И опять про Ангару

[Reentrant]

Перенес из http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=800&postdays=0&postorder=asc&start=1095

Реентрант, если у Вас есть расчётные данные - не могли бы Вы их привести здесь? Можно, например, отличия скоростей трёх ступеней - с ПН 24,5 тонны и ПН, скажем, 28,5 тонн.

Ангара-5 в параметрах от ZOORа и Дмитрия В. на орбитере с Байконура выводит на НОО h=200км 25 тонн ПН, оставляя неизрасходованными около полутонны топлива в третьей ступени. Не исключаю возможности вытянуть до 26 тонн, оптимизируя траекторию, я этим пока не заморачивался.

При перегрузе на 4 тонны (29 тонн ПН вместо 25) РН имеет момент завершения работы:
первой ступени -- на 80м/с и 3км высоты меньше;
второй ступени -- на 139м/с и 4км высоты меньше;
третьей ступени -- на 325м/с и на 100км высоты меньше -- не перегруженная уже на орбите, еще не израсходовав своего топлива.

Эти разности скоростей включают в себя все потери вместе, не только гравитационные.

Далее, если позволить перегруженной третьей ступени брать топливо из массы ПН, она выйдет на НОО имея массу 30.330 -- то есть, не больше, а даже меньше, чем у ступени нормальной исходной массы. Это вместе с третьей ступенью, разумеется -- то есть, минус 5 тонн = 25.

Лишние 4 тонны сожрали сами себя, ничего не добавив к ПН. Подобный же результат будет и в ратмановском листе, только со сдвигом вверх на пару тонн (на нем А-5 выводит 27 тонн).

Только чтобы восполнить потерю скорости на первых двух ступенях, перегруженной третьей ступени требуется затратить дополнительно три тонны топлива. Разница по массе на старте была 4 тонны, на начале АУТ третьей ступени -- уже всего одна тонна. И эта тонна тоже "улетает", так как перегруженная ступень разгоняется хуже нормальной.

Само собой, если четвертая ступень имеет более высокий импульс (КВРБ), выигрыш от перегруза будет больше нуля, но довольно слабый. Довыведение же в перегруз на керосине или гептиле конкретно уводит в минус, то есть, попросту бессмысленно. В этом качественное отличие "Ангары-5" от "похожего" на нее "Протона" -- запас тяговооруженности отсутствует.

На величину разности гравитационных потерь - а не самих потерь, конечно.

Да.

Тонна ПН для Ангары - это порядка 4%.

Эт только на старте 3.25%, пока двигатели не включили, а дальше? Об этом-то вы не подумали? Когда первая ступень отделяется, доля ПН в общей массе уже 32%. А когда отделяется вторая -- 64%.

На третьей ступени траектория наиболее горизонтальна, гравпотери малы.

Правильная мысль, но неправильная последовательность. Траектория может быть пологой при высокой тяговооруженности. При низкой тяговооруженности траектория пологой быть не может. Она либо сильно не пологая, либо ракета вынуждена держать крутой тангаж, чтобы ее не провалить. Чем длиннее участок довыведения (а это зависит от величины недобора скорости), тем хуже с этим делом.

[Reentrant]

Да это вообще ни разу не проблема: уменьшаете УИ для ДУ 2-й ступени на 2-4 единицы и дело с концом.

Снизил УИ на ЦБ с 337.5 до 333 -- минус тонна ПН.

[Bell]

Далее, если позволить перегруженной третьей ступени брать топливо из массы ПН, она выйдет на НОО имея массу 30.330 -- то есть, не больше, а даже меньше, чем у ступени нормальной исходной массы. Это вместе с третьей ступенью, разумеется -- то есть, минус 5 тонн = 25.

Лишние 4 тонны сожрали сами себя, ничего не добавив к ПН. Подобный же результат будет и в ратмановском листе, только со сдвигом вверх на пару тонн (на нем А-5 выводит 27 тонн).

Только чтобы восполнить потерю скорости на первых двух ступенях, перегруженной третьей ступени требуется затратить дополнительно три тонны топлива. Разница по массе на старте была 4 тонны, на начале АУТ третьей ступени -- уже всего одна тонна. И эта тонна тоже "улетает", так как перегруженная ступень разгоняется хуже нормальной.

Многословные мудрствовани, начисто лишенные смысла. Не практически, ни теоретически брать топливо для верхней ступени из массы ПН невозможно и бессмысленно.
На практике верхняя ступень отбрасывается по окончанию топлива и включается РБ.

Само собой,

Что это напоминает...
Как там было в правилах демагога? Создавайте своим словам ореол самоочевидности?

если четвертая ступень имеет более высокий импульс (КВРБ), выигрыш от перегруза будет больше нуля, но довольно слабый. Довыведение же в перегруз на керосине или гептиле конкретно уводит в минус, то есть, попросту бессмысленно. В этом качественное отличие "Ангары-5" от "похожего" на нее "Протона" -- запас тяговооруженности отсутствует.

Скажите это гептиловым Фрегату и Бризу-М У последнего тяговооруженность при отделении от третьей ступени Протона порядка 0,075

У вас не возникает когнитивного диссонанса оттого, что Протон регулярно выводит на ГПО спутники массой порядка 6 т при стартовой массе орбитального блока 26-27 т? Не?

На третьей ступени траектория наиболее горизонтальна, гравпотери малы.

Правильная мысль, но неправильная последовательность.

Однако так оно и есть

Траектория может быть пологой при высокой тяговооруженности.

Траектория может быть пологой при любой приемлемой тяговооруженности. Оптимальная она около 0,5, причем оптимальность тут в плане минимизации не столько тяги двигателя, сколько его массы и стоимости, которые уже по понятным причинам зависят от тяги.

При низкой тяговооруженности траектория пологой быть не может.

Ну надо же! А, например, вторая ступень Атласа с одним RL-10 об этом знает? А-то вообще без РБ выводит спутники на ГПО

Она либо сильно не пологая,

Тогда гравитационные потери сожрут все.

либо ракета вынуждена держать крутой тангаж,

Этим обычно занимается вторая ступень. Во всяком случае на трехступенчатых РН типа Протона, Ангары, Сатурна-5 и пр. При этом получаются потери на управление. А гравитационные потери там уже весьма скромные.
А вот на этапе работы третьей ступени траектория всегда уже очень пологая, набираемая высота относительно небольшая, а потому и гравитационные потери невелики.

чтобы ее не провалить.

А что тогда? Перигей низковатый будет?

Чем длиннее участок довыведения (а это зависит от величины недобора скорости), тем хуже с этим делом.

Мля, да вы опровергли все разгонные блоки вместе взятые! Долго думали?

[Bell]

Да это вообще ни разу не проблема: уменьшаете УИ для ДУ 2-й ступени на 2-4 единицы и дело с концом.

Снизил УИ на ЦБ с 337.5 до 333 -- минус тонна ПН.

Еще добавьте невырабатываетмые остатки топлива в боковых УРМах от неравномерности выработки (около 0,5%) и гарантийный запас на центральном и на третьей ступени (до 2% топлива).

[Bell]

Reentrant, я щас объясню суть ваших заблуждений и может быть вы даже поймете.

Гравитационные потери при низкой тяговоруженности растут не из-за самой величины тяги. Они растут из-за увеличения времени набора скорости и высоты, поскольку при малой тяге топливо расходуется медленные и дольше. Ключевые слова "время" и "дольше", а не "масса".

И не имеет практически никакого значения в широком диапазоне массы ПН какова эта самая масса - недобор скорости обусловлен практически только формулой Циолковского. И чуть-чуть изменением программы тангажа.

Следовательно для одной и той же РН при одинаковой продолжительности АУТ и разумной траектории выведения гравитационные потери будут практически одинаковые. А недобор скорости порядка пары сотен м/с будет компенсировать РБ с, как правило, очень низкой тяговооруженностью.

[Reentrant]

Многословные мудрствовани, начисто лишенные смысла. Не практически, ни теоретически брать топливо для верхней ступени из массы ПН невозможно и бессмысленно. На практике верхняя ступень отбрасывается по окончанию топлива и включается РБ.

Bell, а "рация на бронепоезде"? :lol: Поразите еще вашей мудростью.

Скажите это гептиловым Фрегату и Бризу-М У последнего тяговооруженность при отделении от третьей ступени Протона порядка 0,075

Возьмите любую модель и посчитайте. Мож просветление настанет. Ваши размахивания языком бессодержательны. Вы приводите примеры, смысла которых не понимаете, и мне уже надоедает вам что-то объяснять.

[Bell]

В этом качественное отличие "Ангары-5" от "похожего" на нее "Протона" -- запас тяговооруженности отсутствует.

А что такое "запас тяговооруженности"? Каков физический смысл этого тэрмина?

[Reentrant]

Еще добавьте невырабатываетмые остатки топлива в боковых УРМах от неравномерности выработки (около 0,5%) и гарантийный запас на центральном и на третьей ступени (до 2% топлива).

Это уже учтено.

[Bell]

Многословные мудрствовани, начисто лишенные смысла. Не практически, ни теоретически брать топливо для верхней ступени из массы ПН невозможно и бессмысленно. На практике верхняя ступень отбрасывается по окончанию топлива и включается РБ.

Bell, а "рация на бронепоезде"? :lol: Поразите еще вашей мудростью.

Скажите это гептиловым Фрегату и Бризу-М У последнего тяговооруженность при отделении от третьей ступени Протона порядка 0,075

Возьмите любую модель и посчитайте. Мож просветление настанет. Ваши размахивания языком бессодержательны. Вы приводите примеры, смысла которых не понимаете, и мне уже надоедает вам что-то объяснять.

Это что? Слив?

Зачем жонглировать цифрами, когда ракеты летают не обращая внимания на ваши выкрутасы?

[Reentrant]

И не имеет практически никакого значения в широком диапазоне массы ПН какова эта самая масса - недобор скорости обусловлен практически только формулой Циолковского. И чуть-чуть изменением программы тангажа.

Следовательно для одной и той же РН при одинаковой продолжительности АУТ и разумной траектории выведения гравитационные потери будут практически одинаковые. А недобор скорости порядка пары сотен м/с будет компенсировать РБ с, как правило, очень низкой тяговооруженностью.

Я уже говорил вам, и еще раз повторю, если пропустили. Возьмите крайний случай: увеличьте массу ПН на столько, что тяговооруженности едва хватит, чтобы оторваться от стартового стола. Этого должно быть достаточно, чтобы осознать, что гравитационные потери от массы ПН зависят.

[Reentrant]

Зачем жонглировать цифрами, когда ракеты летают не обращая внимания на ваши выкрутасы?

Моим моделям реальные примеры не противоречат. Они как раз довольно неплохо моделируются. А вот ваши бредни -- нет.

[Bell]

И не имеет практически никакого значения в широком диапазоне массы ПН какова эта самая масса - недобор скорости обусловлен практически только формулой Циолковского. И чуть-чуть изменением программы тангажа.

Следовательно для одной и той же РН при одинаковой продолжительности АУТ и разумной траектории выведения гравитационные потери будут практически одинаковые. А недобор скорости порядка пары сотен м/с будет компенсировать РБ с, как правило, очень низкой тяговооруженностью.

Я уже говорил вам, и еще раз повторю, если пропустили. Возьмите крайний случай: увеличьте массу ПН на столько, что тяговооруженности едва хватит, чтобы оторваться от стартового стола. Этого должно быть достаточно, чтобы осознать, что гравитационные потери от массы ПН зависят.

Ну взял и что? По соотношению масс ступеней и ф-ле Циолковского скорости не хватило для выведения. Дальше что?

[Bell]

Зачем жонглировать цифрами, когда ракеты летают не обращая внимания на ваши выкрутасы?

Моим моделям реальные примеры не противоречат.

Однако они противоречат техзаданию на РБ для Ангары

Они как раз довольно неплохо моделируются. А вот ваши бредни -- нет.

А вы все, что не понимаете, называете бреднями?

Я вот сейчас подумал одну вещь...
У Сатурна-5 начальная тяговооруженность третьей ступени была чуть больше 0,6 (у Ангары немногим меньше 0,5) и ничего, летало оно аж до Луны. Про первую вообще молчу. Так может того, может американца вообще на Луну не летали? Как там по вашим моделям? а?

[Reentrant]

Ну взял и что? По соотношению масс ступеней и ф-ле Циолковского скорости не хватило для выведения. Дальше что?

В формуле Циолковского тяговооруженности нет. Добавьте ПН, добавьте топлива, сохраните ХС -- но тяговооруженность потеряете. По Циолковскому ХС та же, а улететь не получится. Гравитационные потери не пустят.

Что мы имеем с тяжелым РБ в голове у РН, оптимизированной по тяговооруженности? Вот это самое. ХС в избытке, но и гравитационные потери растут. На сколько конкретно -- считайте по конкретным данным. Я на своих моделях посмотрел, поинтересовался. Того и вам желаю.

[Reentrant]

Однако они противоречат техзаданию на РБ для Ангары

С чего бы это?

Я вот сейчас подумал одну вещь...
У Сатурна-5 начальная тяговооруженность третьей ступени была чуть больше 0,6 (у Ангары немногим меньше 0,5) и ничего, летало оно аж до Луны. Про первую вообще молчу. Так может того, может американца вообще на Луну не летали? Как там по вашим моделям? а?

А вы подумайте еще о том, что "начальная тяговооруженность третьей ступени" это не та величина, которую можно сравнивать, игнорируя другие параметры. Например, скорость, которую конкретной третьей ступени у конкретной РН остается донабрать до круговой. Если не поймете, о чем это -- дальше можете не продолжать.

[Bell]

Ну взял и что? По соотношению масс ступеней и ф-ле Циолковского скорости не хватило для выведения. Дальше что?

В формуле Циолковского тяговооруженности нет. Добавьте ПН, добавьте топлива, сохраните ХС -- но тяговооруженность потеряете. По Циолковскому ХС та же, а улететь не получится. Гравитационные потери не пустят.

Да с хрена ли ХС та же??? :lol:
ХС как раз считается по ф-ле Циолковоского и при большей ПН будет ДРУГОЕ соотношение массы ступеней в логорифме. А следовательно конечная скорость меньше. Просто поэтому, а не из-за каких-то дополнительных потерь.

Что мы имеем с тяжелым РБ в голове у РН, оптимизированной по тяговооруженности? Вот это самое. ХС в избытке,

:lol: Любезный, вы вообще формулу Циолковского видели? :lol:

но и гравитационные потери растут. На сколько конкретно -- считайте по конкретным данным. Я на своих моделях посмотрел, поинтересовался. Того и вам желаю.

А то-то я не интересовался никогда, ага

[Reentrant]

Да с хрена ли ХС та же??? :lol:

У вас ПН с мотором, забыли, что ли?

[Bell]

Однако они противоречат техзаданию на РБ для Ангары

С чего бы это?

Уже забыли?! Ничего, я щас напомню
Вот:

Ну надо же, какая падучая ракета:)
Как думаете, мужики в ГКНПЦ и ФКА про это ее интересное свойство знают? А-то они на Ангару-5 хотят взгромоздить КВТК и ПН общей массой 31 т и чтоб оно еще на ГПО улетело, а не в Тихий океан.

Значит, будут двигатели форсировать.

И еще:

Ну вобщем 31 тонну на Ангаре вы объяснить не можете.

Ага, 31 тонну ПН на НОО при таких условиях я бы объяснить не смог.

На всякий случай еще напомню, что в соответствии с сайтом разработчика http://www.khrunichev.ru/main.php?id=52 масса базового КВТК для Ангары-5 равна 23,5 т, а выводимая на ГПО ПН 7,5 т. С Плесецка, кстати.

Я вот сейчас подумал одну вещь...
У Сатурна-5 начальная тяговооруженность третьей ступени была чуть больше 0,6 (у Ангары немногим меньше 0,5) и ничего, летало оно аж до Луны. Про первую вообще молчу. Так может того, может американца вообще на Луну не летали? Как там по вашим моделям? а?

А вы подумайте еще о том, что "начальная тяговооруженность третьей ступени" это не та величина, которую можно сравнивать, игнорируя другие параметры. Например, скорость, которую конкретной третьей ступени у конкретной РН остается донабрать до круговой.

Однако это вы сами заявили, что тяговооруженность у третьей ступени Ангары низкая Тоже напомнить где и как?

Если не поймете, о чем это -- дальше можете не продолжать.

Я так вижу, что вы уже поняли что не так и начали выкручиваться, мол вообще не это надо сравнивать

[Bell]

Да с хрена ли ХС та же??? :lol:

У вас ПН с мотором, забыли, что ли?

Не выкручивайтесь, вас спрашивали про РН и про недобор скорости при выведении произвольной ПН, большей, чем номинальная для данной РН. Что там есть у ПН - ее личное дело.

[Reentrant]

Уже забыли?! Ничего, я щас напомню

А теперь скажите, какова будет масса у этого блока на НОО.

Если не поймете, о чем это -- дальше можете не продолжать.

Я так вижу, что вы уже поняли что не так и начали выкручиваться, мол вообще не это надо сравнивать

Так стало быть, понятия не имеете? Или гордый ум напрячь ленитесь? :lol: Ответ-то каков?