И опять про Ангару (часть третья)

[Demir_Binici]

Я же написал, какая именно орбита приведена по ссылке. Сходите и убедитесь. Там расшифровка приведена и я привёл её дословно. LEO - это не аналогия, это любая низкая орбита. И МКС на LEO и OneWeb на LEO. Но энергетика вывода на них требуется существенно разная. В русском языке путаница между НОО и НОО. Потому я предпочитаю писать или LEO или низкая орбита, если не стоит задача конкретизировать.

200км скорее всего перигей, просто округленный в большую сторону. Потому что во многих источниках для Науки указана начальная орбита 200х375, а я сейчас проверил сайт ЦиХ и RSW и там указано 185х375 для обоих запусков. Масса модулей на опорной указана в ~23т. Что-то мне подсказывает что это самое простое объяснение 200км в материалах об Ангаре, а не 200км апогей. Логично что для запуска НЭМа к МКС планировался тот же профиль.

Перигей округлённый в большую сторону, это тоже весело.

Я же писал про Науку.

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

Вот что реально запустили, а для 170 x 230 km x 51.5° декларировано 23 тонны. Никакого противоречия я не наблюдаю. IMHO, всё честно с Протоном. На 2.7 тонны меньше максимума, так ведь и орбита выше.

Который в том числе претендовал на OneWeb: "In addition to 21 orders for Soyuz rockets, Russian officials negotiated an option with OneWeb to order from three to 11 Proton rockets to launch additional OneWeb satellites".

Это к ракетам вообще отношения не имеет. Они надеялись лицензию получить и готовы были обещать что угодно. IMHO, в этой теме - OFF.

И что по третьей ступени? Я что-то нигде не могу найти никаких проблем с УРМ-2

Это не по УРМ-2, а про третью ступень Союз-2.1б с тем же двигателем.

[Demir_Binici]

Указан апогей, а перигей постеснялись указать.

У вас есть какие-то факты это подтверждающие? Перигей такой орбиты при 200км апогее будет около 100км, если я правильно прикинул.
Гораздо логичнее предположить...

У вас есть факты  подтверждающие обратное? ЦиХ пишут так, что формально можно трактовать двояко. Моя трактовка против вашей. Моя более логична, IMHO.

Нормальные люди пишут сколько именно, и на какую именно орбиту их ракета что-то может в теории вывести. Если круговая орбита, то прямо так и пишут - "круговая". В США принято указывать круговую орбиту 200 км, потому иногда  "круговая" опускают. В СССР/РФ всегда было принято указывать эллиптическую опорную орбиту, на которую РН выводит  РБ с ПН и соответственно суммарную массу ПН и РБ с топливом . С чего вдруг на сайте, который, к слову сказать, даже не доступен за пределами РФ без VPN, придерживаться (внезапно переходить) на американские стандарты?

[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

[Raul]

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.

[Дмитрий В.]

Иронично, когда Н-1 и Энергия не влезают в 100+ легким движением руки линия передвигается туда куда надо. А с другой стороны и Сатурн 5 из настоящих сверхтяжей выписывается, потому что на НОО выводил только 77т Скайлэба, а 100+ там бумажные по остаткам топлива в верхней ступени. ...

Всё же Скайлэб выводился 2-хступенчатым Сатурном, и к 77 т надо бы присовокупить 11-тонный ГО и неотделившийся переходник массой около 6 т. Да и орбита выведения - высотой свыше 400 км.

[Трилобит]

Вот что реально запустили

20,350 kg

Насколько я понимаю это без ~2,5т тонн топлива, необходимых для поднятия орбиты с опорной до целевой.
Во всех источниках масса модулей Заря, Звезда и Наука указаны как 20т, но некоторые источники также указывают массу на старте для Зари в 24,1т и Звезды в 22,77т, а для Науки ЦиХ приводит "<24т на опорной".

190 x 350.1 km x 51.6°

А на сайте Роскосмоса указан 199км перигей с апогеем 375,5, как раз красиво округляется до 200км.

Это к ракетам вообще отношения не имеет.

Опцион на запуск определенной ракетой не имеет отношения к ракетам. Интересная логика.

Это не по УРМ-2, а про третью ступень Союз-2.1б с тем же двигателем.

Действительно. Но как бы то ни было УРМ-2 таких проблем не имел.

У вас есть факты  подтверждающие обратное?

Только те что я уже привел - выведение модулей МКС заправленной массой ~23т на опорную орбиту с перигеем ~185-199км Протоном и планы на аналогичные миссии Ангары. Ангара А5 должна была полностью соответствовать возможностям Протона, а лучше их превосходить.
Да, рассчитывали по испытательным пускам с Бризом, но зная характеристики Протона в аналогичном полете с Бризом и в полете с ФГБ-ДОС можно вычислить расчетные значения для Ангары на опорную 185х350.

В СССР/РФ всегда было принято указывать

В СССР было принято в открытых источниках вообще как можно меньше информации указывать.
А в РФ только недавно появилась положительная тенденция на нормальную работу с информацией и публичными ресурсами, но к сожалению многие источники до сих пор с ошибками, неполными данными, а зачастую вообще противоречиями.
Что по сути нас и привело к этому бессмысленному спору.

С чего вдруг на сайте, который, к слову сказать, даже не доступен за пределами РФ без VPN, придерживаться (внезапно переходить) на американские стандарты?

Не очень понял о чем вы. Я проблем с грузоподъемностью на опорную вместо круговой не имею, если это реальный профиль реальной миссии.

было принято указывать эллиптическую опорную орбиту, на которую РН выводит  РБ с ПН и соответственно суммарную массу ПН и РБ с топливом .

Кстати об американских стандартах, для Saturn V и SLS грузоподъемность на низкую околоземную рассчитывается именно по такому принципу обычно - верхняя ступень с остатками топлива + ПН к Луне. Это нормальная практика для вычисления бумажной грузоподъемности на низкую орбиту у ракет которые туда не летают.

[Demir_Binici]

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

Вопрос не в том какая именно разница, а в том какие данные приводят ЦиХ и Роскосмос. Вот вы считаете что разница мизерная, а opinion возможно полагает, что не мизерная. Да и понимание сколько именно, в процентах, означает мизерная, у каждого своё.

Спойлер

Кому и кобыла невеста.

[свернуть]

[/i]

Никаких Mission Planner's Guide или User's Guide или User's Manual или Payload User's Guide не опубликовано. Хотя fagot и утверждал, что на подобный документ есть на сайте ЦиХа, мне его там найти не удалось. Возможно я плохо искал, он соизволит привести ссылку и мы перестанем заниматься гаданием.

В данный момент мы имеем мутный сайт два мутных сайта (ЦиХа и Роскосмоса) со следующими сведениями:

• старт с космодрома Восточный;
• 24.5 тонны массы;
• НОО - низкая опорная орбита (слово в слово);
• 200 км.

На этом всё.

Под опорной орбитой в советской и российской космонавтике до сих пор подразумевалась эллиптическая.

Какая орбита в данном случае из приведённой выше информации сказать достоверно нельзя. Её можно толковать как кому угодно. Мне угодно толковать её как эллиптическая орбита с апогеем 200 км. Кто-то другой волен толковать, что это эллиптическая орбита с высотой перигея 200 км, третий - что это эллиптическая орбита со средней высотой 200 км, а четвёртый и вовсе, что это круговая орбита.

Последнее толкование, IMHO, наименее логично. Иначе зачем было писать опорная орбита, а прямо не написать, что орбита круговая.

Отсутствие публикации других данных по выводу на низкие орбиты даёт основание полагать, что для работы без РБ РН Ангара А5 вообще не предназначена. Да, озвучены планы по её использованию для вывода модулей РОС и ПТН НП. Планы весьма отдалённые, конец 2027 года почти всегда можно перевести - не ранее 2028 года и планы эти на А5М, а не А5. Однако данных по выводимой массе на орбиту РОС не приводится и для А5М. К примеру китайцы (CASC) которые обычно публикуют немного данных о своих ракетах, сообщают данные о максимальной массе выводимой на 200 x 400 km x 42° для CZ-5B и CZ-7.

По факту спустя 30 лет от начала проекта и 10 лет от первого старта, имеется ракета с непонятными возможностями. Из деклараций (обещаний) известно лишь о её потенциальных возможностях вывода на GTO и GEO и о том, что через три года появится её следующая, улучшенная версия, которая сможет выводить модули РОС неизвестной массы.

[Demir_Binici]

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...

Вы уже пытаетесь соскочить с темы, которую сами затеяли, возможности Ангары А5 по выводу на низкие орбиты? Причём тут вдруг Ангара 1.2?

[Raul]

Иронично, когда Н-1 и Энергия не влезают в 100+ легким движением руки линия передвигается туда куда надо. А с другой стороны и Сатурн 5 из настоящих сверхтяжей выписывается, потому что на НОО выводил только 77т Скайлэба, а 100+ там бумажные по остаткам топлива в верхней ступени. ...

Всё же Скайлэб выводился 2-хступенчатым Сатурном, и к 77 т надо бы присовокупить 11-тонный ГО и неотделившийся переходник массой около 6 т. Да и орбита выведения - высотой свыше 400 км.

Головные обтекатели и переходники - плюсовать в ПН? Так и до второй ступени дело дойдет .

Та цитата из БРЭ явно заточена под паспортные данные H-1Ф и Энергии (ровно 100 тонн). Которые становятся единственными ракетами сверхтяжелого класса.   Для двухступенчатой Сатурн-5 официальных данных по орбите 200 км нет (или они все-таки были где-то)? Трехступенчатая Сатурн-5 не предназначалась для выведения на низкую орбиту - поэтому в классификацию БРЭ она не попадает. Такую избирательность можно было бы считать недостатком классификации. Но если данных нет, то это вопрос к тем, кто их не предоставил. А не к формулировке критерия отбора в сверхтяжелый класс.

[Дмитрий В.]

Иронично, когда Н-1 и Энергия не влезают в 100+ легким движением руки линия передвигается туда куда надо. А с другой стороны и Сатурн 5 из настоящих сверхтяжей выписывается, потому что на НОО выводил только 77т Скайлэба, а 100+ там бумажные по остаткам топлива в верхней ступени. ...

Всё же Скайлэб выводился 2-хступенчатым Сатурном, и к 77 т надо бы присовокупить 11-тонный ГО и неотделившийся переходник массой около 6 т. Да и орбита выведения - высотой свыше 400 км.

Головные обтекатели и переходники - плюсовать в ПН? Так и до второй ступени дело дойдет .

Та цитата из БРЭ явно заточена под паспортные данные H-1Ф и Энергии (ровно 100 тонн). Которые становятся единственными ракетами сверхтяжелого класса.   Для двухступенчатой Сатурн-5 официальных данных по орбите 200 км нет (или они все-таки были где-то)? Трехступенчатая Сатурн-5 не предназначалась для выведения на низкую орбиту - поэтому в классификацию БРЭ она не попадает. Такую избирательность можно было бы считать недостатком классификации. Но если данных нет, то это вопрос к тем, кто их не предоставил. А не к формулировке критерия отбора в сверхтяжелый класс.

ГО и переходник в данном случае вошли в выводимую массу. Расчётная г/п на орбиту скайлэба для 2-хступенчатого Сатурна-5 - около 100 т. А г/п на 200-км орбиту наклонением 28 град легко считается - это примерно 116 т для 2-хступенчатого Сатурн-5. 

[Raul]

Расчётная г/п на орбиту скайлэба для 2-хступенчатого Сатурна-5 - около 100 т. А г/п на 200-км орбиту наклонением 28 град легко считается - это примерно 116 т для 2-хступенчатого Сатурн-5.

Это понятно, что есть расчетные данные, но вопрос в том, публиковались ли они где нибудь?

[Дмитрий В.]

Расчётная г/п на орбиту скайлэба для 2-хступенчатого Сатурна-5 - около 100 т. А г/п на 200-км орбиту наклонением 28 град легко считается - это примерно 116 т для 2-хступенчатого Сатурн-5.

Это понятно, что есть расчетные данные, но вопрос в том, публиковались ли они где нибудь?

А зачем? 

[Raul]

Расчётная г/п на орбиту скайлэба для 2-хступенчатого Сатурна-5 - около 100 т. А г/п на 200-км орбиту наклонением 28 град легко считается - это примерно 116 т для 2-хступенчатого Сатурн-5.

Это понятно, что есть расчетные данные, но вопрос в том, публиковались ли они где нибудь?

А зачем?

Затем, чтобы познакомиться с информацией от создателей РН, проверить ее и принять к сведению

[Demir_Binici]

Вот что реально запустили

20,350 kg

Насколько я понимаю это без ~2,5т тонн топлива, необходимых для поднятия орбиты с опорной до целевой.
Во всех источниках масса модулей Заря, Звезда и Наука указаны как 20т, но некоторые источники также указывают массу на старте для Зари в 24,1т и Звезды в 22,77т, а для Науки ЦиХ приводит "<24т на опорной".

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

Zarya_(ISS_module)
Mass 19,323 kg
Initial in-orbit mass including 3,800 kg of propellants

Это масса на момент отделения от Протон-К.

ЦиХ вообще бред приводит, в своём фирменном стиле. 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. Как там может быть 24 тонны, если для Протона-М заявлена максимальная выводимая масса на опорную орбиту 23 тонны.

И потрудитесь не обрезать мои цитаты. Понимаю, когда цитата длинная или цель какой-то один тезис выделить и ответить именно на него. Но зачем из полной информации о пуске всего в одну строчку вырезать всё кроме массы? Некрасиво.

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

Что тут было обрезать?  Некрасиво.

А на сайте Роскосмоса указан 199км перигей с апогеем 375,5, как раз красиво округляется до 200км.

Хорошим тоном при обсуждении спорных вопросов является приведение прямых ссылок и цитат. Иначе написанное выглядит просто выдуманным вздором. Приведите ссылку и выясним кто врёт, лично вы, Роскосмос или NSF. Проверить это будет не трудно.

Указан апогей, а перигей постеснялись указать.

У вас есть какие-то факты это подтверждающие? Перигей такой орбиты при 200км апогее будет около 100км, если я правильно прикинул.
Гораздо логичнее предположить...

У вас есть факты  подтверждающие обратное? ЦиХ пишут так, что формально можно трактовать двояко. Моя трактовка против вашей. Моя более логична, IMHO.

Я был о вас лучшего мнения. 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:

Только те что я уже привел - выведение модулей МКС заправленной массой ~23т на опорную орбиту с перигеем ~185-199км Протоном и планы на аналогичные миссии Ангары. Ангара А5 должна была полностью соответствовать возможностям Протона, а лучше их превосходить.
Да, рассчитывали по испытательным пускам с Бризом, но зная характеристики Протона в аналогичном полете с Бризом и в полете с ФГБ-ДОС можно вычислить расчетные значения для Ангары на опорную 185х350.

Во-первых никаких доказательств того, что заправленные модули имели массу ~23т вы не привели. Во-вторых мы обсуждаем заявленные характеристики Ангары и имеет смысл их сравнивать с заявленными, т.е. максимально возможными характеристиками аналогичных ракет. В данном случае - Протон самый удачный пример - и то и другое изделия ЦиХ. В-третьих, то что Ангара должна соответствовать, совсем не означает, что она соответствует. Но так как пока мы говорим не о подтвержённых возможностях, а о заявленных, вот эти "заявления" и обсуждаем. И видим, что даже "заявления" весьма расплывчаты.

В СССР/РФ всегда было принято указывать было принято указывать эллиптическую опорную орбиту, на которую РН выводит  РБ с ПН и соответственно суммарную массу ПН и РБ с топливом .

Кстати об американских стандартах, для Saturn V и SLS грузоподъемность на низкую околоземную рассчитывается именно по такому принципу обычно - верхняя ступень с остатками топлива + ПН к Луне. Это нормальная практика для вычисления бумажной грузоподъемности на низкую орбиту у ракет которые туда не летают.

Это нормальная практика, да. И сравнение РН Союз, Протон или Ангара А5 с Saturn V или SLS будет вполне корректным. Но здесь пытаются сравнивать Ангару А5 с ДМ-03 считая суммарную массу ДМ-03, топлива и максимальной ПН не с ними, а с Falcon 9. Для последнего заявлена максимально выводимая масса на честную круговую 200 км орбиту, как и для Atlas V или Vulcan. А здесь для корректного сравнения надо либо брать максимальную массу которую РН Ангара А5 (без РБ) может вывести на круговую орбиту 200 км (если может); либо из заявленной массы на опорную орбиту вычитать массу топлива которая потребуется ДМ-03 чтобы сделать орбиту круговой; либо вычитать из 24.5 тонн массу РБ и топлива требующегося для вывода ПН на круговую 200 км орбиту. Обратный способ тоже возможен если к 22 тоннам максимально выводимой массы Falcon 9 прибавить массу топлива которое расходовалось бы с момента достижения второй ступенью орбитальной скорости до момента выхода на круговую орбиту. Сравнивать реально выведенные 17.5 тонн Falcon 9 ASDS на орбиту 299 x 297 km x 43° с Ангарой и вовсе не возможно, так как никаких данных ни по какой другой низкой орбите для Ангары А5 не сообщается.

Не очень понял о чем вы.

Если из написанного выше всё ещё не понятно, то поясню ещё раз. Можно указывать массу верхней ступени (РБ) с остатками топлива и ПН в момент достижения орбитальной скорости, а можно указывать максимально возможную массу ПН, которая будет отделена на круговой орбите 200 км. Оба подхода к указанию максимальной выводимой массы имеют равное право на существование. Вполне корректно сравнивать между собой ракеты для которых был использован первый подход и вполне корректно сравнивать между собой ракеты для которых был использован второй подход. Иначе не корректное сравнение.

[Дмитрий В.]

Затем, чтобы познакомиться с информацией от создателей РН, проверить ее и принять к сведению

В этом нет никакой необходимости. Всё можно посчитатьь и без публикаций.

[fagot]

Под опорной орбитой в советской и российской космонавтике до сих пор подразумевалась эллиптическая.

Вы сами-то источник подразумевания привести можете?

[Дмитрий В.]

http://www.khrunichev.ru/main.php?id=44

[Demir_Binici]

Под опорной орбитой в советской и российской космонавтике до сих пор подразумевалась эллиптическая.

Вы сами-то источник подразумевания привести можете?

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.

[fagot]

Иными словами, никаких ссылок, подтверждающих или даже обещающих для Ангары А5 вывести что-то (24.5 тонны или нет - не важно) на круговую орбиту от вас нет. Предлагаете искать руководство пользователя на Ангару. Может быть будете настолько любезны и пришлёте на него прямую ссылку?

Вам же дали ссылку на сайт, но вы зачем-то докопались до нее и стали интерпретировать по-своему, есть ли смысл давать еще? В свое время на форуме выкладывали ссылку в Закупках на ТЗ ОКР Амур, т.е. Ангара на Восточном, сейчас как я понимаю она недоступна, так что могу привести только страницу оттуда

[Demir_Binici]

http://www.khrunichev.ru/main.php?id=44

Спасибо.

По ссылке пример вполне корректного указание параметров орбит:

Масса ПН, т:
- на опорной орбите (Н =200 км)
- на круговой (Н кр = 1500 км)
- на ГПО (Н п =5500 км, i=25°)
- на ГСО.

1) Указана одна цифра - высота апогея. Наклонение совпадает с широтой космодрома Плесецк, что прямо указано.
2) Тоже одна цифра. Второй не требуется.
3) Указано наклонение и высота перигея. Апогей подразумевается 35,786 км, раз не указан.
4) Тоже всё понятно - она у нас такая единственная.

Никаких споров данная страница ни у кого вызывать не должна. По крайней мере в части ясности приводимых данных.