Гравитационные потери - наибольшая часть потерь ракеты.
О методах их уменьшения просьба высказываться всем желающим. ;)
В любой форме, с любым уровнем. :)
ЦитироватьГравитационные потери - наибольшая часть потерь ракеты.
О методах их уменьшения просьба высказываться всем желающим. ;)
В любой форме, с любым уровнем. :)
Уменьшение гравитационных потерь достигается уменьшением времени выхода на орбиту, что требует увеличения тяговооруженности, что утяжеляет и усложняет конструкцию, что плохо влияет на комфортность выведения ПН, особенно пилотируемых. Т.е. все укладывается в задачу по достижению оптимума, который имеет несколько широкий диапазон, в зависимости от вида ПН.
Устанавливаем на первую ступень многоразовые бустерные двигатели.
Спасаем их на парашутах.
Из-за умененьшения грав.потерь требуемая ХС уменьшается на 6-10%.
Это равносильно такому же увеличению УИ.
А между тем за 1% УИ ЖРДисты душу продадут. :D
ПГ бывает увеличивается на 25-35%
ЦитироватьУстанавливаем на первую ступень многоразовые бустерные двигатели.
Спасаем их на парашутах.
Из-за умененьшения грав.потерь требуемая ХС уменьшается на 6-10%.
Это равносильно такому же увеличению УИ.
А между тем за 1% УИ ЖРДисты душу продадут. :D
Что-то я не врубаюсь: как связаны многоразовые бустерные двигатели с уменьшением гравитационных потерь :shock:
А если бустеры одноразовые, то как?
Дурят нашего брата, дурят ...
Бустерные двигатели должны по тяге составлять что-то около 30-50% от тяги основных двигателей первой ступени. Цена их соответсвующая.
Между тем в стоимости ракеты самая дорогая часть - первая ступень, а в ней её двигатели. Их стоимость может доходить до 30-40% от стоимости всей ракеты.
Если бустерные двигатели одноразовые то выигрыш в массе ПГ меньше увеличения стоимости и вся затея теряет смысл.
Если первая ступень тоже многоразовая то мы дополнительно выигрываем на ресурсе её двигателей.
Вообще, если это для курсовика - надо будет все преобразить в наукообразную форму, но в принципе потери характеристической скорости, связанные с гравитацией, помимо того, что они обратно пропорциональны тяговооруженности еще и зависят от формы траектории (от программы тангажа). Выбирая программу тангажа (задавая синус тета, который под интегралом) мы также можем снизить потери. А выбор программы тангажа - типичная задача оптимального управления. Но это в-общем-то азбучные истины. Конкретизируйте задачу.
Давно не занимался ничем подобным, произошла перезаточка мозгов. Так что если сморожу какую глупость - сильно не бейте.
В общем (ЕМНИП) конечная скорость ракеты определяется пятью проектно-баллистическими параметрами (уд. тяга пустотная, она же стартовая, мю конечное, тяговооруженность унд нагрузка на мидель) плюс программа выведения (форма траектории). Какие из перечисленных параметров жестко заданы и что можно варьировать? Вообще, ракета уже есть?
ЦитироватьВообще, если это для курсовика - надо будет все преобразить в наукообразную форму, но в принципе потери характеристической скорости, связанные с гравитацией, помимо того, что они обратно пропорциональны тяговооруженности еще и зависят от формы траектории (от программы тангажа). Выбирая программу тангажа (задавая синус тета, который под интегралом) мы также можем снизить потери. А выбор программы тангажа - типичная задача оптимального управления. Но это в-общем-то азбучные истины. Конкретизируйте задачу.
Верно, но не всё так просто. ;)
Гравитационные потери - следствие необходимости за счёт ракетной тяги находиться на "некоторой высоте", что в общем, для выхода на орбиту в эдаком "общем, теоретическом случае" совершенно необязательно.
Один из вариантов - мы на Луне, атмосферы нет и ракета разгоняется по рельсам горизонтально.
Другой вариант - мы на Земле, кидаем ракету с высокой башни, она летит до земли больше 600 секунд, за это время мы набираем орбитальную скорость.
Ясно, что на практике, для реальных носителей, это неприемлемо. :)
Что можно ещё заметить, гравитационные потери зависят не только от тяговооруженности. а, как сказал carlos и от "формы траектории", только эта "форма" не является чистой статической геометрией.
Возьмём эдакий "одиозный случай" - ракета висит на тяге равной 1, двигатель дросселируется.
Если она висит с начальной скоростью 0, то гравитационные потери - 100%.
Если же мы дали ей в начале "висения" эдакий "пинок" со скоростью 1 км/с, то за 100 секунд "висения" она равномерно улетит на 100 километров вверх, получив дополнительную потенциальную энергию. ;)
ЦитироватьДавно не занимался ничем подобным, произошла перезаточка мозгов. Так что если сморожу какую глупость - сильно не бейте.
В общем (ЕМНИП) конечная скорость ракеты определяется пятью проектно-баллистическими параметрами (уд. тяга пустотная, она же стартовая, мю конечное, тяговооруженность унд нагрузка на мидель) плюс программа выведения (форма траектории). Какие из перечисленных параметров жестко заданы и что можно варьировать? Вообще, ракета уже есть?
Не, я малость о другом - о том, что для "висения в воздухе" мы используем Ракетную Тягу, если бы мы использовали реакцию опоры, то гравитационных потерь не было бы. :)
А вот если взять только многоразовые бустеры, и бустеров не четыре-шесть ставить, а штук так... много, то можно ого-го как ПН поднять! Задешево. А ЖРДисты пускай удавятся от зависти. Вот.
ЦитироватьОдин из вариантов - мы на Луне, атмосферы нет и ракета разгоняется по рельсам горизонтально.
А потом продолжает полет по селеноцентрической орбите с нулевой высотой? :)
ЦитироватьЦитироватьОдин из вариантов - мы на Луне, атмосферы нет и ракета разгоняется по рельсам горизонтально.
А потом продолжает полет по селеноцентрической орбите с нулевой высотой? :)
А что вам мешает это сделать, если "теоретически"? ;)
Практически, вам в конце разгона надо дать достаточно небольшой вертикальный импульс, за полвитка подняться куда надо и дать второй импульс коррекции.
Но это "не потери" - вы набираете высоту и тратите на это энергию. А вот "несделанная работа" это чистая потеря энергии - то же трение, похоже на то как машина буксует в грязи, колёса крутятся, а она никуда не едет.
:)
ЦитироватьДругой вариант - мы на Земле, кидаем ракету с высокой башни, она летит до земли больше 600 секунд, за это время мы набираем орбитальную скорость.
А зачем ракету-то? Можно просто каменюку бросить. :)
ЦитироватьПрактически, вам в конце разгона надо дать достаточно небольшой вертикальный импульс, за полвитка подняться куда надо и дать второй импульс коррекции. Но это "не потери" - вы набираете высоту и тратите на это энергию. А вот "несделанная работа" это чистая потеря энергии
"Я не буду с тобой спорить, старый софист" (с) М.А. Булгаков. Потери - не потери, "несделанная работа"...
Расчеты, пожалуйста, в студию. :D
ЦитироватьЦитироватьДругой вариант - мы на Земле, кидаем ракету с высокой башни, она летит до земли больше 600 секунд, за это время мы набираем орбитальную скорость.
А зачем ракету-то? Можно просто каменюку бросить. :)
Я имел в виду случай выхода на орбиту эдак 200 км. ;)
А если "на любую орбиту" так можно и булыжник. :)
ЦитироватьЦитироватьПрактически, вам в конце разгона надо дать достаточно небольшой вертикальный импульс, за полвитка подняться куда надо и дать второй импульс коррекции. Но это "не потери" - вы набираете высоту и тратите на это энергию. А вот "несделанная работа" это чистая потеря энергии
"Я не буду с тобой спорить, старый софист" (с) М.А. Булгаков. Потери - не потери, "несделанная работа"...
Расчеты, пожалуйста, в студию. :D
Плиз, для начала - начальная тяговооруженность 3, и она постоянна на всём участке разгона. ;)
Мы разгоняемся так, что вообще не набираем вертикальную скорость. ;)
ХС конечная от ХС в вакууме получится 94%, это значит - для выхода на орбиту "Земли без атмосферы" надо затратить ХС около 8400 м/с.
"Орбитальная ракета" в этом случае выведет на орбиту 16% стартовой массы. :)
Недопонял: если тэта все время равно нулю (гравитационных потерь нет), атмосферы нет - то куда делось 6% ХС?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДругой вариант - мы на Земле, кидаем ракету с высокой башни, она летит до земли больше 600 секунд, за это время мы набираем орбитальную скорость.
А зачем ракету-то? Можно просто каменюку бросить. :)
Я имел в виду случай выхода на орбиту эдак 200 км. ;)
А если "на любую орбиту" так можно и булыжник. :)
Бросаем вертикально вниз? Или горизонтально?
ЦитироватьНедопонял: если тэта все время равно нулю (гравитационных потерь нет), атмосферы нет - то куда делось 6% ХС?
Ушли на "висение над поверхностью". :)
Можно поставить ракету на колёсики, тогда вообще потерь не будет. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьДругой вариант - мы на Земле, кидаем ракету с высокой башни, она летит до земли больше 600 секунд, за это время мы набираем орбитальную скорость.
А зачем ракету-то? Можно просто каменюку бросить. :)
Я имел в виду случай выхода на орбиту эдак 200 км. ;)
А если "на любую орбиту" так можно и булыжник. :)
Бросаем вертикально вниз? Или горизонтально?
Пока она разгонится, "вертикально и горизонтально" поменяются местами. :)
Более того будут "положительные гравитационные потери". ;)
Не-е, положительных не будет. Будет (грубо) столько, сколько затрачено на затаскивание ракеты на верхушку башни. :)
ЦитироватьНе-е, положительных не будет. Будет (грубо) столько, сколько затрачено на затаскивание ракеты на верхушку башни. :)
Да, но это другие затраты. :)
Вообще, гравитационные потери возникают потому, что КПД реактивного двигателя прямо пропорционален скорости движения ностиеля - если мы стоим на месте вся энергия улетает в трубу, а если движемся быстро, она передаётся носителю, чем быстрей тем больше.
А при затаскивании на башню мы ничего не тратим, когда стоим на месте. :)
Цитировать/.../ КПД реактивного двигателя прямо пропорционален скорости движения ностиеля - если мы стоим на месте вся энергия улетает в трубу, а если движемся быстро, она передаётся носителю, чем быстрей тем больше.
Чёто вы не то сморозили :? 8)
А может причину и следствие надо поменять местами? :)
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
ЦитироватьЦитировать/.../ КПД реактивного двигателя прямо пропорционален скорости движения ностиеля - если мы стоим на месте вся энергия улетает в трубу, а если движемся быстро, она передаётся носителю, чем быстрей тем больше.
Чёто вы не то сморозили :? 8)
А может причину и следствие надо поменять местами? :)
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
Не надо менять - мощность пропрциональна скорости, как учат в восьмом классе средней школы. :)
В РД для создания силы тяги используется выброс топлива из РД, если мы не движемся вообще - топливо мы расходуем, а мощность равна нулю.
Для некого "идеального автомобиля" это неверно - мы можем упереться в стену и ничего не затрачивать.
А может вы перепутали КПД двигателя и ракеты ... :?
... где-то я уже что-то похожее видел :? только там ещё фигурировали крылья 8)
Дежавю какоето ...
Зря я про крылья сказал :D
ЦитироватьА может вы перепутали КПД двигателя и ракеты ... :?
... где-то я уже что-то похожее видел :? только там ещё фигурировали крылья 8)
Дежавю какоето ...
А чем отличается "КПД двигателя" от "КПД ракеты" в данном случае? :)
Я рассматриваю долю энергии, которая переходит в механическую. :)
ЦитироватьЗря я про крылья сказал :D
Почему же? ;)
Это метод уменьшения гравитационных потерь. ;) :D
ЦитироватьЦитироватьА может вы перепутали КПД двигателя и ракеты ... :?
... где-то я уже что-то похожее видел :? только там ещё фигурировали крылья 8)
Дежавю какоето ...
А чем отличается "КПД двигателя" от "КПД ракеты" в данном случае? :)
Я рассматриваю долю энергии, которая переходит в механическую. :)
КПД двигателя это доля тепловой энергии топлива преобразованная им в эффективный удельный импульс и в тягу.
А КПД ракеты это доля мощности двигателя (конечно помноженная на время) перешедшая в кинетическую и потенциальную энергию ракеты.
PS: И при этом грав.потери к обоим КПД вобще отношения не имеют - это нюансы конкретного случая применения этой ракеты.
Если хотите, можно ввести термин "эффективный КПД" - доля механической энергии сообщаемая ракете. :)
Бедные разработчики бензиновых двигателей и дизелей, они и не знают что КПД их детищ зависит от количества воды и густоты грязи в луже у моей дачи!!!
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
ЦитироватьБедные разработчики бензиновых двигателей и дизелей, они и не знают что КПД их детищ зависит от количества воды и густоты грязи в луже у моей дачи!!!
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
Есть расход по "городскому циклу" и на трассе, слыхали? ;)
И есть "девайс" у которого затраты на простой минимальны - Паровоз, у него большой буферный котёл и тягу создаёт давление в котле, в идеальном случае затрат на простой нет. :)
Моментная характеристика у него тоже идеальная - максимальный момент при нулевой скорости.
Когда "рабочее тело" имеет массу в ... (не помню сколько, но более 10**20 раз больше чем топливо....) ....
Гравитационные потери имеют физический смысл. Это затраты энергии на подъём массы на высоту. Поэтому при высоте перигея отличающемся от нуля гравитационных потерь не избежать.
ЦитироватьГравитационные потери имеют физический смысл. Это затраты энергии на подъём массы на высоту. Поэтому при высоте перигея отличающемся от нуля гравитационных потерь не избежать.
Старый, вот это ваша главная ошибка. :)
Затраты энергии для подъёма массы на высоту это не потери, а полезная работа. :)
Потери - уменьшение КПД реактивного двигателя за счёт торможения его силой тяжести, они диссипативны как обычное трение.
Если ракета висит на тяге равной массе - вся энергия улетит в газ, если той же ракете сообщить начальную скорость, она за время работы двигателя приобретёт значительную энергию Равномерно Поднявшись На Некоторую Высоту - Не Ускоряясь.
Причём, чем больше эта начальная скорость, тем больше будет высота достигнутая за время работы РД - больше будет эффективная мощность РД.
РД это не двигатель автомобиля, Старый, он расходует столько же топлива даже если никакой работы не совершает вообще.
Гравитационные потери можно разделить на два вида: возвратные и невозвратные. Возвратные - то, о чём Старый говорит: работа по подъёму на ненулевую высоту. Но их величина не очень большая, порядка g*h/v, где h - высота орбиты, v - орбитальная скорость, g - ускорение свободного падения. Эти потери неизбежны, но их можно вернуть, упав обратно. :) Остальное - невозвратные потери, о которых Бродяга говорит: затраты ХС на поддержание ракеты "на весу" в ходе разгона.
ЦитироватьГравитационные потери можно разделить на два вида: возвратные и невозвратные. Возвратные - то, о чём Старый говорит: работа по подъёму на ненулевую высоту. Но их величина не очень большая, порядка g*h/v, где h - высота орбиты, v - орбитальная скорость, g - ускорение свободного падения. Эти потери неизбежны, но их можно вернуть, упав обратно. :) Остальное - невозвратные потери, о которых Бродяга говорит: затраты ХС на поддержание ракеты "на весу" в ходе разгона.
Да, совершенно верно, и возвратные потери нам нужны - мы хотим на орбиту определённой высоты.
А невозвратные потери - следствие принципа работы РД.
ЦитироватьСтарый, вот это ваша главная ошибка. :)
Вау!
ЦитироватьЗатраты энергии для подъёма массы на высоту это не потери, а полезная работа. :)
Но для характеристической скорости это потери.
ЦитироватьПотери - уменьшение КПД реактивного двигателя за счёт торможения его силой тяжести, они диссипативны как обычное трение.
Блин, с кем я связался! :(
ЦитироватьЦитироватьСтарый, вот это ваша главная ошибка. :)
Вау!
Причём я это вам раз 5 уже говорил. :)
ЦитироватьЦитироватьЗатраты энергии для подъёма массы на высоту это не потери, а полезная работа. :)
Но для характеристической скорости это потери.
Ничтожные потери, подсчитайте сколько энергии надо для того, чтобы затащить 250 тонн на 10 км. :)
25 ГДж - столько содержится в 500 кг керосина. :)
ЦитироватьЦитироватьПотери - уменьшение КПД реактивного двигателя за счёт торможения его силой тяжести, они диссипативны как обычное трение.
Блин, с кем я связался! :(
С кем я связался, однако... :D
Старый нифига никогда этого не поймёт, видать нужный участок мозга отсутствует. ;) :D
ЦитироватьС кем я связался, однако... :D
Старый нифига никогда этого не поймёт, видать нужный участок мозга отсутствует. ;) :D
О чём вы говорите? Откуда у меня вообще мозги?
ЦитироватьЦитироватьС кем я связался, однако... :D
Старый нифига никогда этого не поймёт, видать нужный участок мозга отсутствует. ;) :D
О чём вы говорите? Откуда у меня вообще мозги?
Ну мало ли...
Может из ЗИПа какого... ;) :D
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьС кем я связался, однако... :D
Старый нифига никогда этого не поймёт, видать нужный участок мозга отсутствует. ;) :D
О чём вы говорите? Откуда у меня вообще мозги?
Ну мало ли...
Может из ЗИПа какого... ;) :D
Ну ведь сам признался, так зачем человека обнадеживать, расстраивать ... :D :D :D
Интересно, Старый понял, что он не прав или нет? ;)
Это же физика из школьного курса - мощность равна силе на скорость... ;) :D
ЦитироватьИнтересно, Старый понял, что он не прав или нет? ;)
Это же физика из школьного курса - мощность равна силе на скорость... ;) :D
Да, да, да! И когда ракета с большой скоростью движется вверх то что у нас сила тяжести? Откуда мощность берётся на её преодоление?
ЦитироватьЦитироватьИнтересно, Старый понял, что он не прав или нет? ;)
Это же физика из школьного курса - мощность равна силе на скорость... ;) :D
Да, да, да! И когда ракета с большой скоростью движется вверх то что у нас сила тяжести? Откуда мощность берётся на её преодоление?
Источник мощности один - тяга. Но тяга может не совершать никакой механической работы вообще, если двигатель стоит на месте, а вот топливо для создания тяги в любом случае расходуется.
На микроуровне это выглядит так - из движущейся ракеты, если посмотреть относительно инерциальной системы отсчёта, ;) газ вылетает с меньшей скоростью, унося меньше энергии.
Старый, по-моему, это школьнику должно быть ясно, а? :)
ЦитироватьНо тяга может не совершать никакой механической работы вообще, если двигатель стоит на месте, а вот топливо для создания тяги в любом случае расходуется.
А вот если тяга поднимает ракету с массой на высоту то работа совершается и энергия расходуется. Этот расход энергии и топлива её содержащего и образует гравитационные потери.
Цитироватьпо-моему, это школьнику должно быть ясно, а?
;)
ЦитироватьЦитироватьНо тяга может не совершать никакой механической работы вообще, если двигатель стоит на месте, а вот топливо для создания тяги в любом случае расходуется.
А вот если тяга поднимает ракету с массой на высоту то работа совершается и энергия расходуется. Этот расход энергии и топлива её содержащего и образует гравитационные потери.
Цитироватьпо-моему, это школьнику должно быть ясно, а?
;)
Старый, вы Идиотничать Хотите? ;)
Плиз.
РН Союз закрепили на старте и 118 секунд она отработала двигателем, оставаясь на месте. ;)
Энергии РН не прибавилось, она там же.
КУДА ДЕАЛСЬ ЭНЕРГИЯ???? ;) :D
Куда, куда - на деформацию опор, удерживающих ракету на старте. :)
ЦитироватьЦитироватьНо тяга может не совершать никакой механической работы вообще, если двигатель стоит на месте, а вот топливо для создания тяги в любом случае расходуется.
А вот если тяга поднимает ракету с массой на высоту то работа совершается и энергия расходуется. Этот расход энергии и топлива её содержащего и образует гравитационные потери.
Вторая формула Циолковского имеет вид:
v = u*(1 - g/A)*ln(M/m),
где g - ускорение силы тяжести, A - реактивное ускорение ракеты. Реактивное ускорение ракеты - это ускорение, которое измеряет гравиметр; А=g+а, где а - обычное кинематическое ускорение.
Если а=0, то A=g, и скорость ракеты равна 0. Это случай "зависшей" ракеты, которая, тем не менее, расходует рабочее тело. Если а>>g, то отношение g/A стремится к нулю, и формула
v = u*ln(M/m)
дает обычное выражение для ХС.
Как видим, отношение g/A и описывает относительный вклад гравитационных потерь. При этом сам термин "гравитационные потери", имхо, не имеет отношения к балансу энергии, а говорит лишь о потерях характеристической скорости ракеты.
ЦитироватьКуда, куда - на деформацию опор, удерживающих ракету на старте. :)
Угу, стало быть она должна была пролететь "расстояние этой деформации" до того? ;) (Работа - тяга на путь...) ;) :D
Старый, так вы поняли почему ракета с крыльями выгоднее? ;)
Она пройдет за то же время бОльший путь и ЖРД совершит бОльшую механическую работу. А mgh может быть тем же - работа ЖРД увеличится. ;) :D
ЦитироватьЦитироватьКуда, куда - на деформацию опор, удерживающих ракету на старте. :)
Угу, стало быть она должна была пролететь "расстояние этой деформации" до того? ;) (Работа - тяга на путь...) ;) :D
Ну да. Только какой же это полет?
Прошло семь лет! Ник новый, тема старая:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьОптимальная траектория примерно такая.
На участке первой ступени где низкий удельный импульс и высокая тяга набирается вся вертикальная скорость, а дальше вертикальная скорость не набирается вообще, ракета просто "падает". :)
У Вас представления времен Штернфельда 1930-х гг. :D
Возможно, только у того же Шаттла была примерно такая траектория выведения. :)
Разумеется, нет. :)
А какая тогда по-вашему? ;)
После отделения ТТУ ещё длительное время тяговооруженность Шаттла невелика, он что, начинал терять высоту? ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьПосле отделения ТТУ ещё длительное время тяговооруженность Шаттла невелика, он что, начинал терять высоту? ;)
Программа "шаттла" ничем принципиально не отличается от программы выведения "Энергии" или любой другой РН аналогичной тяговооруженности. В целом выглядит примерно так, как в моем логе на 97 странице этой темы.
ЦитироватьReentrant, поинтересуйтесь, зачем у некоторых ракет начального этапа ракетостроения была баллистическая пауза, когда ракета летит вверх и только теряет при этом скорость. ;)
Этот прием применяется и сейчас, только к "шаттлам" он не имеет никакого отношения. :)
Не совсем так :wink: У шаттла имеет место довыведение с переходной орбиты на опорную.
Само собой, но насколько я понял, Ламорт не это имел в виду. :)
(http://reflow.scribd.com/2yuyxtpltsd0jsu/images/image-54.jpg)
TAL - transatlantic landing
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьПосле отделения ТТУ ещё длительное время тяговооруженность Шаттла невелика, он что, начинал терять высоту? ;)
Программа "шаттла" ничем принципиально не отличается от программы выведения "Энергии" или любой другой РН аналогичной тяговооруженности. В целом выглядит примерно так, как в моем логе на 97 странице этой темы.
Совершенно верно, "Энергия" это аналог Шаттла, на участке работы первой ступени набирается вертикальная скорость для достижения нужной орбиты.
Я ваш лог не смотрел, но, возможно, там то же самое.
Есть другой вариант, можно добирать вертикальную скорость второй и третьей ступенью, но это невыгодно.
ЦитироватьЦитироватьReentrant, поинтересуйтесь, зачем у некоторых ракет начального этапа ракетостроения была баллистическая пауза, когда ракета летит вверх и только теряет при этом скорость. ;)
Этот прием применяется и сейчас, только к "шаттлам" он не имеет никакого отношения. :)
Это то же самое, но в другой форме.
Чем быстрее вы наберёте вертикальную составляющую скорости, тем меньше вам нужна будет эта вертикальная составляющая вообще для достижения нужной высоты.
Только нужная высота это 90-150 км (независимо от требуемой высоты орбиты), достигается она при скорости 2.5 км/с плюс-минус, и весь остальной разгон (кроме довыведения, если оно вообще есть) продолжается с медленным набором высоты при удержании вертикального ускорения около нуля за счет вектора тяги.
У Шаттла отделение ускорителей происходит на высоте около 50 километров, вам нужно добрать высоту около 100 километров, это около 1700 м/с вертикальной скорости.
После разделения у Шаттла тяговооруженность второй ступени около 1, если бы он "удерживал вертикальное ускорение равным нулю" он не разгонялся бы некоторое время вообще. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьУ Шаттла отделение ускорителей происходит на высоте около 50 километров, вам нужно добрать высоту около 100 километров, это около 1700 м/с вертикальной скорости.
Да кто ж так делает-то. :) Вы, похоже, процесс выведения себе смутно представляете.
Так делают на всех ракетах с высокой тяговооруженностью первой ступени, - она таким образом обеспечивает малые гравитационные потери.
ЦитироватьЦитироватьПосле разделения у Шаттла тяговооруженность второй ступени около 1, если бы он "удерживал вертикальное ускорение равным нулю" он не разгонялся бы некоторое время вообще. :)
Читайте внимательнее, удержание вертикального ускорения близким к нулю начинается после выхода на заданную высоту разгона. До того выполняется маневр, которому в NASA во времена "Сатурнов" (а может, и раньше) придумали название "gravity turn".
А, так это к концу участка работы второй ступени для того же Шаттла?
В этот момент даже у неё тяговооруженность "выше крыши". :)
Вы мне скажите, каким образом тот же Шаттл попадает на эту самую "заданную высоту разгона", за счёт чего?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьА, так это к концу участка работы второй ступени для того же Шаттла? В этот момент даже у неё тяговооруженность "выше крыши". :)
Какой еще конец участка работы второй ступени у шаттла может быть на скорости в 2-3 км/с?
Вот, правильно, а за счёт чего тогда он вверх летит, да ещё ему надо набирать орбитальную скорость, иначе у него топлива не хватит.
Полёт вверх обеспечивает скорость, которую сообщили ускорители, потом она гасится до того момента как тяговооруженность второй ступени не станет достаточно высокой, а это уже конец участка разгона.
Неверно -- не конец, а начало основного участка разгона, после первых 2-3 км/с. Тяговооруженности при этом вполне достаточно. Если вы попытаетесь набрать сразу всю вертикальную скорость на подъеме, а потом "падать", получите огромные гравитационные потери и РН никуда не выведете. Естественно, в реальности никто так не делает. И никакие баллистические паузы тут не при чем, они не для этого нужны.
Баллистическая пауза необходима в том случае, когда динамика разгона не позволяет использовать непрерывное выведение на целевую орбиту -- когда РН не успевает подняться на заданную высоту за время разгона (по причине высокого ускорения), чтобы с нее поднять перигей. Поэтому чаще всего баллистические паузы применяются для 1) твердотопливных РН (особенно, конверсионных), имеющих высокую тяговооруженность и короткий активный участок, и 2) для выведения на высокие орбиты. Иногда это сопряжено с отсутствием отдельного разгонного блока, допускающего повторное включение, тогда баллистическая пауза создается путем задержки зажигания следующей ступени.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВот, правильно, а за счёт чего тогда он вверх летит, да ещё ему надо набирать орбитальную скорость, иначе у него топлива не хватит.
Полёт вверх обеспечивает скорость, которую сообщили ускорители, потом она гасится до того момента как тяговооруженность второй ступени не станет достаточно высокой, а это уже конец участка разгона.
Масса орбитера около 100т, масса бака 35 т, РЗТ 725 т, тяга трёх SSME в вакууме около 700 тс при УИ 450с.
Ускорители отделяются на 125 с.
700 тс / 450 с = 1,56 т/с
К этому моменту израсходуется 1,56 т/с * 125 с = 195 т топлива
Масса второй ступени на момент отделения ускорителей
100 т + 35 т +725 т -195 т = 665 т
Тяговооружённость 700тс / 665 т = 1,05
Какие проблемы?
Reentrant считает, что после отделения ускорителей Шаттл не начинает терять скорость, а компенсирует вертикальное ускорение тягой двигателя.
Вы не совсем правильно считали, у Шаттла было дросселирование в середине участка работы ускорителей, так что масса после отделения ускорителей побольше.
Так и SSME запускаютя раньше ТТУ. Кроме того глубина дросселирования у SSME около 60%. Даже если его задросселировать на старте, то получим
196 т * 0,6 = 118 т
700 тс / (665 т + 78 т) = 0,94
Это что- то существенно меняет? Через 28 секунд после разделения тяговооружённость станет больше единицы, а лететь после этого ещё 350 секунд.
Охотно верю, только тяговооруженность 1 или несколько больше ничего не меняет, - Шаттлу надо набирать орбитальную скорость, а не заниматься компенсацией тяготения за счёт тяги направленной вниз.
ЦитироватьПрошло семь лет! Ник новый, тема старая:
Можно еще погуглить FILAS #06.02.2004 10:55
Время течет, но ничего не меняется ))
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПолёт вверх обеспечивает скорость, которую сообщили ускорители, потом она гасится до того момента как тяговооруженность второй ступени не станет достаточно высокой, а это уже конец участка разгона.
Неверно -- не конец, а начало основного участка разгона, после первых 2-3 км/с. Тяговооруженности при этом вполне достаточно. Если вы попытаетесь набрать сразу всю вертикальную скорость на подъеме, а потом "падать", получите огромные гравитационные потери и РН никуда не выведете. Естественно, в реальности никто так не делает. И никакие баллистические паузы тут не при чем, они не для этого нужны.
Тяговооруженность около 1 "вполне достаточно"?
Да, вы вообще понимаете, что такое гравитационные потери?
Если вы сразу набрали скорость необходимую для достижения нужной высоты, то потом вы можете всю тягу тратить на получение орбитальной скорости, а если нет, вы должны поворачивать тягу так, чтобы она компенсировала тяготение и таким вот образом вы и получаете гравитационные потери.
ЦитироватьБаллистическая пауза необходима в том случае, когда динамика разгона не позволяет использовать непрерывное выведение на целевую орбиту -- когда РН не успевает подняться на заданную высоту за время разгона (по причине высокого ускорения), чтобы с нее поднять перигей. Поэтому чаще всего баллистические паузы применяются для 1) твердотопливных РН (особенно, конверсионных), имеющих высокую тяговооруженность и короткий активный участок, и 2) для выведения на высокие орбиты. Иногда это сопряжено с отсутствием отдельного разгонного блока, допускающего повторное включение, тогда баллистическая пауза создается путем задержки зажигания следующей ступени.
Да, только энергетически вообще выгоднее всего выстрелить верхние ступени из пушки набрав всю скорость мгновенно без потерь, а потом уже разгоняться горизонтально.
Но для того, чтобы не разгоняться в атмосфере нужно набрать высоту, для этого и нужна баллистическая пауза.
ЦитироватьЦитироватьReentrant считает, что после отделения ускорителей Шаттл не начинает терять скорость, а компенсирует вертикальное ускорение тягой двигателя.
Не сразу. Между отделением ускорителей и выходом на горизонтальный разгон есть интервал, в котором носитель теряет вертикальную скорость, выходя на заданную высоту разгона. Затем следует основной участок разгона, на котором вертикальное ускорение компенсируется вектором тяги, вертикальная скорость минимальна, высота практически постоянна (медленно набирается).
ЦитироватьТяговооруженность около 1 "вполне достаточно"?
Да, вы вообще понимаете, что такое гравитационные потери?
Я-то понимаю, а вот вы, похоже, нет. :)
ЦитироватьДа, только энергетически вообще выгоднее всего выстрелить верхние ступени из пушки набрав всю скорость мгновенно без потерь, а потом уже разгоняться горизонтально.
Энергетически выгоднее ДВА раза "выстрелить" -- на старте, и в апогее. Улавливаете, нет?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьReentrant считает, что после отделения ускорителей Шаттл не начинает терять скорость, а компенсирует вертикальное ускорение тягой двигателя.
Не сразу. Между отделением ускорителей и выходом на горизонтальный разгон есть интервал, в котором носитель теряет вертикальную скорость, выходя на заданную высоту разгона. Затем следует основной участок разгона, на котором вертикальное ускорение компенсируется вектором тяги, вертикальная скорость минимальна, высота практически постоянна (медленно набирается).
Это вы так придумали, чтобы себе жизнь усложнить, - расходуете топливо верхних ступеней на "висение в воздухе"? :lol:
ЦитироватьЦитироватьТяговооруженность около 1 "вполне достаточно"?
Да, вы вообще понимаете, что такое гравитационные потери?
Я-то понимаю, а вот вы, похоже, нет. :)
И по этой причине вы изобрели схему выведения с увеличением гравитационных потерь за счёт "висения в воздухе с помощью тяги"? :)
ЦитироватьЦитироватьДа, только энергетически вообще выгоднее всего выстрелить верхние ступени из пушки набрав всю скорость мгновенно без потерь, а потом уже разгоняться горизонтально.
Энергетически выгоднее ДВА раза "выстрелить" -- на старте, и в апогее. Улавливаете, нет?
Нет, не выгоднее.
Вам надо достигнуть высоты, допустим, 200 километров, и если вы всю необходимую скорость набрали на начальном участке выведения когда у вас есть мощная ДУ первой ступени с большой тягой, вам не надо уже "подруливать двигателем".
Единственная причина почему так делают иногда это относительная слабость двигательной установки первой ступени у некоторых ракет вроде Союза.
Salo, а вы не желаете ли не лезть не в своё общение, так, "в мирных целях"? ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЭто вы так придумали, чтобы себе жизнь усложнить, - расходуете топливо верхних ступеней на "висение в воздухе"? :lol:
Учите матчасть, Ламорт, читайте нормальные источники, изучайте реальные данные и факты. По-моему, я вам дал достаточно информации, чтобы вы поняли, в каком месте ошибаетесь, но если этого мало -- весь интернет к вашим услугам. :)
Я знаю матчасть, в отличии от вас, - в конце участка разгона Шаттл теряет высоту. :)
К сожалению, что означает это явление, вы не понимаете.
Да? Ну-ка объясните, очень интересно. ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВы сделали типичную ошибку всех "школьников", - вы считаете, что ракета достигает нужной высоты и потом "летит компенсируя тяготение", то, что в этом нет необходимости вам просто не пришло в голову. :)
Ламорт, если бы что-то знали, то не писали бы чепухи. Вам три человека уже сказали, что вы не понимаете, как это работает, но вам по-прежнему кажется, что нахватавшись обрывочных сведений вы в чем-то стали разбираться. Копайте глубже, узнаете много нового. :)
Вам будет достаточно мнения сотрудника отдела баллистики РККЭ или в вашем ПТУ такое мнение не считается авторитетным? ;)
ЦитироватьЦитироватьПрошло семь лет! Ник новый, тема старая:
Можно еще погуглить FILAS #06.02.2004 10:55
Время течет, но ничего не меняется ))
Видел. :wink:
ЦитироватьSalo, а вы не желаете ли не лезть не в своё общение, так, "в мирных целях"? ;)
Вы форум с личкой не путаете? :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьОхотно верю, только тяговооруженность 1 или несколько больше ничего не меняет, - Шаттлу надо набирать орбитальную скорость, а не заниматься компенсацией тяготения за счёт тяги направленной вниз.
А сколько нада? :wink:
Для чего? ;)
Для того чтобы удовлетворять Вашим требованиям! Какая тяговооружённость Вас устроит? :wink:
Это не мои требования, это идея, которую предложил Reentrant, вот его и спрашивайте. :)
Вы тригонометрию проходили в школе?
Я знаю, что вы хотите сказать, что повернув тягу на небольшой угол вы компенсируете тяготение.
Это всё "очень здорово" когда тяговооруженность около 3 или больше, иначе вы теряете слишком много ХС.
Ради интереса можете прикинуть по вашим же данным сколько ХС остаётся у Шаттла после отделения ТТУ и есть ли у него возможность "крутить хвостом" для компенсации тяготения непонятно зачем.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДжентльмены, я так и не понял, из-за чего "сыр-бор"? :oops:
Я пытаюсь донести простую мысль, что можно набрать вертикальную скорость на участке работы первой ступени когда тяговооруженность велика, а потом разгоняться горизонтально возможно даже с потерей высоты в конце траектории. :)
Это ни о чем. Форма траектории определяется простой параметрической оптимизацией при известных ограничениях. Здесь даже нет предмета для спора.
ЦитироватьЦитироватьSalo, а вы не желаете ли не лезть не в своё общение, так, "в мирных целях"? ;)
Вы форум с личкой не путаете? :wink:
"Если человек дурак, то это навсегда".
Это про вас, Salo, чтобы вы не сомневались.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьРади интереса можете прикинуть по вашим же данным сколько ХС остаётся у Шаттла после отделения ТТУ и есть ли у него возможность "крутить хвостом" для компенсации тяготения непонятно зачем.
В баке остаётся от 73 до 84 % РЗТ в зависимости от программы дросселирования.
Ну вот и подсчитайте ХС, масса Шаттла с баком в конце работы основной двигательной установки около 150 тонн.
ln(665/150)=1.49
ХС= 4437 м/с * 1,49 = 6611 м/с
Ну вот, а даже при тяговооруженности 3 если вы компенсируете тяготение поворотом вектора тяги, то вы теряете 6% ХС и вы её "вообще теряете", если вертикальная скорость как механическая энергия никуда не девается, то эти потери безвозвратные.
А для тяговооруженности 2 вы будете терять около 30% ХС.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьНаклон траектории в момент отделения первой ступени обычно от 30 до 45 градусов в зависимости от стартовой тяговооружённости первой ступени.
Какую программу тангажа предлагаете Вы? Какой угол наклона траектории по-Вашему должен быть на момент отделения первой ступени?
Для ракеты вроде Зенита это и есть 30-45 градусов о которых вы говорили выше.
А у Союза? А у шаттла?
Смысл такой, что на верхних ступенях двигательная установка слабая, а первая ступень в любом случае должна быстро набирать вертикальную скорость, - так лучше её набрать сразу всю, если это возможно.
Остальное зависит от конкретных параметров ракеты.
Нет, если вы хотите поставить на верхних ступенях ДУ с тяговооруженностью больше двух, то "милости просим". :)
Вы не ответили на вопрос. :wink:
У этих ракет оптимальна та траектория, которая используется. :P
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНу вот, а даже при тяговооруженности 3 если вы компенсируете тяготение поворотом вектора тяги, то вы теряете 6% ХС и вы её "вообще теряете", если вертикальная скорость как механическая энергия никуда не девается, то эти потери безвозвратные.
Вот интересно, "никуда не девается" -- а большая часть гравитационных потерь почему-то приходится на стартовый участок. Как же этот факт вписывается в вашу картину мира?
Совершенно верно, а вы что, не знаете почему это так? :)
Гравитационные потери не связаны с набором вертикальной скорости, вот вы хотите искусственно организовать гравитационные потери на верхних ступенях с низкой тяговооруженностью.
Гравитационные потери это потери на противодействие силе тяжести.
ЦитироватьЦитироватьА для тяговооруженности 2 вы будете терять около 30% ХС.
А для тяговооруженности 1, мы потеряем 100% ХС!
Но это еще что, у нас там на третьей ступени вообще 0.6 -- оказывается, еще и должны остаемся! :)
А РН почему-то замечательно выводит свою ПН -- безо всяких "выпрыгиваний".
Да, и, при этом, представьте себе, третья ступень не занимается тем, что компенсирует вертикальное ускорение тягой двигателя.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьГравитационные потери это потери на противодействие силе тяжести.
Которое вы и имеете в полный рост на вертикальном наборе высоты. Хотя вернее сказать, оно вас имеет. :)
Вот-вот, вы не понимаете, что такое гравитационные потери, это тоже типичная "школьная ошибка". :)
Когда вы летите вверх, даже с замедлением, механическая энергия никуда не исчезает, она просто переходит из кинетической в потенциальную.
А вот когда вы "повернули двигатель для компенсации тяготения" вы получаете потери в чистом виде, - двигатель работает, но за счёт части тяги ничего кроме рабочего тела не разгоняется.
Наиболее яркий пример, - ракета неподвижно висит на тяге, при этом потери составляют 100%, если она даже равномерно при этом движется вверх, то потери уже не 100%.
... и подкрепил свою мысль рассуждениями на уровне троечника. :)
Прямое указание на факт, что третья ступень с тяговооруженностью меньше единицы не только прекрасно держит себя "на весу", но и замечательно разгоняется, до вашего "нешкольного" ума не доходит. Для вас это, видимо, из области колдовства. :) Возьмите, что ли, любую приличную модель и посчитайте, на каком участке какие потери, и от чего они зависят.
Деточка, выкидывайте косяк со спайсом и возвращайтесь в ПТУ доучить физику, вы не знаете закона сохранения механической энергии. :lol:
Прежде чем брать "модели составленные неизвестно кем", неплохо бы понимать физический смысл.
Третьей ступени не надо "держать себя на весу", то, что ракете надо "держать себя на весу" ваше измышление, до вас не доходит то, что участок разгона настолько короткий, что можно набрать необходимую скорость в его начале и потом замедляться до нужной высоты.
Сергей, я думаю достаточно :wink: . Название темы хорошее и достойна лучшего содержания. А "кошачья кучка" в кою нужно при случае тыкать Б.. лучше в ЧД.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДеточка, выкидывайте косяк со спайсом и возвращайтесь в ПТУ доучить физику, вы не знаете закона сохранения механической энергии. :lol:
Восхитительная смесь хамства с невежеством. Считать сами не умеете, моделями пользоваться не умеете, только фантазиями сорить умеете? Судя по постоянным упоминаниям "школ" и "пту", больная тема? ;)
Нет никакой необходимости "считать самому", есть реальные траектории выведения с потерей высоты на конечном участке выведения.
ЦитироватьЦитироватьПрежде чем брать "модели составленные неизвестно кем", неплохо бы понимать физический смысл.
Не нравятся чужие модели -- составьте свою и посчитайте сами. Или вы у нас в школы не ходили, щеки надутые в двери не пролезали? :)
Сотрудники отдела баллистики РККЭ тоже "в школу не ходили"?
Сопли утрите, "ваятель супертяжей". :lol:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьSalo, а вы не желаете ли не лезть не в своё общение, так, "в мирных целях"? ;)
Вы форум с личкой не путаете? :wink:
"Если человек дурак, то это навсегда".
Это про вас, Salo, чтобы вы не сомневались.
Аргументация за восемь лет у Вас тоже ничуть не изменилась. Как и компетенция. :P
ЦитироватьСергей, я думаю достаточно :wink: . Название темы хорошее и достойна лучшего содержания. А "кошачья кучка" в кою нужно при случае тыкать Б.. лучше в ЧД.
Копаться в кошачих экскрементах не собираюсь, а разобраться с предметом обсуждения было бы интересно.
Левантовский В. И. - Механика космического полета в элементарном изложении Глава.3 п.1 Выход на траекторию свободного полета
http://reslib.com/book/Mehanika_kosmicheskogo_poleta_v_elementarnom_izlozhenii#73
Про траектории и гравпотери на стр 76 http://reslib.com/book/Mehanika_kosmicheskogo_poleta_v_elementarnom_izlozhenii#76
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьSalo, а вы не желаете ли не лезть не в своё общение, так, "в мирных целях"? ;)
Вы форум с личкой не путаете? :wink:
"Если человек дурак, то это навсегда".
Это про вас, Salo, чтобы вы не сомневались.
Аргументация за восемь лет у Вас тоже ничуть не изменилась. Как и компетенция. :P
Я не знаю о ком вы тут вещаете, а моя аргументация очень простая. :)
Да, за 8 лет кое-что очень сильно изменилось, только вы об этом не знаете по причине своей "высокой квалификации".
Спасибо! :wink:
(http://s019.radikal.ru/i644/1204/22/9c2ded85216a.jpg)
(http://s019.radikal.ru/i621/1204/c6/71abbd865d28.jpg)
(http://s44.radikal.ru/i106/1204/c6/8ea3aad32f9f.jpg)
(http://s005.radikal.ru/i212/1204/8d/663f19e04949.jpg)
Можно минимально доделать Лончмодель и для наглядности ввести графики потерь ХС. Вот так например (Протон КМ от автора спредшита)
(http://img21.imageshack.us/img21/2629/cvlost.jpg)
ЦитироватьСпасибо! :wink:
Salo у ракеты две задачи, - попасть на определённую высоту и набрать орбитальную скорость, чем раньше вы наберёте вертикальную скорость для набора высоты, тем меньше вам её потребуется.
Так как первая ступень в любом случае сперва летит вверх, это целесообразно сделать на участке работы первой ступени, если возможно.
ЦитироватьЦитироватьТут разговор совсем о другом, Reentrant не понимает, что вертикальную составляющую скорости для достижения нужной опорной орбиты надо набрать как можно раньше, - наиболее удобно на участке работы первой ступени в конце которого большая тяговооруженность.
Он считает, что выгодно постоянно "подруливать двигателем" для компенсации замедления полёта вверх, а это чистые потери тяги.
Строго наоборот: выгодно как можно раньше набирать горизонтальную скорость. Если бы вы представляли себе, какие силы действуют на РН, это не было бы для вас тайной. Энергетически выгоднее выйти на круговую орбиту минимальной высоты и затем поднять ее до требуемой, чем выходить на нее сразу. Это азы. Каждый лишний километр высоты, набранный на разгоне, вносит вклад в гравитационные потери.
ЦитироватьЦитироватьТут разговор совсем о другом, Reentrant не понимает, что вертикальную составляющую скорости для достижения нужной опорной орбиты надо набрать как можно раньше, - наиболее удобно на участке работы первой ступени в конце которого большая тяговооруженность.
Строго наоборот: выгодно как можно раньше набирать горизонтальную скорость. Если бы вы представляли себе, какие силы действуют на РН, это не было бы для вас тайной. Энергетически выгоднее выйти на круговую орбиту минимальной высоты и затем поднять ее до требуемой, чем выходить на нее сразу. Это азы. Каждый лишний километр высоты, набранный на разгоне, вносит вклад в гравитационные потери.
Какой вы "умный", я просто в восторге, - делайте ракету с постоянной тяговооруженностью 3 "и вперёд", выходите на орбиту на высоте километров 10.
Представьте себе, потери будут около 6%. ;) :lol:
Вы по условию задачи выведения должны попасть на орбиту с определённой высотой.
Да, чем меньше эта высота, тем выгоднее, вы совершенно правы, но эта необходимая высота является частью постановки задачи выведения на орбиту.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьТут разговор совсем о другом, Reentrant не понимает, что вертикальную составляющую скорости для достижения нужной опорной орбиты надо набрать как можно раньше, - наиболее удобно на участке работы первой ступени в конце которого большая тяговооруженность.
Он считает, что выгодно постоянно "подруливать двигателем" для компенсации замедления полёта вверх, а это чистые потери тяги.
Строго наоборот: выгодно как можно раньше набирать горизонтальную скорость. Если бы вы представляли себе, какие силы действуют на РН, это не было бы для вас тайной. Энергетически выгоднее выйти на круговую орбиту минимальной высоты и затем поднять ее до требуемой, чем выходить на нее сразу. Это азы. Каждый лишний километр высоты, набранный на разгоне, вносит вклад в гравитационные потери.
Это что - некий ироничный изощренный троллизм? :D
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьТут разговор совсем о другом, Reentrant не понимает, что вертикальную составляющую скорости для достижения нужной опорной орбиты надо набрать как можно раньше, - наиболее удобно на участке работы первой ступени в конце которого большая тяговооруженность.
Он считает, что выгодно постоянно "подруливать двигателем" для компенсации замедления полёта вверх, а это чистые потери тяги.
Строго наоборот: выгодно как можно раньше набирать горизонтальную скорость. Если бы вы представляли себе, какие силы действуют на РН, это не было бы для вас тайной. Энергетически выгоднее выйти на круговую орбиту минимальной высоты и затем поднять ее до требуемой, чем выходить на нее сразу. Это азы. Каждый лишний километр высоты, набранный на разгоне, вносит вклад в гравитационные потери.
Это что - некий ироничный изощренный троллизм? :D
Скорее обычное непонимание того, что, например, обтекатель для некоторых аппаратов сбрасывается при очень малых скоростных напорах, что приводит к необходимому задиранию траектории вверх.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьТут разговор совсем о другом, Reentrant не понимает, что вертикальную составляющую скорости для достижения нужной опорной орбиты надо набрать как можно раньше, - наиболее удобно на участке работы первой ступени в конце которого большая тяговооруженность.
Он считает, что выгодно постоянно "подруливать двигателем" для компенсации замедления полёта вверх, а это чистые потери тяги.
Строго наоборот: выгодно как можно раньше набирать горизонтальную скорость. Если бы вы представляли себе, какие силы действуют на РН, это не было бы для вас тайной. Энергетически выгоднее выйти на круговую орбиту минимальной высоты и затем поднять ее до требуемой, чем выходить на нее сразу. Это азы. Каждый лишний километр высоты, набранный на разгоне, вносит вклад в гравитационные потери.
Это что - некий ироничный изощренный троллизм? :D
Ну не более чем лететь буквой Ге :wink: :lol:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьТут разговор совсем о другом, Reentrant не понимает, что вертикальную составляющую скорости для достижения нужной опорной орбиты надо набрать как можно раньше, - наиболее удобно на участке работы первой ступени в конце которого большая тяговооруженность.
Он считает, что выгодно постоянно "подруливать двигателем" для компенсации замедления полёта вверх, а это чистые потери тяги.
Строго наоборот: выгодно как можно раньше набирать горизонтальную скорость. Если бы вы представляли себе, какие силы действуют на РН, это не было бы для вас тайной. Энергетически выгоднее выйти на круговую орбиту минимальной высоты и затем поднять ее до требуемой, чем выходить на нее сразу. Это азы. Каждый лишний километр высоты, набранный на разгоне, вносит вклад в гравитационные потери.
Это что - некий ироничный изощренный троллизм? :D
Ну не более чем лететь буквой Ге :wink: :lol:
Кстати - нехило можно бы представить некую модель. Земля - просто идеальный шар и нет атмосферы. МКС могла бы летать на расстоянии в один метр от поверхности.
И что прикольно - никогда бы не могла упасть на поверхность идеального шара..
ЦитироватьSalo у ракеты две задачи, - попасть на определённую высоту и набрать орбитальную скорость, чем раньше вы наберёте вертикальную скорость для набора высоты, тем меньше вам её потребуется.
Уже плавно съехали с проповедуемой вами идеи выпрыгнуть и "падать"? :)
Набор вертикальной скорости для подъема на 100-150км длится пару минут, во время гравитационного поворота. На третьей-четвертой минуте РН достигает этой высоты, теряя вертикальную скорость практически до нуля. Оставшееся время разгон происходит с малым углом возвышения, сила притяжения компенсируется вертикальной проекцией вектора тяги двигателя. Так выглядят реальные программы выведения, которые и являются оптимальными для выхода на низкие опорные орбиты. Сравните с тем, что вы там понафантазировали.
ЦитироватьСкорее обычное непонимание того, что, например, обтекатель для некоторых аппаратов сбрасывается при очень малых скоростных напорах, что приводит к необходимому задиранию траектории вверх.
О как блеснул эрудицией. :) Специально для таких как вы указывал диапазон высот, еще несколько дней назад. Видимо, не дошло.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьТут разговор совсем о другом, Reentrant не понимает, что вертикальную составляющую скорости для достижения нужной опорной орбиты надо набрать как можно раньше, - наиболее удобно на участке работы первой ступени в конце которого большая тяговооруженность.
Он считает, что выгодно постоянно "подруливать двигателем" для компенсации замедления полёта вверх, а это чистые потери тяги.
Строго наоборот: выгодно как можно раньше набирать горизонтальную скорость. Если бы вы представляли себе, какие силы действуют на РН, это не было бы для вас тайной. Энергетически выгоднее выйти на круговую орбиту минимальной высоты и затем поднять ее до требуемой, чем выходить на нее сразу. Это азы. Каждый лишний километр высоты, набранный на разгоне, вносит вклад в гравитационные потери.
Это что - некий ироничный изощренный троллизм? :D
Ну не более чем лететь буквой Ге :wink: :lol:
Кстати - нехило можно бы представить некую модель. Земля - просто идеальный шар и нет атмосферы. МКС могла бы летать на расстоянии в один метр от поверхности.
И что прикольно - никогда бы не могла упасть на поверхность идеального шара..
Есль бы сама была идеальной точкой :wink:
ЦитироватьЦитироватьSalo у ракеты две задачи, - попасть на определённую высоту и набрать орбитальную скорость, чем раньше вы наберёте вертикальную скорость для набора высоты, тем меньше вам её потребуется.
Уже плавно съехали с проповедуемой вами идеи выпрыгнуть и "падать"? :)
Набор вертикальной скорости для подъема на 100-150км длится пару минут, во время гравитационного поворота. На третьей-четвертой минуте РН достигает этой высоты, теряя вертикальную скорость практически до нуля. Оставшееся время разгон происходит с малым углом возвышения, сила притяжения компенсируется вертикальной проекцией вектора тяги двигателя. Так выглядят реальные программы выведения, которые и являются оптимальными для выхода на низкие опорные орбиты. Сравните с тем, что вы там понафантазировали.
Тут кто-то писал, что у Протона обтекатель в ряде случаев сбрасывается на высоте аж 140 километров, если не ошибаюсь, опорная орбита корабля Союз имеет перигей около 200 километров.
Так что "не болтайте ерундой", а возвращайтесь в ПТУ. :lol:
ЦитироватьЦитироватьСкорее обычное непонимание того, что, например, обтекатель для некоторых аппаратов сбрасывается при очень малых скоростных напорах, что приводит к необходимому задиранию траектории вверх.
О как блеснул эрудицией. :) Специально для таких как вы указывал диапазон высот, еще несколько дней назад. Видимо, не дошло.
Да, и неправильно указывал. :lol:
ЦитироватьКакой вы "умный", я просто в восторге, - делайте ракету с постоянной тяговооруженностью 3 "и вперёд", выходите на орбиту на высоте километров 10. Представьте себе, потери будут около 6%. ;) :lol:
Так и запишем, тригонометрию товарищ Ламорт учил, но школьную физику не освоил. :)
ЦитироватьКстати - нехило можно бы представить некую модель. Земля - просто идеальный шар и нет атмосферы. МКС могла бы летать на расстоянии в один метр от поверхности.
И что прикольно - никогда бы не могла упасть на поверхность идеального шара..
Вот давайте обсудим.
В этом случае гравпотери равны нулю, поскольку Вы сразу можете ускоряться параллельно поверхности не набирая высоту. Правда Вам придётся набирать орбитальную скорость мгновенно. :wink:
Теперь рассмотрим вариант без атмосферы, но с высотой орбиты в 200 км над поверхностью шара. Вам нужно набрать высоту 200 км, преодолевая ускорение свободного падения и на этой высоте иметь горизонтальную скорость равную первой космической. Допустим Вы приобретаете эти скорости мгновенно. Для набора высоты 200 км нужно приобрести вертикальную скорость:
t^2 = 2*200000 м / 10 м/с2 = 40000 c2
t = 200 c
Vв = 200 c * 10 м/с2 = 2000 м/с = 2 км/c
Горизонтальная скорость 8 км/с.
Складываем два вектора: V^2 = 8^2+ 2^2 = 68 км2/c2
Или V = 8,246 км/с
Гравпотери 246 м/с.
Вы можете сразу стартовать под углом около 14 градусов к горизонту, или лететь на 200 км вверх, а потом мгновенно повернуть на угол 90 градусов со скоростью 8 км/час. Гравпотери у Вас будут одинаковые в обоих случаях.
Всё меняется при появлении атмосферы и разгоне с ограниченным ускорением.
ЦитироватьНу не более чем лететь буквой Ге :wink: :lol:
Есть желание ещё пожевать? ;)
ЦитироватьЦитироватьКстати - нехило можно бы представить некую модель. Земля - просто идеальный шар и нет атмосферы. МКС могла бы летать на расстоянии в один метр от поверхности.
И что прикольно - никогда бы не могла упасть на поверхность идеального шара..
Вот давайте обсудим.
В этом случае гравпотери равны нулю, поскольку Вы сразу можете ускоряться параллельно поверхности не набирая высоту. Правда Вам придётся набирать орбитальную скорость мгновенно. :wink:
Теперь рассмотрим вариант без атмосферы, но с высотой орбиты в 200 км над поверхностью шара. Вам нужно набрать высоту 200 км, преодолевая ускорение свободного падения и на этой высоте иметь горизонтальную скорость равную первой космической. Допустим Вы приобретаете эти скорости мгновенно. Для набора высоты 200 км нужно приобрести вертикальную скорость:
t^2 = 2*200000 м / 10 м/с2 = 40000 c2
t = 200 c
Vв = 200 c * 10 м/с2 = 2000 м/с = 2 км/c
Горизонтальная скорость 8 км/с.
Складываем два вектора: V^2 = 8^2+ 2^2 = 68 км2/c2
Или V = 8,246 км/с
Гравпотери 246 м/с.
Вы можете сразу стартовать под углом около 14 градусов к горизонту, или лететь на 200 км вверх, а потом мгновенно повернуть на угол 90 градусов со скоростью 8 км/час. Гравпотери у Вас будут одинаковые в обеих случаях.
Всё меняется при появлении атмосферы и разгоне с ограниченным ускорением.
Да, и меняется в пользу набора вертикальной скорости первой ступенью потому что в любом случае надо пролетать атмосферу.
Кстати, если на этом идеальном шаре ускоряться с постоянной перегрузкой всего 3, летя над поверхностью, то потери составят менее 6% от всей ХС.
Ускоряться с перегрузкой 3 летя над поверхностью у Вас не получится, поскольку Вы зароетесь в шар на первых секундах. :wink:
ЦитироватьКстати, если на этом идеальном шаре ускоряться с постоянной перегрузкой всего 3, летя над поверхностью, то потери составят менее 6% от всей ХС.
Ответ неверный. Садитесь, два. :)
ЦитироватьЦитироватьВсё меняется при появлении атмосферы и разгоне с ограниченным ускорением.
Да, и меняется в пользу набора вертикальной скорости первой ступенью потому что в любом случае надо пролетать атмосферу.
45 км это ещё атмосфера? :wink:
ЦитироватьЦитироватьКстати - нехило можно бы представить некую модель. Земля - просто идеальный шар и нет атмосферы. МКС могла бы летать на расстоянии в один метр от поверхности.
И что прикольно - никогда бы не могла упасть на поверхность идеального шара..
Вот давайте обсудим.
В этом случае гравпотери равны нулю, поскольку Вы сразу можете ускоряться параллельно поверхности не набирая высоту. Правда Вам придётся набирать орбитальную скорость мгновенно. :wink:
Теперь рассмотрим вариант без атмосферы, но с высотой орбиты в 200 км над поверхностью шара. Вам нужно набрать высоту 200 км, преодолевая ускорение свободного падения и на этой высоте иметь горизонтальную скорость равную первой космической. Допустим Вы приобретаете эти скорости мгновенно. Для набора высоты 200 км нужно приобрести вертикальную скорость:
t^2 = 2*200000 м / 10 м/с2 = 40000 c2
t = 200 c
Vв = 200 c * 10 м/с2 = 2000 м/с = 2 км/c
Горизонтальная скорость 8 км/с.
Складываем два вектора: V^2 = 8^2+ 2^2 = 68 км2/c2
Или V = 8,246 км/с
Гравпотери 246 м/с.
Вы можете сразу стартовать под углом около 14 градусов к горизонту, или лететь на 200 км вверх, а потом мгновенно повернуть на угол 90 градусов со скоростью 8 км/час. Гравпотери у Вас будут одинаковые в обоих случаях.
Всё меняется при появлении атмосферы и разгоне с ограниченным ускорением.
а также конструкционные ограничения на управление.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВсё меняется при появлении атмосферы и разгоне с ограниченным ускорением.
Да, и меняется в пользу набора вертикальной скорости первой ступенью потому что в любом случае надо пролетать атмосферу.
45 км это ещё атмосфера? :wink:
В зависимости от допустимого скоростного напора. :P
ЦитироватьУскоряться с перегрузкой 3 летя над поверхностью у Вас не получится, поскольку Вы зароетесь в шар на первых секундах. :wink:
Это ещё почему?
Тяга поворачивается под углом к горизонтали 19.5 градусов и далее мы разгоняемся горизонтально.
Атмосферы нет, по вашим же условиям. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВсё меняется при появлении атмосферы и разгоне с ограниченным ускорением.
Да, и меняется в пользу набора вертикальной скорости первой ступенью потому что в любом случае надо пролетать атмосферу.
45 км это ещё атмосфера? :wink:
В зависимости от допустимого скоростного напора. :P
Почему же тогда наклон траектории к этому моменту уже меньше 45 градусов?
ЦитироватьЦитироватьКстати, если на этом идеальном шаре ускоряться с постоянной перегрузкой всего 3, летя над поверхностью, то потери составят менее 6% от всей ХС.
Ответ неверный. Садитесь, два. :)
(3**2 - 1**2)**0.5 = 8**0.5 = 2,8284 = 3*0.9428
Брысь в ПТУ учить геометрию. :lol:
ЦитироватьЦитироватьУскоряться с перегрузкой 3 летя над поверхностью у Вас не получится, поскольку Вы зароетесь в шар на первых секундах. :wink:
Это ещё почему?
Тяга поворачивается под углом к горизонтали 19.5 градусов и далее мы разгоняемся горизонтально.
Атмосферы нет, по вашим же условиям. :)
Подробнее: вертикальная составляющая тяги и её горизонтальная составляющая каковы?
ЦитироватьПочему же тогда наклон траектории к этому моменту уже меньше 45 градусов?
Для ракеты Союз первой ступени просто не хватит, чтобы набрать всю необходимую скорость, а для Зенита, по-моему, 45 градусов это слишком много для достижения опорной орбиты.
Учтите ещё то, что после разделения вторую ступень нельзя просто сразу повернуть горизонтально, получится недопустимо большой угол атаки и потому сохраняется вертикальная составляющая тяги.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьУскоряться с перегрузкой 3 летя над поверхностью у Вас не получится, поскольку Вы зароетесь в шар на первых секундах. :wink:
Это ещё почему?
Тяга поворачивается под углом к горизонтали 19.5 градусов и далее мы разгоняемся горизонтально.
Атмосферы нет, по вашим же условиям. :)
Подробнее: вертикальная составляющая тяги и её горизонтальная составляющая каковы?
Треугольник с гипотенузой 3 и вертикальным катетом 1 можете себе представить?
С ростом скорости радиус кривизны траектории будет расти и в конце разгона вертикальная составляющая тяги 1 станет избыточной, так что потери будут ещё меньше.
А почему именно три? :wink:
ЦитироватьА почему именно три? :wink:
Во имя Святой Троицы, разумеется.
Задайте этот же вопрос создателям Шаттла, у них тоже "3". ;)
В Вашем ПТУ связно излагать мысли видимо не учили?
ЦитироватьВ Вашем ПТУ связно излагать мысли видимо не учили?
Вы предлагаете "4", в честь Святого Креста Господня? ;)
Спокойной ночи!
Газы испускать оставляю Вас в гордом одиночестве. :P
Salo писал(а):ЦитироватьВы можете сразу стартовать под углом около 14 градусов к горизонту,
Не вопрос. Стартуйте.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/24152.jpg)
ЦитироватьДа, и меняется в пользу набора вертикальной скорости первой ступенью потому что в любом случае надо пролетать атмосферу.
Азы - как можно быстрее преодолеть атмосферный участок
Цитировать(3**2 - 1**2)**0.5 = 8**0.5 = 2,8284 = 3*0.9428
Брысь в ПТУ учить геометрию. :lol:
Вот поэтому я и говорю -- геометрию вы выучили, а школьную физику прогуляли. :) Это ж насколько надо быть безграмотным, чтобы силу тяги, необходимую для уравновешивания веса РН, считать постоянной на всем протяжении разгона до орбитальной скорости. И с незамутненным видом эту безграмотность демонстрировать. Ну-ка скажите, господин двоечник, сколько весит РН в конце разгона? Не массу имеет, а весит сколько? :)
ЦитироватьСпокойной ночи!
Газы испускать оставляю Вас в гордом одиночестве. :P
Наигрались.... :?
ЦитироватьТреугольник с гипотенузой 3 и вертикальным катетом 1 можете себе представить?
С ростом скорости радиус кривизны траектории будет расти и в конце разгона вертикальная составляющая тяги 1 станет избыточной, так что потери будут ещё меньше.
Так все ступени кроме последней уже сброшены.
Масса РН - совсем другая. Ступеней нет, топлива нет.
ЦитироватьЦитироватьСпокойной ночи!
Газы испускать оставляю Вас в гордом одиночестве. :P
Наигрались.... :?
Догмат святой Троицы непокоБелим в сознании многоликого Януса. :wink:
ЦитироватьЦитировать(3**2 - 1**2)**0.5 = 8**0.5 = 2,8284 = 3*0.9428
Брысь в ПТУ учить геометрию. :lol:
Вот поэтому я и говорю -- геометрию вы выучили, а школьную физику прогуляли. :) Это ж насколько надо быть безграмотным, чтобы силу тяги, необходимую для уравновешивания веса РН, считать постоянной на всем протяжении разгона до орбитальной скорости. И с незамутненным видом эту безграмотность демонстрировать. Ну-ка скажите, господин двоечник, сколько весит РН в конце разгона? Не массу имеет, а весит сколько? :)
Вы бы удосужились сперва прочитать то, что я написал выше. :)
ЦитироватьКстати, если на этом идеальном шаре ускоряться с постоянной перегрузкой всего 3, летя над поверхностью, то потери составят менее[/size] 6% от всей ХС.
А что касается влияния увеличения радиуса кривизны траектории на необходимую вертикальную составляющую тяги в вашей "идее", я это отлично знаю.
Только даже такая потеря тяги невыгодна на верхней ступени.
До вас почему-то в упор не доходит тот факт, что вертикальная скорость, которую вы набрали на начальном участке разгона тоже никуда не денется. :lol:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьСпокойной ночи!
Газы испускать оставляю Вас в гордом одиночестве. :P
Наигрались.... :?
Догмат святой Троицы непокоБелим в сознании многоликого Януса. :wink:
Посмеялся перед сном. Спасибо :lol: . Только "Я" на "А" надо поменять, и во истину, это будет верно.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьСпокойной ночи!
Газы испускать оставляю Вас в гордом одиночестве. :P
Наигрались.... :?
Догмат святой Троицы непокоБелим в сознании многоликого Януса. :wink:
Salo, а вы вообще православный или "того", - "как в Одессе водится"? ;)
ЦитироватьЦитироватьТреугольник с гипотенузой 3 и вертикальным катетом 1 можете себе представить?
С ростом скорости радиус кривизны траектории будет расти и в конце разгона вертикальная составляющая тяги 1 станет избыточной, так что потери будут ещё меньше.
Так все ступени кроме последней уже сброшены.
Масса РН - совсем другая. Ступеней нет, топлива нет.
LG, это рассматривался чисто теоретический вариант разгона с постоянной тягой в 3 раза больше веса параллельно сферической Земле без атмосферы. :)
ЦитироватьSalo, а вы вообще православный или "того", - "как в Одессе водится"? ;)
А это что-то меняет? И потом откуда Вам знать, что водится в Одессе?
:wink:
ЦитироватьВы бы удосужились сперва прочитать то, что я написал выше. :)
Для начала удосужтесь пересчитать правильно, с учетом потери веса. Тогда может и просветление настанет.
Офигеваю - даже законы физики можно интерпретировать по-разному... :D
ЦитироватьА это что-то меняет? И потом откуда Вам знать, что водится в Одессе?
:wink:
Я имею там, в Одессе, знакомых. ;)
Сочувствую! :(
Знакомым. :P
ЦитироватьЦитироватьВы бы удосужились сперва прочитать то, что я написал выше. :)
Для начала удосужтесь пересчитать правильно, с учетом потери веса. Тогда может и просветление настанет.
Вот докажите, что вы не "птушник" и подсчитайте, - я так думаю, что про потерю веса вы у меня же вычитали страницей раньше.
Судя по тому как вы "хорошо знакомы с геометрией". :lol:
ЦитироватьСочувствую! :(
Знакомым. :P
Вы уверены, что "сочувствуете"? ;)
Это довольно близкие мне дамы, в том числе, вы правда "сочувствуете"? ;) :lol:
ЦитироватьВот докажите, что вы не "птушник" и подсчитайте, - я так думаю, что про потерю веса вы у меня же вычитали страницей раньше. Судя по тому как вы "хорошо знакомы с геометрией". :lol:
Нет, Ламорт, мне интересно посмотреть, как вы свою двойку по физике исправлять будете. :) Давайте, напрягитесь и попытайтесь посчитать правильно. Вдруг получится.
ЦитироватьЭто довольно близкие мне дамы, в том числе, вы правда "сочувствуете"? ;) :lol:
Они видимо не общаются с Вами на форуме. :wink:
ЦитироватьЦитироватьВот докажите, что вы не "птушник" и подсчитайте, - я так думаю, что про потерю веса вы у меня же вычитали страницей раньше. Судя по тому как вы "хорошо знакомы с геометрией". :lol:
Нет, Ламорт, мне интересно посмотреть, как вы свою двойку по физике исправлять будете. :) Давайте, напрягитесь и попытайтесь посчитать правильно. Вдруг получится.
Извините, вы мне больше не интересны.
ЦитироватьЦитироватьЭто довольно близкие мне дамы, в том числе, вы правда "сочувствуете"? ;) :lol:
Они видимо не общаются с Вами на форуме. :wink:
Так вы православный или нет, я что-то не получил ответа, это подозрительно. ;)
А Вы? :wink:
ЦитироватьЦитироватьНет, Ламорт, мне интересно посмотреть, как вы свою двойку по физике исправлять будете. :) Давайте, напрягитесь и попытайтесь посчитать правильно. Вдруг получится.
Извините, вы мне больше не интересны.
Ничего сложнее суммы квадратов катетов родить не получилось? Печально. :) Ну что ж, на этой ноте, видимо, мы с вами и закончим.
ЦитироватьА Вы? :wink:
Нет уж, извините, сперва вы, что это вы вопросом на вопрос всё отвечаете, это тоже подозрительно. ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНет, Ламорт, мне интересно посмотреть, как вы свою двойку по физике исправлять будете. :) Давайте, напрягитесь и попытайтесь посчитать правильно. Вдруг получится.
Извините, вы мне больше не интересны.
Ничего сложнее суммы квадратов катетов родить не получилось? Печально. :) Ну что ж, на этой ноте, видимо, мы с вами и закончим.
Вы ещё раньше доказали, что вы "школота" и "птушник", однако вели себя менее вызывающе, чем типичные представители этого сорта сетевых обитателей.
Дуростью будет тратить время на разговоры с вами в дальнейшем.
ЦитироватьЦитироватьА Вы? :wink:
Нет уж, извините, сперва вы, что это вы вопросом на вопрос всё отвечаете, это тоже подозрительно. ;)
Одно я могу сказать Вам уверенно: обрезание я не делал! :P
ЦитироватьОдно я могу сказать Вам уверенно: обрезание я не делал! :P
Упоминание обрезания в теме
Гравитационные потери, в принципе, уместно... Но липосакция поможет больше ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА Вы? :wink:
Нет уж, извините, сперва вы, что это вы вопросом на вопрос всё отвечаете, это тоже подозрительно. ;)
Одно я могу сказать Вам уверенно: обрезание я не делал! :P
Да, действительно, я мог бы и догадаться по псевдониму, что мои подозрения безосновательны. :lol:
ЦитироватьЦитироватьОдно я могу сказать Вам уверенно: обрезание я не делал! :P
Упоминание обрезания в теме Гравитационные потери, в принципе, уместно... Но липосакция поможет больше ;)
Непременно сделайте её себе и как можно скорее.
Кстати, Salo, вы спрашивали "почему 3", - разумеется это мои измышления, но при дальнейшем росте тяговооруженности косинус растёт слишком медленно.
ЦитироватьВы можете сразу стартовать под углом около 14 градусов к горизонту, или лететь на 200 км вверх, а потом мгновенно повернуть на угол 90 градусов со скоростью 8 км/час. Гравпотери у Вас будут одинаковые в обоих случаях.
Проведем расчет более корректно.
Для эллиптической орбиты 0x200 скорость в перигее 7.968 км/с, скорость в апогее 7.726 км/с. Круговая на высоте 200км -- 7.786 км/с. Для выхода на орбиту 200x200 (в идеальном случае сферической Земли в вакууме) необходимо два мгновенных приращения скорости, сумма которых 7.968+(7.786-7.726)=8.028 км/с. Это и есть идеальная скорость при нулевых гравитационных потерях (так как оба приращения производятся под прямым углом к местной вертикали).
Теперь посмотрим, что делает наш пациент.
Чтобы достичь высоты в 200км вертикальным взлетом, ему нужно получить мгновенное приращение скорости 1.951 км/с. Плюс в апогее второе приращение скорости, и того, затраты ХС=1.951+7.786=9.737 км/с.
При этом действительно необходимые затраты ХС на поднятие орбиты с нуля до 200 км равны стоимости гомановского перехода. В нашем случае, это 121 м/с. Плюс круговая на нулевой высоте 7.907 км/с. Оставшиеся 9.737-7.907-0.121=1.709 км/с пациент слил на гравитационные потери.
В случае, когда первоначальный импульс дается с ненулевым углом возвышения, гравитационные потери будут больше нуля, но меньше, чем получил пациент, так как его рекорд тупости побить уже невозможно. :)
Reentrant
Ну, так только над Луной или какой-нибудь Церерой летать.
При старте с Земли приходится обеспечивать минимизацию суммы гравитационной и аэродинамической потерь.
При этом, хотя и необходим как можно более быстрый набор горизонтальной скорости, первые 5-10 cекунд полета желательно сохранять строго вертикальный подъём, поскольку ранний поворот вектора удлинит полёт в атмосфере и сумма A+G увеличится.
Дедушка Циолковский был не прав: разгон по эстакаде (см. "Космический рейс") не является оптимальным для ракет, выходящих на орбиту.
ЦитироватьЦитироватьВы можете сразу стартовать под углом около 14 градусов к горизонту, или лететь на 200 км вверх, а потом мгновенно повернуть на угол 90 градусов со скоростью 8 км/час. Гравпотери у Вас будут одинаковые в обоих случаях.
Проведем расчет более корректно.
Для эллиптической орбиты 0x200 скорость в перигее 7.968 км/с, скорость в апогее 7.726 км/с. Круговая на высоте 200км -- 7.786 км/с. Для выхода на орбиту 200x200 (в идеальном случае сферической Земли в вакууме) необходимо два мгновенных приращения скорости, сумма которых 7.968+(7.786-7.726)=8.028 км/с. Это и есть идеальная скорость при нулевых гравитационных потерях (так как оба приращения производятся под прямым углом к местной вертикали).
Теперь посмотрим, что делает наш пациент.
Чтобы достичь высоты в 200км вертикальным взлетом, ему нужно получить мгновенное приращение скорости 1.951 км/с. Плюс в апогее второе приращение скорости, и того, затраты ХС=1.951+7.786=9.737 км/с.
При этом действительно необходимые затраты ХС на поднятие орбиты с нуля до 200 км равны стоимости гомановского перехода. В нашем случае, это 121 м/с. Плюс круговая на нулевой высоте 7.907 км/с. Оставшиеся 9.737-7.907-0.121=1.709 км/с пациент слил на гравитационные потери.
В случае, когда первоначальный импульс дается с ненулевым углом возвышения, гравитационные потери будут больше нуля, но меньше, чем получил пациент, так как его рекорд тупости побить уже невозможно. :)
Вот ведь школота дебильная, я говорил про полёт в реальных условиях когда тяговооруженность ограничена и требуется пролёт атмосферы, а он начинает излагать свои схемы полёта над шаром без атмосферы. :lol:
При этом в другой теме когда я ему говорил, что МБР с тяговооруженностью 2 сразу заваливает траекторию и даже видео показал, он бормотал, что траектория длительное время почти вертикальная.
Теперь у птушэга новая идея возникла, - он додумался, что выгодно разгоняться горизонтально. :lol:
ЦитироватьВот ведь школота дебильная, я говорил про полёт в реальных условиях когда тяговооруженность ограничена и требуется пролёт атмосферы, а он начинает излагать свои схемы полёта над шаром без атмосферы. :lol:
В реальных условиях гравитационные потери у дебилов, пытающихся разгоняться буквой ге, намного выше, чем 1709 м/с. Но понять это дебилам не позволяет дебильность. :)
ЦитироватьЦитироватьВот ведь школота дебильная, я говорил про полёт в реальных условиях когда тяговооруженность ограничена и требуется пролёт атмосферы, а он начинает излагать свои схемы полёта над шаром без атмосферы. :lol:
В реальных условиях гравитационные потери у дебилов, пытающихся разгоняться буквой ге, намного выше, чем 1709 м/с. Но понять это дебилам не позволяет дебильность. :)
Схема разгона с такой траекторией была темой докторской диссертации в 60-х годах.
А что вы недавно бормотали, я видел. :lol:
ЦитироватьСхема разгона с такой траекторией была темой докторской диссертации в 60-х годах. А что вы недавно бормотали, я видел. :lol:
Вы семь лет демонстрируете, что у вас мозгов не хватает понять элементарные вещи, Ламорт, что вы могли понять в теме диссертации? :)
ЦитироватьВы семь лет демонстрируете...
будьте умнее, остановитесь первым :)
ЦитироватьЦитироватьСхема разгона с такой траекторией была темой докторской диссертации в 60-х годах. А что вы недавно бормотали, я видел. :lol:
Вы семь лет демонстрируете, что у вас мозгов не хватает понять элементарные вещи, Ламорт, что вы могли понять в теме диссертации? :)
А у вас не хватает мозгов нарисовать эту "букву Г", как вы говорите, в реальном масштабе.
Вот вы разогнались до 5 км/с и у вас "вертикальная скорость кончилась, какое горе".
Ещё вам разгоняться секунд 150, - нарисуйте что будет происходить с учётом масштаба скоростей и высоты траектории. ;)
ЦитироватьЦитироватьВы семь лет демонстрируете...
будьте умнее, остановитесь первым :)
Он просто не понимает, что эта "буква Г" будет потерей высоты в пару десятков километров или около того. :)
Вставил в лончмодель перегрузку и потери на атмосферу
(http://img827.imageshack.us/img827/2917/cvlostag.jpg)
горизонталь секунды вертикаль м/с и соотношение Т/m
на примере Протона КМ.
ЦитироватьА у вас не хватает мозгов нарисовать эту "букву Г" как вы говорите в реальном масштабе. Вот вы разогнались до 5 км/с и у вас "вертикальная скорость кончилась, какое горе". Ещё вам разгоняться секунд 150, - нарисуйте что будет происходить с учётом масштаба скоростей и высоты траектории. ;)
А давайте лучше вы нас своими "треугольниками" снова повеселите, а? :) Расскажите конкретно, на какую высоту вы забросите РН вашим вертикальным взлетом, сколько времени она будет "падать", какой расход ХС у вас получится на этих участках.
ЦитироватьОн просто не понимает, что эта "буква Г" будет потерей высоты в пару десятков километров или около того. :)
Ваши "аргументы" не принимают не потому, что "не понимают", а потому что цена им ноль -- потому что вы банально не знаете сил, действующих на РН, и не в состоянии оценить их численные соотношения.
Вставил в лончмодель перегрузку и потери на атмосферу
(http://img827.imageshack.us/img827/2917/cvlostag.jpg)
горизонталь секунды вертикаль м/с и соотношение Т/m
на примере Протона КМ.
программа управления
(http://img842.imageshack.us/img842/1369/cvlostcp.jpg)
ЦитироватьЦитироватьА у вас не хватает мозгов нарисовать эту "букву Г" как вы говорите в реальном масштабе. Вот вы разогнались до 5 км/с и у вас "вертикальная скорость кончилась, какое горе". Ещё вам разгоняться секунд 150, - нарисуйте что будет происходить с учётом масштаба скоростей и высоты траектории. ;)
А давайте лучше вы нас своими "треугольниками" снова повеселите, а? :) Расскажите конкретно, на какую высоту вы забросите РН вашим вертикальным взлетом, сколько времени она будет "падать", какой расход ХС у вас получится на этих участках.
ЦитироватьОн просто не понимает, что эта "буква Г" будет потерей высоты в пару десятков километров или около того. :)
Ваши "аргументы" не принимают не потому, что "не понимают", а потому что цена им ноль -- потому что вы банально не знаете сил, действующих на РН, и не в состоянии оценить их численные соотношения.
Да-да, зато я знаю, что угол наклона траектории в конце работы первой ступени это те самые 30-45 градусов, что и даёт примерно всю необходимую вертикальную скорость для достижения орбиты.
Сейчас "птушнэг" это всё запомнит, как в случае с МБР и будет в следующий раз говорить совершенно другое. :lol:
ЦитироватьДа-да, зато я знаю, что угол наклона траектории в конце работы первой ступени это те самые 30-45 градусов, что и даёт примерно всю необходимую вертикальную скорость для достижения орбиты.
Так как, Ламорт, будете филеем вилять, или отчитаетесь в цифрах по вашим бредовым "вертикальным" проповедям? Вопрос повторяю: на какую высоту вы собрались "забрасываться", сколько времени оттуда "падать", какую высоту собрались потерять, сколько ХС на это все слить. Покажите-ка, что там у вас есть в запасе, кроме пустого хамства. :)
ЦитироватьЦитироватьДа-да, зато я знаю, что угол наклона траектории в конце работы первой ступени это те самые 30-45 градусов, что и даёт примерно всю необходимую вертикальную скорость для достижения орбиты.
Так как, Ламорт, будете филеем вилять, или отчитаетесь в цифрах по вашим бредовым "вертикальным" проповедям? Вопрос повторяю: на какую высоту вы собрались "забрасываться", сколько времени оттуда "падать", какую высоту собрались потерять, сколько ХС на это все слить. Покажите-ка, что там у вас есть в запасе, кроме пустого хамства. :)
Берите любую реальную траекторию и смотрите вертикальную составляющую скорости в конце работы первой ступени, для ракет вроде Союза ХС первой ступни маловата и вертикальная скорость добирается в конце работы второй ступени когда тяговооруженность тоже достаточно высокая.
Если бы вы были не такой тупой, вы бы не утверждали не так давно, что "ракета долго летит почти вертикально", найти вам это место? ;)
ЦитироватьВставил в лончмодель перегрузку и потери на атмосферу
(http://img827.imageshack.us/img827/2917/cvlostag.jpg)
горизонталь секунды вертикаль м/с и соотношение Т/m
на примере Протона КМ.
программа управления
(http://img842.imageshack.us/img842/1369/cvlostcp.jpg)
Это "ратмановская программа" считала? ;)
ЦитироватьБерите любую реальную траекторию и смотрите вертикальную составляющую скорости в конце работы первой ступени, для ракет вроде Союза ХС первой ступни маловата и вертикальная скорость добирается в конце работы второй ступени когда тяговооруженность тоже достаточно высокая.
Виляете, виляете. Цифры на стол, или долой с пляжа.
Вопрос повторяю: на какую высоту вы собрались "забрасываться", сколько времени оттуда "падать", какую высоту собрались потерять, сколько ХС на это все слить.
ЦитироватьЕсли бы вы были не такой тупой, вы бы не утверждали не так давно, что "ракета долго летит почти вертикально", найти вам это место? ;)
Вы и тогда не поняли, что я говорю, и теперь без шансов. Найдите и перечитайте. Хотя вам это без пользы, по-любому. :)
Ладно спецы. Отвлекитесь. Можно я вброшу козла на козлодранье? :D
Допустим интуитивно, что имеет некий смысл таким образом задать траекторию первой ступени с переливом топлива, что при управляемом ракетном спуске она садиться в районе старта, по траектории близкой к вертикальной с минимальными затратами топлива на возврат к старту.
Понятно, что будет большой проигрыш по статье гравпотери для величины ПН.
А если оптимизировать всю задачу по стоимости пуска в серии и стоимости вывода кг ПН с учетом ресурса многоразовой первой ступени и отсутствие затрат на возврат ступени к месту послеполетного обслуживания.
У меня не хватает базовых знаний, что бы написать алгоритм технико-экономической оценки такого варианта. В части оптимизации траектории.
Хотелось бы узнать интуитивное мнения людей, знающих основы оптимизации траекторий по минимуму гравпотерь и прочих составляющих?
ЦитироватьЭто "ратмановская программа" считала? ;)
У Вас есть другие расчёты? Выкладывайте! :wink:
ЦитироватьЦитироватьБерите любую реальную траекторию и смотрите вертикальную составляющую скорости в конце работы первой ступени, для ракет вроде Союза ХС первой ступни маловата и вертикальная скорость добирается в конце работы второй ступени когда тяговооруженность тоже достаточно высокая.
Виляете, виляете. Цифры на стол, или долой с пляжа.
Вопрос повторяю: на какую высоту вы собрались "забрасываться", сколько времени оттуда "падать", какую высоту собрались потерять, сколько ХС на это все слить.
Вы будете отрицать то, что вертикальная составляющая скорости у реальных ракет в конце работы первой ступени составляет от 1 до 2 км/с? ;)
Вот вам "цифры", а что касается понижения высоты траектории, то на него ХС не затрачивается вообще, вот это вы не в состоянии понять.
Любая скорость ракеты приобретённая на участке разгона становится механической энергией в том или ином виде.
ЦитироватьЦитироватьЕсли бы вы были не такой тупой, вы бы не утверждали не так давно, что "ракета долго летит почти вертикально", найти вам это место? ;)
Вы и тогда не поняли, что я говорю, и теперь без шансов. Найдите и перечитайте. Хотя вам это без пользы, по-любому. :)
Отлично помню, вы утверждали, что первые 20 километров ракета летит почти вертикально, когда вам показали видео, вы стали утверждать, что "видео неправильное". :lol:
ЦитироватьЦитироватьЭто "ратмановская программа" считала? ;)
У Вас есть другие расчёты? Выкладывайте! :wink:
Палёной водкой тоже торговать изволите? ;)
ЦитироватьЛадно спецы. Отвлекитесь. Можно я вброшу козла на козлодранье? :D
Допустим интуитивно, что имеет некий смысл таким образом задать траекторию первой ступени с переливом топлива, что при управляемом ракетном спуске она садиться в районе старта, по траектории близкой к вертикальной с минимальными затратами топлива на возврат к старту.
Понятно, что будет большой проигрыш по статье гравпотери для величины ПН.
А если оптимизировать всю задачу по стоимости пуска в серии и стоимости вывода кг ПН с учетом ресурса многоразовой первой ступени и отсутствие затрат на возврат ступени к месту послеполетного обслуживания.
У меня не хватает базовых знаний, что бы написать алгоритм технико-экономической оценки такого варианта. В части оптимизации траектории.
Хотелось бы узнать интуитивное мнения людей, знающих основы оптимизации траекторий по минимуму гравпотерь и прочих составляющих?
Можно уточнить, вы хотите вернуть первую ступень прямо на место старта?
ЦитироватьВы будете отрицать то, что вертикальная составляющая скорости у реальных ракет в конце работы первой ступени составляет от 1 до 2 км/с? ;) Вот вам "цифры", а что касается понижения высоты траектории, то на него ХС не затрачивается вообще, вот это вы не в состоянии понять.
Продолжаете вилять? Еще раз напоминаю вопрос: на какую высоту вы собрались "забрасываться", сколько времени оттуда "падать", какую высоту собрались потерять, сколько ХС на это все слить.
ЦитироватьОтлично помню, вы утверждали, что первые 20 километров ракета летит почти вертикально, когда вам показали видео, вы стали утверждать, что "видео неправильное". :lol:
Тем, что вы не допоняли в той теме, мы в той теме и продолжим -- после того, как разберемся с вашими бреднями в этой теме.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВы семь лет демонстрируете...
будьте умнее, остановитесь первым :)
Он просто не понимает, что эта "буква Г" будет потерей высоты в пару десятков километров или около того. :)
Lamort, Вы пытаетесь абсолютизировать некий частный случай оптимальной формы траектории, которая, вообще говоря, определяется (для 2-хступенчатого носителя) всего тремя параметрами: углом наклона траектории в конце первой ступени и двумя параметрами программы тангажа на 2-й ступени. И все! Эти три параметра, подлежащих оптимизации, в первую очередь определяются: параметрами опорной орбиты и тяговооруженностью ступеней. Появление "горба" (участка "пикирования") - вопрос сочетания указанных факторов. Он может быть, а может и не быть.
Salo, вот вы очень много разных вопросов задаёте, - Reentrant утверждает, что последняя ступень "подруливает двигателем", чтобы компенсировать вертикальное ускорение.
Вы считаете это так или нет? ;)
ЦитироватьLamort, Вы пытаетесь абсолютизировать некий частный случай оптимальной формы траектории, которая, вообще говоря, определяется (для 2-хступенчатого носителя) всего тремя параметрами: углом наклона траектории в конце первой ступени и двумя параметрами программы тангажа на 2-й ступени. И все! Эти три параметра, подлежащих оптимизации, в первую очередь определяются: параметрами опорной орбиты и тяговооруженностью ступеней. Появление "горба" (участка "пикирования") - вопрос сочетания указанных факторов. Он может быть, а может и не быть.
Упаси боже, почему это "абсолютизировать", я просто говорю, что на конечном участке нет необходимости компенсировать гравитацию вообще, даже если вертикальная скорость направлена вниз.
ЦитироватьЦитироватьВы будете отрицать то, что вертикальная составляющая скорости у реальных ракет в конце работы первой ступени составляет от 1 до 2 км/с? ;) Вот вам "цифры", а что касается понижения высоты траектории, то на него ХС не затрачивается вообще, вот это вы не в состоянии понять.
Продолжаете вилять? Еще раз напоминаю вопрос: на какую высоту вы собрались "забрасываться", сколько времени оттуда "падать", какую высоту собрались потерять, сколько ХС на это все слить.
На что "ХС слить", вы бредите? :lol:
Это вы собрались "сливать ХС" повернув двигатель так, что часть тяги расходуется вхолостую. :lol:
ЦитироватьЦитироватьОтлично помню, вы утверждали, что первые 20 километров ракета летит почти вертикально, когда вам показали видео, вы стали утверждать, что "видео неправильное". :lol:
Тем, что вы не допоняли в той теме, мы в той теме и продолжим -- после того, как разберемся с вашими бреднями в этой теме.
Я уже тогда понял, что вы школота и птушнэг, особенно доставило ваше заявление о перегрузке ГЧ МБР при входе в атмосферу. :lol:
ЦитироватьМожно уточнить, вы хотите вернуть первую ступень прямо на место старта?
Да и с минимальными затратами топлива на торможение. Пусть поработает гравитация елико возможно и аэродинамика. Возможно нужна схема с рулевиками, как Союз 1 в, что бы не тратить ресурс маршевых многоразовых двигателей. Старт бликий к вертикальному с поправками на вращение земли, аэродинамику и, возможно, с неоптимальной для обычной схемы высотой разделения. В плюсе еще отсутствие поля падения.
ЦитироватьОптимальная траектория примерно такая.
На участке первой ступени где низкий удельный импульс и высокая тяга набирается вся вертикальная скорость, а дальше вертикальная скорость не набирается вообще, ракета просто "падает". :)
...
ЦитироватьУпаси боже, почему это "абсолютизировать", я просто говорю, что на конечном участке нет необходимости компенсировать гравитацию вообще, даже если вертикальная скорость направлена вниз.
Умнеем? или виляем? :)
ЦитироватьНа что "ХС слить", вы бредите? :lol: Это вы собрались "сливать ХС" повернув двигатель так, что часть тяги расходуется вхолостую. :lol:
Нет, все-таки снова филеем работаете вместо мозга.:) Так на какую высоту вы собрались "забрасываться", сколько времени оттуда "падать", какую высоту собрались потерять, сколько ХС на это все слить? Что же вы таитесь, стесняетесь снова чушь спороть?
ЦитироватьЦитироватьМожно уточнить, вы хотите вернуть первую ступень прямо на место старта?
Да и с минимальными затратами топлива на торможение. Пусть поработает гравитация елико возможно и аэродинамика. Возможно нужна схема с рулевиками, как Союз 1 в, что бы не тратить ресурс маршевых многоразовых двигателей. Старт бликий к вертикальному с поправками на вращение земли, аэродинамику и, возможно, с неоптимальной для обычной схемы высотой разделения. В плюсе еще отсутствие поля падения.
Так, "на вскидку", если используется аэродинамика, то топливо не нужно вообще.
ЦитироватьУмнеем? или виляем? :)
Нет, я зря считал, что вы какая-то особенная школота, - вполне обычная. :lol:
ЦитироватьЦитироватьНа что "ХС слить", вы бредите? :lol: Это вы собрались "сливать ХС" повернув двигатель так, что часть тяги расходуется вхолостую. :lol:
Нет, все-таки снова филеем работаете вместо мозга.:) Так на какую высоту вы собрались "забрасываться", сколько времени оттуда "падать", какую высоту собрались потерять, сколько ХС на это все слить? Что же вы таитесь, стесняетесь снова чушь спороть?
Потеря высоты составит километров 20, я же вам сказал выше, до вас это сразу не дошло? :lol:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЭто "ратмановская программа" считала? ;)
У Вас есть другие расчёты? Выкладывайте! :wink:
Палёной водкой тоже торговать изволите? ;)
Salo, вот вы очень много разных вопросов задаёте, - Reentrant утверждает, что последняя ступень "подруливает двигателем", чтобы компенсировать вертикальное ускорение.
Вы считаете это так или нет? ;)
У Вас в альма-матер декартову систему координат и графики функций проходили? :wink:
Посмотрите на график с программой тангажа и Вам откроется.
Кстати вектор тяги иногда направлен вниз в конце работы верхней ступени. 8)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЭто "ратмановская программа" считала? ;)
У Вас есть другие расчёты? Выкладывайте! :wink:
Палёной водкой тоже торговать изволите? ;)
Salo, вот вы очень много разных вопросов задаёте, - Reentrant утверждает, что последняя ступень "подруливает двигателем", чтобы компенсировать вертикальное ускорение.
Вы считаете это так или нет? ;)
У Вас в альма-матер декартову систему координат и графики функций проходили? :wink:
Посмотрите на график с программой тангажа и Вам откроется.
Кстати вектор тяги иногда направлен вниз в конце работы верхней ступени. 8)
Это не ответ на мой вопрос, вы считаете, что последняя ступень "подруливает двигателем" для компенсации тяготения или нет? ;)
Имеется в виду, разумеется, вывод ПН на НЗО.
Вектор тяги верхней ступени направлен под углом к горизонту и этот угол обычно не равен нулю. :wink:
ЦитироватьВектор тяги верхней ступени направлен под углом к горизонту и этот угол обычно не равен нулю. :wink:
Да, только иногда он направлен вниз. :)
ЦитироватьУпаси боже, почему это "абсолютизировать", я просто говорю, что на конечном участке нет необходимости компенсировать гравитацию вообще, даже если вертикальная скорость направлена вниз.
То, о чем Вы говорите - всего лишь частный случай, который может реализоваться в оптимальной траектории, а может - нет. Это считается в "автомате": параметрическая оптимизация и определит форму наивыгоднейшей траектории.
ЦитироватьЦитироватьУпаси боже, почему это "абсолютизировать", я просто говорю, что на конечном участке нет необходимости компенсировать гравитацию вообще, даже если вертикальная скорость направлена вниз.
То, о чем Вы говорите - всего лишь частный случай, который может реализоваться в оптимальной траектории, а может - нет. Это считается в "автомате": параметрическая оптимизация и определит форму наивыгоднейшей траектории.
Представьте себе, так не получается, есть оптимальная траектория "с горбом" и оптимальная траектория если его нет, и они в общем дают разный результат.
Эта "траектория с горбом" в своё время воспринималась как некое открытие. :)
ЦитироватьЭта "траектория с горбом" в своё время воспринималась как некое открытие. :)
Ерунда, эта траектория сплошь и рядом получается при расчетах выведения на низкие орбиты при невысокой тяговооруженности верхних ступеней.
ЦитироватьПотеря высоты составит километров 20, я же вам сказал выше, до вас это сразу не дошло? :lol:
И на сколько же секунд "падения" вам хватит 20 километров высоты, посчитать осилите? :)
ЦитироватьЦитироватьЭта "траектория с горбом" в своё время воспринималась как некое открытие. :)
Ерунда, эта траектория сплошь и рядом получается при расчетах выведения на низкие орбиты при невысокой тяговооруженности верхних ступеней.
Тогда рассмотрение вариантов велось для одного и того же "Союза" и для него есть локально оптимальные варианты без "горба", но оказалось, что варианты "с горбом" более выгодны.
Человек на этом докторскую сделал. :)
ЦитироватьЦитироватьПотеря высоты составит километров 20, я же вам сказал выше, до вас это сразу не дошло? :lol:
И на сколько же секунд "падения" вам хватит 20 километров высоты, посчитать осилите? :)
Reentrant, вы сами уже сообразили, что с ростом радиуса кривизны траектории для компенсации тяготения не нужна составляющая тяги равная силе тяжести.
По этой же самой причине потеря высоты на конечном участке разгона будет невелика если вообще ничего не компенсировать.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЭта "траектория с горбом" в своё время воспринималась как некое открытие. :)
Ерунда, эта траектория сплошь и рядом получается при расчетах выведения на низкие орбиты при невысокой тяговооруженности верхних ступеней.
Тогда рассмотрение вариантов велось для одного и того же "Союза" и для него есть локально оптимальные варианты без "горба", но оказалось, что варианты "с горбом" более выгодны.
Человек на этом докторскую сделал. :)
Буа-га-га! :lol: Он, наверное, вручную считал, перебирая параметры? И потом - этот "горб" - не причина, а следствие оптимизации. Программа тангажа сама определяет, появится "горб" или нет.
ЦитироватьБуа-га-га! :lol: Он, наверное, вручную считал, перебирая параметры? И потом - этот "горб" - не причина, а следствие оптимизации. Программа тангажа сама определяет, появится "горб" или нет.
А как, по-вашему, считали в 60-е годы? :)
Потом есть локально оптимальные варианты, их надо ещё найти.
ЦитироватьReentrant, вы сами уже сообразили, что с ростом радиуса кривизны траектории для компенсации тяготения не нужна составляющая тяги равная силе тяжести.
По этой же самой причине потеря высоты на конечном участке разгона будет невелика если вообще ничего не компенсировать.
Какая-какая у вас там кривизна траектории? Когда вы "всю вертикальную скорость" набирали. Давайте, высота, скорость вертикальная, скорость горизонтальная. И какое вертикальное ускорение в момент завершения вашего набора "всей вертикальной скорости" действует на РН. Продемонстрируйте-ка, что сообразили лично вы. :)
ЦитироватьЦитироватьReentrant, вы сами уже сообразили, что с ростом радиуса кривизны траектории для компенсации тяготения не нужна составляющая тяги равная силе тяжести.
По этой же самой причине потеря высоты на конечном участке разгона будет невелика если вообще ничего не компенсировать.
Какая-какая у вас там кривизна траектории? Когда вы "всю вертикальную скорость" набирали. Давайте, высота, скорость вертикальная, скорость горизонтальная. И какое вертикальное ускорение в момент завершения вашего набора "всей вертикальной скорости" действует на РН. Продемонстрируйте-ка, что сообразили лично вы. :)
Вот, типичное поведение наглой школоты и птушнэга. :lol:
ЦитироватьА как, по-вашему, считали в 60-е годы? :)
Вообще-то, уже в первой половине 1950-х траектории ракет (например, "Буря") считали на БЭСМ. Траекторию Р-7 тоже считали спомощью ЭВМ. А уж для ГР-1 в 1962-64 гг. не только баллистику но и нагрузки считали на компах.
ЦитироватьЦитироватьА как, по-вашему, считали в 60-е годы? :)
Вообще-то, уже в первой половине 1950-х траектории ракет (например, "Буря") считали на БЭСМ. Траекторию Р-7 тоже считали спомощью ЭВМ. А уж для ГР-1 в 1962-64 гг. не только баллистику но и нагрузки считали на компах.
Да, считали, только был ещё, например, целый шатат расчётчиков, которые просто обсчитывали что-либо на арифмометрах. :)
"Время на ЭВМ" было дорогостоящей штукой. :)
ЦитироватьВот, типичное поведение наглой школоты и птушнэга. :lol:
Иш как ядом-то изошелся, видать, прижало. :) Так что, по делу сказать нечего? Или еще потужитесь, родите чего-нть? Вопрос, напоминаю, был не в том, кто школота, а кто птушник, а:
1) на какую высоту вы собрались "забрасываться", пытаясь сразу набрать "всю вертикальную скорость" во время работы первой ступени?
2) сколько времени собираетесь оттуда "падать", не компенсируя вертикальное ускорение "вообще"?
3) сколько ХС на этот цирк собираетесь слить?
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=923578#923578
ЦитироватьКстати вектор тяги иногда направлен вниз в конце работы верхней ступени. 8)
ЦитироватьЦитироватьВектор тяги верхней ступени направлен под углом к горизонту и этот угол обычно не равен нулю. :wink:
Да, только иногда он направлен вниз. :)
Я у Вас суфлёром подрабатываю? :wink:
ЦитироватьЦитироватьВот, типичное поведение наглой школоты и птушнэга. :lol:
Иш как ядом-то изошелся, видать, прижало. :) Так что, по делу сказать нечего? Или еще потужитесь, родите чего-нть? Вопрос, напоминаю, был не в том, кто школота, а кто птушник, а:
1) на какую высоту вы собрались "забрасываться", пытаясь сразу набрать "всю вертикальную скорость" во время работы первой ступени?
2) сколько времени собираетесь оттуда "падать", не компенсируя вертикальное ускорение "вообще"?
3) сколько ХС на этот цирк собираетесь слить?
Reentrant, расскажите для начала почему спутник Земли не падает на Землю.
Мне интересно как себе это представляет современная школота. ;)
Цитировать"Время на ЭВМ" было дорогостоящей штукой. :)
В 50-х да, а в 60-х в ОКБ-1, по-моему, уже была своя вычислительная техника.
Цитироватьhttp://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=923578#923578ЦитироватьКстати вектор тяги иногда направлен вниз в конце работы верхней ступени. 8)
ЦитироватьЦитироватьВектор тяги верхней ступени направлен под углом к горизонту и этот угол обычно не равен нулю. :wink:
Да, только иногда он направлен вниз. :)
Я у Вас суфлёром подрабатываю? :wink:
Да, спасибо. :)
ЦитироватьЦитировать"Время на ЭВМ" было дорогостоящей штукой. :)
В 50-х да, а в 60-х в ОКБ-1, по-моему, уже была своя вычислительная техника.
Была разумеется, только "получение машинного времени" было целой историей.
Вот так просто взять и "что-то подсчитать на ЭВМ" было нельзя, надо было чтобы отдел заказал эти вычисления, потом их проделали и потом ещё расшифровывать результаты. :)
Никогда не работали с распечатками результатов вычислений на ЭВМ советских времён? :)
ЦитироватьНикогда не работали с распечатками результатов вычислений на ЭВМ советских времён? :)
А чего там работать? Посчитал и распечатал. У нас в отделе терминальная станция стояла от ЕС-1066. Я на ней оптимизацию ОПП РН проводил. Десять минут счета и пять минут ожидания листинга. Потом у нас появились персоналки. Считали немного медленнее но зату никуда не надо было ходить.
ЦитироватьReentrant, расскажите для начала почему спутник Земли не падает на Землю.
Вы и этого не знаете? :? Можете не знать и дальше. А пока отчитайтесь за ваш бред выше. Или вас хватает только на то, чтобы тащить сюда обрывки чьих-то недослушанных и недопонятых рассказов, и размахивать тут ими в надежде за умного сойти? Весьма ведь на то похоже, как вас ставят в тупик простые уточняющие вопросы, и как вы в ответ на них мнетесь и гнетесь. Особенно весело, когда подходящего обрывка не вспоминается, и начинаете сами чего-то лепить пытаться. :)
Давайте, порадуйте еще, больше конкретики. Вопросы те же: высота, скорости, время падения, ХС.
ЦитироватьЦитироватьНикогда не работали с распечатками результатов вычислений на ЭВМ советских времён? :)
А чего там работать? Посчитал и распечатал. У нас в отделе терминальная станция стояла от ЕС-1066. Я на ней оптимизацию ОПП РН проводил. Десять минут счета и пять минут ожидания листинга. Потом у нас появились персоналки. Считали немного медленнее но зату никуда не надо было ходить.
Вы описываете "чудеса техники" с точки зрения 60-х годов, на первом курсе я ещё готовил курсовую работу на перфокартах, отладка простенькой программы занимала около недели. :)
Вы не представляете как стремительно развилась вычислительная техника даже уже в 70-х - 80-х годах. :)
ЦитироватьВы описываете "чудеса техники" с точки зрения 60-х годов, на первом курсе я ещё готовил курсовую работу на перфокартах, отладка простенькой программы занимала около недели. :)
Вы не представляете как стремительно развилась вычислительная техника даже уже в 70-х - 80-х годах. :)
Курсачи и я считал на Наири-3-1. Перфолента.
ЦитироватьЦитироватьReentrant, расскажите для начала почему спутник Земли не падает на Землю.
Вы и этого не знаете? :? Можете не знать и дальше. А пока отчитайтесь за ваш бред выше. Или вас хватает только на то, чтобы тащить сюда обрывки чьих-то недослушанных и недопонятых рассказов, и размахивать тут ими в надежде за умного сойти? Весьма ведь на то похоже, как вас ставят в тупик простые уточняющие вопросы, и как вы в ответ на них мнетесь и гнетесь. Особенно весело, когда подходящего обрывка не вспоминается, и начинаете сами чего-то лепить пытаться. :)
Давайте, порадуйте еще, больше конкретики. Вопросы те же: высота, скорости, время падения, ХС.
Нет, вы давайте про спутник Земли сперва расскажите, птушнэчэг, а то вы тут уже нахватались "ХС" и прочего, чтобы вопросы задавать.
Вопросы будете задавать когда будет понятно, что у вас моск на месте. :lol:
ЦитироватьЦитироватьВы описываете "чудеса техники" с точки зрения 60-х годов, на первом курсе я ещё готовил курсовую работу на перфокартах, отладка простенькой программы занимала около недели. :)
Вы не представляете как стремительно развилась вычислительная техника даже уже в 70-х - 80-х годах. :)
Курсачи и я считал на Наири-3-1. Перфолента.
Вот-вот, а на предприятиях был ещё и показатель стоимости часа машинного времени, так что просто "пойти на посчитать на ЭВМ" было целой проблемой.
Если не ошибаюсь, расчётчиков с арифмометрами не стало только в 70-е годы.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДа, считали, только был ещё, например, целый шатат расчётчиков, которые просто обсчитывали что-либо на арифмометрах. :)
"Время на ЭВМ" было дорогостоящей штукой. :)
В 50-х да, а в 60-х в ОКБ-1, по-моему, уже была своя вычислительная техника.
Была разумеется, только "получение машинного времени" было целой историей.
Вот так просто взять и "что-то подсчитать на ЭВМ" было нельзя, надо было чтобы отдел заказал эти вычисления, потом их проделали и потом ещё расшифровывать результаты. :)
Никогда не работали с распечатками результатов вычислений на ЭВМ советских времён? :)
Не на арифмометрах, а на трофейных немецких электро-механических вычислителях:
http://kirimtatar.com/Books/appazov19.html
И было это однозначно в конце сороковых и самом начале пятидесятых.
О том как считали по ночам баллистику семёрки в Москве и возвращались в Подлипки на электричке писал Гречко.
А в 60-е годы ЭВМ были уже на всех уважающих себя предприятиях.
Кстати заморочки были не с распечатками, а с подготовкой исходных данных на перфокартах и особенно на перфолентах. Сам проходил, знаю. :wink:
А с ЕС-1060 главная проблема была по-моему с постоянным зависанием во время работы. По-крайней мере на ПО "Гамма", где я её юзал.
ЦитироватьНет, вы давайте про спутник Земли сперва расскажите, птушнэчэг, а то вы тут уже нахватались "ХС" и прочего, чтобы вопросы задавать. Вопросы будете задавать когда будет понятно, что у вас моск на месте. :lol:
Не любите, когда задают вопросы, на которые ответить не можете? Ну так ведь это оборотная сторона удовольствия брехать что попало. Сбрехнули про "оптимальную программу выведения", типа знаете что-то там -- а выходит, не знаете. Стыдно должно быть людям голову-то морочить, Ламорт! Прямо Незнайка какой-то. :)
ЦитироватьЦитироватьНет, вы давайте про спутник Земли сперва расскажите, птушнэчэг, а то вы тут уже нахватались "ХС" и прочего, чтобы вопросы задавать. Вопросы будете задавать когда будет понятно, что у вас моск на месте. :lol:
Не любите, когда задают вопросы, на которые ответить не можете? Ну так ведь это оборотная сторона удовольствия брехать что попало. Сбрехнули про "оптимальную программу выведения", типа знаете что-то там -- а выходит, не знаете. Стыдно должно быть людям голову-то морочить, Ламорт! Прямо Незнайка какой-то. :)
Вам видео раз показали, так вы начали бормотать, что "видео неправильное", так что давайте, рассказывайте про спутник Земли, - посмотрим. :)
ЦитироватьНе на арифмометрах, а на трофейных немецких электро-механических вычислителях:
http://kirimtatar.com/Books/appazov19.html
И было это однозначно в конце сороковых и самом начале пятидесятых.
О том как считали по ночам баллистику семёрки в Москве и возвращались в Подлипки на электричке писал Гречко.
А в 60-е годы ЭВМ были уже на всех уважающих себя предприятиях.
Кстати заморочки были не с распечатками, а с подготовкой исходных данных на перфокартах и особенно на перфолентах. Сам проходил, знаю. :wink:
А с ЕС-1060 главная проблема была по-моему с постоянным зависанием во время работы. По-крайней мере на ПО "Гамма", где я её юзал.
Да, вот получаете вы эту распечатку с "вагоном чисел" и вам надо понять, что, собственно говоря получилось. :)
По проводу расчётчиков узнаю точнее, заодно будет повод зайти к одной старой работнице РККЭ, проведать. :)
ЦитироватьА в 60-е годы ЭВМ были уже на всех уважающих себя предприятиях.
Кстати заморочки были не с распечатками, а с подготовкой исходных данных на перфокартах и особенно на перфолентах. Сам проходил, знаю. :wink:
Ну на всех это вряд ли, а на имевших закрытую тематику пожалуй.
Причем были и импортные машины. Я на четвертом курсе в конце шестидесятых первую прогу курсовую писал для английской машины(марку не помню, с О начиналась) на Алголе и исходные данные и прога писались на бумажной ленте. Набивались вручную. А в институте уже была БСМ-6м.
ЦитироватьВам видео раз показали, так вы начали бормотать, что "видео неправильное", так что давайте, рассказывайте про спутник Земли, - посмотрим. :)
Вы и про видео не поняли, о чем речь, хотя куда уж проще. Но это мы будем обсуждать в той теме, где начали -- после того, как вы здесь отчитаетесь по этой теме, которую создали, и в которой несете всю ту же ахинею с 2005 года. Ваша идея -- ваше обоснование, цифры на стол. Высота и скорости в конце завершения вашего "набора всей вертикальной скорости", сколько времени вы собираетесь "падать", и до какой высоты. А мы на них поглядим. Может, даже восхитимся глубиной вашего интеллекта, который так долго не могли распознать, а? :)
ЦитироватьЦитироватьВам видео раз показали, так вы начали бормотать, что "видео неправильное", так что давайте, рассказывайте про спутник Земли, - посмотрим. :)
Вы и про видео не поняли, о чем речь, хотя куда уж проще. Но это мы будем обсуждать в той теме, где начали -- после того, как вы здесь отчитаетесь по этой теме, которую создали, и в которой несете всю ту же ахинею с 2005 года. Ваша идея -- ваше обоснование, цифры на стол. Высота и скорости в конце завершения вашего "набора всей вертикальной скорости", сколько времени вы собираетесь "падать", и до какой высоты. А мы на них поглядим. Может, даже восхитимся глубиной вашего интеллекта, который так долго не могли распознать, а? :)
Понятно, почему спутник Земли на Землю не падает современная школота объяснить не может, но требует, чтобы перед ним, птушнэгом, "отчитались". :lol:
Итак, я жду от вас связного объяснения почему спутник Земли не падает на Землю, иначе я вам ни слова по теме не скажу, - не вижу собеседника.
ЦитироватьПонятно, почему спутник Земли на Землю не падает современная школота объяснить не может, но требует, чтобы перед ним, птушнэгом, "отчитались". :lol: Итак, я жду от вас связного объяснения почему спутник Земли не падает на Землю, иначе я вам ни слова по теме не скажу, - не вижу собеседника.
Слабовато виляете, неумело. Поддавков не заслужили. :) Вопрос вам задан, задан по теме, и задан давно. Вариантов ровно два: или вам есть, что ответить, или ответить нечего. Хамство ваше забавно, но бессодержательно.
В ходе прочего эта школота, - Reentrant, выдала вот такое. :lol:
ЦитироватьЦитироватьТорможение будет ощущаться на высоте 140-150 км - это последний участок траектории. К тому же, нам надо фигачить по городам, а не шахтам - высокая точность не нужна. А инерциалка будет просто компенсировать возможные отклонения - я думаю, там это уже есть.
Что считать ощутимым. На высотах 60-70 км это сотые доли "же". Максимум перегрузок (5-7g) [/size]приходится на высоты 5-15км (выше-ниже в зависимости от конструкции головы и угла входа), там же можно совершать и наиболее энергичное аэродинамическое маневрирование. Если есть чем. Если не считать находящиеся в разработке, управляемые боеголовки применялись пока только на ракетах средней и меньшей дальности (например, на Першингах), а борьба за точность боеголовок МБР шла направлении сокращения длительности финального атмосферного участка.
Оно "малость ошиблось", - раз в 10. :lol:
ЦитироватьЦитироватьПонятно, почему спутник Земли на Землю не падает современная школота объяснить не может, но требует, чтобы перед ним, птушнэгом, "отчитались". :lol: Итак, я жду от вас связного объяснения почему спутник Земли не падает на Землю, иначе я вам ни слова по теме не скажу, - не вижу собеседника.
Слабовато виляете, неумело. Поддавков не заслужили. :) Вопрос вам задан, задан по теме, и задан давно. Вариантов ровно два: или вам есть, что ответить, или ответить нечего. Хамство ваше забавно, но бессодержательно.
Сперва я должен выяснить "чему" я отвечаю, может и отвечать не имеет смысла.
ЦитироватьДопустим интуитивно, что имеет некий смысл таким образом задать траекторию первой ступени с переливом топлива, что при управляемом ракетном спуске она садиться в районе старта, по траектории близкой к вертикальной с минимальными затратами топлива на возврат к старту.
Понятно, что будет большой проигрыш по статье гравпотери для величины ПН.
А если оптимизировать всю задачу по стоимости пуска в серии и стоимости вывода кг ПН с учетом ресурса многоразовой первой ступени и отсутствие затрат на возврат ступени к месту послеполетного обслуживания.
У меня не хватает базовых знаний, что бы написать алгоритм технико-экономической оценки такого варианта. В части оптимизации траектории.
Хотелось бы узнать интуитивное мнения людей, знающих основы оптимизации траекторий по минимуму гравпотерь и прочих составляющих?
Судя по моему скромному опыту, создание системы, транспортирующей ступень от места посадки к месту старта/обслуживания, с лихвой окупится выигрышем от увеличения Мпн при отказе от "рокетбэка"
(так этот манёвр поименовали в забугорной литературе).
Естественно, это справедливо для экономически эффективной многоразовой ступени (т.е. летающей более 30-40 раз в год).
ЦитироватьОно "малость ошиблось", - раз в 10. :lol:
И это мы тоже можем обсудить, в соответствующей теме, где вы приведете достоверный источник ваших заявлений. А эта тема предназначена для ваших объяснений по поводу вашей гениальной идеи выводить РН на орбиту "набором всей вертикальной скорости" и так далее. Я не тороплюсь, подожду, пока вам клоунствовать надоест. В общем, вопросы по теме заданы, ждем ответов!
ЦитироватьСудя по моему скромному опыту, создание системы, транспортирующей ступень от места посадки к месту старта/обслуживания, с лихвой окупится выигрышем от увеличения Мпн при отказе от "рокетбэка" (так этот манёвр поименовали в забугорной литературе).
Естественно, это справедливо для экономически эффективной многоразовой ступени (т.е. летающей более 30-40 раз в год).
Тем более, что её можно погрузить на относительно небольшой самолёт на внешней подвеске и транспортировка будет достаточно простой.
ЦитироватьЦитироватьОно "малость ошиблось", - раз в 10. :lol:
И это мы тоже можем обсудить, в соответствующей теме, где вы приведете достоверный источник ваших заявлений. А эта тема предназначена для ваших объяснений по поводу вашей гениальной идеи выводить РН на орбиту "набором всей вертикальной скорости" и так далее. Я не тороплюсь, подожду, пока вам клоунствовать надоест. В общем, вопросы по теме заданы, ждем ответов!
Я жду от школоты связного объяснения почему спутник Земли не падает на Землю, - если школота не в состоянии это объяснить, то нет никакого смысла ей что-то излагать. :lol:
ЦитироватьЯ жду от школоты связного объяснения почему спутник Земли не падает на Землю, - если школота не в состоянии это объяснить, то нет никакого смысла ей что-то излагать. :lol:
А что вы так про "школоту"? Вы уже изложили "треугольник", для школоты слабовато, конечно, но придираться не будем, поржать сойдет! Давайте еще! И главное, цифры, цифры давайте. Они в вашем исполнении особенно смешные. Итак: высота и скорости, горизонтальная и вертикальная, в конце вашего "вертикального разгона", ускорение, сколько надеетесь "падать". Не бойтесь, любой позор проходит, ну постесняетесь немного, а уже завтра начнете нести чушь про что-нибудь еще. :)
ЦитироватьЦитироватьДопустим интуитивно, что имеет некий смысл таким образом задать траекторию первой ступени с переливом топлива, что при управляемом ракетном спуске она садиться в районе старта, по траектории близкой к вертикальной с минимальными затратами топлива на возврат к старту.
Понятно, что будет большой проигрыш по статье гравпотери для величины ПН.
А если оптимизировать всю задачу по стоимости пуска в серии и стоимости вывода кг ПН с учетом ресурса многоразовой первой ступени и отсутствие затрат на возврат ступени к месту послеполетного обслуживания.
У меня не хватает базовых знаний, что бы написать алгоритм технико-экономической оценки такого варианта. В части оптимизации траектории.
Хотелось бы узнать интуитивное мнения людей, знающих основы оптимизации траекторий по минимуму гравпотерь и прочих составляющих?
Судя по моему скромному опыту, создание системы, транспортирующей ступень от места посадки к месту старта/обслуживания, с лихвой окупится выигрышем от увеличения Мпн при отказе от "рокетбэка" (так этот манёвр поименовали в забугорной литературе).
Естественно, это справедливо для экономически эффективной многоразовой ступени (т.е. летающей более 30-40 раз в год).
Спасибо за ответ.
Уточнение - включает ли Ваше мнение особенности транспортной инфраструктуры " нашей необъятной.." :) :roll:
ЦитироватьЦитироватьЯ жду от школоты связного объяснения почему спутник Земли не падает на Землю, - если школота не в состоянии это объяснить, то нет никакого смысла ей что-то излагать. :lol:
А что вы так про "школоту"? Вы уже изложили "треугольник", для школоты слабовато, конечно, но придираться не будем, поржать сойдет! Давайте еще! И главное, цифры, цифры давайте. Они в вашем исполнении особенно смешные. Итак: высота и скорости, горизонтальная и вертикальная, в конце вашего "вертикального разгона", ускорение, сколько надеетесь "падать". Не бойтесь, любой позор проходит, ну постесняетесь немного, а уже завтра начнете нести чушь про что-нибудь еще. :)
Reentrant, это вы школота и птушнэг, вы много раз сказали ерунду и не считаете, что вы не правы.
Рассказывайте про спутник Земли, я подозреваю, что вы не в состоянии объяснить почему он на Землю не падает. :lol:
ЦитироватьЦитироватьА в 60-е годы ЭВМ были уже на всех уважающих себя предприятиях.
Кстати заморочки были не с распечатками, а с подготовкой исходных данных на перфокартах и особенно на перфолентах. Сам проходил, знаю. :wink:
Ну на всех это вряд ли, а на имевших закрытую тематику пожалуй.
Причем были и импортные машины. Я на четвертом курсе в конце шестидесятых первую прогу курсовую писал для английской машины(марку не помню, с О начиналась) на Алголе и исходные данные и прога писались на бумажной ленте. Набивались вручную. А в институте уже была БСМ-6м.
Точно могу сказать, что после 86г., я еще программы на перфокарты набивал. Потом очень быстро пошла смена техники, и году в 90-м, не позже, я заказывал в Москве IBM PC/AT тогда еще с 12МГц процессором и видеокартой EGA для кафедры. Диплом я уже набирал в Word-е и печатал на струйнике.
ЦитироватьReentrant, это вы школота и птушнэг, вы много раз сказали ерунду и не считаете, что вы не правы.
Извините, но хамство за ответ не сойдет, Ламорт. Ответ -- это когда вы обосновываете свои фантастические представления конкретными цифрами. Высота, скорость, время падения, ускорение, и т.д. Ну же, есть что показать, кроме "верьте мне люди", или нет? :)
ЦитироватьТочно могу сказать, что после 86г., я еще программы на перфокарты набивал. Потом очень быстро пошла смена техники, и году в 90-м, не позже, я заказывал в Москве IBM PC/AT тогда еще с 12МГц процессором и видеокартой EGA для кафедры. Диплом я уже набирал в Word-е и печатал на струйнике.
А я удосужился ещё работать даже с вводом данных на перфоленте, было специальное устройство для набивания на перфоленте. :)
ЦитироватьЦитироватьReentrant, это вы школота и птушнэг, вы много раз сказали ерунду и не считаете, что вы не правы.
Извините, но хамство за ответ не сойдет, Ламорт. Ответ -- это когда вы обосновываете свои фантастические представления конкретными цифрами. Высота, скорость, время падения, ускорение, и т.д. Ну же, есть что показать, кроме "верьте мне люди", или нет? :)
За ваши деньги с удовольствием.
Вы тут "нахватались" и начали всякую ерунду гнать, у вас получается ракета массой 2500 тонн но лучше, чем у Глушко и тому подобное.
Школота полезла ракеты проектировать, ей прикольно. :lol:
ЦитироватьЗа ваши деньги с удовольствием.
Ваше балабольство пойдет только внагрузку.
Однако, давненько я не видал, чтоб человек так извивался... :) Чего только обо мне не наплел, чтобы свою придурь замять. Что там еще, есть в запасе? Выкладывайте. А потом ответы по теме.
ЦитироватьЦитироватьТочно могу сказать, что после 86г., я еще программы на перфокарты набивал. Потом очень быстро пошла смена техники, и году в 90-м, не позже, я заказывал в Москве IBM PC/AT тогда еще с 12МГц процессором и видеокартой EGA для кафедры. Диплом я уже набирал в Word-е и печатал на струйнике.
А я удосужился ещё работать даже с вводом данных на перфоленте, было специальное устройство для набивания на перфоленте. :)
Да, у нас первая Электроника-60 комплектовалась перфоратором, а средством ввода-вывода была пишмашинка Консул. Перфоратор из-за девушек сбоил часто.
ЦитироватьЦитироватьЗа ваши деньги с удовольствием.
Ваше балабольство пойдет только внагрузку.
Однако, давненько я не видал, чтоб человек так извивался... :) Чего только обо мне не наплел, чтобы свою придурь замять. Что там еще, есть в запасе? Выкладывайте. А потом ответы по теме.
Сперва вы, школота, объясните почему спутник Земли не падает на Землю, не раньше. :lol:
ЦитироватьДа, у нас первая Электроника-60 комплектовалась перфоратором, а средством ввода-вывода была пишмашинка Консул. Перфоратор из-за девушек сбоил часто.
Как это, "перфоратор сбоил из-за девушек"? :)
ЦитироватьСперва вы, школота, объясните почему спутник Земли не падает на Землю, не раньше. :lol:
Оффтоп, Ламорт. Здесь тема не про меня, и даже не про вас -- а про ваше смелое изобретение в области баллистики. Вот его мы тут и обсуждаем (жалко, что автор как-то потерялся). А ведь очень интересное изобретение, революционное, и перспективное чрезвычайно! Наверное. Только уточнить надо, какие там численные параметры, на момент полного "набора всей вертикальной скорости". ;)
ЦитироватьЦитироватьСперва вы, школота, объясните почему спутник Земли не падает на Землю, не раньше. :lol:
Оффтоп, Ламорт. Здесь тема не про меня, и даже не про вас -- а про ваше смелое изобретение в области баллистики. Вот его мы тут и обсуждаем (жалко, что автор как-то потерялся). А ведь очень интересное изобретение, революционное, и перспективное чрезвычайно! Наверное. Только уточнить надо, какие там численные параметры, на момент полного "набора всей вертикальной скорости". ;)
Выше уже всё было сказано, перечитайте.
ЦитироватьВыше уже всё было сказано, перечитайте.
Выше была килотонна разнообразного виляния. И одна цифра: 20 километров "падения". Я предложил уточнить, какое время будет продолжаться падение, вы не нашлись, что ответить. Надеюсь, однако, что еще найдетесь. :) Это поможет прояснить, что способна дать ваша идея с набором вертикальной скорости, и чего она дать не может.
Итак, ваша РН стартует вертикально и набирает всю вертикальную скорость на стадии работы первой ступени. Так? Первая ступень отрабатывает, закончили набирать. Какая у вас высота, какая вертикальная и горизонтальная скорость? С этого момента вы начинаете разгон строго горизонтально, так? Какое вертикальное ускорение имеет РН в начале этого участка?
ЦитироватьЦитироватьВыше уже всё было сказано, перечитайте.
Выше была килотонна разнообразного виляния. И одна цифра: 20 километров "падения". Я предложил уточнить, какое время будет продолжаться падение, вы не нашлись, что ответить. Надеюсь, однако, что еще найдетесь. :) Это поможет прояснить, что способна дать ваша идея с набором вертикальной скорости, и чего она дать не может.
Итак, ваша РН стартует вертикально и набирает всю вертикальную скорость на стадии работы первой ступени. Так? Первая ступень отрабатывает, закончили набирать. Какая у вас высота, какая вертикальная и горизонтальная скорость? С этого момента вы начинаете разгон строго горизонтально, так? Какое вертикальное ускорение имеет РН в начале этого участка?
Берите за основу РН "Зенит" и сами смотрите.
Если вертикальная скорость будет равна нулю на скорости 5-6 километров в секунду, то потеря высоты составит около тех 20 километров о которых я говорил.
Только я не понимаю чем вас напрягает эта потеря высоты, когда вы теряете высоту вы же разгоняетесь. :)
ЦитироватьЦитироватьДа, у нас первая Электроника-60 комплектовалась перфоратором, а средством ввода-вывода была пишмашинка Консул. Перфоратор из-за девушек сбоил часто.
Как это, "перфоратор сбоил из-за девушек"? :)
Потому что у девушек длинные волосы, а перфоратор стоял в закутке ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДопустим интуитивно, что имеет некий смысл таким образом задать траекторию первой ступени с переливом топлива, что при управляемом ракетном спуске она садиться в районе старта, по траектории близкой к вертикальной с минимальными затратами топлива на возврат к старту.
Понятно, что будет большой проигрыш по статье гравпотери для величины ПН.
А если оптимизировать всю задачу по стоимости пуска в серии и стоимости вывода кг ПН с учетом ресурса многоразовой первой ступени и отсутствие затрат на возврат ступени к месту послеполетного обслуживания.
. . . Хотелось бы узнать интуитивное мнения людей, знающих основы оптимизации траекторий по минимуму гравпотерь и прочих составляющих?
Судя по моему скромному опыту, создание системы, транспортирующей ступень от места посадки к месту старта/обслуживания, с лихвой окупится выигрышем от увеличения Мпн при отказе от "рокетбэка" (так этот манёвр поименовали в забугорной литературе).
Естественно, это справедливо для экономически эффективной многоразовой ступени (т.е. летающей более 30-40 раз в год).
Спасибо за ответ.
Уточнение - включает ли Ваше мнение особенности транспортной инфраструктуры " нашей необъятной.." :) :roll:
Да, я как раз этому посвятил последнее предложение.
Стоимость создания многоразовой системы достаточно высока, и она не будет иметь смысла, пока регулярность пусков не превысит эти самые 30-40 в год на изделие (ну, это число - моя личная
интуитивная оценка).
При такой частоте использования стоимость системы из двух автошасси на базе "тополиных" платформ (тягач и автокран) не станет значительным удорожанием проекта.
Возможна и посадка на воду на аэрбэги, с последующим поднятием на транспортное средство, но там своя специфика (морская соль).
Просто указанное Вами уточнение само по себе мало что даст для такой системы - это экономия "на спичках". Которая тянет на себя не только снижение РЗТ ступени и, соответственно, ПГ, но и её доработку под повторное включение, автономную ориентацию после разделения, да ещё, как я подозреваю, и ракетную посадку?
Ступени, садящейся в свой район, этого не нужно вообще, более эффективным по массе будет парашют + ДУ МП.
Не будет, по крайней мере, таких проблем с ветром, какие ожидают "Кузнечик" Маска. ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДа, у нас первая Электроника-60 комплектовалась перфоратором, а средством ввода-вывода была пишмашинка Консул. Перфоратор из-за девушек сбоил часто.
Как это, "перфоратор сбоил из-за девушек"? :)
Потому что у девушек длинные волосы, а перфоратор стоял в закутке ;)
Волосы попадали в перфоратор? :)
ЦитироватьБерите за основу РН "Зенит" и сами смотрите.
Если вертикальная скорость будет равна нулю на скорости 5-6 километров в секунду, то потеря высоты составит около тех 20 километров о которых я говорил.
Только я не понимаю чем вас напрягает эта потеря высоты, когда вы теряете высоту вы же разгоняетесь. :)
Зенит с его допилом на рулевиках второй ступени пример крайне для Вас неудачный. :wink:
SpaceR писал
ЦитироватьДедушка Циолковский был не прав: разгон по эстакаде (см. "Космический рейс") не является оптимальным для ракет, выходящих на орбиту.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/24194.jpg)
Так это же не ракета а космоплан.
ЦитироватьБерите за основу РН "Зенит" и сами смотрите.
Почему именно "Зенит"? На Протоне не сработает? :) У меня вот тут "Протон" лишний завалялся. Берем его и запускаем, строго вверх, до набора всей вертикальной скорости. Как раз с первой ступени наберется на 200км подняться. Итак, ступень отработала:
135 сек: H=67км, Vy=1530м/с, Vx=285 м/с (эта мелочишка с вращения Земли на широте Байконура). ХС потрачено примерно 2800, горизонтальная составляющая практически не набрана -- все ушло на потери + набор высоты. Поворачиваем на 90 градусов, поехали разгоняться. Разгрузки веса пока никакой нет.
295 сек: H=196км, Vy=0, Vx=2570м/с. ХС уже 5970 ушло, скорость едва начала набираться, разгрузка минимальна, а РН уже начинает падать.
400 сек: H=153км, Vy=-783м/с, Vx=4072м/с. Падаем в атмосферу, вертикальная скорость уже такова, что надеяться не на что. А до орбитальной еще очень далеко.
500 сек: H=43 км, Vy=-1395м/с, Vx=5378м/с. Это конец. Ракета сгорает, не успев выработать остатки топлива. Хотя даже если бы успела, набрать орбитальную скорость его все равно не хватило бы -- слишком много потрачено на набор всей вертикальной скорости вначале.
Да, можно было бы набрать вначале еще больше вертикальной скорости, чтобы получить больше запаса высоты на падение. Тогда топливо закончится еще раньше.
ЦитироватьЕсли вертикальная скорость будет равна нулю на скорости 5-6 километров в секунду, то потеря высоты составит около тех 20 километров о которых я говорил.
Вот и вопрос, какую вертикальную скорость вы должны набрать, и на какую высоту подняться, чтобы к апогею траектории успеть выполнить большую часть разгона. И сколько ХС вы на это потратите.
ЦитироватьА я удосужился ещё работать даже с вводом данных на перфоленте, было специальное устройство для набивания на перфоленте. :)
Да, у нас первая Электроника-60 комплектовалась перфоратором, а средством ввода-вывода была пишмашинка Консул. Перфоратор из-за девушек сбоил часто.[/quote]
Перфоленту набивали на телетайпе. После пары недель работы лаборантом на кафедре так "набалатыкались", что читали текст программы по перфоленте. А маленький перфоратор использовали для исправления ошибок. Устройство ввода-вывода было какое-то ГДРовское FS чего-то там...
ЦитироватьЦитироватьБерите за основу РН "Зенит" и сами смотрите.
Если вертикальная скорость будет равна нулю на скорости 5-6 километров в секунду, то потеря высоты составит около тех 20 километров о которых я говорил.
Только я не понимаю чем вас напрягает эта потеря высоты, когда вы теряете высоту вы же разгоняетесь. :)
Зенит с его допилом на рулевиках второй ступени пример крайне для Вас неудачный. :wink:
А его не всегда делают, этот "допил на рулевиках", только при прямом выведении на высокую орбиту.
ЦитироватьЦитироватьБерите за основу РН "Зенит" и сами смотрите.
Почему именно "Зенит"? На Протоне не сработает? :) У меня вот тут "Протон" лишний завалялся. Берем его и запускаем, строго вверх, до набора всей вертикальной скорости. Как раз с первой ступени наберется на 200км подняться. Итак, ступень отработала:
135 сек: H=67км, Vy=1530м/с, Vx=285 м/с (эта мелочишка с вращения Земли на широте Байконура). ХС потрачено примерно 2800, горизонтальная составляющая практически не набрана -- все ушло на потери + набор высоты. Поворачиваем на 90 градусов, поехали разгоняться. Разгрузки веса пока никакой нет.
295 сек: H=196км, Vy=0, Vx=2570м/с. ХС уже 5970 ушло, скорость едва начала набираться, разгрузка минимальна, а РН уже начинает падать.
400 сек: H=153км, Vy=-783м/с, Vx=4072м/с. Падаем в атмосферу, вертикальная скорость уже такова, что надеяться не на что. А до орбитальной еще очень далеко.
500 сек: H=43 км, Vy=-1395м/с, Vx=5378м/с. Это конец. Ракета сгорает, не успев выработать остатки топлива. Хотя даже если бы успела, набрать орбитальную скорость его все равно не хватило бы -- слишком много потрачено на набор всей вертикальной скорости вначале.
Да, можно было бы набрать вначале еще больше вертикальной скорости, чтобы получить больше запаса высоты на падение. Тогда топливо закончится еще раньше.
Где это я говорил, что первой ступенью надо набирать только вертикальную скорость? ;)
Я говорил, что ваша идея с "подруливанием последней ступенью" не нужна. :)
ЦитироватьЦитироватьЕсли вертикальная скорость будет равна нулю на скорости 5-6 километров в секунду, то потеря высоты составит около тех 20 километров о которых я говорил.
Вот и вопрос, какую вертикальную скорость вы должны набрать, и на какую высоту подняться, чтобы к апогею траектории успеть выполнить большую часть разгона. И сколько ХС вы на это потратите.
Я же сказал, Зенит вполне подходит. :)
ЦитироватьГде это я говорил, что первой ступенью надо набирать только вертикальную скорость? ;) Я говорил, что ваша идея с "подруливанием последней ступенью" не нужна. :)
Хорошо, переформулируем так: при какой вертикальной и горизонтальной скорости вы предлагаете перейти к разгону с нулевым тангажом?
ЦитироватьЦитироватьГде это я говорил, что первой ступенью надо набирать только вертикальную скорость? ;) Я говорил, что ваша идея с "подруливанием последней ступенью" не нужна. :)
Хорошо, переформулируем так: при какой вертикальной и горизонтальной скорости вы предлагаете перейти к разгону с нулевым тангажом?
Это зависит от ракеты, у трёхступенчатого "Протона", который вы привели в пример выше, слишком мала ХС первой ступени.
Условно, общая скорость около 3 км/с, вертикальная составляющая около 2000 м/с при высоте разделения около 50 километров.
ЦитироватьЭто зависит от ракеты, у трёхступенчатого "Протона", который вы привели в пример выше, слишком мала ХС первой ступени.
К "Протону" совсем не применимо? Хорошо, возьмем "Зенит". У "Зенита" с каких скоростей на нулевой тангаж ставить будем?
ЦитироватьЦитироватьЭто зависит от ракеты, у трёхступенчатого "Протона", который вы привели в пример выше, слишком мала ХС первой ступени.
К "Протону" совсем не применимо? Хорошо, возьмем "Зенит". У "Зенита" с каких скоростей на нулевой тангаж ставить будем?
"Протон" добирает вертикальную составляющую в конце работы второй ступени.
У "Зенита" наверно можно сразу после разделения ступеней разгоняться горизонтально.
Цитировать"Протон" добирает вертикальную составляющую в конце работы второй ступени. У "Зенита" наверно можно сразу после разделения ступеней разгоняться горизонтально.
"Зенит", если всю первую вертикально жечь, а потом повернуть, на 500км выйдет. Если не вертикально, то поменьше можно сделать. Допустим, нам 200х200 в итоге нужно, на какую высоту подниматься будем?
Блин - какие все умные!
А вот просто посчитать по формуле Циолковского лунную экспедицию... :D
Реально - задача на 10 минут. Неужели никому не интересно или может никто не умеет пользовать ексель? :D
ЦитироватьЦитировать"Протон" добирает вертикальную составляющую в конце работы второй ступени. У "Зенита" наверно можно сразу после разделения ступеней разгоняться горизонтально.
"Зенит", если всю первую вертикально жечь, а потом повернуть, на 500км выйдет. Если не вертикально, то поменьше можно сделать. Допустим, нам 200х200 в итоге нужно, на какую высоту подниматься будем?
Вы не поняли, у Зенита и есть такое выведение, незачем только вертикальную скорость набирать на участках работы ступеней, просто вертикальная составляющая набирается в конце работы ступеней когда тяговооруженность велика.
Вместо этого вы предложили поворачивать тягу верхних ступеней чтобы "обнулить вертикальное ускорение", а это не нужно, последняя ступень в конце разгона летит уже с такой скоростью, что потеря высоты если не компенсировать вертикальное ускорение очень мала.
ЦитироватьБлин - какие все умные!
А вот просто посчитать по формуле Циолковского лунную экспедицию... :D
Реально - задача на 10 минут. Неужели никому не интересно или может никто не умеет пользовать ексель? :D
Да без проблем.
Задавайте ИД - посчитаем.
ЦитироватьВы не поняли, у Зенита и есть такое выведение, незачем только вертикальную скорость набирать на участках работы ступеней, просто вертикальная составляющая набирается в конце работы ступеней когда тяговооруженность велика.
При малой тяговооружённости набираем горизонтальную скорость, а при большой тяговооруженности вертикальную скорость? Я Вас правильно понял?
Вот что получается (на примере моего варианта пилотируемого 19-тонника, стартовая масса в районе463-465 т, 1 ст 4хРД-191 на режиме 185 тс, 2 ст 4хРД-0146, тяговооруженность 1-й ступени примерно 1,6, второй -0,52).
Выведение на 185х185кмх51,8 град:
(http://s43.radikal.ru/i100/1204/a1/182c9e55bedf.jpg) (http://www.radikal.ru)
Выведение на 250х250кмх51,8 град:
(http://s019.radikal.ru/i626/1204/79/25c4f80994ca.jpg) (http://www.radikal.ru)
Выведение на 400х400кмх51,8 град:
(http://s019.radikal.ru/i618/1204/2d/b3079a5e3c69.jpg) (http://www.radikal.ru)
Дмитрий, а можно для непонятливых выложить программу тангаже для этих трёх примеров?
ЦитироватьДмитрий, а можно для непонятливых выложить программу тангаже для этих трёх примеров?
Не сохранял для всех высот. Обычная программа "линейного тангенса". Для 185 км:
Alfamax=6,66 град - первая ступень
Fi0=32,02 град, Fiкон=15,21 град
ЦитироватьЦитироватьВы не поняли, у Зенита и есть такое выведение, незачем только вертикальную скорость набирать на участках работы ступеней, просто вертикальная составляющая набирается в конце работы ступеней когда тяговооруженность велика.
При малой тяговооружённости набираем горизонтальную скорость, а при большой тяговооруженности вертикальную скорость? Я Вас правильно понял?
Да, за исключением начального участка примерно до 10 километров, который проходится почти вертикально с целью ограничения скоростных напоров.
ЦитироватьВот что получается (на примере моего варианта пилотируемого 19-тонника, стартовая масса в районе463-465 т, 1 ст 4хРД-191 на режиме 185 тс, 2 ст 4хРД-0146, тяговооруженность 1-й ступени примерно 1,6, второй -0,52).
Выведение на 185х185кмх51,8 град:
(http://s43.radikal.ru/i100/1204/a1/182c9e55bedf.jpg) (http://www.radikal.ru)
Выведение на 250х250кмх51,8 град:
(http://s019.radikal.ru/i626/1204/79/25c4f80994ca.jpg) (http://www.radikal.ru)
Выведение на 400х400кмх51,8 град:
(http://s019.radikal.ru/i618/1204/2d/b3079a5e3c69.jpg) (http://www.radikal.ru)
Всё совершенно верно, чтобы "дострелить" до 400 километров начальной скорости просто не хватает.
Собственно что было предметом моих возражений, Reentrant считал необходимым "поддерживать вертикальное ускорение равным нулю", это означало бы, что мы должны были отвернуть тягу, например, третьей ступени Союза от вертикали, а она около 1 и это невыгодно.
Выгоднее набрать нужную скорость в конце участков первой и второй ступеней.
Обратите внимание на тяговооружённость верхней ступени в данных примерах. :P
ЦитироватьОбратите внимание на тяговооружённость верхней ступени в данных примерах. :P
Вижу, а вы хотите поставить на все ступени большой двигатель?
Тогда, возможно, оптимальным будет выведение без этого "горба", но на орбиту вместе с ПН выйдет здоровенная двигательная установка, которая там "очень нужна". :)
ЦитироватьЦитироватьВы не поняли, у Зенита и есть такое выведение, незачем только вертикальную скорость набирать на участках работы ступеней, просто вертикальная составляющая набирается в конце работы ступеней когда тяговооруженность велика.
При малой тяговооружённости набираем горизонтальную скорость, а при большой тяговооруженности вертикальную скорость? Я Вас правильно понял?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВы не поняли, у Зенита и есть такое выведение, незачем только вертикальную скорость набирать на участках работы ступеней, просто вертикальная составляющая набирается в конце работы ступеней когда тяговооруженность велика.
При малой тяговооружённости набираем горизонтальную скорость, а при большой тяговооруженности вертикальную скорость? Я Вас правильно понял?
Правильно, какие у вас ещё вопросы? :)
ЦитироватьПравильно, какие у вас ещё вопросы? :)
У матросов нет вопросов. :P
ЦитироватьОднако, давненько я не видал, чтоб человек так извивался... :)
Так регистрироваться надо было раньше, здесь это шоу в режиме нон-стоп ;) (ну, почти, иногда банхаммер прерывает таки этот полет мысли :mrgreen: )
ЦитироватьЦитироватьОднако, давненько я не видал, чтоб человек так извивался... :)
Так регистрироваться надо было раньше, здесь это шоу в режиме нон-стоп ;) (ну, почти, иногда банхаммер прерывает таки этот полет мысли :mrgreen: )
Ещё один "самый глупый человек на форуме"? ;)
ЦитироватьЦитироватьБлин - какие все умные!
А вот просто посчитать по формуле Циолковского лунную экспедицию... :D
Реально - задача на 10 минут. Неужели никому не интересно или может никто не умеет пользовать ексель? :D
Да без проблем.
Задавайте ИД - посчитаем.
Два 25-тонника. Все на водороде. Считаем схемы директ и Аполлон.
ЦитироватьУсловно, общая скорость около 3 км/с, вертикальная составляющая около 2000 м/с при высоте разделения около 50 километров.
А не получится. Если вы набираете на первой ступени Зенита вертикальную в 2000м/с, высота разделения будет выше 100 км. ;) Высота разделения в 60 км будет у программы выведения, рассчитанная на подъем не выше 180-200км.
Ваши результаты на момент отделения первой ступени:
t=133, H=104, Vx=2214, Vy=2001; V=2983, loss=936
А вот мои результаты на тот же момент:
t=133, H=61, Vx=3213, Vy=974; V=3357, loss=562
Почему у меня здесь меньше суммарные потери? Потому что я не набирал лишнюю высоту. Кроме того, более высокая горизонтальная скорость дает мне несколько большую потерю веса, и меньшие затраты на поддержание высоты. Эти два фактора и сделают конечный результат.
Итак, вертикальную скорость вы набрали с избытком, на 133 секунде совершаете мгновенный поворот тангажа с 33 градусов до нуля и продолжаете разгон строго под этим нулем. С нулевыми гравитационными потерями, да. ;) Я же плавно понижаю угол тангажа на всем протяжении разгона, затрачивая часть тяги на компенсацию вертикального ускорения. На 441 секунде отделяется вторая ступень. Подводим итоги.
У вас:
t=441, H=360, Vx=6833, Vy=23; V=6833, loss=1865
-- "орбита" -1975х370. Хотя высоту за время разгона вы и не потеряли, но скорости не хватило до орбитальной на 867 м/с (на высоте 350 это 7700).
У меня:
t=441, H=178, Vx=7822, Vy=17; V=7822, loss=841
-- орбита 175x251, все ок.
Как видим, "невыгодный отворот тяги от вертикали" волшебным образом оказывается намного выгоднее "набора всей вертикальной скорости сразу". :)
Откуда же у вас взялись еще 900 м/с потерь? Загадка? А все просто: вы их разменяли на подъем до 350 км. Вот это те самые вертикальные м/с, про которые вы думаете, что они никуда не денутся. У меня они пошли в набор орбитальной скорости, а вам их-то и не хватило.
Reentrant, я сказал "условно", на самом деле у "Зенита" вертикальная скорость меньше.
Вы пытаетесь констатировать примитивный факт, что лишнюю высоту набирать невыгодно?
Так у вас может быть такая задача выведения и всё, без всякого "выгодно" или нет.
В общем выше показали оптимальную траекторию с "горбом" о которой я говорил, это общеизвестный факт.
Что касается поворота по тангажу, никто не поворачивает ракету "сразу горизонтально", однако никто и не поворачивает её так, чтобы специально компенсировать вертикальное ускорение отклонением тяги двигателя.
Кстати, подсчитал для "Зенита", если у него в конце первой ступени скорость 3000 м/с, а вертикальная скорость 2000 м/с, то при чисто горизонтальном наборе скорости второй ступенью получается 7447 м/с, если и есть недобор до орбитальной скорости, то не такой как у вас, Reentrant. :)
ЦитироватьReentrant, я сказал "условно", на самом деле у "Зенита" вертикальная скорость меньше.
Естественно. "На самом деле" Зенит, как и любая другая РН, на низкую орбиту выводится примерно так, как я показал. А на высокую выводится в два импульса. Когда второй импульс невозможен по техническим причинам, приходится жертвовать эффективностью и идти на заведомо менее выгодные программы выведения. Вы же этого не знаете, поэтому в тему о выведении супертяжа на низкую опорную орбиту для старта к Луне влезли с проповедью своего "вертикального взлета" как наилучшего способа. :)
ЦитироватьВы пытаетесь констатировать примитивный факт, что лишнюю высоту набирать невыгодно?
Так сколько ж еще лет вам потребуется, осознать этот "примитивный факт" и сделать из него выводы? :)
ЦитироватьТак у вас может быть такая задача выведения и всё, без всякого "выгодно" или нет.
Неужели начинаете осознавать, что ваша метода выведения невыгодна?
ЦитироватьВ общем выше показали оптимальную траекторию с "горбом" о которой я говорил, это общеизвестный факт.
Вы осознаете, какова величина-то этого горба? Перед тем как строить догадки, зачем он нужен. Ваши 2000м/с мы посчитали, у вас получился горб 360-200=160км. Много? А сколько вы хотели? Только скажите, сразу организуем и посмотрим, что получится. :)
ЦитироватьЧто касается поворота по тангажу, никто не поворачивает ракету "сразу горизонтально", однако никто и не поворачивает её так, чтобы специально компенсировать вертикальное ускорение отклонением тяги двигателя.
Не понимаете, что я вам подыграл с этим мгновенным поворотом? Если выполнять его не мгновенно, вы еще больше потеряете на избыточной вертикальной скорости.
Reentrant, вы изучали закон сохранения механической энергии в школе?
Вы понимаете, что вертикальная скорость никуда не девается точно так же, как и горизонтальная при выходе на орбиту.
Кстати, я не собираюсь набирать "лишнюю высоту", я собираюсь набирать высоту за счёт получения вертикальной скорости на участке с высокой тяговооруженностью.
А вот вы собираетесь расходовать вхолостую часть тяги на участке с низкой тяговооруженностью непонятно зачем. :)
Reentrant поймите один простой факт, - чистые потери возникают ТОЛЬКО когда двигатель противодействует силе и за счёт этого не ускоряется.
Всё остальное это механическая энергия полученная ракетой, а не потери.
ЦитироватьReentrant, вы изучали закон сохранения механической энергии в школе? Вы понимаете, что вертикальная скорость никуда не девается точно так же, как и горизонтальная при выходе на орбиту.
Конечно же она никуда не девается, Ламорт. И вы ее получите назад, в целости и сохранности, когда упадете обратно до высоты 100км -- в виде отрицательной вертикальной скорости. Это-то вы понимаете, нет? :)
ЦитироватьКстати, я не собираюсь набирать "лишнюю высоту", я собираюсь набирать высоту за счёт получения вертикальной скорости на участке с высокой тяговооруженностью.
Вы набираете высоту 360 км вместо 200км, и вы набираете ее максимально неэффективным способом, с гравитационными потерями, близкими к 100%.
ЦитироватьReentrant поймите один простой факт, - чистые потери возникают ТОЛЬКО когда двигатель противодействует силе и за счёт этого не ускоряется.
Вот это самое "и за счёт этого не ускоряется" и есть ваше наивное заблуждение. Гравитационные потери не зависят от того, ускоряетесь вы или нет, движитесь вертикально, "падаете" или "висите". Они зависят только от того, какую часть ХС вы сливаете мимо вектора орбитальной скорости.
ЦитироватьВсё остальное это механическая энергия полученная ракетой, а не потери.
Потери -- это все, что ушло не на создание орбитальной скорости. Движение "поперек" -- чистая потеря.
ЦитироватьЦитироватьReentrant, вы изучали закон сохранения механической энергии в школе? Вы понимаете, что вертикальная скорость никуда не девается точно так же, как и горизонтальная при выходе на орбиту.
Конечно же она никуда не девается, Ламорт. И вы ее получите назад, в целости и сохранности, когда упадете обратно до высоты 100км -- в виде отрицательной вертикальной скорости. Это-то вы понимаете, нет? :)
В перигее она станет горизонтальной скоростью. :)
ЦитироватьЦитироватьКстати, я не собираюсь набирать "лишнюю высоту", я собираюсь набирать высоту за счёт получения вертикальной скорости на участке с высокой тяговооруженностью.
Вы набираете высоту 360 км вместо 200км, и вы набираете ее максимально неэффективным способом, с гравитационными потерями, близкими к 100%.
Где это вы увидели "потери", к концу разгона высота станет меньше и эта избыточная высота станет частью скорости.
ЦитироватьЦитироватьReentrant поймите один простой факт, - чистые потери возникают ТОЛЬКО когда двигатель противодействует силе и за счёт этого не ускоряется.
Вот это самое "и за счёт этого не ускоряется" и есть ваше наивное заблуждение. Гравитационные потери не зависят от того, ускоряетесь вы или нет, движитесь вертикально, "падаете" или "висите". Они зависят только от того, какую часть ХС вы сливаете мимо вектора орбитальной скорости.
Да-да, я так тоже когда-то думал, кстати и схему с поворотом тяги тоже считал оптимальной. :lol:
ЦитироватьЦитироватьВсё остальное это механическая энергия полученная ракетой, а не потери.
Потери -- это все, что ушло не на создание орбитальной скорости. Движение "поперек" -- чистая потеря.
Вы понимаете, что Земля круглая и "через 90 градусов" эти "попрёк" станут скоростью в перигее?
Reentrant, вы вообще знаете что такое эллиптическая орбита? ;)
Странно, что вы вообще не задумались куда девается эта "избыточная вертикальная скорость" потом. :)
ЦитироватьВ перигее она станет горизонтальной скоростью. :)
В перигее, который у вас на высоте минус 2000 км? :lol:
ЦитироватьГде это вы увидели "потери", к концу разгона высота станет меньше и эта избыточная высота станет частью скорости.
Вот вам простая задачка на понимание основ баллистики. Вы находитесь на орбите 200х200, вам надо получить орбиту 200х300. Ваши действия?
По логике, которую вы только что продемонстрировали, можно дать импульс вертикально вверх -- это ведь "механическая энергия полученная ракетой, а не потери", правда? :)
ЦитироватьЦитироватьВ перигее она станет горизонтальной скоростью. :)
В перигее, который у вас на высоте минус 2000 км? :lol:
Это вы про свои кривые выкладки по поводу "Зенита"? ;)
Чем это вы так криво подсчитали? ;)
ЦитироватьЦитироватьГде это вы увидели "потери", к концу разгона высота станет меньше и эта избыточная высота станет частью скорости.
Вот вам простая задачка на понимание основ баллистики. Вы находитесь на орбите 200х200, вам надо получить орбиту 200х300. Ваши действия?
По логике, которую вы только что продемонстрировали, можно дать импульс вертикально вверх -- это ведь "механическая энергия полученная ракетой, а не потери", правда? :)
Можно, но неэффективно, - я думал вы про потери на управление скажете ещё раньше, в данном случае они большие, а в том случае выведения о котором я говорю, они ерундовые. :)
Кстати, в вашем случае потери на управление тоже будут, так что неизвестно какие больше.
ЦитироватьЭто вы про свои кривые выкладки по поводу "Зенита"? ;) Чем это вы так криво подсчитали? ;)
Ратмановским спредшитом. А вы?
ЦитироватьМожно, но неэффективно, - я думал вы про потери на управление скажете ещё раньше, в данном случае они большие, в том о котором я говорю, они ерундовые. :)
Так как же насчет "механической энергии", Ламорт? Или заклинание "потери на управление" механическую энергию отменяет? :)
ЦитироватьЦитироватьЭто вы про свои кривые выкладки по поводу "Зенита"? ;) Чем это вы так криво подсчитали? ;)
Ратмановским спредшитом. А вы?
"Кто писал не знаю, а я, дурак, считаю." :lol:
Я просто взял ХС второй ступени и прибавил к горизонтальной скорости первой считая, что после разделения тяга второй ступени направлена всегда горизонтально.
Проделайте то же самое, может у вас изменится мнение об этой проге.
Вторая ступень при этом ещё более 200 секунд будет лететь вверх, а может весь участок работы второй ступени, - можно оценить.
ЦитироватьЦитироватьМожно, но неэффективно, - я думал вы про потери на управление скажете ещё раньше, в данном случае они большие, в том о котором я говорю, они ерундовые. :)
Так как же насчет "механической энергии", Ламорт? Или заклинание "потери на управление" механическую энергию отменяет? :)
Ни в коем случае не отменяют, возможен случай когда тяга направлена не по скорости движения и это уменьшает эффективность разгона.
Только это не относится к рассматриваемому мной случаю выведения, - это вы собрались повернуть тягу под углом к скорости да ещё и так, что она не разгоняет ничего.
В моём случае просто-напросто траектория движения первой ступени менее пологая и, кстати, потери на управление от этого меньше. :)
Reentrant "ваш метод" заключается в том, что вы набираете немного вертикальной скорости и потом, расходуя тягу, сохраняете эту скорость.
А выгоднее набрать много вертикальной скорости тогда, когда тяга большая и потом разгоняться её затрачивая. :)
ЦитироватьReentrant "ваш метод" заключается в том, что вы набираете немного вертикальной скорости и потом, расходуя тягу, сохраняете эту скорость. А выгоднее набрать много вертикальной скорости тогда, когда тяга большая и потом разгоняться её затрачивая. :)
Вы в курсе, что гравитационные потери от величины тяги не зависят? От них зависят только потери на управление, причем чем больше тяга, тем больше эти потери. :)
ЦитироватьМожно, но неэффективно, - я думал вы про потери на управление скажете ещё раньше, в данном случае они большие, а в том случае выведения о котором я говорю, они ерундовые. :)
А не будем морочиться с потерями, пусть приращение будет мгновенным, и ваш вертикальный взлет обойдется вам чисто на халяву. B ноль, и по гравитационным потерям, и по управлению. Так как насчет механических энергий, полетите вертикально? :)
ЦитироватьКстати, в вашем случае потери на управление тоже будут, так что неизвестно какие больше.
В вашем случае и потери на управление где-то раза в два больше моих, если не хуже. У вас на 133 секунде угол атаки около 45 градусов, и дальше снижается "треугольником" почти до конца разгона. У меня же он держится в коридоре плюс-минус 7 градусов. Можно было и получше сделать, но в ратмане всего 4 контрольные точки, а ковыряться в эксельных потрохах мне лень. :)
ЦитироватьВ моём случае просто-напросто траектория движения первой ступени менее пологая и, кстати, потери на управление от этого меньше.
Потери на управление на первой ступени около нуля, практически при любой разумной траектории выведения. Как это достигается, тоже не знаете?. ;)
ЦитироватьЦитироватьРатмановским спредшитом. А вы?
"Кто писал не знаю,
Вас уже и на гугле забанили? Неужели успели нахамить Сергею Брину?:wink:
Тогда сообщаю, что LaunchModel (cпредшит Ратмана) написал Кирилл Левин aka ratman.
Цитироватьа я, дурак, считаю." :lol:
У Вас кажется начинает складываться реалистичное представление о своём месте в социуме. :wink:
ЦитироватьЦитироватьReentrant "ваш метод" заключается в том, что вы набираете немного вертикальной скорости и потом, расходуя тягу, сохраняете эту скорость. А выгоднее набрать много вертикальной скорости тогда, когда тяга большая и потом разгоняться её затрачивая. :)
Вы в курсе, что гравитационные потери от величины тяги не зависят? От них зависят только потери на управление, причем чем больше тяга, тем больше эти потери. :)
Может я неправильно выразился, не "тяга большая", а тяговооруженность большая, - я думал вы поняли.
Или вы будете утверждать, что гравитационные потери не зависят от тяговооруженности? ;)
ЦитироватьЦитироватьМожно, но неэффективно, - я думал вы про потери на управление скажете ещё раньше, в данном случае они большие, а в том случае выведения о котором я говорю, они ерундовые. :)
А не будем морочиться с потерями, пусть приращение будет мгновенным, и ваш вертикальный взлет обойдется вам чисто на халяву. B ноль, и по гравитационным потерям, и по управлению. Так как насчет механических энергий, полетите вертикально? :)
ЦитироватьКстати, в вашем случае потери на управление тоже будут, так что неизвестно какие больше.
В вашем случае и потери на управление где-то раза в два больше моих, если не хуже. У вас на 133 секунде угол атаки около 45 градусов, и дальше снижается "треугольником" почти до конца разгона. У меня же он держится в коридоре плюс-минус 7 градусов. Можно было и получше сделать, но в ратмане всего 4 контрольные точки, а ковыряться в эксельных потрохах мне лень. :)
ЦитироватьВ моём случае просто-напросто траектория движения первой ступени менее пологая и, кстати, потери на управление от этого меньше.
Потери на управление на первой ступени около нуля, практически при любой разумной траектории выведения. Как это достигается, тоже не знаете?. ;)
А где комментарий о том, "ратманообразные вычисления" в данном случае лажа? ;)
Кстати, а какая у вас была полезная нагрузка? ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьРатмановским спредшитом. А вы?
"Кто писал не знаю,
Вас уже и на гугле забанили? Неужели успели нахамить Сергею Брину?:wink:
Тогда сообщаю, что LaunchModel (cпредшит Ратмана) написал Кирилл Левин aka ratman.
И кто он такой по сути своей, социальному происхождению, этот "aka ratman"? :)
ЦитироватьЦитироватьа я, дурак, считаю." :lol:
У Вас кажется начинает складываться реалистичное представление о своём месте в социуме. :wink:
Я не пользуюсь этой псевдософтиной, потому это определение относится не ко мне. :P
Да, я тут уточнил, подныривающие траектории предложил в своей докторской диссертации В. К. Безвербый. :)
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=11422&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=
ЦитироватьМожет я неправильно выразился, не "тяга большая", а тяговооруженность большая, - я думал вы поняли. Или вы будете утверждать, что гравитационные потери не зависят от тяговооруженности? ;)
Вообще, вопрос довольно любопытный, если так посмотреть. Непосредственно гравитационные потери от тяги (или тяговооруженности, это все равно) не зависят. Зависят от них потери на управление. Однако, есть косвенная зависимость.
Гравитационные потери определяются как интеграл по времени от произведения местного ускорения свободного падения на текущий угол между вектором этого ускорения и вектором тяги. То есть, непосредственно зависимость от трех параметров: угла (определяемого программой тангажа), величины ускорения и времени. Однако, при фиксированной конечной скорости время разгона зависит от тяги. А в сочетании с программой тангажа, от тяги зависит и ускорение свободного падения -- так как оно зависит от тангенциальной составляющей текущей скорости, а скорость тем больше, чем быстрее мы ее набираем, эту тангенциальную.
С другой стороны, в потерях на управление тяга (а вместе с массой -- тяговооруженность) фигурирует непосредственно. Однако, при фиксированной конечной скорости безразлично, как происходит ее набор: за меньшее время при большей тяге, или за большее время при малой. При условии, конечно, что прочие факторы за это время не меняются.
Поэтому в примерах с мгновенными приращениями скорости потери действительно следует считать как потери на управление, тут вы правы. Что не меняет их наличия, величины и влияния на результат выведения РН.
ЦитироватьА где комментарий о том, "ратманообразные вычисления" в данном случае лажа? Кстати, а какая у вас была полезная нагрузка?
17 тонн, чтобы нагрузить по максимуму для опорной орбиты. две ступени, РД-171М. Очевидно, у вас ХС второй ступени завышена. Сложите с первой, и наверняка увидите, что взяли большой запас, излишний для выведения на опорную орбиту.
ЦитироватьИ кто он такой по сути своей, социальному происхождению, этот "aka ratman"? :)
Вы без предъявления партбилета автора программами не пользуетесь? Или всё пишете сами?
Браузер у Вас собственного написания? :wink:
ЦитироватьЦитироватьИ кто он такой по сути своей, социальному происхождению, этот "aka ratman"? :)
Вы без предъявления партбилета автора программами не пользуетесь? Или всё пишете сами?
Браузер у Вас собственного написания? :wink:
И даже, скорее всего "неарийского происхождения" :lol:
ЦитироватьЦитироватьМожет я неправильно выразился, не "тяга большая", а тяговооруженность большая, - я думал вы поняли. Или вы будете утверждать, что гравитационные потери не зависят от тяговооруженности? ;)
Вообще, вопрос довольно любопытный, если так посмотреть. Непосредственно гравитационные потери от тяги (или тяговооруженности, это все равно) не зависят. Зависят от них потери на управление. Однако, есть косвенная зависимость.
Гравитационные потери определяются как интеграл по времени от произведения местного ускорения свободного падения на текущий угол между вектором этого ускорения и вектором тяги. То есть, непосредственно зависимость от трех параметров: угла (определяемого программой тангажа), величины ускорения и времени. Однако, при фиксированной конечной скорости время разгона зависит от тяги. А в сочетании с программой тангажа, от тяги зависит и ускорение свободного падения -- так как оно зависит от тангенциальной составляющей текущей скорости, а скорость тем больше, чем быстрее мы ее набираем, эту тангенциальную.
С другой стороны, в потерях на управление тяга (а вместе с массой -- тяговооруженность) фигурирует непосредственно. Однако, при фиксированной конечной скорости безразлично, как происходит ее набор: за меньшее время при большей тяге, или за большее время при малой. При условии, конечно, что прочие факторы за это время не меняются.
Поэтому в примерах с мгновенными приращениями скорости потери действительно следует считать как потери на управление, тут вы правы. Что не меняет их наличия, величины и влияния на результат выведения РН.
Мудрые такие рассуждения, однако. ;)
Начальный участок выведения, примерно первые 50 секунд, - ракета летит вертикально.
Вы утверждаете, что у ракеты с тяговооруженностью 1.1 и у ракеты с тяговооруженностью 2 будут одинаковые гравитационные потери? ;)
ЦитироватьЦитироватьА где комментарий о том, "ратманообразные вычисления" в данном случае лажа? Кстати, а какая у вас была полезная нагрузка?
17 тонн, чтобы нагрузить по максимуму для опорной орбиты. две ступени, РД-171М. Очевидно, у вас ХС второй ступени завышена. Сложите с первой, и наверняка увидите, что взяли большой запас, излишний для выведения на опорную орбиту.
17 тонн это что, ПН "Зенита"?
Извините, он столько не выведет на орбиту. :)
А остальные данные какие? :)
ЦитироватьЦитироватьИ кто он такой по сути своей, социальному происхождению, этот "aka ratman"? :)
Вы без предъявления партбилета автора программами не пользуетесь? Или всё пишете сами?
Браузер у Вас собственного написания? :wink:
Это не ответ на мой вопрос. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьИ кто он такой по сути своей, социальному происхождению, этот "aka ratman"? :)
Вы без предъявления партбилета автора программами не пользуетесь? Или всё пишете сами?
Браузер у Вас собственного написания? :wink:
Это не ответ на мой вопрос. :)
А я на экзамене, а Вы председатель комиссии? :wink:
Я знаю, кто Вы по сути своей и по социальному происхождению.
Однако уважение к Вашему отцу отнюдь не добавляет уважения к Вам.
Скорее это знание даже разочаровывает.
ЦитироватьЦитироватьБлин - какие все умные!
А вот просто посчитать по формуле Циолковского лунную экспедицию... :D
Реально - задача на 10 минут. Неужели никому не интересно или может никто не умеет пользовать ексель? :D
Да без проблем.
Задавайте ИД - посчитаем.
ИД давно заданы и все давно посчитано для одного из двух вариантов. Осталось посчитать второй вариант. Я так понял что для участников форума туповато что-то самим посчитать в екселе по формуле Циолковского.
Ну а вбить в формулу реальную массу Союза - это для уважаемых форумчан вообще неразрешимая проблема.
ЦитироватьЦитироватьЭто не ответ на мой вопрос. :)
А я на экзамене, а Вы председатель комиссии? :wink:
Это тоже не ответ на мой вопрос. :)
ЦитироватьЯ знаю, кто Вы по сути своей и по социальному происхождению.
Однако уважение к Вашему отцу отнюдь не добавляет уважения к Вам.
Скорее это знание даже разочаровывает.
А можно моему отцу вместо вашего уважения получить некую сумму деньгами? ;)
Сколько стоит ваше уважение? ;)
Кстати - вот еще задачка. Сколько нужно 25-тонников чтоб доставить 10 тонн в L3? :D
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьБлин - какие все умные!
А вот просто посчитать по формуле Циолковского лунную экспедицию... :D
Реально - задача на 10 минут. Неужели никому не интересно или может никто не умеет пользовать ексель? :D
Да без проблем.
Задавайте ИД - посчитаем.
ИД давно заданы и все давно посчитано для одного из двух вариантов. Осталось посчитать второй вариант. Я так понял что для участников форума туповато что-то самим посчитать в екселе по формуле Циолковского.
Ну а вбить в формулу реальную массу Союза - это для уважаемых форумчан вообще неразрешимая проблема.
Всё считаемо и разрешимо, не надо ругаться. Но Вы же достаточных данных не приводите. Да и какой смысл считать под
реальную массу Союза, если в лунном варианте у него массы должны быть другие просто из-за специфики полёта?
Впрочем, один ответ я могу сказать сразу, и без расчётов - при использовании "двух 25-тонников", даже если будет "везде водород", задача реализуемых технически решений для КК "Союз" не имеет. Ни директом, ни с двухместным ЛПВК.
Я подобные расчёты и раньше не раз проводил, и для "директа" утром оценку делал.
З.Ы. Впрочем, есть один вариантец
решения... Не совсем "Союз", но всё же... ;)
Не знаю только, заинтересует ли. Его в двух фразах не опишешь.
ЦитироватьКстати - вот еще задачка. Сколько нужно 25-тонников чтоб доставить 10 тонн в L3? :D
Два. Вполне достаточно.
Конечно, если речь об L3 системы "Земля-Луна".
ЦитироватьЦитироватьКстати - вот еще задачка. Сколько нужно 25-тонников чтоб доставить 10 тонн в L3? :D
Два. Вполне достаточно.
Конечно, если речь об L3 системы "Земля-Луна".
Да.
Но нужно понимать что рассматривается некая идеальная баллистическая схема. Все конструктивные напряги - пока по боку. И тот момент что из абстрактных двух 25-тонников никогда не родится абстрактные 30 тонн к луне - по умолчанию понимается.
ЦитироватьА можно моему отцу вместо вашего уважения получить некую сумму деньгами? ;)
Сколько стоит ваше уважение? ;)
У Вас есть две тысячи долларов? :wink:
ЦитироватьЦитироватьА можно моему отцу вместо вашего уважения получить некую сумму деньгами? ;)
Сколько стоит ваше уважение? ;)
У Вас есть две тысячи долларов? :wink:
Так ваше уважение не просто вообще ничего не стоит, оно ещё и убыточно? ;)
Представьте себе, это очень заметно, прямо таки бросается в глаза. :lol:
У Вас нет двух тысяч долларов. :P
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА можно моему отцу вместо вашего уважения получить некую сумму деньгами? ;)
Сколько стоит ваше уважение? ;)
У Вас есть две тысячи долларов? :wink:
Так ваше уважение не просто вообще ничего не стоит, оно ещё и убыточно? ;)
Представьте себе, это очень заметно, прямо таки бросается в глаза. :lol:
У уважаемого Ламорта есть психический трабл - он сам себя лишил возможности делать то про что дискутирует на форуме
ЦитироватьУ Вас нет двух тысяч долларов. :P
Да-да, успокойтесь, если вам так угодно, то нет. :)
ЦитироватьУ уважаемого Ламорта есть психический трабл - он сам себя лишил возможности делать то про что дискутирует на форуме
Да, и это так печально, только вы ошиблись в одном слове. ;)
ЦитироватьДа-да, успокойтесь, если вам так угодно, то нет. :)
А я и не переживал по этому поводу. :wink:
ЦитироватьЦитироватьДа-да, успокойтесь, если вам так угодно, то нет. :)
А я и не переживал по этому поводу. :wink:
Я рад за вас. :)
Судя по тому, как вы сменили тему разговора, вы согласны с тем, что ваше уважение гроша ломаного не стоит? ;)
ЦитироватьЯ рад за вас. :)
Судя по тому, как вы сменили тему разговора, вы согласны с тем, что ваше уважение гроша ломаного не стоит? ;)
Что касается Вас, то речь не может идти даже о ломаном гроше.
Думаю я Вас не стал бы уважать даже за две тысячи долларов. :wink:
ЦитироватьЦитироватьЯ рад за вас. :)
Судя по тому, как вы сменили тему разговора, вы согласны с тем, что ваше уважение гроша ломаного не стоит? ;)
Что касается Вас, то речь не может идти даже о ломаном гроше.
Думаю я Вас не стал бы уважать даже за две тысячи долларов. :wink:
Можете не уважать меня сколько угодно, а также можете не уважать всех моих родственников и знакомых.
Почту за честь. :lol:
ЦитироватьЦитироватьУ уважаемого Ламорта есть психический трабл - он сам себя лишил возможности делать то про что дискутирует на форуме
Да, и это так печально, только вы ошиблись в одном слове. ;)
Не вопрос. Меняю слово "возможность" на слово "желание".
ЦитироватьМожете не уважать меня сколько угодно, а также можете не уважать всех моих родственников и знакомых.
Почту за честь. :lol:
К некоторым из Ваших знакомых я отношусь с большим уважением.
А слово честь к Вашей персоне вряд ли применимо. :P
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьУ уважаемого Ламорта есть психический трабл - он сам себя лишил возможности делать то про что дискутирует на форуме
Да, и это так печально, только вы ошиблись в одном слове. ;)
Не вопрос. Меняю слово "возможность" на слово "желание".
Нет, LG, вы не угадали в каком слове ошиблись. :)
ЦитироватьЦитироватьМожете не уважать меня сколько угодно, а также можете не уважать всех моих родственников и знакомых.
Почту за честь. :lol:
К некоторым из Ваших знакомых я отношусь с большим уважением.
А слово честь к Вашей персоне вряд ли применимо. :P
Кстати парадокс - даже будучи паршивой овцой он не может без того самого
Вероятно есть некий наркотик который разлит в атмосфере
ЦитироватьЦитироватьМожете не уважать меня сколько угодно, а также можете не уважать всех моих родственников и знакомых.
Почту за честь. :lol:
К некоторым из Ваших знакомых я отношусь с большим уважением.
А слово честь к Вашей персоне вряд ли применимо. :P
Да-да, продолжайте в том же духе, продолжайте. :)
Сегодня у меня хорошее настроение, правда, завтра может быть другое. ;)
ЦитироватьКстати парадокс - даже будучи паршивой овцой он не может без того самого
И вы опять ошиблись в том же самом слове. ;)
ЦитироватьДа-да, продолжайте в том же духе, продолжайте. :)
Сегодня у меня хорошее настроение, правда, завтра может быть другое. ;)
О Великий и ужасный, Тот-Чье-Имя-Нельзя-Называть...
ЦитироватьЦитироватьКстати парадокс - даже будучи паршивой овцой он не может без того самого
И вы опять ошиблись в том же самом слове. ;)
Я затрудняюсь сформулировать. Может быть это некий дух Королева который выше всех нас и который воздействует на нас.
ЦитироватьЦитироватьДа-да, продолжайте в том же духе, продолжайте. :)
Сегодня у меня хорошее настроение, правда, завтра может быть другое. ;)
О Великий и ужасный, Тот-Чье-Имя-Нельзя-Называть...
Спасибо, вы мне льстите. :)
ЦитироватьЦитироватьДа-да, продолжайте в том же духе, продолжайте. :)
Сегодня у меня хорошее настроение, правда, завтра может быть другое. ;)
О Великий и ужасный, Тот-Чье-Имя-Нельзя-Называть...
Кстати нюанс... Большинство траблов с Lamort вероятно потому что он такой же Королевский выкормыш. Был бы от Челомея - все было бы намного проще
ЦитироватьНачальный участок выведения, примерно первые 50 секунд, - ракета летит вертикально.
В реальности сразу после начала подъема и поворота по азимуту дается pitch kick, затем pitch over и дальше идет gravity turn. Как это называется в России, не в курсе, может подскажет кто. :)
ЦитироватьВы утверждаете, что у ракеты с тяговооруженностью 1.1 и у ракеты с тяговооруженностью 2 будут одинаковые гравитационные потери? ;)
При одинаковой программе тангажа, за равный интервал времени, гравитационные потери будут различаться на величину, обусловленную снижением ускорения свободного падения. В частности, если одна ракета "зависает", имея тяговооруженность 1, а вторая строго вертикально поднимается на высоту в несколько километров, гравитационные потери у обеих ракет равны произведению g*t, где g -- усредненное значение ускорения свободного падения на данном интервале времени. У первой ракеты 9.81 * t, у второй чуть поменьше.
Цитировать17 тонн это что, ПН "Зенита"? Извините, он столько не выведет на орбиту. :)
Это "Зенит-3SL", вводные были в ратмане, я у него только РБ отпилил. :) Конечно, 17 это перегруз -- в модели при такой ПН немного не дотягивает до 200х200. Кроме того, не учтено дросселирование и переключение на рулевой двигатель на второй ступени.
ЦитироватьЦитироватьКстати парадокс - даже будучи паршивой овцой он не может без того самого
И вы опять ошиблись в том же самом слове. ;)
Два раза попасть в одну точку - прицел верен
ЦитироватьЦитироватьНачальный участок выведения, примерно первые 50 секунд, - ракета летит вертикально.
В реальности сразу после начала подъема и поворота по азимуту дается pitch kick, затем pitch over и дальше идет gravity turn. Как это называется в России, не в курсе, может подскажет кто. :)
Я думал, Вы и сам из России, нет?
Вроде бы подобный манёвр называется "кивок". Надо у баллистиков уточнить.
ЦитироватьЦитировать17 тонн это что, ПН "Зенита"? Извините, он столько не выведет на орбиту. :)
Это "Зенит-3SL", вводные были в ратмане, я у него только РБ отпилил. :) Конечно, 17 это перегруз -- в модели при такой ПН немного не дотягивает до 200х200. Кроме того, не учтено дросселирование и переключение на рулевой двигатель на второй ступени.
А также не учтена пауза между выключением МД-1 и включением МД-2...
А также снижение УИ на участках дросселирования и на участке автономного РД-2...
А ещё там аэродинамика неточная, в реальности аэродин.потери побольше...
Да и массы там не совсем соответствуют "Зениту-3SL".
Вообще, если "отпилить от него РБ" и пускать так с экватора без ограничений по районам падения, ПГ на круг-200 получается около 15 т.
Но вызывает недоумение одна вещь. Нас учили, что потери на управление есть в чистом виде следствие неоптимальной реализации программы тангажа на конкретном изделии, то есть -
в рассматриваемом случае, где речь не об изделиях, а о программах тангажа,
потери на управление должны быть нулевыми.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДа-да, продолжайте в том же духе, продолжайте. :)
Сегодня у меня хорошее настроение, правда, завтра может быть другое. ;)
О Великий и ужасный, Тот-Чье-Имя-Нельзя-Называть...
Спасибо, вы мне льстите. :)
Я над Вами иронизирую. :wink:
ЦитироватьЦитироватьНачальный участок выведения, примерно первые 50 секунд, - ракета летит вертикально.
В реальности сразу после начала подъема и поворота по азимуту дается pitch kick, затем pitch over и дальше идет gravity turn. Как это называется в России, не в курсе, может подскажет кто. :)
Нет, вот уж не надо, вы недавно сами утверждали, что вертикально.
Это, в общем, не верно, но пусть будет по-вашему, - так удобнее. :)
ЦитироватьЦитироватьВы утверждаете, что у ракеты с тяговооруженностью 1.1 и у ракеты с тяговооруженностью 2 будут одинаковые гравитационные потери? ;)
При одинаковой программе тангажа, за равный интервал времени, гравитационные потери будут различаться на величину, обусловленную снижением ускорения свободного падения. В частности, если одна ракета "зависает", имея тяговооруженность 1, а вторая строго вертикально поднимается на высоту в несколько километров, гравитационные потери у обеих ракет равны произведению g*t, где g -- усредненное значение ускорения свободного падения на данном интервале времени. У первой ракеты 9.81 * t, у второй чуть поменьше.
Это вы так решили изобразить, что не поняли о чём речь? ;)
Разумеется, абсолютная величина гравитационных потерь зависит только от проекции тяготения на направление тяги и от времени движения, но, по-моему, совершенно ясно, что речь идёт об относительной доле гравитационных потерь. :)
ЦитироватьЦитировать17 тонн это что, ПН "Зенита"? Извините, он столько не выведет на орбиту. :)
Это "Зенит-3SL", вводные были в ратмане, я у него только РБ отпилил. :) Конечно, 17 это перегруз -- в модели при такой ПН немного не дотягивает до 200х200. Кроме того, не учтено дросселирование и переключение на рулевой двигатель на второй ступени.
17 тонн ПН, да ещё 9 тонн второй ступени? :shock:
С ума сойти, у него же масса на орбите больше, чем у "Протона" будет. :lol:
А я-то думал, откуда у вас ракета на 122 тонны ПН с массой "Энергии" получилась... :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьДа-да, продолжайте в том же духе, продолжайте. :)
Сегодня у меня хорошее настроение, правда, завтра может быть другое. ;)
О Великий и ужасный, Тот-Чье-Имя-Нельзя-Называть...
Спасибо, вы мне льстите. :)
Я над Вами иронизирую. :wink:
ЦитироватьВзгляните на птиц небесных: они ни сеют, ни жнут, ни собирают в житницы; и Отец ваш Небесный питает их. Вы не гораздо ли лучше их?[/size]
Когда я вас читаю, у меня возникают подобные мысли, - спасибо, Salo. :)
ЦитироватьЦитироватьВзгляните на птиц небесных: они ни сеют, ни жнут, ни собирают в житницы; и Отец ваш Небесный питает их. Вы не гораздо ли лучше их?[/size]
Когда я вас читаю, у меня возникают подобные мысли, - спасибо, Salo. :)
Православные священники не одобряют чтение библии мирянами. Вы баптист? :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВзгляните на птиц небесных: они ни сеют, ни жнут, ни собирают в житницы; и Отец ваш Небесный питает их. Вы не гораздо ли лучше их?[/size]
Когда я вас читаю, у меня возникают подобные мысли, - спасибо, Salo. :)
Православные священники не одобряют чтение библии мирянами. Вы баптист? :wink:
Я вне вероисповедания. :P
Кроме того, это Нагорная проповедь, которую постоянно цитируют и толкуют в храмах. :)
ЦитироватьВроде бы подобный манёвр называется "кивок". Надо у баллистиков уточнить.
Это называется аэродинамический разворот. Его начало определяется, обычно, моментом выхода за пределы высотных сооружений СК, либо набором определенной скорости (при использовании аэродинамических о/у). Заканчивается при достижении трансзвуковых скоростей (примерно М=0,8). Для приблизительных расчетов можн принимать время начала разворота 8 сек, а окончания 40 сек.
ЦитироватьНо вызывает недоумение одна вещь. Нас учили, что потери на управление есть в чистом виде следствие неоптимальной реализации программы тангажа на конкретном изделии, то есть - в рассматриваемом случае, где речь не об изделиях, а о программах тангажа, потери на управление должны быть нулевыми.
Минимум потерь на управление равен нулю. Однако при оптимизации траектории в целом, эти потери, естественно, могут и отличаться от нуля.
ЦитироватьА также не учтена пауза между выключением МД-1 и включением МД-2...
А также снижение УИ на участках дросселирования и на участке автономного РД-2...
А ещё там аэродинамика неточная, в реальности аэродин.потери побольше...
Да и массы там не совсем соответствуют "Зениту-3SL".
Вообще, если "отпилить от него РБ" и пускать так с экватора без ограничений по районам падения, ПГ на круг-200 получается около 15 т.
Да, в 15 тонн его оценивали для НОО.
ЦитироватьНо вызывает недоумение одна вещь. Нас учили, что потери на управление есть в чистом виде следствие неоптимальной реализации программы тангажа на конкретном изделии, то есть - в рассматриваемом случае, где речь не об изделиях, а о программах тангажа, потери на управление должны быть нулевыми.
Можно нарисовать идеальную программу тангажа с нулевыми потерями на управление. Однако, в реальных условиях выполнить ее будет, как правило, невозможно, из-за ограничений по тяге. Кроме того, такая программа необязательно будет оптимальна по потерям в целом, про это Дмитрий уже сказал.
ЦитироватьЭто называется аэродинамический разворот. Его начало определяется, обычно, моментом выхода за пределы высотных сооружений СК, либо набором определенной скорости (при использовании аэродинамических о/у). Заканчивается при достижении трансзвуковых скоростей (примерно М=0,8). Для приблизительных расчетов можн принимать время начала разворота 8 сек, а окончания 40 сек.
То есть, это сответствует pitch kick + pitch over, как я понимаю. К этому моменту устанавливается нулевой угол атаки. Собственно gravity turn с трансзвука только начинается.
ЦитироватьНет, вот уж не надо, вы недавно сами утверждали, что вертикально. Это, в общем, не верно, но пусть будет по-вашему, - так удобнее. :)
Что я утверждал, с легкостью можно прочитать в любой момент с точностью до запятой, без искажений от ваших вольных интерпретаций. Сообщения никуда не делись.
ЦитироватьРазумеется, абсолютная величина гравитационных потерь зависит только от проекции тяготения на направление тяги и от времени движения, но, по-моему, совершенно ясно, что речь идёт об относительной доле гравитационных потерь. :)
А что вам за дело до "относительных" потерь? Мы обсуждаем одну и ту же ракету при разных программах тангажа. Ваша программа имеет эти потери намного выше нормы, и "абсолютно", и "относительно".
Цитировать17 тонн ПН, да ещё 9 тонн второй ступени? :shock: С ума сойти, у него же масса на орбите больше, чем у "Протона" будет. :lol:
Поведайте миру, какая масса у "Протона" на орбите. Ага, тоже с массой последней ступени. :)
ЦитироватьЦитироватьНо вызывает недоумение одна вещь. Нас учили, что потери на управление есть в чистом виде следствие неоптимальной реализации программы тангажа на конкретном изделии, то есть - в рассматриваемом случае, где речь не об изделиях, а о программах тангажа, потери на управление должны быть нулевыми.
Минимум потерь на управление равен нулю. Однако при оптимизации траектории в целом, эти потери, естественно, могут и отличаться от нуля.
Конечно в практическом полёте они будут ненулевыми, нужно ведь и
аэродинамический разворот выполнить, и доворот тангажа после разделения ступеней, не считая постоянной компенсации случайных возмущений и погрешностей. Но фактически эти потери должны составлять настолько мизерную величину, что в рассматриваемых спорщиками примерах - рассмотрение программ тангажа - ими смело можно пренебречь.
Или же мы называем "потерями на управление" разные вещи.
ЦитироватьКонечно в практическом полёте они будут ненулевыми, нужно ведь и аэродинамический разворот выполнить, и доворот тангажа после разделения ступеней, не считая постоянной компенсации случайных возмущений и погрешностей. Но фактически эти потери должны составлять настолько мизерную величину, что в рассматриваемых спорщиками примерах - рассмотрение программ тангажа - ими смело можно пренебречь.
Или же мы называем "потерями на управление" разные вещи.
Потери на управление считаются только для верхних ступеней поскольку полет на АУТ первой ступени проходит для РН при номинальных нулевых углах атаки (за исключением короткого участка аэродинамического разворота).
Ну, скажем так: в идеальных траекториях, реализуемых спредшитом, потери на управление (для всех участков, кроме коротенького "pitch kick + pitch over") можно считать нулевыми?
ЦитироватьНу, скажем так: в идеальных траекториях, реализуемых спредшитом, потери на управление (для всех участков, кроме коротенького "pitch kick + pitch over") можно считать нулевыми?
А что такое "идеальная траектория"? :roll:
ЦитироватьПотери на управление считаются только для верхних ступеней поскольку полет на АУТ первой ступени проходит для РН при номинальных нулевых углах атаки (за исключением короткого участка аэродинамического разворота).
Хм... Я всегда считал это частью гравитационных потерь, разве нет?
ЦитироватьА что такое "идеальная траектория"? :roll:
Та, где не учитываются случайные возмущения и погрешности реализации траектории, корректируемые в полёте.
ЦитироватьНу, скажем так: в идеальных траекториях, реализуемых спредшитом, потери на управление (для всех участков, кроме коротенького "pitch kick + pitch over") можно считать нулевыми?
Уже нашёл у Левантовского, читаю... Вопрос снят.
Всё же эту часть потерь смело можно считать частью гравитационных, Левантовский тоже об этом пишет.
ЦитироватьЦитироватьА что такое "идеальная траектория"? :roll:
Та, где не учитываются случайные возмущения и погрешности реализации траектории, корректируемые в полёте.
Это "номинальная траектория". В ней потери на программное управление все равно присутствуют, хотя при определенных сочетаниях высоты орбиты, тяговооруженности и относительного запаса топлива (определяющего длительность АУТ) они могут быть близки к нулю.
Поясню для наглядности.
Проекция тяги P на вектор скорости = P*cos (alfa), где alfa - угол атаки.
соответственно ускорение = P*cos (alfa)/m(t), где m(t) - текущая масса РН.
Соответственно потери ХС от несовпадения вектора скорости и вектора тяги = Интеграл (P/m(t))*(1-cos (alfa)). Это и есть потери ХС на программное управление.
Да, спасибо, я уже понял (см. выше).
В целом я и раньше верно полагал, что это часть гравпотерь.
ЦитироватьДа, спасибо, я уже понял (см. выше).
В целом я и раньше верно полагал, что это часть гравпотерь.
Не совсем. ;) Представьте себе, что вы разгоняете ракету по прямой вообще в отсутствие источников гравитации. И в середине разгона поворачиваете вектор тяги. Полученная в конце скорость будет меньше, чем если бы разгон с самого начала выполнялся в направлении итогового вектора скорости -- часть уйдет в потери на управление. При этом гравитационные потери будут равны нулю.
ЦитироватьЦитироватьДа, спасибо, я уже понял (см. выше).
В целом я и раньше верно полагал, что это часть гравпотерь.
Не совсем. ;) Представьте себе, что вы разгоняете ракету по прямой вообще в отсутствие источников гравитации. И в середине разгона поворачиваете вектор тяги. Полученная в конце скорость будет меньше, чем если бы разгон с самого начала выполнялся в направлении итогового вектора скорости -- часть уйдет в потери на управление. При этом гравитационные потери будут равны нулю.
Так это не то совсем. Никто не заставляет вас лететь по неоптимальной траектории, и если не поворачивать, а лететь по оптимальной траектории (т.е. прямой), то скорость получится большей.
При выходе же на орбиту с самого начала баллистиками определяется оптимальная траектория, дающая максимальную скорость (или максимальную массу на заданной орбите). Она вынуждена быть кривой именно из-за наличия гравитации (ну и атмосферы тоже, само собой).
Не было бы гравитации - не было бы и этих потерь. Следовательно, они обусловлены только наличием гравитации.
Об этом и у Левантовского прямо так сказано, перечитайте ещё раз.
ЦитироватьНе было бы гравитации - не было бы и этих потерь.
При выведении РН на орбиту потери на управление вынужденное следствие борьбы с гравитационными потерями. Это -- верно.
ЦитироватьСледовательно, они обусловлены только наличием гравитации.
А вот это "следовательно" в общем случае неверно. Потери на управление могут быть вызваны и другими причинами, кроме наличия гравитации. Любыми, которые требуют отклонения вектора тяги. Например, коррекция траектории.
ЦитироватьОб этом и у Левантовского прямо так сказано, перечитайте ещё раз.
Левантовский совершенно четко разделяет эти понятия.
ЦитироватьЛевантовский совершенно четко разделяет эти понятия.
Он включает их в гравитационные,
"так как их происхождение связано с наличием силы тяжести".
Обычный способ:
(http://s019.radikal.ru/i614/1204/5b/2e3d35f6a49e.jpg)
Буквой Г:
(http://s019.radikal.ru/i634/1204/4d/e80f744fb0b6.jpg)
ЦитироватьОбычный способ:
.......
Буквой Г:
.......
"Оптимальность" траектории определяется "на глазок" величинами углов атаки верхних ступеней. Если их максимальное значение не превышает 10 градусов, значит, траектория близка к оптимальной.
"Г-образность" появляется у РН с низкой тяговооруженностью при выведении на низкие орбиты. Для таких случаев углы атаки достаточно велики. Траектория при этом оптимальная, но неоптимальна - тяговооруженность верхней ступени.
ЦитироватьЦитироватьЛевантовский совершенно четко разделяет эти понятия.
Он включает их в гравитационные, "так как их происхождение связано с наличием силы тяжести".
В реальности ЛА всегда движется в гравитационном поле, где оптимальные траектории не являются прямыми. И в этом смысле потери на управление являются порождением гравитации. Левантовский прав. Но прав и Reentrant, поскольку потери на управление могут возникать и в отсутствие гравитации (когда нам надо отклониться "по произволу" от прямолинейной траектории). :wink:
ЦитироватьЦитироватьЛевантовский совершенно четко разделяет эти понятия.
Он включает их в гравитационные, "так как их происхождение связано с наличием силы тяжести".
ЦитироватьДополнительным источником потерь при наклонном подъеме служит отклонение вектора тяги от направления вектора скорости. Это отклонение неизбежно, если мы хотим заставить ракету следовать по определенной (а не вертикальной) траектории разгона. А отсюда следует, что не вся тяга расходуется на увеличение скорости. Возникающие потери скорости могут быть названы потерями на управление. Эти потери, конечно, представляют собой меньшее зло, чем огромные лишние потери в случае вертикального разгона. Потери на управление могут быть условно включены в гравитационные, так как их происхождение связано с наличием силы тяжести.
это из книги.
Левантовский рассматривает потери на управление как отдельный вид потерь. Там и формулы приводит отдельные, для гравитационных потерб и потерь на управление. В заключение он допускает условно их включение в гравитационные. Никаких следствий из этого включения для расчетов или оценок этих потерь Левантовский не делает (что вполне логично), это включение остается чисто условным названием.
Вообще это все, конечно, буквоедством выглядит, :) но мы дошли тут до определенной степени детализации, когда упрощенный подход с потерей тонкостей начинает приводить к ошибкам в выводах.
ЦитироватьОбычный способ: ... Буквой Г: ...
Нене, Salo, вы там тангаж втихую поднимаете! А Lamort хочет строго нулевой. Надо всю вертикальную скорость сразу набирать! Иначе колдунство не подействует. ;)
Это не я! :wink:
Это попытка оптимизации из последних сил со стороны солвера при решении системы дифуров с заведомо неверными краевыми условиями. Иначе на круговую орбиту не выйти.
ЦитироватьВообще это все, конечно, буквоедством выглядит, :) но мы дошли тут до определенной степени детализации, когда упрощенный подход с потерей тонкостей начинает приводить к ошибкам в выводах.
Ок, разобрались.
ЦитироватьЦитироватьНет, вот уж не надо, вы недавно сами утверждали, что вертикально. Это, в общем, не верно, но пусть будет по-вашему, - так удобнее. :)
Что я утверждал, с легкостью можно прочитать в любой момент с точностью до запятой, без искажений от ваших вольных интерпретаций. Сообщения никуда не делись.
Да, можно найти, только возни много, это одно из ваших заявлений, от которых вы потом втихую отказались. :)
ЦитироватьЦитироватьРазумеется, абсолютная величина гравитационных потерь зависит только от проекции тяготения на направление тяги и от времени движения, но, по-моему, совершенно ясно, что речь идёт об относительной доле гравитационных потерь. :)
А что вам за дело до "относительных" потерь? Мы обсуждаем одну и ту же ракету при разных программах тангажа. Ваша программа имеет эти потери намного выше нормы, и "абсолютно", и "относительно".
Ещё какое дело, я набираю вертикальную скорость когда тяговооруженность ракеты больше 2, а вы стремитесь компенсировать тяготение когда тяговооруженность около или меньше 1.
ЦитироватьЦитировать17 тонн ПН, да ещё 9 тонн второй ступени? :shock: С ума сойти, у него же масса на орбите больше, чем у "Протона" будет. :lol:
Поведайте миру, какая масса у "Протона" на орбите. Ага, тоже с массой последней ступени. :)
У "Протона" с третьей ступенью получится тонн 25 или даже меньше, а у вас 26.
Это "результат применения ратманпроги". :lol:
ЦитироватьОбычный способ:
(http://s019.radikal.ru/i614/1204/5b/2e3d35f6a49e.jpg)
14 тонн? Гы-Гы. :lol:
У одного 17 тонн получилось, у другого более 14-ти, интересно, создатели "Зенита" об этом знают? ;)[/quote]А сколько получилось у Вас. Кроме Гы-гы. :wink:
ЦитироватьЦитироватьОбычный способ: ... Буквой Г: ...
Нене, Salo, вы там тангаж втихую поднимаете! А Lamort хочет строго нулевой. Надо всю вертикальную скорость сразу набирать! Иначе колдунство не подействует. ;)
Вы вообще в курсе, что для того, чтобы тангаж был строго нулевой ракету надо доворачивать вниз, иначе он будет ненулевой? ;)
Цитировать14 тонн? Гы-Гы. :lol:
У одного 17 тонн получилось, у другого более 14-ти, интересно, создатели "Зенита" об этом знают? ;)
А сколько получилось у Вас. Кроме Гы-гы. :wink:
ЦитироватьЦитировать14 тонн? Гы-Гы. :lol:
У одного 17 тонн получилось, у другого более 14-ти, интересно, создатели "Зенита" об этом знают? ;)
А сколько получилось у Вас. Кроме Гы-гы. :wink:
Везде указана полезная нагрузка "Зенита-2" 13.7-13.8 тонны, у меня нет оснований не доверять этим данным.
Почему у вас получилось аж на полтонны больше, вы можете сказать? А если не можете, зачем считаете средством работу которого вы не понимаете.
Кстати, "горб" совершенно не обязательно должен получаться при том способе о котором я говорил.
Вы в курсе, что если вы стартуете горизонтально и просто летите по прямой у вас угол тангажа в конце разгона будет "весьма лихой"?
Сколько получилось у Вас. :wink:
ЦитироватьСколько получилось у Вас. :wink:
Нисколько, я не пытаюсь проводить баллистические расчёты "с помощью самогонной программы". :lol:
Зато выпускаете очень много газов и мыльных пузырей. :wink:
Не учтено:
ЦитироватьА также не учтена пауза между выключением МД-1 и включением МД-2...
А также снижение УИ на участках дросселирования и на участке автономного РД-2...
А ещё там аэродинамика неточная, в реальности аэродин.потери побольше...
Да и массы там не совсем соответствуют "Зениту-3SL".
Вообще, если "отпилить от него РБ" и пускать так с экватора без ограничений по районам падения, ПГ на круг-200 получается около 15 т.
Замечу, что дросселирования в расчёте просто нет. И как Вы предлагаете учесть районы падения? Есть у Вас гениальные идеи по столь пустяковому поводу, Владимир Игоревич. :P
ЗЫ: 14368 кг / 13800 кг Х 100% = 104%
Как на мой вкус, очень неплохо для "самогонной программы". :wink:
ЗЗЫ: Где обещанный начальник отдела баллистики?
ЦитироватьЗато выпускаете очень много газов и мыльных пузырей. :wink:
Не учтено:ЦитироватьА также не учтена пауза между выключением МД-1 и включением МД-2...
А также снижение УИ на участках дросселирования и на участке автономного РД-2...
А ещё там аэродинамика неточная, в реальности аэродин.потери побольше...
Да и массы там не совсем соответствуют "Зениту-3SL".
Вообще, если "отпилить от него РБ" и пускать так с экватора без ограничений по районам падения, ПГ на круг-200 получается около 15 т.
Замечу, что дросселирования в расчёте просто нет. И как Вы предлагаете учесть районы падения? Есть у Вас гениальные идеи по столь пустяковому поводу, Владимир Игоревич. :P
ЗЫ: 14368 кг / 13800 кг Х 100% = 104%
Как на мой вкус, очень неплохо для "самогонной программы". :wink:
Для такой точности не надо писать программу. :)
ЦитироватьЗЗЫ: Где обещанный начальник отдела баллистики?
У вас с головой не в порядке, господин менеджер по продажам?
Вы действительно думали, что я побегу к этому человеку чтобы ответить на какие-то ваши вопросы? :lol:
ЦитироватьЭто не я! :wink:
Это попытка оптимизации из последних сил со стороны солвера при решении системы дифуров с заведомо неверными краевыми условиями. Иначе на круговую орбиту не выйти.
ЦитироватьОбычный способ:
(http://s019.radikal.ru/i614/1204/5b/2e3d35f6a49e.jpg)
Скажите, Salo, а вы не можете увеличить график высоты, мне интересно как это так у вас вертикальная скорость взяла и "быстренько так стала равной нулю"? ;)
Также интересно какая у вас получилась дальность. ;)
ЦитироватьУ вас с головой не в порядке, господин менеджер по продажам?
Вы действительно думали, что я побегу к этому человеку чтобы ответить на какие-то ваши вопросы? :lol:
Я слишком долго с Вами общаюсь на этом форуме, чтобы быть столь наивным.
Я просто напомнил Вам, что Вы имели честь пукнуть, но не имели чести в этом признаться. :wink:
Это далеко не первый случай. Гидроприводы на концах стрел пускового устройства Союза тоже ведь Ваша пурга со ссылками на высокие авторитеты.
ЦитироватьСкажите, Salo, а вы не можете увеличить график высоты, мне интересно как это так у вас вертикальная скорость взяла и "быстренько так стала равной нулю"? ;)
Также интересно какая у вас получилась дальность. ;)
В дальнейшем Вы всё делаете своими ручками, а не язычком. :wink:
ЦитироватьЦитироватьУ вас с головой не в порядке, господин менеджер по продажам?
Вы действительно думали, что я побегу к этому человеку чтобы ответить на какие-то ваши вопросы? :lol:
Я слишком долго с Вами общаюсь на этом форуме, чтобы быть столь наивным.
Я просто напомнил Вам, что Вы имели честь пукнуть, но не имели чести в этом признаться. :wink:
Выше вы что-то там говорили про уважение, так вот вы лично, благодаря своим некоторым репликам, его не заслуживаете, надеюсь вы это понимаете. :)
ЦитироватьЭто далеко не первый случай. Гидроприводы на концах стрел пускового устройства Союза тоже ведь Ваша пурга со ссылками на высокие авторитеты.
:shock: "Гидроприводы"? :shock:
LG, по всей видимости, "употребляет", вы наверно тоже. :)
ЦитироватьЦитироватьСкажите, Salo, а вы не можете увеличить график высоты, мне интересно как это так у вас вертикальная скорость взяла и "быстренько так стала равной нулю"? ;)
Также интересно какая у вас получилась дальность. ;)
В дальнейшем Вы всё делаете своими ручками, а не язычком. :wink:
Да, знаете, я умею кое-что делать руками и могу также организовать других людей. :)
Судя по вашим реакциям вы очень страдаете от своего образа жизни, мне жаль вас, Salo.
Что бы вы делали без Инета и этого форума? :)
ЦитироватьДа, знаете, я умею кое-что делать руками и могу также организовать других людей. :)
Судя по вашим реакциям вы очень страдаете от своего образа жизни, мне жаль вас, Salo.
Что бы вы делали без Инета и этого форума? :)
Язычком Вы работаете знатно! Допускаю, что Вы даже умеете разводить ручками.
Вряд ли что-нибудь ещё полезное. :wink:
ЗЫ: Вы всё время забываете, что Вы не психоаналитик, а продавец тепловизоров. :P
ЦитироватьЯзычком Вы работаете знатно! Допускаю, что Вы даже умеете разводить ручками.
Вряд ли что-нибудь ещё полезное. :wink:
ЗЫ: Вы всё время забываете, что Вы не психоаналитик, а продавец тепловизоров. :P
Я не психоаналитик, просто тут всё лежит на поверхности, всё очевидно. :)
"Гидроприводы", "продавец тепловизоров", - вы точно употребляете. :)
ЦитироватьЯ не психоаналитик, просто тут всё лежит на поверхности, всё очевидно. :)
"Гидроприводы", "продавец тепловизоров", - вы точно употребляете. :)
Думаете, что зрите в корень? Не иначе смотрите на мой аватар через тепловизор. :lol:
ЦитироватьЦитироватьЯ не психоаналитик, просто тут всё лежит на поверхности, всё очевидно. :)
"Гидроприводы", "продавец тепловизоров", - вы точно употребляете. :)
Думаете, что зрите в корень? Не иначе смотрите на мой аватар через тепловизор. :lol:
Думаю, что доказывать что-то вам, дилетанту с завышенным самомнением, бесполезное и глупое занятие, есть вещи значительно интереснее. :)
- повтор удалено -
Что-то Вы повторяетесь. :wink:
Себя Вы видимо мните экспертом? :P
- повтор удалено -
Вас зациклило? :wink:
ЦитироватьВас зациклило? :wink:
Понимаете, форум иногда тормозит и не открывается.
Продолжим "милую беседу в том же духе"? ;)
ЦитироватьОбычный способ:
(http://s019.radikal.ru/i614/1204/5b/2e3d35f6a49e.jpg)
Буквой Г:
(http://s019.radikal.ru/i634/1204/4d/e80f744fb0b6.jpg)
Salo, скажите пожалуйста, судя по этим "рисуночкам", первая ступень заканчивает работу через 112 секунд на высоте менее 50 километров.
А везде написано, что участок работы первой ступени ракеты "Зенит" 140-150 секунд и высота разделения ступеней около 60 километров, - это везде, разумеется, неправильно написано, да? ;)
Вы читать умеете? :wink:
ЦитироватьДа, можно найти, только возни много, это одно из ваших заявлений, от которых вы потом втихую отказались. :)
Не имею такой привычки. Обо всем поговорим, последовательно, и в соответствующих темах.
ЦитироватьЕщё какое дело, я набираю вертикальную скорость когда тяговооруженность ракеты больше 2, а вы стремитесь компенсировать тяготение когда тяговооруженность около или меньше 1.
В моем варианте компенсировать приходится меньше, так как разгрузка происходит быстрее. Так "на словах" мы ничего не установим, переходите в цифры. Цифры покажут.
А где наш потомственный баллистик?
ЦитироватьВы читать умеете? :wink:
Поясните, что именно я "не прочитал"? Первая кривая заканчивается на 112-й секунде, это участок работы первой ступени?
Вы здесь выкладываете какие-то "рисуночки" созданные какой-то программой, автором которой вы ещё и не являетесь, так извольте пояснить. :)
Да, ещё один вопрос, - какая взята масса второй ступени, тут могут быть некоторые различия. ;)
Проявите креативное мышление!
А мы пока запасёмся попкорном.
ЦитироватьЦитироватьДа, можно найти, только возни много, это одно из ваших заявлений, от которых вы потом втихую отказались. :)
Не имею такой привычки. Обо всем поговорим, последовательно, и в соответствующих темах.
В тех темах вы выразились совершенно чётко, не вижу что ещё обсуждать. :)
ЦитироватьЦитироватьЕщё какое дело, я набираю вертикальную скорость когда тяговооруженность ракеты больше 2, а вы стремитесь компенсировать тяготение когда тяговооруженность около или меньше 1.
В моем варианте компенсировать приходится меньше, так как разгрузка происходит быстрее. Так "на словах" мы ничего не установим, переходите в цифры. Цифры покажут.
А у вас где "цифры", я вижу результат вычислений с помощью "какой-то программы".
Могу сказать, что по данным реального разделения Зенита-2 и полезной нагрузки 13.7 тонн, которая обычно для него указывается, достаточно иметь в конце работы первой ступени вертикальную скорость около 1600-1700 м/с.
Разделение происходит на высоте выше 60 километров, этого должно хватить для достижения орбиты 200x200.
Вы не понимаете того, что если "разгрузка" происходит быстро, то тем более выгодно набрать вертикальную скорость заранее. :)
ЦитироватьДа, ещё один вопрос, - какая взята масса второй ступени, тут могут быть некоторые различия. ;)
А какую взяли Вы? :wink:
ЦитироватьПроявите креативное мышление!
А мы пока запасёмся попкорном.
Вы там что-то изволили выразиться про "пукнул"? ;)
Так вот, вы, с вашей "ратманпрогой" обделались по полной. :)
Не вгадав!
Какие ещё будут идеи? :wink:
ЦитироватьНе вгадав!
Какие ещё будут идеи? :wink:
Понятия не имею какие у вас "идеи" и можно ли "это" вообще назвать "идеями". :)
Вот только ручками и можете разводить. И ещё пукать. :wink:
ЦитироватьМогу сказать, что по данным реального разделения Зенита-2 и полезной нагрузки 13.7 тонн, которая обычно для него указывается, достаточно иметь в конце работы первой ступени вертикальную скорость около 1600-1700 м/с. Разделение происходит на высоте выше 60 километров, этого должно хватить для достижения орбиты 200x200.
Ога, "должно хватить". Еще как! Подсказываю: вы наберете намного больше требуемых 200 км. ;) Этот излишек вам обойдется в недобор горизонтальной скорости, и соответственно, в увеличение гравитационных потерь. Не говоря уж о том, что разделение при такой вертикальной скорости будет не "выше 60 км", а значительно выше 60 км -- совсем не похоже на "реальное" значение.
Для ракеты с тяговооруженностями и соотношением ступеней как у Зенита выведение на НОО выгоднее "без горба".
Коллеги, прошу только не подсказывать "эксперту".
ЦитироватьДля ракеты с тяговооруженностями и соотношением ступеней как у Зенита выведение на НОО выгоднее "без горба".
Так дело не в "горбе", а в том, что вертикальная составляющая скорости набирается заранее.
В случае достаточной тяговооруженности второй ступени вертикальная составляющая скорости должна становиться равной нулю на нужной высоте и никакого "горба" не возникает. :)
ЦитироватьЦитироватьМогу сказать, что по данным реального разделения Зенита-2 и полезной нагрузки 13.7 тонн, которая обычно для него указывается, достаточно иметь в конце работы первой ступени вертикальную скорость около 1600-1700 м/с. Разделение происходит на высоте выше 60 километров, этого должно хватить для достижения орбиты 200x200.
Ога, "должно хватить". Еще как! Подсказываю: вы наберете намного больше требуемых 200 км. ;) Этот излишек вам обойдется в недобор горизонтальной скорости, и соответственно, в увеличение гравитационных потерь. Не говоря уж о том, что разделение при такой вертикальной скорости будет не "выше 60 км", а значительно выше 60 км -- совсем не похоже на "реальное" значение.
А оценить вам слабо, вы только с помощью программы? :)
Разделение на высоте 60 километров, надо набрать ещё 140 километров.
V = (2*g*h)**0.5 = (2*9.8*140000)**0.5 = 1656 м/с.
Это "оценка сверху" и такая скорость вполне приемлема для вывода на орбиту штатной полезной нагрузки Зенита. :)
ЦитироватьВот только ручками и можете разводить. И ещё пукать. :wink:
Вы лучше объясните "про 112 секунд" на первой ступени, а то вы напоминаете пользователя айфона или говнозеркалки, который пыжится от того, какой девайс у него есть, хотя никакого отношения к созданию этого девайса не имеет и даже работу его понимает скверно.
Вы точно так же пыжитесь от того, что у вас есть "ратманпрога", которую вы не понимаете. :)
Reentrant, кстати, какая "у вас с Salo" масса третьей ступени "Зенита"?
Или этот параметр тоже скрыт в недрах программы? :)
ЦитироватьЦитироватьВот только ручками и можете разводить. И ещё пукать. :wink:
Вы лучше объясните "про 112 секунд" на первой ступени, а то вы напоминаете пользователя айфона или говнозеркалки, который пыжится от того, какой девайс у него есть, хотя никакого отношения к созданию этого девайса не имеет и даже работу его понимает скверно.
Вы точно так же пыжитесь от того, что у вас есть "ратманпрога", которую вы не понимаете. :)
Пока я со смехом наблюдаю как Вы пыжитесь разгадать тайну 112 секунд. :lol:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВот только ручками и можете разводить. И ещё пукать. :wink:
Вы лучше объясните "про 112 секунд" на первой ступени, а то вы напоминаете пользователя айфона или говнозеркалки, который пыжится от того, какой девайс у него есть, хотя никакого отношения к созданию этого девайса не имеет и даже работу его понимает скверно.
Вы точно так же пыжитесь от того, что у вас есть "ратманпрога", которую вы не понимаете. :)
Пока я со смехом наблюдаю как Вы пыжитесь разгадать тайну 112 секунд. :lol:
Вот вам ещё повод для веселья, - высота-то у вас тоже "левая". ;)
ЦитироватьReentrant, кстати, какая "у вас с Salo" масса третьей ступени "Зенита"?
Я ж вам сказал, что третьей ступени нет. Отпилил я ее. Напрочь. :)
ЦитироватьА оценить вам слабо, вы только с помощью программы? :) Разделение на высоте 60 километров, надо набрать ещё 140 километров.
V = (2*g*h)**0.5 = (2*9.8*140000)**0.5 = 1656 м/с.
Это "оценка сверху" и такая скорость вполне приемлема для вывода на орбиту штатной полезной нагрузки Зенита. :)
Хорошо, просто замечательно. Допустим. ;) Допустим, на минуточку, что на 133 секунде у вас 1656 м/с вертикальной скорости и 60 км высоты. На какой секунде вы окажетесь на максимальной высоте (вертикальная скорость равна нулю), и с какой горизонтальной скоростью?
ЦитироватьЦитироватьReentrant, кстати, какая "у вас с Salo" масса третьей ступени "Зенита"?
Я ж вам сказал, что третьей ступени нет. Отпилил я ее. Напрочь. :)
Второй, прошу прощения, что-то я отвлекаюсь и делаю ошибки. :)
ЦитироватьЦитироватьА оценить вам слабо, вы только с помощью программы? :) Разделение на высоте 60 километров, надо набрать ещё 140 километров.
V = (2*g*h)**0.5 = (2*9.8*140000)**0.5 = 1656 м/с.
Это "оценка сверху" и такая скорость вполне приемлема для вывода на орбиту штатной полезной нагрузки Зенита. :)
Хорошо, просто замечательно. Допустим. ;) Допустим, на минуточку, что на 133 секунде у вас 1656 м/с вертикальной скорости и 60 км высоты. На какой секунде вы окажетесь на максимальной высоте (вертикальная скорость равна нулю), и с какой горизонтальной скоростью?
Это надо интегрировать с учётом изменения кривизны траектории или с учётом "центробежной силы", если вам нравятся фиктивные силы. :)
Сейчас не готов ответить. :)
ЦитироватьВот вам ещё повод для веселья, - высота-то у вас тоже "левая". ;)
Само собой. :wink:
ЦитироватьЦитироватьВот вам ещё повод для веселья, - высота-то у вас тоже "левая". ;)
Само собой. :wink:
В общем лажа ваши графики. :)
Так бы сразу и сказали. :)
Ещё один + к АКС у которого гравитационных потерь не бывает...
ЦитироватьВторой, прошу прощения, что-то я отвлекаюсь и делаю ошибки. :)
1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400
Могу пару тонн с ПН скинуть, для приличия. Вообще-то я и на ратмановском "протоне" 25 тонн как-то выжимал. :P
ЦитироватьЭто надо интегрировать с учётом изменения кривизны траектории или с учётом "центробежной силы", если вам нравятся фиктивные силы. :) Сейчас не готов ответить. :)
Я подожду.
ЦитироватьЕщё один + к АКС у которого гравитационных потерь не бывает...
Да... Однако... :lol:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВот вам ещё повод для веселья, - высота-то у вас тоже "левая". ;)
Само собой. :wink:
В общем лажа ваши графики. :)
Так бы сразу и сказали. :)
У меня разделение ступеней происходит на 135 с и на высоте 68 км. А у Вас? :wink:
ЦитироватьЦитироватьВторой, прошу прощения, что-то я отвлекаюсь и делаю ошибки. :)
1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400
Могу пару тонн с ПН скинуть, для приличия. Вообще-то я и на ратмановском "протоне" 25 тонн как-то выжимал. :P
Может на экваторе?
Кстати, у вас нет дросселирования, это увеличивает полезную нагрузку, но ещё больше усиливает преимущества предварительного набора скорости. :P
ЦитироватьЦитироватьЭто надо интегрировать с учётом изменения кривизны траектории или с учётом "центробежной силы", если вам нравятся фиктивные силы. :) Сейчас не готов ответить. :)
Я подожду.
Завтра попробую разобраться, по-моему вертикальной составляющей должно хватить чуть не до конца участка работы второй ступени.
Надо ещё заметить, что в конце работы второй ступени Зенита тяговооруженность тоже около 4 и возможен некоторый добор высоты за счёт этого, но в конце работы, а никак не на начальном участке.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВот вам ещё повод для веселья, - высота-то у вас тоже "левая". ;)
Само собой. :wink:
В общем лажа ваши графики. :)
Так бы сразу и сказали. :)
У меня разделение ступеней происходит на 135 с и на высоте 68 км. А у Вас? :wink:
Я вижу, что вы подправили графики, это же вы их выложили. ;)
Я ничего не подправлял. Я Вам привел точные данные в момент разделения.
А Ваши галлюцинации насчёт 112 с к моему расчёту отношения не имеют.
:P
ЦитироватьЯ ничего не подправлял. Я Вам привел точные данные в момент разделения.
А Ваши галлюцинации насчёт 112 с к моему расчёту отношения не имеют.
:P
Об этом надо было написать до этой фразы. ;)
ЦитироватьХорошо, просто замечательно. Допустим. ;) Допустим, на минуточку, что на 133 секунде у вас 1656 м/с вертикальной скорости и 60 км высоты.
А теперь, "извините". :P
Обычный вариант:
t 135 с
V 2834 м/с
Vx 2628 м/с
Vy 1062 м/с
H 68 км
Буквой Г:
t 135 с
V 2680 м/с
Vx 2334 м/с
Vy 1318 м/с
H 84 км
ЦитироватьЦитироватьЯ ничего не подправлял. Я Вам привел точные данные в момент разделения.
А Ваши галлюцинации насчёт 112 с к моему расчёту отношения не имеют.
:P
Об этом надо было написать до этой фразы. ;)
Что по-Вашему означают цифры по оси абсцисс 1, 112, 223, 334, 445 и т.д.? :wink:
Вы в бурсе декартову систему координат проходили? :roll:
У меня по этому поводу большие сомнения.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЯ ничего не подправлял. Я Вам привел точные данные в момент разделения.
А Ваши галлюцинации насчёт 112 с к моему расчёту отношения не имеют.
:P
Об этом надо было написать до этой фразы. ;)
Что по-Вашему означают цифры по оси абсцисс 1, 112, 223, 334, 445 и т.д.? :wink:
Вы в бурсе декартову систему координат проходили? :roll:
У меня по этому поводу большие сомнения.
Вы хотите сказать, что это дальность? ;)
ЦитироватьОбычный вариант:
t 135 с
V 2834 м/с
Vx 2628 м/с
Vy 1062 м/с
H 68 км
Буквой Г:
t 135 с
V 2680 м/с
Vx 2334 м/с
Vy 1318 м/с
H 84 км
Потери каке-то большие у "ратманпроги" в обоих вариантах. ;)
Кстати, с чего вы взяли, что должна обязательно быть "буква Г"? :)
Сокращение от простонародного слова обозначающего фекалии.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЯ ничего не подправлял. Я Вам привел точные данные в момент разделения.
А Ваши галлюцинации насчёт 112 с к моему расчёту отношения не имеют.
:P
Об этом надо было написать до этой фразы. ;)
Что по-Вашему означают цифры по оси абсцисс 1, 112, 223, 334, 445 и т.д.? :wink:
Вы в бурсе декартову систему координат проходили? :roll:
У меня по этому поводу большие сомнения.
Вы хотите сказать, что это дальность? ;)
Не угадали. :wink:
ЦитироватьСокращение от простонародного слова обозначающего фекалии.
Вы, по всей видимости, специалист по данному вопросу, у вас всё время ассоциации из этого ряда. :)
От Вас разит даже через монитор. :wink:
ЦитироватьОт Вас разит даже через монитор. :wink:
У вас обонятельные галлюцинации? Это плохо. :(
Лучше, чем общение с Вами на ночь глядя.
Спокойной ночи! :wink:
ЦитироватьЛучше, чем общение с Вами на ночь глядя.
Спокойной ночи! :wink:
Обонятельные галлюцинации часто являются проявлением опухоли мозга.
Остальное тоже весьма похоже.
По делу, - попробую попросить реальную программу выведения для "Зенита", если мне её дадут, разумеется. :)
ЦитироватьПотери каке-то большие у "ратманпроги" в обоих вариантах. ;)
За 135 секунд работы против ускорения свободного падения набежит в минус более километра в секунду, даже с "потерей веса". И еще аэродинамические потери, и за набор высоты. В целом так и выйдет.
В этот момент у меня ускорение свободного падения -- 8.00м/с^2, и далее идет к нулю по мере разгона до орбитальной скорости. У Salo оно, соответственно, 8.54. У вас, в "мягком" варианте от Salo -- 8.71. Тут он вам подыграл, сделав вертикальную скорость всего 1318 м/с, а не 1600-1700, как вы указали. :) В любом случае, интегральная сумма потерь на гравитацию у вас наибольшая.
Но это еще не все. С завышенной вертикальной скоростью вы получаете апогей намного выше, чем надо -- то есть, расходуете ХС на формирование орбиты с завышенной энергетикой. И "вернуть" эти расходы невозможно. А если гнать по минимуму, только-только до 200км, то вы подниметесь в апогей задолго до конца разгона, и дальше вам придется либо держать высоту тягой, либо "падать" -- но за падение придется заплатить гашением вертикальной скорости, опять-таки тягой по вертикали. И чем ниже упадете, тем большую скорость придется гасить. За счет все той же ХС, естественно. "Горбики" вообще окупаются только маленькие, и то не всегда. :)
ЦитироватьЦитироватьДля ракеты с тяговооруженностями и соотношением ступеней как у Зенита выведение на НОО выгоднее "без горба".
Так дело не в "горбе", а в том, что вертикальная составляющая скорости набирается заранее.
В случае достаточной тяговооруженности второй ступени вертикальная составляющая скорости должна становиться равной нулю на нужной высоте и никакого "горба" не возникает. :)
Без разницы. Суть одна - оптимальная программа изменения тангажа формирует оптимальную траекторию. И для этого не требуются маловразумительные рассуждения о "наборе вертикальной скорости". Задача эта решена еще Охоцимским и Энеевым в середине 1950-х для плоскопараллельного поля тяготения, а затем и Флорианским - для центрального.
Наличие "горбика" у меня вызывает ассоциации с гомановскими обходными траекториями (3х имп. переходом).
ЦитироватьЕщё один + к АКС у которого гравитационных потерь не бывает...
Гравпотери у АКС будут нулевыми лишь в горизонтальном полете :wink:
ЦитироватьНаличие "горбика" у меня вызывает ассоциации с гомановскими обходными траекториями (3х имп. переходом).
Скорее, с "штернфельдовскими" :roll:
ЦитироватьЦитироватьВторой, прошу прощения, что-то я отвлекаюсь и делаю ошибки. :)
1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400
По имеющимся данным у Зенит-2 конечная масса блока 1-й ступени более 33 т, а второй - 9,3 т. Правда, SpaceR говорит, что конечные массы уменьшены.
ЦитироватьЦитироватьПотери каке-то большие у "ратманпроги" в обоих вариантах. ;)
За 135 секунд работы против ускорения свободного падения набежит в минус более километра в секунду, даже с "потерей веса". И еще аэродинамические потери, и за набор высоты. В целом так и выйдет.
Так вы больше половины этого участка летите уже не против тяготения.
ЦитироватьВ этот момент у меня ускорение свободного падения -- 8.00м/с^2, и далее идет к нулю по мере разгона до орбитальной скорости. У Salo оно, соответственно, 8.54. У вас, в "мягком" варианте от Salo -- 8.71. Тут он вам подыграл, сделав вертикальную скорость всего 1318 м/с, а не 1600-1700, как вы указали. :) В любом случае, интегральная сумма потерь на гравитацию у вас наибольшая.
Это вам мало чем поможет, вертикальной не хватит даже с учётом "центробежной силы".
Потом вы собирались сопло поворачивать после набора нужной высоты и разгоняться вообще горизонтально или как? ;)
ЦитироватьНо это еще не все. С завышенной вертикальной скоростью вы получаете апогей намного выше, чем надо -- то есть, расходуете ХС на формирование орбиты с завышенной энергетикой. И "вернуть" эти расходы невозможно. А если гнать по минимуму, только-только до 200км, то вы подниметесь в апогей задолго до конца разгона, и дальше вам придется либо держать высоту тягой, либо "падать" -- но за падение придется заплатить гашением вертикальной скорости, опять-таки тягой по вертикали. И чем ниже упадете, тем большую скорость придется гасить. За счет все той же ХС, естественно. "Горбики" вообще окупаются только маленькие, и то не всегда. :)
Если вы доворачиваете тягу когда тяговооруженность второй ступени больше 3, это "более-менее", но вы подсчитайте когда у вас кончится вертикальная скорость. :)
По-моему у меня не хватит чтобы добить до 200 километров. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВторой, прошу прощения, что-то я отвлекаюсь и делаю ошибки. :)
1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400
По имеющимся данным у Зенит-2 конечная масса блока 1-й ступени более 33 т, а второй - 9,3 т. Правда, SpaceR говорит, что конечные массы уменьшены.
Не только он говорит. :)
http://www.federalspace.ru/main.php?id=17&oid=235
Масса меньше на тонну, если это не ошибка. :)
ЦитироватьЦитироватьНаличие "горбика" у меня вызывает ассоциации с гомановскими обходными траекториями (3х имп. переходом).
Скорее, с "штернфельдовскими" :roll:
Просто без горбика траектория загнётся вниз и войдёт в атмосферу.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВторой, прошу прощения, что-то я отвлекаюсь и делаю ошибки. :)
1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400
По имеющимся данным у Зенит-2 конечная масса блока 1-й ступени более 33 т, а второй - 9,3 т. Правда, SpaceR говорит, что конечные массы уменьшены.
При выведении спутника Целина-2 вторая ступень Зенита совершает манёвр увеличения наклонения орбиты с 65 до 71 градуса. Что сжирает значительную часть характеристической скорости и полезной нагрузки.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНаличие "горбика" у меня вызывает ассоциации с гомановскими обходными траекториями (3х имп. переходом).
Скорее, с "штернфельдовскими" :roll:
Просто без горбика траектория загнётся вниз и войдёт в атмосферу.
Нет, почему, там в конце разгона тяга аж 4, так что можно "подруливать", но вертикальная скорость 1000 м/с погасится примерно за 150 секунд, к этому моменту израсходуется менее половины топлива и скорость ещё будет мала.
Поворот тяги будет слишком дорого стоить.
Примерно подсчитал, - вертикальная скорость 1000 м/с позволит набрать ещё всего 80 километров менее чем за 150 секунд.
Через 150 секунд выработается всего около 40 тонн топлива и тяговооруженность будет меньше 1,5.
Цитироватьhttp://www.federalspace.ru/main.php?id=17&oid=235
Масса меньше на тонну, если это не ошибка. :)
Это сухая масса, т.е. без учета остатков компонентов и газов.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВторой, прошу прощения, что-то я отвлекаюсь и делаю ошибки. :)
1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400
По имеющимся данным у Зенит-2 конечная масса блока 1-й ступени более 33 т, а второй - 9,3 т. Правда, SpaceR говорит, что конечные массы уменьшены.
При выведении спутника Целина-2 вторая ступень Зенита совершает манёвр увеличения наклонения орбиты с 65 до 71 градуса. Что сжирает значительную часть характеристической скорости и полезной нагрузки.
Это как раз одна из причин того, что реальные данные отличаются от спредшита, который не может учитывать пространственные маневры на АУТ. Например, даже с ткеми конечными массами, которые я указал, Мпг=15 тонн на НОО 200х200 кмх51,7 град. Тогда как в реальности - по данным КБЮ - не выше 14 т.
ЦитироватьНе только он говорит. :)
http://www.federalspace.ru/main.php?id=17&oid=235
Масса меньше на тонну, если это не ошибка. :)
Вы разницу между сухой и конечной массой понимаете? :wink:
Для Зенита-2 у меня данных нет, но по Зениту-3 кое-что завалялось:
(http://s019.radikal.ru/i634/1204/85/30f9271418cc.jpg)
ЦитироватьЦитироватьhttp://www.federalspace.ru/main.php?id=17&oid=235
Масса меньше на тонну, если это не ошибка. :)
Это сухая масса, т.е. без учета остатков компонентов и газов.
Там целая тонна компонентов и газов наддува остаётся? Что-то больно много. :)
В других источниках везде указана "масса пустой 9 тонн".
И кто из нас дилетант? :wink:
ЦитироватьТам целая тонна компонентов и газов наддува остаётся? Что-то больно много.
Есть у Вас идеи сколько должно быть на самом деле?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьhttp://www.federalspace.ru/main.php?id=17&oid=235
Масса меньше на тонну, если это не ошибка. :)
Это сухая масса, т.е. без учета остатков компонентов и газов.
Там целая тонна компонентов и газов наддува остаётся? Что-то больно много. :)
В других источниках везде указана "масса пустой 9 тонн".
Масса остатков компонентов и газов составляет примерно 1...3% рабочего запаса топлива. Если, скажем, РЗТ составляют 80 т, то остатки, соответственно - от 0,8 до 2,4 т. Так что тонна остатков - очень хороший показатель.
Дима, зачем ты ему ответы подсказываешь? Мы бы имели возможность страниц пятнадцать читать теории о 10-15 кг остатков, о вакуумированной ракете и т.д., и т.п. И всё это сопровождалось бы ссылками на высокие авторитеты в РККЭ. :wink:
ЦитироватьДима, зачем ты ему ответы подсказываешь? Мы бы имели возможность страниц пятнадцать читать теории о 10-15 кг остатков, о вакуумированной ракете и т.д., и т.п. И всё это сопровождалось бы ссылками на высокие авторитеты в РККЭ. :wink:
У меня сил не хватит читать это :oops: Проще подсказать, чем мучиться. :lol:
ЦитироватьМасса остатков компонентов и газов составляет примерно 1...3% рабочего запаса топлива. Если, скажем, РЗТ составляют 80 т, то остатки, соответственно - от 0,8 до 2,4 т. Так что тонна остатков - очень хороший показатель.
У второй ступени "Зенита" есть рулевые двигатели, они не вырабатывают этот остаток после выключения основного двигателя?
ЦитироватьЦитироватьМасса остатков компонентов и газов составляет примерно 1...3% рабочего запаса топлива. Если, скажем, РЗТ составляют 80 т, то остатки, соответственно - от 0,8 до 2,4 т. Так что тонна остатков - очень хороший показатель.
У второй ступени "Зенита" есть рулевые двигатели, они не вырабатывают этот остаток после выключения основного двигателя?
Нет, конечно. В лучшем (точнее, в худшем :wink: ) случае могут быть выработаны гарантийные запасы. Но кроме них, есть невырабатываемые остатки.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьМасса остатков компонентов и газов составляет примерно 1...3% рабочего запаса топлива. Если, скажем, РЗТ составляют 80 т, то остатки, соответственно - от 0,8 до 2,4 т. Так что тонна остатков - очень хороший показатель.
У второй ступени "Зенита" есть рулевые двигатели, они не вырабатывают этот остаток после выключения основного двигателя?
Нет, конечно. В лучшем (точнее, в худшем :wink: ) случае могут быть выработаны гарантийные запасы. Но кроме них, есть невырабатываемые остатки.
Интересно, мне казалось, что эти рулевые двигатели помимо своей основной задачи и задачи выведения на высокую орбиту решают ещё проблему большого остатка топлива.
А смысл? Он восемь лет на этом форуме, а до этого ещё на авиабазе парился. Да ещё и учился в профильном вузе. И рос в семье связанной с космонавтикой. И вот мужику скоро пятьдесят, а он ни в одном глазу и ни в зуб ногой. Зато он умеет "работать руками и организовывать людей"!
Погоняла и разводила, короче. :wink:
"В 20 лет ума нет - и не будет ,
в 30 лет жены нет - и не будет ,
в 40 лет денег нет - и не будет ...
у Шефа все это оказалось к сорока." (С) народная мудрость
ЗЫ: Наш герой правда хвалится, что у него есть две тысячи долларов. :P
Это, правда, не про Зенит, а про "Энергию". :)
http://www.buran.ru/htm/15-3.htm
ЦитироватьВариант сифонного заборника в баке водорода был принят по конструктивным соображениям. Результаты испытаний показали, что оптимальной конструкцией сифонного устройства для забора жидкого водорода является вариант с профилированным входом, расположенным на высоте 114 мм от днища бака. Согласно модельным экспериментам, из бака не может быть выработано более 1,683 м3 или 119 кг жидкого водорода и 0,107 м3 или 48,8 кг, жидкого кислорода.
ЦитироватьА смысл? Он восемь лет на этом форуме, а до этого ещё на авиабазе парился. Да ещё и учился в профильном вузе. И рос в семье связанной с космонавтикой. И вот мужику скоро пятьдесят, а он ни в одном глазу и ни в зуб ногой. Зато он умеет "работать руками и организовывать людей"!
Погоняла и разводила, короче. :wink:
"В 20 лет ума нет - и не будет ,
в 30 лет жены нет - и не будет ,
в 40 лет денег нет - и не будет ...
у Шефа все это оказалось к сорока." (С) народная мудрость
ЗЫ: Наш герой правда хвалится, что у него есть две тысячи долларов. :P
Вы тоже ошиблись в одном ключевом слове, не считая того, что всё остальное ерунда. ;)
ЦитироватьЭто, правда, не про Зенит, а про "Энергию". :)
http://www.buran.ru/htm/15-3.htm
ЦитироватьВариант сифонного заборника в баке водорода был принят по конструктивным соображениям. Результаты испытаний показали, что оптимальной конструкцией сифонного устройства для забора жидкого водорода является вариант с профилированным входом, расположенным на высоте 114 мм от днища бака. Согласно модельным экспериментам, из бака не может быть выработано более 1,683 м3 или 119 кг жидкого водорода и 0,107 м3 или 48,8 кг, жидкого кислорода.
Замечательно! А теперь вспомним о трубопроводах, расположенных под баком :wink: И не забудем о газе наддува в баке и шар-баллонах.
ЦитироватьЗамечательно! А теперь вспомним о трубопроводах, расположенных под баком :wink: И не забудем о газе наддува в баке и шар-баллонах.
Про газ наддува я ничего не говорю, тут вопросов вообще нет, но у "Зенита" трубопроводы относительно короткие.
Я же не говорю, что остатков не будет, я просто думал, что рулевые двигатели их уменьшают за счёт меньшего расхода топлива и, соответственно, меньшей необходимой скорости подачи топлива.
Кстати, эти остатки "в мою пользу", я считаю, что выше у оппонентов полезная нагрузка "Зенита" сильно завышена. :)
ЦитироватьКстати, эти остатки "в мою пользу", я считаю, что выше у оппонентов полезная нагрузка "Зенита" сильно завышена. :)
Если бы не пространственный маневр для попадания первой ступени в зону падения Зенит-2 выводил бы 15 т. Поэтому никакого сильного завышения нет. 17 тонн, уверен, были получены в предположении, что конечная масса блоков равна сухой массе.
ЦитироватьПро газ наддува я ничего не говорю, тут вопросов вообще нет, но у "Зенита" трубопроводы относительно короткие.
Так поэтому и остатки топлива во 2-й ступени небольшие - около 1,2% РЗТ.
ЦитироватьЦитироватьКстати, эти остатки "в мою пользу", я считаю, что выше у оппонентов полезная нагрузка "Зенита" сильно завышена. :)
Если бы не пространственный маневр для попадания первой ступени в зону падения Зенит-2 выводил бы 15 т. Поэтому никакого сильного завышения нет. 17 тонн, уверен, были получены в предположении, что конечная масса блоков равна сухой массе.
Если вы ему сделаете разделение ступеней на высоте километров 40-50 и опорная орбита будет высотой 140 километров, то может и будет выводить. :)
Тяговооруженность первой ступени это вполне позволяет. :)
ЦитироватьЦитироватьПро газ наддува я ничего не говорю, тут вопросов вообще нет, но у "Зенита" трубопроводы относительно короткие.
Так поэтому и остатки топлива во 2-й ступени небольшие - около 1,2% РЗТ.
А что мешает выработать эту тонну топлива рулевыми двигателями с расходом топлива 24 килограмма в секунду?
ЦитироватьЕсли бы не пространственный маневр для попадания первой ступени в зону падения Зенит-2 выводил бы 15 т. Поэтому никакого сильного завышения нет. 17 тонн, уверен, были получены в предположении, что конечная масса блоков равна сухой массе.
Просто агрессивно-пологая траектория, только и всего. ;) Все данные "по умолчанию", Байконур, две ступени из ратмана, линейная программа 0:75, 60:31.3, 133:22, 400:0. ПН=17000, орбита 174.7х251.3.
ЦитироватьЕсли вы ему сделаете разделение ступеней на высоте километров 40-50 и опорная орбита будет высотой 140 километров, то может и будет выводить. Тяговооруженность первой ступени это вполне позволяет.
Разделение на высоте 63км, выход на высоту 175км. Будь там контрольных точек побольше, я бы так и сделал, через промежуточную в 100-150км. Но при всего четырех точках, из которых две крайние, это невозможно -- ограничение программы. А более низкая тяговооруженность при этом не мешает, так выводится хоть "протон", хоть "энергия".
ЦитироватьЦитироватьЕсли бы не пространственный маневр для попадания первой ступени в зону падения Зенит-2 выводил бы 15 т. Поэтому никакого сильного завышения нет. 17 тонн, уверен, были получены в предположении, что конечная масса блоков равна сухой массе.
Просто агрессивно-пологая траектория, только и всего. ;) Все данные "по умолчанию", Байконур, две ступени из ратмана, линейная программа 0:75, 60:31.3, 133:22, 400:0. ПН=17000, орбита 174.7х251.3.
Вы уже решили проблему "вычислений ратманпрогой от Salo", - вертикальная скорость становится равной нулю на высоте около 140 километров? ;)
ЦитироватьЦитироватьЕсли вы ему сделаете разделение ступеней на высоте километров 40-50 и опорная орбита будет высотой 140 километров, то может и будет выводить. Тяговооруженность первой ступени это вполне позволяет.
Разделение на высоте 63км, выход на высоту 175км. Будь там контрольных точек побольше, я бы так и сделал, через промежуточную в 100-150км. Но при всего четырех точках, из которых две крайние, это невозможно -- ограничение программы. А более низкая тяговооруженность при этом не мешает, так выводится хоть "протон", хоть "энергия".
Будем опять "пороть чушь"? ;)
Как вы будете лететь полого при низкой тяговооруженности, ну-ка расскажите. :)
ЦитироватьЦитироватьКстати, эти остатки "в мою пользу", я считаю, что выше у оппонентов полезная нагрузка "Зенита" сильно завышена. :)
Если бы не пространственный маневр для попадания первой ступени в зону падения Зенит-2 выводил бы 15 т. Поэтому никакого сильного завышения нет. 17 тонн, уверен, были получены в предположении, что конечная масса блоков равна сухой массе.
Если не ошибаюсь, этот манёвр всего-навсего поворот на несколько градусов на участке работы первой ступени для обеспечения нужного района падения.
Он не может давать такого эффекта.
ЦитироватьТак вы больше половины этого участка летите уже не против тяготения.
Тяготение не перестает от этого действовать на ракету. :) Например, вы можете прямо со старта держать вектор тяги строго поперек местной вертикали (скажем, имея начальный запас высоты), и иметь нулевые гравитационные потери, но все равно приобретаете вертикальную скорость, равную интегральной сумме g(t). Собственно, затраты на подавление этой скорости и есть гравитационные потери. Поэтому гравитационные потери можно представить как вертикальную скорость, которую набрала бы ракета, "не сопротивляясь" тяготению. Это позволяет вынести программу управления "за скобки" для случая, когда можно принять ее действие равным компенсации ускорения свободного падения.
ЦитироватьЭто вам мало чем поможет, вертикальной не хватит даже с учётом "центробежной силы". Потом вы собирались сопло поворачивать после набора нужной высоты и разгоняться вообще горизонтально или как? ;)
На большей части траектории я держу вектор тяги по траектории. В ратмане выходит погрешность в 3-5 градусов из-за слабости средств управления, это немного ухудшает результат. На горизонталь выход идет в самом конце, за несколько секунд до завершения разгона.
ЦитироватьЕсли вы доворачиваете тягу когда тяговооруженность второй ступени больше 3, это "более-менее", но вы подсчитайте когда у вас кончится вертикальная скорость. :)
В орбитере я ее на 100-150 километрах свожу к минимуму (в зависимости от требований по сбросу обтекателя). В ратмане приходится забираться несколько выше, до 150-180.
ЦитироватьПо-моему у меня не хватит чтобы добить до 200 километров. :)
250-300 км у вас будет, если "центробежную силу" правильно учтете.
ЦитироватьВы уже решили проблему "вычислений ратманпрогой от Salo", - вертикальная скорость становится равной нулю на высоте около 140 километров? ;)
Не понял, в каком это варианте ратмановского расчета ноль на 140 километрах, и почему это проблема. :)
ЦитироватьКак вы будете лететь полого при низкой тяговооруженности, ну-ка расскажите. :)
Очень просто. На 135-137 секунде, после отделении 1 ступени, тяговооруженность 0.84, то есть 8.21 м/с^2. Ускорение свободного падения в этой точке моей траектории -- 8.0 м/с^2. То есть, фактически, у меня уже больше местной единицы. ;) Угол тяги примерно равен углу траектории, 22 градуса, что дает 3 м/с^2 вертикальной проекции против 8 -- итоговая минус 5. Вертикальная скорость -- 970 м/с, высота 63 км.
Гравитационные потери в этот момент максимальны, далее они быстро снижаются. Угол вектора тяги плавно понижается вместе с траекторией, одновременно снижается вертикальная скорость и ускорение свободного падения. На этом участке угол атаки поднимается от нуля до 5-7 градусов (угол вектора тяги при этом 10-12 градусов), чтобы компенсировать вертикальное ускорение, затем снова снижается до нуля. На 175 км выходим практически на горизонталь. Вот и все.
Reentrant, у вас в начальной точке разгона составляющая тяготения около 8 м/с**2, а после набора 1000 м/с она будет около 7 м/с**2.
При этом уже около 100 секунд прошло. ;)
При этом вы "несколько изменили свою схему", - вы не поддерживаете вертикальную скорость постоянной, а только немного компенсируете падение её, совсем немного. :)
Согласитесь, это то же самое, что я говорил, - набор большой начальной вертикальной скорости, но несколько меньше. :)
ЦитироватьЦитироватьЕсли бы не пространственный маневр для попадания первой ступени в зону падения Зенит-2 выводил бы 15 т. Поэтому никакого сильного завышения нет. 17 тонн, уверен, были получены в предположении, что конечная масса блоков равна сухой массе.
Просто агрессивно-пологая траектория, только и всего. ;) Все данные "по умолчанию", Байконур, две ступени из ратмана, линейная программа 0:75, 60:31.3, 133:22, 400:0. ПН=17000, орбита 174.7х251.3.
А конечные массы какие?
В общем идея "висеть на тяге и двигаться вверх с постоянной скоростью" превратилась в "малость компенсировать вертикальное торможение, если тяга ступени это позволяет". :D
ЦитироватьReentrant, у вас в начальной точке разгона составляющая тяготения около 8 м/с**2, а после набора 1000 м/с она будет около 7 м/с**2. При этом уже около 100 секунд прошло. ;)
Ого, однако. Это как вы насчитали? Чтобы иметь 7 м/с^2 на высоте 62 км, нужно иметь горизонтальную составляющую скорости 4110м/с. Из первой ступени "Зенита" столько никаким колдунством не выжать. :) Реально у меня 3240 (при вертикальной 964), у вас 2320 (при вертикальной 1613). Чем ниже вертикальная скорость, тем выше горизонтальная.
ЦитироватьПри этом вы "несколько изменили свою схему", - вы не поддерживаете вертикальную скорость постоянной, а только немного компенсируете падение её, совсем немного. :)
В ратмановском листе я вынужден это делать, так как иначе не хватает четырех контрольных точек, чтобы завершить выход на заданную высоту. Результат получается хуже идеального, но намного лучше, чем при изначально завышенной траектории. В орбитере таких ограничений нет, там можно сделать чисто, и наблюдать эффект во всех деталях. Но для качественной оценки и ратмана достаточно.
ЦитироватьСогласитесь, это то же самое, что я говорил, - набор большой начальной вертикальной скорости, но несколько меньше. :)
В том-то и дело, что я поддерживаю вертикальную составляющую тяги на всем протяжении разгона, а не набираю всю вертикальную на первой ступени, как вы предлагаете. Потому что первое эффективно, а второе -- нет.
ЦитироватьЦитироватьReentrant, у вас в начальной точке разгона составляющая тяготения около 8 м/с**2, а после набора 1000 м/с она будет около 7 м/с**2. При этом уже около 100 секунд прошло. ;)
Ого, однако. Это как вы насчитали? Чтобы иметь 7 м/с^2 на высоте 62 км, нужно иметь горизонтальную составляющую скорости 4110м/с. Из первой ступени "Зенита" столько никаким колдунством не выжать. :) Реально у меня 3240 (при вертикальной 964), у вас 2320 (при вертикальной 1613). Чем ниже вертикальная скорость, тем выше горизонтальная.
Так я и говорю, - сразу после разделения ступеней около 8 м/с**2, а на скорости около 4 км/с ещё 7 м/с**2. :)
А это через 100 секунд или даже больше. :)
ЦитироватьЦитироватьПри этом вы "несколько изменили свою схему", - вы не поддерживаете вертикальную скорость постоянной, а только немного компенсируете падение её, совсем немного. :)
В ратмановском листе я вынужден это делать, так как иначе не хватает четырех контрольных точек, чтобы завершить выход на заданную высоту. Результат получается хуже идеального, но намного лучше, чем при изначально завышенной траектории. В орбитере таких ограничений нет, там можно сделать чисто, и наблюдать эффект во всех деталях. Но для качественной оценки и ратмана достаточно.
У вас получилось 17 тонн, а "такого не может быть", кое-где называли для "Зенита" 15 тонн и так, "очень неуверенно". :)
ЦитироватьЦитироватьСогласитесь, это то же самое, что я говорил, - набор большой начальной вертикальной скорости, но несколько меньше. :)
В том-то и дело, что я поддерживаю вертикальную составляющую тяги на всем протяжении разгона, а не набираю всю вертикальную на первой ступени, как вы предлагаете. Потому что первое эффективно, а второе -- нет.
Давайте формулировать правильно, - вы немного компенсируете торможение в вертикальном направлении.
Я уже говорил выше, что в зависимости от тяговооруженности ступени может быть оптимальным разный вариант, однако это ещё под вопросом, - я не доверяю этим автоматическим вычислителям если не понимаю физического смысла того, что они выдают. :)
ЦитироватьА конечные массы какие?
Все из "ратмана" без изменений. Постил Ламорту две страницы назад:
Цитировать1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400
ЦитироватьЦитироватьА конечные массы какие?
Все из "ратмана" без изменений. Постил Ламорту две страницы назад:
Цитировать1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400
834.24 тонны это тяга РД-171М в вакууме, у земли она будет меньше пропорционально удельному импульсу. Это как-то учитывается? :)
ЦитироватьЦитироватьА конечные массы какие?
Все из "ратмана" без изменений. Постил Ламорту две страницы назад:
Цитировать1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400
А должно быть 33900 и 9300 кг. :wink: Впрочем, в некоторых источниках конечная масса блока 1 ступени указывается в районе 32 тонн.
Масса ГО = 2300...2500 кг.
ЦитироватьА должно быть 33900 и 9300 кг. :wink: Впрочем, в некоторых источниках конечная масса блока 1 ступени указывается в районе 32 тонн.
Масса ГО = 2300...2500 кг.
Ага, - "вот оно", занижены конечные массы ступеней. :)
Я и в 13.7 тоннах, которые везде названы, что-то сомневаюсь. ;)
ЦитироватьЯ и в 13.7 тоннах, которые везде названы, что-то сомневаюсь. ;)
Смотрим здесь:
http://www.yuzhnoye.com/?id=128&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/zenit/zenit-2/zenit-2
и здесь:
http://www.yuzhnoye.com/?id=130&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/zenit/zenit-2slb/zenit-2slb
ЦитироватьВ общем идея "висеть на тяге и двигаться вверх с постоянной скоростью" превратилась в "малость компенсировать вертикальное торможение, если тяга ступени это позволяет". :D
"Висеть на тяге и двигаться вверх с постоянной скоростью" замечательно получается, когда основной разгон происходит на постоянной высоте 100-150км, и подтягивается до 200 только в конце, таким мягким S-образным подъемом. Как бы имитируя двух-импульсное выведение. Реальная тяговооруженность ступени позволяет это практически всегда. Хотя легко представить себе случай искусственно заниженной тяговооруженности, при котором придется выпрыгивать на нижней ступени, ценой потери ХС. Но такая тяговооруженность будет ниже обычной нормы.
ЦитироватьТак я и говорю, - сразу после разделения ступеней около 8 м/с**2, а на скорости около 4 км/с ещё 7 м/с**2. :)
Только с пологой траекторией "7" будет на 225 секунде, а с завышенной -- только на 280. И так далее.
ЦитироватьУ вас получилось 17 тонн, а "такого не может быть", кое-где называли для "Зенита" 15 тонн и так, "очень неуверенно". :)
ЦитироватьМаксимальная масса космического аппарата, выводимого ракетой "Зенит-2" на околоземную орбиту высотой 200 км с территории Казахстана, составляет 13,8т. При пусках из районов, расположенных в приэкваториальной зоне, возможно выведение космических аппаратов массой до 15,7 т.
http://www.buran.ru/htm/gubanov3.htm
Если не париться с дросселированием, и использовать тягу РД-171М по максимуму, будет больше. У меня там перегрузка до 5.7g, я забыл сказать. ;) Конечно, ради точности "исторической реконструкции", надо больше деталей добавлять. Но в нашей теме это значения не имеет. Мы сравниваем программы выведения на одной и той же РН. И если итог будет качественно зависеть от того, что там где-то вентиль не так закрывают, то тему надо сразу в хлам сносить -- потому что это означало бы, что никакой обобщенной логики в программах выведения вообще нет. :)
ЦитироватьДавайте формулировать правильно, - вы немного компенсируете торможение в вертикальном направлении.
Дождетесь, что следующим шагом будет пост логов орбитера. :)
ЦитироватьА должно быть 33900 и 9300 кг. :wink: Впрочем, в некоторых источниках конечная масса блока 1 ступени указывается в районе 32 тонн. Масса ГО = 2300...2500 кг.
Сделал 33900, 9300 и 2500. Теперь 16 тонн вместо 17. ;) Причем программу даже не трогал. А давайте ему еще что-нибудь отпилим, а то все равно уж больно хорошо!
Родил определение:
Гравитационные потери равны интегралу по времени разницы между общим кажущимся ускорением и его горизонтальной составляющей.
Во! Ну как? ;)
ЦитироватьЦитироватьЯ и в 13.7 тоннах, которые везде названы, что-то сомневаюсь. ;)
Смотрим здесь:
http://www.yuzhnoye.com/?id=128&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/zenit/zenit-2/zenit-2
и здесь:
http://www.yuzhnoye.com/?id=130&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/zenit/zenit-2slb/zenit-2slb
Что реальное массой близкой к 14 тонн выводил когда-нибудь на орбиту Зенит-2? :)
ЦитироватьЧто реальное массой близкой к 14 тонн выводил когда-нибудь на орбиту Зенит-2? :)
А какую массу выводил на ЛЕО Зенит в запусках Электро и Радиоастрона? А ФГ?
ЦитироватьЦитироватьВ общем идея "висеть на тяге и двигаться вверх с постоянной скоростью" превратилась в "малость компенсировать вертикальное торможение, если тяга ступени это позволяет". :D
"Висеть на тяге и двигаться вверх с постоянной скоростью" замечательно получается, когда основной разгон происходит на постоянной высоте 100-150км, и подтягивается до 200 только в конце, таким мягким S-образным подъемом. Как бы имитируя двух-импульсное выведение. Реальная тяговооруженность ступени позволяет это практически всегда. Хотя легко представить себе случай искусственно заниженной тяговооруженности, при котором придется выпрыгивать на нижней ступени, ценой потери ХС. Но такая тяговооруженность будет ниже обычной нормы.
Так не получается у вас такой фокус без значительных потерь примерно до 5 км/с. :)
А после 6 километров в секунду, как я уже говорил выше, даже если ничего не компенсировать потери высоты будут десяток-другой километров.
Что касается тяговооруженности ступеней, - высокая тяговооруженность второй ступени это более мощный, дорогой и тяжелый двигатель на второй ступени.
ЦитироватьЦитироватьТак я и говорю, - сразу после разделения ступеней около 8 м/с**2, а на скорости около 4 км/с ещё 7 м/с**2. :)
Только с пологой траекторией "7" будет на 225 секунде, а с завышенной -- только на 280. И так далее.
По-моему вы преувеличиваете разницу по времени. :)
ЦитироватьЦитироватьУ вас получилось 17 тонн, а "такого не может быть", кое-где называли для "Зенита" 15 тонн и так, "очень неуверенно". :)
ЦитироватьМаксимальная масса космического аппарата, выводимого ракетой "Зенит-2" на околоземную орбиту высотой 200 км с территории Казахстана, составляет 13,8т. При пусках из районов, расположенных в приэкваториальной зоне, возможно выведение космических аппаратов массой до 15,7 т.
http://www.buran.ru/htm/gubanov3.htm
Если не париться с дросселированием, и использовать тягу РД-171М по максимуму, будет больше. У меня там перегрузка до 5.7g, я забыл сказать. ;) Конечно, ради точности "исторической реконструкции", надо больше деталей добавлять. Но в нашей теме это значения не имеет. Мы сравниваем программы выведения на одной и той же РН. И если итог будет качественно зависеть от того, что там где-то вентиль не так закрывают, то тему надо сразу в хлам сносить -- потому что это означало бы, что никакой обобщенной логики в программах выведения вообще нет. :)
А вы ради интереса рассмотрите постоянную тягу второй ступени 3, это ещё выгоднее и вполне можно реализовать.
Например двухкомпонентным двигателем с керосином и водородом в качестве топлива. ;)
Заодно в конце траектории будете иметь УИ водородника, при этом в начале траектории будете иметь тягу керосинового двигателя. :)
ЦитироватьЦитироватьДавайте формулировать правильно, - вы немного компенсируете торможение в вертикальном направлении.
Не вопрос, выкладывайте, конкретные числа я просмотрю с интересом. :)
Дождетесь, что следующим шагом будет пост логов орбитера. :)
Вы, кстати, почему-то не учитываете, что при "компенсационном полёте" надо постоянно
подруливать ВНИЗ иначе сам по себе получится ненулевой положительный угол тангажа.
Мне интересно как у вас будет тяга направлена одновременно и вверх и вниз, - чтобы вертикальная скорость в конце была точно равна нулю. :)
ЦитироватьЦитироватьЧто реальное массой близкой к 14 тонн выводил когда-нибудь на орбиту Зенит-2? :)
А какую массу выводил на ЛЕО Зенит в запусках Электро и Радиоастрона? А ФГ?
А я не помню, вы помните? :)
Я специально стал искать данные по ФГ, и что-то не нашел массу на орбите.
ЦитироватьРодил определение:
Гравитационные потери равны интегралу по времени разницы между общим кажущимся ускорением и его горизонтальной составляющей.
Во! Ну как? ;)
"Я ничего не понял, но мне, - нравилса!" :D
ЦитироватьЯ специально стал искать данные по ФГ, и что-то не нашел массу на орбите.
За что купил ...
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/24295.jpg)
ЦитироватьЯ и в 13.7 тоннах, которые везде названы, что-то сомневаюсь. ;)
"Вот я какой - величина!" (с) Заяц из известного мультфильма.
ЦитироватьЦитироватьА какую массу выводил на ЛЕО Зенит в запусках Электро и Радиоастрона?
А я не помню, вы помните? :)
Я не просто не помню, я не знаю. Информация засекречена и не публиковалась.
ЦитироватьЦитироватьРодил определение:
Гравитационные потери равны интегралу по времени разницы между общим кажущимся ускорением и его горизонтальной составляющей.
Во! Ну как? ;)
"Я ничего не понял, но мне, - нравилса!" :D
Есть кажущееся ускорение. Есть его горизонтальная проекция. Есть разница между ними. Интеграл этой разницы есть гравитационные потери.
ЦитироватьЦитироватьЯ и в 13.7 тоннах, которые везде названы, что-то сомневаюсь. ;)
"Вот я какой - величина!" (с) Заяц из известного мультфильма.
Это данные с известного сайта Марка Вейда, - http://astronautix.com/lvs/zenit2.htm
Участник форума НК
Salo частенько говорил, что у него много ошибок. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьРодил определение:
Гравитационные потери равны интегралу по времени разницы между общим кажущимся ускорением и его горизонтальной составляющей.
Во! Ну как? ;)
"Я ничего не понял, но мне, - нравилса!" :D
Есть кажущееся ускорение. Есть его горизонтальная проекция. Есть разница между ними. Интеграл этой разницы есть гравитационные потери.
Мы летим вверх с ускорением 1g, кажущееся ускорение у нас 2g, горизонтальная составляющая равна нулю.
??? :)
ЦитироватьМы летим вверх с ускорением 1g, кажущееся ускорение у нас 2g, горизонтальная составляющая равна нулю.
??? :)
Всё сжирают гравитационные потери. На орбиту мы так не выйдем.
ЦитироватьЦитироватьМы летим вверх с ускорением 1g, кажущееся ускорение у нас 2g, горизонтальная составляющая равна нулю.
??? :)
Всё сжирают гравитационные потери. На орбиту мы так не выйдем.
Почему это "не выйдем", допустим, мы на Луну летим и нам круговая орбита не нужна.
ЦитироватьПочему это "не выйдем", допустим, мы на Луну летим и нам круговая орбита не нужна.
Я сформулировал определение для круговой орбиты. Причём для низкой.
А вобще работа по подъёму массы на высоту тоже входит в гравитационные потери.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЯ и в 13.7 тоннах, которые везде названы, что-то сомневаюсь. ;)
"Вот я какой - величина!" (с) Заяц из известного мультфильма.
Это данные с известного сайта Марка Вейда, - http://astronautix.com/lvs/zenit2.htm
Участник форума НК Salo частенько говорил, что у него много ошибок. :)
Жаль, что не могу прочесть две предыдущие версии данного поста. :wink:
А в ответ могу сказать, что это один из тех случаев, когда он близок к истине. Видимо, в отличии от Вас, ознакомился с этими графиками:
http://www.yuzhnoye.com/?id=128&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/zenit/zenit-2/zenit-2
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/65922.png)
http://www.yuzhnoye.com/?id=130&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/zenit/zenit-2slb/zenit-2slb
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/65923.png)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА какую массу выводил на ЛЕО Зенит в запусках Электро и Радиоастрона?
А я не помню, вы помните? :)
Я не просто не помню, я не знаю. Информация засекречена и не публиковалась.
По С-Р тут в конце его масса http://ilrs.gsfc.nasa.gov/docs/LRR_eng_radioastron.pdf
Источник круче некуда http://ilrs.gsfc.nasa.gov/satellite_missions/list_of_satellites/radi_general.html
Правда, сколько заправленный Фрегат с переходной системой - не знаю
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЯ и в 13.7 тоннах, которые везде названы, что-то сомневаюсь. ;)
"Вот я какой - величина!" (с) Заяц из известного мультфильма.
Это данные с известного сайта Марка Вейда, - http://astronautix.com/lvs/zenit2.htm
Участник форума НК Salo частенько говорил, что у него много ошибок. :)
Жаль, что не могу прочесть две предыдущие версии данного поста. :wink:
А в ответ могу сказать, что это один из тех случаев, когда он близок к истине. Видимо, в отличии от Вас, ознакомился с этими графиками:
http://www.yuzhnoye.com/?id=128&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/zenit/zenit-2/zenit-2
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/65922.png)
http://www.yuzhnoye.com/?id=130&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/zenit/zenit-2slb/zenit-2slb
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/65923.png)
Возможно, но это ничего не доказывает, производитель заинтересован завышать возможности своего изделия. :)
Не судите по себе о других. :wink:
ЦитироватьПо С-Р тут в конце его масса Правда, сколько заправленный Фрегат с переходной системой - не знаю
Масса космических аппаратов то известна. А вот масса выведенных на опорную орбиту головных блоков...
ЦитироватьЦитироватьПо С-Р тут в конце его масса Правда, сколько заправленный Фрегат с переходной системой - не знаю
Масса космических аппаратов то известна. А вот масса выведенных на опорную орбиту головных блоков...
У Марка Вейда есть несколько записей такого типа.
Цитировать1986 July 30 - . 08:30 GMT - . Launch Site: Baikonur. Launch Complex: Baikonur LC45/1. LV Family: Zenit. Launch Vehicle: Zenit-2.
Cosmos 1767 - . Payload: Mass Model. Mass: 15,000 kg (33,000 lb). Nation: USSR. Agency: MO. Decay Date: 1986-08-16 . USAF Sat Cat: 16883 . COSPAR: 1986-056A. Apogee: 205 km (127 mi). Perigee: 194 km (120 mi). Inclination: 64.9000 deg. Period: 88.50 min. Summary: Instrumented Tselina-2 mock-up, with mass to test maximum payload capacity of Zenit launch vehicle. Officially: Investigation of the upper atmosphere and outer space..
Можете это как-то прокомментировать?
У Фобос-Грунта известна и масса и орбита:
13204 кг на орбиту 207км X 347 км с наклонением 51,4 градуса.
ЦитироватьУ Фобос-Грунта известна и масса и орбита:
13204 кг на орбиту 207км X 347 км с наклонением 51,4 градуса.
Вот видите, Salo, более чем на тонну меньше, чем у вас, - чепуха ваши выкладки. :)
ЦитироватьЦитироватьУ Фобос-Грунта известна и масса и орбита:
13204 кг на орбиту 207км X 347 км с наклонением 51,4 градуса.
Вот видите, Salo, более чем на тонну меньше, чем у вас, - чепуха ваши выкладки. :)
Вы читать умеете. :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьМы летим вверх с ускорением 1g, кажущееся ускорение у нас 2g, горизонтальная составляющая равна нулю.
??? :)
Всё сжирают гравитационные потери. На орбиту мы так не выйдем.
Почему это "не выйдем", допустим, мы на Луну летим и нам круговая орбита не нужна.
Вверх это еще не самое смешное. Рассмотрите случай, когда ракета летит строго вниз. ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьМы летим вверх с ускорением 1g, кажущееся ускорение у нас 2g, горизонтальная составляющая равна нулю.
??? :)
Всё сжирают гравитационные потери. На орбиту мы так не выйдем.
Почему это "не выйдем", допустим, мы на Луну летим и нам круговая орбита не нужна.
Вверх это еще не самое смешное. Рассмотрите случай, когда ракета летит строго вниз. ;)
Вверх вполне реальный случай. :)
Мы отправляем на Луну что-то небольшое и для этого используем твердотопливную ракету с высокой тягой, больше 3 в начале работы ступеней.
Кроме того нам лень возиться с системой управления на первых ступенях. :)
Reentrant, вот вам не лень возиться с вычислениями, - можете оценить для интереса выгоду от установки на вторую ступень Зенита НК-33 если мы не заморачиваемся с высотой опорной орбиты?
Спасибо! :lol:
Вы мне подняли настроение.
ЦитироватьСпасибо! :lol:
Вы мне подняли настроение.
Испортить?
А получится? :wink:
ЦитироватьА получится? :wink:
Это зависит от вашего состояния души.
ЦитироватьВверх вполне реальный случай. :) Мы отправляем на Луну что-то небольшое и для этого используем твердотопливную ракету с высокой тягой, больше 3 в начале работы ступеней. Кроме того нам лень возиться с системой управления на первых ступенях. :)
Реальный случай это когда вертикально вверх запускается ракета с Луны. Исторически реальный. :)
ЦитироватьВот вам не лень возиться с вычислениями, - можете оценить для интереса выгоду от установки на вторую ступень Зенита НК-33 если мы не заморачиваемся с высотой опорной орбиты?
Мало что даст. У него на второй ступени и так гравитационные потери небольшие. Несколько сот кг прибавит, вряд ли больше.
ЦитироватьЦитироватьВверх вполне реальный случай. :) Мы отправляем на Луну что-то небольшое и для этого используем твердотопливную ракету с высокой тягой, больше 3 в начале работы ступеней. Кроме того нам лень возиться с системой управления на первых ступенях. :)
Реальный случай это когда вертикально вверх запускается ракета с Луны. Исторически реальный. :)
Да, вы правы, действительно реальный случай, а я и не подумал об этом. :)
ЦитироватьЦитироватьВот вам не лень возиться с вычислениями, - можете оценить для интереса выгоду от установки на вторую ступень Зенита НК-33 если мы не заморачиваемся с высотой опорной орбиты?
Мало что даст. У него на второй ступени и так гравитационные потери небольшие. Несколько сот кг прибавит, вряд ли больше.
Так речь о том, чтобы ещё "положить" траекторию первой ступени. :)
ЦитироватьЦитироватьВот вам не лень возиться с вычислениями, - можете оценить для интереса выгоду от установки на вторую ступень Зенита НК-33 если мы не заморачиваемся с высотой опорной орбиты?
Мало что даст. У него на второй ступени и так гравитационные потери небольшие. Несколько сот кг прибавит, вряд ли больше.
Самое смешное даже не в этом: зачем ставить на вторую ступень тандема двигатель с земным соплом при наличии НК-43 с высотным? :wink:
ЦитироватьЦитироватьА получится? :wink:
Это зависит от вашего состояния души.
От общения с Вами душа воспаряет в небеса! :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВот вам не лень возиться с вычислениями, - можете оценить для интереса выгоду от установки на вторую ступень Зенита НК-33 если мы не заморачиваемся с высотой опорной орбиты?
Мало что даст. У него на второй ступени и так гравитационные потери небольшие. Несколько сот кг прибавит, вряд ли больше.
Самое смешное даже не в этом: зачем ставить на вторую ступень тандема двигатель с земным соплом при наличии НК-43 с высотным? :wink:
Разумеется, имелся в виду НК-33 с выдвижным сопловым насадком или НК-43.
ЦитироватьТак речь о том, чтобы ещё "положить" траекторию первой ступени. :)
Дальше уже особо некуда. При увеличении тяговооруженности с достаточной до сверхдостаточной эффекта уже нет. Вот если ее понижать, то отрицательный эффект будет нарастать, причем нелинейно.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА получится? :wink:
Это зависит от вашего состояния души.
От общения с Вами душа воспаряет в небеса! :wink:
Вы себе не представляете, - у одно в буквальном смысле слова "воспарила", кстати, он был очень похож на вас.
Правда, скорее не на небеса, а наоборот.
ЦитироватьЦитироватьТак речь о том, чтобы ещё "положить" траекторию первой ступени. :)
Дальше уже особо некуда. При увеличении тяговооруженности с достаточной до сверхдостаточной эффекта уже нет. Вот если ее понижать, то отрицательный эффект будет нарастать, причем нелинейно.
Идея вот какая, - мы понижаем высоту разделения, разумеется, снимая ограничения на скоростной напор при сбросе головного обтекателя.
За счёт этого мы набираем ещё меньше вертикальной скорости на участке работы первой ступени и, соответственно, больше горизонтальной скорости.
Недостаток вертикальной скорости потом компенсируется более высокой тяговооруженностью второй ступени.
При этом ещё и высота орбиты будет меньше, но, допустим, мы готовы на это.
ЦитироватьВы себе не представляете, - у одно в буквальном смысле слова "воспарила", кстати, он был очень похож на вас.
Правда, скорее не на небеса, а наоборот.
С кем поведёшься...
ЦитироватьРазумеется, имелся в виду НК-33 с выдвижным сопловым насадком или НК-43.
Эксперту: НК-33 с выдвижным сопловым насадком называется НК-33-1. А что Вы имеете ввиду , мы обычно узнаём после очередной подсказки со стороны. :wink:
Хорошо, что Вы занимаетесь методами неразрушающего контроля, а то столько бы дров на работе наломали. :roll: :wink:
ЦитироватьЦитироватьВы себе не представляете, - у одно в буквальном смысле слова "воспарила", кстати, он был очень похож на вас.
Правда, скорее не на небеса, а наоборот.
С кем поведёшься...
Три или четыре года назад я сказал ему, что если он не изменит свой образ жизни, то умрёт до 60.
Умер.
ЦитироватьЦитироватьРазумеется, имелся в виду НК-33 с выдвижным сопловым насадком или НК-43.
Эксперту: НК-33 с выдвижным сопловым насадком называется НК-33-1. А что Вы имеете ввиду , мы обычно узнаём после очередной подсказки со стороны. :wink:
Хорошо, что Вы занимаетесь методами неразрушающего контроля, а то столько бы дров на работе наломали. :roll: :wink:
Я специалист по сетевым технологиям, собственно говоря. ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВы себе не представляете, - у одно в буквальном смысле слова "воспарила", кстати, он был очень похож на вас.
Правда, скорее не на небеса, а наоборот.
С кем поведёшься...
Три или четыре года назад я сказал ему, что если он не изменит свой образ жизни, то умрёт до 60.
Умер.
Я знаю, что Ваш брат умер. Сочувствую, но обсуждать эту тему здесь не собираюсь.
ЦитироватьЯ сформулировал определение для круговой орбиты. Причём для низкой. А вобще работа по подъёму массы на высоту тоже входит в гравитационные потери.
А работа по опусканию массы входит в гравитационный выигрыш! Ибо cos(180)=-1. Истинное определение работает в любых условиях. ;)
ЦитироватьИдея вот какая, - мы понижаем высоту разделения, разумеется, снимая ограничения на скоростной напор при сбросе головного обтекателя. За счёт этого мы набираем ещё меньше вертикальной скорости на участке работы первой ступени и, соответственно, больше горизонтальной скорости. Недостаток вертикальной скорости потом компенсируется более высокой тяговооруженностью второй ступени. При этом ещё и высота орбиты будет меньше, но, допустим, мы готовы на это.
Да, оно так и работает, но численно эффект снижается при приближении к некоторому оптимуму. Крайний случай, безатмосферная планета (типа Луны, но без гор и масконов), и высокая тяговооруженность -- тогда ракету надо заваливать на горизонталь прямо на старте и разгонять на околонулевой высоте. Тогда потери будут близки к нулю на всей траектории. На Земле, по причине атмосферы, ниже 80-100км траекторию не понизить, причем ее надо поднимать по мере наращивания скорости.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьРазумеется, имелся в виду НК-33 с выдвижным сопловым насадком или НК-43.
Эксперту: НК-33 с выдвижным сопловым насадком называется НК-33-1. А что Вы имеете ввиду , мы обычно узнаём после очередной подсказки со стороны. :wink:
Хорошо, что Вы занимаетесь методами неразрушающего контроля, а то столько бы дров на работе наломали. :roll: :wink:
Я специалист по сетевым технологиям, собственно говоря. ;)
И это мы тоже уже имели возможность узнать ранее. :wink:
ЦитироватьЦитироватьИдея вот какая, - мы понижаем высоту разделения, разумеется, снимая ограничения на скоростной напор при сбросе головного обтекателя. За счёт этого мы набираем ещё меньше вертикальной скорости на участке работы первой ступени и, соответственно, больше горизонтальной скорости. Недостаток вертикальной скорости потом компенсируется более высокой тяговооруженностью второй ступени. При этом ещё и высота орбиты будет меньше, но, допустим, мы готовы на это.
Да, оно так и работает, но численно эффект снижается при приближении к некоторому оптимуму. Крайний случай, безатмосферная планета (типа Луны, но без гор и масконов), и высокая тяговооруженность -- тогда ракету надо заваливать на горизонталь прямо на старте и разгонять на околонулевой высоте. Тогда потери будут близки к нулю на всей траектории. На Земле, по причине атмосферы, ниже 80-100км траекторию не понизить, причем ее надо поднимать по мере наращивания скорости.
При высокой тяговооружённости траекторию иногда заваливали прямо на стартовой позиции. Что несколько противоречит тезису Владимира Игоревича о том, что с ростом тяговооружённости первой ступени наклон траектории увеличивается.
ЦитироватьПри высокой тяговооружённости траекторию иногда заваливали прямо на стартовой позиции. Что несколько противоречит тезису Владимира Игоревича о том, что с ростом тяговооружённости первой ступени наклон траектории увеличивается.
Здесь вот какое дело. Оптимальный угол наклона траектории зависит, в основном, от высоты опорной (или переходной) орбиты (чем ниже высота орбиты, тем ниже оптимальный угол наклона траектори). Зато чем выше тяговооруженность, тем больший угол атаки требуется на участке аэродинамического разворота.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВы себе не представляете, - у одно в буквальном смысле слова "воспарила", кстати, он был очень похож на вас.
Правда, скорее не на небеса, а наоборот.
С кем поведёшься...
Три или четыре года назад я сказал ему, что если он не изменит свой образ жизни, то умрёт до 60.
Умер.
Я знаю, что Ваш брат умер. Сочувствую, но обсуждать эту тему здесь не собираюсь.
Для начала неплохо бы вам знать кто я на самом деле. :)
ЦитироватьЦитироватьЯ специалист по сетевым технологиям, собственно говоря. ;)
И это мы тоже уже имели возможность узнать ранее. :wink:
Давно это вы вот так о себе во множественном числе? ;)
ЦитироватьЦитироватьПри высокой тяговооружённости траекторию иногда заваливали прямо на стартовой позиции. Что несколько противоречит тезису Владимира Игоревича о том, что с ростом тяговооружённости первой ступени наклон траектории увеличивается.
Здесь вот какое дело. Оптимальный угол наклона траектории зависит, в основном, от высоты опорной (или переходной) орбиты (чем ниже высота орбиты, тем ниже оптимальный угол наклона траектори). Зато чем выше тяговооруженность, тем больший угол атаки требуется на участке аэродинамического разворота.
С ростом тяговооруженности растёт вертикальная скорость набранная на участке первой ступени, а не угол наклона траектории в конце работы ступени.
Горизонтальная скорость растёт больше, чем вертикальная.
ЦитироватьЗдесь вот какое дело. Оптимальный угол наклона траектории зависит, в основном, от высоты опорной (или переходной) орбиты (чем ниже высота орбиты, тем ниже оптимальный угол наклона траектори).
Уточню: при требовании прямого выведения.
ЦитироватьЗато чем выше тяговооруженность, тем больший угол атаки требуется на участке аэродинамического разворота.
Вообще говоря в этом не было бы необходимости, если бы pitch kick можно было дать раньше, пока ракета не успела набрать вертикальную скорость. Чем раньше он дается, тем меньший начальный угол требуется. Но для РН здесь есть ограничения -- нужно некоторое время на разворот по азимуту и т.д.
ЦитироватьЦитироватьИдея вот какая, - мы понижаем высоту разделения, разумеется, снимая ограничения на скоростной напор при сбросе головного обтекателя. За счёт этого мы набираем ещё меньше вертикальной скорости на участке работы первой ступени и, соответственно, больше горизонтальной скорости. Недостаток вертикальной скорости потом компенсируется более высокой тяговооруженностью второй ступени. При этом ещё и высота орбиты будет меньше, но, допустим, мы готовы на это.
Да, оно так и работает, но численно эффект снижается при приближении к некоторому оптимуму. Крайний случай, безатмосферная планета (типа Луны, но без гор и масконов), и высокая тяговооруженность -- тогда ракету надо заваливать на горизонталь прямо на старте и разгонять на околонулевой высоте. Тогда потери будут близки к нулю на всей траектории. На Земле, по причине атмосферы, ниже 80-100км траекторию не понизить, причем ее надо поднимать по мере наращивания скорости.
Вот мне и интересно насколько можно выиграть если перигей понизить километров до 100.
Это имеет смысл при выводе на орбиту относительно прочного космического корабля когда ГО может вообще отсутствовать.
ЦитироватьЦитироватьПри высокой тяговооружённости траекторию иногда заваливали прямо на стартовой позиции. Что несколько противоречит тезису Владимира Игоревича о том, что с ростом тяговооружённости первой ступени наклон траектории увеличивается.
Здесь вот какое дело. Оптимальный угол наклона траектории зависит, в основном, от высоты опорной (или переходной) орбиты (чем ниже высота орбиты, тем ниже оптимальный угол наклона траектори). Зато чем выше тяговооруженность, тем больший угол атаки требуется на участке аэродинамического разворота.
Дим, объясни мне профану фишку аэродинамического разворота.
Многократно наблюдал этот пиковый выброс по углу атаки в отрицательную область, но считал это багой программы. А оказывается это фича.
Понятно, что на 12 секунде Зенит начинает разворот в плоскость орбиты. Но почему именно так, резким кивком? Или это делается пока не набрана большая скорость, чтобы уменьшить аэродинамические нагрузки во время разворота?
ЦитироватьДим, объясни мне профану фишку аэродинамического разворота. Многократно наблюдал этот пиковый выброс по углу атаки в отрицательную область, но считал это багой программы. А оказывается это фича.
Это "фича" убогости линейной программы управления, задаваемой четырьмя контрольными точками. В нормально заданной программе ничего подобного не нужно, конечно.
Я имею в виду отрицательный угол атаки в конце разворота. Или вы про начальный угол? Ну это-то должно быть очевидно, РН не пойдет "вниз", если ее не наклонять. :) В этом плане да, начальный угол (pitch kick) подбирается такой, чтобы скорость поворота, равная скорости понижения траектории (нулевой угол атаки) приводила к выходу на угол, близкий к горизонтальному, на заданной высоте разгона. При этом минимизируются и аэродинамические потери, и потери на управление.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПри высокой тяговооружённости траекторию иногда заваливали прямо на стартовой позиции. Что несколько противоречит тезису Владимира Игоревича о том, что с ростом тяговооружённости первой ступени наклон траектории увеличивается.
Здесь вот какое дело. Оптимальный угол наклона траектории зависит, в основном, от высоты опорной (или переходной) орбиты (чем ниже высота орбиты, тем ниже оптимальный угол наклона траектори). Зато чем выше тяговооруженность, тем больший угол атаки требуется на участке аэродинамического разворота.
Дим, объясни мне профану фишку аэродинамического разворота.
Многократно наблюдал этот пиковый выброс по углу атаки в отрицательную область, но считал это багой программы. А оказывается это фича.
Понятно, что на 12 секунде Зенит начинает разворот в плоскость орбиты. Но почему именно так, резким кивком? Или это делается пока не набрана большая скорость, чтобы уменьшить аэродинамические нагрузки во время разворота?
Траектория 1-й ступени формируется по ограничениям: вертикальный старт, чтобы быстрее выйти из стартовых срооружений; полет в транс- и сверхзвуковой зоне с нулевыми углами атаки, чтобы минимизировать нагрузки и аэродинамические потери; ограничение продольной максимальной перегрузки и максимального скоростного напора; ограничение на скоростной напор при разделении ступеней; ограничение на произведение q*alfa (фактически, на изгибающий момент); ограничение на зоны падения отделяемых частей. Из-за полета "по ограничениям", например, на западе АУТ 1-й ступени называют полетом с "разомкнутым контуром наведения". Поскольку параметры траектории первой ступени слабо связаны с конечными параметрами выведения. Единственное, угол наклона траектории 1-й ступени желательно иметь оптимальным но и это не догма.
Что касаемо программы угла атаки на 1-й ступени, но аэродинамический разворот должен начинаться: при выходе за пределы высотных сооружений СК, либо по достижению некоторой минимальной "эволютивной" скорости (для РН с аэродинамическими о/у). Это примерно соответствует 8-10-й секунде полета. А заканчиваться должен при М=0,8 (когда местная скорость может достичь скорости звука). Это примерно сроответствует 40-й секунде полета.
Закон изменения угла атаки на этом участке:
- квадратичный синус (гарантированно обеспечивает нулевые углы атаки до и после а/д-разворота)
- экспоненциальный (укглы атаки после разворота не нулвые, но очень малые).
В спредшите ратмана реализована примитивная программа линейного изменения УА - от нуля до максимума и от максимума до нуля.
ЦитироватьЦитироватьДим, объясни мне профану фишку аэродинамического разворота. Многократно наблюдал этот пиковый выброс по углу атаки в отрицательную область, но считал это багой программы. А оказывается это фича.
Это "фича" убогости линейной программы управления, задаваемой четырьмя контрольными точками. В нормально заданной программе ничего подобного не нужно, конечно.
Я имею в виду отрицательный угол атаки в конце разворота. Или вы про начальный угол? Ну это-то должно быть очевидно, РН не пойдет "вниз", если ее не наклонять. :)
Ракете просто сообщается угловая скорость относительно поперечной оси и она поворачивается с постоянной угловой скоростью, так как первоначально мы летим вертикально, то угол атаки будет в любом случае отрицательный, поскольку ракета сперва поворачивается, а уже потом набирает скорость в новом направлении. :)
Цитироватьограничение на скоростной напор при разделении ступеней;
Для тандема скоростной напор может помогать разделению ступеней.
Reentrant, ради интереса можете ещё рассмотреть такую схему выведения, - тяговооруженность постоянная вообще на всей траектории и равна 3.
Вы увидите как это потрясающе выгодно энергетически. ;)
ЦитироватьТраектория 1-й ступени формируется по ограничениям: вертикальный старт, чтобы быстрее выйти из стартовых срооружений; полет в транс- и сверхзвуковой зоне с нулевыми углами атаки, чтобы минимизировать нагрузки и аэродинамические потери; ограничение продольной максимальной перегрузки и максимального скоростного напора; ограничение на скоростной напор при разделении ступеней; ограничение на произведение q*alfa (фактически, на изгибающий момент); ограничение на зоны падения отделяемых частей. Из-за полета "по ограничениям", например, на западе АУТ 1-й ступени называют полетом с "разомкнутым контуром наведения". Поскольку параметры траектории первой ступени слабо связаны с конечными параметрами выведения. Единственное, угол наклона траектории 1-й ступени желательно иметь оптимальным но и это не догма.
Что касаемо программы угла атаки на 1-й ступени, но аэродинамический разворот должен начинаться: при выходе за пределы высотных сооружений СК, либо по достижению некоторой минимальной "эволютивной" скорости (для РН с аэродинамическими о/у). Это примерно соответствует 8-10-й секунде полета. А заканчиваться должен при М=0,8 (когда местная скорость может достичь скорости звука). Это примерно сроответствует 40-й секунде полета.
Закон изменения угла атаки на этом участке:
- квадратичный синус (гарантированно обеспечивает нулевые углы атаки до и после а/д-разворота)
- экспоненциальный (укглы атаки после разворота не нулвые, но очень малые).
В спредшите ратмана реализована примитивная программа линейного изменения УА - от нуля до максимума и от максимума до нуля.
Спасибо!
Приблизительно так я и думал. А теперь будем считать, что понял. :wink:
ЦитироватьReentrant, ради интереса можете ещё рассмотреть такую схему выведения, - тяговооруженность постоянная вообще на всей траектории и равна 3.
Вы увидите как это потрясающе выгодно энергетически. ;)
Ой, не факт!
К тому же очень сложно технически. :roll:
ЦитироватьЦитироватьReentrant, ради интереса можете ещё рассмотреть такую схему выведения, - тяговооруженность постоянная вообще на всей траектории и равна 3.
Вы увидите как это потрясающе выгодно энергетически. ;)
Ой, не факт!
Энергетически выгодно, это не выгодно экономически. :)
Экономически это выглядит примерно так, - "ракета массой 250 тонн с двигателями "Зенита".
Да, у неё будет высокая доля полезной нагрузки, но сама полезная нагрузка значительно меньше, чем у "Зенита". :)
ЦитироватьК тому же очень сложно технически. :roll:
Технически не очень сложно, да, будет более массивная первая ступень, но "мы её выкинем".
Ещё будут проблемы со скоростным напором, надо будет придумывать какой-то хитрый обтекатель или с наддувом внутри или просто прочный.
Будет непрерывное изменение глубины дросселирования ДУ вплоть до 33%.
ЦитироватьБудет непрерывное изменение глубины дросселирования ДУ вплоть до 33%.
Не обязательно, можно поставить "те самые 9 двигателей", которые отключать в ходе полёта.
А также можно добавлять водород взамен керосина, удельный импульс будет расти, а тяга будет падать.
ЦитироватьТехнически не очень сложно, да, будет более массивная первая ступень, но "мы её выкинем". Ещё будут проблемы со скоростным напором, надо будет придумывать какой-то хитрый обтекатель или с наддувом внутри или просто прочный.
Решаемо, "Газель" же вот как-то летает, и ничего. :) Правда, аэродинамические потери такие, что "мама не горюй".
Если прибавить "Зениту" тягу в полтора раза на обеих ступенях, ПН увеличится где-то до 18 тонн с 16. Это без дросселирования (перегрузки до 8 "же"), и с повторным включением второй ступени. Увеличение тяги только гравитационные потери сокращает, а этот резерв имеет предел, и у "Зенита" они вообще относительно невелики. Для нормального увеличения ПН надо вместе с тягой наращивать запас топлива.
ЦитироватьВот мне и интересно насколько можно выиграть если перигей понизить километров до 100. Это имеет смысл при выводе на орбиту относительно прочного космического корабля когда ГО может вообще отсутствовать.
Лунная "Энергия" в моих расчетах так и выводится на опорную, с разгоном на высотах 90-120 км. По сравнению с разгоном на 180-200км выигрыш в несколько процентов ПН. В целом, разброс примерно в коридоре 140-150 тонн.
ЦитироватьЦитироватьТехнически не очень сложно, да, будет более массивная первая ступень, но "мы её выкинем". Ещё будут проблемы со скоростным напором, надо будет придумывать какой-то хитрый обтекатель или с наддувом внутри или просто прочный.
Решаемо, "Газель" же вот как-то летает, и ничего. :) Правда, аэродинамические потери такие, что "мама не горюй".
Аэродинамические потери вырастут, но на фоне их общей малости это не будет влиять на общий результат.
ЦитироватьЕсли прибавить "Зениту" тягу в полтора раза на обеих ступенях, ПН увеличится где-то до 18 тонн с 16. Это без дросселирования (перегрузки до 8 "же"), и с повторным включением второй ступени. Увеличение тяги только гравитационные потери сокращает, а этот резерв имеет предел, и у "Зенита" они вообще относительно невелики. Для нормального увеличения ПН надо вместе с тягой наращивать запас топлива.
Нет, первую оставить "как есть", просто разделение сделать где-то на 45-50 километрах.
Скоростные напоры будут достаточно большие, но для тандема это не так страшно.
Потери у "Зенита", разумеется, маленькие, но хотелось бы уменьшить ХС потребную для выведения на орбиту до 9000 м/с или несколько меньше. :)
Т.е. выкинем дешёвые баки, поставим много дорогих двигателей и будем тихо радоваться высокому МюПН.
ЦитироватьТ.е. выкинем дешёвые баки, поставим много дорогих двигателей и будем тихо радоваться высокому МюПН.
Вы совершенно правы, - выгодно сделать ракету больше, но с меньшей тяговооруженностью, по крайней мере одноразовую ракету.
Я вообще не понимаю почему "Зенит" сделали таким маленьким.
ЦитироватьПотери у "Зенита", разумеется, маленькие, но хотелось бы уменьшить ХС потребную для выведения на орбиту до 9000 м/с или несколько меньше. :)
А у него и так ХС около 8700. :)
ЦитироватьЯ вообще не понимаю почему "Зенит" сделали таким маленьким.
Двигатели унифицировали с "Энергией", поэтому тяговооруженность "перегрели".
ЦитироватьЦитироватьПотери у "Зенита", разумеется, маленькие, но хотелось бы уменьшить ХС потребную для выведения на орбиту до 9000 м/с или несколько меньше. :)
А у него и так ХС около 8700. :)
Да вы что, смеётесь, более 9300. :)
ЦитироватьЦитироватьЯ вообще не понимаю почему "Зенит" сделали таким маленьким.
Двигатели унифицировали с "Энергией", поэтому тяговооруженность "перегрели".
А что, для "Энергии" нельзя было сделать бак поменьше, а для "бытовых целей" бак побольше?
Можно подробней про бак побольше для бытовых целей? Как Вы думаете, почему он именно такого объёма?
ЦитироватьМожно подробней про бак побольше для бытовых целей? Как Вы думаете, почему он именно такого объёма?
Как это "зачем"? Чтобы черпать из него было удобно и много места не занимал.
У Глушко на даче стоял такой бак с армянским коньяком, - потому он и сделал бак такого размера.
ЦитироватьДа вы что, смеётесь, более 9300. :)
Берем 2.500 -- обтекатель, 16.000 -- ПН.
Первая ступень
m0=2.500+16.000+90.600+354.300=463.4
m1=2.500+16.000+90.600+33.900=143
isp=330 (усредненная), ХС=3806 (3887, если взять isp в вакууме)
Вторая ступень
m0=16.000+90.600=106.6
m1=16.000+9.300=25.3
isp=349, ХС=4924 (условно считая, что обтекатель сброшен вместе с первой ступенью -- реально ХС выйдет немного меньше).
Сумма по двум ступеням: ХС=3806+4924=8730
Если взять ПН=13.500, ХС будет не более 9000. При этом запаса ХС хватает не только чисто на выведение, но и на "маневры". :)
ЦитироватьЦитироватьМожно подробней про бак побольше для бытовых целей? Как Вы думаете, почему он именно такого объёма?
Как это "зачем"? Чтобы черпать из него было удобно и много места не занимал.
У Глушко на даче стоял такой бак с армянским коньяком, - потому он и сделал бак такого размера.
Валентин Петрович очень заботился о своём здоровье. Чего и Вам советую.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьМожно подробней про бак побольше для бытовых целей? Как Вы думаете, почему он именно такого объёма?
Как это "зачем"? Чтобы черпать из него было удобно и много места не занимал.
У Глушко на даче стоял такой бак с армянским коньяком, - потому он и сделал бак такого размера.
Валентин Петрович очень заботился о своём здоровье. Чего и Вам советую.
Разумеется, потому и держал запас замечательного армянского коньяка для себя, своих близких и гостей.
А как человек, переживший трудные времена, он сделал запас побольше.
ЦитироватьЦитироватьДа вы что, смеётесь, более 9300. :)
Берем 2.500 -- обтекатель, 16.000 -- ПН.
Первая ступень
m0=2.500+16.000+90.600+354.300=463.4
m1=2.500+16.000+90.600+33.900=143
isp=330 (усредненная), ХС=3806 (3887, если взять isp в вакууме)
Вторая ступень
m0=16.000+90.600=106.6
m1=16.000+9.300=25.3
isp=349, ХС=4924 (условно считая, что обтекатель сброшен вместе с первой ступенью -- реально ХС выйдет немного меньше).
Сумма по двум ступеням: ХС=3806+4924=8730
Если взять ПН=13.500, ХС будет не более 9000. При этом запаса ХС хватает не только чисто на выведение, но и на "маневры". :)
Ну вы бы ещё побольше ПН взяли, тогда ХС была бы ещё меньше. :)
И я говорил про "чистую ХС", без учёта потерь удельного импульса, хотя вот обтекатель я действительно не учитывал. :)
Узнаю очаровательную манеру Владимира Игоревича!
:wink:
И рейтинг у Вас растёт, как я вижу.
ЦитироватьУзнаю очаровательную манеру Владимира Игоревича!
:wink:
И рейтинг у Вас растёт, как я вижу.
А где тут "рейтинг"?
ЦитироватьНу вы бы ещё побольше ПН взяли, тогда ХС была бы ещё меньше. :) И я говорил про "чистую ХС", без учёта потерь удельного импульса, хотя вот обтекатель я действительно не учитывал. :)
Около 9300 м/с затраты у "Сатурн-5" на опорную, при намного худшей энерговооруженности.
ЦитироватьЦитироватьИ рейтинг у Вас растёт, как я вижу.
А где тут "рейтинг"?
А я думал Вы всё обо всём знаете! :wink:
ЦитироватьЭнергетически выгодно, это не выгодно экономически. :)
Экономически это выглядит примерно так, - "ракета массой 250 тонн с двигателями "Зенита".
Да, у неё будет высокая доля полезной нагрузки, но сама полезная нагрузка значительно меньше, чем у "Зенита". :)
Энергетически выгодно использовать некоторую фиксированную стартовую тяговооруженность.
:wink:
ЦитироватьЦитироватьНу вы бы ещё побольше ПН взяли, тогда ХС была бы ещё меньше. :) И я говорил про "чистую ХС", без учёта потерь удельного импульса, хотя вот обтекатель я действительно не учитывал. :)
Около 9300 м/с затраты у "Сатурн-5" на опорную, при намного худшей энерговооруженности.
Это с учётом потери удельного импульса или без него? Я всегда считал, что "нормальная" ХС для выхода на НЗО около 9500 м/с если считать по УИ в вакууме.
ЦитироватьЭнергетически выгодно использовать некоторую фиксированную стартовую тяговооруженность.
:wink:
И она вряд ли будет равна трём. :wink:
ЦитироватьЭнергетически выгодно использовать некоторую фиксированную стартовую тяговооруженность.
:wink:
Вы меня озадачили, - как это "фиксированную"? :)
Я предложил фиксированную тяговооруженность 3 для простоты рассмотрения вопроса и только. :)
ЦитироватьЦитироватьУ Фобос-Грунта известна и масса и орбита:
13204 кг на орбиту 207км X 347 км с наклонением 51,4 градуса.
Вот видите, Salo, более чем на тонну меньше, чем у вас, - чепуха ваши выкладки. :)
А Вам известно какую ПН вывел на орбиту Зенит при пуске Фобос-Грунта? Мне нет.
Может поделитесь знанием с форумом?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьУ Фобос-Грунта известна и масса и орбита:
13204 кг на орбиту 207км X 347 км с наклонением 51,4 градуса.
Вот видите, Salo, более чем на тонну меньше, чем у вас, - чепуха ваши выкладки. :)
А Вам известно какую ПН вывел на орбиту Зенит при пуске Фобос-Грунта? Мне нет.
Может поделитесь знанием с форумом?
Так вы же сами сказали, что 13204 килограмма. ;)
Я же вам могу тоже сказать, - подтвердите мне эту массу, может она липовая. :P
ЦитироватьЦитироватьЭнергетически выгодно использовать некоторую фиксированную стартовую тяговооруженность.
:wink:
И она вряд ли будет равна трём. :wink:
Скорее, меньше 2,0
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЭнергетически выгодно использовать некоторую фиксированную стартовую тяговооруженность.
:wink:
И она вряд ли будет равна трём. :wink:
Скорее, меньше 2,0
Я правильно вас понял, - тяговооруженность на всём участке разгона будет 2 или меньше?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЭнергетически выгодно использовать некоторую фиксированную стартовую тяговооруженность.
:wink:
И она вряд ли будет равна трём. :wink:
Скорее, меньше 2,0
Я правильно вас понял, - тяговооруженность на всём участке разгона будет 2 или меньше?
Нет, я извращаться не буду: начальная тяговооруженность =2,0 (примерно, оптимальное значение). Конечная перегрузка = начальная тяговооруженность*Число Циолковского*коэффициент высотности сопла.
Баллистики, а можете просчитать Мпн Зенит с двигателем РД-175 тягой 1000 тс на 1-й ступени?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьУ Фобос-Грунта известна и масса и орбита:
13204 кг на орбиту 207км X 347 км с наклонением 51,4 градуса.
Вот видите, Salo, более чем на тонну меньше, чем у вас, - чепуха ваши выкладки. :)
А Вам известно какую ПН вывел на орбиту Зенит при пуске Фобос-Грунта? Мне нет.
Может поделитесь знанием с форумом?
Так вы же сами сказали, что 13204 килограмма. ;)
Я же вам могу тоже сказать, - подтвердите мне эту массу, может она липовая. :P
Я сказал, что масса ФГ 13204 кг (что есть неоспоримый факт), а какова масса ПН Зенита в этом полёте я не знаю.
Тогда ещё один вопрос: что являлось ПН ракеты-носителя Зенит в данном полёте? :wink:
ЦитироватьЭто с учётом потери удельного импульса или без него? Я всегда считал, что "нормальная" ХС для выхода на НЗО около 9500 м/с если считать по УИ в вакууме.
С учетом. Вообще, теоретический минимум ХС для выхода на опорную 200x200 около 8030 м/с, для сферической невращающейся "земли" в вакууме. :) С учетом атмосферы и прочих потерь, в более-менее реальных вводных и характеристиках, РН для НОО должна иметь минимальную ХС где-то в районе 8500. Всевозможные дополнительные условия, такие как поля падения ступеней, ограничения по перегрузкам и т.д., еще более увеличивают эту цифру. Ну и добивают это дело неоптимальности самих характеристик, такие как заниженная тяговооруженность, перетяжеленные или недоразмеренные ступени, и т.д.
ЦитироватьЦитироватьЭто с учётом потери удельного импульса или без него? Я всегда считал, что "нормальная" ХС для выхода на НЗО около 9500 м/с если считать по УИ в вакууме.
С учетом. Вообще, теоретический минимум ХС для выхода на опорную 200x200 около 8030 м/с, для сферической невращающейся "земли" в вакууме. :) С учетом атмосферы и прочих потерь, в более-менее реальных вводных и характеристиках, РН для НОО должна иметь минимальную ХС где-то в районе 8500. Всевозможные дополнительные условия, такие как поля падения ступеней, ограничения по перегрузкам и т.д., еще более увеличивают эту цифру. Ну и добивают это дело неоптимальности самих характеристик, такие как заниженная тяговооруженность, перетяжеленные или недоразмеренные ступени, и т.д.
Я взял постоянную тяговооруженность 3 именно из-за ограничения по перегрузкам и с целью минимизации гравитационных потерь.
А если ничего вообще не ограничивать, то и ваши 8500 м/с это "много". :)
Простейший пример, - "действуем по моему методу в пределе", а именно, стреляем из пушки со скоростью 5 км/с и вертикальной составляющей скорости 2 км/с ( это даже много будет для орбиты 200x200 километров ), остальную скорость набираем с помощью горизонтального разгона.
Потери составят менее 418 м/с. :)
ЦитироватьЯ сказал, что масса ФГ 13204 кг (что есть неоспоримый факт), а какова масса ПН Зенита в этом полёте я не знаю.
Тогда ещё один вопрос: что являлось ПН ракеты-носителя Зенит в данном полёте? :wink:
Там была ещё одна АМС, китайская, это что, масса без неё? :)
По поводу "неоспоримых фактов", - подтвердите его хоть чем-то. ;)
ЦитироватьЦитироватьЯ сказал, что масса ФГ 13204 кг (что есть неоспоримый факт), а какова масса ПН Зенита в этом полёте я не знаю.
Тогда ещё один вопрос: что являлось ПН ракеты-носителя Зенит в данном полёте? :wink:
Там была ещё одна АМС, китайская, это что, масса без неё? :)
По поводу "неоспоримых фактов", - подтвердите его хоть чем-то. ;)
Там ещё бак был, который должен был отделиться.
ЦитироватьТам была ещё одна АМС, китайская, это что, масса без неё? :)
По поводу "неоспоримых фактов", - подтвердите его хоть чем-то. ;)
ZOOR Вам выложил документ. Мало? :roll:
ЦитироватьА если ничего вообще не ограничивать, то и ваши 8500 м/с это "много". :)
Простейший пример, - "действуем по моему методу в пределе", а именно, стреляем из пушки со скоростью 5 км/с и вертикальной составляющей скорости 2 км/с ( это даже много будет для орбиты 200x200 километров ), остальную скорость набираем с помощью горизонтального разгона.
Потери составят менее 418 м/с. :)
Если ничего не ограничивать, то оба импульса даются горизонтально, ХС=8030, и потери равны нулю. :)
ЦитироватьЦитироватьТам была ещё одна АМС, китайская, это что, масса без неё? :)
По поводу "неоспоримых фактов", - подтвердите его хоть чем-то. ;)
ZOOR Вам выложил документ. Мало? :roll:
Разумеется мало, какой-то там левый "документ", да ещё из сети взятый. ;)
А какой нада?
ЦитироватьЦитироватьА если ничего вообще не ограничивать, то и ваши 8500 м/с это "много". :)
Простейший пример, - "действуем по моему методу в пределе", а именно, стреляем из пушки со скоростью 5 км/с и вертикальной составляющей скорости 2 км/с ( это даже много будет для орбиты 200x200 километров ), остальную скорость набираем с помощью горизонтального разгона.
Потери составят менее 418 м/с. :)
Если ничего не ограничивать, то оба импульса даются горизонтально, ХС=8030, и потери равны нулю. :)
Погодите, что-то много, я имел в виду выход на круговую орбиту 200x200.
Должно быть вроде даже меньше 8000. :)
ЦитироватьА какой нада?
Не знаю, - тот, что вызовет моё доверие. ;)
Видали? - http://www.youtube.com/watch?v=eSxltCRRi1Q ;)
ЦитироватьПогодите, что-то много, я имел в виду выход на круговую орбиту 200x200. Должно быть вроде даже меньше 8000. :)
7968м/с для орбиты 0х200 +60м/с в апогее до 200х200. И того 8028. Меньше не получится.
ЦитироватьЦитироватьА какой нада?
Не знаю, - тот, что вызовет моё доверие. ;)
Видали? - http://www.youtube.com/watch?v=eSxltCRRi1Q ;)
А кого интересует Ваше доверие? :wink:
ЦитироватьЦитироватьПогодите, что-то много, я имел в виду выход на круговую орбиту 200x200. Должно быть вроде даже меньше 8000. :)
7968м/с для орбиты 0х200 +60м/с в апогее до 200х200. И того 8028. Меньше не получится.
У меня получаются потери 230 м/с если вертикальная скорость "выстрела" 1500 м/с, а общая скорость 5000 м/с, дальше горизонтальный разгон, на высоте 200 километров круговая скорость меньше, чем 7800 м/с, - где я не прав? :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА какой нада?
Не знаю, - тот, что вызовет моё доверие. ;)
Видали? - http://www.youtube.com/watch?v=eSxltCRRi1Q ;)
А кого интересует Ваше доверие? :wink:
Вам
ВЕСЬ список? ;)
Лень было читать 10 страниц флуда. Массу головного блока Зенита на ЛЕО в запусках Электро и Радиоастрона там часом не выкладывали?
Можете выложить на хостинг, чтобы не замусоривать форум? :P
ЦитироватьМожете выложить на хостинг, чтобы не замусоривать форум? :P
Вы уверены, что в этом есть необходимость? ;)
ЦитироватьЛень было читать 10 страниц флуда. Массу головного блока Зенита на ЛЕО в запусках Электро и Радиоастрона там часом не выкладывали?
Нет, не выкладывали.
ЦитироватьЛень было читать 10 страниц флуда. Массу головного блока Зенита на ЛЕО в запусках Электро и Радиоастрона там часом не выкладывали?
Нет. Точных данных по заправке Фрегата СБ в этих пусках пока нигде не видел.
ЦитироватьЦитироватьЛень было читать 10 страниц флуда. Массу головного блока Зенита на ЛЕО в запусках Электро и Радиоастрона там часом не выкладывали?
Нет. Точных данных по заправке Фрегата СБ в этих пусках пока нигде не видел.
А хотя бы время работы есть?
В НК №9 за 2011:
Параметры опорной орбиты 177 км Х 447 км при наклонении 51,4 градуса.
Первое включение МД Фрегата 488 с.
Параметры промежуточной орбиты 445,7 км Х 3708,6 км при наклонении 51,47 градуса.
Сброс БДБ. Второе включение 894 с.
Целевая орбита 578 км Х 333455 км при наклонении 51,6 градуса.
Стартовая масса КА "Радиоастрон" 3850кг.
Конечная масса РБ, кг
основного РБ 950
сбрасываемого блока баков 375
2000 кгс / 332,5 с = 6,015 кг/с
488 с + 894 с = 1382 с
РЗТ 1382 с Х 6,015 кг/с = 8313 кг
950 кг + 375 кг + 8313 кг + 3850 кг = 13488 кг
Плюс 42 кг гидразина 13530 кг.
ЗЫ: И ещё две неизвестных массы. :wink:
Цитировать2000 кгс / 332,5 с = 6,015 кг/с
488 с + 894 с = 1382 с
РЗТ 1382 с Х 6,015 кг/с = 8313 кг
1050 кг + 360 кг + 8313 кг + 3850 кг = 13573 кг
Плюс 42 кг гидразина 13615 кг.
ЗЫ: И ещё две неизвестных массы. :wink:
А может тяга была меньше и , соответственно, топлива тоже было меньше? ;)
C чего бы? Чтобы уменьшить ПН? :wink:
Допускаю, что режим малой тяги использовался, но вряд ли продолжительное время, поскольку массовые лимиты были очень жёсткие.
ЗЫ: Кстати Vladimir жаловался на низкий УИ двигателя. :P
ЦитироватьУ меня получаются потери 230 м/с если вертикальная скорость "выстрела" 1500 м/с, а общая скорость 5000 м/с, дальше горизонтальный разгон, на высоте 200 километров круговая скорость меньше, чем 7800 м/с, - где я не прав? :)
В цифре 230. Суммарно потери должны составить 5000+(7786-4604)-8028=154 м/с.
НК №3 за 2011:
Опорная орбита 178 км Х640 км при наклонении 51,33 градуса.
Первое включение 533 с.
Промежуточная орбиту 305 км Х 4443,8 км при наклонении 50,4 градуса.
Сброс БДБ.Второе включение 645 с.
ГПО 361 км Х 35916 км при наклонении 48,6 градуса.
Третье включение 521 с. ГСО.
Стартовая масса КА 1766 кг.
Конечная масса БДБ 375 кг, конечная масса РБ 950 кг.
ЗЫ: откорректировал массы по Фрегату в ранних постах.
2000 кгс / 332,5 с = 6,015 кг/с
533 с + 645 с + 521 с = 1699 с
РЗТ 1699 с Х 6,015 кг/с = 10219 кг
950 кг + 375 кг + 10219 кг + 1766 кг + 42 кг = 13352 кг
Цитировать950 кг + 375 кг + 10219 кг + 1766 кг + 42 кг = 13352 кг
Совпадает с ФГ. Видимо это и есть ПН Зенита на орбиту чуть выше ЛЕО.
Цитировать2000 кгс / 332,5 с = 6,015 кг/с
533 с + 645 с + 521 с = 1699 с
РЗТ 1699 с Х 6,015 кг/с = 10219 кг
950 кг + 375 кг + 10219 кг + 1766 кг + 42 кг = 13352 кг
Что это такое, не порядок, - не выходит даже 13740 килограммов, которые указаны у Марка Вейда.
Salo, напишите, что были сами на борту и всё видели, тогда будет почти 13740 килограммов. ;)
Не данных по переходникам и адаптерам. Но их практически никогда нет. :wink:
ЦитироватьЦитировать2000 кгс / 332,5 с = 6,015 кг/с
533 с + 645 с + 521 с = 1699 с
РЗТ 1699 с Х 6,015 кг/с = 10219 кг
950 кг + 375 кг + 10219 кг + 1766 кг + 42 кг = 13352 кг
Что это такое, не порядок, - не выходит даже 13740 килограммов, которые указаны у Марка Вейда.
Salo, напишите, что были сами на борту и всё видели, тогда будет почти 13740 килограммов. ;)
А на какую орбиту, гениальный Вы наш? :wink:
ЦитироватьА на какую орбиту, гениальный Вы наш? :wink:
Так вы же там были, на месте, с астролябией под мышкой, вот вы и скажите нам "на какую орбиту". ;)
Очки наденьте и прочтите. :wink:
(http://s019.radikal.ru/i614/1204/d7/dd2d3b6f7b86.jpg)
(http://s42.radikal.ru/i098/1204/5b/d825b99de915.jpg)
ЦитироватьЦитироватьУ меня получаются потери 230 м/с если вертикальная скорость "выстрела" 1500 м/с, а общая скорость 5000 м/с, дальше горизонтальный разгон, на высоте 200 километров круговая скорость меньше, чем 7800 м/с, - где я не прав? :)
В цифре 230. Суммарно потери должны составить 5000+(7786-4604)-8028=154 м/с.
Поправлюсь, точности ради: 5000+(7786-4604)-8027=155 м/с.
Вообще-то гомановский переход брать за эталон не совсем корректно, и на высоких орбитах это вылезет достаточно чувствительно. Там начинает рулить биэллиптический (хотя и он тоже затрачивает более, чем разность энергий). Однако, для перехода 0-200км разница между расходом на гомановский переход и разницей орбит по энергетике составляет около 1м/с. :)
(http://s019.radikal.ru/i602/1204/38/f2f3df7465f7.jpg)
(http://s019.radikal.ru/i641/1204/cb/8d9ddb78323d.jpg)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьУ меня получаются потери 230 м/с если вертикальная скорость "выстрела" 1500 м/с, а общая скорость 5000 м/с, дальше горизонтальный разгон, на высоте 200 километров круговая скорость меньше, чем 7800 м/с, - где я не прав? :)
В цифре 230. Суммарно потери должны составить 5000+(7786-4604)-8028=154 м/с.
Поправлюсь, точности ради: 5000+(7786-4604)-8027=155 м/с.
Вообще-то гомановский переход брать за эталон не совсем корректно, и на высоких орбитах это вылезет достаточно чувствительно. Там начинает рулить биэллиптический (хотя и он тоже затрачивает более, чем разность энергий). Однако, для перехода 0-200км разница между расходом на гомановский переход и разницей орбит по энергетике составляет около 1м/с. :)
Не понял я, поясните пожалуйста. :)
Я рассуждаю так, у меня в точке старта горизонтальная скорость примерно 4770 м/с, ХС выработанная в момент мгновенного разгона 5000 м/с, вертикальная составляющая скорости 1500 м/с.
Затем я поворачиваю вектор тяги так, что он направлен по местной горизонтали и во всех точках разгона разгоняюсь только горизонтально.
Разгон завершается в момент когда вертикальная составляющая скорости относительно местной вертикали равна нулю.
Первая космическая скорость на высоте 200 километров ( примерно, может высота будет больше) около 7780 м/с и я затрачиваю ХС равную 7780 - 4770 = 3010 м/с.
Всего 5000 + 3010 = 8010 м/с, это меньше, чем у вас.
При этом "Земля плоская", и потери на управление я считаю равными нулю - может в этом дело?
Цитировать(http://s019.radikal.ru/i614/1204/d7/dd2d3b6f7b86.jpg)
(http://s42.radikal.ru/i098/1204/5b/d825b99de915.jpg)
Это документы какой организации? ;)
Специалистам РККЭ вы не верите, так что... ;)
А Вы специалист РККЭ? :wink:
ЦитироватьА Вы специалист РККЭ? :wink:
А вы? ;)
Так я сам себе не верю? :wink:
ЦитироватьТак я сам себе не верю? :wink:
Неисповедимы пути господни. :roll:
Вы себя возомнили Господом? :wink:
(http://s002.radikal.ru/i197/1204/45/9f60c2a2a215.jpg)
ЦитироватьЭто документы какой организации? ;)
Специалистам РККЭ вы не верите, так что... ;)
И можно подробнее о роли РККЭ в разработке Зенита-2SLБ. :wink:
ЦитироватьЦитироватьЭто документы какой организации? ;)
Специалистам РККЭ вы не верите, так что... ;)
И можно подробнее о роли РККЭ в разработке Зенита-2SLБ. :wink:
Это просто пример вашей недоверчивости. :)
Цитировать(http://s002.radikal.ru/i197/1204/45/9f60c2a2a215.jpg)
А, так вы агент фирмы Boeing, наверно параллельно работаете на ЦРУ и «Моссад», естественно, по долгу службы вы являетесь врагом всего русского и православия в особенности. ;)
ЦитироватьВы себя возомнили Господом? :wink:
Все мы рабы Его смиренные...
ЦитироватьПри этом "Земля плоская", и потери на управление я считаю равными нулю - может в этом дело?
Угу. Верное заклинание звучит так:
5000+sqrt(398.353623e12/(6.371e6+200e3))-sqrt(sqr(5000)-2*398.353623e12*(1/(6.371e6+0)-1/(6.371e6+200e3)))=8182.401973490631
:)
Считая, что второе приращение скорости тоже мгновенно и дается в апогее. Это все с учетом круглости Земли и убывания гравитации с расстоянием. А если по-простому, ошибка в том, что 1500м/с недостаточно, чтобы подняться на 200км. Нужно 1951м/с.
ЦитироватьЦитироватьПри этом "Земля плоская", и потери на управление я считаю равными нулю - может в этом дело?
Угу. Верное заклинание звучит так:
5000+sqrt(398.353623e12/(6.371e6+200e3))-sqrt(sqr(5000)-2*398.353623e12*(1/(6.371e6+0)-1/(6.371e6+200e3)))=8182.401973490631
:)
Считая, что второе приращение скорости тоже мгновенно и дается в апогее. Это все с учетом круглости Земли и убывания гравитации с расстоянием.
Вообще логично, что минимальная ХС не должна быть меньше первой космической скорости у Земли, а она около 7900 м/с.
С другой стороны это нельзя считать строгим выводом поскольку ракета это система с переменной массой.
ЦитироватьА, так вы агент фирмы Boeing, наверно параллельно работаете на ЦРУ и «Моссад», естественно, по долгу службы вы являетесь врагом всего русского и православия в особенности. ;)
РККЭ было агентом Боинга, а значит по Вашей логике все жители Королёва агенты Моссад? А Вы лично резидент ЦРУ? :wink:
ЦитироватьВообще логично, что минимальная ХС не должна быть меньше первой космической скорости у Земли, а она около 7900 м/с. С другой стороны это нельзя считать строгим выводом поскольку ракета это система с переменной массой.
А здесь масса не фигурирует. Если не считать стандартного гравитационного параметра, где ее вклад пренебрежимо мал. Влиять может факт не-мгновенности приращения скорости, но тут уже потери будут считаться. То есть, это идеальная ХС, реальная может быть только выше.
ЦитироватьЦитироватьА, так вы агент фирмы Boeing, наверно параллельно работаете на ЦРУ и «Моссад», естественно, по долгу службы вы являетесь врагом всего русского и православия в особенности. ;)
РККЭ было агентом Боинга, а значит по Вашей логике все жители Королёва агенты Моссад? А Вы лично резидент ЦРУ? :wink:
Это типичные клеветнические измышления западных спецслужб о РККЭ. :P
РККЭ принадлежит России и по её заданию выведывала подноготную у западных конкурентов. 8)
ЦитироватьЦитироватьВообще логично, что минимальная ХС не должна быть меньше первой космической скорости у Земли, а она около 7900 м/с. С другой стороны это нельзя считать строгим выводом поскольку ракета это система с переменной массой.
А здесь масса не фигурирует. Если не считать стандартного гравитационного параметра, где ее вклад пренебрежимо мал. Влиять может факт не-мгновенности приращения скорости, но тут уже потери будут считаться. То есть, это идеальная ХС, реальная может быть только выше.
Понимаете, "ХС" это не энергия, для которой есть чёткий закон сохранения, я не знаю как это доказать формально. :)
ЦитироватьПонимаете, "ХС" это не энергия, для которой есть чёткий закон сохранения, я не знаю как это доказать формально. :)
ХС, конечно, не энергия -- это способ ее увеличить. Увеличивая скорость ракеты, мы увеличиваем ее кинетическую энергию. В остальном ракета подчиняется тем же законам, что и все прочие небесные тела. Если вы имеете в виду тот факт, что масса ракеты уменьшается, то это не проблема -- здесь все формулы нормированы на массу. В равенствах фигурируют только удельные энергии, которые зависит только от скорости и расстояния до центра масс
ЦитироватьЦитироватьПонимаете, "ХС" это не энергия, для которой есть чёткий закон сохранения, я не знаю как это доказать формально. :)
ХС, конечно, не энергия -- это способ ее увеличить. Увеличивая скорость ракеты, мы увеличиваем ее кинетическую энергию. В остальном ракета подчиняется тем же законам, что и все прочие небесные тела. Если вы имеете в виду тот факт, что масса ракеты уменьшается, то это не проблема -- здесь все формулы нормированы на массу. В равенствах фигурируют только удельные энергии, которые зависит только от скорости и расстояния до центра масс
Не совсем так, после определённой скорости разгона энергия ракеты не увеличивается а уменьшается в результате выброса рабочего тела, - оно уносит энергии больше, чем даёт приращение оставшейся части.
По-моему это начинает происходить после скорости равной двум удельным импульсам.
Так что формальное обоснование не так просто. :)
ЦитироватьНе совсем так, после определённой скорости разгона энергия ракеты не увеличивается а уменьшается в результате выброса рабочего тела, - оно уносит энергии больше, чем даёт приращение оставшейся части. По-моему это начинает происходить после скорости равной двум удельным импульсам. Так что формальное обоснование не так просто. :)
В расчете используется не "энергия", а "удельная энергия". Удельная энергия не зависит от массы тела. Вообще. :)
ЦитироватьЦитироватьНе совсем так, после определённой скорости разгона энергия ракеты не увеличивается а уменьшается в результате выброса рабочего тела, - оно уносит энергии больше, чем даёт приращение оставшейся части. По-моему это начинает происходить после скорости равной двум удельным импульсам. Так что формальное обоснование не так просто. :)
В расчете используется не "энергия", а "удельная энергия". Удельная энергия не зависит от массы тела. Вообще. :)
Да, это верно, удельная энергия ПН растёт и возможность нахождения на определённой орбите определяется именно ей.
Хороший параметр, логично. :)
Цитировать1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400
:D
Неудивительно, что 17 т. Цифры вообще "не свистят".
Массы ближе к сухим, а не к конечным. Тоже все остатки потеряли?
Который раз уже?
У движка 1й ступени УИ завышен, а тяга - вообще неизвестно откуда :?
"fairing=3.500" :shock: Вы шутите??
УИ второй ступени занижен, вклад рулевика в тягу вообще потерян.
Фактические конечные массы по 1й ступени - более 32 т, по 2й - примерно 9,5 т.
ЦитироватьУИ второй ступени занижен, вклад рулевика в тягу вообще потерян.
Фактические конечные массы по 1й ступени - более 32 т, по 2й - примерно 9,5 т.
РД-120 взят старый с тягой 85 тс. Кстати при УИ РД-8 = 342 с, УИ ДУ получается как раз около 349 с.
Цитировать:D
Неудивительно, что 17 т. Цифры вообще "не свистят". Массы ближе к сухим, а не к конечным. Тоже все остатки потеряли? Который раз уже? У движка 1й ступени УИ завышен, а тяга - вообще неизвестно откуда :?
"fairing=3.500" :shock: Вы шутите?? УИ второй ступени занижен, вклад рулевика в тягу вообще потерян. Фактические конечные массы по 1й ступени - более 32 т, по 2й - примерно 9,5 т.
Все цифры из ратмана, я тут вообще не при чем. :) Ступени и обтекатель Дмитрий уже поправил, вышло 16 тонн ПН, смотрите в теме дальше. Излишек ПН здесь не столько от неточностей в основных параметрах, сколько от отсутствия разных "допусков", усушек-утрусок и прочих левых маневров по траектории.
ЦитироватьЦитировать. . .
Я слишком долго с Вами общаюсь на этом форуме, . . .
Увы... :(
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВторой, прошу прощения, что-то я отвлекаюсь и делаю ошибки. :)
1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400
По имеющимся данным у Зенит-2 конечная масса блока 1-й ступени более 33 т, а второй - 9,3 т. Правда, SpaceR говорит, что конечные массы уменьшены.
Не только он говорит. :)
http://www.federalspace.ru/main.php?id=17&oid=235
Масса меньше на тонну, если это не ошибка. :)
Тяги и удельные импульсы по движкам - верные.
Массы - нет.
Особенно сухие. По первой ступени ещё туда-сюда, похоже на то, что было у старого "Зенита-2" (их уже давно не делают), а по второй - вообще непонятно с какого дуба. Так мало никогда не было.
Ну и в заголовке статьи ошибка, но это уже мелочи.
ЦитироватьЦитироватьЕщё один + к АКС у которого гравитационных потерь не бывает...
Гравпотери у АКС будут нулевыми лишь в горизонтальном полете :wink:
Да ну....
Вы хорошо подумали?
Действительно, в горизонтальном полёте происходит, в некотором роде, конвертация гравитационных потерь в аэродинамические. Да ещё добавка конечной массы ощутимая появляется - на все эти несущие плоскости.
В общем, "на этой карусели мы уже катались".
Вообще, полёт ракеты интересно выглядит с точки зрения наблюдателя находящегося в инерциальной системе отсчёта, - мощность ракетного двигателя с разгоном начинает стремиться к бесконечности, а энергетический КПД двигателя начинает стремиться к минус бесконечности. :)
ЦитироватьЦитироватьArtemkad пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Потери ХС на первые 10 км подъёма незначительны и использование для этих целей самолёта ничего не даёт.
Первые 10км значительны гравитационные потери. Каждую секунду теряем примерно 20-30м/с ХС.
ЦитироватьСтарый пишет:
Реальный эффект начинается с высоты в десятки км и скорости в километры в сек. То есть самолёт-разгонщик в момент отделения должен иметь высоту и скорость примерно как первая ступень обычной РН.
И какая-же скорость и высота на 50-й секунде секунде полета скажем РН Союз?
Старый пишет:
ЦитироватьArtemkad пишет:
Первые 10км значительны гравитационные потери. Каждую секунду теряем примерно 20-30м/с ХС.
Ай, молодца!
ЦитироватьИ какая-же скорость и высота на 50-й секунде секунде полета скажем РН Союз?
А вам зачем?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьСтарый пишет:
Гравитационные потери это затраты энергии на подъём массы на высоту.
Artemkad пишет:
Не совсем так. Если предположить, что тяга ракеты будет постоянно равна ее массе(гипотетически можно так сделать), она никуда подниматься не будет, но тем не менее гравитационные потери будут рости пропорционально времени. Что и не удивительно - двигатели-то работают не давая ракете упасть...
Грав.потери это работа двигателей против силы тяжести. Подъем-же высоты может грав.потерь и не иметь. К примеру при движении на вытянутой элиптичесой траектории подъем высоты никаких гравитационных потерь не предполагает т.к. аппарат движется исключительно исходя из силы тяжести.
Старый пишет:
Я ж и говорю: грубое непонимание физического смысла гравитационных потерь.
Если вы упрёте ракету лбом в стену и включите двигатели то несостоявшийся набор скорости тоже наверно запишете в гравитационные потери...
Artemkad пишет:
Нет, это будут упругие потери. Работа двигателей против сил упругости стены. ;)
Точно так-же как аэродинамические потери - работа двигателей против сил сопротивления воздуха.
ЗЫ. Кстати, принципиальное отличие - гравитационная сила есть всегда, а вот реакция опоры (сила упругости стены) и сила аэродинамического сопротивления возникают по мере воздействия аппарата на стену и воздух (в начале они нулевые).
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьArtemkad пишет:
И какая-же скорость и высота на 50-й секунде секунде полета скажем РН Союз?
Старый пишет:
А вам зачем?
Artemkad пишет:
Да очень интересно зачем Вам скорость километры в секунду когда ракета через минуту после старта все еще "еле ползет"...
Старый пишет:
"Мне" скорость чтоб в космос залететь. А вам не нада?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьСтарый пишет:
Отдельная мысль про тяговооружённость и гравитационные потери.
Сторонники АКС оперируют гравпотерями для обоснования своих теорий. При этом гравитационные потери возводятся в некий абсолют призваный доказать что угодно, например тезис "снижение гравпотерь равно росту ПН"
Давайте посмотрим что может получиться.
Допустим возьмём ракету Союз, заправим её только наполовину и запустим. Тяговооружённость возрастёт примерно вдвое, гравитационные потери резко (в разы?) снизятся. Однако возрастёт ли выводимая на орбиту ПН? ;)
Вот так то. Оказывается не всё так просто. И снижение гравпотерь вовсе не тождественно росту ПН.. И конструкторы которые проектируют РН с минимальной тяговооружённостью и соответственно большими гравпотерями отнюдь не лохи.
Artemkad пишет:
Гравпотери при прочих равных могут даже возрасти. Причем если не изменим траекторию - в разы.
Старый пишет:
Ну если у вас гравпотери достигают 20-30 метров в секунду в секунду то может быть что угодно...
Artemkad пишет:
Да ладно... Средние гравпотери к примеру у первой ступени Вами любимого Saturn V 1220м/с /150с = 8.1м/с за секунду. Но это уже для всего 2,5 минутного участка работы ступени. Для начального вертикального участка они больше(20-30 м/с за секунду), для последнего почти горизонтального - меньше (2-3 м/с за секунду).
ЦитироватьЦитироватьArtemkad пишет:
Гравпотери это интеграл по времени от ускорения в проекции на вертикаль. Если грубо они прямо зависят от соотношения тяги к массе (под интегралом), от косинуса к горизонту(под интегралом) и естественно времени. Т.е. чем быстрее ускоряемся вверх, тем теряем больше, но чем быстее переходим в горизонтальный полет, тем потери меньше. Отсюда есть оптимальная траектория для конкретной ракеты, но однозначно говорить о том, что снижение массы вдвое приводит к снижению и гравпотерь абсолютно нельзя т.к. величина под интегралом увеличивается вдвое из-за увеличения вертикального ускорения.
ЗЫ. И что-то мне кажется, что на оптимальной траектории по всем потерям гравпотери останутся примерно такими-же...
Александр Хороших пишет:
Артем, что-то мне подсказывает, что вы не правы. Надо брать проекцию от силы тяжести, а не силы тяги. Иначе получается бред - грав. потери больше, чем ускорение свободного падения.
И, опять же, насколько я помню и понимаю, чем быстрее мы ускоряемся, тем грав. потери меньше, т. к. мы меньшее время совершаем работу против сил тяжести. Это объяснялось то ли в Левантовком, то ли в Феодосьеве.
ЦитироватьЦитироватьArtemkad пишет:
Гравпотери это интеграл по времени от ускорения в проекции на вертикаль.
Дмитрий В. пишет:
Вообще-то: в проекции на вектор скорости. Ускорения свободного падения.
ЦитироватьЦитироватьArtemkad пишет:
но однозначно говорить о том, что снижение массы вдвое приводит к снижению и гравпотерь абсолютно нельзя т.к. величина под интегралом увеличивается вдвое из-за увеличения вертикального ускорения.
ЗЫ. И что-то мне кажется, что на оптимальной траектории по всем потерям гравпотери останутся примерно такими-же...
Дмитрий В. пишет:
Увеличение тяговооруженности однозначно ведет к падению гравпотерь. А насчет "величина под интегралом увеличивается вдвое из-за увеличения вертикального ускорения."и - это бред чистейшей воды, поскольку потери на гравитацию определяются ускорением свободного падения в проекции на скорость ракеты. А оно, как известно не меняется в разы в пределах высот характерных для выведения на НОО.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьДмитрий В. пишет:
Увеличение тяговооруженности однозначно ведет к падению гравпотерь. А насчет "величина под интегралом увеличивается вдвое из-за увеличения вертикального ускорения."и - это бред чистейшей воды, поскольку потери на гравитацию определяются ускорением свободного падения в проекции на скорость ракеты.
Artemkad пишет:
Ух ты!!! А давайте я Вам задам простейший вопрос - а чему равно "ускорением свободного падения " ? И далее намек - если вдруг 9,8 м/с^2 - как тогда тяговооруженность вообще влияет на гравпотери?! У Вас ведь в первом предложении " ведет к падению ", а во втором гравпотери вообще зависят только от изменения угла вектора скорости.
Дмитрий В. пишет:
Азы баллистики ракет известны давно: гравпотери обратно пропорциональны тяговооруженности. Именно по той причине, что указаны выше - сокращение времени АУТ. И, по определению, гравпотери - это интеграл по времени от g*sin (teta), где teta - угол наклона траектории. :D
Artemkad пишет:
Вы свяжите g*sin (teta) с тяговооруженностью... С величиной P/(mg)...
Это ведь азы.
Дмитрий В. пишет:
А для Вас эта связь не очевидна? smile:o Между тем, эта связь следует из определения: "... интеграл ПО ВРЕМЕНИ". Сами выводы сделаете, аль разжевать до конечной формулы?
ЦитироватьЦитироватьArtemkad пишет:
В общем Гуглите в простейшем виде формулу потерь ХС на гравитацию
dV=[( P/m )*cosα]dt
где P-тяга(Н), m-масса(кг), α-угол.
И все зависит от времени...
ЗЫ. Кстати, для Дмитрий В. - P/m это и есть " ускорением свободного падения" .
Дмитрий В. пишет:
Как все запущено! :D Таки, позвольте спросить, Вы основы баллистики по гуглю изучаете, а не по учебникам? И с каких это пор реактивное ускорение стало ускорением свободного падения? :D
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьДмитрий В. пишет:
Как все запущено! Таки, позвольте спросить, Вы основы баллистики по гуглю изучаете, а не по учебникам? И с каких это пор реактивное ускорение стало ускорением свободного падения?
Artemkad пишет:
Наверное с тех пор, как ускорение свободного падения стало зависеть от времени.
Дмитрий В. пишет:
Где Вы прочли эту глупость? Или сами выдумали? Вообще-то, ускорение свободного падения есть (в нулевом приближении) функция расстояния от притягивающего центра. Но Вы не увиливайте от ответа на вопрос: с какого бодуна Вы вообразили, что реактивное ускорение (тяга, деленная на массу) равно ускорению свободного падения?
Artemkad пишет:
Так Вы сами ее так назвали. Рассматривая формулу Вы просто не обратили внимание на g(t). Еще раз откройте учебник и посмотрите что это за g(t) в интеграле...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьArtemkad пишет:
Вы свяжите g*sin (teta) с тяговооруженностью... С величиной P/(mg)...
Дмитрий В. пишет:
А для Вас эта связь не очевидна? [IMG] Между тем, эта связь следует из определения: "... интеграл ПО ВРЕМЕНИ". Сами выводы сделаете, аль разжевать до конечной формулы?
Artemkad пишет:
Уж куда мне. Я могу только понять, что в первом приближении g из под интеграла вынисится, и остается только интеграл по времени от синуса угла траектории(по сути интеграл от траектории). Откуда там возьмется соотношение тяги к весу для меня полнейшая загадка.
Дмитрий В. пишет:
Значит, придется разжевывать :( Время АУТ ступени, для которой (пусть для первой) вычисляются гравпотери tk = Мт/Мсек, где Мсек - секундный расход топлива, равный, в свою очередь, Мсек = Р/Iуд, где Р- тяга у земли, Iуд - удельный импульс у земли. Тяга, соответственно, равно Р=n0*Mo, где n0-начальная тяговооруженность РН, Мо - стартовая масса РН, тогда tk= Мт*Iу/n0*Mo. Таким образом, чем выше тягоывооруженность, тем меньше время работы ступени, тем меньше значение интеграла по времени, тем ниже гравитационные потери ХС.
Продолжим выкладки для вывода приближенной формулы расчета гравпотерь. Выражая массу топлива через безразмерную относительную массу ступени Мт= (1-Muk)*Mо, получим: tk=(1-Muk)*Iу/n0. Поскольку траектория РН - плавная линия и угол наклона также изменяется плавно, а гравитационное ускорение (или с допустимой точностью - ускорение свободного падения) меняется мало, для упрощения можно принять, что Гравпотери = g*[sin (tet)]ср*tk = g*[sin (tet)]ср*(1-Muk)*Iу/n0, где [sin (tet)]ср - среднее значение синуса угла наклона траектории на активном участке полета 1-й ступени. Поскольку ракета стартует вертикально, начальное значение синуса = 1. Для орбиты высотой 300 км, оптимальный угол наклона траектории приблизительно равен 30 град, а синус этого угла равен 0,5. Средний синус, соответственно, 0,75. Например, для ракеты с УИ=300 с и относительную конечную массу первой ступени Muk = 0,3, определим значение гравпотерь:
- при тяговооруженности 1,3: 9,8*0,75*0,7*300/1,3=1187 м/с
- при тяговооруженности 1,6: 9,8*0,75*0,7*300/1,6 = 965 м/с.
Заметьте, я ликбез провел совершенно бесплатно.
ЦитироватьArtemkad пишет:
Первые 10км значительны гравитационные потери. Каждую секунду теряем примерно 20-30м/с ХС.
Я вам извиняюсь, но мне дико интересно: какими техническими средствами в земных условиях достигнута эта величина?
Или речь идёт о пуске из бескрайних лесов Юпитера? Тады ой...
Вобщем как я понял бедный Артёмка тяговооружённость принял за ускорение свободного падения. :(
Цитироватьmihalchuk пишет:
Старый, а ты ничего не путаешь? Земля-то круглая. [IMG]
Попробуем расшатать законы физики.
Давайте расшатаем.
Для простоты будем считать Землю гладкой безатмосферной планетой. А приращения скорости - импульсными, чтобы гравитационные потери в том виде в котором объяснял Саныч равнялись нулю.
А теперь запускаем два спутника. Один на орбиту высотой 0 метров.А другой на орбиту высотой 200 км.
Первый запускается естественно горизонтальным импульсом равным первой космической скорости у поверхности земли. Гравитационные потери равны нулю.
Второй запускается так: первым импульсом выводится на орбиту высотой 0х200 км. (ноль на двести км). По достижении апогея вторым импульсом перигей поднимается до 200 км. Орбита становится круговой 200х200 км. Посчитайте сумму импульсов во втором случае и сравните с первым случаем. Разница это гравпотери на подъём спутника на высоту 200 км.
При выводе спутника на орбиту высотой стремящейся к бесконечности гравпотери будут стремиться ко второй космической скорости.
Заметьте - все приращения скорости мгновенные и гравпотерь в том смысле как объяснил Саныч нет.
Цитироватьmihalchuk пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
И так и лететь в космос горизонтально в атмосфере? Если же начать набирать высоту то гравпотери появятся.
Старый, а ты ничего не путаешь? Земля-то круглая.
Горизонталь в поле тяготения - это эквипотенциальная поверхность. В центральном поле тяготения (например, вблизи круглой Земли) "горизонталь" - это сфера :-)
ЦитироватьСтарый пишет:
Цитироватьmihalchuk пишет:
Старый, а ты ничего не путаешь? Земля-то круглая. [IMG]
Попробуем расшатать законы физики.
Давайте расшатаем.
Для простоты будем считать Землю гладкой безатмосферной планетой. А приращения скорости - импульсными, чтобы гравитационные потери в том виде в котором объяснял Саныч равнялись нулю.
А теперь запускаем два спутника. Один на орбиту высотой 0 метров.А другой на орбиту высотой 200 км.
Первый запускается естественно горизонтальным импульсом равным первой космической скорости у поверхности земли. Гравитационные потери равны нулю.
Второй запускается так: первым импульсом выводится на орбиту высотой 0х200 км. (ноль на двести км). По достижении апогея вторым импульсом перигей поднимается до 200 км. Орбита становится круговой 200х200 км. Посчитайте сумму импульсов во втором случае и сравните с первым случаем. Разница это гравпотери на подъём спутника на высоту 200 км.
При выводе спутника на орбиту высотой стремящейся к бесконечности гравпотери будут стремиться ко второй космической скорости.
Заметьте - все приращения скорости мгновенные и гравпотерь в том смысле как объяснил Саныч нет.
То есть, разница импульса при выведении на орбиту нулевой высоты и суммы импульсов при выведении на НКО 200 км равна 2000 м/с? А если 800 км, то 4000 м/с? То есть, что лететь на орбиту 800 км, что на Марс - разницы почти нет?
ЦитироватьСтарый пишет:
Цитироватьmihalchuk пишет:
Старый, а ты ничего не путаешь? Земля-то круглая. [IMG]
Попробуем расшатать законы физики.
Давайте расшатаем.
Для простоты будем считать Землю гладкой безатмосферной планетой. А приращения скорости - импульсными, чтобы гравитационные потери в том виде в котором объяснял Саныч равнялись нулю.
А теперь запускаем два спутника. Один на орбиту высотой 0 метров.А другой на орбиту высотой 200 км.
Первый запускается естественно горизонтальным импульсом равным первой космической скорости у поверхности земли. Гравитационные потери равны нулю.
Второй запускается так: первым импульсом выводится на орбиту высотой 0х200 км. (ноль на двести км). По достижении апогея вторым импульсом перигей поднимается до 200 км. Орбита становится круговой 200х200 км. Посчитайте сумму импульсов во втором случае и сравните с первым случаем. Разница это гравпотери на подъём спутника на высоту 200 км.
При выводе спутника на орбиту высотой стремящейся к бесконечности гравпотери будут стремиться ко второй космической скорости.
Заметьте - все приращения скорости мгновенные и гравпотерь в том смысле как объяснил Саныч нет.
В общем-то, это плата за кривизну реальной траектории, оно тоже связано с наличием гравитации, в конечном итоге. С этим связано появление понятия идеальной ХС, к которой (а не к конечной орбитальной скорости) и приплюсовываются потери при приближенных аллистических ррасчетах.
Цитироватьmihalchuk пишет:
То есть, разница импульса при выведении на орбиту нулевой высоты и суммы импульсов при выведении на НКО 200 км равна 2000 м/с? А если 800 км, то 4000 м/с? То есть, что лететь на орбиту 800 км, что на Марс - разницы почти нет?
Это если выводить по угловой траектории: сначала импульс вертикально вверх с паузой, затем горизонтально до первой космической скорости. Это крайний случай.
Если же выводить по другой крайней схеме двумя горизонтальными импульсами (перигейным с поверхности и апогейным на 200 км), то для вывода на круговую орбиту 200 км нужно всего на 120 м/с больше чем для круговой орбиты нулевой высоты (если не ошибся в арифметике).
Цитироватьmihalchuk пишет:
ЦитироватьСтарый пишет: Посчитайте сумму импульсов во втором случае и сравните с первым случаем. Разница это гравпотери на подъём спутника на высоту 200 км.
При выводе спутника на орбиту высотой стремящейся к бесконечности гравпотери будут стремиться ко второй космической скорости.
Заметьте - все приращения скорости мгновенные и гравпотерь в том смысле как объяснил Саныч нет.
То есть, разница импульса при выведении на орбиту нулевой высоты и суммы импульсов при выведении на НКО 200 км равна 2000 м/с? А если 800 км, то 4000 м/с? То есть, что лететь на орбиту 800 км, что на Марс - разницы почти нет?
Какаято у вас фигня получилась. Вы уверены что всё правильно посчитали или хотя бы прочитали?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
В общем-то, это плата за кривизну реальной траектории, оно тоже связано с наличием гравитации, в конечном итоге. С этим связано появление понятия идеальной ХС, к которой (а не к конечной орбитальной скорости) и приплюсовываются потери при приближенных аллистических ррасчетах.
Это плата за подъём массы на высоту. При горизонтальных импульсах скорости эта ХС и есть идеальная.
Рост ХС это не единственная плата за подъём на высоту. Вторая часть это уменьшение собствнной скорости спутника на круговой орбите. Чем выше орбита тем медленнее летит спутник хотя характеристическая скорость больше.
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
В общем-то, это плата за кривизну реальной траектории, оно тоже связано с наличием гравитации, в конечном итоге. С этим связано появление понятия идеальной ХС, к которой (а не к конечной орбитальной скорости) и приплюсовываются потери при приближенных аллистических ррасчетах.
Это плата за подъём массы на высоту. При горизонтальных импульсах скорости эта ХС и есть идеальная.
Рост ХС это не единственная плата за подъём на высоту. Вторая часть это уменьшение собствнной скорости спутника на круговой орбите. Чем выше орбита тем медленнее летит спутник хотя характеристическая скорость больше.
Собственно, по определению располагаемая ХС предполагает прямолинейный полет в отсутствие других, кроме тяги, сил. То, что ты описал - верный по сути, но несколько неправильный по математике, расчет ПОТРЕБНОЙ ИДЕАЛЬНОЙ ХС. Которая по определению сообщается мгновенным импульсом (одним!) на поверхности земли. Фактически характеризует затраты на перемещение РН в гравитационном поле в отсутствие силы аэродинамического сопротивления.
Куда Артёмка-то делся? Учиться пошел?
ЦитироватьДмитрий В. пишет: Фактически характеризует затраты на перемещение РН в гравитационном поле в отсутствие силы аэродинамического сопротивления.
Ну дык!
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Куда Артёмка-то делся? Учиться пошел?
Учиться? Не может такого быть.
В процессе выяснения что такое Р/m видимо был тяжело контужен при разрыве шаблона. Подлечится - вернётся.
Простите, но не понял предмета спора...
Грав. потери - это потери скорости на активном участке полета. Или что-то не так?
Исходя из формулы расчета указанных потерь при импульсном разгоне (нулевая длительность работы ДУ) они будут равны нулю.
ЦитироватьDed пишет:
Простите, но не понял предмета спора...
Грав. потери - это потери скорости на активном участке полета. Или что-то не так?
Исходя из формулы расчета указанных потерь при импульсном разгоне (нулевая длительность работы ДУ) они будут равны нулю.
Гравитационные потери это потери на преодоление силы тяжести.
ЦитироватьСтарый пишет:
Давайте расшатаем.
Для простоты будем считать Землю гладкой безатмосферной планетой. А приращения скорости - импульсными, чтобы гравитационные потери в том виде в котором объяснял Саныч равнялись нулю.
А теперь запускаем два спутника. Один на орбиту высотой 0 метров.А другой на орбиту высотой 200 км.
Первый запускается естественно горизонтальным импульсом равным первой космической скорости у поверхности земли. Гравитационные потери равны нулю.
Второй запускается так: первым импульсом выводится на орбиту высотой 0х200 км. (ноль на двести км). По достижении апогея вторым импульсом перигей поднимается до 200 км. Орбита становится круговой 200х200 км. Посчитайте сумму импульсов во втором случае и сравните с первым случаем. Разница это гравпотери на подъём спутника на высоту 200 км.
При выводе спутника на орбиту высотой стремящейся к бесконечности гравпотери будут стремиться ко второй космической скорости.
Заметьте - все приращения скорости мгновенные и гравпотерь в том смысле как объяснил Саныч нет.
Старый, что-то Вы не то пишите. Гравпотери возникают из-за невозможности выдать мгновенный импульс скорости.
Давайте представим Землю шариком без атмосферы и что она не вращается - чтоб не заморачиваться.
Первый случай - гравпотери будут на ту составляющую тяги, которую мы будем затрачивать, чтоб не ползти по земле до набора первой космической. Если положим ракету на тележку и проложим по диаметру дорогу (и примем силы трения = 0), то гравпотерь ноль и затраченная скорость есть наименьшая потребная скорость маневра перехода. Во втором случае - аналогично. Плюс еще потери на управление, когда надо держать тягу по вектору орбитальной скорости.
Так вот гравпотери будут разница между этой идеальной потребной скоростью и реальным выведением (без учета потерь на управление и аэродинамическое сопротивление - мы же договорились, что вакуум).
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьDed пишет:
Простите, но не понял предмета спора...
Грав. потери - это потери скорости на активном участке полета. Или что-то не так?
Исходя из формулы расчета указанных потерь при импульсном разгоне (нулевая длительность работы ДУ) они будут равны нулю.
Гравитационные потери это потери на преодоление силы тяжести.
На активном участке полета.
ЦитироватьDed пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Гравитационные потери это потери на преодоление силы тяжести.
На активном участке полета.
Да. И при импульсных маневрах они равны нулю.
ЦитироватьСтарый пишет:
Вобщем как я понял бедный Артёмка тяговооружённость принял за ускорение свободного падения. :(
Не-а. Формулу тяговооруженности я привел. Что касается приведенного расчета... Теоретически(по размерностям) он верен, хотя есть тут у меня смутные сомнения, что только теоретически. Надо будет как-то пересчитать для чисто вертикального взлета от начала и до конца. Тогда не останется "среднего синуса" под который можно запихнуть любую неточность...
ЗЫ. Сперва хотел предложить проверку для зависшей ракеты, но так проверить не получится т.к. оба варианта выраждаются в один...
ЦитироватьArtemkad пишет:Тогда не останется "среднего синуса" под который можно запихнуть любую неточность...
Синус он да, он такой неточный...
ЦитироватьZOOR пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Разница это гравпотери на подъём спутника на высоту 200 км.
При выводе спутника на орбиту высотой стремящейся к бесконечности гравпотери будут стремиться ко второй космической скорости.
Заметьте - все приращения скорости мгновенные и гравпотерь в том смысле как объяснил Саныч нет.
Старый, что-то Вы не то пишите. Гравпотери возникают из-за невозможности выдать мгновенный импульс скорости.
Если по вашей версии то о чём я написал не гравпотери то что же?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Куда Артёмка-то делся? Учиться пошел?
Занят Артёмка...
ЗЫ. Кстати, по Вашей формуле мгновенный импульс имеет нулевые гравпотери. Тяговооруженность стремиться к бесконечности, а потери к нулю. Что в частности означает, что при этом аппарат вверх разгонится при том-же объеме топлива до той-же скорости что и горизонтально.
Неточный "средний синус" для криволинейной траектории.
ЦитироватьСтарый пишет:
Если по вашей версии то о чём я написал не гравпотери то что же?
ИМХО, физический смысл величины орбитальной скорости для данной высоты круговой орбиты. Вытекает из равенства кинетической энергии и величины гравитационного потенциала.
Цитироватьsychbird пишет:
ИМХО, физический смысл величины орбитальной скорости для данной высоты круговой орбиты. Вытекает из равенства кинетической энергии и величины гравитационного потенциала.
Чем выше орбита тем меньше орбитальная скорость. На что же расходуется характеристическая скорость ракеты?
ЦитироватьСтарый пишет:
Чем выше орбита тем меньше орбитальная скорость. На что же расходуется характеристическая скорость ракеты?
Тем ВЫШЕ орбитальная скорость, но ниже угловая.
ЦитироватьСтарый пишет:
Чем выше орбита тем меньше орбитальная скорость. На что же расходуется характеристическая скорость ракеты?
На изменение полной энергии системы, очевидно.
Приблизительный дальнейший диалог:
С: А что такое полная энергия?
Я: Сумма кинетической и потенциальной
С: А что характеризует изменение потенциальной энергии?
Я: Работу в поле действия гравитационной силы
С: Вот! Скорость тратится на работу против гравитационных сил и это и есть гравпотери на подъём спутника на высоту 200 км!
:)
ЦитироватьArtemkad пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Вобщем как я понял бедный Артёмка тяговооружённость принял за ускорение свободного падения.
Не-а. Формулу тяговооруженности я привел. Что касается приведенного расчета... Теоретически(по размерностям) он верен, хотя есть тут у меня смутные сомнения, что только теоретически. Надо будет как-то пересчитать для чисто вертикального взлета от начала и до конца. Тогда не останется "среднего синуса" под который можно запихнуть любую неточность...
ЗЫ. Сперва хотел предложить проверку для зависшей ракеты, но так проверить не получится т.к. оба варианта выраждаются в один...
А в случае вертикального подъема формула для расчета гравпотерь вырождается в простейшее выражение g*tk :D
ЦитироватьArtemkad пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Куда Артёмка-то делся? Учиться пошел?
Занят Артёмка...
ЗЫ. Кстати, по Вашей формуле мгновенный импульс имеет нулевые гравпотери. Тяговооруженность стремиться к бесконечности, а потери к нулю. Что в частности означает, что при этом аппарат вверх разгонится при том-же объеме топлива до той-же скорости что и горизонтально.
Что значит, "по моей формуле"? Равенство нулю гравпотерь при импульсной тяге - одно из базовых положений баллистики (схема Гомана смотрите). И не путайте понятия ХС и скорости. Первая - величина скалярная и характеризует энергетику (располагаемую для ракеты и потребную для маневра). Вторая - вектор, характеризующиий быстроту изменения местоположения ракеты. Поэтому при равных ХС ракеты могут иметь существенно разную скорость.
Вам стоит все же почитать учебники, иначе Вы так и будете в трех соснах блуждать.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:... иначе Вы так и будете в трех соснах блуждать.
Ох, Саныч, умеешь ты вежливо идиотом обозвать... :)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Вам стоит все же почитать учебники
А что именно посоветуете? Понятно, что " в гугле всё есть", но есть что-то именно "для чайников"?
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:... иначе Вы так и будете в трех соснах блуждать.
Ох, Саныч, умеешь ты вежливо идиотом обозвать... :)
Между "идиотом" и просто человеком, который не в курсе есть большая разница: первый не хочет учиться и агрессивно отстаивает своё невежество а второй- хочет учиться.
ЦитироватьG.K. пишет:
Между "идиотом" и просто человеком, который не в курсе есть большая разница: первый не хочет учиться и агрессивно отстаивает своё невежество а второй- хочет учиться.
С чего вы решили что артёмка хочет учиться?
ЦитироватьG.K. пишет:
А что именно посоветуете? Понятно, что " в гугле всё есть", но есть что-то именно "для чайников"?
Для начала, что-нибудь простое: Левантовский "Механика космического полета", Феодосьев "Основы техники ракетного полета". Относительно простое изложение вопроса позволяет понять физическую сущность проблемы. Затем можно перейти к более сложным работам. Например, Аппазов, Лавров, Мишин "Баллистика управляемых ракет дальнего действия".
ЦитироватьСтарый пишет:
С чего вы решили что артёмка хочет учиться?
Ну мало ли ...
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Для начала, что-нибудь простое: Левантовский "Механика космического полета", Феодосьев "Основы техники ракетного полета". Относительно простое изложение вопроса позволяет понять физическую сущность проблемы. Затем можно перейти к более сложным работам. Например, Аппазов, Лавров, Мишин "Баллистика управляемых ракет дальнего действия".
Спасибо!
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Для начала, что-нибудь простое: Левантовский "Механика космического полета", Феодосьев "Основы техники ракетного полета". Относительно простое изложение вопроса позволяет понять физическую сущность проблемы. Затем можно перейти к более сложным работам. Например, Аппазов, Лавров, Мишин "Баллистика управляемых ракет дальнего действия".
Хорошые книжки, читал. Их надо одновременно с Orbiter и Kerbal space program читать. Особенно с Orbiter.
кстати тема "Средства выведения и другие технические вопросы" сам бог велел Kerbal space program-ом и Orbiter-ом баловаться :)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Равенство нулю гравпотерь при импульсной тяге - одно из базовых положений баллистики (схема Гомана смотрите).
А вот не надо сюда Гомановскую схему приписывать. Там импульс прикладывается по касательной к баллистической траектории - т.е. по факту горизонтально... Естественно там гравпотерь нет.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И не путайте понятия ХС и скорости. Первая - величина скалярная и характеризует энергетику (располагаемую для ракеты и потребную для маневра). Вторая - вектор, характеризующиий быстроту изменения местоположения ракеты. Поэтому при равных ХС ракеты могут иметь существенно разную скорость.
Еще скажите, что скорости будут разные при равных ХС и одинаковых траекториях...
ЦитироватьArtemkad пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Равенство нулю гравпотерь при импульсной тяге - одно из базовых положений баллистики (схема Гомана смотрите).
1)А вот не надо сюда Гомановскую схему приписывать. Там импульс прикладывается по касательной к баллистической траектории - т.е. по факту горизонтально... Естественно там гравпотерь нет.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И не путайте понятия ХС и скорости. Первая - величина скалярная и характеризует энергетику (располагаемую для ракеты и потребную для маневра). Вторая - вектор, характеризующиий быстроту изменения местоположения ракеты. Поэтому при равных ХС ракеты могут иметь существенно разную скорость.
2)Еще скажите, что скорости будут разные при равных ХС и одинаковых траекториях...
1)Буа-га-га! :D Воистину, "иногда лучше молчать, чем говорить". Гомановская схема предполагает мгновенную выдачу импульса (бесконечно большая тяга). В противном случае, он - импульс - будет приложен не по касательной. Более-менее близкое приближение к схеме Гомана - движение КА на АУТ по дуге окружности (для круговой орбиты). В данном случае гравпотери равны нулю, но появляются, хоть и небольшие, потери на управление, которые все равно косвенно связаны с наличием гравитации.
2)А это зачем приплетать? По существу сказать нечего?
Ну где бы прибить гвоздями, что для подсчета гравпотерь требуется взять интеграл по времени работы ДУ .
Если импульс - то интеграл по определению равен нулю. И не важно, по касательной или нет этот импульс.
А вы про какие гравпотери тут спорите?
Цитироватьfreinir пишет:
А вы про какие гравпотери тут спорите?
Да про "как таковые" - интеграл по времени от проекции гравитационного ускорения на вектор скорости ;)
Цитироватьfreinir пишет:
А вы про какие гравпотери тут спорите?
Про обыкновенные. А вы про какие?
ЦитироватьZOOR пишет:
Ну где бы прибить гвоздями,
Бесполезно.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
А вы про какие гравпотери тут спорите?
Да про "как таковые" - интеграл по времени от проекции гравитационного ускорения на вектор скорости ;)
А если вектора скорости нет? (равен нулю)
ЦитироватьСтарый пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
А вы про какие гравпотери тут спорите?
Про обыкновенные. А вы про какие?
Ну у всех видимо разные, раз спорите ;)
Цитироватьfreinir пишет:
Ну у всех видимо разные, раз спорите ;)
А артёмки да, разные. Но с ним никто и не спорит.
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
А вы про какие гравпотери тут спорите?
Да про "как таковые" - интеграл по времени от проекции гравитационного ускорения на вектор скорости ;)
А если вектора скорости нет? (равен нулю)
Такая ситуация возможна, при нахождении РН на земле при условии тождественного равенства тяги весу. В этом случае, вся располагаемая ХС будет равна гравитационным потерям. Будет проекция на "ноль-вектор" (модуль = 0, направление - по радиус-вектору).
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
А вы про какие гравпотери тут спорите?
Да про "как таковые" - интеграл по времени от проекции гравитационного ускорения на вектор скорости ;)
А если вектора скорости нет? (равен нулю)
Такая ситуация возможна, при нахождении РН на земле при условии тождественного равенства тяги весу. В этом случае, вся располагаемая ХС будет равна гравитационным потерям. Будет проекция на "ноль-вектор" (модуль = 0, направление - по радиус-вектору).
А если в полёте вектор равен нулю?
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
А вы про какие гравпотери тут спорите?
Да про "как таковые" - интеграл по времени от проекции гравитационного ускорения на вектор скорости ;)
А если вектора скорости нет? (равен нулю)
Такая ситуация возможна, при нахождении РН на земле при условии тождественного равенства тяги весу. В этом случае, вся располагаемая ХС будет равна гравитационным потерям. Будет проекция на "ноль-вектор" (модуль = 0, направление - по радиус-вектору).
А если в полёте вектор равен нулю?
А какая разница? И в каких случаях возможно обнуление скорости в реальном полете?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
Цитата
Дмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
А вы про какие гравпотери тут спорите?
Да про "как таковые" - интеграл по времени от проекции гравитационного ускорения на вектор скорости ;)
А если вектора скорости нет? (равен нулю)
Такая ситуация возможна, при нахождении РН на земле при условии тождественного равенства тяги весу. В этом случае, вся располагаемая ХС будет равна гравитационным потерям. Будет проекция на "ноль-вектор" (модуль = 0, направление - по радиус-вектору).
А если в полёте вектор равен нулю?А какая разница? И в каких случаях возможно обнуление скорости в реальном полете?
Обычно при зависании... или при специально выбранной системе отсчёта ;)
ЦитироватьArtemkad пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Чем выше орбита тем меньше орбитальная скорость. На что же расходуется характеристическая скорость ракеты?
Тем ВЫШЕ орбитальная скорость, но ниже угловая.
(http://s40.radikal.ru/i087/1304/93/04627c36a9d9.jpg) ;)
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
Цитата
Дмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
А вы про какие гравпотери тут спорите?
Да про "как таковые" - интеграл по времени от проекции гравитационного ускорения на вектор скорости ;)
А если вектора скорости нет? (равен нулю)
Такая ситуация возможна, при нахождении РН на земле при условии тождественного равенства тяги весу. В этом случае, вся располагаемая ХС будет равна гравитационным потерям. Будет проекция на "ноль-вектор" (модуль = 0, направление - по радиус-вектору).
А если в полёте вектор равен нулю?А какая разница? И в каких случаях возможно обнуление скорости в реальном полете?
Обычно при зависании... или при специально выбранной системе отсчёта ;)
При зависании с работающим двигателем (а при неработающем двигателе нет ни ХС, ни, соответственно, потерь ХС) ситуация будет - как в приведенном мной примере "стояния" РН на Земле.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И в каких случаях возможно обнуление скорости в реальном полете?
У Кузнечика ;)
ЦитироватьG.K. пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И в каких случаях возможно обнуление скорости в реальном полете?
У Кузнечика ;)
См. предыдущий пост.
Кстати, тут про работающий двигатель всё пишут. А ведь при холодном разделении гравитационные потери имеются, а двигатель не работает ;)
Цитироватьfreinir пишет:
Кстати, тут про работающий двигатель всё пишут. А ведь при холодном разделении гравитационные потери имеются, а двигатель не работает ;)
Характеристическая скорость и ее потери возникают только при работающем двигателе - нет тяги, нет, соответственно, затрат энергии на преодоление гравитации.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
Кстати, тут про работающий двигатель всё пишут. А ведь при холодном разделении гравитационные потери имеются, а двигатель не работает ;)
Характеристическая скорость и ее потери возникают только при работающем двигателе - нет тяги, нет, соответственно, затрат энергии на преодоление гравитации.
Это да, но пауза при разделении увеличивает потребную ХС.
На пассивном участке траектории тот же интеграл по времени от проекции вектора гравускорения на вектор мгновенной скорости не равен нулю в общем случае. И на увеличение гравитационного потенциала затрачивается энергия. За счет части энергии, уже переданной ПН на завершившемся АУТ.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Характеристическая скорость и ее потери возникают только при работающем двигателе - нет тяги, нет, соответственно, затрат энергии на преодоление гравитации.
А если направить ракету с работающим двигателем вертикально вниз (типа ракета-пенетратор), то гравитационные потери будут, наверное, не потерями, а приобретениями :)
Цитироватьcross-track пишет:
А если направить ракету с работающим двигателем вертикально вниз (типа
ракета-пенетратор), то гравитационные потери будут, наверное, не потерями, а
приобретениями
А если... стартовать на высоте 200 км с нулевой начальной скоростью (на круговую НОО, как цель)? Интересно, но уж не в тему.
del
ЦитироватьКубик пишет:
А если... стартовать на высоте 200 км с нулевой начальной скоростью (на круговую НОО, как цель)?
Для расчета гравпотерь лучше вычислять не интеграл по времени от проекции вектора гравускорения на вектор мгновенной скорости, а интеграл по времени от проекции вектора гравускорения на вектор силы тяги двигателя. В Вашей задаче вектор силы тяги двигателя должен иметь как тангенциальную, так и нормальную составляющую (равную по величине гравускорению) . Так что интеграл по времени от проекции вектора гравускорения на вектор силы тяги двигателя будет отличен от 0, и поэтому гравпотери здесь тоже имеют место.
Цитироватьcross-track пишет:
ЦитироватьКубик пишет:
А если... стартовать на высоте 200 км с нулевой начальной скоростью (на круговую НОО, как цель)?
Для расчета гравпотерь лучше вычислять не интеграл по времени от проекции вектора гравускорения на вектор мгновенной скорости, а интеграл по времени от проекции вектора гравускорения на вектор силы тяги двигателя. В Вашей задаче вектор силы тяги двигателя должен иметь как тангенциальную, так и нормальную составляющую (равную по величине гравускорению) . Так что интеграл по времени от проекции вектора гравускорения на вектор силы тяги двигателя будет отличен от 0, и поэтому гравпотери здесь тоже имеют место.
Ничуть не лучше. К тому же, в данном случае в состав гравпотерь войдут еще и потери нна управление, что методологически неверно.
Однако, сстоит заметить, что на практике, когда расчеты ведутся численно, вообще можно обойтись без таких понятий, как "ХС", "потери ХС (гравитационные, аэродинамические, нна статическое противодаавление и на управление)", "УИ" ;)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Ничуть не лучше. К тому же, в данном случае в состав гравпотерь войдут еще и потери нна управление, что методологически неверно.
Нет, лучше. Не будет никаких исключений вроде случая, когда ракета "зависает" после старта. Скорость ракеты 0, значит, и вектор скорости 0, но вектор силы тяги двигателя не нулевой, и гравпотери прекрасно считаются.
А потери на управление к расчету гравпотерь отношения не имеют. Ведь смысл гравпотерь состоит в том, что реальная тяга отличается от "номинальной" тяги тем, что ракету "тянет" к Земле, и поэтому реальная тяга будет меньше при движении ракеты вверх под любым углом. При этом не имеет значение, на что "расходуется" тяга - на разгон ракеты, на управление, и т.п. Во всех случаях гравпотери уменьшают номинальную тягу, и в формулу должен входить угол между тягой и гравускорением, а не между скоростью и гравускорением.
Цитироватьcross-track пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Ничуть не лучше. К тому же, в данном случае в состав гравпотерь войдут еще и потери нна управление, что методологически неверно.
Нет, лучше. Не будет никаких исключений вроде случая, когда ракета "зависает" после старта. Скорость ракеты 0, значит, и вектор скорости 0, но вектор силы тяги двигателя не нулевой, и гравпотери прекрасно считаются.
А потери на управление к расчету гравпотерь отношения не имеют. Ведь смысл гравпотерь состоит в том, что реальная тяга отличается от "номинальной" тяги тем, что ракету "тянет" к Земле, и поэтому реальная тяга будет меньше при движении ракеты вверх под любым углом. При этом не имеет значение, на что "расходуется" тяга - на разгон ракеты, на управление, и т.п. Во всех случаях гравпотери уменьшают номинальную тягу, и в формулу должен входить угол между тягой и гравускорением, а не между скоростью и гравускорением.
Потери на управление возникают из-за появления угла между векторами тяги и скорости (номинально - угла атаки). То что Вы предлагаете проецировать вектор гравитационного ускорения на вектор тяги, как раз и ведет к включению потерь на управление в гравитационные потери, что методологически нневерно и может привести к ошибкам (типа двойного учета потерь на управление).
Далее. Понятие "гравпотерь" ХС было введено при рассмотрении движения ракеты в скоростной системе координат, гдн ось Х совпадает с вектором скорости по направлению. И интеграл по времени проекции гравитационного ускорения на ось Х (или, что то же самое на вектор скорости) и назвали "гравитационные потери ХС".
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Потери на управление возникают из-за появления угла между векторами тяги и скорости (номинально - угла атаки). То что Вы предлагаете проецировать вектор гравитационного ускорения на вектор тяги, как раз и ведет к включению потерь на управление в гравитационные потери, что методологически нневерно и может привести к ошибкам (типа двойного учета потерь на управление).
Спасибо за комплимент, но это не моя заслуга, я лишь использовал формулу из
Феодосьев В., Синярев Г. Введение в ракетную технику. 2 — изд., перераб. и дополн. М Оборонгиз 1961 г Насчет того, что такой подход может привести к ошибкам (типа двойного учета потерь на управление) - то это не так, ибо я писал только о вычислении "потери скорости", а как учитывать эту "потерю скорости" - это совсем другой разговор.
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьArtemkad пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Чем выше орбита тем меньше орбитальная скорость. На что же расходуется характеристическая скорость ракеты?
Тем ВЫШЕ орбитальная скорость, но ниже угловая.
(http://s40.radikal.ru/i087/1304/93/04627c36a9d9.jpg) ;)
А вот интересно, пишут, что для Herschel Space Observatory ( http://ru.wikipedia.org/wiki/Гершель_(космическая_обсерватория) ) орбитальная скорость равна 7500 м/с. Как такое может быть?
Цитироватьcross-track пишет:
Как такое может быть?
Никак. Один читатель новостей записал цифирь в английскую версию, другой читатель новостей перевел это откровение в русскую. ;)
Орбитальная скорость SEL2 должна быть более 30км/с
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А это зачем приплетать? По существу сказать нечего?
По существу надо не говорить, а считать. Как более-менее освобожусь - покажу и по существу. Приплетаю затем, что гравпотери при полете вертикально вверх однозначно определят разницу между реальной скоростью и скоростью рассчитанной по теореме Циолковского.
ЦитироватьArtemkad пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А это зачем приплетать? По существу сказать нечего?
По существу надо не говорить, а считать. Как более-менее освобожусь - покажу и по существу. Приплетаю затем, что гравпотери при полете вертикально вверх однозначно определят разницу между реальной скоростью и скоростью рассчитанной по теореме Циолковского.
При полете "вертикально вверх" гравпотери рассчитываются по элементарной формуле g*tк с точностью до изменения g от высоты. При желании можно и интеграл от g(h)*tк. Кстати, у Циолковского есть и "Вторая задача": определение скорости и высоты ракеты при вертикальном подъеме в зависимости от времени. Так что, задача давно решена :D
ЦитироватьSFN пишет:
Орбитальная скорость SEL2 должна быть более 30км/с
Я тоже думаю, что орбитальная скорость Гершеля должна быть чуть больше, чем орбитальная скорость Земли вокруг Солнца, и поэтому цифра 7500 м/с меня изрядно удивила...
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьArtemkad пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Чем выше орбита тем меньше орбитальная скорость. На что же расходуется характеристическая скорость ракеты?
Тем ВЫШЕ орбитальная скорость, но ниже угловая.
;)
Согласен, был не прав. :( Хотя таки почему-то так всегда считал.
ЦитироватьZOOR пишет:
Ну где бы прибить гвоздями, что для подсчета гравпотерь требуется взять интеграл по времени работы ДУ.
Если импульс - то интеграл по определению равен нулю. И не важно, по касательной или нет этот импульс.
Неверно, если величина под интегралом зависит от времени интегрирования и при стремящемся к нулю времени интегрирования сама стремится к бесконечности. К примеру интеграл от нулевой по ширине дельта-функции = конечная единица.
ЦитироватьArtemkad пишет: К примеру интеграл от нулевой по ширине дельта-функции...
Что ещё нужно проинтегрировать чтоб свести концы с концами в ваших теориях?
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьArtemkad пишет: К примеру интеграл от нулевой по ширине дельта-функции...
Что ещё нужно проинтегрировать чтоб свести концы с концами в ваших теориях?
Тут самое сложное, понять, что же имеет в виду Артемкад?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьArtemkad пишет: К примеру интеграл от нулевой по ширине дельта-функции...
Что ещё нужно проинтегрировать чтоб свести концы с концами в ваших теориях?
Тут самое сложное, понять, что же имеет в виду Артемкад?
Он имел в виду что интеграл от дельта-функции равен единице при времени интегрирования стремящемся к нулю. Какое это имеет отношение к гравитационным потерям он видимо и сам не сможет объяснить.
Аааа! Вот что он имел в виду. В этом тексте:
ЦитироватьZOOR пишет:
Ну где бы прибить гвоздями, что для подсчета гравпотерь требуется взять интеграл по времени работы ДУ .
Если импульс - то интеграл по определению равен нулю. И не важно, по касательной или нет этот импульс.
он не заметил слова "гравпотерь". По простоте душевной решил что Зуур говорил о любом интеграле и решил хоть в чёмто блеснуть эрудицией.
ЦитироватьСтарый пишет:
Он имел в виду что интеграл от дельта-функции равен единице при времени интегрирования стремящемся к нулю. Какое это имеет отношение к гравитационным потерям он видимо и сам не сможет объяснить.
Выше было расхождение в вычислении гравпотерь - интеграл от 9,8 или интеграл от силы тяги деленной на массу. Мой был второй вариант. Может и ошибочный (не впервой), но все-же я хотел бы проверить прямым интегрированием.
ЗЫ. Во втором варианте при импульсе стремящемся к нулевому времени к бесконечности улетает тяга и гравпотери к примеру для вертикали остаются конечной величиной.
ЦитироватьArtemkad пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Он имел в виду что интеграл от дельта-функции равен единице при времени интегрирования стремящемся к нулю. Какое это имеет отношение к гравитационным потерям он видимо и сам не сможет объяснить.
Выше было расхождение в вычислении гравпотерь - интеграл от 9,8 или интеграл от силы тяги деленной на массу. Мой был второй вариант. Может и ошибочный (не впервой), но все-же я хотел бы проверить прямым интегрированием.
ЗЫ. Во втором варианте при импульсе стремящемся к нулевому времени к бесконечности улетает тяга и гравпотери к примеру для вертикали остаются конечной величиной.
Видите ли в чем дело. Вы пытаетесь теоретически или численно обосновывать то, что давным давно дано на уровне определений. (Ну, если Вам хочется найти какой-нибудь свой способ доказательства, скажем, теоремы Пифагора, мы не будем Вам мешать). Но интеграл от реактивного ускорения (которое равно тяге, деленной на массу) по определению называется "Располагаемая характеристическая скорость" и легко вычисляется с помощью формулы Циолковского. Которая выводится чисто аналитически :D
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Вы пытаетесь теоретически или численно обосновывать то, что давным давно дано на уровне определений.
А мне нравится копаться в том, что "давно дано на уровне определений". Иногда там можно найти ТАКИЕ любопытные вещи...
ЦитироватьArtemkad пишет:
Выше было расхождение в вычислении гравпотерь - интеграл от 9,8 или интеграл от силы тяги деленной на массу. Мой был второй вариант. Может и ошибочный (не впервой), но все-же я хотел бы проверить прямым интегрированием.
ЗЫ. Во втором варианте при импульсе стремящемся к нулевому времени к бесконечности улетает тяга и гравпотери к примеру для вертикали остаются конечной величиной.
Еще и вычислительную математику человеку объяснять сейчас будете, блюстители формулы Циолковского
Пусть считает как хочет - при вычислении реальных гравпотерь он загоняет тягу к бесконечности 8-[ ]
ЦитироватьZOOR пишет:
Пусть считает как хочет - при вычислении реальных гравпотерь он загоняет тягу к бесконечности
А что не так?
Если время импульса стремиться к нулю, то тогда скорость изменения массы стремиться к бесконечности (конечная масса топлива расходуется за бесконечно малый отрезок времени), а осюда и тяга(удельный импульс умноженный на скорость изменения массы) стремится к бесконечности.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
Кстати, тут про работающий двигатель всё пишут. А ведь при холодном разделении гравитационные потери имеются, а двигатель не работает ;)
Характеристическая скорость и ее потери возникают только при работающем двигателе - нет тяги, нет, соответственно, затрат энергии на преодоление гравитации.
Мать моя родная...
Дмитрий что вы порите.
Гравитационные потери есть всегда пока ракета не опирается о Землю (пока не берём в расчёт когда горизонтальная составляющая скорости ракеты больше первой космической).
Вот если бы ракета была бы с крыльями в атмосфере тогда была бы у неё опора...
(http://s019.radikal.ru/i611/1305/8d/9cb68c76c98c.jpg)
Цитироватьkorund пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
Кстати, тут про работающий двигатель всё пишут. А ведь при холодном разделении гравитационные потери имеются, а двигатель не работает ;)
Характеристическая скорость и ее потери возникают только при работающем двигателе - нет тяги, нет, соответственно, затрат энергии на преодоление гравитации.
Мать моя родная...
Дмитрий что вы порите.
Гравитационные потери есть всегда пока ракета не опирается о Землю (пока не берём в расчёт когда горизонтальная составляющая скорости ракеты больше первой космической).
Вот если бы ракета была бы с крыльями в атмосфере тогда была бы у неё опора...
Нет, "порите" Вы, поскольку располагаемая ХС, а значит, и ее потери, появляются только при работающем двигателе.
А всё таки пауза при холодном разделении к потерям ХС не относится?
В формуле есть отношение G/aр и если тяги нет и aр=0, то что получается?
Цитироватьfreinir пишет:
А всё таки пауза при холодном разделении к потерям ХС не относится?
Нет.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
А всё таки пауза при холодном разделении к потерям ХС не относится?
Нет.
Но при этом увеличивают потребную ХС.
Френир, озвучьте определение понятия "гравитационные потери". Можете - в своем понимании, но лучше официальную редакцию :)
ЦитироватьBell пишет:
Френир, озвучьте определение понятия "гравитационные потери". Можете - в своем понимании, но лучше официальную редакцию
Чёткого определения я не встречал, обычно под термином "гравитационные потери" понимаются потери скорости на преодоление притяжения земли. Под ХС понимают потребную для решения задачи идеальную скорость.
Ну то есть, при желании под этим можно понимать как потери на преодоление силы тяжести на АУТ, так и на всей траектории выведения?
Цитироватьfreinir пишет:
А всё таки пауза при холодном разделении к потерям ХС не относится?
Кстати, здесь "есть нюанс". Если растянуть эту паузу вплоть до достижения апогея, то гравпотери и суммарная потребная ХС будут в большинстве случаев меньше, чем при непрерывном выведении ;)
ЦитироватьBell пишет:
Френир, озвучьте определение понятия "гравитационные потери". Можете - в своем понимании, но лучше официальную редакцию :)
Всякая парадигма(официальное определение, признаваемое экспертным сообществом) имеет свои (иногда четкие и очевидные, а чаще не очевидные) границы применимости. И парадоксы математические или логические чаще всего эту границу и маркируют.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
А всё таки пауза при холодном разделении к потерям ХС не относится?
Кстати, здесь "есть нюанс". Если растянуть эту паузу вплоть до достижения апогея, то гравпотери и суммарная потребная ХС будут в большинстве случаев меньше, чем при непрерывном выведении ;)
т.е. пауза при холодном разделении приводит к увеличению гравпотерь, а баллистическая пауза к уменьшению? ;) ;)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
А всё таки пауза при холодном разделении к потерям ХС не относится?
Нет.
Гравитационные не относятся, это понятно, а аэродинамические?
Цитироватьмастер_лукьянов пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
А всё таки пауза при холодном разделении к потерям ХС не относится?
Нет.
Гравитационные не относятся, это понятно, а аэродинамические?
Вопрос, конечно, интересный. Если мы говорим о потерях
характеристической скорости, то все виды потерь происходят только при работающем двигателе, поскольку расходуется топливо на их преодоление. Однако, если иметь в виду потери
скорости, то они возможны и при неработающем двигателе, во всяком случае потери от гравитации и аэродинамического сопротивления, потери на статическое противодавление и управление, разумеется отсутствуют.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Вопрос, конечно, интересный. Если мы говорим о потерях характеристической скорости , то все виды потерь происходят только при работающем двигателе, поскольку расходуется топливо на их преодоление. Однако, если иметь в виду потери скорости , то они возможны и при неработающем двигателе, во всяком случае потери от гравитации и аэродинамического сопротивления, потери на статическое противодавление и управление, разумеется отсутствуют.
Про потерю скорости (не ХС): замедление от гравитации является обратимым и к потерям его причислять ИМХО нельзя. А замедление от аэродинамических сил является необратимым и это действительно всегда потери
зы про гравпотери это при неработающем двигателе, конечно
Даже если двигатель не работает, потери ХС от аэродинамического торможения все равно будут, только восполнение этих потерь "отложено" до работы двигателя. Или нет?
Цитироватьмастер_лукьянов пишет:
Даже если двигатель не работает, потери ХС от аэродинамического торможения все равно будут, только восполнение этих потерь "отложено" до работы двигателя. Или нет?
Если спутник движется по не очень высокой круговой орбите, когда атмосфера уже ощущается, то из-за атмосферного торможения высота спутника будет падать, а скорость - возрастать. Вот такой парадокс!..
Цитироватьcross-track пишет:
Если спутник движется по не очень высокой круговой орбите, когда атмосфера уже ощущается, то из-за атмосферного торможения высота спутника будет падать, а скорость - возрастать. Вот такой парадокс!..
Полная энергия спутника есть сумма кинетической и потенциальной. Кинетическая определяется скоростью а потенциальная высотой. В вашем случае кинетическая энергия спутника увеличивается, но потенциальная из-за потери высоты уменьшается в бОльшей степени. И полная энергия спутника уменьшается, никакого парадокса, но пример интересный
Цитироватьмастер_лукьянов пишет:
И полная энергия спутника уменьшается, никакого парадокса, но пример интересный
Парадокс в том смысле, что "аэродинамическое торможение" может не тормозить спутник, а его разгонять. Конечно, не без помощи гравитации :)
Цитироватьcross-track пишет:
Цитироватьмастер_лукьянов пишет:
И полная энергия спутника уменьшается, никакого парадокса, но пример интересный
Парадокс в том смысле, что "аэродинамическое торможение" может не тормозить спутник, а его разгонять. Конечно, не без помощи гравитации :)
Но энергию (полную) только отбирает ( и когда летим вверх и когда вниз), правда чуточку "стало всем теплей" :)
Подниму-ка тему...
А можно вывести какаую-нибудь несложную формулу гравпотерь для заданной орбиты (круговая НЗО 200 км) в зависимости от продолжительности АУТ? Чтоб считала с точностью +-50 м/с. А-то интегрированием, итерациями - это все конечно можно, но муторно и трудоемко.
ЦитироватьBell пишет:
Подниму-ка тему...
А можно вывести какаую-нибудь несложную формулу гравпотерь для заданной орбиты (круговая НЗО 200 км) в зависимости от продолжительности АУТ? Чтоб считала с точностью +-50 м/с. А-то интегрированием, итерациями - это все конечно можно, но муторно и трудоемко.
Для первой ступени примерно так:
Vg=0.671*(1-MUK)*УИз/n, где MUK - относительная конечная масса 1-й ступени (отношение конечной массы РН к ее стартовой массе), УИз - удельный импульс у Земли, м/с. n - начальная тяговооруженность РН.
А в целом для ракеты?
Ну если совсем приблизительно.. Для всей ракеты. Время полета первой ступени * 10. Но с коэффициентом можно поиграться.
Не, ну я понимаю, что основная часть гравпотерь приходится на первую ступень, летящую "наиболее вертикально". Но например на Ангаре много теряется и на третьей ступени.
Просто для ракет с разным распределением скоростей по ступеням формулы будут разные. В целом можно оценив тяговооруженность по аналогам вычислить поправочный коэффициент для данной ракеты. Более точная формула будет только итерационным методом. Так как даже у одной ракеты при разных циклограммах будут разные потери.. Впрочем, думаю, вы и так это знаете
Полуаналитическая метода
(http://s018.radikal.ru/i502/1311/a3/248494f8a736.jpg)
А что за книжечка?
По виду институтская методичка.
ЦитироватьSalo пишет:
По виду институтская методичка.
Неоднократно цитировавшаяся "Расчет летных характеристик летательных аппаратов" В.М.Белоконова и В.А.Вьюжанина, КуАИ, 1982 г.
а где можно найти графики и зависимость угла от времени полета, ракет Зенит и Протон?
Цитироватькосмофан котофеич пишет:
а где можно найти графики и зависимость угла от времени полета, ракет Зенит и Протон?
В баллистическом расчете этих ракет в спецбиблиотеках соответствующих КБ и ЦНИИМаш. ;)
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватькосмофан котофеич пишет:
а где можно найти графики и зависимость угла от времени полета, ракет Зенит и Протон?
В баллистическом расчете этих ракет в спецбиблиотеках соответствующих КБ и ЦНИИМаш. ;)
по близости от меня таких спецзаведений не имеется
а к ним есть электронный доступ?
Цитироватькосмофан котофеич пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватькосмофан котофеич пишет:
а где можно найти графики и зависимость угла от времени полета, ракет Зенит и Протон?
В баллистическом расчете этих ракет в спецбиблиотеках соответствующих КБ и ЦНИИМаш. ;)
по близости от меня таких спецзаведений не имеется
а к ним есть электронный доступ?
Второй формы.
Для Зенита не всё так страшно, но информация проприетарная.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Второй формы.
Это уже давно не требуется. Обычно документы не секретные и даже не ДСП.
Вообще как управляется по тангажу Зенит при выведении на относительно высокие орбиты (от 700 км и выше) - вопрос интересный.
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Второй формы.
Это уже давно не требуется. Обычно документы не секретные и даже не ДСП.
Куда катится мир! :o
ЦитироватьСтарый пишет:
Вообще как управляется по тангажу Зенит при выведении на относительно высокие орбиты (от 700 км и выше) - вопрос интересный.
Точно также, как и при выведении на НОО: линейный, кусочно-линейный или тангенциальный закон изменения тангажа.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Второй формы.
Это уже давно не требуется. Обычно документы не секретные и даже не ДСП.
Куда катится мир!
А чего катиться, если про приблизительным данным реальная программа угла тангажа получится у более-менее нормального специалиста.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Второй формы.
Это уже давно не требуется. Обычно документы не секретные и даже не ДСП.
Куда катится мир! :o
ну действительно какая секретность у программы тангажа, если двигатели продаем с документацией.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Точно также, как и при выведении на НОО: линейный, кусочно-линейный или тангенциальный закон изменения тангажа.
да мне хотя бы приблизительно, не подскажите как расчитать коэфициент "k" при тангенциальном законе?
tg(ф) = k*t ?
Цитироватькосмофан котофеич пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Второй формы.
Это уже давно не требуется. Обычно документы не секретные и даже не ДСП.
Куда катится мир! :o
ну действительно какая секретность у программы тангажа, если двигатели продаем с документацией.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Точно также, как и при выведении на НОО: линейный, кусочно-линейный или тангенциальный закон изменения тангажа.
да мне хотя бы приблизительно, не подскажите как расчитать коэфициент "k" при тангенциальном законе?
tg(ф) = k*t ?
Для этого надо решить краевую задачу. Двухпараметрическую. Ибо tg(Fi(t)) = tg(Fi0)+Bt.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватькосмофан котофеич пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Второй формы.
Это уже давно не требуется. Обычно документы не секретные и даже не ДСП.
Куда катится мир! :o
ну действительно какая секретность у программы тангажа, если двигатели продаем с документацией.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Точно также, как и при выведении на НОО: линейный, кусочно-линейный или тангенциальный закон изменения тангажа.
да мне хотя бы приблизительно, не подскажите как расчитать коэфициент "k" при тангенциальном законе?
tg(ф) = k*t ?
Для этого надо решить краевую задачу. Двухпараметрическую. Ибо tg(Fi(t)) = tg(Fi0)+Bt.
допустим tg(Fi0) = 0, как найти "B"?
Цитироватькосмофан котофеич пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватькосмофан котофеич пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Второй формы.
Это уже давно не требуется. Обычно документы не секретные и даже не ДСП.
Куда катится мир! :o
ну действительно какая секретность у программы тангажа, если двигатели продаем с документацией.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Точно также, как и при выведении на НОО: линейный, кусочно-линейный или тангенциальный закон изменения тангажа.
да мне хотя бы приблизительно, не подскажите как расчитать коэфициент "k" при тангенциальном законе?
tg(ф) = k*t ?
Для этого надо решить краевую задачу. Двухпараметрическую. Ибо tg(Fi(t)) = tg(Fi0)+Bt.
допустим tg(Fi0) = 0, как найти "B"?
Задача определения начального угла тангажа и скорости его изменения решается численно методом Ньютона (система двух алгебраических уравнений относительно невязок по Fi0 и В). Или вручную методом последовательных приближений. В спредшите Ратмана (задача выведения в Экселе) оба параметра являются оптимизируемыми и находятся при решении общей оптимизационной задачи посредством использования функции "Поиск решения".
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Задача определения начального угла тангажа и скорости его изменения решается численно методом Ньютона (система двух алгебраических уравнений относительно невязок по Fi0 и В).
А если расшифровать?
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Задача определения начального угла тангажа и скорости его изменения решается численно методом Ньютона (система двух алгебраических уравнений относительно невязок по Fi0 и В).
А если расшифровать?
Пардон, очепятка: должно быть "относительно невязок по высоте и углу наклона траектории в конце АУТ".
Цитироватьfreinir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Задача определения начального угла тангажа и скорости его изменения решается численно методом Ньютона (система двух алгебраических уравнений относительно невязок по Fi0 и В).
А если расшифровать?
если расшифровать, то коэфициент B определяется условием равенства силы тяжести = центробежной силы + тяги двигателей.
сама траектория расчитывается итерационным методом, т.е. пошагово