Союз-5

[Буцетам]

наклонение можно изменить как в орбитальном полёте, так и на активном участке РН, путём изменения курсового угла пути, отрабатывая программу изменения угла рысканья.

Ну так это и есть изменение наклонения, даже более дорогое чем отдельным импульсом с промежуточной орбиты. Вот поэтому запускают от широты космодрома и "выше"

[sliu]

Чтобы писать так безапелляционно, надо приводить доказательства.

Поправьте меня, но в башке шевелится, что как-то Фэлкон-9 выводил таки какую-то лёгкую ПН чуть ли не на нулевое наклонение.
(П. С. был пуск Минотавра с КА наблюдения ГСО, когда Минотавр пульнул КА на экваториальную орбиту. Может, с этим пуском путаю?.. Склероз-то не дремлет.)

[fagot]

Но наклонение можно изменить как в орбитальном полёте, так и на активном участке РН, путём изменения курсового угла пути, отрабатывая программу изменения угла рысканья.

Изменение наклонения на АУТ на большие углы невыгодно, а для орбит с большим, чем широта космодрома, наклонением изменение наклонения имеет смысл только при отсутствии трасс, обеспечивающих прямое выведение, что для Старлинка неактуально.

[Demir_Binici]

Вам надо бы изучить, что такое орбита, прежде чем писать такое на космическом форуме.

Вам надо бы поменьше указывать другим, что делать, и почитать хотя бы Механику космического полета Левантовского.

Я достаточно читал об этом. А вот вы, если и читали, то либо не поняли, либо всё уже забыли.

Запуск на орбиту с наклонением, отличным от ширины космодрома называется изменением наклонения. Требует энергетических затрат как при изменении в плюс, так и в минус. Манёвры разные и затраты разные, да. И во втором случае они больше, да. Но и в первом случае они весьма заметные.

[Дмитрий В.]

Но наклонение можно изменить как в орбитальном полёте, так и на активном участке РН, путём изменения курсового угла пути, отрабатывая программу изменения угла рысканья.

Изменение наклонения на АУТ на большие углы невыгодно, а для орбит с большим, чем широта космодрома, наклонением изменение наклонения имеет смысл только при отсутствии трасс, обеспечивающих прямое выведение, что для Старлинка неактуально.

Совершенно верно.

[Буцетам]

А вы вообще понимаете как происходят пуски и что такое наклонение? Похоже что не очень. Ок, я объясню: если космодром на широте 20°, с него можно произвести запуск на любое наклонение БОЛЬШЕ чем 20°.

Откуда только берутся такие "объяснятели". Запустить то можно. Но при этом потребуются дополнительные затраты топлива.

Ну так и зачем вы пишете про Фалкон, что он менял наклонение, если знаете? Раз пишете "Falcon 9 выводил 17.5 тонн на 300 км круговую орбиту, с изменением наклонения на 14.5°, выдачей импульса на сведение второй ступени и посадкой первой ступени"  значит не знаете, ай-яй-яй

[Старый]

а трасса есть на наклонение 51,7 град?

А её кто-нибудь видел?

[fagot]

Я достаточно читал об этом. А вот вы, если и читали, то либо не поняли, либо всё уже забыли.

Запуск на орбиту с наклонением, отличным от ширины космодрома называется изменением наклонения. Требует энергетических затрат как при изменении в плюс, так и в минус. Манёвры разные и затраты разные, да. И во втором случае они больше, да. Но и в первом случае они весьма заметные.

Не поняли как раз вы, и что забавно, этот вопрос всплывает уже не первый раз, но вы так и не разобрались. Запуск на наклонение больше широты космодрома не требует никаких дополнительных маневров, если только нет ограничений по районам падения ступеней и трассе выведения.

[Дмитрий В.]

У Зенита - 320 тонн. Разница на четверть. Скорее всего запас топлива получили простым увеличением диаметра баков до 4.1 м.

Нет конечно, увеличение диаметра дает прибавку только на 10 %.

Странно, что этот вопрос вообще обсуждается.
У Зенита на второй ступени была ДУ тягой 100 тс, а тут 0124МС - 60 тс. Отсюда очевидно - почему на Союзе-5 вторая ступень меньше. Оптимальное распределение масс по двум ступеням и с учетом тяги двигателей.

Да и сама тяга получше

М. Не знаю, какой удельный импульс у РД-0124МС, у 14Д23 он 359 секунд. Учитывая, что ступень вторая, то влияние 8 секунд может оказаться весьма немалым.
А можно посчитать ту же картину, но чтоб у РД-120МС удельный импульс был, как у РД-0124МС?.. Интересно, что выйдет.

У РД-0124МС УИвак=361 с (первоначально обещали 363), Если бы у бабушки у РД-0120Мс был бы такой же УИ, то при Мст=660 т  масса ПГ выросла бы на 1 тонну.

[Дмитрий В.]

Я достаточно читал об этом. А вот вы, если и читали, то либо не поняли, либо всё уже забыли.

Запуск на орбиту с наклонением, отличным от ширины космодрома называется изменением наклонения. Требует энергетических затрат как при изменении в плюс, так и в минус. Манёвры разные и затраты разные, да. И во втором случае они больше, да. Но и в первом случае они весьма заметные.

Не поняли как раз вы, и что забавно, этот вопрос всплывает уже не первый раз, но вы так и не разобрались. Запуск на наклонение больше широты космодрома не требует никаких дополнительных маневров, если только нет ограничений по районам падения ступеней и трассе выведения.

Ага, достаточно выбрать нужный азимут пуска.

[Вернер П.]

Все эти орбиты с наклонением больше широты космодрома, нет необходимости менять наклонение.

Вам надо бы изучить, что такое орбита, прежде чем писать такое на космическом форуме.

Хех! Так-то пользователь fagot разбирается в небесной механике поболе, чем многие другие форумчане.

Ну а что же пишет такое?

Ваше непонимание это ваша проблема.
fagot всё правильно написал: при запусках на 43, 53,70, 97 Фалкон наклонений не менял.
Менялся азимут пуска а аппараты выходили на орбиты сразу с вышеуказанными наклонениями

[Bell]

А нельзя было просто укоротить первую ступень на пару метров обечайки, вместо того, чтобы уродовать вторую ступень?

Ну или сбрить усы - просто недоливать топливо при пусках с Байка?

Тогда либо не будет унификации с СТК, либо упадет массовое совершенство.

А у нас будет СТК? Зачем нужна унификация с тем, чего нет и неизвестно когда будет?
И ничего, что на Зените и блоке А обечайки вообще разные? Там только технология сборки была одинаковая. Кстати, об СТК, сроках его появления и унификации с его блоками - зенитовские ступени спокойно планировали удлинить для создания в будущем блоков А Вулкана и никого не беспокоила необходимость добавления обечаек. 

Пара метров обечайки практически никак не повлияет на массовое совершенство, которое вообще не столь уж важно для первой ступени. После этого ухудшить массовое совершенство второй ступени ровно таким же образом (укоротить при заданном диаметре) - это типа нормально...

Логика? Не, не слыхали.

[Буцетам]

Если бы у бабушки у РД-0120Мс был бы такой же УИ, то при Мст=660 т  масса ПГ выросла бы на 1 тонну.

А какая (в среднем) оптимальная тяговооружённость ступеней у двухступа и трёхступа? У двухступа на 2ст лучше 0,7 или 2?

[sliu]

У РД-0124МС УИвак=361 с (первоначально обещали 363), Если бы у бабушки у РД-0120Мс был бы такой же УИ, то при Мст=660 т  масса ПГ выросла бы на 1 тонну.

И сравнялась бы с РД-0124МС

[Дмитрий В.]

У РД-0124МС УИвак=361 с (первоначально обещали 363), Если бы у бабушки у РД-0120Мс был бы такой же УИ, то при Мст=660 т  масса ПГ выросла бы на 1 тонну.

И сравнялась бы с РД-0124МС

Стала бы побольше килограммов на 500...600

[fagot]

А у нас будет СТК? Зачем нужна унификация с тем, чего нет и неизвестно когда будет?
И ничего, что на Зените и блоке А обечайки вообще разные? Там только технология сборки была одинаковая. Кстати, об СТК, сроках его появления и унификации с его блоками - зенитовские ступени спокойно планировали удлинить для создания в будущем блоков А Вулкана и никого не беспокоила необходимость добавления обечаек.

Вопросы задавайте авторам ТЗ. Одинаковая не только технология сборки, а вообще вся оснастка, при разной длине блоков уже нет.

Пара метров обечайки практически никак не повлияет на массовое совершенство, которое вообще столь важно для первой ступени. После этого ухудшить массовое совершенство второй ступени ровно таким же образом (укоротить при заданном диаметре) - это типа нормально.

Логика? Не, не слыхали.

Так укоротить это не то же самое, что не долить в длинную обечайку.

[Demir_Binici]

Ну так и зачем вы пишете про Фалкон, что он менял наклонение

Широта SLC-40 - 28.5°. Орбита без изменения наклонения для старта оттуда имеет наклонение  28.5°.  Запуск был с на орбиту с наклонением 43°. Это называется - изменение наклонения. Изменение наклонения - 14.5°, что я и написал.

[Bell]

Кстати, это самое стартовое сооружение в Плесецке не перестраивали в плане усиления основных несущих конструкций. Лоток облицевали и стол поменяли (в смысле поставили новый, взамен снятого на МС), но радикальной реконструкции не было.

Под Ангару все усиливали.

Что - всё? Забивали в бетон дополнительную арматуру? Или разломали стол и построили заново? Там увеличение нагрузки было не только с 470 т Зенита до 770 т Ангары, но и строительство огромной тяжелой башни обслуживания, вместо маленькой мачты. А тут - "ой кошмар все пропало" из-за 15-20 тонн будем резать вторую ступень?
Тот, кто рассказал вам эту байку либо имел в виду нечто совсем иное, либо не в теме.

[Вернер П.]

Ну так и зачем вы пишете про Фалкон, что он менял наклонение

Широта SLC-40 - 28.5°. Орбита без изменения наклонения для старта оттуда имеет наклонение  28.5°.  Запуск был с на орбиту с наклонением 43°. Это называется - изменение наклонения. Изменение наклонения - 14.5°, что я и написал.

С Канаверала:
Если запускать строго на восток (азимут 90) то КА выйдет на орбиту наклонением 28,5
Если запускать ровно на север или юг (азимут 0 или 180) то КА выйдет на орбиту наклонением 90
Если запускать по азимуту 56 или 124 (90+-34) то КА выйдут на орбиту наклонением 43

пс А=arcsin(cos i / cos фи)
где i требуемое наклонение орбиты
фи - широта космодрома
А - азимут пуска

пс А вот  запустить  КА на наклонение МЕНЕЕ 28,5 прямо не получится- азимута не существует. (проверьте по формуле).  Поэтому сначала запускают на орбиту наклонением 28,5 а затем уже МЕНЯЮТ наклонение до требуемого. Вот этот маневр  и  называется изменением наклонения

[Дмитрий В.]

Если бы у бабушки у РД-0120Мс был бы такой же УИ, то при Мст=660 т  масса ПГ выросла бы на 1 тонну.

А какая (в среднем) оптимальная тяговооружённость ступеней у двухступа и трёхступа? У двухступа на 2ст лучше 0,7 или 2?

Зависит от высоты орбиты, удельной массы ДУ и критериев оптимизации. Если выведении на НОО высотой до 200 км то  в прределах 0,7...1,0 - оптимальные значения для двухступа при максимизации МюПГ. Если выведение на несамкнутую орбиту с небольшим апогеем (150...200 км), то может доходить до 1,2 и даже выше. Затем, чем выше орбита. тем ниже оптимальная тяговооружённость (например при непрерывном выведении на ССО-500 км порядка 0,4...0,5). Если критерии стоимостные (сухая масса, трудоёмкость, стоимость), то значения могут быть и ниже. См. картинки (слева-направо оптимальная тяговооружённость в зависимости от высоты орбиты: для критерия минимум сухой массы; минимум тяги ДУ при заданной Мпг, максимум МюПГ и минимум трудоёмкости изготовления первого экземпляра)
Для трёхступа оптимальное значение тяговооружённости 2й ступени обычно заметно выше 1,0 (например, у Н-1 тяговооружённость 2й ступени была в районе 1,6, что являлось оптимальным значением при максимизации МюПГ), а вот тяговооружённость 3й ступени не имеет выраженного оптимума и может варьироваться в широких пределах - от 0,3 до 0,9.