И опять про Ангару (часть третья)

[fagot]

Я приведу здесь полную цитату из ссылки.

В этом году в мире водород использовался чуть более чем в десяти процентах запусков. Водород продолжают использовать лишь лохи которые навсегда застряли в прошлом веке и не в состоянии понять современные тенденции.

Это же надо быть таким лохом как [выпущено цензурой] чтобы в наше время продолжать цепляться за водород.  Ну или злой умысел - сделать как можно дороже.

Автор ничуть не задумываясь складывает даже не яблоки с апельсинами, а арбузы с вишнями: арбуз+вишня=ягода*2. А потом из этих расчётов с невероятным апломбом даёт определения целым странам и космическим агентствам.

Старый либо упертый рационалист, либо просто троллит. Все перечисленные товарищи летают на водороде не потому, что он дешев, а потому, что могут, ибо ракетостроение до сих пор остается в какой-то степени видом технического искусства, поэтому иметь водородную РН не менее круто, чем, скажем, пилотируемую космонавтику.

[fagot]

Для всех, для кого это новость:
Рекомендую сайт https://elvperf.ksc.nasa.gov
Там подробно написано, зачем этот сайт создан и на основании каких данных работает калькулятор, на основе которого мной составлена приведённая выше таблица.
Это сетевой калькулятор грузоподъёмности ракет NASA LSP. Это не просто калькулятор, а фактически официальный документ. Он может генерировать отчёты, которые можно приложить к своей заявке в ответ на RFP NASA. Таким образом NASA может оценить не только ваш спутник, но и то, что он может быть выведен той ракетой, которую вы выбрали.

Что-то не открывается у меня. А там можно запустить Фалкон или Вулкан с Байконура?

[Demir_Binici]

Что-то не открывается у меня.

Не знаю почему у вас не открывается. Попробуйте VPN. 

А там можно запустить Фалкон или Вулкан с Байконура?

Странный вопрос.

[fagot]

Вопрос как раз по существу, иначе из чего вы сделали вывод, что к МКС Вулкан выгоднее пускать с Байконура, а не с Канаверала?

[Demir_Binici]

При пусках на наклонение бОльшее широты космодрома менять его не требуется, просто выбирается азимут пуска, сразу обеспечивающий нужное наклонение, так что никаких затрат на изменение наклонения орбиты нет, кроме редких случаев, когда невозможно сразу вывести спутник на нужное наклонение из-за ограничений, накладываемых трассой выведения.

Вывод на любую орбита с наклонением большим широты космодрома требует больше топлива относительно вывода на орбиту равной широте космодрома даже в отсутствии ограничений по трассам. Приведённые мной данные это доказывают.

Мои результаты с точностью до метров в секунду совпадают с данными, приводимыми в руководствах пользователя, благо считается все это на основе простейших формул. А 14 % получаются при сравнении оптимальных выведений, то же, что приведено в вашей табличке для ГПО-1500 с Канаверала используется только в случае избытка грузоподъемности, чтобы хоть как-то с пользой потратить "лишнюю" энергетику РН.

В руководствах пользователя никаких данных по всем орбитам никто не приводит. В лучшем случае, приводят номограмму по пускам на LEO с несколькими типовыми наклонениями. Остальные случаи рассчитывают по запросу.

То что я привёл, и есть в некотором роде руководство пользователя, только от NASA.

На практике, если некто подаёт заявку в ответ на RFP от NASA в которой требуется изготовить и предоставить NASA некий спутник на орбите, а спутник например весит 4 тонны и вывести его требуется на GTO-1500, то этот некто воспользовавшись официальным калькулятором увидит, что ему требуется Vuclan VC4. Далее он получит коммерческое предложение от ULA, добавит цену к своим расходам и ожидаемой прибыли, отправит в NASA и будет ждать результатов. Если его предложение хорошо относительно других, то наш некто имеет все шансы получить заказ. А если он просто отнимет 14% от выводимой Vuclan VC2 массы на GTO-1800 и решит, что и так сойдёт и небось долетит, то все его дальнейшие действия - пустая трата времени, даже если его спутник мог быть самым лучшим и самым дешёвым. Так понятнее?

Для лучшего представления об объективной реальности, рекомендую посмотреть списки российских пусков, лет например за пять или десять и посчитать, сколько из них были на GTO или другие орбиты с наклонением меньше широты космодрома, а сколько, на низкие орбиты с наклонением равной или большей широты космодрома.

И чем это поможет в определении выгодности широты космодрома для тех или иных видов орбит?

Это поможет понять сколько РФ действительно теряет от того, её космодромы слишком далеко от экватора и сколько приобретает взамен благодаря расположению космодромов.
Понятно, что в большинстве пусков никаких потерь и приобретений не будет так как, чай не песок возят и ракеты на большей части пусков летают недогруженными. Однако некоторый аналог "песка" есть. В своём последнем пуске Soyuz-STB/Fregat и единственном полноценном пуске OneWeb, он выводил лишь 34 спутника, а с Восточного спокойно выводил 36.

[Demir_Binici]

Вопрос как раз по существу, иначе из чего вы сделали вывод, что к МКС Вулкан выгоднее пускать с Байконура, а не с Канаверала?

На Vulcan к МКС будут запускать лишь Dream Chaser. С широты космодрома Байконур, а лучше с широты равной орбите наклонения МКС, Vulcan действительно был бы способен большую максимальную массу вывести. Однако я не думаю (считать лень) что преимущество в выводимой массе было бы настолько велико, что позволило бы уменьшить число SRB. Потому в данном примере выигрыш нулевой.

А вот при запусках Kuiper, наличие более северного космодрома, позволило бы ULA увеличить число спутников за один запуск. Думаю, что ULA провели подсчёты сколько ракет из 39 планируемых под этот проект они могли бы сэкономить, и оправдает ли эта экономия строительство СК.
Думаю равно и в SpaceX давно проведены соответствующие расчёты о выгодности и невыгодности морского старта и прочих теоретически осуществимых экваториальных проектов. Судя по отсутствию практических шагов - не выгодно.

И лишь на ФНК стенания по поводу несчастной северной страны Россия. Однако, когда Boeing на блюдечке с голубой каемочкой преподнёс Zenit Sea Launch, воспользоваться этим шансом северная страна толком не сумела. На Украине тоже часть вины лежит, но аварий по их вине меньше, а к ILS, который являлся основным прямым конкурентом Zenit на этом рынке, и к субсидированию ЦиХ они отношения не имеют.

[fagot]

Вывод на любую орбита с наклонением большим широты космодрома требует больше топлива относительно вывода на орбиту равной широте космодрома даже в отсутствии ограничений по трассам. Приведённые мной данные это доказывают.

Вообще-то вы утверждали, что есть некие затраты на изменение наклонения, а теперь переметнулись на другое. То, что вы описываете сейчас, обусловлено тем, что прибавка от вращения Земли при выводе на наклонение больше широты старта используется не полностью, но приведенные вами данные никак не показывают, что выведение с такого космодрома менее выгодно, чем с космодрома на широте, равной наклонению орбиты.

В руководствах пользователя никаких данных по всем орбитам никто не приводит. В лучшем случае, приводят номограмму по пускам на LEO с несколькими типовыми наклонениями. Остальные случаи рассчитывают по запросу.

Этого вполне достаточно, чтобы сделать выводы.

На практике, если некто подаёт заявку в ответ на RFP от NASA в которой требуется изготовить и предоставить NASA некий спутник на орбите, а спутник например весит 4 тонны и вывести его требуется на GTO-1500, то этот некто воспользовавшись официальным калькулятором увидит, что ему требуется Vuclan VC4. Далее он получит коммерческое предложение от ULA, добавит цену к своим расходам и ожидаемой прибыли, отправит в NASA и будет ждать результатов. Если его предложение хорошо относительно других, то наш некто имеет все шансы получить заказ. А если он просто отнимет 14% от выводимой Vuclan VC2 массы на GTO-1800 и решит, что и так сойдёт и небось долетит, то все его дальнейшие действия - пустая трата времени, даже если его спутник мог быть самым лучшим и самым дешёвым. Так понятнее?

На практике целевой для заказчика является ГСО и исходя из этого он решает, на какой РН ему выгоднее выводить спутник и какой запас топлива он должен иметь для перехода с соответствующей ГПО. Сама по себе ГПО-1500 никакой ценности не имеет, чтобы стремиться на нее попасть, в разы теряя массу на ГСО. В приведенном вами примере такая огромная разница между ГПО-1800 и ГПО-1500 получается из-за вращения наклонения в перигее или в промежуточной точке между перигеем и апогеем, что энергетически невыгодно и применяется только при избытке грузоподъемности РН, так что ни о каком небось долетит и речи нет.

Это поможет понять сколько РФ действительно теряет от того, её космодромы слишком далеко от экватора и сколько приобретает взамен благодаря расположению космодромов. 
Понятно, что в большинстве пусков никаких потерь и приобретений не будет так как, чай не песок возят и ракеты на большей части пусков летают недогруженными. Однако некоторый аналог "песка" есть. В своём последнем пуске Soyuz-STB/Fregat и единственном полноценном пуске OneWeb, он выводил лишь 34 спутника, а с Восточного спокойно выводил 36.

Как раз в пусках на ГСО для российских заказчиков ПН в большинстве случаев близка к предельной и именно исходя из возможностей РН. А делать выводы по единственному пуску смысла нет, с Байконура тоже выводилось по 34 спутника ВанВэб, хотя его широта близка к Восточному.

[fagot]

На Vulcan к МКС будут запускать лишь Dream Chaser. С широты космодрома Байконур, а лучше с широты равной орбите наклонения МКС, Vulcan действительно был бы способен большую максимальную массу вывести. Однако я не думаю (считать лень) что преимущество в выводимой массе было бы настолько велико, что позволило бы уменьшить число SRB. Потому в данном примере выигрыш нулевой.

А вы уж не поленитесь, посчитайте, а то утверждать, что Россия получает некий выигрыш от северного расположения космодромов вам не лень.

[fagot]

И лишь на ФНК стенания по поводу несчастной северной страны Россия. Однако, когда Boeing на блюдечке с голубой каемочкой преподнёс Zenit Sea Launch, воспользоваться этим шансом северная страна толком не сумела. На Украине тоже часть вины лежит, но аварий по их вине меньше, а к ILS, который являлся основным прямым конкурентом Zenit на этом рынке, и к субсидированию ЦиХ они отношения не имеют.

Стенаете как раз вы, пытаясь доказать, что северное расположение российских космодромов это фигня. Вот как раз на примере Си Лонча хорошо видно, что выведение с экватора позволяет увеличить ПН на ГПО/ГСО более чем в полтора раза относительно Байконура, а уж кто этим успел воспользоваться - другой вопрос.

[Demir_Binici]

На Vulcan к МКС будут запускать лишь Dream Chaser. С широты космодрома Байконур, а лучше с широты равной орбите наклонения МКС, Vulcan действительно был бы способен большую максимальную массу вывести. Однако я не думаю (считать лень) что преимущество в выводимой массе было бы настолько велико, что позволило бы уменьшить число SRB. Потому в данном примере выигрыш нулевой.

А вы уж не поленитесь, посчитайте, а то утверждать, что Россия получает некий выигрыш от северного расположения космодромов вам не лень.

Я же написал, что для данного примера выигрыша скорее всего не будет, так как задача просто вывести Dream Chaser. Выигрыш (материальный) в данном примере может быть лишь с уменьшением числа SRB c 4 до 2, что снижает выводимую Vulcan максимальную массу, гораздо больше, чем потенциальный выигрыш от увеличения широты пуска. Я написал, что пример не удачный, и привёл более удачный пример со спутниками Kuiper, которых можно вывести за один раз с широты 28.5 только 45, а с более высокой широты - больше. Но вы упорно цепляетесь за выдуманный вами неудачный пример.
Я выше написал, что Россия может получать в некоторых пусках, выигрыш от широты космодромов. Если была бы известна точная стартовая масса всех спутников, то то имея точные номограммы, можно было бы найти такие пуски, которые для вывода с Куру требовали бы использования Союз-2.1б, но запускались с Байконура или Плесецка на Союз-2.1а. Либо вообще не могли бы быть запущены с Куру на Союзе. Равно и наоборот, можно было бы найти пуски на Протоне, которые могли бы быть выполнены с Куру на Союзе.
Тут не всегда работает принцип бери больше, кидай дальше. Как вот в неудачном примере Dream Chaser. С мега-созвездиями, типа OneWeb, Starlink и Kuiper этот принцип работает.

[Demir_Binici]

И лишь на ФНК стенания по поводу несчастной северной страны Россия. Однако, когда Boeing на блюдечке с голубой каемочкой преподнёс Zenit Sea Launch, воспользоваться этим шансом северная страна толком не сумела. На Украине тоже часть вины лежит, но аварий по их вине меньше, а к ILS, который являлся основным прямым конкурентом Zenit на этом рынке, и к субсидированию ЦиХ они отношения не имеют.

Стенаете как раз вы, пытаясь доказать, что северное расположение российских космодромов это фигня. Вот как раз на примере Си Лонча хорошо видно, что выведение с экватора позволяет увеличить ПН на ГПО/ГСО более чем в полтора раза относительно Байконура, а уж кто этим успел воспользоваться - другой вопрос.

Я не доказать, а объяснить пытаюсь, что широта космодрома не является ни достоинством ни недостатком - это свойство.
Да на примере Zenit-3SL/SLB, который запускали как с Байконура, так и с экватора хорошо видно преимущество низких широт при пусках на GTO. При пуске только с Байконура данная ракета могла бы претендовать лишь на ограниченное число коммерческих запусков, а при старте с экватора, уже почти на все. И там были ещё и другие факторы, трезво оценить которые застит глаза впечатляющая разница в выводимой на GTO массе.
Однако, как мы видим никто этот интересный опыт повторять не спешит. Кто сумел воспользоваться не важно, важно, кто не сумел воспользоваться.
Космодром в Куру построен не только по причине широты, но в первую очередь по причине того, что не на Côte d'Azur космодром же строить.

[fagot]

Я же написал, что для данного примера выигрыша скорее всего не будет, так как задача просто вывести Dream Chaser. Выигрыш (материальный) в данном примере может быть лишь с уменьшением числа SRB c 4 до 2, что снижает выводимую Vulcan максимальную массу, гораздо больше, чем потенциальный выигрыш от увеличения широты пуска. Я написал, что пример не удачный, и привёл более удачный пример со спутниками Kuiper, которых можно вывести за один раз с широты 28.5 только 45, а с более высокой широты - больше. Но вы упорно цепляетесь за выдуманный вами неудачный пример.

Да мне интересно "сколько в граммах" выигрыш, ускорители тут ни при чем. А больше спутников Kuiper - это сколько конкретно?

[Demir_Binici]

Да мне интересно "сколько в граммах" выигрыш, ускорители тут ни при чем. А больше спутников Kuiper - это сколько конкретно?

Откройте пост с таблицей и посмотрите разницу Vulcan (VC4) при пусках на круговую орбиту 400 км с наклонением 28.5° и наклонением 51.6°. Полторы тонны там разница.
Kuiper планируют запускать на Vulcan VC6 в среднем по 45 штук на разные орбиты. Когда начнут, увидим разницу. (Если конечно Безос не купит ULA и не перенесёт все их запуски Kuiper на New Glenn). Там вроде и полярные есть. Ниже 28.5° вроде нет. Если с самым низким наклонением у них орбита будет 30°, то на неё пару спутников за пуск больше смогут вывести, чем на 51.6°.

[Дем]

То есть, разработка всей этой документации - ненужная трата времени и денег? Тогда и для первой и второй ступени тоже не нужно было её делать. Сколько денег можно было сэкономить.

Само собой, изготовление документации как отдельная оплачиваемая задача - бред.
Но и в равшан-стиле, на глазок - ракету тоже сделать нельзя.
Вот например глядим на Маска - он запросто вводит изменения в уже готовый к запуску обьект. А нормальную документацию разработает когда-то потом, когда пойдёт серийный выпуск.

Конструкторы обложены огромным числом ГОСТов, РД, нормы ...

Кто им мешает делать по ТУ? ГОСТ для частной фирмы не более чем благое пожелание.

[Дем]

Вывод на любую орбита с наклонением большим широты космодрома требует больше топлива относительно вывода на орбиту равной широте космодрома даже в отсутствии ограничений по трассам. Приведённые мной данные это доказывают.

Да. Но вывод с более северного космодрома даже на орбиту совпадающую с наклонением тоже требует больше топлива. И разница между этими хоть и получается, но уже не настолько большая.

На практике, если некто подаёт заявку в ответ на RFP от NASA в которой требуется изготовить и предоставить NASA некий спутник на орбите, а спутник например весит 4 тонны и вывести его требуется на GTO-1500, то этот некто воспользовавшись официальным калькулятором увидит, что ему требуется Vuclan VC4.

Вообще, наоборот. Спутник надо вывести на ГСО или ещё куда, и дальше берётся перечень имеющихся ракет и смотрится какой спутник какая может вывести и на какую орбиту. И дальше под эту переходную орбиту проектируется спутник - вес целевой нагрузки более-менее фиксирован, а вот расход на довыведение можно варьировать.

[Demir_Binici]

Вывод на любую орбита с наклонением большим широты космодрома требует больше топлива относительно вывода на орбиту равной широте космодрома даже в отсутствии ограничений по трассам. Приведённые мной данные это доказывают.

Да. Но вывод с более северного космодрома даже на орбиту совпадающую с наклонением тоже требует больше топлива. И разница между этими хоть и получается, но уже не настолько большая.

Иными словами, вы хотите сказать, что если Vulcan VC4 выводит с космодрома широтой 28.5° 22,310 кг на орбиту 400 km с наклонением 28.5°, а на орбиту 51.6° выводит 20,800 кг, то будучи запущен  с космодрома широтой 51.6° он сможет вывести уже меньше 22,310 кг, хотя и больше 20,800 кг.

Было бы интересно посмотреть сколько Союз-2/Фрегат или любая другая ракета выводит на круговую орбиту 400 км или больше с наклонением космодрома с Восточного и из Плесецка. Примерно 11° разницы. Или можно любые практические орбиты с высотами от 300 - 400 км, так чтобы из сравнения можно было сделать вывод, что Плесецк не имеет (или практически не имеет) преимуществ относительно Восточного. Или можно сравнение Куру и Восточного/Байконура/Плесецка. Вот что нашлось в Soyuz CSG User's Manual.

LEO: 
Altitude of apogee,  Z a  = 920 km
Altitude of perigee,  Z p  = 920 km
Inclination,  i  = 52 deg.
The Soyuz performance for this orbit is: 4850 kg.

Спойлер

Там для ещё указано 4400 kg референтная орбита 820 km SSO и приведён график массы от высоты в диапазоне от 400 до 1000 km, но о преимуществах северных космодромов для вывода на SSO вроде как никто из участников не спорит, потому убрал под кат.

[свернуть]

Аналогичного документа от Starsem не нашлось.

На практике, если некто подаёт заявку в ответ на RFP от NASA в которой требуется изготовить и предоставить NASA некий спутник на орбите, а спутник например весит 4 тонны и вывести его требуется на GTO-1500, то этот некто воспользовавшись официальным калькулятором увидит, что ему требуется Vuclan VC4.

Вообще, наоборот. Спутник надо вывести на ГСО или ещё куда, и дальше берётся перечень имеющихся ракет и смотрится какой спутник какая может вывести и на какую орбиту. И дальше под эту переходную орбиту проектируется спутник - вес целевой нагрузки более-менее фиксирован, а вот расход на довыведение можно варьировать.

Согласен, что мой пример несколько надуманный, но речь изначально шла об изменении наклонения в минус, ровно на ту величину на которую оно меняется в плюс для запусков на круговую орбиту 400 км. Пытался нарисовать более-менее правдоподобную картину в противовес тем 14% которые привёл fagot на основе достоверных авторитетных расчётов.
Опровергать его расчётные 14% я не пытался. Для Протон/Фрегат они выглядят весьма близко к достоверным, однако для Vulcan это не так. 

[спец]

Было бы интересно посмотреть сколько Союз-2/Фрегат или любая другая ракета выводит на круговую орбиту 400 км или больше с наклонением космодрома с Восточного и из Плесецка. Примерно 11° разницы.

На 400 не видел, но для орбиты 200-240 вот цифры для 2.1б:
Восточный (наклонение 51,6) - 8600 (СЗБ - 3 м), 8100 (СЗБ - 4,11 м),
Плесецк (наклонение 72) - 7730 (СЗБ - 3м), с СЗБ - 4.11 м не считалось, так как невозможно обеспечить падение боковых блоков в согласованный район.

[Demir_Binici]

Было бы интересно посмотреть сколько Союз-2/Фрегат или любая другая ракета выводит на круговую орбиту 400 км или больше с наклонением космодрома с Восточного и из Плесецка. Примерно 11° разницы.

На 400 не видел, но для орбиты 200-240 вот цифры для 2.1б:
Восточный (наклонение 51,6) - 8600 (СЗБ - 3 м), 8100 (СЗБ - 4,11 м),
Плесецк (наклонение 72) - 7730 (СЗБ - 3м), с СЗБ - 4.11 м не считалось, так как невозможно обеспечить падение боковых блоков в согласованный район.

Это всё цифры без РБ. Я спрашивал про "любые практические орбиты". Для Союз-2/Фрегат.

[спец]

С РБ не видел, не скажу.

[sychbird]

То есть, разработка всей этой документации - ненужная трата времени и денег? Тогда и для первой и второй ступени тоже не нужно было её делать. Сколько денег можно было сэкономить.

Само собой, изготовление документации как отдельная оплачиваемая задача - бред.
Но и в равшан-стиле, на глазок - ракету тоже сделать нельзя.
Вот например глядим на Маска - он запросто вводит изменения в уже готовый к запуску обьект. А нормальную документацию разработает когда-то потом, когда пойдёт серийный выпуск.

Конструкторы обложены огромным числом ГОСТов, РД, нормы ...

Кто им мешает делать по ТУ? ГОСТ для частной фирмы не более чем благое пожелание.

Три ракетных КБ России( Хруничев, Прогресс, Макеевцы), сидящие на госзаказе, частные исключительно для формы. 
Смотри состав наблюдательных советов и назначение Гендиректоров.