Возможность пилотируемых полётов с космодрома Плесецк к МКС

[Старый]

Более того. Он тыкал нам какимито разработчиками космических программ которые якобы намеревались запускать Прогрессы к Миру из Плесецка. Зявлял что эти разработчики очевидно умнее нас. Теперь убедившись что такой запуск физически невозможен и оказавшись дураком он напрочь забыл о своих "разработчиках".
 Далее он сам выдумал теоретическую ситуацию в которой планета не вращается и экватора нет. И не смог изложить как же будет происходить изменение наклонения в этом случае. Сам себя посадил в лужу.
 ОСД, запуск на 51 градус о котором вы говорили физически невозможен. Почему бы вам не слить официально?

Я больше не трачу времени на информационную шнягу, необходимо делать текущую работу, и участники форума совершенно справедливо ругаются.

Это хорошо что вы сделали выводы из того что я сказал Салу. Посмотрим надолго ли.

[Старый]

Если на полюсе - к полюсу. В случае полярных орбит это действительно лучше делать в районе полюса.

Сергей, ну ты блин дал!  :shock: Чем больше наклонение тем выгоднее менять его над экватором.
 Для перехода с 90-градусной орбиты на 89-градусную над 89-й параллелью вектор скорости необходимо развернуть почти на 90 градусов!

Обещал не отвечать, но не могу не заметить, что Старый даже не понял, что говорилось про две разные орбиты с наклонением 90 градусов.
 При этом, как я понимаю, он берётся "объяснять" всё на свете.

А вы спросите у Сала о чём он говорил.
 По крайней мере в отношении орбит наклонением 89 и 90 градусов моё утверждение верно.

[Старый]

Разумеется, можно использовать азимут пуска не 90°, а 100°, 110° и т.д. вплоть до 180°. Это, разумеется, будет сокращать длину пути до точки поворота (в пределе -- примерно до 1300 км), но увеличивать затраты на разворот. Что-то мне сомнительно (c), что в итоге что-то может быть выведено на орбиту.

А мне чтото сомнительно что длина активного участка Зенита составляет 1300 км. То есть даже с азимутом 180° активный участок кончится раньше чем он долетит до 51.6-й параллели.
 Интересно, какова на самом деле длина активного участка Зенита. Где Вован?

[Salo]

По моей оценке 27 градусов. Со всеми вытекающими.

При повороте прямо на целевую орбиту? Вполне возможно, а что будет если сделать переход на какую-то промежуточную орбиту?

Кстати снова ошибся: не 27, а 63. :wink: :roll:

[Liss]

Я обнаружил этот номер журнала "Новости космонавтики" и сам был весьма удивлён.

Ещё сильнее вы бы удивились узнав что когда в редакции обсуждали написание этой статьи то я случайно оказался там же и помог произвести рассчёт показавший что при манёвре над экватором это возможно.

Однако статью написали, опубликовали и она выложена в интернете.
 Какие скверные сотрудники редакции, вы им объясняли, а они не пожелали слушать.

Видимо в эти годы было обострение отношений с Казахстаном, потому появилась такая идея.

Да, идея появилась именно поэтому. Но идея не запускать так корабли а именно надавить на Казахстан. В редакции НК узнав эту идею очень усомнились в её реалистичности, но тут какраз нарисовался я и оказалось что если крутнуться над экватором то можно. Зенит правда не имеет повторного включения 2-й ступени, но это дело техники. Можно и Фрегат как-нибудь присобачить.

Именно по этой причине не убрали слова про пространственный манёвр ракеты Зенит, которые встечаются во многих других местах, но ничего не написали про манёвр над экватором.

Из той же статьи, раз уж Вы к ней так прицепились:

Из-за невысоких энергетических характеристик ракеты космического назначения Союз наклонение плоскости орбиты отечественных пилотируемых космических кораблей и орбитальных станций в 1967 году было уменьшено. Спустя четверть века это решение поставило под угрозу прекращения функционирования единственной в мире долговременной орбитальной станции — северный космодром не может "подстраховать" своего южного собрата до тех пор пока не будут модернизированы российские ракеты-носители.

НЕ МО-ЖЕТ.

[Salo]

Если на полюсе - к полюсу. В случае полярных орбит это действительно лучше делать в районе полюса.

Сергей, ну ты блин дал!  :shock: Чем больше наклонение тем выгоднее менять его над экватором.
 Для перехода с 90-градусной орбиты на 89-градусную над 89-й параллелью вектор скорости необходимо развернуть почти на 90 градусов!

А орбиты наклонением 89 градусов и 90градусов на полюсе не пересекаются. :wink:
ЗЫ: Незаметил в пылу полемики, что OSD подменил наклонение фазированием:

Я вижу, вы хорошо представляете меридианы, тогда представьте два спутника на полярных орбитах, у которых плоскость орбиты наклонена одна к другой на 11 градусов.
 Как вы будете совершать переход между этими орбитами?

[sleo]

ЗЫ: Незаметил в пылу полемики, что OSD подменил наклонение фазированием:

Я вижу, вы хорошо представляете меридианы, тогда представьте два спутника на полярных орбитах, у которых плоскость орбиты наклонена одна к другой на 11 градусов.
 Как вы будете совершать переход между этими орбитами?

Дкйствительно, ОСД рассматривает эдесь почему-то орбиты с одинаковым наклонением, но с раэной долготой восходящего уэла.

[Liss]

По моей оценке 27 градусов. Со всеми вытекающими.

При повороте прямо на целевую орбиту? Вполне возможно, а что будет если сделать переход на какую-то промежуточную орбиту?

Известно, что наклонение орбиты i, азимут A и широта B связаны соотношением:

cos i = sin A * cos B

При старте с Плесецка строго на восток и движении по траектории, соответствующей наклонению 62.8°, мы прибываем на широту 51.6°, имея текущий азимут полета 132.6°. В этой точке нам надо повернуть на азимут 90°, чтобы продолжить движение по орбите с наклонением 51.6°. Таким образом, угол поворота на активном участке составит 42.6°, а затраты на него – порядка 78% текущей скорости. Нафиг-нафиг.

В случае, если мы хотим сократить протяженность участка до точки поворота и уходим со старта с азимутом, большим 90°, мы и к точке поворота подойдем с большим азимутом. С соответствующими последствиями по затратам скорости на разворот.

[АниКей]

http://rus.ruvr.ru/2010/09/30/23309214.html

....Генеральный директор "ЦСКБ - Прогресс" Александр Кирилин, наблюдавший за последним стартом ракеты-носителя "Молния-М" с военным космическим аппаратом, сообщил, что ракета была запущена в космос на пределе гарантийного срока хранения.

"Ракета-носитель "Молния-М" была изготовлена в 2005 году. Гарантийный срок ее хранения - 6,5 лет, и на пределе этого гарантийного срока она блестяще отработала. Это говорит о том, что качество изготовления, качество подготовки и надежность ракеты подтвердились в полной мере", - сказал он в беседе с журналистами на северном космодроме.

Отвечая на вопрос о планах "ЦСКБ-Прогресс" по работе в дальнем космосе, Кирилин сказал: "Вы же знаете, что мы выиграли тендер по созданию ракеты-носителя "Русь-М", защитили эскизный проект и в 2015 году мы должны стартовать с космодрома "Восточный".

Говоря о том, какие ракеты придут на смену "Молнии-М", он отметил, что "наше будущее - в новых ракетах "Союз-2" и "Союз-1".

[АниКей]

Ув.Liss,
а нельзя ли перенести дискуссию начиная с 222 стр в специально созданную тему?

[Liss]

К сожалению, можно только отделить в третью тему...

[Salo]

А чем это лучше просто маневра на экваторе?

Тем, что частично будет производиться поворот не полной орбитальной скорости, а меньшей скорости и тем, что мы используем отклонение тяги маршевого двигателя, которое приводит к относительно небольшим потерям.
Вам наверно известен манёвр с подъёмом орбиты?

Скорость неполная, зато угол  поворота плоскости большой.
И потом отклонением вектора тяги двигателя, можно только вызвать разворот вокруг центра масс по тангажу рысканию и крену. А для изменения наклонения, Вам нужно развернуть ракету под углом к плоскости орбиты и отработать весь иммпульс. А значит делать это придётся на заатмосферном участке и на скорости близкой к орбитальной.

[Dmitry P.]

Плюс к тому на подъем высоты топливо тратить. А еще потом на торможение перед встречей с МКС.

[OSD]

Я не создавал этой темы, но продублирую своё сообщение из неё.

В теме про космодром на Дальнем Востоке меня попросили выделить дискуссию отдельной темой, и я это делаю.

Речь вот о чём.
Допустим, мы стартуем на двухступенчатой ракете, вроде ракеты Зенит с космодрома Плесецк и хотим попасть на орбиту МКС. На участке работы первой ступени мы летим с оптимальным наименьшим наклонением орбиты примерно 62 градуса и таким образом оказываемся южнее, где оптимальное наклонение орбиты меньше, чем 62 градуса.
Замечу, что после того, как мы стартовали нас уже не интересует движение точки старта и вообще то, как вращается Земля.

После отделения первой ступени и падения её в штатном районе падения ступеней, вторая ступень совершает манёвр по углу рыскания и переходит на орбиту, которая имеет меньший угол наклонения относительно целевой орбиты.
Так как мы маневрируем маршевым ЖРД ракеты, который для манёвра необходимо отклонить на небольшой угол, потери характеристической скорости не должны быть большими, по крайней мере они должны уменьшится сравнительно с простым орбитальным переходом.
Таким образом предположительно можно получить экономию топлива при совершении последующего орбитального перехода на целевую орбиту.

О штатной возможности пространственного манёвра для ракеты Зенит написано, например здесь.
http://www.plesetzk.ru/index.php?p=zenit&d=doc/rn

Я изложил своё понимание такой возможности, если я в чём-то ошибаюсь буду признателен за предметную критику.

[Salo]

Итак орбитальный манёвр на экваторе:

Угол между орбитами A = 11.4 градуса, орбитальная скорость Vо = 7600 метров в секунду.
 Приращение скорости для орбитального пререхода Vп = 2*V*sin(A/2) = 2*7600*sin(5.7 град) = 15200*0.0993 = 1509.7 м/с.

Манёвр на активном участке:

Известно, что наклонение орбиты i, азимут A и широта B связаны соотношением:

cos i = sin A * cos B

При старте с Плесецка строго на восток и движении по траектории, соответствующей наклонению 62.8°, мы прибываем на широту 51.6°, имея текущий азимут полета 132.6°. В этой точке нам надо повернуть на азимут 90°, чтобы продолжить движение по орбите с наклонением 51.6°. Таким образом, угол поворота на активном участке составит 42.6°, а затраты на него – порядка 78% текущей скорости. Нафиг-нафиг.

В случае, если мы хотим сократить протяженность участка до точки поворота и уходим со старта с азимутом, большим 90°, мы и к точке поворота подойдем с большим азимутом. С соответствующими последствиями по затратам скорости на разворот.

Vп = 2*V*sin(A/2) = 2*V*sin(42.6 град / 2) = V*0.3631

Чтобы получить выигрыш по сравнению с орбитальным манёвром, нужно иметь скорость в 0.3631/0.0993=3.66 раза меньше чем орбитальная. Т.е. около 2 км/с.

[OSD]

Скорость неполная, зато угол  поворота плоскости большой.
И потом отклонением вектора тяги двигателя, можно только вызвать разворот вокруг центра масс по тангажу рысканию и крену. А для изменения наклонения, Вам нужно развернуть ракету под углом к плоскости орбиты и отработать весь иммпульс. А значит делать это придётся на заатмосферном участке и на скорости близкой к орбитальной.

Манёвр выполняется на участке работы второй ступени двухступенчатой ракеты, когда влияние атмосферы уже пренебрежительно мало, а скорость ещё значительно меньше орбитальной.
 Совершенно верно, выполняется манёвр по рысканию, продольная ось ракеты отклоняется в плоскости перпендикулярной текущей плоскости траектории выведения.

[OSD]

Манёвр на активном участке:

Известно, что наклонение орбиты i, азимут A и широта B связаны соотношением:

cos i = sin A * cos B

При старте с Плесецка строго на восток и движении по траектории, соответствующей наклонению 62.8°, мы прибываем на широту 51.6°, имея текущий азимут полета 132.6°. В этой точке нам надо повернуть на азимут 90°, чтобы продолжить движение по орбите с наклонением 51.6°. Таким образом, угол поворота на активном участке составит 42.6°, а затраты на него – порядка 78% текущей скорости. Нафиг-нафиг.

В случае, если мы хотим сократить протяженность участка до точки поворота и уходим со старта с азимутом, большим 90°, мы и к точке поворота подойдем с большим азимутом. С соответствующими последствиями по затратам скорости на разворот.

Vп = 2*V*sin(A/2) = 2*V*sin(42.6 град / 2) = V*0.3631

Чтобы получить выигрыш по сравнению с орбитальным манёвром, нужно иметь скорость в 0.3631/0.0993=3.66 раза меньше чем орбитальная. Т.е. около 2 км/с.

Salo, вы обсуждаете моё предложение или какую-то свою идею?
 Я не собираюсь это комментировать, потому что я этого не предлагал.

[Dmitry P.]

Манёвр на активном участке:

Известно, что наклонение орбиты i, азимут A и широта B связаны соотношением:

cos i = sin A * cos B

При старте с Плесецка строго на восток и движении по траектории, соответствующей наклонению 62.8°, мы прибываем на широту 51.6°, имея текущий азимут полета 132.6°. В этой точке нам надо повернуть на азимут 90°, чтобы продолжить движение по орбите с наклонением 51.6°. Таким образом, угол поворота на активном участке составит 42.6°, а затраты на него – порядка 78% текущей скорости. Нафиг-нафиг.

В случае, если мы хотим сократить протяженность участка до точки поворота и уходим со старта с азимутом, большим 90°, мы и к точке поворота подойдем с большим азимутом. С соответствующими последствиями по затратам скорости на разворот.

Vп = 2*V*sin(A/2) = 2*V*sin(42.6 град / 2) = V*0.3631

Чтобы получить выигрыш по сравнению с орбитальным манёвром, нужно иметь скорость в 0.3631/0.0993=3.66 раза меньше чем орбитальная. Т.е. около 2 км/с.

Salo, вы обсуждаете моё предложение или какую-то свою идею?
 Я не собираюсь это комментировать, потому что я этого не предлагал.

OSD, предложите, пожалуйста, конкретный сценарий в качестве примера. Например, так:
1) летим на юг пока скорость не достигнет 2 км/с
2) поворачиваем на восток и берем разгон до 8,5 км/с
3) в такой-то точке делаем поворот орбиты.

А то мне кажется что все (и Вы в том числе) запутались что же Вы предлагаете.

[OSD]

OSD, предложите, пожалуйста, конкретный сценарий в качестве примера. Например, так:
1) летим на юг пока скорость не достигнет 2 км/с
2) поворачиваем на восток и берем разгон до 8,5 км/с
3) в такой-то точке делаем поворот орбиты.

А то мне кажется что все (и Вы в том числе) запутались что же Вы предлагаете.

Я не очень понятно сформулировал это выше?
 Мы летим до момента разделения ступеней, а на участке работы второй ступени начинаем постепенный поворот траектории на восток, таким образом попадаем на орбиту, которая наклонена под меньшим углом к целевой орбите.

[Dmitry P.]

Мы летим до момента разделения ступеней, а на участке работы второй ступени начинаем постепенный поворот траектории на восток, таким образом попадаем на орбиту, которая наклонена под меньшим углом к целевой орбите.

В таком случае я задам несколько уточняющих вопросов.
1) В какую сторону старт? На восток? На юг?
2) На каком расстоянии от космодрома просиходит разделение ступеней? Как происходит набор высоты? Какую скорость набрала РН?
3) Конкретизируйте, пожалуйста, алгоритм работы второй ступени. Мне интересно, какая целевая траектория? На какой азимут мы стремимся развернуть вектор скорости? Каков примерно радиус разворота с учетом немгновенности импульса? Каковы апогей/перигей орбиты?
4) Если планируется маневр с набором высоты, в какой точке мы его совершаем? Не отсылайте меня к умным книжкам, а просто напишите "совершаем маневр в точке с таким-то аргументом перигея". На сколько происходит поворот орбиты?

Тогда можно будет прикинуть конкретно, сколько топлива потратится на все маневры и можно ли вообще таким способом при помощи Зенита вывести, например, КК Союз на орбиту МКС.