Возможность пилотируемых полётов с космодрома Плесецк к МКС

[Вован]

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?

Для низких орбит типа Енисея: МД Зенита-2 выключается на 438 с, РД - на 628 с. Для высоких орбит типа Метеора: МД - на 404 с, РД - на 1054 с (длина траектории по оси Х в стартовой системе координат на 404 с равна 813 км).

[Bell]

Однако пилотируемые запуски с Плесецка - это операция на хрусталике через задний проход. И казахи это хорошо понимают. Поэтому шантажировать их таким образом можно только с большого перепою.

[Старый]

Однако пилотируемые запуски с Плесецка - это операция на хрусталике через задний проход. И казахи это хорошо понимают. Поэтому шантажировать их таким образом можно только с большого перепою.

Да ну! Много они тогда понимали. Тем более их и сейчас продолжают шантажировать тем что в случае чего мы будем летать на ГСО с полярного круга!

[Петр Зайцев]

Однако пилотируемые запуски с Плесецка - это операция на хрусталике через задний проход. И казахи это хорошо понимают. Поэтому шантажировать их таким образом можно только с большого перепою.

Да ну! Много они тогда понимали. Тем более их и сейчас продолжают шантажировать тем что в случае чего мы будем летать на ГСО с полярного круга!

Это вполне осуществимо, более того, даже без особых затрат ПН -- при помощи пертрубационных маневров. Да боже мой, скорость на ГСО всего 3 км/с, можно даже повернуть грубой силой если попросить решетневцев сделать спутник полегче и привинтить к нему топливный бак побольше. Другое дело, что это не имеет отношения к нашей дискуссии: все копья ломаются из-за высокой скорости на низкой орбите.

[Старый]

Это вполне осуществимо, более того, даже без особых затрат ПН -- при помощи пертрубационных маневров.

Дык и на станцию можно - крутанулся над экватором на 11 градусов и тама, даже пертурбации не нада. Вобщем товарищи казахи как рот не закрывайте а гланды мы всё равно удалим!

Да боже мой, скорость на ГСО всего 3 км/с, можно даже повернуть грубой силой если попросить решетневцев сделать спутник полегче и привинтить к нему топливный бак побольше. Другое дело, что это не имеет отношения к нашей дискуссии: все копья ломаются из-за высокой скорости на низкой орбите.

Копья ломаются из-за того что один товарищ взялся  доказывать что так гораздо выгоднее т.к. можно чтото там сэкономить на строительстве космодрома.

[Launch1961]

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.

Теоретически никто на запрещает летать на МКС  с Плесецка.
Однако возникают чисто практические вопросы
Например - какая часть пилотируемого Союза долетит с Плесецка до МКС?

[Штуцер]

А есть в этой теме баллистики, или кто помнит курс баллистики ВУЗа?? Это я к тому, что при наличии таковых тема была бы исчерпана за бессмысленностью.

[Старый]

Разумеется, те кто проектировал ракету Зенит знали меньше, чем какой-то дилетант-графоман, которому почему-то показалось, что надо поворачивать на 45 градусов.

Навеяло:
-Товарищ майор, а полететь с Плесецка к Миру можно?
-Ну чтоты, конечно нельзя.
-А товарищ генерал сказал что можно!
-А, ну да, можно, но нызээээнько...

[Liss]

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.

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

Salo, Вы забыли умножить синус на два.

[OSD]

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.

Я, к сожалению, не специалист в этих вопросах, если бы я знал оптимальную траекторию такого выведения, я бы уже сказал об этом.

 Предположительно старт производится как и при смене орбиты на экваторе с углом наклонения примерно 62 градуса и на участке работы второй ступени происходит поворот плоскости траектории в восточном направлении.
 Насколько это выгодно и выгодно ли вообще я хотел узнать здесь.

[OSD]

Кстати, о том, как собирались выводить с космодрома Плесецк космический корабль Союз к орбитальной станции Мир может быть можно найти ответ вот в этой фразе.
 http://www.buran.ru/htm/gud%2020.htm

Сочетание оптимальной конструкции ракеты-носителя с мощными двигателями на высокоэнергетическом топливе позволяет обеспечить запуск автоматических и пилотируемых объектов на круговые орбиты в полярном направлении высотой 200 км массой до 12 т, на такие же орбиты, но с наклонением до 510, - массой 13,7 т. Для запусков КА на более высокие орбиты применяется схема выведения с длительной работой (до 900 с) рулевого двигателя второй ступени.

Рулевой двигатель второй ступени может работать 900 секунд.

[Liss]

Кстати, о том, как собирались выводить с космодрома Плесецк космический корабль Союз к орбитальной станции Мир может быть можно найти ответ вот в этой фразе.
 http://www.buran.ru/htm/gud%2020.htm

Сочетание оптимальной конструкции ракеты-носителя с мощными двигателями на высокоэнергетическом топливе позволяет обеспечить запуск автоматических и пилотируемых объектов на круговые орбиты в полярном направлении высотой 200 км массой до 12 т, на такие же орбиты, но с наклонением до 510, - массой 13,7 т. Для запусков КА на более высокие орбиты применяется схема выведения с длительной работой (до 900 с) рулевого двигателя второй ступени.

Рулевой двигатель второй ступени может работать 900 секунд.

Гудилин рассматривал грузоподъемность "Зенита" при запуске с Байконура.
OSD, ответьте на два простых вопроса, прежде чем я Вас забаню за троллизм.
1. Согласны ли Вы, что невозможно оказаться на орбите с наклонением 51.6°, не войдя в полосу между 51.6°с.ш. и 51.6°ю.ш.?
2. Если да, то в какой конкретно точке, стартуя с широты 62.8°, Вы предполаете попасть в указанную зону?

[Старый]

и на участке работы второй ступени происходит поворот плоскости траектории в восточном направлении.

Имя, сестра?
Тьфу!
Широта, брат?
Над какой параллелью вы собираетесь рулить на восток?

[OSD]

Гудилин рассматривал грузоподъемность "Зенита" при запуске с Байконура.
OSD, ответьте на два простых вопроса, прежде чем я Вас забаню за троллизм.
1. Согласны ли Вы, что невозможно оказаться на орбите с наклонением 51.6°, не войдя в полосу между 51.6°с.ш. и 51.6°ю.ш.?

Разумеется согласен.

2. Если да, то в какой конкретно точке, стартуя с широты 62.8°, Вы предполаете попасть в указанную зону?

Переход должен произойти на промежуточную орбиту, которая пересекается с целевой даже за экватором, так что где-то в южном полушарии.

[Старый]

Кстати, о том, как собирались выводить с космодрома Плесецк космический корабль Союз к орбитальной станции Мир

Сколько раз нужно повторить чтоб вы запомнили: Выводить Союз к Миру из Плесецка НЕ СОБИРАЛИСЬ.

Рулевой двигатель второй ступени может работать 900 секунд.

К сожалению тяга рулевого двигателя незначительна, он не сообщает ступени существенной скорости и не может дать изменения ХС необходимого для изменения наклонения. К томуж и работает рулевой двигатель когда ракета уже набрала практически орбитальную скорость.

[OSD]

Кстати, о том, как собирались выводить с космодрома Плесецк космический корабль Союз к орбитальной станции Мир

Сколько раз нужно повторить чтоб вы запомнили: Выводить Союз к Миру из Плесецка НЕ СОБИРАЛИСЬ.

Будьте любезны, добавьте, что в таком-то номере журнала "Новости космонавтики" и на странице космодрома Плесецк по этому поводу написана полная ерунда.
 Это прямое следствие вашего заявления.

Рулевой двигатель второй ступени может работать 900 секунд.

К сожалению тяга рулевого двигателя незначительна, он не сообщает ступени существенной скорости и не может дать изменения ХС необходимого для изменения наклонения. К томуж и работает рулевой двигатель когда ракета уже набрала практически орбитальную скорость.

Поднять орбиту может, а изменить наклонение не может? По какой причине?
 Кроме того, как связана тяга двигателя и характеристическая скорость, которую он создаёт? Он работает целых 900 секунд, даже при малой тяге характеристическая скорость должна быть значительна.

[Salo]

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.

Возьмусь ответить, ибо топик стартер молчит. Цифры оценочные. Пусть Вован ("да продлится его жизнь вечно") поправит.

1) В какую сторону старт? На восток? На юг?

На восток. Наклонение 62,8 градуса.

2) На каком расстоянии от космодрома происходит разделение ступеней? Как происходит набор высоты? Какую скорость набрала РН?

На расстоянии 130 км и высоте 80 км. Скорость 3 км/с.

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?

Разворот плоскости орбиты предполагается проводить на протяжении всего активного участка второй ступени. Целевая траектория круговая орбита высотой 200 км с  наклонением 57 градусов. Азимут -затрудняюсь.
Пусть Liss прикинет. Радиус разворота примерно 400 км.

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?

Не совершаем.

[Liss]

2. Если да, то в какой конкретно точке, стартуя с широты 62.8°, Вы предполаете попасть в указанную зону?

Переход должен произойти на промежуточную орбиту, которая пересекается с целевой даже за экватором, так что где-то в южном полушарии.

Ага, так у нас два маневра -- один на активном участке для перехода на некую промежуточную орбиту и второй где-то там, на далеком юге, для перехода на целевую. Почему это может оказаться выгоднее, чем сменить наклонение один раз на 11.4° над экватором?

[OSD]

Salo, я задавал свои вопросы потому, что сам не могу сделать такие оценки.

[Штуцер]

Я, к сожалению, не специалист в этих вопросах, если бы я знал оптимальную траекторию такого выведения, я бы уже сказал об этом.

Специалисты тоже не знают. :cry:
Вообше, для простого понимания "стоимости" изменения плоскости орбиты - 1 градус - 140 м/с характеристической скорости.
Далее излагаю недостоверные сведения.[/size]
Из курса "Динамика управления ЛА" (читал Симонянц) мне запомнилось, что энергетически выгоднее загнать аппарат на высокоэллиптическую орбиту, в апогее дать импульс на изменение налонения, затем снова снизить апогей до круговой.  :roll:
Кстати, в аудитории стоял челомеевский ИС, но тогда он меня мало интересовал. :oops: