Семейство разгонных блоков ДМ

[SpaceR]

http://window.edu.ru/window/library?p_frubr=1.2&p_mode=1&p_rid=72705&p_rubr=2.2.75.11.8

При рассмотрении сего у меня всё же сложилось стойкое мнение подтасовки. Ну не верю я, что на трех настолько различных по грузоподъемности РН - может получиться максимум в одной точке.
К примеру, у того же Зенита снижени тяги вызывает заметно больший рост гравитац. потерь, чем у Протона и уж тем более у Ангары.

[SpaceR]

http://window.edu.ru/window/library?p_frubr=1.2&p_mode=1&p_rid=72705&p_rubr=2.2.75.11.8

При рассмотрении сего у меня всё же сложилось стойкое мнение подтасовки. Ну не верю я, что на трех настолько различных по грузоподъемности РН - может получиться максимум в одной точке.
К примеру, у того же Зенита снижени тяги вызывает заметно больший рост гравитац. потерь, чем у Протона и уж тем более у Ангары.

[Bell]

Кстати, только сейчас обратил внимание - там какие-то массы странные: 2840 кг у Протона, где-то 5500 у Зенита! и 2950 у Ангары. Это куда и как?  :roll:

[Salo]

Это ГПО и ГСО в одном флаконе. :wink:

[Salo]

К примеру, у того же Зенита снижени тяги вызывает заметно больший рост гравитац. потерь, чем у Протона и уж тем более у Ангары.

Однако у Зенита-3SLБФ в сравнении с Зенитом-3SLБ снижения ПН по этой причине не наблюдается.

[SpaceR]

Salo
Шутку юмора оценил! Но отвечу серьёзно -

К примеру, у того же Зенита снижение тяги вызывает заметно больший рост гравитац. потерь, чем у Протона и уж тем более у Ангары.

Однако у Зенита-3SLБФ в сравнении с Зенитом-3SLБ снижения ПН по этой причине не наблюдается.

А где она на Фрегате-СБ, эта причина?

[Salo]

Две тонны тяги против восьми.  :wink:

[SpaceR]

Я на одну и ту же шутку два раза обычно не смеюсь.
8 тонн - у Фрегата ?

[Salo]

А где Фрегат-СБ в моём сообщении? :shock:

[Дмитрий В.]

По прикидкам, оптимальная тяговооруженность при перелете с НОО на ГПО/ГСО или отлетную к Луне составляет 0,2...0,25. Суть простая: при увеличении тяговооруженности уменьшаются гравпотери, но растет масса двигателя. При этом понятно, что если при неизменной массе двигателя просто снизить его тягу, то никакого выигрыша в массе ПГ не будет.

[SpaceR]

А где Фрегат-СБ в моём сообщении? :shock:

Сергей, ну Вы же в курсе.

[SpaceR]

По прикидкам, оптимальная тяговооруженность при перелете с НОО на ГПО/ГСО или отлетную к Луне составляет 0,2...0,25. Суть простая: при увеличении тяговооруженности уменьшаются гравпотери, но растет масса двигателя. При этом понятно, что если при неизменной массе двигателя просто снизить его тягу, то никакого выигрыша в массе ПГ не будет.

Тут не совсем такой случай - прежде, чем разгоняться с НОО, надо бы до неё долететь.
И если у Ангары-5 и Протона-М благодаря их грузоподъемности с этим гораздо проще, то с Зенитом случай несколько другой.

Мне не верится, что при увеличении тяги ДМ более 5 т за счет роста массы ЖРД возникнет вышеизображенный провал грузоподъемности - по крайней мере, для Зенита.
Да, масса движка возрастет, но довольно незначительно, а снижение грав. потерь это возрастание уменьшит ещё сильнее. Причём у Зенита из-за более сильного недобора выигрыш по гравпотерям сильнее.

З.Ы. Посмотрел ещё раз на кривые.
Если учесть, что изображено уменьшение массы ПГ всего-то на 20-30 кг, то может при каком-то хитром расчете массы несуществующего пока движка такой выигрыш получить и можно, но оно явно не стоит того, чтоб за него бороться.

[Salo]

Александр, прочтите автореферат внимательно ещё раз. Мне кажется Вы подозреваете автора в подтасовках, которых там на самом деле не было.  
Ну Вы же в курсе. :wink:

[SpaceR]

Александр, прочтите автореферат внимательно ещё раз. Мне кажется Вы подозреваете автора в подтасовках, которых там на самом деле не было.  
Ну Вы же в курсе. :wink:

Да, я так и сделал, но отредактировать пост раньше Вашего не успел. Хотя неважно.

З.Ы. Финальная правка: по графикам выигрыш показан в диапазоне 35-38 кг для всех трех случаев. Странно что настолько близкие цифры, но оставим это на совести составителя методики оценки.

[ааа]

314ГК, 314ГК-А18 для РН «Зенит-3SL»

Вот интересно, А18 пошли начиная с №18 и далее 19, 20 и т.д. или №18 и те, которые были запущены позже 18-го, но имели в том числе и меньшие серийные номера?
Исходя из здравого смысла, наверное, правилен первый вариант, но хотелось бы услышать подтверждение от знающих людей.

[Дмитрий В.]

По прикидкам, оптимальная тяговооруженность при перелете с НОО на ГПО/ГСО или отлетную к Луне составляет 0,2...0,25. Суть простая: при увеличении тяговооруженности уменьшаются гравпотери, но растет масса двигателя. При этом понятно, что если при неизменной массе двигателя просто снизить его тягу, то никакого выигрыша в массе ПГ не будет.

Тут не совсем такой случай - прежде, чем разгоняться с НОО, надо бы до неё долететь.
И если у Ангары-5 и Протона-М благодаря их грузоподъемности с этим гораздо проще, то с Зенитом случай несколько другой.

Поскольку довыведение, как правило, осуществляется импульсами в районах перигея и апогея, т.е. при полете с околонулевыми углами наклона траектории, гравитационные потери все равно будут небольшими.

[SpaceR]

Поскольку довыведение, как правило, осуществляется импульсами в районах перигея и апогея, т.е. при полете с околонулевыми углами наклона траектории, гравитационные потери все равно будут небольшими.

Относительно первой ступени - несомненно. А вот относительно РБ, работающих на скоростях выше круговой - другой вопрос...
Не забывайте о силе тяжести. Она "загибает" скорость вниз, и чем дольше участок - тем сильнее.
На Зените-3SL емнип половина рабочего запаса ДМ уходит только на доразгон до опорной круговой.

[Salo]

Зенит-3SL:

http://www.sea-launch.com/current_launch.htm

[Salo]

А вот наземный старт:

[Дмитрий В.]

Поскольку довыведение, как правило, осуществляется импульсами в районах перигея и апогея, т.е. при полете с околонулевыми углами наклона траектории, гравитационные потери все равно будут небольшими.

Относительно первой ступени - несомненно. А вот относительно РБ, работающих на скоростях выше круговой - другой вопрос...
Не забывайте о силе тяжести. Она "загибает" скорость вниз, и чем дольше участок - тем сильнее.
На Зените-3SL емнип половина рабочего запаса ДМ уходит только на доразгон до опорной круговой.

Вообще, траекторию можно здорово оптимизировать. Например, выводить КГЧ не в апогей переходной орбиты, а ниже, вводя пассивный участок КГЧ, и уже РБ включать в районе апогея. Ну, а то что сила тяжести загибает траекторию - это неизбежно, но нестрашно: спутники так и летают  Вчера прикинул пуск Зенита с экватора на ГСО, оптимальная тяга керосинового РБ получилась чуть больше 4 тс.