Возможность пилотируемых полётов с космодрома Плесецк к МКС

[Salo]

Вынужден повториться:

Всё, баста! Ничего не пишем.
Следующий пост принадлежит OSD с результатами исследования проблемы.[/size]

[OSD]

Раз уж тут наговорили целую кучу слов, я добавлю кое-что.
 Если ракета на активном участке уже летит с определённым углом атаки и вектор тяги уже отклонён на какой-то угол, то добавочное отклонение в горизонтальной плоскости даст отклонение меньшее, чем сумма этих двух углов отклонения.

 Кроме того, понятно почему пространственный манёвр не использовался ранее, насколько я мог видеть, он анонсирован как возможность новых модификаций ракет Союз и Протон.
 У более ранних ракет система управления была примитивной.

 Относительно исследования проблемы.
 Salo, я не буду здесь сообщать какие-то фамилии и что-либо доказывать с помощью каких-то фактических свидетельств.

[Salo]

Нам не нужны факты. Нужен расчёт подтверждающий Ваши теории. Если Вам влом его делать, найдите в интернете.

[Вован]

Раз уж тут наговорили целую кучу слов, я добавлю кое-что.
 Если ракета на активном участке уже летит с определённым углом атаки и вектор тяги уже отклонён на какой-то угол, то добавочное отклонение в горизонтальной плоскости даст отклонение меньшее, чем сумма этих двух углов отклонения.

 Кроме того, понятно почему пространственный манёвр не использовался ранее, насколько я мог видеть, он анонсирован как возможность новых модификаций ракет Союз и Протон.
 У более ранних ракет система управления была примитивной.

 Относительно исследования проблемы.
 Salo, я не буду здесь сообщать какие-то фамилии и что-либо доказывать с помощью каких-то фактических свидетельств.

Зенит и Союз давным-давно делают боковой маневр, чтобы сбросить первую ступень в свои районы

[OSD]

Ну вы, блин, дали! Вам бессмысленно что-либо объяснять.
 Вам же специально сказал Вован: весь активный участок 850 км. В 550 км скорость будет уже почти орбитальной а разворачивать её прийдётся на 90 градусов. Долго вы думали над этой суперидеей?

Всего 850 километров говорите? Почти в два раза меньше, чем у ракеты Союз?
 Не можете сказать почему так получается?

[OSD]

Зенит и Союз давным-давно делают боковой маневр, чтобы сбросить первую ступень в свои районы

Не можете подсказать на какой угол происходит потом поворот траектории?

[Bell]

Не можете подсказать на какой угол происходит потом поворот траектории?

Ноль целых хрен десятых на скорости пару км/с.

[OSD]

Нам не нужны факты. Нужен расчёт подтверждающий Ваши теории. Если Вам влом его делать, найдите в интернете.

Я Вам ничего не должен доказывать. Вы не мой начальник, я не Ваш подчинённый.

Я ничего не утвреждал, я задавал вопрос, вы не заметили?

[Старый]

Всего 850 километров говорите? Почти в два раза меньше, чем у ракеты Союз?
 Не можете сказать почему так получается?

Потому что высокая тяговооружённость.

[OSD]

Не можете подсказать на какой угол происходит потом поворот траектории?

Ноль целых хрен десятых на скорости пару км/с.

Просмотрите её ещё раз. И приведите данные в каких полётах эта возможность была реализована и какое изменение наклонения было реализовано. Речь идёт об 1-2 градусах. В противном случае энергетические потери на активном участке становятся непомерными.

Рокот при пусках на ССО немного поболе заворачивает - градусов до 5-и кажется - так как трасса одна

[Вован]

Зенит и Союз давным-давно делают боковой маневр, чтобы сбросить первую ступень в свои районы

Не можете подсказать на какой угол происходит потом поворот траектории?

Могу поискать отклонение от азимута пуска Зенита-2 в километрах

[OSD]

Могу поискать отклонение от азимута пуска Зенита-2 в километрах

Да, пожалуйста, если вам это нетрудно.
 
 Ещё один вопрос, по-вашему здесь всё правильно?
 http://tihiy.fromru.com/Rn/RN_Zenit-2.htm

[OSD]

Всего 850 километров говорите? Почти в два раза меньше, чем у ракеты Союз?
 Не можете сказать почему так получается?

Потому что высокая тяговооружённость.

Тяговооруженность Зенита выше в 2 раза?

[Старый]

Не можете подсказать на какой угол происходит потом поворот траектории?

Ноль целых хрен десятых на скорости пару км/с.

Просмотрите её ещё раз. И приведите данные в каких полётах эта возможность была реализована и какое изменение наклонения было реализовано. Речь идёт об 1-2 градусах. В противном случае энергетические потери на активном участке становятся непомерными.

Рокот при пусках на ССО немного поболе заворачивает - градусов до 5-и кажется - так как трасса одна

ОСД, не умничайте, ни в одном случае не происходит уменьшения наклонения до величины меньшей чем широта точки старта.
 Манёвр по азимуту на активном участке известен столько времени сколько существует ракетостроение и не надо приписывать себе его изобретение.
Вы изобрели другое - уменьшение таким манёвром наклонения орбиты до величины меньшей чем широта точки старта. Вот за этот бред и отвечайте.

Да, и то что в цитатах якобы содержится противоречие вам померещилось только и исключительно потому что вы не смогли понять о чём в них говорится.

[Liss]

Господа,

В общем-то, мне как модератору не очень интересно, удастся ли вам всем вместе придумать для OSD схему выведения с Плесецка на 51.6°, более оптимальную, чем с одноимпульсным изменением наклонения над экватором. Он неоднократно и четко заявил, что сам никаких расчетов делать не собирается и ничего доказывать не будет.

А вот как сотруднику журнала с тех времен, когда была напечатана так заинтересовавшая OSD статья, мне его поведение и аргументация очень не нравится. В частности,

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

А также

Если вы считаете эти утверждения, которые подтверждены в статье журнала "Новости космонавтики", заведомо ложными, обратитесь к сотрудникам редакции журнала за разъяснениями.

Более того, OSD упорно игнорирует представленную мной и Старым информацию касательно статьи 1995 года. Для удобства напоминаю, что в ней, в частности, сказано:

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.

Таким образом, авторы совершенно четко указали, что для полетов с Плесецка к "Миру" необходима модернизация российских РН и, следовательно, с использованием существующих РН такие пуски невозможны.

Далее они пишут:

После завершения строительства наземного комплекса с космодрома начнут стартовать ракеты космического назначения серии "Зенит". Основной вариант этого носителя двухступенчатый("Зенит-2"). Для решения задач выведения полезных грузов на высокие орбиты и отлетные траектории предусматривается установка различных вариантов дополнительной третьей ступени ("Зенит-3").

В зависимости от варианта комплектации стартовая масса ракет-носителей серии "Зенит" составляет 460...470 тонн, длина - от 57.0 до 61.4 метров. Масса полезного груза, выводимого на круговую полярную орбиту высотой 200 км, составляет 12.3 тонны, а для круговой орбиты высотой 1000 км - 4.5 тонны.

Очевидно, что грузоподъемность "Зенита-2" указана здесь для орбит, достижимых с Плесецка без маневров изменения наклонения орбиты. Полярная орбита является одним из примеров таких орбит.

Далее авторы пишут:

Ракеты космического назначения "Зенит" способны совершать пространственные маневры по изменению наклонения плоскости орбиты. Стартуя из Плесецка, они могут выводить к орбитальной станции "Мир" пилотируемые корабли "Союз-ТМ" и грузовые корабли "Прогресс-М".

В этом неудачном, на мой взгляд, фрагменте тем не менее не сказано:
1. Что решение о запусках к "Миру" с Плесецка принято.
2. Что корабли к "Миру" предполагается запускать двухступенчатым носителем "Зенит-2".
3. Что упомянутые пространственные маневры должны производиться на активном участке траектории, а не при дополнительном включении двигателей 2-й или 3-й ступени над экватором.

Все это OSD выдумал и морочит нам голову, попутно оскорбляя журнал "Новости космонавтики", его сотрудников и авторов.

Как модератор я считаю себя вправе забанить OSD немедленно, но как человек хочу дать ему возможность принести извинения за навязывание своих заблуждений и нечестные методы ведения дискуссии.

[OSD]

Старый, одно уточнение, вы заявляете, что такой манёвр невозможен или то, что он просто невыгоден?

 Кроме того, уточните дальность до конца активного участка ракеты Зенит, а то тут написано, что участок работы основных двигателей может быть длительностью более 450 секнуд.
 http://tihiy.fromru.com/Rn/RN_Zenit-2.htm

[OSD]

Liss, я сказал, что разберусь в вопросе.
 Я не могу сделать это мгновенно.

 Кроме того, я не понял, чем я оскорбил журнал "Новости космонавтики", я взял номер и прочитал его, после чего задал здесь вопрос.

 Если вас оскорбил мой вопрос, я приношу извинения.
 Мало того, я могу попробовать обратиться к авторам именно этой статьи в вашем журнале, чтобы они прояснили ситуацию, если они в добром здравии и с ними как-то можно связаться.

[Старый]

Старый, одно уточнение, вы заявляете, что такой манёвр невозможен или то, что он просто невыгоден?

По моему я высказался достаточно чётко несколько раз. Ну хорошо, если вы не в состоянии запомнить после стольки повторов то ещё раз:
1. Выведение кораблей Союз и Прогресс с Плесецка обычной двухступенчатой ракетой Зенит-2 на орбиту наклонением 51.6 градусов физически невозможно.
2. Манёвр уменьшения наклонения орбиты с 62.8 град до 51.6 град над широтами севернее 51-й параллели энергетически не выгоден по сравнению с манёвром над экватором.  

Кроме того, уточните дальность до конца активного участка ракеты Зенит, а то тут написано, что участок работы основных двигателей может быть длительностью более 450 секнуд.
 http://tihiy.fromru.com/Rn/RN_Zenit-2.htm

Повторяю для вас что пишет Вован (раз уж вы не смогли запомнить с одного раза):
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=644918#644918

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).

[OSD]

Повторяю для вас что пишет Вован (раз уж вы не смогли запомнить с одного раза):
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=644918#644918

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).

Вован должен знать, что говорит, я спрошу его лично.
 Выше я попросил его просмотреть страничку про ракету Зенит, на предмет возможных ошибок.

 Возможно это дальность для высоких орбит.

[Salo]

Не можете подсказать на какой угол происходит потом поворот траектории?

Ноль целых хрен десятых на скорости пару км/с.

Просмотрите её ещё раз. И приведите данные в каких полётах эта возможность была реализована и какое изменение наклонения было реализовано. Речь идёт об 1-2 градусах. В противном случае энергетические потери на активном участке становятся непомерными.

Рокот при пусках на ССО немного поболе заворачивает - градусов до 5-и кажется - так как трасса одна

Вам же пять градусов мало. Вам девяносто нужно.