Форум Новости Космонавтики

ЦитироватьДобро пожаловать!
Сайт, посвящённый исследованию характеристик систем выведения.
http://www.rogersite.alfamoon.com

ЦитироватьНе могли бы вы проверить мой расчёт ...

Цитировать

ЦитироватьНе могли бы вы проверить мой расчёт ...

Для всех: экзотическими системами выведения, например, поездами на магнитной подушке, сверх- и гиперзвуковыми АКС, РН с ЯРД и пр. не увлекаюсь и их расчётами не занимаюсь.

Цитировать...есть некий аппарат с заданными начальными параметрами. Вопрос можете вы как баллистик его посчитать или не можете?

Цитировать

Цитировать...есть некий аппарат с заданными начальными параметрами. Вопрос можете вы как баллистик его посчитать или не можете?

Ещё раз.
Для того, чтобы что-то рассчитать, нужно определить облик, задаться параметрами, условиями работы и т.д. Это требует времени и труда, это возможно, когда идея "греет" душу. Ваш "некий аппарат" меня изначально "не греет".
Увы.

ЦитироватьХм, Roger, а Вы не пробовали организовать "онлайн" - расчет траекторий?

ЦитироватьВеб-страничка с окошками для ввода иходных и выводом результата пересчета.  :D

ЦитироватьНет, на самом деле всё просто. Представляется, что вы написали определённые программы для бал. вычислений. Речь о том, чтобы сделать так, что эти программы умели бы получать входные данные через ваш сайт, грубо говоря, и выводить результаты туда-же. Естественно, в чистом виде (C++?) они так не смогут, но их можно встроить в подходящую среду.
Т.е. практически, пользователь вводит параметры рассчёта на сайте, жмёт кнопочку, ждёт пару секунд и получает результаты, как написал Виницкий.

ЦитироватьВ моём случае решается многопараметрическая оптимизационная задача с подбором нескольких параметров в ходе многошаговых вычислений. Автоматизация этого процесса - отдельная (неподъёмная для меня) проблема. Так, что, вряд ли смогу порадовать. :(

Цитировать..1)А какие именно параметры оптимизируются и по какому критерию? Программа угла тангажа, исходя из максимума массы ПГ? Или иное?
2)Я правильно понимаю, что программа решает "проверочную" задачу: рассчет траектории по заданным параметрам РН (массы, аэродинамика и т.п.)?

Цитировать

Цитировать..1)А какие именно параметры оптимизируются и по какому критерию? Программа угла тангажа, исходя из максимума массы ПГ? Или иное?
2)Я правильно понимаю, что программа решает "проверочную" задачу: рассчет траектории по заданным параметрам РН (массы, аэродинамика и т.п.)?

Прямая ссылка:
http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page312.htm

ЦитироватьОй! :shock:  То есть Вы каждый раз численно решаете вариационную задачу?

ЦитироватьИ, как, полученные программы тангажа здорово отличаются от линейной (или от линейного тангенса)?

Цитировать

ЦитироватьОй! :shock:  То есть Вы каждый раз численно решаете вариационную задачу?

Да. :(

ЦитироватьИ, как, полученные программы тангажа здорово отличаются от линейной (или от линейного тангенса)?

Для обычных РН первую половину траектории приходится задавать исходя из общепринятых ограничений по углу атаки, скоростному напору, с учётом возможности управления, а на второй половине, где можно оптимизировать функция близка к линейной.
Например:
http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page520.htm

Цитировать..Так, может, приняв линейную программу тангажа как квазиоптимальную, упростить задачу?

Цитировать

Цитировать..Так, может, приняв линейную программу тангажа как квазиоптимальную, упростить задачу?

Предлагаете воспользоваться "ratman"ом? :)
На самом деле, закон управления по тангажу не решает всех основных проблем.

Цитировать"Повис в воздухе" вопрос, заданный на ветке "Воздушный старт Ладога, третейский суд технократа" ( http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=9109&start=45&sid=967c29c37b1997e725c37109f61225f1 ) о полезной нагрузке той ракетки при условиях старта под 45 град и скоростях (верт и горизонт) по 100 м/c. Не могли бы помочь, если можно в виде графика, как в "химеричности АКС"( http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=6989&postdays=0&postorder=asc&start=1665 ). И если можно, то же, для 90 тонн ракеты. Заранее спасибо.

Цитировать"Повис в воздухе" вопрос, заданный на ветке "Воздушный старт Ладога, третейский суд технократа" (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?)t=9109&start=45&sid=967c29c37b1997e725c37109f61225f1о полезной нагрузке той ракетки при условиях старта под 45 град и скоростях (верт и горизонт) по 100 м/c. Не могли бы помочь, если можно в виде графика, как в "химеричности АКС"(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?)t=6989&postdays=0&postorder=asc&start=1665. И если можно, то же, для 90 тонн ракеты. Заранее спасибо.

Цитировать

Цитировать...есть некий аппарат с заданными начальными параметрами. Вопрос можете вы как баллистик его посчитать или не можете?

Ещё раз.
Для того, чтобы что-то рассчитать, нужно определить облик, задаться параметрами, условиями работы и т.д. Это требует времени и труда, это возможно, когда идея "греет" душу. Ваш "некий аппарат" меня изначально "не греет".
Увы.

Цитировать"Наш косинус Фи самый большой в мире", на обложке гриф совсекретно, на возражение о ненаучности, ответ - учёные могут об этом и не знать. Из сованекдота о лекции на военной кафедре.

Цитировать

Цитировать"Наш косинус Фи самый большой в мире", на обложке гриф совсекретно, на возражение о ненаучности, ответ - учёные могут об этом и не знать. Из сованекдота о лекции на военной кафедре.

Никак не возьму в голову, почему о военных преподавателях такое мнение? Половина известных авиаконструкторов заканчивали военные ВУЗы (главным образом академию Жуковского). Неужели их там плохо учили?  :shock:

Цитировать

Цитировать

Цитировать"Наш косинус Фи самый большой в мире", на обложке гриф совсекретно, на возражение о ненаучности, ответ - учёные могут об этом и не знать. Из сованекдота о лекции на военной кафедре.

Никак не возьму в голову, почему о военных преподавателях такое мнение? Половина известных авиаконструкторов заканчивали военные ВУЗы (главным образом академию Жуковского). Неужели их там плохо учили?  :shock:

Мужики они вполне нормальные... Но! Из воспоминаний ребят курсом старше. "Война". Майор Кирсанов читает лекцию об устройстве МБР: "Ракета - тело асимметричное!". Голос с галерки: "Товарищ майор, наверное, все-таки - осесимметричное?!".  "Нет, в конспекте написано - асимметричное, значит, асимметричное!".

ЦитироватьПолёт без включения двигателей ничего особо сложного для расчёта не требует. И если я не прав, то скажите что именно там такое сложное? Аэродинамические потери - по формуле Ньютона. Движение - расчётом орбит каждую секунду. Вот собственно и всё.

ЦитироватьА на вашем сайте всё вообще безумно сложно.
Вы не пробовали делать всё проще?

Цитировать...когда я вижу вот такую формулу, то у меня возникает ощущение, что надо мной издеваются...

Цитировать"Наш косинус Фи самый большой в мире", на обложке гриф совсекретно, на возражение о ненаучности, ответ - учёные могут об этом и не знать. Из сованекдота о лекции на военной кафедре.

ЦитироватьА зачем нужна зависимость массы от "омываемой поверхности", кстати, что это такое? ;)

Цитировать

ЦитироватьА зачем нужна зависимость массы от "омываемой поверхности", кстати, что это такое? ;)

Омываемая поверхность - площадь внешних обводов ЛА.

ЦитироватьДля чего график?
Ну, например, придумал кто-то летательный аппарат (есть чертёж, эскиз, фото шпиона и т.п.).
С помощью калькулятора определяем Sомыв. и, будьте любезны, по графику узнаём сухую массу (достаточно точно!)
Ну а зная сухую массу можно сразу сказать - "не полетит":D .
Выбрасываем эскиз, чертёж и пр. и расслабляемся. :D

ЦитироватьЯ не понимаю, каким образом эта самая "омываемая площадь" у "Энергии" больше, чем у "Шаттла". :)

ЦитироватьЕсли это, грубо говоря, "площадь всех внешних оболочек", то согласен. :)

ЦитироватьА вам не кажется, что этот график имеет, так сказать, вторичный характер — техника создаётся на основе примерно одних и тех же соображений, привязываясь к прототипам.
Таким образом, мы сами формируем этот график, создавая "сходные сущности". :)

Цитировать

ЦитироватьЯ не понимаю, каким образом эта самая "омываемая площадь" у "Энергии" больше, чем у "Шаттла". :)

У 2-х ТТУ "Шаттла" поверхность меньше, чем у четырёх блоков А "Энергии".

Цитировать

ЦитироватьЕсли это, грубо говоря, "площадь всех внешних оболочек", то согласен. :)

Да, вся поверхность ЛА, которая соприкасается с воздушным потоком.

Цитировать

ЦитироватьА вам не кажется, что этот график имеет, так сказать, вторичный характер — техника создаётся на основе примерно одних и тех же соображений, привязываясь к прототипам.
Таким образом, мы сами формируем этот график, создавая "сходные сущности". :)

Это же статистика реальных изделий. Могут быть погрешности, связанные с достоверностью публикуемых данных и ошибками в арифметике, но в целом это объективная картина того, что есть на сегодняшний день в авиации и ракетостроении.

Цитировать

ЦитироватьПолёт без включения двигателей ничего особо сложного для расчёта не требует. И если я не прав, то скажите что именно там такое сложное? Аэродинамические потери - по формуле Ньютона. Движение - расчётом орбит каждую секунду. Вот собственно и всё.

Ну если если так всё чудно, тогда - в путь, желаю удачи.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПолёт без включения двигателей ничего особо сложного для расчёта не требует. И если я не прав, то скажите что именно там такое сложное? Аэродинамические потери - по формуле Ньютона. Движение - расчётом орбит каждую секунду. Вот собственно и всё.

Ну если если так всё чудно, тогда - в путь, желаю удачи.

Цитировать1) Если вы не заметили вопроса, то выделяю его специально для вас жирным шрифтом. Есть что возразить по существу вопроса? Если нет, то так и скажите.

Цитировать2) Удачи лучше пожелайте самому себе. С такими формулами как эта вам без неё никуда:

(http://img141.imageshack.us/img141/9087/formula1ke3.gif)

ЦитироватьЯ хотел сказать, что эти графики не имеют природы "физической закономерности", а именно — являются просто обобщением опыта практической деятельности, которой свойственно создавать "нечто подобное". :)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПолёт без включения двигателей ничего особо сложного для расчёта не требует. И если я не прав, то скажите что именно там такое сложное? Аэродинамические потери - по формуле Ньютона. Движение - расчётом орбит каждую секунду. Вот собственно и всё.

Ну если если так всё чудно, тогда - в путь, желаю удачи.

Цитировать1) Если вы не заметили вопроса, то выделяю его специально для вас жирным шрифтом. Есть что возразить по существу вопроса? Если нет, то так и скажите.

При моделировании физических процессов мат. методами всё зависит от задач, которые решаются при этом. Сложность модели зависит от степени детализации. Если простая модель Вас устраивает - слава богу - меня тем более, я не собираюсь навязывать свои представления о реальности и фантазиях.

Цитировать2) Удачи лучше пожелайте самому себе. С такими формулами как эта вам без неё никуда:

(http://img141.imageshack.us/img141/9087/formula1ke3.gif)

Цитировать

Цитировать... вот, например, какую упрощённую систему уравнений я использовал для расчётов движения самолёта-носителя на режиме "горка":
http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page315.htm

Первая же формула P-Q. Что такое Q - нигде не написано.
Вторая формула содержит Y. Что есть Y - тоже непонятно.
Почему не учитывается вращение Земли, которое даёт на экваторе аж 460 метров в секунду - не ясно.
Вообще не понятно что именно тут дано и что считаем. И в какой последовательности.

Цитировать

ЦитироватьЯ хотел сказать, что эти графики не имеют природы "физической закономерности", а именно — являются просто обобщением опыта практической деятельности, которой свойственно создавать "нечто подобное". :)

Дело в том, что в процессе создания техники проявляется её "физическая сущность".

ЦитироватьПрактика, как критерий истины, определяет закономерности, которые постепенно проявляются, становятся очевидными.

ЦитироватьКстати, в методике определения сухой массы конструкции по площади омываемой поверхности, рассматривющей ЛА как высокотехнологическую оболочку, нагруженную внешними и внутренними силами и содержащую всю массу аппарата, "больше физичности", чем при использовании критерия массового совершенства конструкции (?!), Мсух/Мт, физический смысл которого, по крайней мере для меня, непонятен.

ЦитироватьТак у вас самолет движется баллистически?
Cx и Cy довольно серьезно изменяются в зависимости от угла атаки и конечно от скорости, плюс если горка достаточно велика, то и плотность атмосферы тоже успеет измениться (а она тоже фигурирует в формуле подъемной силы, а также от плотности зависит скорость звука), плюс турбулентность хоть и небольшая есть и у стратосферы.
Так что получается еще один критерий оптимизации траектории (и пожалуй главный) - быть как можно ближе к центру коридора минимальной/максимальной скоростей (минимальная скорость определяется срывом потока а максимальная прочностью конструкции и махами); ну если только у вас не рассматривается ЛА с динамической геометрией крыла :D

Цитировать...массовое совершенство характеризует качество изготовления бака.

ЦитироватьВ этом расчёте просто находятся параметры траектории в конце маневра (время 14 с) с заданной предельной поперечной перегрузкой. Важно знать максимально достижимую высоту и угол наклона траектории.

Цитировать

ЦитироватьВ этом расчёте просто находятся параметры траектории в конце маневра (время 14 с) с заданной предельной поперечной перегрузкой. Важно знать максимально достижимую высоту и угол наклона траектории.

Дело в том что ввиду уменьшения с высотой плотности воздуха, для достижения той-же подъемной силы требуется большая скорость и естественно растет и скорость сваливания, и в то же время уменьшается скорость звука. За 14с оно меняется не на десятки процентов но все равно достаточно заметно.
В первом приближении это учитывается достаточно просто - буквально добавляется плотность с коэффициентом.

ЦитироватьВ копилку воздушного старта:

Концепция ракеты-носителя КР 1.3 с горизонтальным воздушным стартом:

(http://www.rogersite.alfamoon.com/texts/Launchers/KP1-1p.gif)

(http://www.rogersite.alfamoon.com/texts/Launchers/Mriya+KP1-1p.gif)

Характеристика РН.....Ангара 1.2...Союз-У........КР 1.3

Масса ПН*, т...................3.7..........6.3(6.85)......7.8(8.1)
Стартовая масса, т........171.5..........305,9...........246,2
Кол. марш. дв. 1 ст............1................5..................1
Радиус действия, км..........--...............--.........1380(2700**)

*  Величина ПН приведена для орбиты 200/200/63 (Плесецк),
значения в скобках даны для орбиты 200/200/51 (Байконур)[/size]
**  С дозаправкой СН после пуска РН [/size]

http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page651.htm

Цитировать

Цитировать...массовое совершенство характеризует качество изготовления бака.

Не могу согласится.
Берём ТТУ и ракету на жидком топливе: соотношение Мт/Мсух у них разное просто из-за конструктивного различия.
Ну, и при чём тут качество изготовления?

ЦитироватьЧто касается вопроса сложности: вот, например, какую упрощённую систему уравнений я использовал для расчётов движения самолёта-носителя на режиме "горка":
http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page315.htm

Цитировать

Цитировать

Цитировать...массовое совершенство характеризует качество изготовления бака.

Не могу согласится.
Берём ТТУ и ракету на жидком топливе: соотношение Мт/Мсух у них разное просто из-за конструктивного различия.
Ну, и при чём тут качество изготовления?

Может ещё для сравнения электричку добавим? ;)

ЦитироватьЯ говорил о топливных баках под жидкое топливо. :)

Цитировать

ЦитироватьМожет ещё для сравнения электричку добавим? ;)

Обязательно! Электричка в качестве изготовления (без смеха) ещё больше нуждается , чем топливные баки. :D

Цитировать

ЦитироватьЯ говорил о топливных баках под жидкое топливо. :)

А я говорил об универсальном критерии, или, по крайней мере, о здравом , то бишь физическом смысле оного.

Цитировать.. Не понял зачем вообще нужна "горка" если ракета крылатая.
Ракету можно просто отделить как Шаттл при лётных испытаниях и потом запускать двигатель.

Цитировать.. Не понял зачем вообще нужна "горка" если ракета крылатая.
Ракету можно просто отделить как Шаттл при лётных испытаниях и потом запускать двигатель.

ЦитироватьХод мыслей следующий.
Полёт СН перед пуском проходит на практическом потолке, запасы по управлению малы, космический ЛА (КЛА) - на спине. Просто разделиться не получится, придётся набирать скорость в пикировании, а она уже максимальная. Варианты с недобором высоты и скорости перед маневром заведомо хуже.

ЦитироватьК тому же, всё равно требуется гарантировано перед разделением запустить маршевый двигатель КЛА.

ЦитироватьПоэтому, используя выход на режим маршевых ЖРД КЛА получаем дополнительное приращение тяги (т.е.запас на управление) и одновременно, переходя на кабрирование получаем увеличение угла наклона траектории, который нам во всех смыслах в плюс и, одновременно, примерно постоянную скорость при увеличении высоты, а это тоже в плюс. Единственное ограничение, всё это проводится за счёт рабочего запаса топлива на выведение и, манёвр надо сделать как можно короче.

ЦитироватьКак-то так.
Поэтому - горка.

ЦитироватьRoger ещё один вопросик к вам. :)

 Вы можете прикинуть эффективность такой схемы: ракета состоит из трёх одинаковых модулей, каждый из которых "двухступенчатая ракета" — состоит из большого модуля "первой ступени" и меньшего модуля "второй ступени".

 При старте запускаются три модуля "первой ступени", из боковых модулей в центр идёт перекачка топлива.
 Первое разделение — отделяются два боковых модуля "первой ступени", полёт продолжает центральный модуль "первой ступени" и три модуля "второй ступени".
 Второе разделение — отделяется центральный модуль "первой ступени", включаются двигатели трёх модулей "второй ступени", где тоже из боковушек в центральный модуль производится перекачка топлива.
 Третье разделение — отделяются боковые модули "второй ступени", полёт продолжает центральный модуль "второй ступени" и ПН.

ЦитироватьЧетыхёхступенчатый ракетный поезд? Где-то я это уже слышал. 8)
Эффективность схемы оценить сложно, так как всё очень не конкретно.
Если только качественно:
В плюсе - отделение ненужной массы по мере выработки, меньше паразитных затрат энергии.
Зато почти всё остальное в минус:
- усложнение конструкции и как следстствие, снижение надёжности и рост массы на связях, средствах разделения, ПГС и т.п.
- увеличение количества двигателей -> рост стоимости, снижение надёжности, рост массы.
- и т.д.
Неизвестно что перевесит, моё мнение - на 99% перевесят минусы.

ЦитироватьВы мелочитесь, если разделение будет на 1-2 километра ниже существенной разницы в преимуществах от воздушного старта не будет.

Цитировать.. Зачем? Чтобы сжечь самолёт-носитель? ;) :D

Ерунда всё это сравнительно с безопасностью самолёта-носителя. :)

Не нужна она, самолёт с 200-250 тоннами "на спине" и так летит на предельном режиме, не следует его "грузить" ещё больше.

Цитировать.. Что вас смущает? Система перекачки топлива? ;)
 Можно её "отменить" и заменить дросселированием как у Ангары-3. :)

Может быть, вас смущает полёт с третьей-четвёртой ступенью, когда два боковых модуля "висят сбоку"? :)
Это ерунда, силовая конструкция, соединяющая два боковых модуля "второй ступени", не будет иметь большой массы, зато потом мы выкинем 2/3 массы конструкции последней ступени. :)

Конструкция, на самом деле, достаточно простая и, возможно, вы что-то подобное видели, например здесь — http://www.astronautix.com/lvs/proton.htm

Цитировать

ЦитироватьВы мелочитесь, если разделение будет на 1-2 километра ниже существенной разницы в преимуществах от воздушного старта не будет.

Неправда ваша! :) В данной ситуации, когда тяговооружённость меньше единицы, КЛА "зарывается" в атмосферу, что чревато большими скоростными напорами и аэродинамическими потерями.

Цитировать

Цитировать.. Зачем? Чтобы сжечь самолёт-носитель? ;) :D

Ерунда всё это сравнительно с безопасностью самолёта-носителя. :)

Не нужна она, самолёт с 200-250 тоннами "на спине" и так летит на предельном режиме, не следует его "грузить" ещё больше.

Всё рассчитывается, испытывается и пр. Это нормальный рабочий процесс.

ЦитироватьОпять же, надо всё считать конкретно, без этого я остаюсь при своём интуитивним мнении.

ЦитироватьВо-первых это не так, даже при тяговооруженности меньше 1 крылатая ракетная ступень будет разгоняться, подъёмная сила будет увеличиваться и она пойдёт вверх. По крайней мере, для соотношения "один РД-191 на 250 тонн стартовой массы". Кстати, зачем вам сразу задирать траекторию если у вас тяговооруженность меньше 1? ;)

ЦитироватьВо-вторых... А ЗАЧЕМ тяговооруженность меньше 1? :)

ЦитироватьВы хотите провести тяжелый манёвр для самолёта с предельной загрузкой да ещё со включенной ДУ крылатой ракетной ступени для копеечного увеличения массы ПН.

 На что обратит внимание потенциальный инвестор такого проекта в первую очередь? В первую очередь он обратит внимание на безопасность Ан-225, потому что потеря Ан-225 приведёт к мгновенному полному краху проекта.
 Причём крах будет даже не по экономическим или каким-то политическим соображениям, а по техническим причинам — нельзя просто так вот пойти и "прикупить ещё один Ан-225", его надо заказывать и строить многие годы.
 Потому, если программа отработки воздушного старта угробит хоть один самолёт — ей крышка. :)

 Вот по этой причине не следует делать разного рода "горки" даже ради 10—20% массы ПН, а тут, ИМХО, даже такого бонуса не будет.
 Это "чудо извротливости" — горка на Ан-225 с 250 тоннами на внешней подвеске есть детище создателей МАКСа, которым деваться некуда было. :)
 Если ракета крылатая, подобная акробатика совершенно лишняя. :)

Цитировать

ЦитироватьОпять же, надо всё считать конкретно, без этого я остаюсь при своём интуитивним мнении.

Вас не смущает "обычная" Ангара-3? ;)

 Так вот, то, что я предложил — то же самое, но с блочной "третьей ступенью". :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВы мелочитесь, если разделение будет на 1-2 километра ниже существенной разницы в преимуществах от воздушного старта не будет.

Неправда ваша! :) В данной ситуации, когда тяговооружённость меньше единицы, КЛА "зарывается" в атмосферу, что чревато большими скоростными напорами и аэродинамическими потерями.

Во-первых это не так, даже при тяговооруженности меньше 1 крылатая ракетная ступень будет разгоняться, подъёмная сила будет увеличиваться и она пойдёт вверх.
 По крайней мере, для соотношения "один РД-191 на 250 тонн стартовой массы".

 Кстати, зачем вам сразу задирать траекторию если у вас тяговооруженность меньше 1? ;)

 Во-вторых... А ЗАЧЕМ тяговооруженность меньше 1? :)

Цитировать

Цитировать.. Зачем? Чтобы сжечь самолёт-носитель? ;) :D

Ерунда всё это сравнительно с безопасностью самолёта-носителя. :)

Не нужна она, самолёт с 200-250 тоннами "на спине" и так летит на предельном режиме, не следует его "грузить" ещё больше.

Всё рассчитывается, испытывается и пр. Это нормальный рабочий процесс.

Нет, это "езда по дворам со скоростью 90 км/ч". :D

 Вы хотите провести тяжелый манёвр для самолёта с предельной загрузкой да ещё со включенной ДУ крылатой ракетной ступени для копеечного увеличения массы ПН.

 На что обратит внимание потенциальный инвестор такого проекта в первую очередь? В первую очередь он обратит внимание на безопасность Ан-225, потому что потеря Ан-225 приведёт к мгновенному полному краху проекта.
 Причём крах будет даже не по экономическим или каким-то политическим соображениям, а по техническим причинам — нельзя просто так вот пойти и "прикупить ещё один Ан-225", его надо заказывать и строить многие годы.
 Потому, если программа отработки воздушного старта угробит хоть один самолёт — ей крышка. :)

 Вот по этой причине не следует делать разного рода "горки" даже ради 10—20% массы ПН, а тут, ИМХО, даже такого бонуса не будет.
 Это "чудо извротливости" — горка на Ан-225 с 250 тоннами на внешней подвеске есть детище создателей МАКСа, которым деваться некуда было. :)
 Если ракета крылатая, подобная акробатика совершенно лишняя. :)

ЦитироватьЯ немножко вмешаюсь в разговор  :)
Акробатика при разделении вещь на мой взгляд необходимая. И основная необходимость здесь видится в выполнении более быстрого ухода второй ступени от самолета-носителя и обеспечении безударного разделения. Все это по соображениям безопасности и увеличения ПН за счет снижения времени работы совсем не экономичного ЖРД. Дело в том, что если выполнять разделение с ходу, то процесс разделения будет очень продолжительным (в то время как нас интересует не путсая трата топлива, а скорейший уход второй ступени на оптимальную траекторию) и возможны всякие казусы. Растянутость по времени объясняется интерференцией между ступенями, которая в большей степени проявляется как раз при обеих крылатых ступенях. Интерференция приводит к снижению аэродинамических характеристик (пример из жизни - про сближение проплывающих вблизи друг друга судов я думаю слышали). Аэродинамика конечно улучшается по мере роста расстояния между ступенями, но пока это произойдет...  :roll:

ЦитироватьСогласен. Когда моделировал процесс разделения, подбирал режим, чтобы траектории СН и КЛА не пересекались после расцепки. В этот момент для СН очень быстро нужно уходить вниз, это при том, что КЛА на полной тяге уходит вверх. Без запуска ЖРД всё сложнее.

ЦитироватьКогда она пойдёт вверх, будет уже поздно. :)  Надо как можно раньше.

Цитировать

ЦитироватьВо-вторых... А ЗАЧЕМ тяговооруженность меньше 1? :)

В этом же самый смак. Сколько стоит один РД-191? А два...? :D
Сколько весит один? А два? и т.д.

ЦитироватьНикакой такой особой акробатики в той горке, которая заложена у меня нет. Судите сами: 14 с екунд набора высоты в 300 м и углом наклона траектории в конце маневра 10 град. Это практически горизонтальный полёт. Тяга ЖРД наоборот помогает, добавляет запас устойчивости. Ну а МАКС - это к авторам.

ЦитироватьЯ немножко вмешаюсь в разговор  :)
Акробатика при разделении вещь на мой взгляд необходимая. И основная необходимость здесь видится в выполнении более быстрого ухода второй ступени от самолета-носителя и обеспечении безударного разделения. Все это по соображениям безопасности и увеличения ПН за счет снижения времени работы совсем не экономичного ЖРД. Дело в том, что если выполнять разделение с ходу, то процесс разделения будет очень продолжительным (в то время как нас интересует не путсая трата топлива, а скорейший уход второй ступени на оптимальную траекторию) и возможны всякие казусы. Растянутость по времени объясняется интерференцией между ступенями, которая в большей степени проявляется как раз при обеих крылатых ступенях. Интерференция приводит к снижению аэродинамических характеристик (пример из жизни - про сближение проплывающих вблизи друг друга судов я думаю слышали). Аэродинамика конечно улучшается по мере роста расстояния между ступенями, но пока это произойдет...  :roll:

ЦитироватьА вы не искали зависимость ПН от угла наклона траектории при разделении ступеней? Мне интересно на сколько сильно это влияние. То что оно есть это однозначно. К крылатой второй ступени это влияние скорее всего ничтожно мало, а вот если вторая ступень ракетная, то думаю будут проблемы.
Как вы думаете?

Цитировать

ЦитироватьА вы не искали зависимость ПН от угла наклона траектории при разделении ступеней? Мне интересно на сколько сильно это влияние. То что оно есть это однозначно. К крылатой второй ступени это влияние скорее всего ничтожно мало, а вот если вторая ступень ракетная, то думаю будут проблемы.
Как вы думаете?

Когда-то (довольно давно :( ) я задумывался на этим вопросом, но позже пришёл к тому, что этот угол определяется воможностями СН, а они сильно не дотягивают до оптимальных значений. Нечем обеспечивать оптимум. Я имел ввиду Ан-225. Для каких-то других вариантов может надо будет искать оптимум, при наличии практической возможности выполнения манёвра.

ЦитироватьАга. ;)
 (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6339.jpg)

Цитировать

ЦитироватьАга. ;)
 (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6339.jpg)

Ого. :D
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/76860.jpg)

Цитировать

ЦитироватьКогда она пойдёт вверх, будет уже поздно. :)  Надо как можно раньше.

Зачем? Обоснуйте поподробнее. :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВо-вторых... А ЗАЧЕМ тяговооруженность меньше 1? :)

В этом же самый смак. Сколько стоит один РД-191? А два...? :D
Сколько весит один? А два? и т.д.

Опять мелочитесь? ;)

ЦитироватьНу вот видите, практически штатный Боинг-747, с минимальной модификацией, на него навесили Enterprise.
 Милое разделение, без всяких горок, самолёт просто ныряет вниз и всё. :)

 Если вы включите РД-191 у вас возникнет проблема, а именно — тяга от ракетной ступени будет передаваться самолёту через крепление её "на спине" самолёта-носителя.
 Это, мягко говоря, "не здорово". :)

Цитировать

ЦитироватьНу вот видите, практически штатный Боинг-747, с минимальной модификацией, на него навесили Enterprise.
 Милое разделение, без всяких горок, самолёт просто ныряет вниз и всё. :)

 Если вы включите РД-191 у вас возникнет проблема, а именно — тяга от ракетной ступени будет передаваться самолёту через крепление её "на спине" самолёта-носителя.
 Это, мягко говоря, "не здорово". :)

Что поделаешь, вынужденное решение.
Сбрасывать и затем запускать ЖРД - "не в этой жизни".

Цитировать

ЦитироватьЕсли вы включите РД-191 у вас возникнет проблема, а именно — тяга от ракетной ступени будет передаваться самолёту через крепление её "на спине" самолёта-носителя.
 Это, мягко говоря, "не здорово". :)

Что поделаешь, вынужденное решение.
Сбрасывать и затем запускать ЖРД - "не в этой жизни". Плюсов не останется, будут одни минусы.
А то и вообще ничего никому не останется. :(  :D

ЦитироватьДайте численную оценку выгоды от "горки". :)

 Вообще, крылья нужны в том числе для того, чтобы ракета в процессе запуска двигателей не "провалилась" километров на 5 вниз.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЕсли вы включите РД-191 у вас возникнет проблема, а именно — тяга от ракетной ступени будет передаваться самолёту через крепление её "на спине" самолёта-носителя.
 Это, мягко говоря, "не здорово". :)

Что поделаешь, вынужденное решение.
Сбрасывать и затем запускать ЖРД - "не в этой жизни". Плюсов не останется, будут одни минусы.
А то и вообще ничего никому не останется. :(  :D

Совершенно нет никакой необходимости в таком решении.
 "Пегас", с его довольно небольшой массой относительно самолёта-носителя, сбрасывается без всяких горок.
 ЫЫЩ Рутана (SS1) тоже сбрасывался в горизонтальном полёте.
 

ЦитироватьДайте численную оценку выгоды от "горки". :)

ЦитироватьВообще, крылья нужны в том числе для того, чтобы ракета в процессе запуска двигателей не "провалилась" километров на 5 вниз.

ЦитироватьС горкой ПН - 7,8 т;
Без горки ПН - 0 т. :)

ЦитироватьRoger если ваш проект завязан на это "делание горки с 250 тоннами на загривке" можете его выбросить сразу.
 Ни один человек в здравом уме такой бред не профинансирует.

ЦитироватьКстати, в методике определения сухой массы конструкции по площади омываемой поверхности, рассматривющей ЛА как высокотехнологическую оболочку, нагруженную внешними и внутренними силами и содержащую всю массу аппарата, "больше физичности", чем при использовании критерия массового совершенства конструкции (?!), Мсух/Мт, физический смысл которого, по крайней мере для меня, непонятен.

ЦитироватьВы не совсем поняли, это та же "Ангара", только в менее кривом варианте. :)

ЦитироватьПохожие проекты, интересно, кто у кого списывал, и кто пятёрку получил.
Если в проекте изначально заложена ошибка, неудачную реализацию часто списывают на стрелочника. Лучше грех на душу не брать.

Цитировать..Вообще-то массовое совершенство конструкции определяется отношением массы заправленной ступени к ее сухой массе

Цитировать... и представляет по сути вариант числа Циолковского, но за вычетом из начальной и конечной масс ступени массы ПН. Соответственно, чем больше массовое совершенство, тем больше и само число Циолковского и больше ХС ступени при прочих равных условиях.

Цитировать1) какие еще источники теоретического плана вы использовали при разработке данной методики кроме приведенной вами книги Г.А. Колесникова?

Цитировать2)  на основании чего вы решили ввести приведенный коэффициент Сх по числу Рейнольдса с влиянием на фактический коэффициент в линейнйм форме?

ЦитироватьУ нас крепление сверху СН, другого нет.

Цитировать

ЦитироватьДайте численную оценку выгоды от "горки". :)

С горкой ПН - 7,8 т;
Без горки ПН - 0 т. :)

Цитировать

ЦитироватьВообще, крылья нужны в том числе для того, чтобы ракета в процессе запуска двигателей не "провалилась" километров на 5 вниз.

В данном случае - именно для этого, но если запуск двигателей после разделения, то крылья понадобятся значительно большей площади и другого профиля.

Цитировать

ЦитироватьВы не совсем поняли, это та же "Ангара", только в менее кривом варианте. :)

Это Ангара, кривая в квадрате. :wink:

ЦитироватьОбъясню ситуацию. Для расчётов движения ЛА в атмосфере мне необходимо было учитывать их аэродинамику, но доступа к фактическим данным экспериментов и возможности их проведения у меня нет. Теоретические исследования во многом узко специализированы и исследуют влияние каких-либо отдельных факторов. Для меня важно было не промахнуться с порядком величин и понять что вносит основополагающий вклад, а что нет. Пришлось обратиться к имеющейся статистике и попытаться привести всё это в какой-то минимальный порядок. Вот так и возникла методика, и то что число Рейнольдса линейно участвует , то спасибо, что оно вообще присутствует. :)  Вы правильно заметили, что аэродинамическое сопротивление для РН вносит небольшой вклад в общие потери. Для горизонтально стартующих аппаратов это влияние больше в разы.

ЦитироватьИ чем вас не устраивает блочная вторая ступень? :wink:

Цитировать

ЦитироватьИ чем вас не устраивает блочная вторая ступень? :wink:

Тем, что возможный выигрыш не оправдывает усложнения, удорожания и снижения надежности. Кстати, мю ПН Ангары-3 всего на 0,06 % больше, чем у Зенита-2, но при вдвое большем числе блоков и маршевых двигателей.

ЦитироватьLaunches: 35. Failures: 6. Success Rate: 82.86%.

ЦитироватьДело в том, что число Рейнольдса у вас выплыло совсем непонятным образом. Обычно его используют для корректировки изменения аэродинамического сопротивления трения при изменении геометрии, но никак не для оценки изменения всего сопротивления в целом. Я понял что в данном случае вы хотели показать влияние на аэродинамические характеристики характерного геометрического параметра, не вдаваясь глубоко в проблему.
Но тогда видится гораздо более простым для характерных компоновок конкретных типов ракет и самолетов принять аэродинамику неизменной, просто подсчитав ее по статистике. А влияние на полные потери тогда бы проявлялось через площадь миделя или крыла в формуле для полной аэродинамической силы. Либо тогда уже надо выделять из полного сопротивления составляющую трения и корректировать только ее. Пусть даже линейным образом.
На мой взгляд введение вашим методом корректировки по числу Рейнольдса не корректно по физическому смыслу самого числа Рейнольдса и его влияния на аэродинамику.
Я сам в свое время занимался разработкой подобной частично статистической методики, но в ней я все-таки рассматривал отдельно трение от волнового сопротивления. Уж больно разные по своей природе эти два вида сопротивления. И у меня получалась довольно простая методика, позволяющая получать аэродинамику ЛА при умеренном изменении некоторых его геометрических параметров.

ЦитироватьЧисло Рейнольдса выплыло понятным образом, чтобы  сравнивать аэродинамические коэффициенты аппаратов различных размеров надо соблюдать критерии подобия: я брал статистику для примерно одного значения М=1.1 (наибольшее сопротивление), а размеры должны были учитываться числом Re. Обратно пропорциональная зависимость давала наименьший разброс и при проверках обеспечивала вменяемые результаты. Согласен, что если копать глубже, может оказаться, что есть какая-то другая зависимость более правильная, но я считаю, что зацикливаться на этом не стоит.

ЦитироватьЧто, на демагогию потянуло?
Посмотрим, насколько надежнее будет Ангара с еще более напряженными двигателями.

ЦитироватьДело в том что у меня некоторые сомнения в части его реализуемости. Уж больно близка компоновка к Бурану, а куда засунули столько топлива непонятно. Я уже встречал подобный проект под названием МАКС-М, но и о нем мало что есть

Цитировать

ЦитироватьДело в том что у меня некоторые сомнения в части его реализуемости. Уж больно близка компоновка к Бурану, а куда засунули столько топлива непонятно. Я уже встречал подобный проект под названием МАКС-М, но и о нем мало что есть

Вот уж в Буран можно засунуть топлива тонн 500 в один грузовой отсек. :D

ЦитироватьИзвините, не понял. :)
 Если бы у вашей ракеты крыльев вообще не было, ясно было бы зачем ей нужна вертикальная скорость, но вы собрались использовать крылатую ракету, да ещё и с тяговооруженностью меньше 1. :)

... Для вашей ракеты логично начать разгон вообще горизонтально и набирать вертикальную скорость, когда тяговооруженность увеличится.
 Запуск двигателей проходит несколько секунд, ну, допустим 60 секунд, чтобы самолёт умотал подальше. ;)
 У вас такие дохлые крылья, что на скорости 230 м/с ракета существенно провалится за эту минуту? :)

Цитировать

ЦитироватьВот уж в Буран можно засунуть топлива тонн 500 в один грузовой отсек. :D

А ПН куда совать будем?  :?

ЦитироватьДля РН с ЖРД хоть с крыльями, хоть без, горизонтальный полёт в плотной атмосфере ведёт к сплошным потерям. Оптимизация траекторий показывает, что требуется как можно скорее двигаться в менее плотную среду (кстати, об этом всегда говорил г. Старый и это так). Крылья здесь (КР 1.3) как раз для этого и используются. Использовать крыло для горизонтального разгона РН с ЖРД — чушь.

ЦитироватьА вы подробно занимались проектом Прометей?
Дело в том что у меня некоторые сомнения в части его реализуемости. Уж больно близка компоновка к Бурану, а куда засунули столько топлива непонятно. Я уже встречал подобный проект под названием МАКС-М, но и о нем мало что есть

Цитировать... вы с какой-то радости приделали к ракете мелкие крылья — недостаточные для нормального горизонтального полёта и к этому ещё взяли тяговооруженность меньше 1. :)
 Таким образом вы собрали в кучу недостатки МАКСа без крыльев и носителя с большими крыльями — у вас и подъёмная сила мала, но достаточно велика для больших аэродинамических потерь, и тяга мала, так что при полёте под большим углом к горизонту у вас тягу будут пожирать гравитационные потери. :)

ЦитироватьПри этом совершенно непонятно зачем надо "экономить двигатель" — первая ступень, как я понял, многоразовая.

ЦитироватьОсобый "писк" это запуск двигателя до отделения.
 Во-первых, мне интересно как вы обеспечите стабильный уход ракеты от самолёта "вперёд хвостом", в противном случае у вас выхлоп двигателя мгновенно разрушит самолёт.
 Во-вторых, я сомневаюсь, что Ан-225 выдержит просто акустическую нагрузку от работы РД-191.

ЦитироватьВы попытались создать систему воздушного старта без недостатков, в результате получилась система с одними недостатками. :)
 Если уж вам нужна "горка", поставили бы на сам самолёт два РД-191 и делайте "горку" хоть в 45 градусов. :D

ЦитироватьКрылья компромиссные и, на мой взгляд, удачные.

Цитировать

ЦитироватьПри этом совершенно непонятно зачем надо "экономить двигатель" — первая ступень, как я понял, многоразовая.

Ступень одноразовая, а экономить надо! (инженеры на этом воспитаны :!: )

Цитировать

ЦитироватьОсобый "писк" это запуск двигателя до отделения.
 Во-первых, мне интересно как вы обеспечите стабильный уход ракеты от самолёта "вперёд хвостом", в противном случае у вас выхлоп двигателя мгновенно разрушит самолёт.
 Во-вторых, я сомневаюсь, что Ан-225 выдержит просто акустическую нагрузку от работы РД-191.

Вы не мечтали о карьере Представителя Заказчика? Здоровый скептицизм иногда полезен. Над этими вопросами надо будет работать.

Цитировать

ЦитироватьВы попытались создать систему воздушного старта без недостатков, в результате получилась система с одними недостатками. :)
 Если уж вам нужна "горка", поставили бы на сам самолёт два РД-191 и делайте "горку" хоть в 45 градусов. :D

Надо же и другим оставить поле для деятельности. :)

ЦитироватьРН "Союз" эксплуатируется в разных вариантах более 50 лет, осуществлено более 1700 запусков и по этой причине она надёжная.
РН "Зенит" эксплуатируется 24 года при этом осуществлено менее 40 запусков, и по этой причине она отвратительно ненадёжная. :)

ЦитироватьВот и всё, а конструкция не имеет к этому отношения вообще. :)

ЦитироватьМожно вообще не заморачиваться отделением боковушек первой ступени ранее центра, это не даёт большого "навара".
 А вот выкинуть 2/3 массы конструкции второй ступени очень эффективно. :)

Цитировать

ЦитироватьДайте численную оценку выгоды от "горки". :)

С горкой ПН - 7,8 т;
Без горки ПН - 0 т. :)

ЦитироватьА какой будет скорость СН сразу после разделения?
- Тут такой момент, что СН на макс высоте и так летит с максимальной скоростью (обусловленной жесткостью конструкции), а после разделения он еще должен иметь некоторый запас скорости чтобы надежно, без сваливания, выйти в нормальный режим полета - вот для этого я и предлагал учесть изменение плотности воздуха.

ЦитироватьИ кстати что случится если у космической ступени во время горки откажет двигатель (ну просто вдруг перестанет давать номинальную тягу)?

ЦитироватьНа любом этапе до разделения последовательность такая: останов ЖРД, перевод в пикирование с торможением, выравнивание, слив окислителя, выработка горючего, посадка.

ЦитироватьRoger так каким образом ракета сперва отделяется задней частью, а потом передней?
 Какая перегрузка и хватит ли момента создаваемого отрицательной перегрузкой для такого фокуса?

Цитировать

ЦитироватьRoger так каким образом ракета сперва отделяется задней частью, а потом передней?
 Какая перегрузка и хватит ли момента создаваемого отрицательной перегрузкой для такого фокуса?

Сначала "перед", потом "зад". :)
Все параметры даны в отчётах по ссылке (см. предыдущий пост).

Цитировать

ЦитироватьНа любом этапе до разделения последовательность такая: останов ЖРД, перевод в пикирование с торможением, выравнивание, слив окислителя, выработка горючего, посадка.

Извините, Roger, вы кое-что забыли. ;)
 Вторым пунктом после "останова ЖРД" должен быть "сброс РН". :D

ЦитироватьИначе...
 Самолёт свалится в плоский штопор...

ЦитироватьВы собственную картинку видели? ;)
 У вас из ЖРД РД-191 вылетает за секунду 600 килограммов сгоревшего топлива со скоростью ~3 км/с...

 Угадайте, что будет, если вы сперва отделите переднюю часть? ;)  :D

 Если вы не придумаете как сделать наоборот, можете выкинуть свой проект в мусорку, совершенно серьёзно. :)

ЦитироватьВы меня пугаете, а мне не страшно. Когда дойдёт дело до конкретной реализации, вопросов будет ещё больше.. Есть элевоны, есть ЖРД с изменяемым вектором тяги, есть положения объектов по циклограмме, надо будет обеспечивать приемлемое взаимное положение объектов при разделении. Вчерне эти вопросы прорабатывались, на данном этапе концепции пока серьёзных противоречий не видно.

ЦитироватьНе отмазывайтесь.
 Выхлоп ЖРД при неправильном разделении сожгёт самолёт-носитель.

ЦитироватьМало ли что вы там сочинили "теоретически". Если вы теоретически неспособны предложить безопасную схему разделения ваш проект ничего не стоит.
 В вашем случае не может быть сомнения в безопасности самолёта-носителя иначе это просто "кривой МАКС".

ЦитироватьЕсли хотите знать, для Р-7 схема разделения очень серьёзно теоретически прорабатывалась.

Цитировать

ЦитироватьНе отмазывайтесь.
 Выхлоп ЖРД при неправильном разделении сожгёт самолёт-носитель.

При неправильном разделении всё, конечно же, возможно

Цитировать

ЦитироватьМало ли что вы там сочинили "теоретически". Если вы теоретически неспособны предложить безопасную схему разделения ваш проект ничего не стоит.
 В вашем случае не может быть сомнения в безопасности самолёта-носителя иначе это просто "кривой МАКС".

А чем моя схема кривее МАКСа? На мой взгляд она лучше.

Цитировать

ЦитироватьЕсли хотите знать, для Р-7 схема разделения очень серьёзно теоретически прорабатывалась.

Верю.

ЦитироватьПара мыслей по поводу горячего разделения. Первое. Внешнее питание ЖРД на время горки из баков расположенных на самолете. Насколько это поможет "задрать" траекторию?

ЦитироватьВторое - направление вектора тяги ЖРД. Имеет ли смысл направить его не вдоль оси симметрии системы, а задрать струю вверх? Во первых тогда меньщая тепловая нагрузка на "спину" самолета, во вторых после разделения сразу начинается маневр разворота ракеты на вертикальную траекторию (хотя изгибающие нагрузки тоже будут значительные).  Приделать ракете аэродинамические рули на переднюю часть (по схеме утка) для управляемого разделения и быстрого "отставания" от самолета за счет задирания траектории и потери горизонтальной скорости.

ЦитироватьИ вопрос по рассчету конуса факела. Есть ли модели рассчета конуса в зависимости от скорости ракеты и плоности атмосферы?

ЦитироватьКак вы понимаете "правильное разделение"?
 Если вы делаете "горку" с отрицательной перегрузкой, в принципе, у вас "все карты в руках".
 Перегрузка тянет ЦМ ракеты во внешнюю часть траектории и вы можете сперва отцепить "Gопу", дождаться пока она отойдёт на нужное расстояние, и отцепить передний узел крепления.
 Надо только показать, что аэродинамическая сила не прижмёт ракету обратно. :)

 Ваша схема "кривее МАКСа" наличием крыльев вообще.
 "МАКСовцы" тоже хотели сбросить носитель на "горке", но на "горке" когда крылья не понадобятся вообще. :)

ЦитироватьВ процессе разделения на горке "активную" роль играет СН, всё зависит от его возможностей. При этом учитваются аэродинамческие характеристики КЛА. Отделение крылатого или бескрылого КЛА от СН будет примерно одинаковым в первый момент.

Цитировать

ЦитироватьВ процессе разделения на горке "активную" роль играет СН, всё зависит от его возможностей. При этом учитваются аэродинамческие характеристики КЛА. Отделение крылатого или бескрылого КЛА от СН будет примерно одинаковым в первый момент.

Вы тут Старого помянули? ;)
 Лучше бы вы этого не делали. :D

 Покажите, что Ан-225 взлетит вообще с 250 тоннами "на загривке".
 Пока такого безобразия никто не сделал, а то, что это мол возможно, лишь ваши личные домыслы.

ЦитироватьА Вы не заметили, что вся концепция КР 1.3 это мои личные домыслы? :)

ЦитироватьПокажите, что Ан-225 взлетит вообще с 250 тоннами "на загривке".
 Пока такого безобразия никто не сделал, а то, что это мол возможно, лишь ваши личные домыслы.

ЦитироватьРазумеется, но может вы обоснуете возможность взлёта с 250 тоннами? ;)

ЦитироватьСтарый давно бы вас размазал по плинтусу. :D

Цитировать...Вам, кому не чужда романтика неба и глубин космоса, кому закорючки формул мешают подняться над прозой будней, «Роджер-пикчерз» представляет: новый, научно-популярный, хроникально-документальный, созданный на основе реальных расчётов, 20-ти секундный блокбастер «Разделение»...
:)
http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page612.htm

Цитировать

ЦитироватьПокажите, что Ан-225 взлетит вообще с 250 тоннами "на загривке".
 Пока такого безобразия никто не сделал, а то, что это мол возможно, лишь ваши личные домыслы.

А, что? К этому есть какие-либо технические противопоказания? Летал же Руслан со 171-тонным грузом.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПокажите, что Ан-225 взлетит вообще с 250 тоннами "на загривке".
 Пока такого безобразия никто не сделал, а то, что это мол возможно, лишь ваши личные домыслы.

А, что? К этому есть какие-либо технические противопоказания? Летал же Руслан со 171-тонным грузом.

На внешней подвеске?  :shock: Когда это?  :shock:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА, что? К этому есть какие-либо технические противопоказания? Летал же Руслан со 171-тонным грузом.

На внешней подвеске?  :shock: Когда это?  :shock:

А в чем проблема-то? :shock:

ЦитироватьНу как в чём, нагрузки на самолёт будут другие, сравнительно с размещением груза внутри самолёта. :)
 Пока нет технического обоснования такой возможности или пока такого кто-то не сделал на практике, мягко говоря, есть сомнения. :)

 Например, хвост у Ан-225 не отломится при таком размещении ПН? :)

ЦитироватьКонструктора - не дураки. Раз заложили внешнюю подвеску, значит посчитали и сделали соответствующую конструктивно-силовую схему. По сравнению с Ан-124 жесткость хвостовой части Мрии существенно увеличена за счет ликвидации выреза под грузовой люк. А скручивающие нагрузки уменьшены за счет перехода на разнесенное ВО. При этом, я допускаю, что 1-й летный экземпляр может иметь (и, насколько знаю, имеет) ограничения по прочности.

ЦитироватьРазумеется, конструктора не дураки, ИМХО они заложили возможность перевозки на внешней подвеске центрального блока "Энергии", который массой 85 тонн, может быть с каким-то запасом. :)

ЦитироватьРазумеется, конструктора не дураки, ИМХО они заложили возможность перевозки на внешней подвеске центрального блока "Энергии", который массой 85 тонн, может быть с каким-то запасом. :)
 Я не отрицаю, что возможность перевозки 250 тонн существует, но МАКСовцы при всей их пафосной возне не решились протащить на внешней подвеске Ан-225 даже бочку с водой, чему вроде бы ничего не мешало. :)

 Но это всё "семечки" сравнительно с запуском 200-тонного двигателя рядом с самолётом, мой батька рассказывал, что при старте Р-7 земля дрожала на расстоянии километра от старта. :)

Цитировать

ЦитироватьРазумеется, конструктора не дураки, ИМХО они заложили возможность перевозки на внешней подвеске центрального блока "Энергии", который массой 85 тонн, может быть с каким-то запасом. :)

Конечно, не дураки, поэтому с 1984 года, по крайней мере, проектировали Ан-225 под наружную подвеску "Бизани" стартовой массой 250 т. :lol:

ЦитироватьНу, допустим, у Вейда указана общая масса 200 тонн и не факт, что Ан-225 под этот "прото-МАКС" проектировался, это "Молния" тогда уже начала грезить. :)
 Но, допустим, уговорили, и вопрос с взлётом с ПН 250 тонн "на загривке" решаемый. ;) Как ПН сбрасывать будем, у этой "Бизани", например вообще крыльев нет, вопрос всё тот же. :)

ЦитироватьНе беспокойтесь. Уж что-что а вопросами нагружения и потребной модификации силовой схемы уж точно в Молнии занимались. Это я вам могу сказать наверняка. Вопросы расстыковки исследовали еще в 80-х с моделированием полной системы уравнений движения (ЛА как твердого тела) для обоих ЛА. Уж ограничения по нагружению носителя включались точно.
Было бы странно начать заниматься МАКСом еще при разработке Бурана (вопросы выведения с использованием аэродинамической силы начали исследоваться с конца 70-х) и до сегодняшнего дня не догадаться посмотреть конструкцию Ана, не так ли?

ЦитироватьНу дык с переходом носителя на отрицательную перегрузку после перехода в невесомость. Потери будут конечно не слабые, но искусство требует жертв  8)

ЦитироватьНу, допустим, у Вейда указана общая масса 200 тонн и не факт, что Ан-225 под этот "прото-МАКС" проектировался, это "Молния" тогда уже начала грезить. :)

Цитировать

ЦитироватьНу дык с переходом носителя на отрицательную перегрузку после перехода в невесомость. Потери будут конечно не слабые, но искусство требует жертв  8)

Вы предварительно пикировать собрались или ЖРД запускать на спине самолёта? ;)
 Одно другого стоит. :D

Цитировать

ЦитироватьНу, допустим, у Вейда указана общая масса 200 тонн и не факт, что Ан-225 под этот "прото-МАКС" проектировался, это "Молния" тогда уже начала грезить. :)

Вэйд - это не тот источник, который заслуживает доверия (типа, сказочник). А "грезили" не только в "Молнии", но и в "Энергии". А поскольку в одиночку (точнее, только вдвоем) им грезить было тяжело, то к ним присоелдинилось еще и КБ Антонова :D

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу, допустим, у Вейда указана общая масса 200 тонн и не факт, что Ан-225 под этот "прото-МАКС" проектировался, это "Молния" тогда уже начала грезить. :)

Вэйд - это не тот источник, который заслуживает доверия (типа, сказочник). А "грезили" не только в "Молнии", но и в "Энергии". А поскольку в одиночку (точнее, только вдвоем) им грезить было тяжело, то к ним присоелдинилось еще и КБ Антонова :D

Странно, и что же они под свои "грёзы" не проделали натурные испытания? ;)
 Взяли бочку воды, взлетели, набрали высоту 9000, сели, предварительно слив воду из этой бочки.
 Дело-то ерундовое и недорогое, правда, под него надо было бы получить официальное разрешение на такое безобразие. :D

 Относительно запуска двигателя "на спине" — ещё проще, поставили имитационный макет с двигателями и небольшим запасом топлива и запустили двигатель...
 Потом пронаблюдали бы как самолёт разрушится. :D

Цитировать"Ну, Вы, блин, даёте!" :lol:  Где "Молния", и где единственный экземпляр Ан-225? "Молния" - в ж...е, а Ан-225 - в Украине. :cry:

Цитировать

Цитировать"Ну, Вы, блин, даёте!" :lol:  Где "Молния", и где единственный экземпляр Ан-225? "Молния" - в ж...е, а Ан-225 - в Украине. :cry:

Так это не всегда так было, работы по "МАКСам разным" начинались ещё в СССР.

ЦитироватьРаботы начинались, а вот деньги на Буране заканчивались

Цитировать

ЦитироватьРаботы начинались, а вот деньги на Буране заканчивались

Так невелики те деньги, однако, сравнительно с тем же Бураном. :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьРаботы начинались, а вот деньги на Буране заканчивались

Так невелики те деньги, однако, сравнительно с тем же Бураном. :)

Ну дык ведь как в анекдоте: деньги не большие, да кто ж даст их-то.  :cry:

ЦитироватьА МАКС собюственно и не финансировался в полном объеме. ЭП на МАКС был готов где-то в 1989 году, когда еще не было ни одной "железяки". Первый полет Ан-225 совершил в конце 1988 г., после чего проходил испытания, потом летал с Бураном в ЛеБурже. А потом пришел 91-й год. Так что о каких испытаниях в рамках МАКСа могла идти речь, когда сам самолет еще толком не был испытан.

ЦитироватьНу допустим, а что, нельзя было испытать запуск двигателя тягой 200 тонн на другом самолёте, причём даже на нелетучем? :)

Цитировать

ЦитироватьНу допустим, а что, нельзя было испытать запуск двигателя тягой 200 тонн на другом самолёте, причём даже на нелетучем? :)

Какого двигателя?

ЦитироватьПервая версия МАКСа предусматривала суммарную тягу R=3x90=270 т, последняя R=2x200=400 т.
По крайней мере первый вариант ЭП был согласован с разработчиком Ан-225 и ведущими институтами.
Тяга у КР1.3 R=223 т, ниже согласованных величин.
Демонстрационные испытания прототипов  у нас в стране  как-то не были приняты (расчёты дешевле, гос. деньги обычно выделялись "под авторитет", если уже доверили - зачем демонстрация?).
А натурные испытания обычно проводились на этапе выпуска КД и позже когда надо было уже давать результат.

Цитировать

ЦитироватьПервая версия МАКСа предусматривала суммарную тягу R=3x90=270 т, последняя R=2x200=400 т.
По крайней мере первый вариант ЭП был согласован с разработчиком Ан-225 и ведущими институтами.
Тяга у КР1.3 R=223 т, ниже согласованных величин.
Демонстрационные испытания прототипов  у нас в стране  как-то не были приняты (расчёты дешевле, гос. деньги обычно выделялись "под авторитет", если уже доверили - зачем демонстрация?).
А натурные испытания обычно проводились на этапе выпуска КД и позже когда надо было уже давать результат.

Ага, и мы имеем кучу аварий "Зенита" с такой практикой. :)
 В данном случае дело ещё хуже, потерять хоть один такой самолёт как Ан-225 это конец всей программы.

 Относительно тяги, ИМХО чтобы самолёт развалился от звуковых колебаний, достаточно будет тяги тонн в 100. :)

ЦитироватьПоставьте антивибрационные экраны и демпферы в узлах и будьте счастливы  :D
Хотите посмотреть на проблемы с вибрацией - обратитесь к опыту эксплуатации Ту-22 (самого первого, без модификаций). Вибрации были жуткие. Техсостав антивибрационные пояса носил, дабы не утягивало через каждые 5 секунд в кусты подальше от самолета. И ничего, никто не умер и техника все держала.
Опять же уровень аккустических нагрузок на Буране тоже не маленький при спуске в атмосфере, однако держит родимый  :roll:

ЦитироватьЗвуковые нагрузки от ЖРД настолько больше, что и в сравнение не идут с нагрузками от авиационных двигателей. :)

ЦитироватьЭто, кстати, ещё одна проблема, не убьёт ли экипаж таким образом. :)

ЦитироватьКроме того, я что-то не понял ещё одного момента. ;)
 Каким образом достигается то, что факел от двигателя не попадает на самолёт? :)

ЦитироватьЗвуковые нагрузки от ЖРД настолько больше, что и в сравнение не идут с нагрузками от авиационных двигателей. :)
 Это, кстати, ещё одна проблема, не убьёт ли экипаж таким образом. :)

ЦитироватьКроме того, я что-то не понял ещё одного момента. ;)
 Каким образом достигается то, что факел от двигателя не попадает на самолёт? :)

Цитировать

ЦитироватьЗвуковые нагрузки от ЖРД настолько больше, что и в сравнение не идут с нагрузками от авиационных двигателей. :)

В Дб пожалуйста, сколько.

Цитировать

ЦитироватьЭто, кстати, ещё одна проблема, не убьёт ли экипаж таким образом. :)

Я сидел в кабине Су-24М при движках на полном форсаже. Ни ж..й ни ушами никакого дискомфорта не ощущал, можно спокойно разговаривать. Уж на форсаже-то авиадвижок точно не легкий ветерок. Замечу что находится на аэродроме (в пределах прямой видимости) при этом шуме не очень приятно. Бетон трясет только в путь, а с ним и руки с ногами, уши в трубочку заворачиваются.

Цитировать

ЦитироватьКроме того, я что-то не понял ещё одного момента. ;)
 Каким образом достигается то, что факел от двигателя не попадает на самолёт? :)

А что, мало способов этого избежать?  :shock:
А как же экранная защита от выхлопа? (На Ту-95 например стоит)  :shock:
А отклонение истекающей струи вверх?  :shock:
А уход носителя вниз до момента интенсивного разворота второй ступени по тангажу для увеличения угла наклона траектории?  :shock:

ЦитироватьЕсли вы поищете, то сможете найти т.н. сборник статей под редакцией Глеба Евгеньевича Лозино-Лозинского с названием "Авиационно-космические системы". Там есть одна из статей, если я не ошибаюсь под авторством Дудара Э.Н., касательно вопросов построения траекторий для системы МАКС. Там конечно очень кратко, но описаны некорые интересующие вас вопросы, в том числе и приведена информация что при расчете расстыковки ступеней учитывалось ограничение по воздействия выхлопной струи ЖРД на носитель

ЦитироватьХотя мне и без того интересно, как ракеты (практически жидкие оболочки) с их запасами прочности (в т.ч. и по усталостному нагружению) держат столь "огромные" нагрузки, а массивные и высокоресурсные авиационные оказывается нет. Что-то интересное.

Цитировать

ЦитироватьЗвуковые нагрузки от ЖРД настолько больше, что и в сравнение не идут с нагрузками от авиационных двигателей. :)
 Это, кстати, ещё одна проблема, не убьёт ли экипаж таким образом. :)

Ваши интуитивные ощущения, как говорится, к делу не пришьёшь. Здесь нужны цифры и замеры.
Вдогонку скажу такую вещь, что вначале МАКС представлялся от МАП (МинАвиаПром) т.е. "авиаторов" и защита проекта в МОМ (МинОбщеМаш) у "ракетчиков" была не такой формальной как может показаться сейчас.

Цитировать

ЦитироватьКроме того, я что-то не понял ещё одного момента. ;)
 Каким образом достигается то, что факел от двигателя не попадает на самолёт? :)

А зачем ему попадать на самолёт, ему наоборот  параллельно требуется работать. Вы "кино" то посмотрели? Мне казалось там всё очевидно.

Цитировать..., созданный на основе реальных расчётов, 20-ти секундный блокбастер «Разделение»...

ЦитироватьВо время "горки" вы отвернули двигатель от ЦМ ракеты, создавая момент, прижимающий хвост к нижней опоре. В результате в момент разделения ракета повернётся факелом к самолёту. :)

ЦитироватьКстати, у вас что-то факел как-то расширяется маловато, как-никак высота более 9000, а факел такой прямой как у земли. :)

ЦитироватьКстати, Roger, вот ещё что непонятно. :)

 Вы делаете "горку" под углом 10 градусов? Таким образом у вас двигатель создаёт вертикальную тягу ~35 тонн.
 Как я вижу, площадь крыла ~120 метров, при нагрузке на крыло в 1 тонну подъёмная сила будет ~120 тонн.
 Как это ракета, при массе 246 тонн, вообще вверх подниматься будет, до того момента как она выработает тонн 80 топлива? :)

Цитировать

Цитировать..., созданный на основе реальных расчётов, 20-ти секундный блокбастер «Разделение»...

Спасибо, посмотрел, честно говоря не впечетлило. Вот если бы еще графики нагрузок и моментов в узлах крепления были, изгибающие моменты носителя и ракеты итд.
Короче, не в 20 веке живем. Просчитать отделение, когда задан закон движения, используя кад типа абакуса за ночь можно на домашнем компе. Давайте проверим силы действующие на носитель и ломающие ракету. Приймем пока все абсолютно твердыми телами. С выхлопом и акустикой будем разбираться потом.

ЦитироватьКонечно, если у кого есть чертежи Мрии в варианте подходящем для импорта в CAD то можно просчитать работу всего силового набора самолета в процессе разделения. Но это прйдется на кластер впихиваться на рассчет.
А так языками трепать можно долго. Может действительно сорганизовать виртуальное КБ и хотя бы простейшие задачи просчитывать самостоятельно, тем более что вопросы лицензионного софта в этом случае никого не волнуют.

ЦитироватьЕсли посмотреть отчёт по расчёту здесь (http://www.rogersite.alfamoon.com/views/05reportY08a_07.htm) , то по траектории с 5-ой до 35-ой секунды высота полёта снижается до 8250 м, затем начинается набор.

Цитировать

ЦитироватьВо время "горки" вы отвернули двигатель от ЦМ ракеты, создавая момент, прижимающий хвост к нижней опоре. В результате в момент разделения ракета повернётся факелом к самолёту. :)

Если посмотреть внимательно (14-я секунда), то в момент разделения вектор тяги ЖРД направлен по оси РН.

Цитировать

ЦитироватьКстати, у вас что-то факел как-то расширяется маловато, как-никак высота более 9000, а факел такой прямой как у земли. :)

Вот здесь (http://orbitalhub.com/wp-content/uploads/2008/12/mro-atlas-v-lifting-off.jpg) фото стартующего Аtlas V (c двигателем РД-180) "в профиль", что должно соответствовать РД-191. Получается поперечный размер факела у земли на 100% тяги - около 4-х метров (примерно равен диаметру РН). На "анимашке" при 100% тяги (на 14 с), в масштабе, поперечный размер факела я пока "установил" (ИМХО) около 8 метров.

Цитировать

ЦитироватьЕсли посмотреть отчёт по расчёту здесь (http://www.rogersite.alfamoon.com/views/05reportY08a_07.htm) , то по траектории с 5-ой до 35-ой секунды высота полёта снижается до 8250 м, затем начинается набор.

А вы не пробовали уменьшить массу ракеты, раз уж не хотите увеличивать нагрузку на крыло? ;)
 Кстати, какая у вас нагрузка на крыло? :)

Цитировать

ЦитироватьВот здесь (http://orbitalhub.com/wp-content/uploads/2008/12/mro-atlas-v-lifting-off.jpg) фото стартующего Аtlas V (c двигателем РД-180) "в профиль", что должно соответствовать РД-191. Получается поперечный размер факела у земли на 100% тяги - около 4-х метров (примерно равен диаметру РН). На "анимашке" при 100% тяги (на 14 с), в масштабе, поперечный размер факела я пока "установил" (ИМХО) около 8 метров.

На этой высоте давление ~0,3, так что реальнее будет метров 12. :)

ЦитироватьПотом, у вас ракета, что поднята на 16 метров над самолётом? :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВот здесь (http://orbitalhub.com/wp-content/uploads/2008/12/mro-atlas-v-lifting-off.jpg) фото стартующего Аtlas V (c двигателем РД-180) "в профиль", что должно соответствовать РД-191. Получается поперечный размер факела у земли на 100% тяги - около 4-х метров (примерно равен диаметру РН). На "анимашке" при 100% тяги (на 14 с), в масштабе, поперечный размер факела я пока "установил" (ИМХО) около 8 метров.

На этой высоте давление ~0,3, так что реальнее будет метров 12. :)

Если считать расход в струе одинаковым для земли и высотного старта, то обратнопропорциональны давлению будут площади поперечного сечения факела, отсюда, диаметры факела будут относится как Dв/Dз=sqr(1/0.3)=1.73. Я взял с запасом - 2.

Цитировать

ЦитироватьПотом, у вас ракета, что поднята на 16 метров над самолётом? :)

:shock: Нет, примерно 5,5 м от поверхности центроплана до оси РН.

ЦитироватьАрифметически, удельная нагрузка на крыло - 2735 кг/кв.м. Ну и?

ЦитироватьСамый лучший вариант по ПН - вообще без крыла. :)

ЦитироватьНо при этом провал по траектории до 7800 м и рост скоростного напора до 6000 кг/кв. м.
Выигрыш по ПН уйдёт на упрочнение конструкции.

ЦитироватьУсилие в точке крепления к самолёту считать не пробовали? ;)
 5,5 это не 16, но тяга-то 200 тонн. :)

Цитировать

ЦитироватьАрифметически, удельная нагрузка на крыло - 2735 кг/кв.м. Ну и?

Что-нибудь с такой нагрузкой на крыло? ;)

Цитировать(И зачем вам вообще тогда "горка", ну право, не понимаю... :) )

ЦитироватьЕсли ступени даже две, а не три, то на "крылатость" ухудшающую массу первой ступени можно наплевать. :)

У Зенита примерно такой максимальный скоростной напор. :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьАрифметически, удельная нагрузка на крыло - 2735 кг/кв.м. Ну и?

Что-нибудь с такой нагрузкой на крыло? ;)

КР1.3 :) . Будет первой.

Цитировать

Цитировать(И зачем вам вообще тогда "горка", ну право, не понимаю... :) )

Ну, так чтобы хоть как-то разделиться...

Цитировать

ЦитироватьЕсли ступени даже две, а не три, то на "крылатость" ухудшающую массу первой ступени можно наплевать. :)

У Зенита примерно такой максимальный скоростной напор. :)

Пока я ориентировался на привычную статистику (Зенит тут стоит особняком), хотя, всё может быть, исключать ничего нельзя.

ЦитироватьТак любезный, с такой аццкой нагрузкой на крыло вы можете разделяться по-шаттловски. :)
 Я-то думал, у вас не хватает подъёмной силы, а у вас её хватает.
 (Вопрос о реализуемости такой нагрузки на крыло я оставлю открытым.) :)

  Может я чего не понял, но для варианта с площадью крыла 120 метров у меня получилась общая подъёмная сила 328 тонн... :D

ЦитироватьЕсли ступени даже две, а не три, то на "крылатость" ухудшающую массу первой ступени можно наплевать. :)

У Зенита примерно такой максимальный скоростной напор. :)

ЦитироватьПока я ориентировался на привычную статистику (Зенит тут стоит особняком), хотя, всё может быть, исключать ничего нельзя.

Что значит "Зенит стоит особняком"? :)
 Вы с чем собрались сравнивать, с РН "Союз"? Так у неё слабые управляющие органы, а у Зенита есть УВТ, у вашей же ракеты есть не только УВТ, она вообще должна быть устойчива. :)

ЦитироватьОсновной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

Цитировать

ЦитироватьОсновной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

А пытались как-то учесть что УИ ТРД намного больше УИ ЖРД/РДТТ?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьОсновной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

А пытались как-то учесть что УИ ТРД намного больше УИ ЖРД/РДТТ?

Да, похоже, речь идет о РН с ЖРД. С ВРД аэродинамические потери будут еще больше.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьОсновной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

А пытались как-то учесть что УИ ТРД намного больше УИ ЖРД/РДТТ?

Да, похоже, речь идет о РН с ЖРД. С ВРД аэродинамические потери будут еще больше.

:shock:  А можно пояснить? В чем вы видите связь между двигателем и аэродинамическими потерями?

ЦитироватьДля эффективного использования ВРД необходимо лететь в более плотных слоях атмосферы более длительное время. А для ПВРД еще и с опреденленными значениями скоростного напора, очевидно.

Цитировать

ЦитироватьОсновной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

А пытались как-то учесть что УИ ТРД намного больше УИ ЖРД/РДТТ?

ЦитироватьОсновной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

Цитировать

ЦитироватьОсновной вывод:  при горизонтальном старте снижение гравитационных потерь полностью компенсируется
ростом аэродинамических и траекторных потерь.

Последующий вывод: надо увеличивать угол наклона траектории старта ракеты с самолета

ЦитироватьЧтобы...увеличить гравитационные потери. :)

ЦитироватьА если серьёзно, то я уверен, что для каждой системы выведения есть оптимальный набор стартовых параметров, учитывающий проектные приоритеты и ограничения. И общего правила тут нет.

ЦитироватьА тем временем...
 ...

ЦитироватьТем временем до вас так и не дошло, что нельзя включать ЖРД рядом с самолётом.
Или дошло? ;)

ЦитироватьПо моему, на такой старт надо нанимать лётчиков камикадзе, но всё таки, Roger, вы стараетесь, а потом КБЮ скажет - это наш приоритет.
http://www.yuzhnoye.com/?id=30&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz

ЦитироватьПо моему, на такой старт надо нанимать лётчиков камикадзе..

Цитировать..Roger, вы стараетесь, а потом КБЮ скажет - это наш приоритет.
http://www.yuzhnoye.com/?id=30&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/Svitiaz/Svitiaz

Цитировать

ЦитироватьНе могли бы вы проверить мой расчёт ...

Для всех: экзотическими системами выведения, например, поездами на магнитной подушке, сверх- и гиперзвуковыми АКС, РН с ЯРД и пр. не увлекаюсь и их расчётами не занимаюсь.

ЦитироватьЭх Хомяк, хоть патент и не лишний, но не главный для старта проекта, ещё и всячески препятствовать могут. Чудо будет, если вас поддержит "рыжик" или "тот мамон".

ЦитироватьМногоуважаемый Roger! Не заинтересует ли вас задача полёта Беталёта в условиях атмосферы..

ЦитироватьETou' kapTuHke y>ke 4 roga MuHuMyM.... :wink:

Цитировать

ЦитироватьТем временем до вас так и не дошло, что нельзя включать ЖРД рядом с самолётом.
Или дошло? ;)

Ваше ИМХО? До меня дошло ещё полгода назад.
Но на "скромные мнения" плюют все кому не лень :) .
Так, что пока, как хохмят по "ящику": "...Большой суровый украинский самолёт настолько суров, что на высоте 9 км может сделать горку с включением ЖРД ракеты-носителя массой 250 т на внешней подвеске..." :)
Но в планах есть попробовать что-то сделать с "холодным" стартом.

ЦитироватьБыло бы интересно посмотреть.  :)

ЦитироватьКстати, а почему вы не рассматриваете варианты сверхзвуковых/гиперзвуковых носителей? Как правило именно это направление (главным образом гиперзвук) считается перспективным.

Цитировать

ЦитироватьБыло бы интересно посмотреть.  :)

Первые варианты обнадёживают, "холодное" разделение может получиться.

ЦитироватьНо не ранее, чем через недели 3-4, т.к. предстоит существовать в "активной фазе" ремонта квартиры.

ЦитироватьПроблемы прочности, температуры, размеры воздухозаборников и т.п. по мере роста скорости будут только усугубляться и, очевидно, ведут в тупик. Чего ради сходить с ума, менять проверенное "шило" на мифическое "мыло", когда скорость вполне себе просто набирается вне плотных слоёв атмосферы, на ЖРД.

ЦитироватьТем более, что нам всё равно, в итоге, требуется её покидать. Кроме того, с ростом скорости траектория выведения становиться всё более баллистически "однозначной" и неоптимальной для атмосферной ДУ. Поэтому, я не вижу перспектив сверх- и гиперзвуковых АКС.
Это был ответ, а не полемика.

ЦитироватьДля того, чтобы вывести на орбиту несколько тонн, в качестве первой ступени требуется аппарат с большой взлётной массой, имеющий большое дозвуковое (!) аэродинамическое качество (пример - Ан-225). Теперь представьте себе разгон такой "дуры" в атмосфере до сверхзвуковых скоростей (я уж не говорю о гиперзвуке). Проблемы прочности, температуры, размеры воздухозаборников и т.п. по мере роста скорости будут только усугубляться и, очевидно, ведут в тупик. Чего ради сходить с ума, менять проверенное "шило" на мифическое "мыло", когда скорость вполне себе просто набирается вне плотных слоёв атмосферы, на ЖРД. Тем более, что нам всё равно, в итоге, требуется её покидать. Кроме того, с ростом скорости траектория выведения становиться всё более баллистически "однозначной" и неоптимальной для атмосферной ДУ. Поэтому, я не вижу перспектив сверх- и гиперзвуковых АКС.
Это был ответ, а не полемика.

ЦитироватьЯ вам открою ТАЙНУ. ;)
 В момент разделения ступеней РН "Союз" траектория уже почти горизонтальна. ;) :D

Цитировать

ЦитироватьЯ вам открою ТАЙНУ. ;)
 В момент разделения ступеней РН "Союз" траектория уже почти горизонтальна. ;) :D

Но ведь высота-то иная

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЯ вам открою ТАЙНУ. ;)
 В момент разделения ступеней РН "Союз" траектория уже почти горизонтальна. ;) :D

Но ведь высота-то иная

Высота "настолько иная" потому, что выбран такой механизм разделения для первой ступени, если бы она была ниже, то ПН была бы больше. :)
 Но в этом случае не гарантировано безопасное отделение боковушек, по крайней мере так считается. :)

ЦитироватьОй. А я думал, что всему виной оптимальные траектории выведения

Цитировать

ЦитироватьОй. А я думал, что всему виной оптимальные траектории выведения

Да, только на оптимальные траектории накладываются ограничения по возможностям управления и по безопасности механизма разделения ступеней. :)
 Это не тандем, где всё относительно просто. :)

ЦитироватьНу оно понятно.
Кстати, никому не встречалась информация по холодному разделению на сверх/гиперзвуке? (ну кроме неудачного опыта на D-21 http://www.popmech.ru/blogs/post/342-lockheed-d-21-m-21/ )
Есть ли там какие-нибудь особенности?

Цитировать

ЦитироватьНу оно понятно.
Кстати, никому не встречалась информация по холодному разделению на сверх/гиперзвуке? (ну кроме неудачного опыта на D-21 http://www.popmech.ru/blogs/post/342-lockheed-d-21-m-21/ )
Есть ли там какие-нибудь особенности?

Спасибо, ролик очень интересный. :)

 Относительно разделения, как я понял, это плохо исследованная область. :)

ЦитироватьЧто значит "может"? :)
Как Шаттл снимается с Боинга-747 видели? :)

ЦитироватьОднако я себе позволю еще один вопрос:
Вы знакомы с трудами ЦИАМ по вопросу применения перспективных гиперзвуковых двигателей? Их результаты (конечно опирающиеся на то, чего еще реально нет, но что возможно достичь) показывают, что в техническом плане гиперзвук привлекательнее.

ЦитироватьНет. Но подозреваю, что мотористы решали свои узкие задачи и не рассматривали проблему на уровне "а зачем вообще это надо такой ценой".

ЦитироватьНу тут вопрос того, что экономический эффект достигается за счет технологического. А об использовании существующих дозвуковых самолетов в качестве носителей в серьез особо никто разговаривать не хочет. Выходит, что проигрывают они по экономике. Не столько из-за чрезмерной дороговизны (которой на мой взгляд нет), сколько из-за малой интенсивности использования

Цитировать

ЦитироватьНу тут вопрос того, что экономический эффект достигается за счет технологического. А об использовании существующих дозвуковых самолетов в качестве носителей в серьез особо никто разговаривать не хочет. Выходит, что проигрывают они по экономике. Не столько из-за чрезмерной дороговизны (которой на мой взгляд нет), сколько из-за малой интенсивности использования

Не хотел бы провоцировать обсуждение, но я считаю экономику гуманитарной наукой и оценки, проводимые с её помощью, а тем более прогнозы, в значительной степени могут меняться  в зависимости от ситуации в отдельной стране и в мире, а также с течением времени. Поэтому, имхо, экономический эффект можно оценить только применительно к конкретной обстановке, когда имеются реальные параметры технических систем и узкие временнЫе рамки.

ЦитироватьМожет быть, Вы хотите сказать, что экономика - наука в значительной степени эмпирическая?

Цитировать

ЦитироватьМожет быть, Вы хотите сказать, что экономика - наука в значительной степени эмпирическая?

Да. Там, где на результат влияет деятельность человека, создание стройных теорий - бесполезное занятие.
Например, гаишник на светофоре успешно это демонстрирует. :)

ЦитироватьНо в прочем экономисты всегда признавали, что прогнозирование - это их слабое место. Хотя иногда, хоть и редко, что-то вразумительное они сказать могут. Но в любом случае я считаю, что экономическое преимущество обуславливается техническим и потому долгосрочные оценки приемлемо выпонять по нему.

Цитировать...Roger вы не хотите использовать пакетную схему с подачей топлива к ЖРД второй ступени от первой? :)

 Вы "нахаляву" увеличите тяговооруженность. :)

ЦитироватьНу вот, посчитал режим "холодного" разделения в процессе воздушного старта с самолёта-носителя Ан-225 концепции крылатой ракеты-носителя КР2х .
Отдельная благодарность Бродяге за критику и Evgeniy за полезные соображения 8)

Коротко, результаты следующие:
1) Расчёты показывают возможность такого режима старта;
2) Отличие от варианта с запуском ЖРД КР2 в составе комплекса - снижение ПН с 7,2т до 6,9т (минус 300 кг - вполне приемлемая цена за радикальное снижение акустических и тепловых нагрузок на СН, облегчение силовых связей, повышение безопасности экипажа СН).

Описание и расчёты режима разделения:
http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page612.htm

Характеристики варианта КР2х и траектория при выведении на орбиту:
http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page433.htm

Концепция КР2х:
http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page652.htm

"Кино":
http://www.rogersite.alfamoon.com/texts/Issled/RasdelAn225KP2x.swf

ЦитироватьПират, после долгого молчания, в ПЯТНИЦУ 13 выступил.

Цитировать1) 1) Горку как я понял вы принудительно создавали.

ЦитироватьА чем объясняется столь малый угол наклона траектории в момент разделения ступеней?

Цитировать2) Какие ограничения на траекторию вы накладывали? (кроме обозначенных вами Ny_макс и непересечения траектории).

Цитировать3) Я так и не нашел траектории второй ступени после разделения  :(  По сему большая просьба если можно представить ее.

Цитировать

ЦитироватьА чем объясняется столь малый угол наклона траектории в момент разделения ступеней?

При подборе фунций управления, оказалось, что с увеличением угла наклона траектории в момент разделения:
а) снижается темп увода СН от КР2 и, как следствие, уменьшается максимальная дистанция между СН и КР2 при запуске ЖРД;
б) снижается начальная стартовая скорость КР2.

ЦитироватьПолучается, что старт фактически горизонтальный. Интересный результат. Вышло что горка не нужна.  :?

ЦитироватьНу если со снижением стартовой скорости вроде как все понятно, то я немного не пойму природу снижения скорости увода второй ступени. Почему она снижается?

ЦитироватьИ еще интересует, не рассматривали ли вы вариант холодного старта с меньших высот и на больших углах наклона траектории?

Цитировать

ЦитироватьПолучается, что старт фактически горизонтальный. Интересный результат. Вышло что горка не нужна.  :?

Не совсем так. При полёте на "потолке" безударно разделиться без, хотя бы, небольшой горки не получиться.

Цитировать

ЦитироватьНу если со снижением стартовой скорости вроде как все понятно, то я немного не пойму природу снижения скорости увода второй ступени. Почему она снижается?

КР2 в процессе разделения играет пассивную роль, максимально используя рули высоты для увеличения угла атаки, чтобы снизить темп падения угла наклона траектории. Дистанция между СН и КР2 по высоте определяется тем, насколько быстро СН сможет снижаться в начальный период после разделения. Чем больше угол наклона траектории в момент разделения , тем медленнее  увеличивается разрыв по высоте.

Цитировать

ЦитироватьИ еще интересует, не рассматривали ли вы вариант холодного старта с меньших высот и на больших углах наклона траектории?

Нет. Для данной концепции (малая тяговооружённость и "холодный" старт), после разделения идёт значительное падение высоты и только потом постепенный выход на "нормальную" траекторию. Уменьшение высоты должно приводить к росту максимального скоростного напора, его нельзя превышать. Не думаю, что можно что-нибудь существенное "наварить" за счёт увеличения стартового угла наклона траектории.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу если со снижением стартовой скорости вроде как все понятно, то я немного не пойму природу снижения скорости увода второй ступени. Почему она снижается?

КР2 в процессе разделения играет пассивную роль, максимально используя рули высоты для увеличения угла атаки, чтобы снизить темп падения угла наклона траектории. Дистанция между СН и КР2 по высоте определяется тем, насколько быстро СН сможет снижаться в начальный период после разделения. Чем больше угол наклона траектории в момент разделения , тем медленнее  увеличивается разрыв по высоте.

Все равно немного недопонял. Вроде как располагаемые нормальные перегрузки что у носителя, что у ракеты в момент разделения от угла наклона траектории не зависят. С течением времени да, за счет роста высоты при положительном Teta располагаемая перегрузка должна падать, но это ведь потом будет. Или вы имеете в виду влияние падения скорости носителя?

ЦитироватьКстати, а вы не рассматривали влияние стартового угла наклона траектории на мю_ПН второй ступени?

Цитировать

ЦитироватьКстати, а вы не рассматривали влияние стартового угла наклона траектории на мю_ПН второй ступени?

Пока не планирую целенаправленно заниматься этим вопросом. Угол наклона траектории нельзя "назначить", а при обеспечении директивно заданных значений возникают различные побочные проблемы и ограничения, которые могут повлиять на результат.

ЦитироватьСкажите, почему у вас носитель проваливается после разделения, ему что, подъёмной силы не хватает? ;)

ЦитироватьКаких ещё "проблем" вам не хватает при росте скоростного напора на участке выведения до 4,5 тонн на квадратный метр?  

Цитировать

ЦитироватьСкажите, почему у вас носитель проваливается после разделения, ему что, подъёмной силы не хватает? ;)

Ракета-носитель КР2 "проваливается" потому, что подъёмной силы не хватает, т.к. площадь крыла выбрана по максимуму мюПН  с учётом  других факторов, а самолёт-носитель в этом случае "сознательно проваливается", чтобы запуск ЖРД КР2 состоялся на некоторой дистанции от CН.
Вы же этого страстно желали :).

ЦитироватьПосле разделения ракета спикирует прямо на самолёт-носитель. :D

ЦитироватьА потом попробуйте увеличить сухую массу первой ступени и крыло в два раза и просчитайте разгон без "провала", получите ту же ПН, может несколько меньше. ;)
Да, неплохо бы тяговооруженность увеличить до 1.5, но это нужен другой двигатель, например два НК-33. :)

Цитировать

ЦитироватьПосле разделения ракета спикирует прямо на самолёт-носитель. :D

Ну не спикирует, а станет терять высоту с увеличением угла тангажа, но к этому времени СН уже должен давно с креном "отвалить" и набирать высоту.

Цитировать

ЦитироватьА потом попробуйте увеличить сухую массу первой ступени и крыло в два раза и просчитайте разгон без "провала", получите ту же ПН, может несколько меньше. ;)
Да, неплохо бы тяговооруженность увеличить до 1.5, но это нужен другой двигатель, например два НК-33. :)

Так каждый дурвк сможет :).
Не, это не круто :).

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКстати, а вы не рассматривали влияние стартового угла наклона траектории на мю_ПН второй ступени?

Пока не планирую целенаправленно заниматься этим вопросом. Угол наклона траектории нельзя "назначить", а при обеспечении директивно заданных значений возникают различные побочные проблемы и ограничения, которые могут повлиять на результат.

Каких ещё "проблем" вам не хватает при росте скоростного напора на участке выведения до 4,5 тонн на квадратный метр? ;) :D

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПосле разделения ракета спикирует прямо на самолёт-носитель. :D

Ну не спикирует, а станет терять высоту с увеличением угла тангажа, но к этому времени СН уже должен давно с креном "отвалить" и набирать высоту.

Я так думаю, что с таким "мелким" крылом спикирует и очень быстро. :)

Цитировать:shock:
Ну вы, блин, даете. Что значит спикирует?
 Как может КР двигающаяся под действием силы тяжести и положительной подъемной силы обогнать СН, который задействует силу тяжести и отрицательную подъемную силу крыла?  :shock:
Все нормально в ролике. Нет там никаких нестыковок.

ЦитироватьДаже при том разделении, которое вы нарисовали, самолёту надо "линять", а это терминально в практическом случае.
 Подвергать опасности самолёт никто не будет. :)

Цитировать

ЦитироватьДаже при том разделении, которое вы нарисовали, самолёту надо "линять", а это терминально в практическом случае.
 Подвергать опасности самолёт никто не будет. :)

Да не все так страшно. Разъедутся. тем более, что для этого расстояния в 85 метров по высоте в момент запуска ЖРД вполне достаточно.

Цитировать

Цитировать:shock:
Ну вы, блин, даете. Что значит спикирует?
 Как может КР двигающаяся под действием силы тяжести и положительной подъемной силы обогнать СН, который задействует силу тяжести и отрицательную подъемную силу крыла?  :shock:
Все нормально в ролике. Нет там никаких нестыковок.

Вы площадь крыла заценили? ;)

 У него не хватит подъёмной силы, потому и ракета проваливается ниже 7000.

ЦитироватьНу и пусть себе проваливается. Что ракета от этого теряет?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДаже при том разделении, которое вы нарисовали, самолёту надо "линять", а это терминально в практическом случае.
 Подвергать опасности самолёт никто не будет. :)

Да не все так страшно. Разъедутся. тем более, что для этого расстояния в 85 метров по высоте в момент запуска ЖРД вполне достаточно.

Они вообще не разделятся "таким вот образом".

 "Шаттловское разделение" возможно только при нормальной подъёмной силе.

ЦитироватьНу вы сравнили. А в Шаттле нормальная подъемная сила, обеспечивающая разделение к чему прикладывается? А в предлагаемом случае?

Цитировать

ЦитироватьНу и пусть себе проваливается. Что ракета от этого теряет?

Посмотрите траекторию и график скоростного напора.

Цитировать

ЦитироватьНу вы сравнили. А в Шаттле нормальная подъемная сила, обеспечивающая разделение к чему прикладывается? А в предлагаемом случае?

Вообще она прикладывается к Шаттлу, а в данном случае должна быть приложена к этой крылатой ракете. :)

ЦитироватьНу вообще то говоря, не очень-то она должна. Даже не обязана.
Разделение происходит за счет разницы между нормальными силами на расстыкуемых элементах. У Шаттла отстыковывается сам самолет. А в рассматриваемом случае отстыковывается скорее СН. По своей сути (с позиции обеспечения заданного расстояния между ступенями) разницы никакой, кроме того, что обеспечить потребной подъемной силой СН проще, чем находящуюся на нем КР

ЦитироватьКстати, при рассмотрении траектории полета второй ступени можно заметить, что ее легко можно разделить на 2 участка.
Атмосферный и космический. Излом траектории акурат около 85 км.
Можно даже сказать, что космический участок очень похож на стандартную программу линейного тангенса угла тангажа.
А атмосферный участок в данном случае - это оптимальная траектория выхода на указанную программу.
Подобная картина конечно и без графика напрашивается, но в данном случае можно подтвердить суждения опытом.

Цитировать

ЦитироватьНу вообще то говоря, не очень-то она должна. Даже не обязана.
Разделение происходит за счет разницы между нормальными силами на расстыкуемых элементах. У Шаттла отстыковывается сам самолет. А в рассматриваемом случае отстыковывается скорее СН. По своей сути (с позиции обеспечения заданного расстояния между ступенями) разницы никакой, кроме того, что обеспечить потребной подъемной силой СН проще, чем находящуюся на нем КР

Замечательно, самолёт ушел вниз, у КР не хватает подъёмной силы, да ещё имеется длинный нос, который обеспечивает пикирующий момент.

 С какой стати она немедленно не полетит вниз, не догонит самолёт и в него не впечатается?

ЦитироватьАга, и нужен обтекатель на скоростной напор 4,5 тонны, ну и чтобы крылья не поотрывало, разумеется. :D

ЦитироватьНу и что, что пикирующий момент. Его и поправить можно. Да и не в нем дело. Пикирующий момент оказывает влияниена малое движение ракеты (терминология из динамики полета самолетов). А в данном случае имеет значение большое движение, в данном случае движение КР как материальной точки. И тут важнейшим показателем является скорость падения угла наклона траектории, определяющая крутизну нисходящей траектории. А вот что эта самая скорость у СН будет выше из-за принудительного создания отрицательной подъемной силы на СН надеюсь вы спорить не будете?

Цитировать

ЦитироватьАга, и нужен обтекатель на скоростной напор 4,5 тонны, ну и чтобы крылья не поотрывало, разумеется. :D

Для вас обтекатель - это проблема? А с крылом еще посмотреть нужно стоит ли укреплять. Флаттер с такой стреловидностью наврятли грозит, а искусственное ограничение подъемной силы при увеличении скоростного напора автоматически приводит к уменьшению допустимого угла атаки. Но ведь сама допустимая величина подъемной силы от этого никак не меняется. В чем же проблема?

ЦитироватьБуду спорить. :)

 КР не потребуется никакой "отрицательной подъёмной силы", она просто завалится потому, что у неё положительной подъёмной силы не хватит.
 Разумеется, можно дать самолёту максимальную допустимую отрицательную перегрузку и "уйти от контакта", только зачем это надо-то?

 Мало того, если не будет уверенности в безопасности самолёта, вам просто никто самолёт не даст использовать, идиотов нету. :)

Цитировать"Проблема или не проблема", а "такое не нужно". :)

ЦитироватьЕсли как-то ухитрились всунуть в 21 тонну крыло 90 квадратных метров и ракету, то, ИМХО, увеличив массу тонн на 20 можно использовать нормальное крыло, которое обеспечит разгон без провала, кстати, разница в ПН будет небольшой, если вообще будет.

ЦитироватьЕсли же ещё и увеличить тяговооруженность, то ПН вообще станет больше.

ЦитироватьСпорьте. Имеете право.
Но даже если КР совсем не будет иметь подъемной силы (например, если это будет не КР, а просто Р), все равно если самолет будет принудительно уходить с отрицательной перегрузкой они никак не столкнуться.
Приведем простой пример. Падает два камня под действием силы тяжести. Но к первому из них мы (гипотетически конечно) приложили еще дополнительную силу, сонаправленную с силой тяжести. И при этом вы хотите сказать, что второй камень как-то впишется в первый?
И как интересно может завалиться КР? На самом деле она в любом случае первые несколько секунд до старта двигателя падает. И в данное время она может падать как угодно, хоть хвостом вперед. На траекторные характеристики это за столь короткий промежуток времени сколько-нибудь существенно повлиять не сможет

Цитировать

Цитировать"Проблема или не проблема", а "такое не нужно". :)

Это должно показать решение оптимизационной задачи.

Цитировать

ЦитироватьЕсли как-то ухитрились всунуть в 21 тонну крыло 90 квадратных метров и ракету, то, ИМХО, увеличив массу тонн на 20 можно использовать нормальное крыло, которое обеспечит разгон без провала, кстати, разница в ПН будет небольшой, если вообще будет.

С одной стороны да, доп. Y позволит скорее выровнять траекторию, но тут будьте готовы полпути по-ракетному (без использования подъемной силы) тащить это крыло в космос. И я сомневаюсь, что вы тут что-нибудь выйграете.

Цитировать

ЦитироватьЕсли же ещё и увеличить тяговооруженность, то ПН вообще станет больше.

А вот тут я бы сказал не "еще увеличить", а просто "увеличить", без увеличения площади и соответственно массы крыла. Увеличение тяговооруженности позволит чуть скорее выровнять траекторию за счет большей нормальной составляющей силы тяги

ЦитироватьИ долго у вас Ан-225 будет уходить с отрицательной перегрузкой и что будет потом? ;)

ЦитироватьПомните старт носителя с Ту-160? ;)
 Там главной проблемой было, что самолёт и ракета сходились в небольшой области.

ЦитироватьДалее, ракета "падать" не должна, потому что если она будет просто падать, то топливо не будет поступать в двигатель, даже при нормально летящей КР это тоже станет технической проблемой.

ЦитироватьЕсли просто 20 тонн конструкции добавить, будет несколько хуже, но немного. :)

ЦитироватьНет, именно и то и другое. :)
 Увеличение тяговооруженности сократит участок работы первой ступени и, соответственно, сократит "потери всякие", и гравитационные и аэродинамические, которые в данном случае будут существенны. :)

Цитировать

ЦитироватьЕсли просто 20 тонн конструкции добавить, будет несколько хуже, но немного. :)

Для КР это вообще вроде как без разницы. А вот для ПН всей системы. Или при той же ПН для СН, это скажем так проблемка.

Цитировать

ЦитироватьНет, именно и то и другое. :)
 Увеличение тяговооруженности сократит участок работы первой ступени и, соответственно, сократит "потери всякие", и гравитационные и аэродинамические, которые в данном случае будут существенны. :)

Ну с тяговооруженностью я и не спорю. Но зная сколько у обычного самолета весит крыло и насколько меньше тяжелый как не знаю что движок и то бы не стал крыло лишний раз трогать. А крыло по сравнению с ракетным двигателем, так это вообще не соизмеримые вещи. Приращение тяги явно обойдется дешевле нежели подъемной силы, смысл которой может и потеряться полностью учитывая то обстоятельство, что при полете в космосе это конкретный такой баласт и ПН с ростом высоты орбиты будет падать ой как быстро. А такой футбол, как известно, нам не нужен

ЦитироватьПонимаете, раз мы в любом случае используем КР и воздушный старт, главная задача обеспечить безопасное разделение и увод самолёта, это гораздо приоритетнее незначительных изменений ПН системы.

 Крыло нужно по причине, которую я указал выше, а далее арифметика примерно такая.
 Если разгон происходит под малым углом, который постепенно нарастает с ростом тяговооруженности, то даже учитывая большие аэродинамические потери от использования подъёмной силы, потребная ХС будет ~8500 км/с, а может и несколько поменьше.
Дело в том, что в предложенном случае тяговооруженность уж слишком низкая, получается длинный участок работы превой ступени, который дает высокие аэродинамические потери.
 На самом деле, это в определённой степени "шило на мыло", если не учитывать многоразовость первой ступени.
 Крылом мы заменяем почти вертикальный участок траектории обычной ракеты до 10 километров, который "собирает" большинство потерь.

ЦитироватьНе понимаю. Отчего ж они незначительные? И как вы собираетесь весомо увеличить подъемную силу на высоте в 9 км? И тем более при бОльших высотах?
И при чем здесь потери? Вы в массе конструкции не слабо проигрываете и при этом не сильно ускачете (если ни наоборот, только прибавите) в массе топлива.

ЦитироватьПолет в атмосфере на крыле и РД, как вы предлагаете, под малым углом - это однозначные потери. Крыло если с чем и гармонирует, так это с ВРД по такой траектории.
Либо есть альтернативный вариант - вы делаете огромное крыло, которое используете для "резкого" нарастания угла наклона траектории и тут же его сбрасываете. Но на мой взгляд такой расклад "не айс"  :?

ЦитироватьНа совести автора темы как он ухитрился впихнуть крыло площадью 90 квадратных метров и ракету в 21 тонну, если ухитрился, я думаю, что затратив столько же массы конструкции можно добавить крыло в 2,5 раза больше.  :P

ЦитироватьАэродинамические потери да, зато минимальные гравитационные потери. :)
 И вот уж что не надо делать, так сразу наращивать угол наклона траектории, если нам нужна вертикальная составляющая скорости, она получится тогда, когда тяговооруженность носителя станет большой за счёт выработки топлива. :)

ЦитироватьНу к крылу я претензий не имею. Например Крыло Су-27 (самолет с допустимой перегрузкой 9 единиц) имеет площадь 62 квадрата. При том что масса всего пустого самолета 16,3 тонны. Из них масса крыла никак не больше половины

ЦитироватьИ как быстро на такой скорости вы искривлять траекторию будете? Да и к чему уже? Тогда уже догоняться на крыле надо до орбитальных скоростей. Итак с ракетным движком проедите кучу топлива. А по потерям (в т.ч. гравитационным и аэродинамическим) у Роджера на сайте есть сводный график. Убедитесь, что разница околонулевая и в зависимости от объекта сравнения колеблется в ту или иную сторону. Т.о. в ХС (а равно как и в топливе) вы не выигрываете. А вот конструкция будьте любезны  :?