Гравитационные потери

[Lamort]

Вы себе не представляете, - у одно в буквальном смысле слова "воспарила", кстати, он был очень похож на вас.
 Правда, скорее не на небеса, а наоборот.

С кем поведёшься...

Три или четыре года назад я сказал ему, что если он не изменит свой образ жизни, то умрёт до 60.

 Умер.

[Lamort]

Разумеется, имелся в виду НК-33 с выдвижным сопловым насадком или НК-43.

Эксперту: НК-33 с выдвижным сопловым насадком называется НК-33-1. А что Вы имеете ввиду , мы обычно узнаём после очередной подсказки со стороны. :wink:
Хорошо, что Вы занимаетесь методами неразрушающего контроля, а то столько бы дров на работе наломали. :roll:  :wink:

Я специалист по сетевым технологиям, собственно говоря.

[Salo]

Вы себе не представляете, - у одно в буквальном смысле слова "воспарила", кстати, он был очень похож на вас.
 Правда, скорее не на небеса, а наоборот.

С кем поведёшься...

Три или четыре года назад я сказал ему, что если он не изменит свой образ жизни, то умрёт до 60.

 Умер.

Я знаю, что Ваш брат умер. Сочувствую, но обсуждать эту тему здесь не собираюсь.

[Reentrant]

Я сформулировал определение для круговой орбиты. Причём для низкой. А вобще работа по подъёму массы на высоту тоже входит в гравитационные потери.

А работа по опусканию массы входит в гравитационный выигрыш! Ибо cos(180)=-1. Истинное определение работает в любых условиях.

Идея вот какая, - мы понижаем высоту разделения, разумеется, снимая ограничения на скоростной напор при сбросе головного обтекателя. За счёт этого мы набираем ещё меньше вертикальной скорости на участке работы первой ступени и, соответственно, больше горизонтальной скорости. Недостаток вертикальной скорости потом компенсируется более высокой тяговооруженностью второй ступени. При этом ещё и высота орбиты будет меньше, но, допустим, мы готовы на это.

Да, оно так и работает, но численно эффект снижается при приближении к некоторому оптимуму. Крайний случай, безатмосферная планета (типа Луны, но без гор и масконов), и высокая тяговооруженность -- тогда ракету надо заваливать на горизонталь прямо на старте и разгонять на околонулевой высоте. Тогда потери будут близки к нулю на всей траектории. На Земле, по причине атмосферы, ниже 80-100км траекторию не понизить, причем ее надо поднимать по мере наращивания скорости.

[Salo]

Разумеется, имелся в виду НК-33 с выдвижным сопловым насадком или НК-43.

Эксперту: НК-33 с выдвижным сопловым насадком называется НК-33-1. А что Вы имеете ввиду , мы обычно узнаём после очередной подсказки со стороны. :wink:
Хорошо, что Вы занимаетесь методами неразрушающего контроля, а то столько бы дров на работе наломали. :roll:  :wink:

Я специалист по сетевым технологиям, собственно говоря.

И это мы тоже уже имели  возможность узнать ранее. :wink:

[Salo]

Идея вот какая, - мы понижаем высоту разделения, разумеется, снимая ограничения на скоростной напор при сбросе головного обтекателя. За счёт этого мы набираем ещё меньше вертикальной скорости на участке работы первой ступени и, соответственно, больше горизонтальной скорости. Недостаток вертикальной скорости потом компенсируется более высокой тяговооруженностью второй ступени. При этом ещё и высота орбиты будет меньше, но, допустим, мы готовы на это.

Да, оно так и работает, но численно эффект снижается при приближении к некоторому оптимуму. Крайний случай, безатмосферная планета (типа Луны, но без гор и масконов), и высокая тяговооруженность -- тогда ракету надо заваливать на горизонталь прямо на старте и разгонять на околонулевой высоте. Тогда потери будут близки к нулю на всей траектории. На Земле, по причине атмосферы, ниже 80-100км траекторию не понизить, причем ее надо поднимать по мере наращивания скорости.

При высокой тяговооружённости траекторию иногда заваливали прямо на стартовой позиции. Что несколько противоречит тезису Владимира Игоревича о том,  что с ростом тяговооружённости первой ступени наклон траектории увеличивается.

[Дмитрий В.]

При высокой тяговооружённости траекторию иногда заваливали прямо на стартовой позиции. Что несколько противоречит тезису Владимира Игоревича о том,  что с ростом тяговооружённости первой ступени наклон траектории увеличивается.

Здесь вот какое дело. Оптимальный угол наклона траектории зависит, в основном, от высоты опорной (или переходной) орбиты (чем ниже высота орбиты, тем ниже оптимальный угол наклона траектори). Зато чем выше тяговооруженность, тем больший угол атаки требуется на участке аэродинамического разворота.

[Lamort]

Вы себе не представляете, - у одно в буквальном смысле слова "воспарила", кстати, он был очень похож на вас.
 Правда, скорее не на небеса, а наоборот.

С кем поведёшься...

Три или четыре года назад я сказал ему, что если он не изменит свой образ жизни, то умрёт до 60.

 Умер.

Я знаю, что Ваш брат умер. Сочувствую, но обсуждать эту тему здесь не собираюсь.

Для начала неплохо бы вам знать кто я на самом деле.

Я специалист по сетевым технологиям, собственно говоря.

И это мы тоже уже имели  возможность узнать ранее. :wink:

Давно это вы вот так о себе во множественном числе?

[Lamort]

При высокой тяговооружённости траекторию иногда заваливали прямо на стартовой позиции. Что несколько противоречит тезису Владимира Игоревича о том,  что с ростом тяговооружённости первой ступени наклон траектории увеличивается.

Здесь вот какое дело. Оптимальный угол наклона траектории зависит, в основном, от высоты опорной (или переходной) орбиты (чем ниже высота орбиты, тем ниже оптимальный угол наклона траектори). Зато чем выше тяговооруженность, тем больший угол атаки требуется на участке аэродинамического разворота.

С ростом тяговооруженности растёт вертикальная скорость набранная на участке первой ступени, а не угол наклона траектории в конце работы ступени.
 Горизонтальная скорость растёт больше, чем вертикальная.

[Reentrant]

Здесь вот какое дело. Оптимальный угол наклона траектории зависит, в основном, от высоты опорной (или переходной) орбиты (чем ниже высота орбиты, тем ниже оптимальный угол наклона траектори).

Уточню: при требовании прямого выведения.

Зато чем выше тяговооруженность, тем больший угол атаки требуется на участке аэродинамического разворота.

Вообще говоря в этом не было бы необходимости, если бы pitch kick можно было дать раньше, пока ракета не успела набрать вертикальную скорость. Чем раньше он дается, тем меньший начальный угол требуется. Но для РН здесь есть ограничения -- нужно некоторое время на разворот по азимуту и т.д.

[Lamort]

Идея вот какая, - мы понижаем высоту разделения, разумеется, снимая ограничения на скоростной напор при сбросе головного обтекателя. За счёт этого мы набираем ещё меньше вертикальной скорости на участке работы первой ступени и, соответственно, больше горизонтальной скорости. Недостаток вертикальной скорости потом компенсируется более высокой тяговооруженностью второй ступени. При этом ещё и высота орбиты будет меньше, но, допустим, мы готовы на это.

Да, оно так и работает, но численно эффект снижается при приближении к некоторому оптимуму. Крайний случай, безатмосферная планета (типа Луны, но без гор и масконов), и высокая тяговооруженность -- тогда ракету надо заваливать на горизонталь прямо на старте и разгонять на околонулевой высоте. Тогда потери будут близки к нулю на всей траектории. На Земле, по причине атмосферы, ниже 80-100км траекторию не понизить, причем ее надо поднимать по мере наращивания скорости.

Вот мне и интересно насколько можно выиграть если перигей понизить километров до 100.
 Это имеет смысл при выводе на орбиту относительно прочного космического корабля когда ГО может вообще отсутствовать.

[Salo]

При высокой тяговооружённости траекторию иногда заваливали прямо на стартовой позиции. Что несколько противоречит тезису Владимира Игоревича о том,  что с ростом тяговооружённости первой ступени наклон траектории увеличивается.

Здесь вот какое дело. Оптимальный угол наклона траектории зависит, в основном, от высоты опорной (или переходной) орбиты (чем ниже высота орбиты, тем ниже оптимальный угол наклона траектори). Зато чем выше тяговооруженность, тем больший угол атаки требуется на участке аэродинамического разворота.

Дим, объясни мне профану фишку аэродинамического разворота.
Многократно наблюдал этот пиковый выброс по углу атаки в отрицательную область, но считал это багой программы. А оказывается это фича.
Понятно, что на 12 секунде Зенит начинает разворот в плоскость орбиты. Но почему именно так, резким кивком? Или это делается пока не набрана большая скорость, чтобы уменьшить аэродинамические нагрузки во время разворота?

[Reentrant]

Дим, объясни мне профану фишку аэродинамического разворота. Многократно наблюдал этот пиковый выброс по углу атаки в отрицательную область, но считал это багой программы. А оказывается это фича.

Это "фича" убогости линейной программы управления, задаваемой четырьмя контрольными точками. В нормально заданной программе ничего подобного не нужно, конечно.

Я имею в виду отрицательный угол атаки в конце разворота. Или вы про начальный угол? Ну это-то должно быть очевидно, РН не пойдет "вниз", если ее не наклонять. В этом плане да, начальный угол (pitch kick) подбирается такой, чтобы скорость поворота, равная скорости понижения траектории (нулевой угол атаки) приводила к выходу на угол, близкий к горизонтальному, на заданной высоте разгона. При этом минимизируются и аэродинамические потери, и потери на управление.

[Дмитрий В.]

При высокой тяговооружённости траекторию иногда заваливали прямо на стартовой позиции. Что несколько противоречит тезису Владимира Игоревича о том,  что с ростом тяговооружённости первой ступени наклон траектории увеличивается.

Здесь вот какое дело. Оптимальный угол наклона траектории зависит, в основном, от высоты опорной (или переходной) орбиты (чем ниже высота орбиты, тем ниже оптимальный угол наклона траектори). Зато чем выше тяговооруженность, тем больший угол атаки требуется на участке аэродинамического разворота.

Дим, объясни мне профану фишку аэродинамического разворота.
Многократно наблюдал этот пиковый выброс по углу атаки в отрицательную область, но считал это багой программы. А оказывается это фича.
Понятно, что на 12 секунде Зенит начинает разворот в плоскость орбиты. Но почему именно так, резким кивком? Или это делается пока не набрана большая скорость, чтобы уменьшить аэродинамические нагрузки во время разворота?

Траектория 1-й ступени формируется по ограничениям: вертикальный старт, чтобы быстрее выйти из стартовых срооружений; полет в транс- и сверхзвуковой зоне с нулевыми углами атаки, чтобы минимизировать нагрузки и аэродинамические потери; ограничение продольной максимальной перегрузки и максимального скоростного напора; ограничение на скоростной напор при разделении ступеней; ограничение на произведение q*alfa (фактически, на изгибающий момент); ограничение на зоны падения отделяемых частей. Из-за полета "по ограничениям", например, на западе АУТ 1-й ступени называют полетом с "разомкнутым контуром наведения". Поскольку параметры траектории первой ступени слабо связаны с конечными параметрами выведения. Единственное, угол наклона траектории 1-й ступени желательно иметь оптимальным но и это не догма.
Что касаемо программы угла атаки на 1-й ступени, но аэродинамический разворот должен начинаться: при выходе за пределы высотных сооружений СК, либо по достижению некоторой минимальной "эволютивной" скорости (для РН с аэродинамическими о/у). Это примерно соответствует 8-10-й секунде полета. А заканчиваться должен при М=0,8 (когда местная скорость может достичь скорости звука). Это примерно сроответствует 40-й секунде полета.
Закон изменения угла атаки на этом участке:
- квадратичный синус (гарантированно обеспечивает нулевые углы атаки до и после а/д-разворота)
- экспоненциальный (укглы атаки после разворота не нулвые, но очень малые).

В спредшите ратмана реализована примитивная программа линейного изменения УА - от нуля до максимума и от максимума до нуля.

[Lamort]

Дим, объясни мне профану фишку аэродинамического разворота. Многократно наблюдал этот пиковый выброс по углу атаки в отрицательную область, но считал это багой программы. А оказывается это фича.

Это "фича" убогости линейной программы управления, задаваемой четырьмя контрольными точками. В нормально заданной программе ничего подобного не нужно, конечно.

Я имею в виду отрицательный угол атаки в конце разворота. Или вы про начальный угол? Ну это-то должно быть очевидно, РН не пойдет "вниз", если ее не наклонять.

Ракете просто сообщается угловая скорость относительно поперечной оси и она поворачивается с постоянной угловой скоростью, так как первоначально мы летим вертикально, то угол атаки будет в любом случае отрицательный, поскольку ракета сперва поворачивается, а уже потом набирает скорость в новом направлении.

[Lamort]

ограничение на скоростной напор при разделении ступеней;

Для тандема скоростной напор может помогать разделению ступеней.

[Lamort]

Reentrant, ради интереса можете ещё рассмотреть такую схему выведения, - тяговооруженность постоянная вообще на всей траектории и равна 3.
 Вы увидите как это потрясающе выгодно энергетически.

[Salo]

Траектория 1-й ступени формируется по ограничениям: вертикальный старт, чтобы быстрее выйти из стартовых срооружений; полет в транс- и сверхзвуковой зоне с нулевыми углами атаки, чтобы минимизировать нагрузки и аэродинамические потери; ограничение продольной максимальной перегрузки и максимального скоростного напора; ограничение на скоростной напор при разделении ступеней; ограничение на произведение q*alfa (фактически, на изгибающий момент); ограничение на зоны падения отделяемых частей. Из-за полета "по ограничениям", например, на западе АУТ 1-й ступени называют полетом с "разомкнутым контуром наведения". Поскольку параметры траектории первой ступени слабо связаны с конечными параметрами выведения. Единственное, угол наклона траектории 1-й ступени желательно иметь оптимальным но и это не догма.
Что касаемо программы угла атаки на 1-й ступени, но аэродинамический разворот должен начинаться: при выходе за пределы высотных сооружений СК, либо по достижению некоторой минимальной "эволютивной" скорости (для РН с аэродинамическими о/у). Это примерно соответствует 8-10-й секунде полета. А заканчиваться должен при М=0,8 (когда местная скорость может достичь скорости звука). Это примерно сроответствует 40-й секунде полета.
Закон изменения угла атаки на этом участке:
- квадратичный синус (гарантированно обеспечивает нулевые углы атаки до и после а/д-разворота)
- экспоненциальный (укглы атаки после разворота не нулвые, но очень малые).

В спредшите ратмана реализована примитивная программа линейного изменения УА - от нуля до максимума и от максимума до нуля.

Спасибо!
Приблизительно так я и думал. А теперь будем считать, что понял.  :wink:

[Дмитрий В.]

Reentrant, ради интереса можете ещё рассмотреть такую схему выведения, - тяговооруженность постоянная вообще на всей траектории и равна 3.
 Вы увидите как это потрясающе выгодно энергетически.

Ой, не факт!

[Salo]

К тому же очень сложно технически.  :roll: