И опять про Ангару (часть третья)

[Demir_Binici]

Вам же дали ссылку на сайт, но вы зачем-то докопались до нее и стали интерпретировать по-своему, есть ли смысл давать еще?

Я докопался, так как есть к чему докапываться по той ссылке. Вот по ссылке, которую привёл Дмитрий В. докапываться не к чему - всё чётко. Для пусков из Плесецка указана максимальная масса на эллиптическую орбиту с апогеем 200 км.
В выложенной вами странице тоже всё чётко. Требования к выводу 24.5 тонн на круговую орбиту однозначно прописаны совершенно однозначно.

Именно мутное содержание ссылки https://www.roscosmos.ru/36320/, которую привёл Raul даёт повод сомневаться, что Роскосмос обещает возможность выводить 24.5 тонны на круговую орбиту с Восточного. Можно интерпретировать, что даже не обещает.

[fagot]

Ну тогда развейте вашу мысль. Между чем и чем разница хоть в 10 раз?

Например, выведение с Плесецка на ГСО требует примерно на 1490 м/с больше ХС, чем с Куру, в то же время выведение на типовую ССО наклонением 98 градусов с того же Плесецка требует всего лишь на 10 м/с меньше ХС, чем с Куру.

[Трилобит]

Если вы что-то "понимаете", то приведите источники на которых это понимание основывается и ход ваших рассуждений.

https://www.russianspaceweb.com/iss_fgb.html страница о модуле Заря на сайте RSW Анатолия Зака, который я считаю достаточно авторитетным источником.
Gross launch mass 24,100 kilograms
Mass in orbit 20,040 kilograms
https://www.russianspaceweb.com/iss-fgb-launch.html на этой странице параметры орбиты 184х362

Мой ход рассуждений таков - если на запуске имеем 24т, а на орбите (какой не указано опорной или целевой) 20т значит 4т это что-то расходуемое в процессе выведения, возможно 24т это масса всей головной части с обтекателем и заправленным модулем.

http://www.khrunichev.ru/main.php?id=54 страница модуля Звезда на сайте ЦиХ
На этапе выведения 22776 кг
На орбите 20320 кг
В тоже время на RSW https://www.russianspaceweb.com/iss-sm-launch.html указано 20,257.7 kilograms (at launch vehicle separation). Цифры не совпадают между различными источниками, о чем я упоминал что лишь некоторые источники указывают массу более 20т для этих запусков.

http://www.khrunichev.ru/main.php?id=55 страница модуля Наука на сайте ЦиХ
Масса на старте 20300 кг
Масса на опорной орбите до 24000 кг
Тут довольно странно что на старте модуль весил меньше чем на опорной орбите, видимо попутчиков взял. Предполагаю что банальная ошибка того кто оформлял страницу - мое допущение до 24т на опорной, а 20т уже на рабочей. Либо под опорной орбитой имелась рабочая орбита МКС, а масса "до 24т" это уже после доукомплектации шлюзом, радиатором и манипулятором.
Не отрицаю что это все притянуто за уши. Был бы рад если бы опубликовали нормальные данные с сухой массой модулей и массой топлива на запуске и после поднятия орбиты.

Приведите ссылку и выясним кто врёт, лично вы, Роскосмос или NSF.

Если вы считаете что кто-то из двух врет, зачем выше сами приводите цифры Роскосмоса, а не NSF?

На какой такой опорной? МЛМ Наука была отделена от третьей ступени Протон-М на орбите 199 x 375.5 km спустя 580.3 секунд после старта.

21 July 2021 | Proton-M | MLM Nauka | 20,350 kg | 190 x 350.1 km x 51.6° | Baikonur 45°57′

Вы уж определитесь. 199х375 или 190х350, на мой взгляд второе это расчетная орбита, а 199 реальная, с точностью выведения у Протона так себе.

Здесь я полностью восстановил диалог, и стало видно, что обсуждалось опорная орбита для Ангары А5 и круговая она или эллиптическая и если второе, указан ли апогей или перигей. А вы вырезав кусок, перескакиваете на совсем другое:

Я спорил с позиции что опорная эллиптическая с указанным перигеем и основана на выведении Протоном модулей станции МКС.

[Дмитрий В.]

Вам же дали ссылку на сайт, но вы зачем-то докопались до нее и стали интерпретировать по-своему, есть ли смысл давать еще?

Я докопался, так как есть к чему докапываться по той ссылке. Вот по ссылке, которую привёл Дмитрий В. докапываться не к чему - всё чётко. Для пусков из Плесецка указана максимальная масса на эллиптическую орбиту с апогеем 200 км.
В выложенной вами странице тоже всё чётко. Требования к выводу 24.5 тонн на круговую орбиту однозначно прописаны совершенно однозначно.

Именно мутное содержание ссылки https://www.roscosmos.ru/36320/, которую привёл Raul даёт повод сомневаться, что Роскосмос обещает возможность выводить 24.5 тонны на круговую орбиту с Восточного. Можно интерпретировать, что даже не обещает.

По ссылке: там ни слова про эллиптическую орбиту. Стандартная НОО, указываемая для оценки энергетики - круговая орбита высотой 200 км с минимальным наклонением, допустимым для пусков с данного космодрома.

[Demir_Binici]

Если вы что-то "понимаете", то приведите источники на которых это понимание основывается и ход ваших рассуждений.

страница о модуле Заря на сайте RSW Анатолия Зака, который я считаю достаточно авторитетным источником.

Мой ход рассуждений таков - если на запуске имеем 24т, а на орбите (какой не указано опорной или целевой) 20т значит 4т это что-то расходуемое в процессе выведения, возможно 24т это масса всей головной части с обтекателем и заправленным модулем.

Думаю, что в данном случае Зак очевидно ошибается. Хотя вполне себе достойный источник, но с цифрами у него часто бывают странности. С 24.1 тоннами ПН просто не долетел бы до орбиты Протон-К.

Рассуждение имело бы смысл если бы в процессе выведения расходовалось бы топливо. Допустим  имеем байду 24 тонны на старте. Далее РН эту байду выводит на орбиту (не важен апогей перигей и наклонение) и она отделяется от третьей ступени РН. Имеем байду ровно в 24 тонны на орбите, топливо с неё никуда не делась. Параметры орбиты не важны, но они точно известны. Для РН это орбита и есть целевая, никакой опорной орбиты не существует. Для всей миссии эту орбиту можно назвать опорной ибо далее байда летит к МКС (или точке в пространстве где будет МКС, если это байда - это Заря) расходуя своё топливо. Нам в этой теме это не интересно - мы тут РН обсуждаем. Нам итересно, сколько байда реально весила на Земле и на какой орбите она отделилась от третьей ступени.

Единственная цифра, которую имеет смысл обсуждать - масса на старте или в момент разделения, что одно и тоже (знатокам ОТО просьба воздержаться от придирок).

Масса на опорной орбите вообще бред, хотя если говорить об опорной орбиты всей миссии, где целевой орбитой является орбита МКС, то это и есть масса на старте она же орбита в момент разделения, она же целевая для РН.

Массу на старте МЛМ Наука я привёл и привёл орбиту в момент разделения. Это довольно неплохо согласуется с заявленной для Протон-М возможностью выводить 23 тонны на орбиту 170 x 230 km или на круговую орбиту 180 км. В некоторых миссиях он на круговую выводил.

Приведите ссылку и выясним кто врёт, лично вы, Роскосмос или NSF.

Если вы считаете что кто-то из двух врет, зачем выше сами приводите цифры Роскосмоса, а не NSF?

Так я как раз параметры орбиты от NSF привёл для МЛМ Наука.

Вы уж определитесь. 199х375 или 190х350

От NSF 190х350. Не помню откуда у меня записано 199х375, скорее всего, от Ned Kyle. В данном случае не так важно. Основной посыл, что это заметно энергозатратней как эллиптической  170 x 230 km, так и круговой 180 km. Потому и получилось на такую орбиту вывести, что МЛМ Наука весила 20,350 кг. Весила бы больше, орбита была бы ниже. Весила бы 23 тонны, набрала бы орбитальную скорость. Весила бы 24 тонны, то либо самой бы пришлось орбитальную скорость набирать либо в океан.

Я спорил с позиции что опорная эллиптическая с указанным перигеем и основана на выведении Протоном модулей станции МКС.

Протон-М с 2001 года летает. А первый и единственный полёт без РБ состоялся в 2021 году.

Это расчётная орбита. Максимально возможная совокупная масса ПН и РБ с топливом. В реальных миссиях (не модули МКС) ПН и РБ с топливом тоже могут на такую или близкую к ней орбиту выводится. В целом масса ПН и РБ с топливом для IMHO почти всегда около 23 тонн. Если, как случалось, незапланированно выключится третья ступень, то есть шанс, что Бриз-М сможет сам набрать орбитальную скорость и вывести ПН на целевую орбиту и эта миссия (для заказчика) будет полностью успешной, несмотря на аномалию РН.

Все модули МКС весили меньше максимально выводимой на орбиту массы, что для Протона-М, что для Протона-К. Так как никаких аномалий РН в этих запусках не было - Протоны выводили их настолько высоко, как могли, т.е. выше, чем декларированная в Launch System Mission Planner's Guide опорная орбита. Параметры орбит легко проверить.

[fagot]

Вот пример.

Космические исследования, 2019, T. 57, № 1, стр. 74-80
Свободные параметры перелетной орбиты, используемые для оптимизации, включают в себя следующие: долгота восходящего узла, аргумент широты перигея, аргумент широты, дата и время начальной точки перелетной орбиты. Кроме того, в этот список входят высота перигея и большая полуось. Наклонение плоскости орбиты фиксировано и практически совпадает с наклонением парковочной (опорной) низкой околоземной орбиты, равным 51.6°. Для стандартного случая, когда требуется получить максимальную массу полезной нагрузки (космического аппарата), оптимальная величина высоты перигея минимальна, т.е. составляет около 190 км.
....
опорная орбита
Высота перигея, км 178.2

Высота апогея, км 206.2

Подчёркивание моё. Персонально, для Дмитрия В., в противовес высказанному им мнению (против мнения opinion), что вывод на круговую орбиту по затратам топлива не отличается от вывода на эллиптическую орбиту.

Это именно что пример, а не общепринятое определение. При пусках Протона на ГПО/ГСО с Бризом-М расчетным стандартом вообще был круг высотой 173 км над условной сферой радиусом 6378 км, а если мерить над эллипсом, высоты апогея и перигея уже не будут совпадать. Некоторый выигрыш от понижения высоты орбиты разумеется есть и Дмитрий этого не отрицал.

[Demir_Binici]

Именно мутное содержание ссылки https://www.roscosmos.ru/36320/, которую привёл Raul даёт повод сомневаться, что Роскосмос обещает возможность выводить 24.5 тонны на круговую орбиту с Восточного. Можно интерпретировать, что даже не обещает.

По ссылке: там ни слова про эллиптическую орбиту. Стандартная НОО, указываемая для оценки энергетики - круговая орбита высотой 200 км с минимальным наклонением, допустимым для пусков с данного космодрома.

По ссылке ни равно ни слова и про круговую орбиту. Как видно из вашей ссылки на ЦиХ, там для оценки энергетики приведена эллиптическая орбита с апогеем 200 км. Там где круговая - так и написано.

Стандартная НОО, указываемая для оценки энергетики - круговая орбита высотой 200 км с минимальным наклонением, допустимым для пусков с данного космодрома.

Это бесспорно справедливо для Ariane, Atlas V и Vulcan. На сайте SpaceX для Falcon 9 указано 200 км, без уточнения, что тоже не есть хорошо.

Нет единого мирового стандарта указания энергетики. CASC вообще этот параметр игнорирует и указывает обычно либо GTO либо SSO 700 км. Иногда переходную орбиту к своей станции.

Для Союз и Протон можно было на документы ILS и Arianespace ориентироваться.

Впрочем, как я уже писал (вроде не только я), использовать в случае Ангары А5 для оценка энергетики данный параметр весьма странно. На практике её имеет смысл сравнивать только с Протон-М по возможностям по выводу на GTO. Ни на какие низкие орбиты ни та ни другая РН ничего выводить заведомо не будут. Для вывода модулей РОС заявлена другая, более лучшая ракета "не ранее декабря 2027 года".

Сам Роскосомос не позиционирует ни А5 ни А5М, в отличие от 1.2, для вывода на низкие орбиты, за исключением пилотируемой программы, т.к. данных не приводит.

По возможностям вывода на GTO Ангара почти не отличается от Протона-М и очень странно, что заявленная масса, выводимая Ангара А5/ДМ-03 на GEO так сильно отличается от Протон-М/Бриз-М.

[Demir_Binici]

Это именно что пример, а не общепринятое определение. При пусках Протона на ГПО/ГСО с Бризом-М расчетным стандартом вообще был круг высотой 173 км над условной сферой радиусом 6378 км, а если мерить над эллипсом, высоты апогея и перигея уже не будут совпадать.

Я и не претендовал, что это общепринятое определение, так у меня и написано - пример. 

Общепринятого нет определения. Отсюда и претензии к ссылке на Роскосмос и отсутствие претензий к ссылке на ЦиХ.

[fagot]

Именно мутное содержание ссылки https://www.roscosmos.ru/36320/, которую привёл Raul даёт повод сомневаться, что Роскосмос обещает возможность выводить 24.5 тонны на круговую орбиту с Восточного. Можно интерпретировать, что даже не обещает.

По ссылке: там ни слова про эллиптическую орбиту. Стандартная НОО, указываемая для оценки энергетики - круговая орбита высотой 200 км с минимальным наклонением, допустимым для пусков с данного космодрома.

По ссылке ни равно ни слова и про круговую орбиту. Как видно из вашей ссылки на ЦиХ, там для оценки энергетики приведена эллиптическая орбита с апогеем 200 км. Там где круговая - так и написано.

А вам не кажется странным, что для "эллиптической" орбиты не указана высота перигея, ведь от этого существенным образом зависит масса ПН?

[fagot]

Надеюсь, законы Ньютона и Кеплера не слишком секретны.

[Demir_Binici]

Именно мутное содержание ссылки https://www.roscosmos.ru/36320/, которую привёл Raul даёт повод сомневаться, что Роскосмос обещает возможность выводить 24.5 тонны на круговую орбиту с Восточного. Можно интерпретировать, что даже не обещает.

По ссылке: там ни слова про эллиптическую орбиту. Стандартная НОО, указываемая для оценки энергетики - круговая орбита высотой 200 км с минимальным наклонением, допустимым для пусков с данного космодрома.

По ссылке ни равно ни слова и про круговую орбиту. Как видно из вашей ссылки на ЦиХ, там для оценки энергетики приведена эллиптическая орбита с апогеем 200 км. Там где круговая - так и написано.

А вам не кажется странным, что для "эллиптической" орбиты не указана высота перигея, ведь от этого существенным образом зависит масса ПН?

Возможно, стоило бы указать, да.

[nonconvex]

А вам не кажется странным, что для "эллиптической" орбиты не указана высота перигея, ведь от этого существенным образом зависит масса ПН?

Стоило бы указать, да.

Указали бы, если бы она была эллиптической. Но поскольку она круговая, то существующей высоты достаточно.

[Дмитрий В.]

И каким образом без РБ Ангара А5 может выполнить вывод на круговую орбиту?

Ракета может построить круговую орбиту выведения. Соответствующая тангажная программа вполне себе находится из решения вариационной краевой задачи.

Но ПН будет поменьше, чем с дополнительным импульсом в апогее, не так ли?

При выведении на круговую НОО высотой 200 км разница мизерная

Для иллюстрации.

[opinion]

На низкие орбиты Ангара работает без разгонного блока. Потрудитесь изучить матчасть прежде, чем нести околесицу.

Ни разу так не работала.

Легкая Ангара 1.2 работала два раза с блоком выведения АМ (агрегатный модуль). В профильной теме был холивар на тему, как его понимать, но в любом случае АМ - это не разгонный блок по своей энергетике. И в схеме тяжелой Ангары для низких орбит РБ не предусматривался.

Это можно трактовать только одним способом: это трёхступенчатая ракета.

[Дмитрий В.]

На низкие орбиты Ангара работает без разгонного блока. Потрудитесь изучить матчасть прежде, чем нести околесицу.

Ни разу так не работала.

Легкая Ангара 1.2 работала два раза с блоком выведения АМ (агрегатный модуль). В профильной теме был холивар на тему, как его понимать, но в любом случае АМ - это не разгонный блок по своей энергетике. И в схеме тяжелой Ангары для низких орбит РБ не предусматривался.

Это можно трактовать только одним способом: это трёхступенчатая ракета.

Согласно Е1 - это двухступенчатая ракета. А этот документ выше частного мнения

[opinion]

На низкие орбиты Ангара работает без разгонного блока. Потрудитесь изучить матчасть прежде, чем нести околесицу.

Ни разу так не работала.

Легкая Ангара 1.2 работала два раза с блоком выведения АМ (агрегатный модуль). В профильной теме был холивар на тему, как его понимать, но в любом случае АМ - это не разгонный блок по своей энергетике. И в схеме тяжелой Ангары для низких орбит РБ не предусматривался.

Это можно трактовать только одним способом: это трёхступенчатая ракета.

Согласно Е1 - это двухступенчатая ракета. А этот документ выше частного мнения

В точных науках авторитет не имеет значения.

Это как в Простоквашино: по документам корова одна, а фактически корова и телёнок.

[Demir_Binici]

это трёхступенчатая ракета

Сейчас опять начнётся!

Зря вы это (

[Demir_Binici]

Ну тогда развейте вашу мысль. Между чем и чем разница хоть в 10 раз?

Например, выведение с Плесецка на ГСО требует примерно на 1490 м/с больше ХС, чем с Куру, в то же время выведение на типовую ССО наклонением 98 градусов с того же Плесецка требует всего лишь на 10 м/с меньше ХС, чем с Куру.

Вы не можете просматривать это вложение.

Это табличка с расчётами потерь выводимой массы при изменении наклонения круговой орбиты в плюс и GTO с перигеем 250 км в минус.

Ещё раз поинтересуюсь, никому не кажется странным, что уменьшение широты космодрома всего на 11° для Ангары А5/ДМ-03 дало прибавку к массе выводимой на GTO почти 30%, а к массе, выводимой на GEO аж на 50%?

[Demir_Binici]

Вот гипотетический пример расчёта:

Спойлер

Пусть, ФГУП Космическая связь, подобно Газком решили бы в 2019 году рассмотреть запуск «Экспресс-80» и «Экспресс-103» на Falcon 9. Спутники, судя по страховой сумме, им обошлись в $318 миллионов (курс ЦБ на 9.01.2020), запуск Протона-М/Бриз-М - $44.16 миллиона (совсем недорого вроде), страхование спутников $63 миллиона, страхование Протона-М/Бриз-М - $5.37 миллиона. ИТОГО: $430.5 миллиона.

Спойлер

Тут нет ошибки. В Ингосстрах пришлось отнести больше денег, чем в ЦиХ.

[свернуть]

Запуск на Falcon 9 в то время стоил $62 миллиона (list price), страховая премия покрывающая запуск и первый год работы спутника - 3% (как и на Ariane 5). Итого 3% от стоимости спутника и 90% стоимости запуска - $11.2 млн. ИТОГО: $391.2 миллиона - на 9.1% дешевле Протона.
Можно даже по другому посчитать. Оставим Ингосстраху страховку спутника, но не по 19.8%, которые включают риск его потери при запуске, а под 6.3%, т.е. за вычетом тех 13.5% которые он же брал за риск потери РН и РБ. Как и выше, по 3% страхуем полную стоимость спутника и аванс пускового контракта со SpaceX. Получается, что ещё Ингосстраху отдаём $20 миллионов. Если эту сумму добавить к приведённым выше затратам на запуск на Falcon 9 получится ИТОГО: $410.2 миллиона - на 4.7% дешевле Протона.

При этом собственно цена услугу запуска (не за кг, а за факт) на Протона-М/Бриз-М в данном случае на 29% меньше, чем на Falcon 9. А выходит, что переплатили, хотя и не очень сильно, а $44 миллиона за запуск Протона-М/Бриз-М слегка завышенная относительно SpaceX цена.

К началу 2020 года у SpaceX было 57 успешный миссий Falcon 9 v.1.2 и одна неудача с Amos-6. Сейчас у Falcon 9 v.1.2 при двух неудачах 342 полностью успешных миссий. Процент, по которому сейчас считается страховая премия при запусках на Falcon 9 я не знаю. Подозреваю, что значительно менее 3%, если страховать только риск неудачи при пуске. Вероятность, что следующий запуск Falcon 9 будет удачным, составляет 99.13% для v1.2 или 99.35% если только статистику по Block 5 учитывать. Обе эти цифры выше, чем у Atlas V (99.03%), даже если все его пуски считать за полностью успешные. 

В реальном мире оба спутника общей массой 4390 кг были успешно выведены на расчётные орбиты 20 июля 2020 года.

[свернуть]

А как Ф9 вывел бы эти спутники на ту же орбиту, что и Протон?

На ту же не вывел бы. Но много ли пользы заказчику из примера от меньшего deltaV?

[Дмитрий В.]

это трёхступенчатая ракета

Сейчас опять начнётся!

Зря вы это (

Ну, отчего же! Включение АМ в состав 2-й ступени, я считаю - это гениальный ход ЦиХ, который избавил его от организационно-бюрократических проблем а государство - от довольно больших затрат.