Форум Новости Космонавтики

ЦитатаГравитационные потери - наибольшая часть потерь ракеты.

 О методах их уменьшения просьба высказываться всем желающим. ;)

 В любой форме, с любым уровнем. :)

ЦитатаУстанавливаем 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

ЦитатаВообще, 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.

ЦитатаДавно 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?

ЦитатаОдин из вариантов - мы на Луне, атмосферы нет и ракета разгоняется по рельсам горизонтально.
 

Цитата

ЦитатаОдин из вариантов - мы на Луне, атмосферы нет и ракета разгоняется по рельсам горизонтально.
 

А потом продолжает полет по селеноцентрической орбите с нулевой высотой? :)

ЦитатаДругой вариант - мы на Земле, кидаем ракету с высокой башни, она летит до земли больше 600 секунд, за это время мы набираем орбитальную скорость.

ЦитатаПрактически, 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

Цитата

ЦитатаДругой 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. :)

Цитата

ЦитатаПрактически, 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

Цитата

Цитата

ЦитатаДругой 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. :)

ЦитатаНедопонял: если тэта все время равно нулю (гравитационных потерь нет), атмосферы нет - то куда делось 6% ХС?

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаДругой 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?

ЦитатаНе-е, положительных не будет. Будет (грубо) столько, сколько затрачено на затаскивание ракеты на верхушку башни. :)

Цитата/.../ 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.

Цитата

Цитата/.../ 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:

ЦитатаА может вы перепутали КПД двигателя и ракеты ...  :?

 ... где-то я уже что-то похожее видел  :? только там ещё фигурировали крылья  8)
Дежавю какоето ...

ЦитатаЗря я про крылья сказал  :D

Цитата

ЦитатаА 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. :)

ЦитатаБедные 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:

ЦитатаГравитационные потери имеют физический смысл. Это затраты энергии на подъём массы на высоту. Поэтому при высоте перигея отличающемся от нуля гравитационных потерь не избежать.

ЦитатаГравитационные 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.

ЦитатаСтарый, вот это ваша главная ошибка. :)

ЦитатаЗатраты энергии для подъёма массы на высоту это не потери, а полезная работа. :)

ЦитатаПотери - уменьшение КПД реактивного двигателя за счёт торможения его силой тяжести, они диссипативны как обычное трение.

Цитата

ЦитатаСтарый, вот это ваша главная ошибка. :)

Вау!

Цитата

ЦитатаЗатраты энергии для подъёма массы на высоту это не потери, а полезная работа. :)

Но для характеристической скорости это потери.

Цитата

ЦитатаПотери - уменьшение КПД реактивного двигателя за счёт торможения его силой тяжести, они диссипативны как обычное трение.

Блин, с кем я связался! :(

ЦитатаС кем я связался, однако...  :D
 Старый нифига никогда этого не поймёт, видать нужный участок мозга отсутствует. ;)  :D

Цитата

ЦитатаС 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?

Цитата

Цитата

ЦитатаС 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

ЦитатаИнтересно, Старый понял, что он не прав или нет? ;)
 Это же физика из школьного курса - мощность равна силе на скорость... ;)  :D

Цитата

ЦитатаИнтересно, 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?

ЦитатаНо тяга может не совершать никакой механической работы вообще, если двигатель стоит на месте, а вот топливо для создания тяги в любом случае расходуется.

Цитатапо-моему, это школьнику должно быть ясно, а?

Цитата

ЦитатаНо 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.

Цитатапо-моему, это школьнику должно быть ясно, а?

;)

Цитата

ЦитатаНо 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.

ЦитатаКуда, куда - на деформацию опор, удерживающих ракету на старте. :)

Цитата

ЦитатаКуда, 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

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаОптимальная 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? ;)

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаПосле 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.

ЦитатаReentrant, 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. :)

(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Freflow.scribd.com%2F2yuyxtpltsd0jsu%2Fimages%2Fimage-54.jpg&hash=6fc416c57162529377aa58d073f06a34)
TAL - transatlantic landing

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаПосле 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.

Цитата

ЦитатаReentrant, 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. :)

Цитата

Цитата

ЦитатаУ 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.

Цитата

ЦитатаПосле 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?

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаА, 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.

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаВот, 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.

ЦитатаПрошло семь лет! Ник новый, тема старая:

Цитата

Цитата

ЦитатаПолёт 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.

ЦитатаБаллистическая 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.

Цитата

ЦитатаReentrant 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).

ЦитатаТяговооруженность около 1 "вполне достаточно"?
Да, вы вообще понимаете, что такое гравитационные потери?

Я-то понимаю, а вот вы, похоже, нет. :)

ЦитатаДа, 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?

Цитата

Цитата

ЦитатаReentrant 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:

Цитата

ЦитатаТяговооруженность 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"? :)

Цитата

ЦитатаДа, 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.

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаЭто 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. ;)

Цитата

Цитата

ЦитатаВы 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? ;)

Цитата

ЦитатаПрошло семь лет! Ник новый, тема старая:

Можно еще погуглить FILAS #06.02.2004 10:55
Время течет, но ничего не меняется ))

ЦитатаSalo, а вы не желаете ли не лезть не в своё общение, так, "в мирных целях"? ;)

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаОхотно 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаДжентльмены, 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.

Цитата

ЦитатаSalo, а вы не желаете ли не лезть не в своё общение, так, "в мирных целях"? ;)

Вы форум с личкой не путаете? :wink:

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаРади 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.

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаНаклон 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

Цитата

Цитата

ЦитатаНу 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.

Цитата

ЦитатаА 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.

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаГравитационные 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаДеточка, 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.

Цитата

ЦитатаПрежде 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:

Цитата

Цитата

ЦитатаSalo, 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.

ЦитатаСергей, я думаю достаточно :wink: . Название темы хорошее и достойна лучшего содержания. А "кошачья кучка" в кою нужно при случае тыкать Б.. лучше в ЧД.

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаSalo, 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

ЦитатаСпасибо! :wink:

Цитата

ЦитатаТут 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.

Цитата

ЦитатаТут 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаТут 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.

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаТут 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

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаТут 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

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаТут 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:

ЦитатаSalo 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.

ЦитатаСкорее обычное непонимание того, что, например, обтекатель для некоторых аппаратов сбрасывается при очень малых скоростных напорах, что приводит к необходимому задиранию траектории вверх.

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаТут 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..

Цитата

ЦитатаSalo 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.

Цитата

ЦитатаСкорее 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.

ЦитатаКакой 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:

ЦитатаКстати - 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..

ЦитатаНу не более чем лететь буквой Ге :wink:  :lol:

Цитата

ЦитатаКстати - 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.

ЦитатаКстати, если на этом идеальном шаре ускоряться с постоянной перегрузкой всего 3, летя над поверхностью, то потери составят менее 6% от всей ХС.

Цитата

ЦитатаВсё 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.

Цитата

ЦитатаКстати - 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаВсё 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:

ЦитатаУскоряться с перегрузкой 3 летя над поверхностью у Вас не получится, поскольку Вы зароетесь в шар на первых секундах. :wink:

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаВсё 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

Цитата

ЦитатаКстати, 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. :)

Цитата

ЦитатаУскоряться 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. :)

ЦитатаПочему же тогда наклон траектории к этому моменту уже меньше 45 градусов?

Цитата

Цитата

ЦитатаУскоряться 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?

ЦитатаА почему именно три? :wink:

ЦитатаВ Вашем ПТУ связно излагать мысли видимо не учили?

ЦитатаВы можете сразу стартовать под углом около 14 градусов к горизонту,

ЦитатаДа, и меняется в пользу набора вертикальной скорости первой ступенью потому что в любом случае надо пролетать атмосферу.

Цитата(3**2 - 1**2)**0.5 = 8**0.5 = 2,8284 = 3*0.9428
Брысь в ПТУ учить геометрию. :lol:

ЦитатаСпокойной ночи!
Газы испускать оставляю Вас в гордом одиночестве. :P

ЦитатаТреугольник 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.

Цитата

ЦитатаСпокойной ночи!
Газы испускать оставляю Вас в гордом одиночестве. :P

Наигрались.... :?

Цитата

Цитата(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? :)

ЦитатаКстати, если на этом идеальном шаре ускоряться с постоянной перегрузкой всего 3, летя над поверхностью, то потери составят менее[/size] 6% от всей ХС.

Цитата

Цитата

ЦитатаСпокойной ночи!
Газы испускать оставляю Вас в гордом одиночестве. :P

Наигрались.... :?

Догмат святой Троицы непокоБелим в сознании многоликого Януса. :wink:

Цитата

Цитата

ЦитатаСпокойной ночи!
Газы испускать оставляю Вас в гордом одиночестве. :P

Наигрались.... :?

Догмат святой Троицы непокоБелим в сознании многоликого Януса. :wink:

Цитата

ЦитатаТреугольник 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.

ЦитатаSalo, а вы вообще православный или "того", - "как в Одессе водится"? ;)

ЦитатаВы бы удосужились сперва прочитать то, что я написал выше. :)

ЦитатаА это что-то меняет? И потом откуда Вам знать, что водится в Одессе?
 :wink:

Цитата

ЦитатаВы бы удосужились сперва прочитать то, что я написал выше. :)

Для начала удосужтесь пересчитать правильно, с учетом потери веса. Тогда может и просветление настанет.

ЦитатаСочувствую! :(
Знакомым. :P

ЦитатаВот 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:

ЦитатаЭто довольно близкие мне дамы, в том числе, вы правда "сочувствуете"? ;) :lol:

Цитата

ЦитатаВот 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.

Цитата

ЦитатаЭто довольно близкие мне дамы, в том числе, вы правда "сочувствуете"? ;) :lol:

Они видимо не общаются с Вами на форуме.  :wink:

Цитата

ЦитатаНет, 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.

ЦитатаА Вы? :wink:

Цитата

Цитата

ЦитатаНет, 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.

Цитата

ЦитатаА Вы? :wink:

Нет уж, извините, сперва вы, что это вы вопросом на вопрос всё отвечаете, это тоже подозрительно. ;)

ЦитатаОдно я могу сказать Вам уверенно: обрезание я не делал! :P

Цитата

Цитата

ЦитатаА 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

Цитата

ЦитатаОдно я могу сказать Вам уверенно: обрезание я не делал! :P

Упоминание обрезания в теме Гравитационные потери, в принципе, уместно... Но липосакция поможет больше ;)

ЦитатаВы 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.

Цитата

ЦитатаВы 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. :)

ЦитатаВот 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:

Цитата

ЦитатаВот 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. :)

ЦитатаСхема разгона с такой траекторией была темой докторской диссертации в 60-х годах. А что вы недавно бормотали, я видел. :lol:

ЦитатаВы семь лет демонстрируете...

Цитата

ЦитатаСхема 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? :)

Цитата

ЦитатаВы семь лет демонстрируете...

будьте умнее, остановитесь первым  :)

ЦитатаА 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. ;)

ЦитатаОн просто не понимает, что эта "буква Г" будет потерей высоты в пару десятков километров или около того. :)

Цитата

ЦитатаА 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.

ЦитатаОн 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.

ЦитатаДа-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.

Цитата

ЦитатаДа-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. :)

ЦитатаВставил в лончмодель перегрузку и потери на атмосферу
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fimg827.imageshack.us%2Fimg827%2F2917%2Fcvlostag.jpg&hash=6f31d1e13b39f84f8dc0ca382c8183ef)
горизонталь секунды вертикаль м/с и соотношение Т/m
на примере Протона КМ.
программа управления
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fimg842.imageshack.us%2Fimg842%2F1369%2Fcvlostcp.jpg&hash=32667a3bb62c7fdf2dc165183bebaf8f)

ЦитатаБерите 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.

ЦитатаЕсли бы вы были не такой тупой, вы бы не утверждали не так давно, что "ракета долго летит почти вертикально", найти вам это место? ;)

ЦитатаЭто "ратмановская программа" считала? ;)

Цитата

ЦитатаБерите 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.

Цитата

ЦитатаЕсли 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. :)

Цитата

ЦитатаЭто "ратмановская программа" считала? ;)

У Вас есть другие расчёты? Выкладывайте! :wink:

ЦитатаЛадно 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?

ЦитатаВы 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.

ЦитатаОтлично помню, вы утверждали, что первые 20 километров ракета летит почти вертикально, когда вам показали видео, вы стали утверждать, что "видео неправильное". :lol:

Цитата

Цитата

ЦитатаВы 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. :)

ЦитатаLamort, 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.

Цитата

ЦитатаВы 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.

Цитата

ЦитатаОтлично 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.

ЦитатаМожно уточнить, вы хотите вернуть первую ступень прямо на место старта?

ЦитатаОптимальная 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". :)

ЦитатаУпаси боже, почему это "абсолютизировать", я просто говорю, что на конечном участке нет необходимости компенсировать гравитацию вообще, даже если вертикальная скорость направлена вниз.

ЦитатаНа что "ХС слить", вы бредите? :lol: Это вы собрались "сливать ХС" повернув двигатель так, что часть тяги расходуется вхолостую. :lol:

Цитата

ЦитатаМожно 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.

ЦитатаУмнеем? или виляем? :)

Цитата

ЦитатаНа 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?

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаЭто "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? ;)

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаЭто "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)

ЦитатаВектор тяги верхней ступени направлен под углом к горизонту и этот угол обычно не равен нулю. :wink:

ЦитатаУпаси боже, почему это "абсолютизировать", я просто говорю, что на конечном участке нет необходимости компенсировать гравитацию вообще, даже если вертикальная скорость направлена вниз.

Цитата

ЦитатаУпаси 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.

ЦитатаЭта "траектория с горбом" в своё время воспринималась как некое открытие. :)

ЦитатаПотеря высоты составит километров 20, я же вам сказал выше, до вас это сразу не дошло? :lol:

Цитата

ЦитатаЭта "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.

Цитата

ЦитатаПотеря 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? :)

Цитата

Цитата

ЦитатаЭта "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. :)

ЦитатаБуа-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.

ЦитатаReentrant, 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.

Цитата

ЦитатаReentrant, 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. :)

ЦитатаА как, по-вашему, считали в 60-е годы? :)

Цитата

ЦитатаА 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.

ЦитатаВот, типичное поведение наглой школоты и птушнэга. :lol:

ЦитатаКстати вектор тяги иногда направлен вниз в конце работы верхней ступени. 8)

Цитата

ЦитатаВектор тяги верхней ступени направлен под углом к горизонту и этот угол обычно не равен нулю. :wink:

Да, только иногда он направлен вниз. :)

Цитата

ЦитатаВот, 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?

Цитата"Время на ЭВМ" было дорогостоящей штукой. :)

Цитатаhttp://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=923578#923578

ЦитатаКстати вектор тяги иногда направлен вниз в конце работы верхней ступени. 8)

Цитата

ЦитатаВектор 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:

Цитата

Цитата"Время на ЭВМ" было дорогостоящей штукой. :)

В 50-х да, а в 60-х в ОКБ-1, по-моему, уже была своя вычислительная техника.

ЦитатаНикогда не работали с распечатками результатов вычислений на ЭВМ советских времён? :)

ЦитатаReentrant, расскажите для начала почему спутник Земли не падает на Землю.

Цитата

ЦитатаНикогда 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.

ЦитатаВы 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. :)

Цитата

ЦитатаReentrant, 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.

Цитата

ЦитатаВы 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаДа, 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? :)

ЦитатаНет, 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:

Цитата

ЦитатаНет, 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. :)

ЦитатаНе 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.

ЦитатаА 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:

ЦитатаВам видео раз показали, так вы начали бормотать, что "видео неправильное", так что давайте, рассказывайте про спутник Земли, - посмотрим. :)

Цитата

ЦитатаВам 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? :)

ЦитатаПонятно, 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.

Цитата

ЦитатаТорможение 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.

Цитата

ЦитатаПонятно, 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.

ЦитатаДопустим 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?

ЦитатаОно "малость ошиблось", - раз в 10. :lol:

ЦитатаСудя 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).

Цитата

ЦитатаОно "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!

ЦитатаЯ 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:

Цитата

ЦитатаДопустим 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).

Цитата

ЦитатаЯ 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. :)

Цитата

ЦитатаА 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.

ЦитатаReentrant, это вы школота и птушнэг, вы много раз сказали ерунду и не считаете, что вы не правы.

ЦитатаТочно 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.

Цитата

ЦитатаReentrant, 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? :)

ЦитатаЗа ваши деньги с удовольствием.

Цитата

ЦитатаТочно 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. :)

Цитата

ЦитатаЗа 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.

ЦитатаДа, у нас первая Электроника-60 комплектовалась перфоратором, а средством ввода-вывода была пишмашинка Консул. Перфоратор из-за девушек сбоил часто.

ЦитатаСперва вы, школота, объясните почему спутник Земли не падает на Землю, не раньше. :lol:

Цитата

ЦитатаСперва 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". ;)

ЦитатаВыше уже всё было сказано, перечитайте.

Цитата

ЦитатаВыше 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?

Цитата

ЦитатаДа, 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"? :)

Цитата

Цитата

ЦитатаДопустим 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:

Цитата

Цитата

ЦитатаДа, 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 ;)

ЦитатаБерите 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. :)

ЦитатаДедушка Циолковский был не прав: разгон по эстакаде (см. "Космический рейс") не является оптимальным для ракет, выходящих на орбиту.

ЦитатаБерите за основу РН "Зенит" и сами смотрите.

ЦитатаЕсли вертикальная скорость будет равна нулю на скорости 5-6 километров в секунду, то потеря высоты составит около тех 20 километров о которых я говорил.

ЦитатаА я удосужился ещё работать даже с вводом данных на перфоленте, было специальное устройство для набивания на перфоленте. :)

Цитата

ЦитатаБерите 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:

Цитата

ЦитатаБерите 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.

Цитата

ЦитатаЕсли 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.

ЦитатаГде это я говорил, что первой ступенью надо набирать только вертикальную скорость? ;) Я говорил, что ваша идея с "подруливанием последней ступенью" не нужна. :)

Цитата

ЦитатаГде 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?

ЦитатаЭто зависит от ракеты, у трёхступенчатого "Протона", который вы привели в пример выше, слишком мала ХС первой ступени.

Цитата

ЦитатаЭто 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?

Цитата"Протон" добирает вертикальную составляющую в конце работы второй ступени. У "Зенита" наверно можно сразу после разделения ступеней разгоняться горизонтально.

Цитата

Цитата"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?

ЦитатаБлин - 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

ЦитатаВы 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.

ЦитатаДмитрий, а можно для непонятливых выложить программу тангаже для этих трёх примеров?

Цитата

ЦитатаВы 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?

ЦитатаВот 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:

(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fs43.radikal.ru%2Fi100%2F1204%2Fa1%2F182c9e55bedf.jpg&hash=753f105ab1fb2a4e3f353c137bd4011d) (http://www.radikal.ru)

Выведение на 250х250кмх51,8 град:

(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fs019.radikal.ru%2Fi626%2F1204%2F79%2F25c4f80994ca.jpg&hash=74a0d196443f17efa2f753431742a354) (http://www.radikal.ru)

Выведение на 400х400кмх51,8 град:

(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fs019.radikal.ru%2Fi618%2F1204%2F2d%2Fb3079a5e3c69.jpg&hash=34c6db73309b1c53eafa0d473764e069) (http://www.radikal.ru)

ЦитатаОбратите внимание на тяговооружённость верхней ступени в данных примерах. :P

Цитата

ЦитатаВы 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?

Цитата

Цитата

ЦитатаВы 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?

ЦитатаПравильно, какие у вас ещё вопросы? :)

ЦитатаОднако, давненько я не видал, чтоб человек так извивался... :)

Цитата

ЦитатаОднако, 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: )

Цитата

ЦитатаБлин - 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.

ЦитатаУсловно, общая скорость около 3 км/с, вертикальная составляющая около 2000 м/с при высоте разделения около 50 километров.

ЦитатаReentrant, я сказал "условно", на самом деле у "Зенита" вертикальная скорость меньше.

ЦитатаВы пытаетесь констатировать примитивный факт, что лишнюю высоту набирать невыгодно?

ЦитатаТак у вас может быть такая задача выведения и всё, без всякого "выгодно" или нет.

ЦитатаВ общем выше показали оптимальную траекторию с "горбом" о которой я говорил, это общеизвестный факт.

ЦитатаЧто 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.

ЦитатаReentrant, 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.

ЦитатаКстати, я не собираюсь набирать "лишнюю высоту", я собираюсь набирать высоту за счёт получения вертикальной скорости на участке с высокой тяговооруженностью.

ЦитатаReentrant поймите один простой факт, - чистые потери возникают ТОЛЬКО когда двигатель противодействует силе и за счёт этого не ускоряется.

ЦитатаВсё остальное это механическая энергия полученная ракетой, а не потери.

Цитата

ЦитатаReentrant, 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? :)

Цитата

ЦитатаКстати, 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%.

Цитата

ЦитатаReentrant 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.

Цитата

ЦитатаВсё остальное это механическая энергия полученная ракетой, а не потери.

Потери -- это все, что ушло не на создание орбитальной скорости. Движение "поперек" -- чистая потеря.

ЦитатаВ перигее она станет горизонтальной скоростью. :)

ЦитатаГде это вы увидели "потери", к концу разгона высота станет меньше и эта избыточная высота станет частью скорости.

Цитата

ЦитатаВ перигее она станет горизонтальной скоростью. :)

В перигее, который у вас на высоте минус 2000 км? :lol:

Цитата

ЦитатаГде 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? :)

ЦитатаЭто вы про свои кривые выкладки по поводу "Зенита"? ;) Чем это вы так криво подсчитали? ;)

ЦитатаМожно, 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. :)

Цитата

ЦитатаЭто вы про свои кривые выкладки по поводу "Зенита"? ;) Чем это вы так криво подсчитали? ;)

Ратмановским спредшитом. А вы?

Цитата

ЦитатаМожно, 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? :)

ЦитатаReentrant "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. :)

ЦитатаМожно, 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. :)

ЦитатаКстати, в вашем случае потери на управление тоже будут, так что неизвестно какие больше.

ЦитатаВ моём случае просто-напросто траектория движения первой ступени менее пологая и, кстати, потери на управление от этого меньше.

Цитата

ЦитатаРатмановским спредшитом. А вы?

"Кто писал не знаю,

Цитатаа я, дурак, считаю." :lol:

Цитата

ЦитатаReentrant "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. :)

Цитата

ЦитатаМожно, 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? :)

ЦитатаКстати, 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. :)

ЦитатаВ 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?. ;)

Цитата

Цитата

ЦитатаРатмановским 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.

Цитата

Цитатаа я, дурак, считаю." :lol:

У Вас кажется начинает складываться реалистичное представление о своём месте в социуме.  :wink:

ЦитатаМожет я неправильно выразился, не "тяга большая", а тяговооруженность большая, - я думал вы поняли. Или вы будете утверждать, что гравитационные потери не зависят от тяговооруженности? ;)

ЦитатаА где комментарий о том, "ратманообразные вычисления" в данном случае лажа? Кстати, а какая у вас была полезная нагрузка?

ЦитатаИ кто он такой по сути своей, социальному происхождению, этот "aka ratman"? :)

Цитата

ЦитатаИ 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:

Цитата

ЦитатаМожет 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.

Цитата

ЦитатаА 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.

Цитата

ЦитатаИ 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:

Цитата

Цитата

ЦитатаИ 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. :)

Цитата

ЦитатаБлин - 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.

Цитата

ЦитатаЭто не ответ на мой вопрос. :)

А я на экзамене, а Вы председатель комиссии? :wink:

ЦитатаЯ 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаБлин - 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.

ЦитатаКстати - вот еще задачка. Сколько нужно 25-тонников чтоб доставить 10 тонн в L3? :D

Цитата

ЦитатаКстати - 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".

ЦитатаА можно моему отцу вместо вашего уважения получить некую сумму деньгами? ;)
 Сколько стоит ваше уважение? ;)

Цитата

ЦитатаА можно моему отцу вместо вашего уважения получить некую сумму деньгами? ;)
 Сколько стоит ваше уважение? ;)

У Вас есть две тысячи долларов? :wink:

Цитата

Цитата

ЦитатаА 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:

ЦитатаУ Вас нет двух тысяч долларов. :P

ЦитатаУ уважаемого Ламорта есть психический трабл - он сам себя лишил возможности делать то про что дискутирует на форуме

ЦитатаДа-да, успокойтесь, если вам так угодно, то нет. :)

Цитата

ЦитатаДа-да, успокойтесь, если вам так угодно, то нет. :)

А я и не переживал по этому поводу.  :wink:

ЦитатаЯ рад за вас. :)

 Судя по тому, как вы сменили тему разговора, вы согласны с тем, что ваше уважение гроша ломаного не стоит? ;)

Цитата

ЦитатаЯ 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:

Цитата

ЦитатаУ 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. ;)

ЦитатаМожете не уважать меня сколько угодно, а также можете не уважать всех моих родственников и знакомых.

 Почту за честь. :lol:

Цитата

Цитата

ЦитатаУ 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".

Цитата

ЦитатаМожете 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

Цитата

ЦитатаМожете 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

ЦитатаКстати парадокс - даже будучи паршивой овцой он не может без того самого

ЦитатаДа-да, продолжайте в том же духе, продолжайте. :)

 Сегодня у меня хорошее настроение, правда, завтра может быть другое. ;)

Цитата

ЦитатаКстати парадокс - даже будучи паршивой овцой он не может без того самого

И вы опять ошиблись в том же самом слове. ;)

Цитата

ЦитатаДа-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...

Цитата

ЦитатаДа-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...

ЦитатаНачальный участок выведения, примерно первые 50 секунд, - ракета летит вертикально.

ЦитатаВы утверждаете, что у ракеты с тяговооруженностью 1.1 и у ракеты с тяговооруженностью 2 будут одинаковые гравитационные потери? ;)

Цитата17 тонн это что, ПН "Зенита"? Извините, он столько не выведет на орбиту. :)

Цитата

ЦитатаКстати парадокс - даже будучи паршивой овцой он не может без того самого

И вы опять ошиблись в том же самом слове. ;)

Цитата

ЦитатаНачальный 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. :)

Цитата

Цитата17 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаДа-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. :)

Цитата

ЦитатаНачальный 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. :)

Цитата

ЦитатаВы 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.

Цитата

Цитата17 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.

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаДа-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:

ЦитатаВзгляните 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]

Цитата

ЦитатаВзгляните 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. :)

Цитата

Цитата

ЦитатаВзгляните 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:

ЦитатаВроде бы подобный манёвр называется "кивок". Надо у баллистиков уточнить.

ЦитатаНо 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.

ЦитатаА 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.

ЦитатаНо 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.

ЦитатаЭто 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.

ЦитатаНет, вот уж не надо, вы недавно сами утверждали, что вертикально. Это, в общем, не верно, но пусть будет по-вашему, - так удобнее. :)

ЦитатаРазумеется, 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. :)

Цитата17 тонн ПН, да ещё 9 тонн второй ступени? :shock: С ума сойти, у него же масса на орбите больше, чем у "Протона" будет. :lol:

Цитата

ЦитатаНо 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.

ЦитатаКонечно 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.

ЦитатаНу, скажем так: в идеальных траекториях, реализуемых спредшитом, потери на управление (для всех участков, кроме коротенького "pitch kick + pitch over") можно считать нулевыми?

ЦитатаПотери 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).

ЦитатаА что такое "идеальная траектория"? :roll:

ЦитатаНу, скажем так: в идеальных траекториях, реализуемых спредшитом, потери на управление (для всех участков, кроме коротенького "pitch kick + pitch over") можно считать нулевыми?

Цитата

ЦитатаА что такое "идеальная траектория"? :roll:

Та, где не учитываются случайные возмущения и погрешности реализации траектории, корректируемые в полёте.

ЦитатаДа, спасибо, я уже понял (см. выше).
В целом я и раньше верно полагал, что это часть гравпотерь.

Цитата

ЦитатаДа, 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.

ЦитатаНе было бы гравитации - не было бы и этих потерь.

ЦитатаСледовательно, они обусловлены только наличием гравитации.

ЦитатаОб этом и у Левантовского прямо так сказано, перечитайте ещё раз.

ЦитатаЛевантовский совершенно четко разделяет эти понятия.

ЦитатаОбычный способ:
.......

Буквой Г:
.......

Цитата

ЦитатаЛевантовский совершенно четко разделяет эти понятия.

Он включает их в гравитационные, "так как их происхождение связано с наличием силы тяжести".

Цитата

ЦитатаЛевантовский совершенно четко разделяет эти понятия.

Он включает их в гравитационные, "так как их происхождение связано с наличием силы тяжести".

ЦитатаДополнительным 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.

ЦитатаОбычный способ: ... Буквой Г: ...

ЦитатаВообще 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.

Цитата

ЦитатаНет, 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.

Цитата

ЦитатаРазумеется, 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".

Цитата

Цитата17 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. :)

ЦитатаОбычный способ:
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fs019.radikal.ru%2Fi614%2F1204%2F5b%2F2e3d35f6a49e.jpg&hash=b4bf114297f98cdec45b9043fbbc5ebd)

Цитата

ЦитатаОбычный 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. ;)

Цитата14 тонн? Гы-Гы. :lol:

 У одного 17 тонн получилось, у другого более 14-ти, интересно, создатели "Зенита" об этом знают? ;)

Цитата

Цитата14 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:

ЦитатаСколько получилось у Вас. :wink:

ЦитатаА 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.

ЦитатаЗато выпускаете очень много газов и мыльных пузырей. :wink:
Не учтено:

ЦитатаА 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:

ЦитатаЗЗЫ: Где обещанный начальник отдела баллистики?

ЦитатаЭто 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.

ЦитатаОбычный способ:
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fs019.radikal.ru%2Fi614%2F1204%2F5b%2F2e3d35f6a49e.jpg&hash=b4bf114297f98cdec45b9043fbbc5ebd)

ЦитатаУ 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:

ЦитатаСкажите, 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. ;)

Цитата

ЦитатаУ 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:

ЦитатаЭто далеко не первый случай.  Гидроприводы на концах стрел пускового устройства Союза тоже ведь Ваша пурга со ссылками на высокие авторитеты.

Цитата

ЦитатаСкажите, 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:

ЦитатаДа, 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? :)

ЦитатаЯзычком 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

ЦитатаЯ не психоаналитик, просто тут всё лежит на поверхности, всё очевидно. :)

 "Гидроприводы", "продавец тепловизоров", - вы точно употребляете. :)

Цитата

ЦитатаЯ 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:

ЦитатаВас зациклило? :wink:

ЦитатаОбычный способ:
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fs019.radikal.ru%2Fi614%2F1204%2F5b%2F2e3d35f6a49e.jpg&hash=b4bf114297f98cdec45b9043fbbc5ebd)

Буквой Г:
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fs019.radikal.ru%2Fi634%2F1204%2F4d%2Fe80f744fb0b6.jpg&hash=ddc49ceb563fb5de057edd9b2f72221b)

ЦитатаДа, можно найти, только возни много, это одно из ваших заявлений, от которых вы потом втихую отказались. :)

ЦитатаЕщё какое дело, я набираю вертикальную скорость когда тяговооруженность ракеты больше 2, а вы стремитесь компенсировать тяготение когда тяговооруженность около или меньше 1.

ЦитатаВы читать умеете? :wink:

Цитата

ЦитатаДа, 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.

Цитата

ЦитатаЕщё 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.

ЦитатаДа, ещё один вопрос, - какая взята масса второй ступени, тут могут быть некоторые различия. ;)

ЦитатаПроявите креативное мышление!
А мы пока запасёмся попкорном.

ЦитатаНе вгадав!
Какие ещё будут идеи? :wink:

ЦитатаМогу 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.

ЦитатаДля ракеты с тяговооруженностями и соотношением ступеней как у Зенита выведение на НОО выгоднее "без горба".

Цитата

ЦитатаМогу 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.

ЦитатаВот только ручками и можете разводить. И ещё пукать. :wink:

Цитата

ЦитатаВот 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. :)

Цитата

Цитата

ЦитатаВот 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:

ЦитатаReentrant, кстати, какая "у вас с Salo" масса третьей ступени "Зенита"?

ЦитатаА 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. :)

Цитата

ЦитатаReentrant, кстати, какая "у вас с Salo" масса третьей ступени "Зенита"?

Я ж вам сказал, что третьей ступени нет. Отпилил я ее. Напрочь. :)

Цитата

ЦитатаА 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?

ЦитатаВот вам ещё повод для веселья, - высота-то у вас тоже "левая". ;)

Цитата

ЦитатаВот вам ещё повод для веселья, - высота-то у вас тоже "левая". ;)

Само собой. :wink:

ЦитатаВторой, прошу прощения, что-то я отвлекаюсь и делаю ошибки. :)

ЦитатаЭто надо интегрировать с учётом изменения кривизны траектории или с учётом "центробежной силы", если вам нравятся фиктивные силы. :) Сейчас не готов ответить. :)

ЦитатаЕщё один + к АКС у которого гравитационных потерь не бывает...

Цитата

Цитата

ЦитатаВот вам ещё повод для веселья, - высота-то у вас тоже "левая". ;)

Само собой. :wink:

В общем лажа ваши графики. :)

 Так бы сразу и сказали. :)

Цитата

ЦитатаВторой, 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

Цитата

ЦитатаЭто надо интегрировать с учётом изменения кривизны траектории или с учётом "центробежной силы", если вам нравятся фиктивные силы. :) Сейчас не готов ответить. :)

Я подожду.

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаВот 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:

ЦитатаЯ ничего не подправлял. Я Вам привел точные данные в момент разделения.
А Ваши галлюцинации насчёт 112 с к моему расчёту отношения не имеют.
 :P

ЦитатаХорошо, просто замечательно. Допустим. ;) Допустим, на минуточку, что на 133 секунде у вас 1656 м/с вертикальной скорости и 60 км высоты.

Цитата

ЦитатаЯ 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. ;)

Цитата

Цитата

ЦитатаЯ 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.

ЦитатаОбычный 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

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаЯ 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? ;)

ЦитатаСокращение от простонародного слова обозначающего фекалии.

ЦитатаОт Вас разит даже через монитор. :wink:

ЦитатаЛучше, чем общение с Вами на ночь глядя.
Спокойной ночи!   :wink:

ЦитатаПотери каке-то большие у "ратманпроги" в обоих вариантах. ;)

Цитата

ЦитатаДля 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. :)

ЦитатаЕщё один + к АКС у которого гравитационных потерь не бывает...

ЦитатаНаличие "горбика" у меня вызывает ассоциации с гомановскими обходными траекториями (3х имп. переходом).

Цитата

ЦитатаВторой, 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

Цитата

ЦитатаПотери 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.

ЦитатаВ 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.

ЦитатаНо 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. :)

Цитата

Цитата

ЦитатаВторой, 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.

Цитата

ЦитатаНаличие "горбика" у меня вызывает ассоциации с гомановскими обходными траекториями (3х имп. переходом).

Скорее, с "штернфельдовскими" :roll:

Цитата

Цитата

ЦитатаВторой, 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаНаличие "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.

Цитатаhttp://www.federalspace.ru/main.php?id=17&oid=235

 Масса меньше на тонну, если это не ошибка. :)

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаВторой, 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.

ЦитатаНе только он говорит. :)

 http://www.federalspace.ru/main.php?id=17&oid=235

 Масса меньше на тонну, если это не ошибка. :)

Цитата

Цитатаhttp://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.

ЦитатаТам целая тонна компонентов и газов наддува остаётся? Что-то больно много.

Цитата

Цитата

Цитатаhttp://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".

ЦитатаДима, 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:

ЦитатаМасса 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.

Цитата

ЦитатаМасса 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?

Цитата

Цитата

ЦитатаМасса 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.

ЦитатаВариант 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.

ЦитатаА 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

ЦитатаЭто, правда, не про Зенит, а про "Энергию". :)

 http://www.buran.ru/htm/15-3.htm

ЦитатаВариант 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.

ЦитатаЗамечательно! А теперь вспомним о трубопроводах, расположенных под баком :wink: И не забудем о газе наддува в баке и шар-баллонах.

ЦитатаКстати, эти остатки "в мою пользу", я считаю, что выше у оппонентов полезная нагрузка "Зенита" сильно завышена. :)

ЦитатаПро газ наддува я ничего не говорю, тут вопросов вообще нет, но у "Зенита" трубопроводы относительно короткие.

Цитата

ЦитатаКстати, 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.

Цитата

ЦитатаПро 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.

ЦитатаЕсли 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.

ЦитатаЕсли 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.

Цитата

ЦитатаЕсли 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.

Цитата

ЦитатаЕсли 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".

Цитата

ЦитатаКстати, 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.

ЦитатаТак вы больше половины этого участка летите уже не против тяготения.

ЦитатаЭто 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? ;)

ЦитатаЕсли вы доворачиваете тягу когда тяговооруженность второй ступени больше 3, это "более-менее", но вы подсчитайте когда у вас кончится вертикальная скорость. :)

ЦитатаПо-моему у меня не хватит чтобы добить до 200 километров. :)

ЦитатаВы уже решили проблему "вычислений ратманпрогой от Salo", - вертикальная скорость становится равной нулю на высоте около 140 километров? ;)

ЦитатаКак вы будете лететь полого при низкой тяговооруженности, ну-ка расскажите. :)

Цитата

ЦитатаЕсли 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.

ЦитатаReentrant, 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. ;)

ЦитатаПри этом вы "несколько изменили свою схему", - вы не поддерживаете вертикальную скорость постоянной, а только немного компенсируете падение её, совсем немного. :)

ЦитатаСогласитесь, это то же самое, что я говорил, - набор большой начальной вертикальной скорости, но несколько меньше. :)

Цитата

ЦитатаReentrant, 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.

Цитата

ЦитатаПри 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.

Цитата

ЦитатаСогласитесь, 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.

ЦитатаА конечные массы какие?

Цитата1) 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

Цитата

ЦитатаА конечные массы какие?

Все из "ратмана" без изменений. Постил Ламорту две страницы назад:

Цитата1) 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

Цитата

ЦитатаА конечные массы какие?

Все из "ратмана" без изменений. Постил Ламорту две страницы назад:

Цитата1) 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

ЦитатаА 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.

ЦитатаЯ и в 13.7 тоннах, которые везде названы, что-то сомневаюсь. ;)

ЦитатаВ общем идея "висеть на тяге и двигаться вверх с постоянной скоростью" превратилась в "малость компенсировать вертикальное торможение, если тяга ступени это позволяет". :D

ЦитатаТак я и говорю, - сразу после разделения ступеней около 8 м/с**2, а на скорости около 4 км/с ещё 7 м/с**2. :)

ЦитатаУ вас получилось 17 тонн, а "такого не может быть", кое-где называли для "Зенита" 15 тонн и так, "очень неуверенно". :)

ЦитатаМаксимальная 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.

ЦитатаДавайте формулировать правильно, - вы немного компенсируете торможение в вертикальном направлении.

ЦитатаА 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.

Цитата

ЦитатаЯ 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

ЦитатаЧто реальное массой близкой к 14 тонн выводил когда-нибудь на орбиту Зенит-2? :)

Цитата

ЦитатаВ 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.

Цитата

ЦитатаТак 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.

Цитата

ЦитатаУ вас получилось 17 тонн, а "такого не может быть", кое-где называли для "Зенита" 15 тонн и так, "очень неуверенно". :)

ЦитатаМаксимальная 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. :)

Цитата

ЦитатаДавайте 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. :)

Цитата

ЦитатаЧто 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?

ЦитатаРодил определение:
Гравитационные потери равны интегралу по времени разницы между общим кажущимся ускорением и его горизонтальной составляющей.
 Во! Ну как? ;)

ЦитатаЯ специально стал искать данные по ФГ, и что-то не нашел массу на орбите.

ЦитатаЯ и в 13.7 тоннах, которые везде названы, что-то сомневаюсь. ;)

Цитата

ЦитатаА какую массу выводил на ЛЕО Зенит в запусках Электро и Радиоастрона?  

А я не помню, вы помните? :)

Цитата

ЦитатаРодил 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

Цитата

ЦитатаЯ и в 13.7 тоннах, которые везде названы, что-то сомневаюсь. ;)

"Вот я какой - величина!" (с) Заяц из известного мультфильма.

Цитата

Цитата

ЦитатаРодил 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.

ЦитатаМы летим вверх с ускорением 1g, кажущееся ускорение у нас 2g, горизонтальная составляющая равна нулю.

 ??? :)

Цитата

ЦитатаМы летим вверх с ускорением 1g, кажущееся ускорение у нас 2g, горизонтальная составляющая равна нулю.

 ??? :)

Всё сжирают гравитационные потери. На орбиту мы так не выйдем.

ЦитатаПочему это "не выйдем", допустим, мы на Луну летим и нам круговая орбита не нужна.

Цитата

Цитата

ЦитатаЯ 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. :)

Цитата

Цитата

ЦитатаА 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.

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаЯ 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://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fwww.yuzhnoye.com%2FAerospace%2520Technology%2FLaunch%2520Vehicles%2Fzenit%2Fzenit-2%2Fimages%2Fzenit-2_graph_r.png&hash=c36c4d772057f81cf6a0be200067225f)

http://www.yuzhnoye.com/?id=130&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/zenit/zenit-2slb/zenit-2slb
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fwww.yuzhnoye.com%2FAerospace%2520Technology%2FLaunch%2520Vehicles%2Fzenit%2Fzenit-2slb%2Fimages%2Fzenit-2slb_graph_r.png&hash=ab5cd75c87da07704ec9cb92f209a3d1)

ЦитатаПо С-Р тут в конце его масса Правда, сколько заправленный Фрегат с переходной системой - не знаю

Цитата

ЦитатаПо 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...

Цитата1986 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..

ЦитатаУ Фобос-Грунта известна и масса и орбита:
13204 кг на орбиту 207км X 347 км с наклонением 51,4 градуса.

Цитата

ЦитатаУ 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. :)

Цитата

Цитата

ЦитатаМы 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.

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаМы 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. ;)

ЦитатаСпасибо! :lol:
Вы мне подняли настроение.

ЦитатаА получится? :wink:

ЦитатаВверх 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. :)

ЦитатаВот 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?

Цитата

ЦитатаВверх 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. :)

Цитата

ЦитатаВот 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.

Цитата

ЦитатаВот 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.

Цитата

ЦитатаА получится? :wink:

Это зависит от вашего состояния души.

Цитата

Цитата

ЦитатаВот 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:

ЦитатаТак речь о том, чтобы ещё "положить" траекторию первой ступени. :)

Цитата

Цитата

ЦитатаА получится? :wink:

Это зависит от вашего состояния души.

От общения с Вами душа воспаряет в небеса! :wink:

Цитата

ЦитатаТак 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.

ЦитатаВы себе не представляете, - у одно в буквальном смысле слова "воспарила", кстати, он был очень похож на вас.
 Правда, скорее не на небеса, а наоборот.

ЦитатаРазумеется, имелся в виду НК-33 с выдвижным сопловым насадком или НК-43.

Цитата

ЦитатаВы 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...

Цитата

ЦитатаРазумеется, 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:

Цитата

Цитата

ЦитатаВы 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.

ЦитатаЯ сформулировал определение для круговой орбиты. Причём для низкой. А вобще работа по подъёму массы на высоту тоже входит в гравитационные потери.

ЦитатаИдея 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаРазумеется, 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. ;)

Цитата

ЦитатаИдея 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.

ЦитатаПри 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.

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаВы 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.

Цитата

ЦитатаЯ специалист по сетевым технологиям, собственно говоря. ;)

И это мы тоже уже имели  возможность узнать ранее. :wink:

Цитата

ЦитатаПри 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.

ЦитатаЗдесь 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).

ЦитатаЗато чем выше тяговооруженность, тем больший угол атаки требуется на участке аэродинамического разворота.

Цитата

ЦитатаИдея 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.

Цитата

ЦитатаПри 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.

ЦитатаДим, 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаПри 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?

Цитата

ЦитатаДим, 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. :)

Цитатаограничение на скоростной напор при разделении ступеней;

ЦитатаТраектория 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.

ЦитатаReentrant, ради интереса можете ещё рассмотреть такую схему выведения, - тяговооруженность постоянная вообще на всей траектории и равна 3.
 Вы увидите как это потрясающе выгодно энергетически. ;)

Цитата

ЦитатаReentrant, 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!

ЦитатаК тому же очень сложно технически.  :roll:

ЦитатаБудет непрерывное изменение глубины дросселирования ДУ вплоть до 33%.

ЦитатаТехнически 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.

ЦитатаВот 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.

Цитата

ЦитатаТехнически 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".

ЦитатаЕсли 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.

ЦитатаТ.е. выкинем дешёвые баки, поставим много дорогих двигателей и будем тихо радоваться высокому МюПН.

ЦитатаПотери у "Зенита", разумеется, маленькие, но хотелось бы уменьшить ХС потребную для выведения на орбиту до 9000 м/с или несколько меньше. :)

ЦитатаЯ вообще не понимаю почему "Зенит" сделали таким маленьким.

Цитата

ЦитатаПотери 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. :)

Цитата

ЦитатаЯ вообще не понимаю почему "Зенит" сделали таким маленьким.

Двигатели унифицировали с "Энергией", поэтому тяговооруженность "перегрели".

ЦитатаМожно подробней про бак побольше для бытовых целей? Как Вы думаете, почему он именно такого объёма?

ЦитатаДа вы что, смеётесь, более 9300. :)

Цитата

ЦитатаМожно 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаМожно 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.

Цитата

ЦитатаДа 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". :)

ЦитатаУзнаю очаровательную манеру Владимира Игоревича!
 :wink:
И рейтинг у Вас растёт, как я вижу.

ЦитатаНу 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. :)

Цитата

ЦитатаИ рейтинг у Вас растёт, как я вижу.

А где тут "рейтинг"?

ЦитатаЭнергетически 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". :)

Цитата

ЦитатаНу 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.

ЦитатаЭнергетически выгодно использовать некоторую фиксированную стартовую тяговооруженность.
 :wink:

ЦитатаЭнергетически выгодно использовать некоторую фиксированную стартовую тяговооруженность.
 :wink:

Цитата

ЦитатаУ 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. :)

Цитата

Цитата

ЦитатаУ 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?

Цитата

ЦитатаЭнергетически выгодно использовать некоторую фиксированную стартовую тяговооруженность.
 :wink:

И она вряд ли будет равна трём. :wink:

Цитата

Цитата

ЦитатаЭнергетически выгодно использовать некоторую фиксированную стартовую тяговооруженность.
 :wink:

И она вряд ли будет равна трём. :wink:

Скорее, меньше 2,0

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаЭнергетически 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?

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаУ 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

ЦитатаЭто 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.

Цитата

ЦитатаЭто 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.

ЦитатаЯ 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:

Цитата

ЦитатаЯ 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. ;)

ЦитатаТам была ещё одна АМС, китайская, это что, масса без неё? :)

 По поводу "неоспоримых фактов", - подтвердите его хоть чем-то. ;)

ЦитатаА 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. :)

Цитата

ЦитатаТам 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:

Цитата

ЦитатаА 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. :)

ЦитатаА какой нада?

ЦитатаПогодите, что-то много, я имел в виду выход на круговую орбиту 200x200. Должно быть вроде даже меньше 8000. :)

Цитата

ЦитатаА какой нада?

Не знаю, - тот, что вызовет моё доверие. ;)

 Видали? - http://www.youtube.com/watch?v=eSxltCRRi1Q ;)

Цитата

ЦитатаПогодите, 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаА какой нада?

Не знаю, - тот, что вызовет моё доверие. ;)

 Видали? - http://www.youtube.com/watch?v=eSxltCRRi1Q ;)

А кого интересует Ваше доверие? :wink:

ЦитатаМожете выложить на хостинг, чтобы не замусоривать форум? :P

ЦитатаЛень было читать 10 страниц флуда. Массу головного блока Зенита на ЛЕО в запусках Электро и Радиоастрона там часом не выкладывали?

ЦитатаЛень было читать 10 страниц флуда. Массу головного блока Зенита на ЛЕО в запусках Электро и Радиоастрона там часом не выкладывали?

Цитата

ЦитатаЛень 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.

Цитата2000 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:

ЦитатаУ 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? :)

Цитата950 кг + 375 кг + 10219 кг + 1766 кг + 42 кг = 13352 кг

Цитата2000 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

Цитата

Цитата2000 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. ;)

ЦитатаА на какую орбиту, гениальный Вы наш? :wink:

Цитата

ЦитатаУ 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.

Цитата

Цитата

ЦитатаУ 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. :)

Цитата(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fs019.radikal.ru%2Fi614%2F1204%2Fd7%2Fdd2d3b6f7b86.jpg&hash=ee592983949e8e4656cce7ba06e2ea8e)
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fs42.radikal.ru%2Fi098%2F1204%2F5b%2Fd825b99de915.jpg&hash=f1abbd49eb6872f49d18c39ef2f60d5e)

ЦитатаА Вы специалист РККЭ?  :wink:

ЦитатаТак я сам себе не верю? :wink:

ЦитатаЭто документы какой организации? ;)

 Специалистам РККЭ вы не верите, так что... ;)

Цитата

ЦитатаЭто документы какой организации? ;)

 Специалистам РККЭ вы не верите, так что... ;)

И можно подробнее о роли РККЭ в разработке Зенита-2SLБ. :wink:

Цитата(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fs002.radikal.ru%2Fi197%2F1204%2F45%2F9f60c2a2a215.jpg&hash=16be05954640f19108737b65372493d6)

ЦитатаВы себя возомнили Господом? :wink:

ЦитатаПри этом "Земля плоская", и потери на управление я считаю равными нулю - может в этом дело?

Цитата

ЦитатаПри 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.

ЦитатаА, 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. ;)

ЦитатаВообще 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.

Цитата

ЦитатаА, 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:

Цитата

ЦитатаВообще 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.

ЦитатаПонимаете, "ХС" это не энергия, для которой есть чёткий закон сохранения, я не знаю как это доказать формально. :)

Цитата

ЦитатаПонимаете, "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

ЦитатаНе 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. :)

Цитата

ЦитатаНе 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. :)

Цитата1) 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

ЦитатаУИ второй ступени занижен, вклад рулевика в тягу вообще потерян.

Фактические конечные массы по 1й ступени - более 32 т, по 2й - примерно 9,5 т.

Цитата: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.

Цитата

Цитата. . .

Я слишком долго с Вами общаюсь на этом форуме, . . .

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаВторой, 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. :)

Цитата

ЦитатаЕщё один + к АКС у которого гравитационных потерь не бывает...

Гравпотери у АКС будут нулевыми лишь в горизонтальном полете :wink:

Цитата

ЦитатаArtemkad пишет:

ЦитатаСтарый 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.

ЦитатаСтарый 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:

ЦитатаArtemkad пишет:
Первые 10км значительны гравитационные потери. Каждую секунду теряем примерно 20-30м/с ХС.

Ай, молодца!

ЦитатаИ какая-же скорость и высота на 50-й секунде секунде полета скажем РН Союз?

А вам зачем?

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаСтарый 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).

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаArtemkad 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?

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаСтарый 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).

Цитата

ЦитатаArtemkad 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.

Цитата

ЦитатаArtemkad 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.

Цитата

ЦитатаArtemkad 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.

Цитата

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаДмитрий 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?

Цитата

ЦитатаArtemkad 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

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаДмитрий 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...

Цитата

Цитата

Цитата

ЦитатаArtemkad 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.

ЦитатаArtemkad пишет:
Первые 10км значительны гравитационные потери. Каждую секунду теряем примерно 20-30м/с ХС.

Цитатаmihalchuk пишет:
Старый, а ты ничего не путаешь? Земля-то круглая. [IMG] 
Попробуем расшатать законы физики.

Цитатаmihalchuk пишет:

ЦитатаСтарый 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. 

ЦитатаСтарый пишет:

Цитатаmihalchuk 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.

ЦитатаСтарый пишет:

Цитатаmihalchuk 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.

Цитатаmihalchuk 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?

Цитатаmihalchuk пишет:

ЦитатаСтарый 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?

ЦитатаДмитрий 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.

ЦитатаСтарый пишет:

ЦитатаДмитрий 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.

ЦитатаДмитрий В. пишет: Фактически характеризует затраты на перемещение РН в гравитационном поле в отсутствие силы аэродинамического сопротивления.

ЦитатаДмитрий В. пишет:
Куда Артёмка-то делся? Учиться пошел?

ЦитатаDed 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.