КРЫЛЬЯ ИЛИ ПАРАШЮТ?

[Бродяга]

То тепло, что выделяется при торможении (в смысле - в которое переходит вся кинетическая энергия, и вся потенциальная тоже) - нам ведь на него, по большому счёту, начхать. Оно почти всё остаётся в "следе" аппарата, и тьфу бы на него Ну, еще чуток энергии на чисто механическое возмущение в следе остаётся
 ...

Fakir ну я вас просто ЛЮБЛЮ за это объяснение, а то я просто ЗАДОЛБАЛСЯ это некоторым тут объяснять, в первую очередь, разумеется, Вадиму Лукашевичу.

Если не ошибаюсь, по памяти, при переходе от баллистического спуска к "скользящему" СА с АК что-то около 0,3  - максимальная температура падает градусов на 200-400, а суммарное тепловыделение растёт процентов на 10.
 
Тут на пальцах доказать, что происходит именно так - не получится; ну, в одном случае дольше летит в менее горячем газе, в другом - летит не так долго, но в более горячем.

Не, это довольно просто объяснить даже "на пальцах".

 Температура растёт медленнее, чем уменьшается время торможения.

 Но, разумеется, строго это показать значительно сложнее.

ЗыСы Но вот казалось бы - причём тут парашюты и парашют vs. крыло?  :lol:

Я предложил тормозить быстро, а потом раскрывать крыло для приземления на ВПП потому что такой способ упростит теплозащиту.

 Вадим Лукашевич как обычно стал спорить, что быстро тормозить выгоднее, вот и всё.

 Кстати, Вадим Лукашевич почему-то убеждён, что для крылатого корабля абляционная теплозащита не годится, между тем у того же Шунейко рассматривается только абляционная теплозащита, — в том числе и для крылатых космических кораблей.

[Бродяга]

Да это всё так, конечно. Я просто подчёркивал тот момент, что на определённом этапе, когда качество (выбранное из соображений перегрузок) УЖЕ заставляет перейти к плитке - то логично и дальше повышать качество елико возможно (пока позволяют другие ограничения - ну вот у шаттла ими стали требования к дозвуку и пр., так что по гиперзвуковому качеству у него, ЕМНИС, далеко от достижимого максимума, так?).

Если у Шаттла ЕЩЁ увеличить качество, он перегреется и развалится при торможении потому что алюминий потеряет прочность.

[Бродяга]

В общем, как я вижу, кроме "возражений" Вадима Лукашевича какой-то существенной критики идеи приземления на раскрывающемся крыле нет.

 Помимо этого можно заметить следующее.

 То, что аппарат будет тормозить с достаточно высоким качеством не означает, что он будет тормозить долго.
 И то и другое можно совместить.

[Morin]

Помимо этого можно заметить следующее.

 То, что аппарат будет тормозить с достаточно высоким качеством не означает, что он будет тормозить долго.
 И то и другое можно совместить.

Нет, вы что-то путаете. Тормозить с достаточно высоким качеством как раз означает, что он будет тормозить долго. Но вы, вроде, предлагали тормозить бысто и без качества, а качество (крылья) создавать уже на дозвуковой скорости. Я вас правильно понял? Особых проблем, кроме утяжеления конструкции, я тут не вижу. Только и не вижу особых преимуществ схемы по срвнению с традиционной парашютной и шатттло-буранной. Значительный горизонтальный полет на дозвуке мы не получим (ну километров 10-30). Что это нам даст? сможем садится на территории России, но только на грунтовку, на нормальный аэродром с такой дальностью и точностью - не дотянем. Значит шасси д.б. расчитано на посадку на неподготовленную площадку, а значит опять рост массы. В сочетании со складывающимся крылом сожрет значительную часть массы СА. И зачем такой СА? Уж лучше продолжать платить казахам за полигоны посадки или освоить морскую посадку.

[Бродяга]

Нет, вы что-то путаете. Тормозить с достаточно высоким качеством как раз означает, что он будет тормозить долго.

Не означает.

 В случае аварии в начале работы третьей ступени РН "Союз", при торможении СА КК "Союз" с максимальным качеством максимальная перегрузка составляет около 12g.

Но вы, вроде, предлагали тормозить бысто и без качества, а качество (крылья) создавать уже на дозвуковой скорости. Я вас правильно понял?

Совершенно верно, быстро, только не обязательно без качества.

Особых проблем, кроме утяжеления конструкции, я тут не вижу. Только и не вижу особых преимуществ схемы по срвнению с традиционной парашютной и шатттло-буранной.

Мы получим возможность использовать простую абляционную теплозащиту, а складное крыло будет не тяжелее парашюта.

Значительный горизонтальный полет на дозвуке мы не получим (ну километров 10-30).

Если дозвуковое качество ~5, раскрываем крыло на высоте ~10 километров и можем планировать километров 50.

Что это нам даст? сможем садится на территории России, но только на грунтовку, на нормальный аэродром с такой дальностью и точностью - не дотянем.

Точность выхода в точку раскрытия крыла обеспечим на участке торможения.

 Я думаю, обеспечить точность ~100 метров или даже меньше не будет проблемой.

Значит шасси д.б. расчитано на посадку на неподготовленную площадку, а значит опять рост массы. В сочетании со складывающимся крылом сожрет значительную часть массы СА. И зачем такой СА? Уж лучше продолжать платить казахам за полигоны посадки или освоить морскую посадку.

Вы не правы по поводу массы, но вот "платить казахам" это ВООБЩЕ УНИВЕРСАЛЬНЫЙ МЕТОД НИЧЕГО НОВОГО НЕ ДЕЛАТЬ. :lol:

[Morin]

В случае аварии в начале работы третьей ступени РН "Союз", максимальная перегрузка, при торможении СА КК "Союз" с максимальным качеством, составляет около 12g.


 Если дозвуковое качество ~5, раскрываем крыло на высоте ~10 километров и можем планировать километров 50.

Что это нам даст? сможем садится на территории России, но только на грунтовку, на нормальный аэродром с такой дальностью и точностью - не дотянем.

Точность выхода в точку раскрытия крыла обеспечим на участке торможения.

 Я думаю, обеспечить точность ~100 метров или даже меньше не будет проблемой.
:

1) 12 g с качеством. а без качества в аналогичной ситуации - за 20?
2) 30 или 50 км вопрос принципиально не решают. надо хотя бы 100-200 км, как минимум.
3) Еслиб можно было обеспечить без крыла точность 100 м, то давно бы уже обеспечили. Ваши ссылки на ГЧ МБР - неуместны. Вам же объясняли, вроде. Там такие углы входа в атмосферу (и соответственно перегрузки), что для пилотируемых объектов - не годятся.

[Бродяга]

1) 12 g с качеством. а без качества в аналогичной ситуации - за 20?

При чисто баллистическом спуске около 15g, если не ошибаюсь.

2) 30 или 50 км вопрос принципиально не решают. надо хотя бы 100-200 км, как минимум.

Зачем?

 Кроме того, я ошибся, 50 километров мы можем планировать не снижая скорости.

3) Еслиб можно было обеспечить без крыла точность 100 м, то давно бы уже обеспечили. Ваши ссылки на ГЧ МБР - неуместны. Вам же объясняли, вроде. Там такие углы входа в атмосферу (и соответственно перегрузки), что для пилотируемых объектов - не годятся.

У ГЧ МБР существенно больше перегрузки и потому существенно меньше отклонения за счёт влияющих факторов вообще без всякого управления.

 Но СА управляем, что позволяет корректировать тракеторию на участке торможения, потому для него достижима более высокая точность, чем для ГЧ МБР.
 Между прочим, в своё время собирались сделать и маневрирующие ГЧ МБР, в том числе и для ещё бОльшего увеличиения точности.

 Что касается обеспечения точности выхода на точку ввода парашютов для существующего СА "Союза", ТО Я ЕЩЁ РАЗ ПРИВОЖУ ЭТОТ РАСКЛАД.
 КВО 20 километров это ПРОМАХ, КВО 20 километров это ВЕТЕР.

 Общее КВО получается ( 20**2 + 20**2 )**0,5 = 800**0,5 = ~28 километров.

 Однако, если КВО от ПРОМАХА РАВНО НУЛЮ БУДЕТ КВО 20 КИЛОМЕТРОВ.

 И нафига надо возиться с переделкой системы управления для сведения промаха к нулю?

 Кстати, у того же Шаттла дозвуковое качество вообще 4.

[Parma]

И вот тут так уж получается (если верить литературе ), что доля тепла, перепадающая аппарату, растёт с "выполаживанием" траектории. Максимальные температуры падают, удельные теплопотоки падают, а суммарный теплопоток - растёт.
Тут на пальцах доказать, что происходит именно так - не получится; ну, в одном случае дольше летит в менее горячем газе, в другом - летит не так долго, но в более горячем. Вообще говоря, могло бы получиться на круг и так и эдак, но в жизни оказывается, что вот для пологого спуска всё-таки больше тепла перепадает.
Резюмируя - в этих случаях именно что "процент потерь" очень сильно не одинаков. Ну, температуры погранслоя разные, скорости потока тоже, значит и Рейнольдсы, и вязкость, значит, и Нуссельты и Прандли - то есть критериальные уравнения (и теплопотоки) получаются сильно разными, ну и при интегрировании за весь спуск - тоже неодинаково.
Суммарный, выделяемый "в пространство" - тьфу на него. Тьфу на него еще раз. Нас же беспокоит то тепло, что выпадет на долю самого СА.

Взял книгу "Динамика и термодинамика" Лох, там даны следующие формулки: плотность Ро=Ро на земле * exp (-k*Y),
удельный тепловой поток воспринятый ТЗП dH/dt=K'*sqrt(Ро)*V в кубе.
Таким образом тепло за единицу времени зависит от плотности (фактически от высоты) и куба скорости.
Если аппарат тормозится интенсивно, то быстрое уменьшение скорости за счет кубической зависимости с лихвой компенсирует быстрое падение высоты и рост плотности. Если аппарат тормозиться медленно, то большее время полета на большей скорости в интеграле и дает больше поглощенного тепла, несмотря на меньшую плотность на большей высоте.

Дальше совсем интересно: Лох говорит что исследования этих вопросов приводит к однозначному выводу:
если можно по соображениям допустимой перегрузки падать быстро - выгодно применять абляционную защиту,
если нужно уменьшить угол входа и падать полого - то абляционная защита становится тяжелее ТЗП. При этом выгодно использовать несущую схему с хорошим качеством для поддержания высоты и отдавать тепло излучением в равновесном режиме, так как излучение практически неисчерпаемый хладоресурс.
Причем эквивалентная равновесная температура излучения при входе с орбиты спутника Земли при одинаковом баллистическом параметре составляет: с нулевым качеством 1730 градусов, с качеством 5 уже 840 градусов.

И это книга 65 года... Все придумано до нас, только материалов выдерживающих параметры равновесного режима тогда не было, да и человек выдерживает перегрузку, при которой выгодно использование абляционной защиты (а это еще и проще технологически).

С Шатлом, насколько я понял, проблема была в его большой массе и невозможности получить малый баллистический параметр, который пропорционален полному количеству подведенного тепла. Надо понимать, что Буран стал следствием технической неграмотности руководящей верхушки (яркий пример такой неграмотности прилип к этой теме как банный лист  :x  ) , а вот разработчики Спирали достаточно владели материалом, чтобы загнать баллистический параметр в рамки, позволившие применить металлический теплозащитный экран.
Если концепцию орбитальной ступени Спирали выполнить с использованием современных технологических достижений, то баллистический параметр можно еще более снизить, а качество поднять, а как следствие равновесную температуру можно еще снизить, облегчив тем самым ТЗП и снизив стоимость владения такой системой.
Все понятно, осталось ума и денег найти...  :roll:

[Бродяга]

Взял книгу "Динамика и термодинамика" Лох, там даны следующие формулки: плотность Ро=Ро на земле * exp (-k*Y),
удельный тепловой поток воспринятый ТЗП dH/dt=K'*sqrt(Ро)*V в кубе.
Таким образом тепло за единицу времени зависит от плотности (фактически от высоты) и куба скорости.
Если аппарат тормозится интенсивно, то быстрое уменьшение скорости за счет кубической зависимости с лихвой компенсирует быстрое падение высоты и рост плотности. Если аппарат тормозиться медленно, то большее время полета на большей скорости в интеграле и дает больше поглощенного тепла, несмотря на меньшую плотность на большей высоте.

Вы и сюда пришли ерунду молоть, милейший?

 Тепловой поток воспринятый теплозащитой зависит только от температуры на поверхности теплозащиты.
 А суммарное количество тепла переданное конструкции космического корабля ещё и пропорционально времени торможения.

Дальше совсем интересно: Лох говорит что исследования этих вопросов приводит к однозначному выводу:
если можно по соображениям допустимой перегрузки падать быстро - выгодно применять абляционную защиту,
если нужно уменьшить угол входа и падать полого - то абляционная защита становится тяжелее ТЗП. При этом выгодно использовать несущую схему с хорошим качеством для поддержания высоты и отдавать тепло излучением в равновесном режиме, так как излучение практически неисчерпаемый хладоресурс.
Причем эквивалентная равновесная температура излучения при входе с орбиты спутника Земли при одинаковом баллистическом параметре составляет: с нулевым качеством 1730 градусов, с качеством 5 уже 840 градусов.

Да, только если мы уменьшим перегрузку в 5 раз время нагрева увеличится в 5 раз.

 За это время может конструкция корабля расплавиться, — такое в голову не приходило?

И это книга 65 года... Все придумано до нас, только материалов выдерживающих параметры равновесного режима тогда не было, да и человек выдерживает перегрузку, при которой выгодно использование абляционной защиты (а это еще и проще технологически).

Да, вот это точно, что всё придумано до нас.

 Только дело не отсутствии в 65-м году каких-то "особенных материалов".

С Шатлом, насколько я понял, проблема была в его большой массе и невозможности получить малый баллистический параметр, который пропорционален полному количеству подведенного тепла. Надо понимать, что Буран стал следствием технической неграмотности руководящей верхушки (яркий пример такой неграмотности прилип к этой теме как банный лист  :x  ) , а вот разработчики Спирали достаточно владели материалом, чтобы загнать баллистический параметр в рамки, позволившие применить металлический теплозащитный экран.
Если концепцию орбитальной ступени Спирали выполнить с использованием современных технологических достижений, то баллистический параметр можно еще более снизить, а качество поднять, а как следствие равновесную температуру можно еще снизить, облегчив тем самым ТЗП и снизив стоимость владения такой системой.
Все понятно, осталось ума и денег найти...  :roll:

Во идиот, ему ясно сказали выше, что снижение перегрузки и удлиннение торможения приводит к увеличению массы теплозащиты. :lol:

 Кроме того, "качество как таковое" не имеет прямого отношения к перегрузке и времени торможения.

[Бродяга]

Fakir это именно то, что я вам говорил, — есть господа, которые с поразительным упорством продолжают утверждать, что долго тормозить выгоднее.

[Бродяга]

Относительно отсутствия в 60-е годы каких-то "новых чудесных материалов теплозащиты".

 Теплозащита СА "Союза" была разработана на базе теплозащиты "шариков" -  СА "Востока" и "Восхода".
 Основа тот же асботекстолит, только у СА "Союза" структура теплозащиты была усовершенствована для снижения массы.

 Результат, — масса теплозащиты около 10% от массы СА, вполне устроил и дальнейшего совершенствования, насколько мне известно, не проводилось, потому что особо и не надо.

[avmich]

Вы и сюда пришли ерунду молоть, милейший? ;)

 Тепловой поток воспринятый теплозащитой зависит только от температуры на поверхности теплозащиты. :)

Формально верно, только вот температура погранслоя зависит от плотности воздуха :) . Или, иными словами, теплопоток зависит от скорости и от плотности воздуха. Поэтому Парма, в общем, разумные вещи цитирует.

А суммарное количество тепла переданное конструкции космического корабля ещё и пропорционально времени торможения. :)

Это да. Только этому же времени пропорционально также количество тепла, потерянное кораблём за счёт излучения.

Да, только если мы уменьшим перегрузку в 5 раз время нагрева увеличится в 5 раз. ;)

Но теплопоток может и не вырасти, если мы будем сидеть в верхних слоях.

За это время может конструкция корабля расплавиться, — такое в голову не приходило? ;)

Успеет рассеять тепло и не расплавится ;) .

Во идиот, ему ясно сказали выше, что снижение перегрузки и удлиннение торможения приводит к увеличению массы теплозащиты. :lol:

Бродяга, не уподобляйся Старому - там есть факторы, снижающие массу теплозащиты, которые мы как раз и пытаемся учесть.

Кроме того, "качество как таковое" не имеет прямого отношения к перегрузке и времени торможения. :)

Довольно прямое имеет. Перегрузка - то есть, скорость торможения - зависит от плотности воздуха, которая зависит от высоты, которая при высоком качестве обычно бывает выше при той же скорости.

[А.Коваленко]

А пока идут споры, X-37B на орбите...

[Бродяга]

Вы и сюда пришли ерунду молоть, милейший?

 Тепловой поток воспринятый теплозащитой зависит только от температуры на поверхности теплозащиты.

Формально верно, только вот температура погранслоя зависит от плотности воздуха . Или, иными словами, теплопоток зависит от скорости и от плотности воздуха. Поэтому Парма, в общем, разумные вещи цитирует.

Я сомневаюсь, что вообще есть какая-то прямая зависимость, хотя, может быть и ошибаюсь.

 В "разного рода книжках" по этому поводу написаны разные вещи.

А суммарное количество тепла переданное конструкции космического корабля ещё и пропорционально времени торможения.

Это да. Только этому же времени пропорционально также количество тепла, потерянное кораблём за счёт излучения.

Да плевать мы на него хотели, как и на тепло оставшееся в плазме, вам же сказали выше.

 Излучение это только способ уменьшить эту самую температуру поверхности.

Да, только если мы уменьшим перегрузку в 5 раз время нагрева увеличится в 5 раз.

Но теплопоток может и не вырасти, если мы будем сидеть в верхних слоях.

Каким образом, за счёт антигравитации?

За это время может конструкция корабля расплавиться, — такое в голову не приходило?

Успеет рассеять тепло и не расплавится .

Не успеет, температура падает медленнее, чем растёт время торможения.

 Единственный вариант это тот, что вы будете тормозить ТАК ДОЛГО, что температура на поверхности будет вообще безопасной.

Во идиот, ему ясно сказали выше, что снижение перегрузки и удлиннение торможения приводит к увеличению массы теплозащиты. :lol:

Бродяга, не уподобляйся Старому - там есть факторы, снижающие массу теплозащиты, которые мы как раз и пытаемся учесть.

Нету.

 Даже если количество тепла переданного единице площади теплозащиты за единицу времени падает пропорционально квадратному корню из плотности, как написано выше, то для получения той же перегрузки и того же времени торможения надо увеличить площадь аппарата ПРЯМО ПРОПОРЦИОНАЛЬНО ПЛОТНОСТИ, значит при низкой плотности тормозить невыгодно.

Кроме того, "качество как таковое" не имеет прямого отношения к перегрузке и времени торможения.

Довольно прямое имеет. Перегрузка - то есть, скорость торможения - зависит от плотности воздуха, которая зависит от высоты, которая при высоком качестве обычно бывает выше при той же скорости.

Качество и перегрузка никак напрямую не связаны.

 Перегрузка зависит ещё и от траектории входа, так что можно имея высокое качество тормозить и с высокой перегрузкой.

[Бродяга]

А пока идут споры, X-37B на орбите...

Очень интересно как он будет садиться.

 Возможно торможение будет более быстрым, чем у Шаттла.

[sychbird]

Тепловой поток воспринятый теплозащитой зависит только от температуры на поверхности теплозащиты.

Он еще в значительной степени зависит от коэффициентов теплопередачи от газо-плазменной фазы к поверхности. Теплопередача идет в обе стороны с учетом  теплопередачи лучеиспусканием.
Общий Ваш вывод верен только для абляционной защиты определенного типа.
А дальше идут нюансы, когда в зависимости от режимов обтекания в приповерхностном слое соотношение коэффициентов теплопередачи и интенсивности теплового потока к обтекаемой поверхности могут поставить вывод об абсолютной оптимальности быстрых режимов под вопрос. И об этом не стоит забывать.

Вера в абсолютные истины контрпродуктивна. Ищущая мысль способна найти брешь почти в любой плотине. Хотя разумное, не оголтелое аппонирование тоже на пользу.

[Бродяга]

Кроме того, замечу, что "бонус" в схеме, которую я предлагаю, даже не в том, что теплозащита будет легче.

 Он в том, что можно использовать достаточно простую абляционную теплозащиту.

[Бродяга]

Тепловой поток воспринятый теплозащитой зависит только от температуры на поверхности теплозащиты.

Он еще в значительной степени зависит от коэффициентов теплопередачи от газо-плазменной фазы к поверхности. Теплопередача идет в обе стороны с учетом  теплопередачи лучеиспусканием.
Общий Ваш вывод верен только для абляционной защиты определенного типа.
А дальше идут нюансы, когда в зависимости от режимов обтекания в приповерхностном слое соотношение коэффициентов теплопередачи и интенсивности теплового потока к обтекаемой поверхности могут поставить вывод об абсолютной оптимальности быстрых режимов под вопрос. И об этом не стоит забывать.

Мой вывод верен АБСОЛЮТНО И ВСЕГДА[/size]. :lol:

 Я вообще не рассматриваю, "что там в плазме и пограничном слое делается" это нужно только чтобы определить "эту самую температуру на поверхности".
 А далее мы имеем облочку на поверхности которой есть какая-то температура, а внутри другая температура и всё зависит только от теплопроводности материала теплозащиты.

Вера в абсолютные истины контрпродуктивна. Ищущая мысль способна найти брешь почти в любой плотине. Хотя разумное, не оголтелое аппонирование тоже на пользу.

Да, эта "ищущая мысль", например, регулярно гравицапу придумывает. :lol:

[Бродяга]

Вообще два вида теплозащиты отличаются только способом понижения этой самой температуры поверхности.

 Абляционная теплозащита понижает температуру за счёт потока вещества теплозащиты, радиационная теплозащита, — за счёт излучения.

 При длительном торможении вещества теплозащиты надо много и она становится слишком тяжелой.

 Мне это было ясно давным-давно, ещё когда я читал первую статью "о том, почему на Шаттле плитку приделали".

[sychbird]

Я вообще не рассматриваю, "что там в плазме и пограничном слое делается" это нужно только чтобы определить "эту самую температуру на поверхности".
 А далее мы имеем облочку на поверхности которой есть какая-то температура, а внутри другая температура и всё зависит только от теплопроводности материала теплозащиты.

Ну и будете сидеть с камнем своей "облочки" на шее, интегрируя по времени не прогнозируемое в Вашем подходе мгновенное значение температуры.
А насчет изобретателей гравицап, то не стоит забывать что под их напором Эварист Галуа сформулировал второе начало термодинамики.  

Тропа познания, она знаете ли существенно не линейна, Бродяга.