Мрия, МАКС, Свитязь

[mihalchuk]

Есть маленькое уточнение. Прежде, чем полететь вниз, "она" секунд 5 будет лететь вверх. Это настолько существенно, что "десятков, а то и сотен с лишним, секунд" падения может не быть вообще.

Блин, ну вот какая ещё нужна илюстрация к тому что думают об авиации дилетанты? 5 секунд полёта вверх это начальная вертикалная скорость 50 м/сек. Мрия не разовьёт такой вертикальной скорости ни в жисть, хоть удавится. Даже пустая без топлива у земли на запредельном взлётном режиме двигателей. У неё шкала вариометра на приборной доске до 30 м/с. Это на случай неуправляемого пикирования. А если она вдруг на пикировании разгонится до большей скорости то вариометр ей больше не понадобится.

Здесь я действительно не копенгаген, но была надежда, что почти 400 т дополнительной тяги в течении 6 с не пройдут для самолёта бесследно.

[Streamflow]

Здесь я действительно не копенгаген, но была надежда, что почти 400 т дополнительной тяги в течении 6 с не пройдут для самолёта бесследно.

Действительно, не пройдёт бесследно - самолёт свалится в штопор...И, похоже, и птичка с баком тоже...

[Старый]

Здесь я действительно не копенгаген, но была надежда, что почти 400 т дополнительной тяги в течении 6 с не пройдут для самолёта бесследно.

400 тонн дополнительной тяги направленой таким образом чтобы ввести самолёт в пикирование?

 Меня осенило! А пусть Мрия с 300 тоннами на горбу на всоте 10 км сделает бочку или мёртвую петлю? И отделит МАКС в тот момент когда будет в положении "вверх ногами"?

[Дмитрий Виницкий]

А крылья не отвалятся? Или в узел бантиком не свернуться?

[Старый]

Действительно, не пройдёт бесследно - самолёт свалится в штопор...И, похоже, и птичка с баком тоже...

Не. Только самолёт. Птичка в штопор не свалится. Она будет падать прямо, устойчиво и уверенно, как бомба. Ракетный ускоритель в заднице добавит ей бетонобойности.

[Старый]

А крылья не отвалятся? Или в узел бантиком не свернуться?

Отвалятся конечно. Только не во время попытки сделать бочку а потом, когда самолёт уж будет кувыркаться в шторпоре. Но кого это волнует?

[mihalchuk]

Господа авиаторы!
Сдаётся мне, что аппарат массой менее 620 т и тягой двигателей более 500 тс на высоте 10 км - это не самолёт, а ракета с крыльями. Так что поосторожней с высказываниями ваших авиаторских мыслей! :lol:

[Старый]

Господа авиаторы!
Сдаётся мне, что аппарат массой 620 т и тягой двигателей более 500 тс на высоте 10 км - это не самолёт, а ракета с крыльями. Так что поосторожней с высказываниями ваших авиаторских мыслей! :lol:

Ну так совершать вход в горку она будет с включёнными ЖРД или без? И потом с чего вы решили что двигатели самой Мрии развивают на высоте такую же тягу как у земли?
 И вобще как вы себе представляете ракету у которой вектор тяги ЖРД проходит существенно в стороне от центра масс?
 Ну и напоследок - всё топливо израсходованное МАКСом до отделения от самолёта попрошу сминусовать из его характеристической скорости.

[mihalchuk]

Господа авиаторы!
Сдаётся мне, что аппарат массой 620 т и тягой двигателей более 500 тс на высоте 10 км - это не самолёт, а ракета с крыльями. Так что поосторожней с высказываниями ваших авиаторских мыслей! :lol:

Ну так совершать вход в горку она будет с включёнными ЖРД или без? И потом с чего вы решили что двигатели самой Мрии развивают на высоте такую же тягу как у земли?
 И вобще как вы себе представляете ракету у которой вектор тяги ЖРД проходит существенно в стороне от центра масс?
 Ну и напоследок - всё топливо израсходованное МАКСом до отделения от самолёта попрошу сминусовать из его характеристической скорости.

А кто сказал, что вектор тяги ЖРД проходит существенно в стороне от центра масс?
С остальными вопросами - к Вадиму Лукашевичу.

[Старый]

А кто сказал, что вектор тяги ЖРД проходит существенно в стороне от центра масс?
С остальными вопросами - к Вадиму Лукашевичу.

Ну где у Мрии центр масс и где у МАКСа двигатели?

[mihalchuk]

А кто сказал, что вектор тяги ЖРД проходит существенно в стороне от центра масс?
С остальными вопросами - к Вадиму Лукашевичу.

Ну где у Мрии центр масс и где у МАКСа двигатели?

Всё на месте. А что вас смущает? Впрочем, я не сторонник МАКСа, и защищать его не буду.

[Старый]

Всё на месте. А что вас смущает? Впрочем, я не сторонник МАКСа, и защищать его не буду.

Меня смущает что чтоб попасть вектором тяги в центр масс системы вектор тяги надо наклонить вниз градусов на 45.

[Андрей Суворов]

На сколько МАКС провалится, зависит от того, с какой максимальной скоростью его можно "вертеть". Наша любимая 11А511У во время максимального скоростного напора вертится со скоростью около 0,5 градуса в секунду, а она тоже не самая совершенная в аэродинамическом смысле конструкция. Но, если вертеть МАКС со скоростью 0,5 градуса в секунду, нужно 100 секунд на разворот с 5 до 55 градусов. Это время, действительно, неприемлемо. К счастью, скорость в 0,5 градуса в секунду определяется не прочностью конструкции ракеты, а оптимальным законом управления.

Типичное ограничение скорости разворота аппарата таких размеров - 2 градуса в секунду. Значит, нужно 25 секунд на разворот с 5 до 55 градусов по тангажу.

То, что усилий не хватит - отметаем сразу. Синус 6 градусов - одна десятая, значит, боковая сила составит 40 тонн - это позволяет получить скорость разворота куда большую, чем 2 град/с - это ограничения по углу атаки и прочности конструкции. А диапазон ДУСов "Протона-К" - до 7 градусов в секунду, насколько мне известно.

Если бы даже МАКС после разделения падал вниз, не тормозясь воздухом, не имея вертикальной составляющей тяги и вертикальной составляющей скорости, за 25 секунд он мог бы провалиться максимум на 3000 метров. 3000, а никак не 10 000. Реально, за счёт того, что последние 10 секунд разворота вертикальная составляющая тяги либо близка к весу, либо превышает его, провал будет заметно ниже.

Надо бы промоделировать и проинтегрировать, но, я подозреваю, что "провал" будет не больше 3-4 км даже при ограничении скорости разворота 1 град/с.

Так что - закон, что дышло, какие цифры заложишь, такие на выходе и получишь. Но они, скорее, в пользу МАКСа, а не против него.

[RadioactiveRainbow]

Кто-нибудь, обясните мне тупому: почему отделение непременно на горке?
Почему бы не отделяться с горизонтального полёта, используя для этого направленные вертикально вниз РДТТшки?
 :|

[Старый]

Кто-нибудь, обясните мне тупому: почему отделение непременно на горке?
Почему бы не отделяться с горизонтального полёта, используя для этого направленные вертикально вниз РДТТшки?
 :|

Потому что
1. Струи от РДТТшек (тяга больше 300 тонн) сломают самолёт
2. Вес РДТТшек окончательно угробит всю весовую сводку которая и так не сходится.

[Старый]

То, что усилий не хватит - отметаем сразу. Синус 6 градусов - одна десятая, значит, боковая сила составит 40 тонн - это позволяет получить скорость разворота куда большую, чем 2 град/с .

А какую боковую силу будет создавать скоростной напор воздействуя на крыло, сопла двигателя и в целом на орбитальный самолёт?

[Streamflow]

На сколько МАКС провалится, зависит от того, с какой максимальной скоростью его можно "вертеть". Наша любимая 11А511У во время максимального скоростного напора вертится со скоростью около 0,5 градуса в секунду, а она тоже не самая совершенная в аэродинамическом смысле конструкция. Но, если вертеть МАКС со скоростью 0,5 градуса в секунду, нужно 100 секунд на разворот с 5 до 55 градусов. Это время, действительно, неприемлемо. К счастью, скорость в 0,5 градуса в секунду определяется не прочностью конструкции ракеты, а оптимальным законом управления.

Типичное ограничение скорости разворота аппарата таких размеров - 2 градуса в секунду. Значит, нужно 25 секунд на разворот с 5 до 55 градусов по тангажу.

То, что усилий не хватит - отметаем сразу. Синус 6 градусов - одна десятая, значит, боковая сила составит 40 тонн - это позволяет получить скорость разворота куда большую, чем 2 град/с - это ограничения по углу атаки и прочности конструкции. А диапазон ДУСов "Протона-К" - до 7 градусов в секунду, насколько мне известно.

Если бы даже МАКС после разделения падал вниз, не тормозясь воздухом, не имея вертикальной составляющей тяги и вертикальной составляющей скорости, за 25 секунд он мог бы провалиться максимум на 3000 метров. 3000, а никак не 10 000. Реально, за счёт того, что последние 10 секунд разворота вертикальная составляющая тяги либо близка к весу, либо превышает его, провал будет заметно ниже.

Надо бы промоделировать и проинтегрировать, но, я подозреваю, что "провал" будет не больше 3-4 км даже при ограничении скорости разворота 1 град/с.

Так что - закон, что дышло, какие цифры заложишь, такие на выходе и получишь. Но они, скорее, в пользу МАКСа, а не против него.

Это у Вас законы, что дышло. Из того, что "Союз" "вертится" в трансзвуковой зоне с угловой скоростью 0.5 градусов в секунду на 2 - 5 (сколько? - вряд ли больше) градусов углов тангажа и атаки, Вы делаете "заключение", что МАКС легко будет "вертеться" с скоростью 2 градуса в секунду для изменения углов тангажа на 55 градусов (5 - 60) с углами атаки до 25 градусов. У меня просто нет слов. Вы все представляете разницу между 5 и 25 градусами атаки? Она не количественная - она качественная. Это принципиально разные режимы обтекания, и никакие аналогии и экстраполяции от одного режима к другому не применимы.

Мне всё ясно. Первоначальные сценарии разделения, рассмотренные в ЦАГИ, предполагали разделение при малых углах тангажа и требовали порядка 100 секунд времени на полный разворот МАКСА. При этом он проваливался вниз на 10 км или около того. Когда об этом узнали на "Молнии", они стали спасать проект, заставляя "Мрию" совершать на практическом потолке с нагрузкой на внешней подвеске, на 10% (как минимум - где масса дополнительного оборудования?) бОльшей, чем рекордная, манёвры достойные настоящего истребителя. При этом на располагаемую тягу, прочность конструкции, устойчивость и управляемость, эксплутационные ограничения просто плюнули. Надо спасать проект! А "Мрия" - это же не их изделие.

О том, какова устойчивость и управляемость на 25 градусах атаки тела малого удлинения - внешнего топливного бака, какие срывные зоны возникают на нём, и в какую их часть попадает маленькое крыло бедной птички - на всё это тоже забили болт (90-е годы - "хватай мешки - вокзал отходит").

Короче, перевожу проект МАКС из разряда "химер" в разряд "афер".

[Дмитрий В.]

И, даже, если удельный импульс, равный 5.69 км/с, удастся получить, то при нормальной, а не фальсифицированной характеристической скорости 9.2 км/с[/size], мы получим число Циолковского...внимание...5.04! (А ведь я ничего не считал, когда описывал эти мини-примеры, да и указанной монографии под руками не имел. Да, спинной мозг ещё работает :wink: ) То есть никакие нанотрубки Вам не помогут. И, кстати, ракетный двигатель Вы тоже из нанотрубок делать собрались? Все-таки, уж никак не менее 1% от стартовой массы, даже в эксклюзивном исполнении  :cry:
quote]
Упс! Вы, что же, считаете ХС константой? Матерь Божья, да ведь это вовсе не так. ХС - величина переменная, зависит, как от параметров целевой орбиты, так и от проектных параметров РН. И, вообще говоря, может быть меньше 9 км/с.

[Зомби. Просто Зомби]

2Зомби. Просто Зомби

Поймите - проектирование чего угодно - это не игра словами: ЖРД, ТРД, ТВРД..., а сложный, и, подчас, мучительный процесс преодоления технических противоречий в условиях значительного количества разнообразных ограничений. Для этого, как минимум, должны использоваться адекватные математические модели, связывающие характеристики всей проектируемой системы и её ключевых подсистем. Разрешая противоречия, приходим к согласованию их основных характеристик. Для этого надо их знать, а также знать как они изменяются при изменении входных параметров. И увязывать входы и выходы между собой.

Этот процесс имеет мало отношения к составлению слов, даже умных, из букв, а также самых изощрённых предложений из самых хороших слов. Единственно скажу про ТВРД ( а, что это, кстати, - ТРДД, у которого отсутствует смешение потоков, а, значит имеются высокие степени двухконтурности?  :? ). У них относительно высокие удельные импульсы, но такие нагрузки на ЛОБ ( это я говорю - ЛОБановский    ), что ни о каком использовании подобных двигателей (со степенью двухконтурности, скажем, порядка 5) в АКС не может быть и речи. И это только первая причина из нескольких. Нагрузка на лоб - это отношение тяги двигателя к характерной площади его поперечного сечения, обычно площади двигателя во входном сечении компрессора (вентилятора).

А Вы всё ТВРД, ТВРД...

Впрочем, сказанное мной, относится не только к Вам, но практически ко всем, пишущим на этом форуме. :cry:

При любом проектировании важным этапом является выбор концепции
Конечно, было бы упрощением представлять дело так, что сначала выбирают концепцию, потом проектируют, потом строят
В действительности это процесс "с обратными связями"

Но выбор концепции это важный момент, плохая концепция может изначально обречь все усилия на провал и уже в силу этого концептуальную проработку никак нельзя характеризовать как "игру словами"

А с чисто концептуальной стороны элементы, которые будут в дальнейшем прорабатываться при конкретном проектировании желательно характеризовать "минимальными средствами", но выбирая их такими, чтобы в них была отражена наиболее существенная сторона этих элементов

Для "ТВРД, ПВРД и ГПВРД" сущностной стороной является "рабочий диапазон":



Поэтому при проектировании любого "аэрокосмического средства выведения" мы ПРЕЖДЕ ВСЕГО должны "определится с рабочими диапазонами"

Ясно, что при этом можно выбрать РАЗНЫЕ способы "борьбы за справедливость"

Ваш с Зенгером способ я характеризую (условно, конечно, здесь у нас "курилка", а не ученый совет) как "турбопрямоточный" - создание НОВОГО ДВИГАТЕЛЯ с рабочим диапазоном = turbojet + ramjet

Так вот ЕДИНСТВЕННОЕ, что я хочу сказать, это то, что такой выбор не является обязательным и единственно возможным для создания АКС, если мы соглашаемся на "систему с промежуточными параметрами"

Например, при условии миниминизации "разработки" ВМЕСТО этого (проиграв, естественно, в ПН и, возможно, других параметрах "оптимальности") можно "поставить на самолет И "turbojet" И "ramjet" по отдельности

И, отмечу, что это "чисто концептуальное рассуждение", а не какое-то, даже самое "предэскизное" проектирование

[Streamflow]

И, даже, если удельный импульс, равный 5.69 км/с, удастся получить, то при нормальной, а не фальсифицированной характеристической скорости 9.2 км/с[/size], мы получим число Циолковского...внимание...5.04! (А ведь я ничего не считал, когда описывал эти мини-примеры, да и указанной монографии под руками не имел. Да, спинной мозг ещё работает :wink: ) То есть никакие нанотрубки Вам не помогут. И, кстати, ракетный двигатель Вы тоже из нанотрубок делать собрались? Все-таки, уж никак не менее 1% от стартовой массы, даже в эксклюзивном исполнении  :cry:

Упс! Вы, что же, считаете ХС константой? Матерь Божья, да ведь это вовсе не так. ХС - величина переменная, зависит, как от параметров целевой орбиты, так и от проектных параметров РН. И, вообще говоря, может быть меньше 9 км/с.

Дмитрий! Вы же уже откланялись. Слово надо держать, а не с привычным постоянством игнорировать в ответах те пункты, по которым Ваши позиции разбиты вдребезги, и с не меньшим упорством (буду мягок в определениях) регулярно ловиться на те крючки, которые я по врожденной интеллигентности, а также по благоприобретённой злобности, практически всегда вкладываю в свои ответы. И большие красные буквы Вам не помогут.

Мне уже не интересно с Вами дискутировать, но, если хотите продолжать, сообщите об этом прямо. Только предупреждаю, что по той теме, которая ещё осталась, Вы сидите на очень большом остром крючке, но пока его не чувствуете.

А по поводу постоянства характеристической  скорости - не надо смеяться над глупостями, которые Вы сами пытаетесь вложить в уста оппонента. Ваша характеристическая скорость 8.9 км/с при выведении на максимально возможно низкую околоземную орбиту является не нормальной, а фальсифицированной, потому, что Вы не заложили в своих расчётах массу ракетного двигателя, который мог бы обеспечить такую характеристическую скорость. Какова эта масса, я, естественно не знаю, так не собираюсь проводить соответствующую аналитическую работу, но что она составляет, как минимум, 2% от стартовой массы, а в реальности и заметно больше, догадываюсь. Это явно больше 0, который Вы заложили в свой "проект".