КРЫЛЬЯ ИЛИ ПАРАШЮТ?

[Старый]

Кстати, боковая поверхность СА на вид тоже текстолитовая, только асбеста уже явно меньше.

[Бродяга]

Кстати, боковая поверхность СА на вид тоже текстолитовая, только асбеста уже явно меньше.

Боковая поверхность ещё покрывается абляционным полимерным слоем, забыл как это вещество называется, что-то вроде фторопласта.

[ronatu]

Кстати, Старому рекомендуется внимательно читать табличку

Вы про исключение нагрева днища от теплозащитного щита?

 "Аполлон" парашютировал с щитом и ничего.

Из одного металла льют
Бурану крылья, Союзу парашют..... :wink:

[ronatu]

Кстати, боковая поверхность СА на вид тоже текстолитовая, только асбеста уже явно меньше.

Боковая поверхность ещё покрывается абляционным полимерным слоем, забыл как это вещество называется, что-то вроде фторопласта.

фено....?

[Старый]

фено....?

...лоформальдегидная

[Бродяга]

Поговорил с Решетиным на даче, "как это ни странно" правы оказались Все Кроме Старого. :lol:

 На первых "Союзах" действительно была теплозащита, в том числе и лобовой щит, из асботекстолита, но потом её заменили на более совершенную.
 Решетин сказал, что уже "Союз-ТМ" точно был уже с новой теплозащитой, вероятно её отрабатывали одновременно с новой парашютной системой (это моё предположение), хотя деталей Андрей Георгиевич не помнит.

 Обещал свести с человеком, который более детально может осветить впорос.

[Бродяга]

фено....?

...лоформальдегидная

Нет, это что-то другое.

 Кстати, сейчас основная теплозащита боковой поверхности это что-то вроде стеклопластика.

[Бродяга]

Нашел коротенькое упоминание в книге по истории РККЭ, в месте где описывается разработка "Союза-Т".

Для сокращения массы СА и повышения технологичности сборки была существенно модернизирована тепловая защита с применением новых материалов и прессованных оболочек устанавливаемых на клею.[/size]

Я думаю, это может говорить о том, что от теплозащиты из асботекстолита отказались уже на "Союзе-Т".

[Бродяга]

Кстати, Fakir, ваша идея о снижении нагрузки на единицу площади противоречит вот этой диаграмке для "Бурана".

[ronatu]

Красивая картинка.... :wink:

[Бродяга]

В другой теме, которую совершенно правильно закрыли, наш космокрылый дибилушко "высказался". :lol:

 Я не стану подробно комментировать весь этот "бред самолюбования", прокомментирую только момент относящийся к теплозащите "Союза".

А потом - мордой об стол:

Поговорил с Решетиным на даче, "как это ни странно"  правы оказались Все Кроме Старого.  
На первых "Союзах" действительно была теплозащита, в том числе и лобовой щит, из асботекстолита, но потом её заменили на более совершенную. Решетин сказал, что уже "Союз-ТМ" точно был уже с новой теплозащитой, вероятно её отрабатывали одновременно с новой парашютной системой (это моё предположение), хотя деталей Андрей Георгиевич не помнит.

Т.е все, котого он поливал грязью месяц, оказались правы, "тупые-бухие", включая и Лозино-Лозинского, и Факира, и Льва, и нашу книгу, а ты типа "немного удивлен", весь "в белом".
только дерьмо белым не бывает. И оно не удивляется, а только воняет.
Это «немного странно» оказалось только для такого невежественного муда-ка, как ты. Ты спорил как полный дебил, не зная сабжа. Что все здесь давно знают и понимают, см. http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=9991

Так вот, даже ФОРМАЛЬНО я окзался ПРАВ, — у СА "Союза" была асботекстолитовая теплозащита, теплозащиту переделали только у СА "Союза-Т".

 Я ошибался только в том, что предположил, что теплозащиту не переделывали, оказывается, — переделывали.

 Так называемый "историк космонавтики" Вадим Лукашевич ничего связного по этому вопросу вякнуть не смог, кроме ссылки на то, что вычитал в книге Лозино-Лозинского. :lol:

[Бродяга]

Ещё один моментик по теме. :lol:

Поясню какие два момента никак не может "вкурить" Вадим Лукашевич.  

1. Перегрузка с которой приземляется некий возвращаемый аппарат определяет время торможения и, соответственно, количество тепла переданное конструкции космического корабля.

Представляешь, на передачу тепла, ускорение вообще не влияет.
Повторю прописную истину: Оказывается часть тепла, образовавшееся при движении на скорости в атмосфере, уносится воздухом вообще, а часть передается корпусу. И если конкретнее количество тепла отданное корпусу в каждой конкретной точке в каждый момент времени зависит от скорости, давления, состава газа, свойств поверхности и характера движения потока относительно поверхности. И все Ускорения тут нет!

Гусев_А, извините, вы по ИДИОТИЗМУ явно стремитесь к Вадиму Лукашевичу. :lol:

 Количество тепла переданное конструкции корабля определяется температурой на поверхности теплозащиты и временем теплопередачи, и ВСЁ. :lol:

 Так вот, это самое время теплопередачи определятеся тем, сколько мы будем гасить скорость аппарата, ЧТО И ЯВЛЯЕТСЯ ГЛАВНОЙ ЗАДАЧЕЙ ПРИ СХОДЕ С ОРБИТЫ И ПОСАДКЕ НА ЗЕМЛЮ.

 И вот это время теплопередачи тем МЕНЬШЕ, чем БОЛЬШЕ перегрузка.

 Доступно? :lol:

 Космокрылый Дибилушко Вадим Лукашевич этого понять не желает.  :lol:

Ну что Вы спорите с кретином? Он же тут выше ляпнул, что под перегрузкой крылатого аппарата (определяющей температуру поверхности) всегда имел ввиду только совпадающую с вектором скорости, т.е. мизерную отрицательную Nх (помноженную на косинус угла атаки) !

У него перегрузка торможения, которая гасит скорость аппарата, "мизерная", видимо он считает, что это самолёт, который летит часами. :lol:

[Incarn]

Иксовая перегрузка, которая в самом деле почти (с учетом косинуса угла атаки) совпадает с вектором скорости, у крылатого аппарата (шаттл/Буран) реально мизерная. Кому интересно, даю оптимальную (с точки зрения минимального интегрального теплового потока) траекторию спуска, наборами Н, V, A, Nx, Т  (соответственно высота в км, м/с, угол атаки в градусах, ед. g, температура в критической точке по Цельсию):

Н=140, V=75891, A=40, Nx=0, Т=49
Н=100, V=7641, A=40, Nx=0, Т=849
Н=90, V=7646, A=40, Nx=0, Т=1203
Н=80, V=7607, A=40, Nx=-0.01, Т=1575
Н=70, V=6354, A=40, Nx=-0.02, Т=1656
Н=60, V=4750, A=40, Nx=-0.03, Т=1492
Н=50, V=3480, A=31.4, Nx=-0.1, Т=1267
Н=40, V=2120, A=22.5, Nx=-0.15, Т=859
Н=30, V=1099, A=15.7, Nx=-0.21, Т=446
Н=20, V=475, A=12, Nx=-0.4, Т=226

у шаттла/Бурана есть небольшие отличия только в меньшем (30-35 град )угле атаки на высотах до 50 км, иначе они сожгут балансировочный щиток. Но на температуры критической точки это практически не влияет и соответствует приведенным значениям плюс/минус 50 градусов.
Как видно, на максимуме нагрева иксовая перегрузка всего несколько процентов от g. Проще говоря, она вообще на нагрев особо не влияет.
Так что "предыдущего оратора" забанили правильно.

[hcube]

А какой у него в процессе угол атаки? Если я правильно помню, х - это продольная ось, а при торможении у шаттла угол атаки достигает 40 градусов, т.е. перегрузка вдоль траектории очень и очень существенна - до 1G. Просто она представляет собой компонент Ny.

[поверхностный]

А какой у него в процессе угол атаки? Если я правильно помню, х - это продольная ось, а при торможении у шаттла угол атаки достигает 40 градусов, т.е. перегрузка вдоль траектории очень и очень существенна - до 1G. Просто она представляет собой компонент Ny.

В таблице есть угол атаки, как раз 40 градусов.
У самолетов (не знаю на счет шаттла) ось Х считается параллельной скорости. Качество на таком угле будет около 1, общая перегрузка 1.5*Nx.

[0402]

У самолетов ... ось Х считается параллельной скорости.

В авиации используется несколько систем координат. Навскидку: связанная, скоростная, полусвязанная (иногда называемая экспериментальной), связанная с пространственным углом атаки, нормальная, траекторная, инерциальная и земная. Может, какую еще и забыл.
Ось Х параллельна вектору скорости (упоминаемый вами случай) только в скоростной с/к (в этом случае ось Х называется "скоростной осью"). Скоростная с/к используется только при интерпретации данных продувок в АДТ.
Как правило, по умолчанию всегда используется связанная с/к, в которой ось Х параллельна строительной горизонтали фюзеляжа.
Как я понимаю, приведенные выше цифры даны именно в ней, т.е. в этом случае иксовая перегрузка это та, которая действует на пилотов в их понимании "вперед-назад".
Кстати, здесь может быть и такой казус: в КД часто обозначается "направление полета", но оно служит для понимания чертежей (типа "Вид против полета") и привязано не к собственно вектору скорости (истинному направлению полета), а к СГФ. В общем, желательно, конечно, посмотреть исходники

[поверхностный]

Спасибо, познавательно.
Конечно, если бы речь в приведенной табличке шла о Сх, то я бы настаивал на скоростной системе координат, но там приведена перегрузка Nx.
Ну и даже в этом случае по Nx в скоростной СК можно считать торможение, а от Nx в связанной разве что прочность.

[Incarn]

Как я понимаю, приведенные выше цифры даны именно в ней, т.е. в этом случае иксовая перегрузка это та, которая действует на пилотов в их понимании "вперед-назад".

Да.
Завтра постараюсь посмотреть и выписать Ny для тех же высот в вышеприведенных данных - при совокупном анализе (сейчас об этом без конкретных цифр говорить не буду), при сопоставлении данных скорости, температуры, Ny и  Nx вырисовывается очень интересная картина.

[Incarn]

А какой у него в процессе угол атаки? Если я правильно помню, х - это продольная ось, а при торможении у шаттла угол атаки достигает 40 градусов, т.е. перегрузка вдоль траектории очень и очень существенна - до 1G. Просто она представляет собой компонент Ny.

Не совсем так. Поясню: если считать, что аппарат движется вдоль сравнительно прямолинейной траектории и торможение осуществляется воздействием, параллельным текущему вектору скорости, а возникающая при торможении перегрузка раскладывается по осям связанной с объектом системы координат, повернутой от скоростной на угол атаки, то с учетом того, что основное торможение осуществляется на угле атаки, равным 40 градусов (что очень близко к 45):
- расклад (значения) перегрузки на Ny и Nx (по модулю) должны быть если и не равными, то очень близкими;
- с учетом наклона траектории к горизонту в пределах нескольких градусов, по мере снижения угла атаки Ny должна уменьшаться, а Nx (по модулю) так же (по соотношению косинуса-синуса) расти.
Но на самом деле все совсем не так, если до высоты 50 км вообще не наоборот!

Вот дополненная таблица:
с наборами значений Н, V, A, Nx, Ny, Т  (соответственно высота в км, м/с, угол атаки в градусах, ед. g, перегрузка по связанным осям X и Y, температура в критической точке по Цельсию):

Н=140, V=75891, A=40.0, Nx=0.00, Ny=0.00, Т=49
Н=100, V=7641, _A=40.0, Nx=0.00, Ny=0.01, Т=849
Н=90, _V=7646, _A=40.0, Nx=0.00, Ny=0.03, Т=1203
Н=80, _V=7607, _A=40.0, Nx=-0.01, Ny=0.18, Т=1575
Н=70, _V=6354, _A=40.0, Nx=-0.02, Ny=0.58, Т=1656
Н=60, _V=4750, _A=40.0, Nx=-0.03, Ny=1.20, Т=1492
Н=50, _V=3480, _A=31.4, Nx=-0.10, Ny=1.42, Т=1267
Н=40, _V=2120, _A=22.5, Nx=-0.15, Ny=1.16, Т=859
Н=30, _V=1099, _A=15.7, Nx=-0.21, Ny=1.04, Т=446
Н=20, _V=475, __A=12.0, Nx=-0.40, Ny=1.06, Т=226

[Вадим Лукашевич]

Но на самом деле все совсем не так, если до высоты 50 км вообще не наоборот!

Это естественно, потому что рассуждения

если считать, что аппарат движется вдоль сравнительно прямолинейной траектории и торможение осуществляется воздействием, параллельным текущему вектору скорости, а возникающая при торможении перегрузка раскладывается по осям связанной с объектом системы координат, повернутой от скоростной на угол атаки, то с учетом того, что основное торможение осуществляется на угле атаки, равным 40 градусов (что очень близко к 45):
- расклад (значения) перегрузки на Ny и Nx (по модулю) должны быть если и не равными, то очень близкими;
- с учетом наклона траектории к горизонту в пределах нескольких градусов, по мере снижения угла атаки Ny должна уменьшаться, а Nx (по модулю) так же (по соотношению косинуса-синуса) расти

справедливы только для баллистической траектории спуска (или близкой к ней для СА с очень малым аэродинамическим качеством типа капус "Союза" и "Аполлона"), у которых рассеивание запасенной энергии осуществляется именно торможением против вектора скорости. Для них, с большой натяжкой и сильным огрублением, можно рассуждать о зависимости времени спуска и интенсивности торможения (перезрузкой, паралельной вектору скорости). Но, замечу, никак не "между перегрузкой и температурой обшивки" - здесь прямой функциональной зависимости нет, т.к. существует масса других факторов, влияющих на температуру обшивки и не связанных с параметрами траектории спуска.

Но у крылатых аппаратов с высоким аэродинамическим качеством процесс торможения (рассеивание энергии) происходит принципиально иначе - энергия рассеивается в маневрировании, т.е. в выполнении серии S-образных виражей, во время которых энергия тратится в основном на создание не Nx перегрузки, а Ny.
В силу этого у крылатых аппаратов всегда осуществляется боковой маневр, даже если ВПП расположена в плоскости орбиты - просто в этом случае значения Z (в траекторной системе координат) всех маневров в сумме дают ноль.
Для иллюстрации сказанного вышеприведенную таблицу  было бы желательно дополнить еще одним параметром - углом крена. Это возможно?