Гравитационные потери

[Дмитрий В.]

Про газ наддува я ничего не говорю, тут вопросов вообще нет, но у "Зенита" трубопроводы относительно короткие.

Так поэтому и остатки топлива во 2-й ступени небольшие - около 1,2% РЗТ.

[Lamort]

Кстати, эти остатки "в мою пользу", я считаю, что выше у оппонентов полезная нагрузка "Зенита" сильно завышена.

Если бы не пространственный маневр для попадания первой ступени в зону падения Зенит-2 выводил бы 15 т. Поэтому никакого сильного завышения нет. 17 тонн, уверен, были получены в предположении, что конечная масса блоков равна сухой массе.

Если вы ему сделаете разделение ступеней на высоте километров 40-50 и опорная орбита будет высотой 140 километров, то может и будет выводить.
 Тяговооруженность первой ступени это вполне позволяет.

[Lamort]

Про газ наддува я ничего не говорю, тут вопросов вообще нет, но у "Зенита" трубопроводы относительно короткие.

Так поэтому и остатки топлива во 2-й ступени небольшие - около 1,2% РЗТ.

А что мешает выработать эту тонну топлива рулевыми двигателями с расходом топлива 24 килограмма в секунду?

[Reentrant]

Если бы не пространственный маневр для попадания первой ступени в зону падения Зенит-2 выводил бы 15 т. Поэтому никакого сильного завышения нет. 17 тонн, уверен, были получены в предположении, что конечная масса блоков равна сухой массе.

Просто агрессивно-пологая траектория, только и всего. Все данные "по умолчанию", Байконур, две ступени из ратмана, линейная программа 0:75, 60:31.3, 133:22, 400:0. ПН=17000, орбита 174.7х251.3.

Если вы ему сделаете разделение ступеней на высоте километров 40-50 и опорная орбита будет высотой 140 километров, то может и будет выводить. Тяговооруженность первой ступени это вполне позволяет.

Разделение на высоте 63км, выход на высоту 175км. Будь там контрольных точек побольше, я бы так и сделал, через промежуточную в 100-150км. Но при всего четырех точках, из которых две крайние, это невозможно -- ограничение программы. А более низкая тяговооруженность при этом не мешает, так выводится хоть "протон", хоть "энергия".

[Lamort]

Если бы не пространственный маневр для попадания первой ступени в зону падения Зенит-2 выводил бы 15 т. Поэтому никакого сильного завышения нет. 17 тонн, уверен, были получены в предположении, что конечная масса блоков равна сухой массе.

Просто агрессивно-пологая траектория, только и всего. Все данные "по умолчанию", Байконур, две ступени из ратмана, линейная программа 0:75, 60:31.3, 133:22, 400:0. ПН=17000, орбита 174.7х251.3.

Вы уже решили проблему "вычислений ратманпрогой от Salo", - вертикальная скорость становится равной нулю на высоте около 140 километров?

Если вы ему сделаете разделение ступеней на высоте километров 40-50 и опорная орбита будет высотой 140 километров, то может и будет выводить. Тяговооруженность первой ступени это вполне позволяет.

Разделение на высоте 63км, выход на высоту 175км. Будь там контрольных точек побольше, я бы так и сделал, через промежуточную в 100-150км. Но при всего четырех точках, из которых две крайние, это невозможно -- ограничение программы. А более низкая тяговооруженность при этом не мешает, так выводится хоть "протон", хоть "энергия".

Будем опять "пороть чушь"?

 Как вы будете лететь полого при низкой тяговооруженности, ну-ка расскажите.

[Lamort]

Кстати, эти остатки "в мою пользу", я считаю, что выше у оппонентов полезная нагрузка "Зенита" сильно завышена.

Если бы не пространственный маневр для попадания первой ступени в зону падения Зенит-2 выводил бы 15 т. Поэтому никакого сильного завышения нет. 17 тонн, уверен, были получены в предположении, что конечная масса блоков равна сухой массе.

Если не ошибаюсь, этот манёвр всего-навсего поворот на несколько градусов на участке работы первой ступени для обеспечения нужного района падения.
 Он не может давать такого эффекта.

[Reentrant]

Так вы больше половины этого участка летите уже не против тяготения.

Тяготение не перестает от этого действовать на ракету. Например, вы можете прямо со старта держать вектор тяги строго поперек местной вертикали (скажем, имея начальный запас высоты), и иметь нулевые гравитационные потери, но все равно приобретаете вертикальную скорость, равную интегральной сумме g(t). Собственно, затраты на подавление этой скорости и есть гравитационные потери. Поэтому гравитационные потери можно представить как вертикальную скорость, которую набрала бы ракета, "не сопротивляясь" тяготению. Это позволяет вынести программу управления "за скобки" для случая, когда можно принять ее действие равным компенсации ускорения свободного падения.

Это вам мало чем поможет, вертикальной не хватит даже с учётом "центробежной силы". Потом вы собирались сопло поворачивать после набора нужной высоты и разгоняться вообще горизонтально или как?

На большей части траектории я держу вектор тяги по траектории. В ратмане выходит погрешность в 3-5 градусов из-за слабости средств управления, это немного ухудшает результат. На горизонталь выход идет в самом конце, за несколько секунд до завершения разгона.

Если вы доворачиваете тягу когда тяговооруженность второй ступени больше 3, это "более-менее", но вы подсчитайте когда у вас кончится вертикальная скорость.

В орбитере я ее на 100-150 километрах свожу к минимуму (в зависимости от требований по сбросу обтекателя). В ратмане приходится забираться несколько выше, до 150-180.

По-моему у меня не хватит чтобы добить до 200 километров.

250-300 км у вас будет, если "центробежную силу" правильно учтете.

Вы уже решили проблему "вычислений ратманпрогой от Salo", - вертикальная скорость становится равной нулю на высоте около 140 километров?

Не понял, в каком это варианте ратмановского расчета ноль на 140 километрах, и почему это проблема.

Как вы будете лететь полого при низкой тяговооруженности, ну-ка расскажите.

Очень просто. На 135-137 секунде, после отделении 1 ступени, тяговооруженность 0.84, то есть 8.21 м/с^2. Ускорение свободного падения в этой точке моей траектории -- 8.0 м/с^2. То есть, фактически, у меня уже больше местной единицы. Угол тяги примерно равен углу траектории, 22 градуса, что дает 3 м/с^2 вертикальной проекции против 8 -- итоговая минус 5. Вертикальная скорость -- 970 м/с, высота 63 км.

Гравитационные потери в этот момент максимальны, далее они быстро снижаются. Угол вектора тяги плавно понижается вместе с траекторией, одновременно снижается вертикальная скорость и ускорение свободного падения. На этом участке угол атаки поднимается от нуля до 5-7 градусов (угол вектора тяги при этом 10-12 градусов), чтобы компенсировать вертикальное ускорение, затем снова снижается до нуля. На 175 км выходим практически на горизонталь. Вот и все.

[Lamort]

Reentrant, у вас в начальной точке разгона составляющая тяготения около 8 м/с**2, а после набора 1000 м/с она будет около 7 м/с**2.
 При этом уже около 100 секунд прошло.

 При этом вы "несколько изменили свою схему", - вы не поддерживаете вертикальную скорость постоянной, а только немного компенсируете падение её, совсем немного.

 Согласитесь, это то же самое, что я говорил, - набор большой начальной вертикальной скорости, но несколько меньше.

[Дмитрий В.]

Если бы не пространственный маневр для попадания первой ступени в зону падения Зенит-2 выводил бы 15 т. Поэтому никакого сильного завышения нет. 17 тонн, уверен, были получены в предположении, что конечная масса блоков равна сухой массе.

Просто агрессивно-пологая траектория, только и всего. Все данные "по умолчанию", Байконур, две ступени из ратмана, линейная программа 0:75, 60:31.3, 133:22, 400:0. ПН=17000, орбита 174.7х251.3.

А конечные массы какие?

[Lamort]

В общем идея "висеть на тяге и двигаться вверх с постоянной скоростью" превратилась в "малость компенсировать вертикальное торможение, если тяга ступени это позволяет".

[Reentrant]

Reentrant, у вас в начальной точке разгона составляющая тяготения около 8 м/с**2, а после набора 1000 м/с она будет около 7 м/с**2. При этом уже около 100 секунд прошло.

Ого, однако. Это как вы насчитали? Чтобы иметь 7 м/с^2  на высоте 62 км, нужно иметь горизонтальную составляющую скорости 4110м/с. Из первой ступени "Зенита" столько никаким колдунством не выжать. Реально у меня 3240 (при вертикальной 964), у вас 2320 (при вертикальной 1613). Чем ниже вертикальная скорость, тем выше горизонтальная.

При этом вы "несколько изменили свою схему", - вы не поддерживаете вертикальную скорость постоянной, а только немного компенсируете падение её, совсем немного.

В ратмановском листе я вынужден это делать, так как иначе не хватает четырех контрольных точек, чтобы завершить выход на заданную высоту. Результат получается хуже идеального, но намного лучше, чем при изначально завышенной траектории. В орбитере таких ограничений нет, там можно сделать чисто, и наблюдать эффект во всех деталях. Но для качественной оценки и ратмана достаточно.

Согласитесь, это то же самое, что я говорил, - набор большой начальной вертикальной скорости, но несколько меньше.

В том-то и дело, что я поддерживаю вертикальную составляющую тяги на всем протяжении разгона, а не набираю всю вертикальную на первой ступени, как вы предлагаете. Потому что первое эффективно, а второе -- нет.

[Lamort]

Reentrant, у вас в начальной точке разгона составляющая тяготения около 8 м/с**2, а после набора 1000 м/с она будет около 7 м/с**2. При этом уже около 100 секунд прошло.

Ого, однако. Это как вы насчитали? Чтобы иметь 7 м/с^2  на высоте 62 км, нужно иметь горизонтальную составляющую скорости 4110м/с. Из первой ступени "Зенита" столько никаким колдунством не выжать. Реально у меня 3240 (при вертикальной 964), у вас 2320 (при вертикальной 1613). Чем ниже вертикальная скорость, тем выше горизонтальная.

Так я и говорю, - сразу после разделения ступеней около 8 м/с**2, а на скорости около 4 км/с ещё 7 м/с**2.
 А это через 100 секунд или даже больше.

При этом вы "несколько изменили свою схему", - вы не поддерживаете вертикальную скорость постоянной, а только немного компенсируете падение её, совсем немного.

В ратмановском листе я вынужден это делать, так как иначе не хватает четырех контрольных точек, чтобы завершить выход на заданную высоту. Результат получается хуже идеального, но намного лучше, чем при изначально завышенной траектории. В орбитере таких ограничений нет, там можно сделать чисто, и наблюдать эффект во всех деталях. Но для качественной оценки и ратмана достаточно.

У вас получилось 17 тонн, а "такого не может быть", кое-где называли для "Зенита" 15 тонн и так, "очень неуверенно".

Согласитесь, это то же самое, что я говорил, - набор большой начальной вертикальной скорости, но несколько меньше.

В том-то и дело, что я поддерживаю вертикальную составляющую тяги на всем протяжении разгона, а не набираю всю вертикальную на первой ступени, как вы предлагаете. Потому что первое эффективно, а второе -- нет.

Давайте формулировать правильно, - вы немного компенсируете торможение в вертикальном направлении.

 Я уже говорил выше, что в зависимости от тяговооруженности ступени может быть оптимальным разный вариант, однако это ещё под вопросом, - я не доверяю этим автоматическим вычислителям если не понимаю физического смысла того, что они выдают.

[Reentrant]

А конечные массы какие?

Все из "ратмана" без изменений. Постил Ламорту две страницы назад:

1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
 payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400

[Lamort]

А конечные массы какие?

Все из "ратмана" без изменений. Постил Ламорту две страницы назад:

1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
 payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400

834.24 тонны это тяга РД-171М в вакууме, у земли она будет меньше пропорционально удельному импульсу. Это как-то учитывается?

[Дмитрий В.]

А конечные массы какие?

Все из "ратмана" без изменений. Постил Ламорту две страницы назад:

1) m0/m1=354.300/28.600, isp atm/vac=311/337, p0=834.24
2) m0/m1=90.600/9.000, isp atm/vac=349/349, p0=93 (тяга в тоннах)
 payload=17.000, fairing=3.500; m0=354.300+90.600+17.000+3.500=465.400

А должно быть 33900 и 9300 кг. :wink:  Впрочем, в некоторых источниках конечная масса блока 1 ступени указывается в районе 32 тонн.

Масса ГО = 2300...2500 кг.

[Lamort]

А должно быть 33900 и 9300 кг. :wink:  Впрочем, в некоторых источниках конечная масса блока 1 ступени указывается в районе 32 тонн.

Масса ГО = 2300...2500 кг.

Ага, - "вот оно", занижены конечные массы ступеней.

 Я и в 13.7 тоннах, которые везде названы, что-то сомневаюсь.

[Дмитрий В.]

Я и в 13.7 тоннах, которые везде названы, что-то сомневаюсь.

Смотрим здесь:
http://www.yuzhnoye.com/?id=128&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/zenit/zenit-2/zenit-2

и здесь:
http://www.yuzhnoye.com/?id=130&path=Aerospace%20Technology/Launch%20Vehicles/zenit/zenit-2slb/zenit-2slb

[Reentrant]

В общем идея "висеть на тяге и двигаться вверх с постоянной скоростью" превратилась в "малость компенсировать вертикальное торможение, если тяга ступени это позволяет".

"Висеть на тяге и двигаться вверх с постоянной скоростью" замечательно получается, когда основной разгон происходит на постоянной высоте 100-150км, и подтягивается до 200 только в конце, таким мягким S-образным подъемом. Как бы имитируя двух-импульсное выведение. Реальная тяговооруженность ступени позволяет это практически всегда. Хотя легко представить себе случай искусственно заниженной тяговооруженности, при котором придется выпрыгивать на нижней ступени, ценой потери ХС. Но такая тяговооруженность будет ниже обычной нормы.

Так я и говорю, - сразу после разделения ступеней около 8 м/с**2, а на скорости около 4 км/с ещё 7 м/с**2.

Только с пологой траекторией "7" будет на 225 секунде, а с завышенной -- только на 280. И так далее.

У вас получилось 17 тонн, а "такого не может быть", кое-где называли для "Зенита" 15 тонн и так, "очень неуверенно".

Максимальная масса космического аппарата, выводимого ракетой "Зенит-2" на околоземную орбиту высотой 200 км с территории Казахстана, составляет 13,8т. При пусках из районов, расположенных в приэкваториальной зоне, возможно выведение космических аппаратов массой до 15,7 т.

http://www.buran.ru/htm/gubanov3.htm
Если не париться с дросселированием, и использовать тягу РД-171М по максимуму, будет больше. У меня там перегрузка до 5.7g, я забыл сказать. Конечно, ради точности "исторической реконструкции", надо больше деталей добавлять. Но в нашей теме это значения не имеет. Мы сравниваем программы выведения на одной и той же РН. И если итог будет качественно зависеть от того, что там где-то вентиль не так закрывают, то тему надо сразу в хлам сносить -- потому что это означало бы, что никакой обобщенной логики в программах выведения вообще нет.

Давайте формулировать правильно, - вы немного компенсируете торможение в вертикальном направлении.

Дождетесь, что следующим шагом будет пост логов орбитера.

[Reentrant]

А должно быть 33900 и 9300 кг. :wink:  Впрочем, в некоторых источниках конечная масса блока 1 ступени указывается в районе 32 тонн. Масса ГО = 2300...2500 кг.

Сделал 33900, 9300 и 2500. Теперь 16 тонн вместо 17. Причем программу даже не трогал. А давайте ему еще что-нибудь отпилим, а то все равно уж больно хорошо!

[Старый]

Родил определение:
Гравитационные потери равны интегралу по времени разницы между общим кажущимся ускорением и его горизонтальной составляющей.
 Во! Ну как?