Гравитационные потери

[Туман Андромедов]

Почему стандартным методом расчёта является расчёт именно через этот угол?
Он же жёстко связан с ускорением, почему стандартным стал именно метод расчёта через угол, вместо расчёта как-то сразу через ускорение?

Потому что в случае ракеты-носителя единственная сила, из всех действующих на носитель, которой можно управлять по величине ("дросселирование" и "форсирование" двигателя) и направлению (а тангажная программа как раз задаёт положение вектора силы тяги в пространстве) - это тяга двигателя. Вот весь пускающий мир и вычисляет, для каждой конкретной задачи выведения, правила изменения тяги по величине и программу изменения её ориентации в пространстве, чтобы, выполнив всякие ограничения (по нагрузкам, районам падения, радиовидимости и т.д.) заданный полезный груз прилетел в заданную точку пространства.

[Дем]

Сильно на профиль полёта второй ступени после разделения влияет то что первая ступень должна возвращаться?

На момент разделения первая ступень где-то на порядок легче второй, так что при оптимизации работы ракеты в целом влияние будет единицы процентов.
Что же касается Ф9 - то такая схема используется только при полётах с недогрузом и тут следует ожидать скорей оптимизацию под сохранение ресурса первой ступени, насколько это позволяет избыток мощности.

PS: Кстати, вот интересно - а сколько выведет Ф9 если первая ступень будет взлетать вертикально чтобы не делать маневр возврата?

[Классик]

вот интересно - а сколько выведет Ф9 если первая ступень будет взлетать вертикально чтобы не делать маневр возврата?

Для двухступа это очень не выгодно.
А вот для 3х ступа с нижней многразовой ступенью это может быть оправданным.
Меньше мороки с логистикой и отчуждением территорий,
а две верхние одноразовые ступени скомпенсируют потери.

Что касается конкретно Ф9 - то очень мало выведет, полагаю не более 5 тонн.
+++
Под вашим "взлетать вертикально чтобы не делать маневр возврата"
я подразумеваю отсутствие включения движков для маневра возврата
(движки только для непосредственно посадки).
поскольку сам маневр возврата неизбежен.

[B7BB]

то очень мало выведет, полагаю не более 5 тонн.

Из графиков что для фалкона что для суперхэви можно легко и довольно точно посчитать вертикальную и горизонтальную составляющую скорости. Хотя может невнимательно смотрел и они и так там отдельно есть.

[Классик]

то очень мало выведет, полагаю не более 5 тонн.

Из графиков что для фалкона что для суперхэви можно легко и довольно точно посчитать вертикальную и горизонтальную составляющую скорости. Хотя может невнимательно смотрел и они и так там отдельно есть.

И?

[B7BB]

Потому что в случае ракеты-носителя единственная сила, из всех действующих на носитель, которой можно управлять по величине ("дросселирование" и "форсирование" двигателя) и направлению (а тангажная программа как раз задаёт положение вектора силы тяги в пространстве) - это тяга двигателя. Вот весь пускающий мир и вычисляет, для каждой конкретной задачи выведения, правила изменения тяги по величине и программу изменения её ориентации в пространстве, чтобы, выполнив всякие ограничения (по нагрузкам, районам падения, радиовидимости и т.д.) заданный полезный груз прилетел в заданную точку пространства.

Это понятно что тем кто для дела это считает, им лучше чтобы как можно большее количество данных полученное в результате расчёта было для каких-то практических целей применимо.
Я за это время немного разобрался и похоже программам которые это считают всё равно, или считать через угол тангажа, или выводить эти данные как дополнительный/побочный результат расчёта.

Пока очень приблизительные соображения такие:
До 10км, почти вертикальный подъём, с 10 до 70км некое оптимальное сочетание аэродинамечских и гравитационных потерь.
А вот примерно с 70км можно рассмотреть именно гравитационные потери
С примерно уже 70км главное набирать горизонтальную скорость, и не снижать высоту при этом, соответственно вводим условие что высота не должна снижаться, медленно увеличивается, полёт при этом должен быть максимально возможным горизонтальным. Максимальность горизонтальности полёта при условии не снижения высоты зависит от ускорения, горизонтальной составляющей скорости в данный момент и расположения центра масс ракеты относительно двигателя.
А вот дальше как-то не совсем очевидно. Возможно ли отклонением сопла двигателя от оси ракеты, более чем это нужно для ежемоментного подруливания, обеспечить горизонтальность полёта больше, чем это может позволить текущее соотношение параметров ускорения, горизонтальной скорости и расположения центра масс относительно двигателя в данный момент, так чтобы при этом так ещё и эффективнее было по затратам топлива к приращению горизонтальной составляющей скорости?

Может это совсем кривое представление того что происходит и лучше это как-то по-другому рассматривать?

[Туман Андромедов]

Может это совсем кривое представление того что происходит и лучше это как-то по-другому рассматривать?

Уже исчерпывающе рассмотрено.
Ю.Г. Сихарулидзе, "Баллистика и наведение летательных аппаратов", глава 2.2.

[Дмитрий В.]

Потому что в случае ракеты-носителя единственная сила, из всех действующих на носитель, которой можно управлять по величине ("дросселирование" и "форсирование" двигателя) и направлению (а тангажная программа как раз задаёт положение вектора силы тяги в пространстве) - это тяга двигателя. Вот весь пускающий мир и вычисляет, для каждой конкретной задачи выведения, правила изменения тяги по величине и программу изменения её ориентации в пространстве, чтобы, выполнив всякие ограничения (по нагрузкам, районам падения, радиовидимости и т.д.) заданный полезный груз прилетел в заданную точку пространства.

Это понятно что тем кто для дела это считает, им лучше чтобы как можно большее количество данных полученное в результате расчёта было для каких-то практических целей применимо.
Я за это время немного разобрался и похоже программам которые это считают всё равно, или считать через угол тангажа, или выводить эти данные как дополнительный/побочный результат расчёта.

Пока очень приблизительные соображения такие:
До 10км, почти вертикальный подъём, с 10 до 70км некое оптимальное сочетание аэродинамечских и гравитационных потерь.
А вот примерно с 70км можно рассмотреть именно гравитационные потери
С примерно уже 70км главное набирать горизонтальную скорость, и не снижать высоту при этом, соответственно вводим условие что высота не должна снижаться, медленно увеличивается, полёт при этом должен быть максимально возможным горизонтальным. Максимальность горизонтальности полёта при условии не снижения высоты зависит от ускорения, горизонтальной составляющей скорости в данный момент и расположения центра масс ракеты относительно двигателя.
А вот дальше как-то не совсем очевидно. Возможно ли отклонением сопла двигателя от оси ракеты, более чем это нужно для ежемоментного подруливания, обеспечить горизонтальность полёта больше, чем это может позволить текущее соотношение параметров ускорения, горизонтальной скорости и расположения центра масс относительно двигателя в данный момент, так чтобы при этом так ещё и эффективнее было по затратам топлива к приращению горизонтальной составляющей скорости?

Может это совсем кривое представление того что происходит и лучше это как-то по-другому рассматривать?

Классическая траектория выведения на ОИСЗ проектируется примерно так.
Для первой ступени траектория формируется по ограничениям (полёт с околонулевыми углами атаки и скольшения, начиная с трансзвукового участка полёта, т.е. при М>0,8 примерно; на максимальную величину скоростного напора, на дальность падения блока 1й ступени, на скоростной напор при разделении и т.д). Траектория как правило состоит из нескольких участков:
1) Вертикальный подъём. Его длительность выбирается тоже по ограничениям (выход за пределы стартовых сооружений, достижение скорости достаточной для эффективной работы аэродинамических ОУ и т.п.). Обычно это 8-12 сек. Бывают нюансы: например, манёв увода от стартовых сооружений ("кивок").
2) Аэродинамический разворот. Полёт с ненулевым углом атаки для отклонения траектории отвертикали. Обычно завершается примерно к 40й сек (при достижении М=0,8). Закон изменения программного угла атаки при расчётах выбирается в виде гладких функций из класса тригонометрических или иных.
3) Гравитационный разворот. Полёт с околонулевым углом атаки, траектория искривляется за счёт гравитации.
 На второй и последующих ступенях программа тангажа определяется из класса квазиоптимальных программ: кусочно-линейных или "линейный тангенс". Параметры программы тангажа выбираются из решения 2-хточечной краевой задачи (выведение на заданную высоту с заданным углом наклона траектории (например, на высоту 200 км с углом наклона траектории =0). Т.е. на 2й (и последующих) ступени программа тангажа обеспечивает выведение ракеты в заданную точку пространства.
При оптимизации траектории (например, из условия минимизации потерь ХС, или максимизации Мпг - что одно и то же) для 2-хступенчатой РН оптимизируемыми параметрами, как правило, являются максимальный угол атаки на АУТ-1 и два параметра программы угла тнгажа на АУТ-2. С учётом ограничений, разумеется.