Вывод на ГСО

[Старый]

Нет, точка стояния не при чём. Подсказка - это напрямую связано с обсуждаемой темой - водородные РБ/гидразиновая бортовая ДУ.

 Насчёт суперпереходных апогеев Ариана-4 я возможно погорячился. Возможно они существуют только в воображении НОРАД, ибо по завлениям Арианспейса высоты апогеев обычные.  
 Поэтому "суперпереходность" Ариан проявляется порою только в том, что изменение наклонения производится в перигее.
 Ну и ещё у Арианы-5 перигеи ГПО лежат выше 500 км. Но тут уже другая история.

[VovaKur]

Вы вобще про что? Я вобщето про полёты на ГСО из Плесецка на Ангаре. Вы про какие спутники? Я про российские. Прийдётся выкинуть все существующие российские геостационарные спутники и вместо них разработать новые, с маршевой двигательной установкой.

А российским спутникам пока не грозит водородный разгонник. ДМ изначально как раз и задумывался для полёта Луне и работы на лунной орбите, Бризу тоже не должно особо поплохеть от полёта к Луне. Ну а к тому времени, когда у нас поймут пользу от водородного разгонника глядишь и спутники будут не через  #опу делать, а как у людей

То есть разоряться прийдётся не только на строительство СК на полярном круге и разработку под него ракеты, но и на создание под них совершенно новых спутников.
 А вы про какие спутники? Слава богу вроде за рубежом ещё никто не додумался переносить стартовые площадки из Куру в Норвегию и из Флориды на Аляску?

Не от хорошей жизни у нас собираются строить СК за полярным кругом. А вот распадётся США па 50 независимых государств и они начнут думать гдебы подальше от экватора СК построить. Это в 50-е годы можно было выбирать где лучше строить СК а сейчас выбирать  не из чего, либо платить по 115 мегабаксов в год за Байконур с не вполне ясными перспективами на будущее либо летать с Плесецка.

Я так и не понял. С какого из российских геостационарных спуитников вы собрались выкидывать АДУ? Или вас так заклинило на импортных коммерческих спутниках, что о собственных вы уже забыли?

Нет, не забыл, просто у нас как всегда всё делается через  #опу, а не как у людей.

Ну и как по вашему, иностранные заказчики бросят свои Куру и Канавералы и ломанутся все к нам, чтобы летать на ГСО через #... , пардон, через луну?

А чего не бросить, с Байконура летают, чего им не летать с Плесецка если будет такое предложение за разумные деньги. Понятно, что с Плесецка мы по ПН немного проиграем, зато сэкономим деньги на аренду, и будем спать спокойно, а не думать пустят нас на Байконур в следующий раз или нет.

Вы понимаете, что эта афера лишит нас не только всех существующих своих спутников, но и всех иностранных заказов?

Ну если наши спутники изначально кривые, чего их не лишиться, и сделать их нормально как у людей, тем более речь идёт не о завтрашнем дне, думаю тяжелый носитель с Плесецка полетит на ГСО не раньше чем через 10 лет.

Насчёт Дельты-4 Хэви не обльщайтесь. Она должна заменить Титан-4 и стало быть должна иметь ту же схему выведения. Энергетика ей вполне позворляет.

Это всё от того что ей энегетика позволяет летать то такой неоптимальной схеме, а если нужно использовать возможности такой ракеты по максимуму, придётся летать через ГПО.

Здрасте-пожалуйста! Это нахрена это она нужна? Все цивилизованные люди уже лет 10 как маневрируют на ГСО с помощью ЭРД. А вы всё живёте категориями времён прошлого века. Уж извините, но жидкостная ДУ на геостационарном спутнике это вчерашний день.

Хорошо, что мешает спускаться на ЭРД, ведь для спуска ЭРД гораздо лучше подходит чем для подъёма, и радиационные пояса почти не мешают.

А причём тут тяга? Вес даёт не тяга. Вес дают баки, нужные чтоб разместить топливо составляющее более половины стартового веса спутника, баллоны с газом наддува, и главное - несущие конструкции воспринимающие перегрузки от этого топлива на старте. Вес всего этого железа какраз сожрёт тот выигрыш, который вы расчитываете получить от луны.

Вот именно в этом и заключается преимущество вывода на переходную орбиту. В случае прямого вывода на ГСО приходится тащить здоровенные баки разгониика наполненные газом наддува, баллоны с газом наддува, двигатель тягой в 10т несущие конструкции воспринимающие перегрузки от всего этого. А в случае вывода на переходную орбиту всё это мы выбрасываем на переходной орбите, и до ГСО приходится тащить на порядок меньшие баки, соответственно на порядок меньше газа наддува, вместо двигателя тягой 10т на ГСО прилетает на 2 порядка меньший двигатель, и главное-вместо несущих конструкций воспринимающих перегрузки от 20 тонн топлива в разгониике, всего лишь несущие конструкции на пару тонн. В итоге выигрыш в ПН на ГСО получается больше чем проигрыш от использования топлива с меньшим УИ.

Не понял. Титан с Центавром неподходящий носитель, чтоли? Пять с лишним тонн прямо на геостационар, это слабо? Протон отдыхает два раза.

Почемуже, рас он выполняет свою задачу, значит подходящий. Просто если на таком носителе летать на переходную орбиту, то ПН на ГСО будет ещё больше, просто это от него не требуется.

Пример Титан-Центавра наглядно показывает все преимущества прямого выведения на ГСО на водоородном РБ по сравнению с прочей жидкостно-твердотопливной многоступенчатой хренью. В безводородном варианте (с ИУСом, Транстейджем, РБ+самовывод) Титан-3/4 способен вывести на ГСО менее 3-х тонн. А на водородном РБ - более пяти (Титан-401В). Имея перед глазами этот наглядный пример непонятно, как можно предлагать отказ от прямого вывода водородным РБ и переходить опять к какому жалкому автономному двигателю на гидразине.  

Ничего кроме преимуществ использования водорода на РБ этот пример не показывает.

Интересная логика. То есть вы недостатки зарубежных РН используете как аргумент для уродования наших? Если у них нет таких ракет как Протон, и таких РБ как ДМ или КВРБ, то и нам это нахрен нужно, давайте летать через #опу?

Это не недостатки зарубежных РН - это их преимущества. По поводу наших ракет. КВРБ и у нас нет, а у них есть вполне приличные водородные разгониики, о которых у нас даже не мечтают, носитель класса Протона у них Титан, но имея хорошие водородные разгониики носитель такого класса им в большинстве случаев был не нужен, хотя тяжёлая дельта и его заменяет при необходимости.

И при чём тут вобще ихние носители? Мы про Ангару и Плесецк, или что? Ангара вобще по плану аж 5-ступенчатая, если учитывать УКВБ и КВРБ (а без них она Протон не заменит).

Да при том, что даже там где добраться до ГСО проще чем с Плесецка, в большинстве случаев когда нужно доставить максимальную ПН на ГСО спутники выводятся на переходную орбиту, а при старте с Плесецка эффект от этого будет ещё больше.  Да и топик вроде не только про Ангару и Плесецк, а про вывод ПН на ГСО.

А за их ракеты не переживайте. Дельта-4 Хэви практически 3-х ступенчатая с водородом на всех ступенях, так что она на ГСО выскочит как пробка. На Ариану-5 тоже обещают пристроить водородную верхнюю ступень с двигателем многоразового включения, так что ждите сюрпризов.

А я за них не переживаю у них и так всё нормально сделано, я за наши ракеты переживаю, это у нас всё через #опу делается.

Использование самоходных спутников позволяет получить большую ПН на ГСО по сравнению с прямым выводом, именно по этому так делаются все коммерческие спутники где деньги привыкли считать. А прямой вывод используют те, кто не считает свои деньги, и используют переразмеренные носители.

[X]

Топик про полёты на ГСО? Никто не задумывался, почему применяется суперпереходная орбита (с апогеем выше 36000км)? Ведь энергетически (по суммарной ХС) вывод через неё менеее выгоден.

Очень Вы меня огорчили. Я перестаю верить людям .
Для справки: прямой двухимпульсный перелет на ГСО с опорной орбиты высотой 200 км с наклонением 62.8 градусов требует 2496.93 м/с + 2661.55 м/с = 5158.47 м/с (в импульсах). Наклонение соответствует Плесецку, как Вы понимаете. При суперсинхронном выведении, при забросе на высоту 50000 км требуется ХС 2659.59+2107.69+231.713=4999 м/с. При высоте заброса 100000 км - суммарная ХС равна 4784 м/с. При высоте заброса 384400 км без использования гравманевра у Луны ХС равна 4586 м/с, при облете Луны ХС зависит от даты пуска, в среднем 4200 м/с.
Еще для справки: при выведении с Байконура прямое двухимпульсное выведение на ГСО требует 4847.91 м/с. При выведении по суперсинхронной схеме - 4764 м/с при забросе на 50000 км, 4657 м/с при забросе на 100000 км, 4551 м/с при забросе на высоту 384400 км (без гравманевра, при гравманевре у Луны - в среднем те же 4200 м/с).
Еще для справки: при выведении с Флориды на ГСО по двухимпульсной схеме требуется всего 4269.6 м/с.
Вывод: при использовании Плесецка ли, Байконура ли, только траектория выведения с облетом Луны имеет ХС, сравнимую с ХС, требуемой для прямого двухимпульсного выведения с Флориды.
Поэтому не надо сравнивать Titan/Centaur с Протоном. Что поделаешь, у нас все космодромы в тундре.
Еще. Вы представляете себе трудности реализации долгоживущего кислородно-водородного РБ? Вы знаете, насколько "долгоиграющий" Centaur тяжелее короткоживущего? Вы сравнивали характеристики короткоживущих Ариановских H-10, ESC-A с долгоживущим ESC-B?
Что касается использования довыведения. По Вашему мнению, схему выведения, например HS-702 (BS-702), придумали от нечего делать? Напомню: эти КА выводятся на ГСО, а оттуда добираются своим ходом: сначала с помощью той самой апогейной ДУ - на ту самую суперсинхронную орбиту (~30000х40000 км), а потом на ЭРДУ (XIPS-25).
Вы видели характеристики современных апогейных ДУ КА? Вы знаете, что УИ последних версий 40-кг РД S400 составляет более 320 с, Вы видели, например, параметры Астриумовских титановых баков высокого давления? Вы знаете, что, например, на КА Cluster сухая масса ДУ КА равна 72 кг при заправке 650 кг, и в нее входит РД S400 и 6 управляющих килограммовых РД S10 и вся электро- и пневмоавтоматика?
Развитие технических систем может идти по многим направлениям, поэтому меня удивляет Ваша безапелляционность.

[Старый]

Для справки: прямой двухимпульсный перелет на ГСО с опорной орбиты высотой 200 км с наклонением 62.8 градусов

 Стоп! Не та справка. Суперпереходная орбита применяется при запусках Атласов-2 с мыса Канаверал (широта 28 град). Вас не затруднит произвести расчёты для этого случая?

 Для Байконура а тем паче Плесецка, сами понимаете она не разу ещё не применялась.

 То, что при определённой географической широте полёт "через бесконечность" становится энергетически выгоднее обычного полёта через стандартную ГПО - этот факт общеизвестный. Но для мыса Канаверал?

[Старый]

Поэтому не надо сравнивать Titan/Centaur с Протоном. Что поделаешь, у нас все космодромы в тундре.

 У нас пока что слава богу весь "геостационарный" космодром в степи, но стараниями некоторых может перенестись и в тундру.
 А сравнивать надо. Потому что тундра тундрой, а водород водородом. Без водородного РБ Титан и с Канаверала трёх тонн не вытягивает, а с водородом Протон и из Байконура больше 4-х тонн влёгкую. И не надо подменять вопрос о водородном РБ вопросом о географическом положении  

[Старый]

Джентльмены!
 Давайте всётаки вспомним самые общие законы ракетостроения. Один изних гласит, что количество ступеней не следует доводить до бесконечности, после определённого предела результат будет уже отрицательым, а не положительным. В целом для ступеней с неводородными ЖРД оптимальное значение характериститческой скорости гдето 4 км/с на ступень. Если вместо одной ступени на 4 км/с вы примените две по 2 км/с, то положительного результата вы не добъётесь. И хорошо если отрицательным результатом будет только увеличение стоимости и снижение надёжности. Ну а если в процессе разбиения одной ступени на две у второй ещё и удельный импульс окажется ниже чем у исходной, то всё будет хуже.
 
 Давайте попробуем посчитать.
 В нынешнем виде блок ДМ имеет сухой вес (после сброса переходников) 2.3 т, заправку 15.0 т и выводит на ГСО 2.6 т, сообщая им ХС 4.88 км/с (всё в первом приближении, на самом деле слегка по другому). (Везде речь идёт о Байконуре)
 Что будет, если мы решим сделать "самоходный" спутник, а ДМ дотягиваиь его только до ГПО? В ДМ достаточно будет залить только 10 т топлива, и он выведет на ГПО ПН в 7.6 тонны. Думаю, что астримовские технологии нам пока не по плечу, поэтому в самоходном спутнике будет ДУ с УИ 300 сек и сухой массой 15% от массы топлива. (у Астрима 11%, но мы не Астрим и нужно учесть вес конструкции которая будет нести нагрузку от баков с топливом). При таких допущениях при переходе с ГПО на ГСО (2.46 км/с)  при начальной массе 7.6 т конечная составит 3.3 т. То есть 4.3 т составит топливо. Сухой вес ДУ вместе с силовой конструкцией составит  650 кг. То есть сам спутник (без АДУ) будет весить 2650 кг. Как мило. Мы потратились на создание нового спутника с АДУ и всеми прибамбасами и выиграли аж 50 кг!
 При этом я взял очень высокие характеристики АДУ, реально на наших космических аппаратох нет двигателей малой тяги с УИ 300 сек. И сухая масса 15% от массы топлива это тоже очень высоко, применительно к рассмотреному примеру с ДУ Кластера это значит, что силовая конструкция несущая при звпуске вес 700-кг ДУ весит всего 20 кг. Если взять реальные характеристики отечественных ДУ, то экономия получится отрицательная, то бишь сам спутник окажется легче, чем при прямом выведении на ДМ.

 Если уже брать астримовские технолгии, то вместо ДМ нужно брать водородный РБ. Или хотя бы учесть, что ДМ сделан по советским технологиям конца 60-х, если к нему как и к АДУ применить современные технологии, то его сухая масса уменьшится, и соответственно на столько же увеличится ПН на ГСО.

 А что же будет с настоящими астримовскими технологиями?
 Посмотрим на Ариану-5ESC-B. Тут поверим Вэйду, что ступень ESC-B имеет сухую массу 3.4 т, заправленную - 27.5т, УИ-467 сек, и выводит на ГПО 12т. При этом очевидно масса объекта на ЛЕО составляет 26.2 т, из них топливо ступени - 10.8 т
 При переводе самоходного спутника с куруанской ГПО на ГСО (1.48 км/с) с астримовским УИ 320 сек, масса с 12 т уменьшится до 7.5 т, из них 0.5 т - конструкция астримосвктй двигательной установки (считая несущую конструкцию для неё невесомой). Итого выводится "голый" спутник в 7 тонн.
 Что будет если лететь на ESC-B прямо на ГСО? С куруанской ЛЕО это примерно 3.93 км/с. Грузим ракетную ступень спутником в 7.7 тонн. При выходе на ЛЕО при тех же 26.2 т в ней останется 15 тонн топлива. (надо же, всё в точности как на ДМ!) И на нём она получит необходимые 3.93 км/с ХС. Итого на ГСО будет выведен и сам блок ESC-B и ПН на 10% превосходящая "самоходную". И даже превосходящая её вместе с АДУ.
 Вот такие получаются пироги. В реальности замена геостационарного РБ на самоходный спутник с АДУ не даёт выигрыша. Даёт только проигрыш как минимум в сложности и стоимости спутника.

 Можно конечно сказать, что в случае с блоком ДМ я не всё учёл. Например снижение веса топлива в блоке позволяет уменьшить вес конструкции. Но намного ли?  И на сколько увеличится вес конструкции за счёт веса переходника под вдвое большую ПН?
 Или, допустим, можно заправить ДМ не на 10 тонн, а полностью и использовать схему с довыведением на ЛЕО. Это позволит увеличить ПН, но не очень много, трудно посчитать на сколько, имхо вес усиленного переходника всё съест.
 С Арианой аналогично только наоборот. Уменьшение веса ПН на 4 тонны позволяет безболезненно увеличить заправку РБ на эту же величину и уменьшить вес переходника.
 Правда с долгоживущим водородным РБ есть существенная проблема. Происходят потери на испарение водорода. Из за этого же  в ходе всего полёта до апогея нужно обеспечивать небольшое ускорение для постоянного осаждения топлива. Это требует расхода топлива с УИ меньшим, чем УИ маршевой ДУ, и соответственно слегка снижает общий УИ ступени. Но можно наверно и закрутку применить, для цетробежного разделения...

[X]

Суперпереходная орбита применяется при запусках Атласов-2 с мыса Канаверал (широта 28 град). Вас не затруднит произвести расчёты для этого случая?

Критическая широта ~38.3 градусов. При этом перелет на ГСО через бесконечность имеет туже ХС, что и двухимпульсный перелет (~4497 м/с). Прямое выведение с наклонения 28.5 градисов требует 4269.6 м/с.

Что будет, если мы решим сделать "самоходный" спутник, а ДМ дотягиваиь его только до ГПО? В ДМ достаточно будет залить только 10 т топлива, и он выведет на ГПО ПН в 7.6 тонны.

При использовании синтина, на ГПО с наклонением 48.8 градусов и низким перигеем.
Реально, при коммерческих пусках и ДМ, и Бриз-М выводят импортные КА на некоторую орбиту, близкую к т.н. "стандартной ГПО" - высота перигея 5500 км, наклонение 25 градусов, высота апогея - ГСО. Переход с этой стандартной ГПО на ГСО требует 1500 м/с, то есть столько же, сколько с ариановской ГПО на ГСО. Для выведения на эту орбиту блоку ДМ требуется уже поболее топлива (~12.5 т), а выведет он ок. 5400 кг.
Бриз-М с Протон-М выводит на стандартную ГПО до 6000 кг, на ГСО - до 3200 кг (предельные возможности). Если КА уходит со стандартной ГПО на своей ДУ то при начальной массе 6000 кг, УИ 320 с нужно ~1500 м/с, ~2280 кг топлива. При использовании западной технологии - это ~253 кг сухой массы апогейной ДУ. Масса КА на ГСО будет 3720 кг. Вычтем 253 кг апогейной ДУ, получим 3467 кг. Выигрыш получается 3467-3200=267 кг. На самом деле больше, учитывая особенности компоновки и функционирования КА на ГСО. Я имею ввиду использование управляющих двигателей апогейной ДУ для разгрузки маховиков, использование элементов АДУ в качестве силовых элементов конструкции КА, необходимость иметь развитые приборные панели для сброса тепла и вытекающая отсюда неплотность компоновки КА.

Посмотрим на Ариану-5ESC-B. Тут поверим Вэйду, что ступень ESC-B имеет сухую массу 3.4 т, заправленную - 27.5т, УИ-467 сек

В ариановском руководстве пользователя масса топлива 25 т, УИ 466 с, сухой/конечной масс нет. Насколько я понимаю, с ESC-B у них много сложностей. Во всяком случае, я видел другие цифры по сухой массе, существенно больше. Сейчас боюсь соврать, надо искать.

Рассматривая кислородно-водородные РБ, Вы ссылаетесь на достигнутые западные технологии, а при рассмотрении апогейных ДУ КА - говорите, что наши технологии гораздо хуже ихних, ничего не получится. Но не надо забывать, что единственным опытом использования водорода в космосе у нас является 12КРБ на GSLV. А это далеко не H10+. Возьмите его (12КРБ) характеристики, учтите, что он короткоживущий, что у него нет СОЗ, что в его состав не включена СУ и еще кой-чего. Попробуйте его отмасштабировать-проинтерполировать в нужную размерность и вывести что-нибудь на ГСО. Что получится?
По вопросу ступенчатости я с Вами готов согласится, если мы рассматриваем одно- или двухступенчатые РБ. Но при "самодовыведении" КА все не так однозначно, потому что ряд служебных систем КА используются при выведении и являются, таким образом, одновременно и ПН, и частью системы выведения. Особливо это ощутимо при использовании ЭРДУ, когда мощная СЭП и ЭРДУ КА используются в качестве средства выведения.
Долгоживущие водородники - это хорошо. Но пока это уникальная штучная вещь.

[VovaKur]

Давайте попробуем посчитать.
 В нынешнем виде блок ДМ имеет сухой вес (после сброса переходников) 2.3 т, заправку 15.0 т и выводит на ГСО 2.6 т, сообщая им ХС 4.88 км/с (всё в первом приближении, на самом деле слегка по другому). (Везде речь идёт о Байконуре)
 Что будет, если мы решим сделать "самоходный" спутник, а ДМ дотягиваиь его только до ГПО? В ДМ достаточно будет залить только 10 т топлива, и он выведет на ГПО ПН в 7.6 тонны. Думаю, что астримовские технологии нам пока не по плечу, поэтому в самоходном спутнике будет ДУ с УИ 300 сек и сухой массой 15% от массы топлива. (у Астрима 11%, но мы не Астрим и нужно учесть вес конструкции которая будет нести нагрузку от баков с топливом). При таких допущениях при переходе с ГПО на ГСО (2.46 км/с)  при начальной массе 7.6 т конечная составит 3.3 т. То есть 4.3 т составит топливо. Сухой вес ДУ вместе с силовой конструкцией составит  650 кг. То есть сам спутник (без АДУ) будет весить 2650 кг. Как мило. Мы потратились на создание нового спутника с АДУ и всеми прибамбасами и выиграли аж 50 кг!

А если вот так посчитать. Выбрав другую переходную орбиту и взяв спутник массой 5 т, ДМ в этом случае сможет обеспечить 3,5 км/с, на спутник остаётся 1,38 км/с если взять УИ 300с но ГСО доберётся 3,12 т, при массовом совершенстве АДУ 0,15 на ПН останется 2,84 т, уже на 240 кг больше, а это почти 10%. Если использовать довыведение при двух включениях ДМ, у нас получится вот что. Аппарат будет иметь массу 8400кг в ДМ заправляем 13000кг топлива, из них 2300 кг тратим на довывод. В итоге на низкой орбите имеем 10700 кг топлива, (всегона низкой орбите 21400 кг)которые тратим на выход на переходную орбиту. В итоге до ГСО добирается 3640, сухая масса ДУ 710 кг, а чистая масса ПН на ГСО 2930. Прибавка 330 кг, больше 12,5%, не так и мало по моему, если каждый килограмм на счету. Ну а если использовать полную заправку и три включения ДМа то у нас получится на переходной орбите 6400 кг и останется 1,38 км/с до ГСО. И до самой ГСО домерётся 4 т а на ПН останется 3,6 т. На целую тонну больше чем с прямым выводом получается.

При этом я взял очень высокие характеристики АДУ, реально на наших космических аппаратох нет двигателей малой тяги с УИ 300 сек. И сухая масса 15% от массы топлива это тоже очень высоко, применительно к рассмотреному примеру с ДУ Кластера это значит, что силовая конструкция несущая при звпуске вес 700-кг ДУ весит всего 20 кг. Если взять реальные характеристики отечественных ДУ, то экономия получится отрицательная, то бишь сам спутник окажется легче, чем при прямом выведении на ДМ.  

Ага, тоесть если мы не можем что-то сделать нормально, как у людей, и поэтому приходится делать через #опу, то  не стоит рыпаться, чтобы сделать правильно и продолжать клепать убогость. А если иметь апогейные ДУ на уровне мировых, то тут эффект от самоходности ещё больше.

А что же будет с настоящими астримовскими технологиями?
 Посмотрим на Ариану-5ESC-B. Тут поверим Вэйду, что ступень ESC-B имеет сухую массу 3.4 т, заправленную - 27.5т, УИ-467 сек, и выводит на ГПО 12т. При этом очевидно масса объекта на ЛЕО составляет 26.2 т, из них топливо ступени - 10.8 т
 При переводе самоходного спутника с куруанской ГПО на ГСО (1.48 км/с) с астримовским УИ 320 сек, масса с 12 т уменьшится до 7.5 т, из них 0.5 т - конструкция астримосвктй двигательной установки (считая несущую конструкцию для неё невесомой). Итого выводится "голый" спутник в 7 тонн.
 Что будет если лететь на ESC-B прямо на ГСО? С куруанской ЛЕО это примерно 3.93 км/с. Грузим ракетную ступень спутником в 7.7 тонн. При выходе на ЛЕО при тех же 26.2 т в ней останется 15 тонн топлива. (надо же, всё в точности как на ДМ!) И на нём она получит необходимые 3.93 км/с ХС. Итого на ГСО будет выведен и сам блок ESC-B и ПН на 10% превосходящая "самоходную". И даже превосходящая её вместе с АДУ.

Ага, вот только откуда возьмутся эти 15 т топлива, я так понимаю, полная заправка составляет 24,1т топлива, из них 13,3 тратится на довывод, и остаётся 10,8 т, куда заливать ещё 4,2 т? Размер баков я так понимаю делался под переходную орбиту.

[Старый]

А если вот так посчитать. Выбрав другую переходную орбиту и взяв спутник массой 5 т, ДМ в этом случае сможет обеспечить 3,5 км/с, на спутник остаётся 1,38 км/с если взять УИ 300с но ГСО доберётся 3,12 т,

 5 тонн... Практически Астра-1К. Интересно, сколько она весила сухая и сколько её планировавшаяся начальная масса на ГСО?

[Старый]

Ага, тоесть если мы не можем что-то сделать нормально, как у людей, и поэтому приходится делать через #опу, то  не стоит рыпаться, чтобы сделать правильно и продолжать клепать убогость. А если иметь апогейные ДУ на уровне мировых, то тут эффект от самоходности ещё больше.

 А если иметь разгонные блоки на уровне мировых, то эффект от самоходности знаааачительно уменьшается. Ато получается, что у керосинового ДМ удельная масса как у долгоживущих водородников.

[Старый]

Аааааафигеть! Это что ж получается? ДМ самый тяжёлый даже среди ВОДОРОДНЫХ блоков???
Масса конструкции ДМ составляет 13.3% от стартовой,
3-я ступень Арианы-4 - 13%,
ESC-A - 12.7%,
ESC-B - 12.4%,
Центавр-2А - 12%
2-я ступень Дельты-4 - 11.9%
Центавр G - 11.7%
2-я ступень Дельты-4Н - 11.4%
и самый лёгкий - Центавр-3В - 9.2% (аж не верится).
 Всё по Вэйду.

[мастер_лукьянов]

Изначально параметры ГПО выбирались исходя из возможности одноимпульсного перехода с ГПО на  ГСО с импульсом в апогее. Отсюда помимо скорости перехода 1500 или 1800 м/с было требование что апогей должен находиться над экватором и иметь высоту равную 35786 км. Современные спутники совершают переход в несколько импульсов. Мне кажется или так и есть на самом деле, что параметры современной ГПО могут быть в принципе любыми, главное чтобы сохранялась скорость перехода 1500 (1800) м/с?

[Старый]

Все импульсы по прежнему выгодно делать в плоскости экватора.

[мастер_лукьянов]

Т.е. получается, что с территории РФ запуск на ГПО (даже наклонением 51) без РБ возможен только с двумя включениями разгонной ступени РН - довыведение и второе включение в районе экватора?

[ZOOR]

ИМХО Вы тут смешиваете теорию с практикой.

Теория: Для формирования ГПО в Вашем смысле (апогей в плоскости экватора на высоте ГСО) необходимо на конец работы РН сформировать нужный вектор скорости.
Практика: Для этого нужно, чтоб РН взлетела вверх, а потом наклонила вектор скорости вниз.
Итог: дикие потери на управление - никакой ПН (а может и совсем невозможно практически - надо посчитать конкретную РН

Посему летят до экватора и там дают импульс, который поднимает противоположную точку траектории до ГСО (т.е. импульсом формируют апогей, сами при этом оказываясь в перигее, соответственно)

[Ded]

ZOOR пишет:
ИМХО Вы тут смешиваете теорию с практикой.

Теория: Для формирования ГПО в Вашем смысле (апогей в плоскости экватора на высоте ГСО) необходимо на конец работы РН сформировать нужный вектор скорости.
Практика: Для этого нужно, чтоб РН взлетела вверх, а потом наклонила вектор скорости вниз.
Итог: дикие потери на управление - никакой ПН (а может и совсем невозможно практически - надо посчитать конкретную РН

Посему летят до экватора и там дают импульс, который поднимает противоположную точку траектории до ГСО (т.е. импульсом формируют апогей, сами при этом оказываясь в перигее, соответственно)

Простите, а можно подробнее?

[Ded]

мастер_лукьянов пишет:
Т.е. получается, что с территории РФ запуск на ГПО (даже наклонением 51) без РБ возможен только с двумя включениями разгонной ступени РН - довыведение и второе включение в районе экватора?

Возможен, вопрос о скорости для перехода на ГСО. И получаемой массе КА.

.

[ZOOR]

Ded пишет:

ZOOR пишет:
 Практика: Для этого нужно, чтоб РН взлетела вверх, а потом наклонила вектор скорости вниз.
Итог: дикие потери на управление - никакой ПН (а может и совсем невозможно практически - надо посчитать конкретную РН

Простите, а можно подробнее?

При старте РН с Байконура условием того, что линия апсид целевой орбиты лежит в плоскости экватора, является отрицательная радиальная скорость на конец АУ (выведение предполагается непрерывным и в перигей).
Так как при "нормальном" непрерывном выведении радиальная скорость  неотрицательна, то необходимость формирования отрицательной составляющей я обозвал "потерями на управление".

Почему в апогей еще невыгодней лететь сейчас сразу не соображу - спать охота

С Праздником!

[Ded]

ZOOR пишет:

Ded пишет:

ZOOR пишет:
 Практика: Для этого нужно, чтоб РН взлетела вверх, а потом наклонила вектор скорости вниз.
Итог: дикие потери на управление - никакой ПН (а может и совсем невозможно практически - надо посчитать конкретную РН

Простите, а можно подробнее?

При старте РН с Байконура условием того, что линия апсид целевой орбиты лежит в плоскости экватора, является отрицательная радиальная скорость на конец АУ (выведение предполагается непрерывным и в перигей).
Так как при "нормальном" непрерывном выведении радиальная скорость неотрицательна, то необходимость формирования отрицательной составляющей я обозвал "потерями на управление".

Почему в апогей еще невыгодней лететь сейчас сразу не соображу - спать охота

С Праздником!

По-моему не так. Орбита всегда пересечет плоскость экватора через примерно половину периода орбиты выведения.

То есть, "палим" напропалую вперед, но на момент отделения вектор скорости КА должен совпадать с вектором скорости для нашей ГПО.

С праздником!

[Ded]

ZOOR

Еще, забыл. Ракета должна уметь это делать. То есть вопрос о программе полета. Насколько она изменяема?