Новости сайта www.buran.ru

[Вадим Лукашевич]

Я не сравниваю (как и Алексеев) системы выведения вообще, мы сравниваем отрезок выведения начиная с отделения первой ступени.
Алексеев фактически утверждает, что формирование оптимального траекторного угла на высоте 10 км - это фигня по сравнению со скоростью на высоте десятки километров, тем самым полностью игнорируя сильную разницу в потерях ХС на гравитацию и управление.

[Дмитрий В.]

Вадим Лукашевич пишет:
Я не сравниваю (как и Алексеев) системы выведения вообще, мы сравниваем отрезок выведения начиная с отделения первой ступени.
Алексеев фактически утверждает, что формирование оптимального траекторного угла на высоте 10 км - это фигня по сравнению со скоростью на высоте десятки километров, тем самым полностью игнорируя сильную разницу в потерях ХС на гравитацию и управление.

Он просто все привел к "единому знаменателю". Ракетная разгонная ступень формирует более оптимальные (энергетически более выгодные) условия для старта верхней ступени, чем СН.

[Александр Пономаренко]

Вадим Лукашевич пишет:
Какая разница? Я мог взять двухступенчатый "Протон" с ПН чуть более 10 т, а мог взять МАКС-Т с ПН 18 т на ЛЕО. Качественно картина не изменится. Считайте, что беспилотный ОС пуляется только в одну сторону. Или пусть "Протон" выводит ЛКС.

Разница в том, что если я правильно понимаю Алексеева, он не сравнивает массу ПН на орбите, как это делате вы. У него сравниваются стартовые массы SSTO ОС, ОС с ракетной первой ступенью (стартовая масса "ПН" ракетной ступени) и ОС с самолетом-разгонщиком (стартовая масса "ПН" самолета-носителя).

Для приближенного сравнения АКС с обычной ракетой нужно сравнивать начальные массы последних ступеней, которые выводят ПН на орбиту. Для Протона это масса заправленной 3 ступени + масса ПН (включая разгонник, если есть). Для МАКСа любой модели (включая МАКС-Т) это масса ступени, стартующей с самолета. Итого 70 тонн для Протона против 275 тонн МАКСа.

[mihalchuk]

Вадим Лукашевич пишет:
Замечания Михалчука куда серьезнее - у сравниваемых систем разный усредненный УИ. И с этим я согласен - корректнее сравнивать МАКС и "Протон" с водородными верхними ступенями. Но и здесь качественная картина не изменится - "Протон" с верхним водородом будет иметь те же траекторные параметры в точке отделения первой ступени, при этом масса второй (и 3-й ступеней, с РБ и ПН) вырастет за счет увеличения объема баков, а ПН на ЛЕО увеличится на 30-50%.

Водород - сильная вещь! У ракет с водородом мю ПН обычно раза в полтора больше. Но МАКС лучше сравнивать не с водородным протоном, а со Спейс Шаттлом (не с Бураном).

Если бы Алексеев был прав, то имея преимущества в момент отделения первой ступени 900% по скорости и 300% по высоте, водородный "Протон" должен был бы, отталкиваясь от характеристик МАКСа, выводить нагрузку на в полтора, а в 3-5 раз больше.

Эти преимущества касаются уменьшения потерь и улучшения стартовых условий, а не всего выведения. Это снижение различается в 3-5 раз. Можно и посчитать. ХС при выведении на НКО - 9200 м/с, а первая космическая - 7900 м/с. Разница 1300 м/с или чуть больше - потери. Часть из них уменьшает СН или третья ступень. Так вот тут много не напасёшся. Скажем, уменьшил потери наполовину - это 650 м/с (но это надо постараться). Скорость при разделении с певым блоком РН значительно больше.

Абстрагируемся от частностей: Алексеев утверждает, что старт с самолета энергетически в 2,5 раз менее выгоден по высоте и в 8 (!) раз по скорости.
Задаю вопрос - почему же тогда в обоих случаях, при сходной начальной массе, на орбите оказывается практически одинаковая ПН?

Если речь об относительной выгоде именно стартовых условий, то где-то так. Причём он берёт отсчёт от наземного старта, где стартовые условия нулевые. Посмотрел бы я, как он сравнил бы воздушный старт с наземным...

[Старый]

Вадим Лукашевич пишет:
Я не сравниваю (как и Алексеев) системы выведения вообще, мы сравниваем отрезок выведения начиная с отделения первой ступени.
Алексеев фактически утверждает, что формирование оптимального траекторного угла на высоте 10 км - это фигня по сравнению со скоростью на высоте десятки километров, тем самым полностью игнорируя сильную разницу в потерях ХС на гравитацию и управление.

Алексеев говорит всё правильно. Потери ХС на первые 10 км подъёма незначительны и использование для этих целей самолёта ничего не даёт. Реальный эффект начинается с высоты в десятки км и скорости в километры в сек. То есть самолёт-разгонщик в момент отделения должен иметь высоту и скорость примерно как первая ступень обычной РН.

[mihalchuk]

Старый пишет:

Вадим Лукашевич пишет:
Я не сравниваю (как и Алексеев) системы выведения вообще, мы сравниваем отрезок выведения начиная с отделения первой ступени.
Алексеев фактически утверждает, что формирование оптимального траекторного угла на высоте 10 км - это фигня по сравнению со скоростью на высоте десятки километров, тем самым полностью игнорируя сильную разницу в потерях ХС на гравитацию и управление.

Алексеев говорит всё правильно. Потери ХС на первые 10 км подъёма незначительны и использование для этих целей самолёта ничего не даёт. Реальный эффект начинается с высоты в десятки км и скорости в километры в сек. То есть самолёт-разгонщик в момент отделения должен иметь высоту и скорость примерно как первая ступень обычной РН.

Ну вот опять. Скорость к потерям не относится, это начальные условия. "Ничего не даёт" - слишком категорично, даёт, и даже заметно. Пусть потребная ХС снижается не так значительно, но общая масса-то при этом снижается экспоненциально. Можно не обсуждать Алексеева, а заглянуть в книгу под ред. Лозино-Лозинского "Авиационно-космические системы", там для МАКСа приведена раскладка по потерям ХС и по их уменьшению.
И не всё так просто. Гравитационных потерь не будет, если разгоняться горизонтально. Если у нас РН, то при оптимальной для снижения гравпотерь траектории резко возрастают аэродинамические нагрузки, а при попытке соптимизировать оба параметра выходим на ограничение угла атаки. Самолётный старт в этом отношении лучше. Играет роль и компоновка, конструкция аппарата. Крылья уменьшают гравпотери из-за более оптимальной траектории. В компоновке МАКСа основная нагрузка на водородный бак идёт от давления скоростного напора, и эти нагрузки раза в 3 меньше, чем у РН - бак можно облегчить. В целом условия сильно различаются, есть плюсы и минусы в обе стороны.

[Artemkad]

Старый пишет:
Потери ХС на первые 10 км подъёма незначительны и использование для этих целей самолёта ничего не даёт.

Первые 10км значительны гравитационные потери. Каждую секунду теряем примерно 20-30м/с ХС.

Старый пишет:
Реальный эффект начинается с высоты в десятки км и скорости в километры в сек.  То есть самолёт-разгонщик в момент отделения должен иметь высоту и скорость примерно как первая ступень обычной РН.

И какая-же скорость и высота на 50-й секунде секунде полета скажем РН Союз?

[Старый]

Artemkad пишет:
Первые 10км значительны гравитационные потери. Каждую секунду теряем примерно 20-30м/с ХС.

Ай, молодца!

И какая-же скорость и высота на 50-й секунде секунде полета скажем РН Союз?

А вам зачем?

[Старый]

mihalchuk пишет: "Ничего не даёт" - слишком категорично, даёт, и даже заметно. Пусть потребная ХС снижается не так значительно, но общая масса-то при этом снижается экспоненциально. 

Конечно же нет. Увеличивается масса конструкции и этот рост сжирает эффект от снижения гравпотерь. Общая масса не меняется.

[Старый]

mihalchuk пишет:
И не всё так просто. Гравитационных потерь не будет, если разгоняться горизонтально.

И так и лететь в космос горизонтально в атмосфере? Если же начать набирать высоту то гравпотери появятся. 

Гравитационные потери это затраты энергии на подъём массы на высоту. Лишиться их можно только отменив законы физики. 

[Artemkad]

Старый пишет:
Гравитационные потери это затраты энергии на подъём массы на высоту.

Не совсем так. Если предположить, что тяга ракеты будет постоянно равна ее массе(гипотетически можно так сделать), она никуда подниматься не будет, но тем не менее гравитационные потери будут рости пропорционально времени. Что и не удивительно - двигатели-то работают не давая ракете упасть...

Грав.потери это работа двигателей против силы тяжести. Подъем-же высоты может грав.потерь и не иметь. К примеру при движении на вытянутой элиптичесой траектории подъем высоты никаких гравитационных потерь не предполагает т.к. аппарат движется исключительно исходя из силы тяжести.

[Старый]

Artemkad пишет:

Старый пишет:
Гравитационные потери это затраты энергии на подъём массы на высоту.

Не совсем так. Если предположить, что тяга ракеты будет постоянно равна ее массе(гипотетически можно так сделать), она никуда подниматься не будет, но тем не менее гравитационные потери будут рости пропорционально времени. Что и не удивительно - двигатели-то работают не давая ракете упасть...

Я ж и говорю: грубое непонимание физического смысла гравитационных потерь. 
 Если вы упрёте ракету лбом в стену и включите двигатели то несостоявшийся набор скорости тоже наверно запишете в гравитационные потери...

[Artemkad]

Старый пишет:
Если вы упрёте ракету лбом в стену и включите двигатели то несостоявшийся набор скорости тоже наверно запишете в гравитационные потери...

Нет, это будут упругие потери. Работа двигателей против сил упругости стены.  
Точно так-же как аэродинамические потери - работа двигателей против сил сопротивления воздуха.

ЗЫ. Кстати, принципиальное отличие  - гравитационная сила есть всегда, а вот реакция опоры (сила упругости стены) и сила аэродинамического сопротивления возникают по мере воздействия аппарата на стену и воздух (в начале они нулевые).
 

[Artemkad]

Старый пишет:

И какая-же скорость и высота на 50-й секунде секунде полета скажем РН Союз?

А вам зачем?

Да очень интересно зачем Вам скорость километры в секунду когда ракета через минуту после старта все еще "еле ползет"...

[Старый]

Artemkad пишет:
Да очень интересно зачем Вам скорость километры в секунду когда ракета через минуту после старта все еще "еле ползет"...

"Мне" скорость чтоб в космос залететь. А вам не нада?

[mihalchuk]

Старый пишет:

mihalchuk пишет: "Ничего не даёт" - слишком категорично, даёт, и даже заметно. Пусть потребная ХС снижается не так значительно, но общая масса-то при этом снижается экспоненциально.

Конечно же нет. Увеличивается масса конструкции и этот рост сжирает эффект от снижения гравпотерь. Общая масса не меняется.

Масса конструкции увеличивается где - СН или ракетный блок?

[Старый]

mihalchuk пишет:
Масса конструкции увеличивается где - СН или ракетный блок?

Ракетный блок.

[Старый]

Отдельная мысль про тяговооружённость и гравитационные потери. 
Сторонники АКС оперируют гравпотерями для обоснования своих теорий. При этом гравитационные потери возводятся в некий абсолют призваный доказать что угодно, например тезис "снижение гравпотерь равно росту ПН" 
Давайте посмотрим что может получиться. 
 Допустим возьмём ракету Союз, заправим её только наполовину и запустим. Тяговооружённость возрастёт примерно вдвое, гравитационные потери резко (в разы?) снизятся. Однако возрастёт ли выводимая на орбиту ПН?  
 Вот так то. Оказывается не всё так просто. И снижение гравпотерь вовсе не тождественно росту ПН.. И конструкторы которые проектируют РН с минимальной тяговооружённостью и соответственно большими гравпотерями отнюдь не лохи. 

[Artemkad]

Старый пишет:
Тяговооружённость возрастёт примерно вдвое, гравитационные потери резко (в разы?) снизятся.

Гравпотери при прочих равных могут даже возрасти. Причем если не изменим траекторию - в разы.

[Старый]

Artemkad пишет:
Гравпотери при прочих равных могут даже возрасти. Причем если не изменим траекторию - в разы.

Ну если у вас гравпотери достигают 20-30 метров в секунду в секунду то может быть что угодно...