важнее затормозиться как можно резче, по максимуму, это повышает точность выхода в точку посадки. Угол атаки 90град.

По мере роста перегрузок и давления нужно снижать угол атаки, повышая подъемную силу и стараясь минимизировать вертикальную скорость. На этом этапе реализуемое качество также смысла не имеет, более важным критерием является подъемная сила. Когда речь идёт о СА с ограничениями на максимальную температуру ТЗП, тормозиться нужно как раз помедленнее, чтобы тепло нагрева теплозащиты успевало рассеяться излучением. Это особенно характерно для СА с многоразовой ТЗП. "Медленность" торможения обеспечивается выдерживанием максимальной высоты, что реализуется как раз при МАКСИМУМЕ подъемной силы и угле атаки ~45 град.

Когда скорость падает, и вместе с ней подъемная сила, СА опускается ниже, выдерживая угол максимальной подъемной силы. И так вплоть до резкого снижения теплопритока, на скорости уже ~1-1,5 км/с. И только после этого по настоящему пригодится максимальное качество. Но это уже не гипер- а сверхзвук ;).

Для СА с одноразовой (абляционной) теплозащитой оптимальный режим для минимизации её выгорания вероятно несколько иной, возможно близкий к БС.  Но это не значит что СА сгорит, просто нужно будет увеличить толщину ТЗП на четверть (или треть).
Но подозреваю, что японцы свой диск хотели сделать всё-таки многоразовым, раз уж собирались садиться на шасси на аэродром?

Цитировать

ЦитироватьSpaceR максимальное качество при торможении на гиперзвуковой скорости будет при малом угле атаки, таком, при котором форма диска ещё позволяет верхней части не попадать в набегающий поток.

 Только аппарат при этом сгорит.

Нет, думаю, что ситуация тут несколько сложнее...

В  начале входа в атмосферу важнее затормозиться как можно резче, по максимуму, это повышает точность выхода в точку посадки. Угол атаки 90град.

Почему это большой угол атаки увеличивает точность выхода в точку посадки? ;)

ЦитироватьПо мере роста перегрузок и давления нужно снижать угол атаки, повышая подъемную силу и стараясь минимизировать вертикальную скорость. На этом этапе реализуемое качество также смысла не имеет, более важным критерием является подъемная сила. Когда речь идёт о СА с ограничениями на максимальную температуру ТЗП, тормозиться нужно как раз помедленнее, чтобы тепло нагрева теплозащиты успевало рассеяться излучением. Это особенно характерно для СА с многоразовой ТЗП. "Медленность" торможения обеспечивается выдерживанием максимальной высоты, что реализуется как раз при МАКСИМУМЕ подъемной силы и угле атаки ~45 град.

Вы ещё какие-нибудь углы знаете, кроме 90 и 45 градусов? ;)

ЦитироватьКогда скорость падает, и вместе с ней подъемная сила, СА опускается ниже, выдерживая угол максимальной подъемной силы. И так вплоть до резкого снижения теплопритока, на скорости уже ~1-1,5 км/с. И только после этого по настоящему пригодится максимальное качество. Но это уже не гипер- а сверхзвук ;).

Поразительно, подъёмная сила падает? ;)
 И Шаттл, например, начинает типа как кирпич падать вниз? ;)
 (Недавно подъёмная сила была максимальной, при угле атаки 45 градусов, а тут она уменьшилась...) ;)

ЦитироватьДля СА с одноразовой (абляционной) теплозащитой оптимальный режим для минимизации её выгорания вероятно несколько иной, возможно близкий к БС.  Но это не значит что СА сгорит, просто нужно будет увеличить толщину ТЗП на четверть (или треть).
Но подозреваю, что японцы свой диск хотели сделать всё-таки многоразовым, раз уж собирались садиться на шасси на аэродром?

А точнее, на четверть или на треть надо увеличить толщину ТЗП и в каком месте надо её увеличить? ;)

 SpaceR вас что, этот самый "gans3" покусал в теме "про катапульту" и вы заразились? ;) :D

Цитировать1). Н1 - это вариант, который всеми правдами и неправдами протаскивал СП. Были иные варианты? Да, был вариант Глушко, имхо, с существенно меньшими техническими рисками. Правда с позиций сегодняшнего дня видится более оптимальным двухпусковая схема, когда Союз стартует на Р-7, а РБ и лэндер на РН от Глушко. При таком раскладе не надо было бы даже добиваться высокой надёжности РН Глушко: если бы она стартовала первой и упала, - да и хрен с ней. Пусть делает следующую с учётом работы над ошибками. Но СП "натянул одеяло" на себя, кинув Глушко. Результат - куча впустую истраченых средств, инженерных мозгов и уход СССР с дистанции в лунной гонке.

Н-1 делал СП для марсианских, а не лунных целей. А однопусковой вариант старта к Луне более дешев, если иметь ввиду долгосрочное освоение Луны, а не летать туда 1 раз для победы над идеологическим противником.

AlexB14 писал(а):

Цитировать1). Н1 - это вариант, который всеми правдами и неправдами протаскивал СП. Были иные варианты? Да, был вариант Глушко, имхо, с существенно меньшими техническими рисками.

Это вот это гептиловое чудо "с меньшими техническими рисками" http://www.astronautix.com/lvs/ur700.htm ?
Этот проект закрыли бы после первой-же неизбежной аварии..
Такова была тогда методика отработки РН, при экономии на двигательных стендах.. :(
А Н-1 для успеха не хватило одного-двух пусков, ИМХО..

Цитировать

ЦитироватьТьфу, ёпрст... опять проблемы с пониманием прочитанного текста?
Еще раз, медленно: конические аппараты - для входа в атмосферу со скоростью, заметно большей, чем 2-я космическая. Большей. Чем. 2-я. Космическая. Больше её, понятно?! Больше 2-й космической скорость должна быть. Её больше.
И вот тогда - конус не только выгоден, а просто-таки жизненно необходим. При 12-14 км/с и выше.

Возвращение от Луны тут не при делах еще.

 А что вы называете "конусом"? ;)

Конусом я, как и все нормальные люди, называю конус.
Если быть совсем точным, в нашем случае это сфероконь (англ. sphere-cone), сиречь конус с закругленным носом.

ЦитироватьSpaceR выше совершенно правильно заметил, без разницы, что в тени лобового щита, конус или "восьмиглавый дракон сидит". :)

Это только вам так показалось, что правильно.
Режим обтекания на 99% траектории - совершенно не кнудсеновский, за головным скачком воздух тормозится до всегда дозвуковой скорости, и хоть далее он всегда же снова "разгоняется", но это происходит по-разному с разных "сторон" СА, во-первых, и то, что в аэродинамической тени  - тем не менее всегда и неизбежно обтекается потоком, и оказывает влияние на сопротивление и на АК. Причём от характера течения "сзади", от степени его турбулизации тоже многое зависит.

ЦитироватьПовторяюсь, конус простенькая форма и с точки зрения конструкции и с точки зрения системы управления. В остальном "конус это плохо". :)

От того, что вы десять раз повторите ерунду, ничего не изменится.

ЦитироватьБолее плоский конус имеет подъёмную силу больше только потому, что он может лететь с углом атаки меньше при том условии, что задняя часть остаётся в тени теплозащитного щита.

Да вообще не в подъёмной силе дело когда речь о больших скоростях входа, ну японский бог.

ЦитироватьПри высоких скоростях, более второй космической, для входа в атмосферу нужен аппарат с подъёмной силой для уменьшения перегрузок и увеличения коридора входа в атмосферу, но это не обязательно конический аппарат с теплозащитой на основании конуса.

При действительно больших скоростях никаким качеством перегрузки не уменьшишь до приемлимых для человека, а автоматом перегрузки пофигу (у "Венер" - 400 g, у зонда Галилео как бы не больше и т.д.), поэтому минимизируют совершенно не их. И при помощи конуса (даже БЕЗ качества) решают совершенно иную проблему. Какую именно - я задолбался объяснять, тех, кому действительно интересно - отсылаю к топику на А-базе:
http://forums.airbase.ru/2007/06/t55982--Spusk-s-orbity-i-teplozaschita-KA.html

ЦитироватьДля СА с одноразовой (абляционной) теплозащитой оптимальный режим для минимизации её выгорания вероятно несколько иной, возможно близкий к БС.  

Да не то что "возможно", и не то что "близкий к БС", а с точки зрения минимизации массы абляционки оптимален именно что БС, причём чем круче траектория входа - тем лучше.

Цитировать

ЦитироватьА что вы называете "конусом"? ;)

Конусом я, как и все нормальные люди, называю конус.
Если быть совсем точным, в нашем случае это сфероконь (англ. sphere-cone), сиречь конус с закругленным носом.

Союзовская "фара" это "конус с закруглённым носом"? ;)
 А "нос" это что? ;)

Цитировать

ЦитироватьSpaceR выше совершенно правильно заметил, без разницы, что в тени лобового щита, конус или "восьмиглавый дракон сидит". :)

Это только вам так показалось, что правильно.
Режим обтекания на 99% траектории - совершенно не кнудсеновский, за головным скачком воздух тормозится до всегда дозвуковой скорости, и хоть далее он всегда же снова "разгоняется", но это происходит по-разному с разных "сторон" СА, во-первых, и то, что в аэродинамической тени  - тем не менее всегда и неизбежно обтекается потоком, и оказывает влияние на сопротивление и на АК. Причём от характера течения "сзади", от степени его турбулизации тоже многое зависит.

Вы о торможении космического аппарата или о полёте кастрюли рассуждаете? ;)
 На участке торможения при возвращении с орбиты или при входе в атмосферу со скоростями больше второй космической можно смело наплевать на всю эту "турбулизацию". :D

Цитировать

ЦитироватьПовторяюсь, конус простенькая форма и с точки зрения конструкции и с точки зрения системы управления. В остальном "конус это плохо". :)

От того, что вы десять раз повторите ерунду, ничего не изменится.

От того, что вы "молдавский модер с аВИАБАЗЫ физтеховского розлива" ваши слова тоже не приобретают значимости. ;)

Цитировать

ЦитироватьБолее плоский конус имеет подъёмную силу больше только потому, что он может лететь с углом атаки меньше при том условии, что задняя часть остаётся в тени теплозащитного щита.

Да вообще не в подъёмной силе дело когда речь о больших скоростях входа, ну японский бог.

Да? Вы в этом уверены? ;)
 Сами придумали или вычитали где, а? ;)
 Тут один из участников форума выкладывал ссылку на одну книжицу, он отсканировал и оцифровал только "статейки с картинками", интересные для соответствующего большинства. ;)
 А я не поленился и достал ту книгу целиком, там описаны варианты конструкции аппаратов для возвращения на Землю с высокими скоростями входа в атмосферу.
 Аэродинамическое качество пилотируемых возвращаемых аппаратов при этом имеет решающее значение.

Цитировать

ЦитироватьПри высоких скоростях, более второй космической, для входа в атмосферу нужен аппарат с подъёмной силой для уменьшения перегрузок и увеличения коридора входа в атмосферу, но это не обязательно конический аппарат с теплозащитой на основании конуса.

При действительно больших скоростях никаким качеством перегрузки не уменьшишь до приемлимых для человека, а автоматом перегрузки пофигу (у "Венер" - 400 g, у зонда Галилео как бы не больше и т.д.), поэтому минимизируют совершенно не их.

С ума можно сойти, эти аппараты были буквально "набиты людьми по самые уши". :D
 Это заявление тоже ваша "самопальная ерунда" или как? ;)

ЦитироватьИ при помощи конуса (даже БЕЗ качества) решают совершенно иную проблему. Какую именно - я задолбался объяснять, тех, кому действительно интересно - отсылаю к топику на А-базе:
http://forums.airbase.ru/2007/06/t55982--Spusk-s-orbity-i-teplozaschita-KA.html

Вот и вешайте лапшу на аВИАБАЗЕ разного рода "AGRESSORAM" и "Поллам", у них соответствующий уровень. :D

Считаю необходимым обратить ещё раз внимание модераторов на технический уровень и стиль "общения" данного субъекта...

ЦитироватьСчитаю необходимым обратить ещё раз внимание модераторов на технический уровень и стиль "общения" данного субъекта...

SpaceR я не люблю Fakir-а и этого не скрываю.
 Не люблю за определённые выходки в качестве "блюстителя порядка" на аВИАБАЗЕ.

 Что касается критериев выбора в качестве формы спускаемого аппарата усечённого конуса с теплозащитой на основании, так я знаю про эти критерии от тех, кто этот выбор делал в своё время.
 До Fakir-а просто сразу не дошло каким образом качество связано с формой конуса, вот он и тиражирует своё вымышленное правильное мнение, на истину ему наплевать, что он неоднократно демонстрировал на той же аВИАБАЗЕ.

 Не волнуйтесь, раз вы туда влезли, то и вас там "попинают" очень скоро, доносчик без кнута не останется.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА что вы называете "конусом"? ;)

Конусом я, как и все нормальные люди, называю конус.
Если быть совсем точным, в нашем случае это сфероконь (англ. sphere-cone), сиречь конус с закругленным носом.

Союзовская "фара" это "конус с закруглённым носом"? ;)
 А "нос" это что? ;)

Уффф... ну как можно настолько не понимать смысла прочитанного :(
Трудно было погуглить "sphere-cone"?
Нет, "Союз" - это не конус! Это затупленная конфигурация, в терминологии англых саксов - blunt body.

Конус - форма именно ПЕРЕДНЕЙ части аппарата; взаду, соответственно, возможны варианты.

ЦитироватьНа участке торможения при возвращении с орбиты или при входе в атмосферу со скоростями больше второй космической можно смело наплевать на всю эту "турбулизацию". :D

Участок торможения - весьма протяжённый. Это не только 20-25 Махов.
А наплевать на турбулизацию... если бы те, кто конструирует СА, на неё плевали, то не исключено, что корабли бы сзаду прогорали как свечки - т.к. турбулизация существенно влияет на теплопотоки.

Цитировать

ЦитироватьДа вообще не в подъёмной силе дело когда речь о больших скоростях входа, ну японский бог.

Да? Вы в этом уверены? ;)
 Сами придумали или вычитали где, а? ;)

Если бы сам придумал - гордился бы. А так - увы, всё украдено до нас.

ЦитироватьТут один из участников форума выкладывал ссылку на одну книжицу, он отсканировал и оцифровал только "статейки с картинками", интересные для соответствующего большинства. ;)

Это про марсианскую экспедицию, что ли?

ЦитироватьА я не поленился и достал ту книгу целиком, там описаны варианты конструкции аппаратов для возвращения на Землю с высокими скоростями входа в атмосферу.

Интересно было бы посмотреть их варианты.
Но они, надо полагать, рассматривали скорости входа до 14 км/с, даже скорее до 13, если не 12.

ЦитироватьАэродинамическое качество пилотируемых возвращаемых аппаратов при этом имеет решающее значение.

Пилотируемых - конечно; завсегда. Больше толком перегрузки никак не снизить.

Но! Проблема в том, что при действительно больших скоростях входа в атмосферу ОДНОВРЕМЕННО обеспечить малость перегрузок и приемлимую массу теплозащиты крайне, крайне сложно, а, может быть, и вовсе невозможно на имеющемся техническом уровне. Ну разве что на многозаходную схему надежда...

Ребяты, а может всё ж вернёмся к теме "Разработки ПКК от ЦиХ:"[/size] ?

ЦитироватьУффф... ну как можно настолько не понимать смысла прочитанного :(
Трудно было погуглить "sphere-cone"?
Нет, "Союз" - это не конус! Это затупленная конфигурация, в терминологии англых саксов - blunt body.

Замечательно, и что это за аппарат, который имел бы такую форму? ;)

ЦитироватьКонус - форма именно ПЕРЕДНЕЙ части аппарата; взаду, соответственно, возможны варианты.

Гм... ;) Где-где "возможны варианты"? ;) :D

ЦитироватьУчасток торможения - весьма протяжённый. Это не только 20-25 Махов.
А наплевать на турбулизацию... если бы те, кто конструирует СА, на неё плевали, то не исключено, что корабли бы сзаду прогорали как свечки - т.к. турбулизация существенно влияет на теплопотоки.

Удельная мощность создаваемая аэродинамической силой прямо пропорциональная третьей степени скорости. ;)
 Так что при скоростях когда "турбулизация" существенна можно наплевать на "теплопотоки". :)

 Кстати, что вы так упорно называете этим словом "теплопотоки", можно ТОЧНОЕ определение, если вас не затруднит, конечно. ;)

ЦитироватьЕсли бы сам придумал - гордился бы. А так - увы, всё украдено до нас.

Прошу прощения, но у меня создалось ощущение, что для того чтобы "гордиться" вам не надо лично ничего придумывать. ;)

ЦитироватьЭто про марсианскую экспедицию, что ли?

Как один из вариантов рассматривалось возвращение с Марса.
 Книга 60-х годов.

ЦитироватьИнтересно было бы посмотреть их варианты.
Но они, надо полагать, рассматривали скорости входа до 14 км/с, даже скорее до 13, если не 12.

Рассматривались скорости входа в атмосферу до 20 км/с.
 Варианты всё те же, конус с теплозащитой на основании и дельтовидный аппарат.

ЦитироватьПилотируемых - конечно; завсегда. Больше толком перегрузки никак не снизить.

Но! Проблема в том, что при действительно больших скоростях входа в атмосферу ОДНОВРЕМЕННО обеспечить малость перегрузок и приемлимую массу теплозащиты крайне, крайне сложно, а, может быть, и вовсе невозможно на имеющемся техническом уровне. Ну разве что на многозаходную схему надежда...

Вы забыли про коридор входа в атмосферу.
 Да, масса теплозащиты и вообще конструкции будет больше.
 Ну и что?

Цитировать

ЦитироватьУффф... ну как можно настолько не понимать смысла прочитанного :(
Трудно было погуглить "sphere-cone"?
Нет, "Союз" - это не конус! Это затупленная конфигурация, в терминологии англых саксов - blunt body.

Замечательно, и что это за аппарат, который имел бы такую форму? ;)

Уффф...  Опять за рыбу гроши...
Стардаст. Практически все марсианские СА. Зонд Галилео. Пионер-Венусы. Достаточно на первый раз?

ЦитироватьТак что при скоростях когда "турбулизация" существенна можно наплевать на "теплопотоки". :)

Не порите чушь, ей больно.
У Стримфлоу спросите.
Между прочим, амы сейчас опасаются, что масса ТЗП "Ориона" увеличится на 20% - как раз из-за турбулизации погранслоя.

ЦитироватьКстати, что вы так упорно называете этим словом "теплопотоки", можно ТОЧНОЕ определение, если вас не затруднит, конечно. ;)

Уже затрудняет. Потому что как-то в никуда разговор получается, элементарные вещи по три раза...

Цитировать

ЦитироватьЭто про марсианскую экспедицию, что ли?

Как один из вариантов рассматривалось возвращение с Марса.
 Книга 60-х годов.

А автор - кто? Насколько серьёзная книга-то? Как называется?

ЦитироватьРассматривались скорости входа в атмосферу до 20 км/с.

Размах...

Но если при таких скоростях у них конус типа аполлоновского - то, вероятно, либо книжка самого начала 60-х, либо авторы халявщики.

ЦитироватьВарианты всё те же, конус с теплозащитой на основании и дельтовидный аппарат.

Конус - это в каком смысле конус? Носом куда?

Цитировать

ЦитироватьПилотируемых - конечно; завсегда. Больше толком перегрузки никак не снизить.

Но! Проблема в том, что при действительно больших скоростях входа в атмосферу ОДНОВРЕМЕННО обеспечить малость перегрузок и приемлимую массу теплозащиты крайне, крайне сложно, а, может быть, и вовсе невозможно на имеющемся техническом уровне. Ну разве что на многозаходную схему надежда...

Вы забыли про коридор входа в атмосферу.

С чего вы взяли? ;)

ЦитироватьДа, масса теплозащиты и вообще конструкции будет больше.
 Ну и что?

Ничего себе ну и что.

Цитировать

ЦитироватьЗамечательно, и что это за аппарат, который имел бы такую форму? ;)

Уффф...  Опять за рыбу гроши...
Стардаст. Практически все марсианские СА. Зонд Галилео. Пионер-Венусы. Достаточно на первый раз?

Вай...
 Это "спускаемые аппараты"? :D
 И какие задачи решает эта "сфероконическая форма" — "чтобы оно не сгорело"? ;) :D

Цитировать

ЦитироватьТак что при скоростях когда "турбулизация" существенна можно наплевать на "теплопотоки". :)

Не порите чушь, ей больно.
У Стримфлоу спросите.
Между прочим, амы сейчас опасаются, что масса ТЗП "Ориона" увеличится на 20% - как раз из-за турбулизации погранслоя.

20% массы теплозащиты?
 Да, запросто, для СА "Союза" тоже увеличивали теплозащиту на теневой части. После ТОЧНОЙ оценки теплового режима.
 Я же говорил про оценку в первом приближении.

Цитировать

ЦитироватьКстати, что вы так упорно называете этим словом "теплопотоки", можно ТОЧНОЕ определение, если вас не затруднит, конечно. ;)

Уже затрудняет. Потому что как-то в никуда разговор получается, элементарные вещи по три раза...

Тепловой поток это количество тепловой энергии, проходящее через какую-то поверхность в единицу времени.
 Вы же, почему-то, этим словом называете удельную мощность создаваемую аэродинамической силой.
 Кстати, а вы на какую площадь ту мощность делите? ;)

 И не корчите из себя "мудрого физтеха", вы грамотно писать не умеете.

Цитировать

ЦитироватьКак один из вариантов рассматривалось возвращение с Марса.
 Книга 60-х годов.

А автор - кто? Насколько серьёзная книга-то? Как называется?

А зачем вам это знать? ;) Вы конструируете возвращаемые космические аппараты или хоть создаёте какие-то концепции для себя лично? ;)

Цитировать

ЦитироватьРассматривались скорости входа в атмосферу до 20 км/с.

Размах...

Довольно странно слышать такое от человека рассуждающего о термоядерной энергетике и межзвёздных перелётах. ;)

ЦитироватьНо если при таких скоростях у них конус типа аполлоновского - то, вероятно, либо книжка самого начала 60-х, либо авторы халявщики.

Либо вы в этом ничего не понимаете, что скорее всего.

Цитировать

ЦитироватьВарианты всё те же, конус с теплозащитой на основании и дельтовидный аппарат.

Конус - это в каком смысле конус? Носом куда?

Я же сказал, конус с теплозащитой на основании. :)
 "Типа аполлоновского", как вы изволили выразиться. ;)

Цитировать

ЦитироватьВы забыли про коридор входа в атмосферу.

С чего вы взяли? ;)

С того, что вы про коридор входа ничего не говорили.

Цитировать

ЦитироватьДа, масса теплозащиты и вообще конструкции будет больше.
 Ну и что?

Ничего себе ну и что.

Ну не 10% масса теплозащиты, а 20%, что с того-то? :D
 Fakir вы мыслите как бакалейщик.

ЦитироватьИ какие задачи решает эта "сфероконическая форма" — "чтобы оно не сгорело"? ;) :D

Совершенно верно. При тех скоростях для затупленной формы никакой массы абляционки не напасёшься.

ЦитироватьДа, запросто, для СА "Союза" тоже увеличивали теплозащиту на теневой части. После ТОЧНОЙ оценки теплового режима.
 Я же говорил про оценку в первом приближении.

Точная оценка - это оксюморон.
Увы, пока что однозначного точного счёта таких тепловых задач делать не умеет никто. Немного счёта, немного эксперимента, коэффициент запаса от балды 1,5-2... а потом выясняется, что нехватило - как вот с Орионом выходит.
И проблема как раз в том, что турбулентный погранслой - переход к нему считать толком не умеют.

ЦитироватьТепловой поток это количество тепловой энергии, проходящее через какую-то поверхность в единицу времени.

Именно.

ЦитироватьВы же, почему-то, этим словом называете удельную мощность создаваемую аэродинамической силой.

Ы?!

ЦитироватьКстати, а вы на какую площадь ту мощность делите? ;)

Какая площадь?! Теплопоток (Heat flux по-ихнему) - величина локальная!

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКак один из вариантов рассматривалось возвращение с Марса.
 Книга 60-х годов.

А автор - кто? Насколько серьёзная книга-то? Как называется?

А зачем вам это знать? ;) Вы конструируете возвращаемые космические аппараты или хоть создаёте какие-то концепции для себя лично? ;)

Послушайте, у вас в кои-то веки появилась возможность выдать полезную информацию, а не белый шум - так неужели это настолько сложно сделать?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьРассматривались скорости входа в атмосферу до 20 км/с.

Размах...

Довольно странно слышать такое от человека рассуждающего о термоядерной энергетике и межзвёздных перелётах. ;)

Да речь не о собственно скорости - её-то достичь можно - а именно о связанных с такими большими скоростями проблемами входа.

Цитировать

ЦитироватьВы забыли про коридор входа в атмосферу.

С чего вы взяли? ;)

С того, что вы про коридор входа ничего не говорили.[/quote]

Я в этом посте и про таблицу умножения ничего не говорил - что с того-то?
"Фурманов, у тебя спички есть? - Нет - Значит, ты импотент"

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДа, масса теплозащиты и вообще конструкции будет больше.
 Ну и что?

Ничего себе ну и что.

Ну не 10% масса теплозащиты, а 20%, что с того-то? :D
 Fakir вы мыслите как бакалейщик.

А 50%, а то и 90% от всего веса СА - не хотите? А так вполне получается, если считать влоб, для аппарата малого качества и затупленной форме, да при приемлимых для пилотируемого корабля перегрузках :(
По крайней мере, при "однозаходной" схеме.

Цитировать

ЦитироватьИ какие задачи решает эта "сфероконическая форма" — "чтобы оно не сгорело"? ;) :D

Совершенно верно. При тех скоростях для затупленной формы никакой массы абляционки не напасёшься.

Да ну? ;) Чем это плоха затуплённая форма? Можете основательно показать, что для плоского теплозащитного щита потребуется более массивная теплозащита? ;)

 Я, кстати, догадываюсь зачем нужен этот "сфероконус", вам эта причина и в голову не приходила, скорее всего. ;)

Цитировать

ЦитироватьДа, запросто, для СА "Союза" тоже увеличивали теплозащиту на теневой части. После ТОЧНОЙ оценки теплового режима.
 Я же говорил про оценку в первом приближении.

Точная оценка - это оксюморон.
Увы, пока что однозначного точного счёта таких тепловых задач делать не умеет никто. Немного счёта, немного эксперимента, коэффициент запаса от балды 1,5-2... а потом выясняется, что нехватило - как вот с Орионом выходит.
И проблема как раз в том, что турбулентный погранслой - переход к нему считать толком не умеют.

А что-то "считать толком" умеют, например вы умеете? ;)
 Покажите мне формально, что тормозящееся тело нагреется вообще, если исключить излучение от плазмы. ;)

 Допустим, я утверждаю, что тело при торможении в атмосфере вообще не нагреется, с какой стати ему нагреваться, если всю энергию унесёт разогретый газ. ;)
 Можете ФОРМАЛЬНО опровергнуть это предположение? ;)

 Когда сделаете это, можете дальше бормотать о "турбулентном погранслое", я красивые наукообразные слова тоже знаю, целую кучу. ;) :D

Цитировать

ЦитироватьТепловой поток это количество тепловой энергии, проходящее через какую-то поверхность в единицу времени.

Именно.

Цитировать

ЦитироватьВы же, почему-то, этим словом называете удельную мощность создаваемую аэродинамической силой.

Ы?!

Цитировать

ЦитироватьКстати, а вы на какую площадь ту мощность делите? ;)

Какая площадь?! Теплопоток (Heat flux по-ихнему) - величина локальная!

Объясняю ещё раз "для бывших студентов ФизТеха". ;)
 Берём СА "Союза" и запихиваем в печь с внутренней температурой 800C, через часок он расплавится ко всем чертям. :)
 При этом СА "Союза" никуда не движется, в атмосфере не тромозит, но есть тепловой поток, это тепловой поток через поверхность СА "Союза" к его конструкции.

 В случае торможения СА "Союза" в атмосфере вы имеете в виду этот тепловой поток или какой другой? ;)
 Потому что этот тепловой поток целиком зависит от конструкции теплозащиты и спускаемого аппарата, мало того, он может быть ОТРИЦАТЕЛЬНЫМ при спуске в атмосфере спускаемый аппарат может остывать. ;)
 Да-да, при желании можно его заставить остыть настолько, что космонавты внутри замёрзнут и превратятся в замороженные трупы. ;) :D

ЦитироватьПослушайте, у вас в кои-то веки появилась возможность выдать полезную информацию, а не белый шум - так неужели это настолько сложно сделать?

Умерьте спесь, если вы чего просите, делайте это в вежливой форме.
 Тем более, что вы оцифрованную часть этой книги на форуме видели и особо не заинтересовались содеражательной частью.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьРассматривались скорости входа в атмосферу до 20 км/с.

Размах...

Довольно странно слышать такое от человека рассуждающего о термоядерной энергетике и межзвёздных перелётах. ;)

Да речь не о собственно скорости - её-то достичь можно - а именно о связанных с такими большими скоростями проблемами входа.

В своё время некоторые академики заявляли, что нельзя сделать теплозащиту для боеголовки... ;)

Цитировать

ЦитироватьС того, что вы про коридор входа ничего не говорили.

Я в этом посте и про таблицу умножения ничего не говорил - что с того-то?
"Фурманов, у тебя спички есть? - Нет - Значит, ты импотент"

Да вы как-то и раньше в основном про теплозащиту и только про теплозащиту. ;)

Цитировать

ЦитироватьНу не 10% масса теплозащиты, а 20%, что с того-то? :D
 Fakir вы мыслите как бакалейщик.

А 50%, а то и 90% от всего веса СА - не хотите? А так вполне получается, если считать влоб, для аппарата малого качества и затупленной форме, да при приемлимых для пилотируемого корабля перегрузках :(
По крайней мере, при "однозаходной" схеме.

Прошу прощения, не как бакалейщик, а как неглупый школьник старших классов средней школы.
 Да, если считать, что масса теплозащиты пропорциональна энергии торможения, то для 15-20 км/с получатся эти 50-90% массы. ;)
 А это так, можете показать, что масса теплозащиты пропорциональна начальной энергии тела тормозящего в атмосфере? ;)

Про форму пепелаца говорить не буду, ибо в этом ничего не понимаю.

ЦитироватьПокажите мне формально, что тормозящееся тело нагреется вообще, если исключить излучение от плазмы. ;)
Допустим, я утверждаю, что тело при торможении в атмосфере вообще не нагреется, с какой стати ему нагреваться, если всю энергию унесёт разогретый газ. ;)
 Можете ФОРМАЛЬНО опровергнуть это предположение? ;)

"Элементарно, Ватсон!" (C) :)
В системе отсчёта СА образуется стоячая ударная волна. На фронте волны тормозящийся поток будет разогреваться. Дальше можно решать стационарное уравнение теплопроводности с гранусловиями : один торец - холодный СА, второй торец - горячий фронт ударной волны. Поток тепла будет от потока к СА. Всегда. Вне зависимости от того, какая часть энергии будет уходить с потоком и какой конкретно механизм передачи тепла (теплопроводность, излучение или конвекция). Второе начало термодинамики в чистом виде. :)

ЦитироватьКогда сделаете это, можете дальше бормотать о "турбулентном погранслое", я красивые наукообразные слова тоже знаю, целую кучу.

А чем не нравится "турбулентный погранслой"? Просто вопрос. Разве есть более корректный термин?
То, что турбулентность считать не умеют, конечно, преувеличение. Но только для простых случаев. Да и то, количественные оценки получаются с очень большим трудом. Торможение тела на гиперзвуке простым случаем не является (гидродинамическое приближение работать не будет, скорее всего, поэтому нужно честно решать кинетические уравнения, а это совсем другой порядок сложности).

ЦитироватьПотому что этот тепловой поток целиком зависит от конструкции теплозащиты и спускаемого аппарата, мало того, он может быть ОТРИЦАТЕЛЬНЫМ при спуске в атмосфере спускаемый аппарат может остывать.

Не бывает в обсуждаемых условиях. :) Выше уже приводил простую схему: переходим в систему отсчёта СА и тупо применяем второе начало термодинамики. На самом деле, Ваше утверждение можно реализовать в принципе: схема типа "потеющий мужик перед вентилятором". Но это разговор из другой оперы.

ЦитироватьА это так, можете показать, что масса теплозащиты пропорциональна начальной энергии тела тормозящего в атмосфере?

Справедливость этого утверждения зависит просто от модели того, что за механизм работы теплозащиты конкретно рассматривается. Если можем обойтись уносом энергии за счёт теплового излучения - то одна ситуация. Которая была реализована в схемах с красивым наукообразным названием "аэробрейкинг", например. Если же схема с абляционным покрытием или внутренними тепловыми аккумуляторами - то таки да, и для первого, и для второго случая есть вполне конкретная величина энтальпии в Дж/кг, которую такая теплозащита может переварить. Тогда из полной энергии в Дж получаем потребную массу ТЗП в кг. Пропроционально полной кинетической энергии аппарата. Естественно, в реальной жизни работают в разной мере все механизмы. Условно можно считать, что примерно киловатт с квадратного сантиметра излучение может унести, но только в течение относительно короткого времени и в вакууме. :)

ЦитироватьТо, что турбулентность считать не умеют, конечно, преувеличение.

Речь была именно о СА.
Толком пока не могут, НЯЗ, сосчитать, "где кончается Белинский, и где начинается Достоевский".
Именно что переход ламинарный-турбулентный - разница в теплопереносе радикальная, а привходящие обстоятельства очень сложны - неизвестная шероховатость обгорающей поверхности, поток газов из собственно материала, и т.д. и т.п.
 

ЦитироватьТорможение тела на гиперзвуке простым случаем не является (гидродинамическое приближение работать не будет, скорее всего, поэтому нужно честно решать кинетические уравнения, а это совсем другой порядок сложности).

Да ну что вы!
Вполне работает гидродинамическая модель, более чем.
Правда, для больших скоростей уже лучше применять не "классическую" модель идеального газа, а модифицированные модели, их несколько штук есть, разной степени приближения к достоверности - с учётом диссоциации, химии всякой в потоке, "замороженности", потом - излучения...
Но тем не менее при всех наворотах это вполне гидродинамические модели. Никакой кинетики.

ЦитироватьНо тем не менее при всех наворотах это вполне гидродинамические модели. Никакой кинетики.

В этом я тоже не эксперт. :)
Просто не очень понимаю, как будет осуществляться обработка излучения в гидродинамике. Поскольку одноатомные газы в атмосфере - не главное, а у остальных мощные молекулярные полосы поглощения в ИК, то оптическая прозрачность среды будет изменяться очень сильно. Как в гидродинамике учитывают дальнодействие? Я просто не знаю. Стандартные счётные методы типа искусственной вязкости для сглаживания фронтов, видимо, могут сработать, но, опять же, это некое ковыряние модели руками с соответствующей достоверностью ответа. Плюс геморрой с возбуждением и ионизацией-диссоциацией. Хотя это, видимо, можно феноменологически вводить.

Cм., например, Полежаева, "Тепловая защита" - там, если память не изменяет, различные модели разбираются достаточно подробно.

А излучение - ну как обычно учитывается... константами, кривыми, характерной оптической толщиной по сравнению с характерными размерами и т.д. и т.п.  Феноменология унд эмпирика, ага. То же самое с диссоциациями-рекомбинациями и химией.
Спектры у горячего газа, конечно, при характерных толщинах линейчатые.
Но некоторое упрощение можно получить из-за того, что, как правило, поглощением можно пренебречь - то есть рассматривать только собственно излучение, без "лучистого теплопереноса" между разными элементами собственно газа.
Только для очень больших скоростей (следовательно - мощных лучистых теплопотоков) приходится учитывать "предпогрев" среды еще перед ударной волной.

Покопался, кой-чего нашёл, но под рукой только по-аглицки подвернулось описание основных моделей "гидродинамического базирования":

_______________________________________________________________

There are four basic physical models of a gas that are important to aeronautical engineers who design heat shields:


Perfect gas model

Almost all aeronautical engineers are taught the perfect (ideal) gas model during their undergraduate education. Most of the important perfect gas equations along with their corresponding tables and graphs are shown in NACA Report 1135.[5] Excerpts from NACA Report 1135 often appear in the appendices of thermodynamics textbooks and are familiar to most aeronautical engineers who design supersonic aircraft.

Perfect gas theory is elegant and extremely useful for designing aircraft but assumes the gas is chemically inert. From the standpoint of aircraft design, air can be assumed to be inert for temperatures less than 550 K at one atmosphere pressure. Perfect gas theory begins to break down at 550 K and is not usable at temperatures greater than 2000 K. For temperatures greater than 2000 K, a heat shield designer must use a real gas model.


Real (equilibrium) gas model

The real gas equilibrium model is normally taught to aeronautical engineers studying towards a master's degree. Not surprisingly, it is a common error for a bachelor's-level engineer to incorrectly use perfect-gas theory on a hypersonic design. An entry vehicle's pitching moment can be significantly influenced by real-gas effects. Both the Apollo-CM and the Space Shuttle were designed using incorrect pitching moments determined through inaccurate real-gas modeling. The Apollo-CM's trim-angle angle-of-attack was higher than originally estimated, resulting in a narrower lunar return entry corridor. The actual aerodynamic center of the Columbia was upstream from the calculated value due to real-gas effects. On Columbia's maiden flight (STS-1), astronauts John W. Young and Robert Crippen had some anxious moments during reentry when there was concern about losing control of the vehicle.

An equilibrium real-gas model assumes that a gas is chemically reactive but also assumes all chemical reactions have had time to complete and all components of the gas have the same temperature (this is called thermodynamic equilibrium). When air is processed by a shock wave, it is superheated by compression and chemically dissociates through many different reactions (contrary to myth, friction is not the main cause of shock-layer heating). The distance from the shock wave to the stagnation point on the entry vehicle's leading edge is called shock wave stand off. An approximate rule of thumb for shock wave standoff distance is 0.14 times the nose radius. One can estimate the time of travel for a gas molecule from the shock wave to the stagnation point by assuming a free stream velocity of 7.8 km/s and a nose radius of 1 meter, i.e. time of travel is about 18 microseconds. This is roughly the time required for shock-wave-initiated chemical dissociation to approach chemical equilibrium in a shock layer for a 7.8 km/s entry into air during peak heat flux. Consequently, as air approaches the entry vehicle's stagnation point, the air effectively reaches chemical equilibrium thus enabling an equilibrium model to be usable. For this case, most of the shock layer between the shock wave and leading edge of an entry vehicle is chemically reacting and not in a state of equilibrium. The Fay-Riddell equation, which is of extreme importance towards modeling heat flux, owes its validity to the stagnation point being in chemical equilibrium. It should be emphasized that the time required for the shock layer gas to reach equilibrium is strongly dependent upon the shock layer's pressure. For example, in the case of the Galileo Probe's entry into Jupiter's atmosphere, the shock layer was mostly in equilibrium during peak heat flux due to the very high pressures experienced (this is counter intuitive given the free stream velocity was 39 km/s during peak heat flux) .

Determining the thermodynamic state of the stagnation point is more difficult under an equilibrium gas model than a perfect gas model. Under a perfect gas model, the ratio of specific heats (also called "isentropic exponent", adiabatic index, "gamma" or "kappa") is assumed to be constant along with the gas constant. For a real gas, the ratio of specific heats can wildly oscillate as a function of temperature. Under a perfect gas model there is an elegant set of equations for determining thermodynamic state along a constant entropy stream line called the isentropic chain. For a real gas, the isentropic chain is unusable and a Mollier diagram would be used instead for manual calculation. However graphical solution with a Mollier diagram is now considered obsolete with modern heat shield designers using computer programs based upon a digital lookup table (another form of Mollier diagram) or a chemistry based thermodynamics program. The chemical composition of a gas in equilibrium with fixed pressure and temperature can be determined through the Gibbs free energy method. Gibbs free energy is simply the total enthalpy of the gas minus its total entropy times temperature. A chemical equilibrium program normally does not require chemical formulas or reaction rate equations. The program works by preserving the original elemental abundances specified for the gas and varying the different molecular combinations of the elements through numerical iteration until the lowest possible Gibbs free energy is calculated (a Newton-Raphson method is the usual numerical scheme). The data base for a Gibbs free energy program comes from spectroscopic data used in defining partition functions. Among the best equilibrium codes in existence is the program Chemical Equilibrium with Applications (CEA) which was written by Bonnie J. McBride and Sanford Gordon at NASA Lewis (now renamed "NASA Glenn Research Center"). Other names for CEA are the "Gordon and McBride Code" and the "Lewis Code". CEA is quite accurate up to 10,000 K for planetary atmospheric gases but unusable beyond 20,000 K (double ionization is not modeled). CEA can be downloaded from the Internet along with full documentation and will compile on Linux under the G77 Fortran compiler.


Real (non-equilibrium) gas model

A non-equilibrium real gas model is the most accurate model of a shock layer's gas physics but is more difficult to solve than an equilibrium model. The simplest non-equilibrium model is the Lighthill-Freeman model.[6][7] The Lighthill-Freeman model initially assumes a gas made up of a single diatomic species susceptible to only one chemical formula and its reverse, e.g. N2

ЦитироватьПро форму пепелаца говорить не буду, ибо в этом ничего не понимаю.

Очень мудро сказано. :)
 В общем случае, при произвольной форме пепелаца, как я понял, вообще никто ничего не понимает. :)

Цитировать

ЦитироватьПокажите мне формально, что тормозящееся тело нагреется вообще, если исключить излучение от плазмы. ;)
Допустим, я утверждаю, что тело при торможении в атмосфере вообще не нагреется, с какой стати ему нагреваться, если всю энергию унесёт разогретый газ. ;)
 Можете ФОРМАЛЬНО опровергнуть это предположение? ;)

"Элементарно, Ватсон!" (C) :)
В системе отсчёта СА образуется стоячая ударная волна. На фронте волны тормозящийся поток будет разогреваться. Дальше можно решать стационарное уравнение теплопроводности с гранусловиями : один торец - холодный СА, второй торец - горячий фронт ударной волны. Поток тепла будет от потока к СА. Всегда. Вне зависимости от того, какая часть энергии будет уходить с потоком и какой конкретно механизм передачи тепла (теплопроводность, излучение или конвекция). Второе начало термодинамики в чистом виде. :)

С этим невозможно спорить. :)
 Есть какое-то количество очень горячего газа, которое некоторое время болтается возле тела тормозящего в атмосфере.
 Явно, какое-то количество тепла должно быть передано этому тормозящему телу. :)

 Но, откуда видно, что телу будет передано существенное количество тепла? ;)

Цитировать

ЦитироватьКогда сделаете это, можете дальше бормотать о "турбулентном погранслое", я красивые наукообразные слова тоже знаю, целую кучу.

А чем не нравится "турбулентный погранслой"? Просто вопрос. Разве есть более корректный термин?
То, что турбулентность считать не умеют, конечно, преувеличение. Но только для простых случаев. Да и то, количественные оценки получаются с очень большим трудом. Торможение тела на гиперзвуке простым случаем не является (гидродинамическое приближение работать не будет, скорее всего, поэтому нужно честно решать кинетические уравнения, а это совсем другой порядок сложности).

Мне не нравится Fakir с его претензией на всезнайство и орфографическими ошибками. :D

Цитировать

ЦитироватьПотому что этот тепловой поток целиком зависит от конструкции теплозащиты и спускаемого аппарата, мало того, он может быть ОТРИЦАТЕЛЬНЫМ при спуске в атмосфере спускаемый аппарат может остывать.

Не бывает в обсуждаемых условиях. :) Выше уже приводил простую схему: переходим в систему отсчёта СА и тупо применяем второе начало термодинамики. На самом деле, Ваше утверждение можно реализовать в принципе: схема типа "потеющий мужик перед вентилятором". Но это разговор из другой оперы.

Простенько.
 Тащим с собой ёмкость с чем-то криогенным, через теплозащиту пропущена система трубок, которая осуществляет её непрерывное охлаждение при торможении, нагревшийся хладагент выбрасывается возле поверхности.
 При этом СА может замёрзнуть. :)

 Сложнее, "без расхода массы аппарата". ;)
 Снимаем МГД-генератором ;) часть энергии с плазмы вне аппарата и эту энергию расходуем на его охлаждение. Не забывайте, что существующие СА и так не нагреваются выше допустимых температур, а мы его ещё и охлаждать будем. ;)
 Не устраивает МГД-генератор, тащим с собой небольшой ядерный реактор, который является источником энергии.

 Радиатором для охлаждения аппарата в обоих случаях будет горячая панель в "теневой" части спускаемого аппарата. :)
 (Вообще радиатор это самая сложная часть реализации этой идеи.) :)

Цитировать

ЦитироватьА это так, можете показать, что масса теплозащиты пропорциональна начальной энергии тела тормозящего в атмосфере?

Справедливость этого утверждения зависит просто от модели того, что за механизм работы теплозащиты конкретно рассматривается. Если можем обойтись уносом энергии за счёт теплового излучения - то одна ситуация. Которая была реализована в схемах с красивым наукообразным названием "аэробрейкинг", например. Если же схема с абляционным покрытием или внутренними тепловыми аккумуляторами - то таки да, и для первого, и для второго случая есть вполне конкретная величина энтальпии в Дж/кг, которую такая теплозащита может переварить. Тогда из полной энергии в Дж получаем потребную массу ТЗП в кг. Пропроционально полной кинетической энергии аппарата. Естественно, в реальной жизни работают в разной мере все механизмы. Условно можно считать, что примерно киловатт с квадратного сантиметра излучение может унести, но только в течение относительно короткого времени и в вакууме. :)

А кто вам сказал, что передача энергии теплозащите аппарата будет возрастать пропорционально возрастанию энергии аппарата? ;)
 Вы вообще понимаете как работает абляционная теплозащита? ;)

 Кроме того, меня удивляют рассуждения о "гидродинамической модели" для газа с плотностью граммы—десятые доли грамма на кубометр. :D
 Что в данном случае называется «гидродинамической моделью»? :)

ЦитироватьКроме того, меня удивляют рассуждения о "гидродинамической модели" для газа с плотностью граммы—десятые доли грамма на кубометр. :D
 Что в данном случае называется «гидродинамической моделью»? :)

Это - стандартное красивое наукообразное название. :) Если совсем грубо, то систему, в которой длина свободного пробега частиц много меньше характерных размеров, на которых происходит существенное изменение параметров, можно описывать в рамках простых гидродинамических моделей. Вне зависимости от плотности. Система уравнений зависит от того, что за процессы конкретно включаются в рассмотрение. Обычный набор - что-то типа:
- энергобаланс (закон сохранения энергии)
- уравнения движения (закон сохранения импульса)
- уравнения непрерывности (сохранение количества частиц)
- уравнения теплопроводности.
Излучение - вопрос сложный. Там, где его нужно учитывать честно (к примеру, лазерный УТС), коды сильно усложняются.

ЦитироватьА кто вам сказал, что передача энергии теплозащите аппарата будет возрастать пропорционально возрастанию энергии аппарата? ;)
 Вы вообще понимаете как работает абляционная теплозащита? ;)

По последнему вопросу: я не знаю, как конкретно устроена абляционная теплозащита того, что должно входить в атмосферу с космической скоростью. Но как разрушаются конструкционные материалы под воздействием больших тепловых потоков - знаю достаточно хорошо.
Про пропорциональность передачи энергии теплозащите - а куда ж она, рОдная, денется? Есть энергия у СА, часть уходит в излучение. Всё остальное должна принять теплозащита.
Ваши примеры с холодильниками тоже в это описание ложатся: какая нам разница, сгорит слой на щите или нужно будет иметь запас криоагента. В случае с холодильником, кстати, скорее всего потребная масса больше будет, просто обычно числа так устроены.

Цитировать

ЦитироватьА кто вам сказал, что передача энергии теплозащите аппарата будет возрастать пропорционально возрастанию энергии аппарата? ;)
 Вы вообще понимаете как работает абляционная теплозащита? ;)

По последнему вопросу: я не знаю, как конкретно устроена абляционная теплозащита того, что должно входить в атмосферу с космической скоростью. Но как разрушаются конструкционные материалы под воздействием больших тепловых потоков - знаю достаточно хорошо.
Про пропорциональность передачи энергии теплозащите - а куда ж она, рОдная, денется? Есть энергия у СА, часть уходит в излучение. Всё остальное должна принять теплозащита.
Ваши примеры с холодильниками тоже в это описание ложатся: какая нам разница, сгорит слой на щите или нужно будет иметь запас криоагента. В случае с холодильником, кстати, скорее всего потребная масса больше будет, просто обычно числа так устроены.

Здесь ключевое слово абляционная теплозащита.
Большая часть энергии уходит в излучение.

Кто вам сказал такую ахинею?!! И почему вы ему поверили?!! С абляционной даже близко не так.

ЦитироватьЗдесь ключевое слово абляционная теплозащита.

абляция это от латинского ablatio, что означает удаление
в общем это защита, где энергия забирается на плавление-испарение покрытия или возгонку и перегретые продукты реакции потом уносятся потоком

Цитировать

ЦитироватьА кто вам сказал, что передача энергии теплозащите аппарата будет возрастать пропорционально возрастанию энергии аппарата? ;)

Про пропорциональность передачи энергии теплозащите - а куда ж она, рОдная, денется? Есть энергия у СА, часть уходит в излучение. Всё остальное должна принять теплозащита.

Если бы "всё остальное" принимала теплозащита, чёрта с два бы хоть что-то удавалось посадить :)
Она принимает только очень малую долю энергии СА.

Но с пропорциональностью на самом деле там сильно хитрее - она очень неоднозначная. Например, даже в самом простом случае баллистического спуска она зависит от максимальных перегрузок - чем выше перегрузки, тем меньше суммарный приток тепла за спуск.

Сейчас подумал, а охлаждение через испарение пота, тоже почти подпадает под определение абляции (почти, потому что пот не слой покрытия), то есть можно сказать у человека абляционная теплозащита :)

Ну в некотором приближении - да :)
Транспирационная теплозащита во многом (хотя и далеко не во всём) близка абляционной, уравнения почти те же, и во многом (хотя и не во всём) сходные механизмы теплопоглощения/изоляции.

ЦитироватьНу в некотором приближении - да :)
Транспирационная теплозащита во многом (хотя и далеко не во всём) близка абляционной, уравнения почти те же, и во многом (хотя и не во всём) сходные механизмы теплопоглощения/изоляции.

Fakir, а можно ли численно понять ее возможности?
Сколько, к примеру, энергии может унести 1 кг фенольно-эпоксидной (или какая там более распространена) ТЗП по сравнению с 1 кг воды ?
Начальная температура того и другого по 300К.

Не, я вам так навскидку не скажу - не хочу соврать.
Это в литературе копаться надо. Кажись, в одном из насавских доках рассматривался вопрос, но не помню, с водой ли, и по всем ли случаям приводилась цифирь.

Но в любом случае, транспирация обеспечит поглощения меньшего количества тепла при "расходе" той же массы - это 100%.
Вопрос только, насколько именно меньше. Скорее всего - в единицы раз.

Помимо собственно теплоты поглощения за сч. фазового перехода в работе абляционного материала есть еще несколько важных нюансов - например, обугливание основы (которое у транспирации отсутствует по определению, ясное дело).

Плюс лишняя масса - насосы.

Цитировать...в любом случае, транспирация обеспечит поглощения меньшего количества тепла при "расходе" той же массы - это 100%.
Вопрос только, насколько именно меньше. Скорее всего - в единицы раз.

Помимо собственно теплоты поглощения за сч. фазового перехода в работе абляционного материала есть еще несколько важных нюансов - например, обугливание основы (которое у транспирации отсутствует по определению, ясное дело).

Под "обугливанием основы" надо понимать поглощение энергии на химическое расщепление молекул? Или что-то ещё?

ЦитироватьА кто вам сказал, что передача энергии теплозащите аппарата будет возрастать пропорционально возрастанию энергии аппарата? ;)
 Вы вообще понимаете как работает абляционная теплозащита? ;)

ЦитироватьПо последнему вопросу: я не знаю, как конкретно устроена абляционная теплозащита того, что должно входить в атмосферу с космической скоростью. Но как разрушаются конструкционные материалы под воздействием больших тепловых потоков - знаю достаточно хорошо.

Я говорил не про конкретное строение теплозащитного слоя или конструкцию элементов теплозащиты, а про общий принцип её работы. :)
 Он простой, поверхностный слой абляционной теплозащиты разрушается от нагревания и уносится потоком.
 Благодаря этому обстоятельству внутренние слои теплозащиты не нагреваются от поверхностного слоя, что обеспечивает низкую теплопроводность теплозащиты в целом. :)

ЦитироватьПро пропорциональность передачи энергии теплозащите - а куда ж она, рОдная, денется? Есть энергия у СА, часть уходит в излучение. Всё остальное должна принять теплозащита.
Ваши примеры с холодильниками тоже в это описание ложатся: какая нам разница, сгорит слой на щите или нужно будет иметь запас криоагента. В случае с холодильником, кстати, скорее всего потребная масса больше будет, просто обычно числа так устроены.

Вы не правы.
 Любая теплозащита спускаемого аппарата работает совершенно одинаково, в общем смысле, она работает как "термос". :)
 Если бы существовало вещество с очень низкой теплопроводностью, достаточно низкой для того, чтобы за время торможения аппарата внутренние слои не нагрелись, то его было бы достаточно.
 Теплозащита шаттла нечто вроде этого, на самом деле радиационное охлаждение плиток явление в определённом смысле необязательное, просто реальные плитки без этого охлаждения разрушатся или не будут обеспечивать нужную низкую теплопроводность.

 Позволю себе предположить, что передача энергии спускаемому аппарату пропорциональна не его энергии, а времени торможения спускаемого аппарата. ;)
 Это время торможения прямо пропорционально начальной скорости торможения при равной средней перегрузке. :)

 Пример с холодильником приведён просто как иллюстрация того факта, что тепловой поток через поверхность теплозащиты это совершенно не то же самое, что энергия, выделяющаяся при торможении спускаемого аппарата.
 Естественно, "собственно охлаждение" будет требовать большей массы, чем слой с низкой теплопроводностью, я думаю, большей в разы. :) Имеет смысл только распыление хладагента возле поверхности спускаемого аппарата, в этом случае его поток и будет являться этим самым слоем с низкой теплопроводностью.
 Но этот метод требует сложной конструкции теплозащиты, при том, что в гипотетическом ИДЕАЛЬНОМ случае мы будем экономить "те 10%" массы. :)

 Два замечания.

 Первое, относительно оценок массы теплозащиты при увеличении скорости входа.
 10% или около того, это масса ОБЩЕЙ КОНСТРУКЦИИ теплозащиты для современных спускаемых аппаратов.
 Кто-нибудь может сказать, например, для СА "Союза" сколько покрытия уносит потоком? ;)
 Отработавший теплозащитный щит СА "Союза" весьма массивен и сбрасывается при вводе парашютов, и он не "выгорает до дыр" в штатном случае. :)

 Второе, это скорее вопрос к разного рода "всезнайкам". ;)
 Кто-нибудь может объяснить, почему температура поверхности спускаемого аппарата значительно меньше температуры плазмы? ;)

ЦитироватьКто-нибудь может объяснить, почему температура поверхности спускаемого аппарата значительно меньше температуры плазмы? ;)

Тьыу... Скачок уплотнения по мере удаления от поверхности сверхзвукового тела формирует волну Маха, где, собственно, и происходит рост температуры. Мы академиев не кончали... :D

Насчет "термоса". Торможение Бурана шло на большой высоте. По слухам, пористые плитки в вакууме имеют очень низкую теплопроводность. Часть теплопрочностных испытаний проводилась в вакуумной камере, часть - на воздухе, с соответствующим пересчетом.
http://www.sibnia.ru/IsBase/nio10_3.html

ЦитироватьНасчет "термоса". Торможение Бурана шло на большой высоте. По слухам, пористые плитки в вакууме имеют очень низкую теплопроводность.

Это не по слухам, это чистая правда - как и с шаттловскими плитками.
Пеар-эксперимент: человеку дают подержать только что вынутую из муфельной печи раскалённую докрасна плитку - и держать можно буквально голыми руками. Ну тут, конечно, теплоёмкость тоже сказывается, но и о теплопроводности можно судить.

Другой вопрос, что теплопроводность всё равно ненулевая.

Цитировать

ЦитироватьКто-нибудь может объяснить, почему температура поверхности спускаемого аппарата значительно меньше температуры плазмы? ;)

Тьыу... Скачок уплотнения по мере удаления от поверхности сверхзвукового тела формирует волну Маха, где, собственно, и происходит рост температуры. Мы академиев не кончали... :D

Вы не на тот вопрос отвечаете ;)
Температера за скачком и есть температура плазмы - хотя это, строго говоря, в общем-то и не совсем плазма.

ЦитироватьЯ говорил не про конкретное строение теплозащитного слоя или конструкцию элементов теплозащиты, а про общий принцип её работы. :)
 Он простой, поверхностный слой абляционной теплозащиты разрушается от нагревания и уносится потоком.
 Благодаря этому обстоятельству внутренние слои теплозащиты не нагреваются от поверхностного слоя, что обеспечивает низкую теплопроводность теплозащиты в целом. :)

Вы-таки будете смеяться, но при ближайшем рассмотрении этот простой принцип оказывается куда сложнее :lol:  :lol:  :lol:

Я когда начал копаться - сильно был удивлён. Ну, казалось бы, так всё просто должно быть...

ЦитироватьЛюбая теплозащита спускаемого аппарата работает совершенно одинаково, в общем смысле, она работает как "термос".

Да ни в коем случае.

ЦитироватьЕсли бы существовало вещество с очень низкой теплопроводностью, достаточно низкой для того, чтобы за время торможения аппарата внутренние слои не нагрелись, то его было бы достаточно.

Любите вы половину ответа не принимать во внимание :)
Недостаточно было бы малой теплопроводности.
Как минимум, нужно еще чтобы сам материал не разрушился, выдержал те температуры.

ЦитироватьПозволю себе предположить, что передача энергии спускаемому аппарату пропорциональна не его энергии, а времени торможения спускаемого аппарата. ;)

Одно другому не мешает :)
И третьему - тоже :lol:

ЦитироватьЭто время торможения прямо пропорционально начальной скорости торможения при равной средней перегрузке. :)

А вот это набор слов.

Цитировать10% или около того, это масса ОБЩЕЙ КОНСТРУКЦИИ теплозащиты для современных спускаемых аппаратов.

Угу, может даже и 7%. Но это для "орбитальных".

ЦитироватьКто-нибудь может сказать, например, для СА "Союза" сколько покрытия уносит потоком? ;)

Процента 3, поди, что-то около того... А вы знаете точную цифру?

ЦитироватьОтработавший теплозащитный щит СА "Союза" весьма массивен и сбрасывается при вводе парашютов, и он не "выгорает до дыр" в штатном случае. :)

Ессно, не выгорает - иначе бы кирдык. Затем запас такой и сделан.
Но массу на него один леший - вынь да положь.

ЦитироватьЕссно, не выгорает - иначе бы кирдык. Затем запас такой и сделан.

Потому и не выгорает, поскольку масса большая. Если бы масса была меньше, выгорало бы значительно быстрее. Почему скавородки делают такими массивными? Попробуйте поджарить яищницу в кастрюле - подгорит тут же :)

Яичница и на спмой толстой сковороде сгорит - если масла не налить :) А в кастрюле вполне можно жарить.

Я пробовал: по бокам - уголь, в центре - сырое. Либо ставить на огонь в полмиллиметра и жарить полчаса.  :?
Я вообще к тому, что если уменьшить массу ТЗ в два раза, выгорать будет не 3 * 2 = 6% массы, но значительно больше.

Прямой связи между массой и эффективностью ТЗП. Всё зависит от конкретных свойств конкретных материалов. И от величины тормозного импульса тоже  :D

ЦитироватьЦитата:
Отработавший теплозащитный щит СА "Союза" весьма массивен и сбрасывается при вводе парашютов, и он не "выгорает до дыр" в штатном случае.

Ессно, не выгорает - иначе бы кирдык. Затем запас такой и сделан.
Но массу на него один леший - вынь да положь.

ЦитироватьХотя все ждали этого, тем не менее вздрогнули, услышав приглушенный взрыв пиропатронов, за которым последовал сильный толчок. Спустя несколько секунд в иллюминаторах показался добела раскаленный, медленно крутящийся диск. Он неторопливо удалялся.
    - Смотрите! - закричал Макс. - Летающая тарелка! У кого есть фотоаппарат?
    Все с облегчением рассмеялись. Таня сказала:
    - Прощай, наш верный защитник! Вот кто действительно сгорел на работе!
    - Но не до конца, - вмешался Саша. - В нем осталось добрых две тонны. Сколько полезной нагрузки пропало зря!
    - Если так выглядит исконно русская основательность, - возразил Флойд, - то я - за. Лучше уж лишняя тонна, чем недостающий миллиграмм.

Артур Кларк "Космическая Одиссея: 2010"

ЦитироватьИ от величины тормозного импульса тоже

Ага, где бы его ещё взять побольше  :?

Цитировать

ЦитироватьЯ говорил не про конкретное строение теплозащитного слоя или конструкцию элементов теплозащиты, а про общий принцип её работы. :)
 Он простой, поверхностный слой абляционной теплозащиты разрушается от нагревания и уносится потоком.
 Благодаря этому обстоятельству внутренние слои теплозащиты не нагреваются от поверхностного слоя, что обеспечивает низкую теплопроводность теплозащиты в целом. :)

Вы-таки будете смеяться, но при ближайшем рассмотрении этот простой принцип оказывается куда сложнее :lol:  :lol:  :lol:

Я когда начал копаться - сильно был удивлён. Ну, казалось бы, так всё просто должно быть...

Ну так изложите, очень интересно. ;)

Цитировать

ЦитироватьЛюбая теплозащита спускаемого аппарата работает совершенно одинаково, в общем смысле, она работает как "термос".

Да ни в коем случае.

Да точно так, она не даёт конструкции прогреться за время торможения аппарата.

Цитировать

ЦитироватьЕсли бы существовало вещество с очень низкой теплопроводностью, достаточно низкой для того, чтобы за время торможения аппарата внутренние слои не нагрелись, то его было бы достаточно.

Любите вы половину ответа не принимать во внимание :)
Недостаточно было бы малой теплопроводности.
Как минимум, нужно еще чтобы сам материал не разрушился, выдержал те температуры.

Не слишком высока температура поверхностного слоя, чтобы её "что-то не выдержало". :)

Цитировать

ЦитироватьПозволю себе предположить, что передача энергии спускаемому аппарату пропорциональна не его энергии, а времени торможения спускаемого аппарата. ;)

Одно другому не мешает :)
И третьему - тоже :lol:

Это "да" или "нет"? ;)

Цитировать

ЦитироватьЭто время торможения прямо пропорционально начальной скорости торможения при равной средней перегрузке. :)

А вот это набор слов.

А вот это у вас не работают мозги. ;)

Цитировать

Цитировать10% или около того, это масса ОБЩЕЙ КОНСТРУКЦИИ теплозащиты для современных спускаемых аппаратов.

Угу, может даже и 7%. Но это для "орбитальных".

ЦитироватьКто-нибудь может сказать, например, для СА "Союза" сколько покрытия уносит потоком? ;)

Процента 3, поди, что-то около того... А вы знаете точную цифру?

Нет, её никто не знает. :)

Цитировать

ЦитироватьОтработавший теплозащитный щит СА "Союза" весьма массивен и сбрасывается при вводе парашютов, и он не "выгорает до дыр" в штатном случае. :)

Ессно, не выгорает - иначе бы кирдык. Затем запас такой и сделан.
Но массу на него один леший - вынь да положь.

Ну, это как сказать, "вынь да положь", у капсулы Гагарина была теплозащита гораздо массивнее... ;)

ЦитироватьДа точно так, она не даёт конструкции прогреться за время торможения аппарата.

Да нет. Термос не дает прогреться за счет малой теплопроводности, а абляционная тзп, если я хоть чего-то правильно понял, грубо говоря термически разрушается и уносит тепло с собой.

ЦитироватьНе слишком высока температура поверхностного слоя, чтобы её "что-то не выдержало".

Здрасть!!!  :shock:
Если у вас теплопроводность низкая - то тепло никуда отводиться не будет, и именно поверхностный слой преспокойно прогреется у вас до температуры торможения! Ну, если не разрушится до этого, конечно...

ЦитироватьЭто "да" или "нет"?  

Это "не совсем" ближе к "нет".
Теплопередача пропорциональна И рассеиваемой энергии, И времени торможения, И туевой хуче прочих зависящих друг от друга факторов )

Цитировать

ЦитироватьДа точно так, она не даёт конструкции прогреться за время торможения аппарата.

Да нет. Термос не дает прогреться за счет малой теплопроводности, а абляционная тзп, если я хоть чего-то правильно понял, грубо говоря термически разрушается и уносит тепло с собой.

А говоря точнее, сперва она таки нагревается до температуры разрушения, потом начинает разрушаться, испаряясь с поверхности, но в это время разрушающийся слой постепенно передает свое тепло и внутрь ТЗП.
Очень может быть, что немалую роль в тепловом балансе играет и ионизированный газ, в который превращается ТЗП, своего рода "шуба", но насколько эта роль существенна, не знаю.

Цитировать

ЦитироватьНе слишком высока температура поверхностного слоя, чтобы её "что-то не выдержало".

Здрасть!!!  :shock:
Если у вас теплопроводность низкая - то тепло никуда отводиться не будет, и именно поверхностный слой преспокойно прогреется у вас до температуры торможения! Ну, если не разрушится до этого, конечно...

Могу только добавить - еще с 60-х годов была озвучена цифра, что у "Востоков" при баллистическом спуске температура в переднем фронте достигает 6000 градусов!

Цитировать

ЦитироватьДа точно так, она не даёт конструкции прогреться за время торможения аппарата.

Да нет. Термос не дает прогреться за счет малой теплопроводности, а абляционная тзп, если я хоть чего-то правильно понял, грубо говоря термически разрушается и уносит тепло с собой.

Этот процесс является способом реализации низкой теплопроводности для абляционной теплозащиты, для радиационной теплозащиты ту же самою роль выполняет отвод тепла в виде излучения.
 У обычного термоса, кстати, один из важных элементов зеркальная вакуумная колба, которая отражает ИК-излучение окружающей среды, что по принципу отвода тепла аналогично радиационной защите.
 Только радиационная теплозащита не отражает излучение, а сама излучает тепло. :)

Цитировать

ЦитироватьНе слишком высока температура поверхностного слоя, чтобы её "что-то не выдержало".

Здрасть!!!  :shock:
Если у вас теплопроводность низкая - то тепло никуда отводиться не будет, и именно поверхностный слой преспокойно прогреется у вас до температуры торможения! Ну, если не разрушится до этого, конечно...

Во-первых, я не имел в виду реально существующие вещества из которых можно было бы создать теплозащиту. :)
 Во-вторых, насколько прогреется поверхность без отвода тепла, вопрос сложный. ;) Там есть пограничный слой воздуха, с температурой значительно ниже температуры на фронте ударной волны. ;)

Цитировать

ЦитироватьЭто "да" или "нет"?  

Это "не совсем" ближе к "нет".
Теплопередача пропорциональна И рассеиваемой энергии, И времени торможения, И туевой хуче прочих зависящих друг от друга факторов )

Общая рассеиваемая энергия пропорциональна механической энергии орбитального объекта, так что она одинакова при одинаковых траекториях входа для единицы массы тормозящего аппарата. :)
 О времени я сказал выше. :)

 Относительно других параметров... ;) Можно точно сказать, что нет однозначной зависимости от величины тепловой мощности аэродинамической силы, "теплового потока", как почему-то принято называть эту мощность.
 Например, в своё время у первых боеголовок сделали вместо острого тупой нос, боеголовка стала тормозиться сильнее - перегрузки стали выше, но ударная волна отошла от поверхности боеголовки и потребовалась менее массивная теплозащита. :)
 В данном случае налицо обратная пропорциональность. :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДа точно так, она не даёт конструкции прогреться за время торможения аппарата.

Да нет. Термос не дает прогреться за счет малой теплопроводности, а абляционная тзп, если я хоть чего-то правильно понял, грубо говоря термически разрушается и уносит тепло с собой.

А говоря точнее, сперва она таки нагревается до температуры разрушения, потом начинает разрушаться, испаряясь с поверхности, но в это время разрушающийся слой постепенно передает свое тепло и внутрь ТЗП.
Очень может быть, что немалую роль в тепловом балансе играет и ионизированный газ, в который превращается ТЗП, своего рода "шуба", но насколько эта роль существенна, не знаю.

Наиболее существенным является тот факт, что горячие газообразные продукты уносит набегающим потоком. :)
 Кстати, для абляционной теплозащиты очень просто проследить зависимость массы от времени.
 "Газит" она в зависимости от температуры поверхностного слоя, и должна успешно выделять газообразные продукты всё время торможения при высоких температурах.
 Соответственно нужна масса теплозащиты больше или меньше. :)

ЦитироватьМогу только добавить - еще с 60-х годов была озвучена цифра, что у "Востоков" при баллистическом спуске температура в переднем фронте достигает 6000 градусов!

Я бы сказал, что при входе в атмосферу она выше, чем 6000 градусов, плазма светится бело-голубым светом. :)
 Температура на фронте плазмы не зависит от того, как тормозит аппарат, а только от его скорости при входе в атмосферу, так что баллистический спуск или нет, безразлично. :)

Плазма светится - значит передает тепловой поток на поверхность КА излучением. Но и конвекцией тоже, точнее говоря атомы и ионы атмосферы относительно СА "врезаются" в ТЗП, передавая ей всю кинетическую энергию, отражаются назад и уже после этого образуют тот самый "пограничный слой", тормозящий часть следующих за ним атомов набегающего потока.
Где же здесь охлаждение? Температура конечно выйдет на какую-то равновесную величину, но все равно будет достаточно высокой.

6000 градусов - это же не температура плазмы, а температура именно поверхности ТЗП - так было озвучено.

Позже, в каком-то источнике (возможно, и на этом форуме) говорилось, что для "Союза" соответствующая величина уже около 4 тыс. градусов.

Это температура на переднем фронте ударной волны, а не на поверхности теплозащиты. :)
 Если бы такая температура была на поверхности, то теплозащита сгорела бы очень быстро. :)

 Посмотрите на www.buran.ru данные для шаттла, температура плиток ~1800 градусов. :)

ЦитироватьА говоря точнее, сперва она таки нагревается до температуры разрушения, потом начинает разрушаться, испаряясь с поверхности, но в это время разрушающийся слой постепенно передает свое тепло и внутрь ТЗП.

Примерно так, но не совсем.
В частности, она, строго говоря, и не испаряется, и не с поверхности :)

ЦитироватьОчень может быть, что немалую роль в тепловом балансе играет и ионизированный газ, в который превращается ТЗП,

Как раз продукты разложения ТЗП совсем слабоионизованы, это не плазма.

Цитироватьсвоего рода "шуба", но насколько эта роль существенна, не знаю.

Весьма существенна.

ЦитироватьМогу только добавить - еще с 60-х годов была озвучена цифра, что у "Востоков" при баллистическом спуске температура в переднем фронте достигает 6000 градусов!

Во-первых, максимальная температура газа за скачком одинакова для любого орбитального корабля :)
Во-вторых, она еще выше :)

ЦитироватьПлазма светится - значит передает тепловой поток на поверхность КА излучением.

Да не светится практически сама плазма при орбитальных скоростях входа.
Газ - это газ, а не твёрдое тело, которое можно считать чёрным или хотя бы серым, слой его оптически тонок, температуры сравнительно невелики... Поэтому спектр линейчатый, сильно линейчатый (линий довольно немного) - в него просто "не умещается" много энергии.

Доля лучистого переноса - единицы процентов, можно считать её пренебрежимо малой. Собственно, именно поэтому шаттловская плитка чёрная.

ЦитироватьНо и конвекцией тоже,

Не тоже, а в первую очередь.

Цитироватьточнее говоря атомы и ионы атмосферы относительно СА "врезаются" в ТЗП, передавая ей всю кинетическую энергию, отражаются назад и уже после этого образуют тот самый "пограничный слой", тормозящий часть следующих за ним атомов набегающего потока.

Всё ГОРАЗДО сложнее. И совсем-совсем не так.

Где же здесь охлаждение? Температура конечно выйдет на какую-то равновесную величину, но все равно будет достаточно высокой.

Цитировать6000 градусов - это же не температура плазмы, а температура именно поверхности ТЗП - так было озвучено.

Чушь полная. Выкиньте эту мурзилку :)
Температура абляции для соотв. материалов - порядка 1500-2000 градусов. Температура абл. материала быть выше просто не может.

И даже температура приповерхностного слоя газа никогда не достигает 6000.

ЦитироватьПозже, в каком-то источнике (возможно, и на этом форуме) говорилось, что для "Союза" соответствующая величина уже около 4 тыс. градусов.

Ровно такой же бред.
Ну, не такой же - на 30% меньший  :lol:

эээ, наскока я помню под 6\4 тыс имелось ввиду температура, гм, плазмы от которой защищает ТЗП, (6 тыс взято из соответствующей диаграммы ее распределения по поверхности шаттла), ежу понятно само ТЗП до такого не нагревалось, нос шаттла\кромка крыла, местами, в районе 2500F.

...

или 4тыс для шаттла..., не помню.