Туристические круизы "Союзов" на Луну

[avmich]

Ракете всё равно, что выводить на суборбиту - хоть кирпичи. Дальше, при ХС порядка 220 м/с расход топлива невелик - что у ДМ, что у КВТК. У КВТК расход несколько меньше, потому что УИ больше - но цифры получаются примерно такие, как указывается.

ХС 220 м/с, простите, бездумно переносите со связки Протон+ДМ на Ангару+КВТК, не понимая, откуда эта цифра происходит, и от чего зависит.

На сайте производителя ПН Ангары-5 указана для Плесецка, Протон летает с Байконура. Это говорит о том, что ПН Ангары-5 будет ещё больше с Байконура. В расчётах этим пренебрегается, что увеличивает запас.

Дальше, Ангара-5 несколько более грузоподъёмна, чем Протон. При аналогичном - в разах - превышении ПН недобор скорости будет аналогичный. Поэтому для оценки ПН с довыведением взято то же число.

А по-Вашему, откуда эта цифра происходит, и от чего зависит?

[Reentrant]

А по-Вашему, откуда эта цифра происходит, и от чего зависит?

От удельных импульсов, масс ступеней, удельной мощности ДУ. Фактически, надо полноценную модель прокрутить, или как минимум, иметь данные по последней ступени и конечному участку. Если вы сохраняете стартовую массу, все относительно просто, достаточно конечный участок пересчитать. Если увеличиваете, все расчеты "ползут", и надо считать от старта. В случае "А5П" вообще никакие "аналогии" с "Протоном" неприменимы. Там результат фатально зависит от мощности двигателей (которая типа занижена, но неизвестно на сколько). Минус копейки, и все сыпется катастрофически.

Как это, к примеру, делается. Допустим, вы знаете ПН на НОО и ХС последней ступени. Или ХС на довыведение знаете, как в примере с дМ. Тогда подставляя различные параметры довыводящего блока, можете рассчитать массу на НОО и на конечном участке траектории, на основе формулы Циолковского и оценки гравитационных потерь. Если адекватных данных нет, рассчитать ничего нельзя. А от балды брать цифры, так они будут иметь огромную погрешность, в зависимости от принятых при этом домыслов, осознанных или не.

Мне нравятся цифры по Ангаре от ZOOR-а. Тем, что они внятные и конкретные. Их можно просчитать и посмотреть, что получится. Результаты я показывал, в оригинале, с довыведением и т.д., выводы можно проверить, опровергнуть, пересчитать иначе, как угодно. С "Протоном"+ДМ, естественно, никаких пропорций в расчетах нет, потому что механика моделируемого явления просто не описывается пропорциями. А терминальные ответы в стиле "Хранитель Истины сказал 24.5 тонны, и ничего более", бесполезны, поскольку не позволяют делать никаких выводов в принципе, кроме повторения изреченного. Нужно больше информации, чтобы корректно выводить что-то осмысленное (и уметь считать, разумеется). Или не делать никаких предположений вообще.

[avmich]

Можете привести цифры от ZOORа?

[Reentrant]

Можете привести цифры от ZOORа?

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=244&postdays=0&postorder=asc&highlight=%E4%F0%EE%F1%F1%E5%EB%FC&start=10590

[avmich]

А расшифровать можно? Как я понимаю, цифры вот эти -

М0 = 767500
Моч1 = 11600х4
М2 = 144900
Моч2 = 12400
М3 = 64000
Моч3 = 5000
Мго = 2200 сбрасывается на 90 км при полете 2 ступени

M0 - стартовая масса, Мго - масса головного обтекателя. Остальное тут что? Где ПН? Хотелось бы и тяги двигателей с УИ.

[avmich]

Но, честно говоря, это вопрос уточнения, а не принципиальных масштабов. Задача вполне поддаётся качественному анализу, и пропорции результатов от начальных данных тут вполне прослеживаются.

Качественно я могу обосновать эту точку зрения. Для конкретного расчёта необходимы данные. Я исхожу из данных, опубликованных на сайте ЦиХ - они неполные, конечно, но для качественного анализа достаточны.

[Reentrant]

M0 - стартовая масса, Мго - масса головного обтекателя. Остальное тут что? Где ПН? Хотелось бы и тяги двигателей с УИ.

Там же, через 2 страницы:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=244&postdays=0&postorder=asc&highlight=%E4%F0%EE%F1%F1%E5%EB%FC&start=10605

[avmich]

M0 - стартовая масса, Мго - масса головного обтекателя. Остальное тут что? Где ПН? Хотелось бы и тяги двигателей с УИ.

Там же, через 2 страницы:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=244&postdays=0&postorder=asc&highlight=%E4%F0%EE%F1%F1%E5%EB%FC&start=10605

Реентрант, Вы там сами подтверждаете - 27 тонн на низкой околоземной орбите. О чём спор? Распределение масс между РБ и ПН? И что, у Вас существенно другой результат получился, по вопросу данной темы?

[Reentrant]

Реентрант, Вы там сами подтверждаете - 27 тонн на низкой околоземной орбите. О чём спор? Распределение масс между РБ и ПН? И что, у Вас существенно другой результат получился, по вопросу данной темы?

Указанные 27 тонн -- БЕЗ ДОВЫВЕДЕНИЯ.
А с довыведением на водородной третьей ступени (правильно оптимизированной под полеты к Луне, а не хз подо что), на НОО будет 36 тонн "грязными".

[avmich]

Реентрант, Вы там сами подтверждаете - 27 тонн на низкой околоземной орбите. О чём спор? Распределение масс между РБ и ПН? И что, у Вас существенно другой результат получился, по вопросу данной темы?

Указанные 27 тонн -- БЕЗ ДОВЫВЕДЕНИЯ.

Как уже упоминалось :) давайте не будем фантазировать, а возьмём данные с сайта производителя. Ангара-5 - 24,5 тонн на НОО из Плесецка.

[Reentrant]

Как уже упоминалось давайте не будем фантазировать, а возьмём данные с сайта производителя. Ангара-5 - 24,5 тонн на НОО из Плесецка.

Так и не фантазируйте про довыведение. Вот ваши 24.500 из Плесецка, и ничего более. Или добудьте достоверные данные и проделайте корректные вычисления, а не выдумывание цифр, издаля похожих на "официальные".

Вот вам самый простейший способ оценить порядок цифр, на уровне детской арифметики.

Возьмите ваши 24.500 на НОО.

Заявленная третья ступень А5: m0/m1=39.000/5.000, isp=359.

Такая третья ступень с ПН=24.500 имеет
dV=9.81*359*ln((24.500+39.000)/(24.500+5.000))=2700 м/с.

Эти 2700 м/с и есть ХС, необходимая для довыведения, при грав.потерях, соответствующих тяговооруженности ступени, когда РБ ставится вместо нее. Вникаете?

Теперь берете водородный РБ, isp=470, и вычисляете значение обратной функции: находите конечную массу по требуемой дельте скорости:
m1=(24.500+39.000)/exp(2700/(9.81*470))=35.355

Доступно?

Это при равной тяговооруженности. Реально у той керосинки 30тс тяги, а КВРС надо делать на 4х10=40тс, грав.потери будут существенно меньше, и ПН несколько больше.

[avmich]

Как уже упоминалось :) давайте не будем фантазировать, а возьмём данные с сайта производителя. Ангара-5 - 24,5 тонн на НОО из Плесецка.

Так и не фантазируйте про довыведение. Вот ваши 24.500 из Плесецка, и ничего более.

24,5 из Плесецка - это если выводить нечто, не имеющее своих двигателей. Если выводить что-то с РБ, то этот РБ может использоваться для довывода, и ПН может возрасти примерно до 27 тонн.

Или добудьте достоверные данные

У меня достаточно достоверные данные - сайт производителя, за неимением лучших данных, на этом форуме считается хорошей отправной точкой.

и проделайте корректные вычисления,

Я проделал оценки, которые пока никто не опроверг :) . Оценки - а не подробное моделирование - оправданы тем, что ищется ответ на вопрос в принципе.

Понятно, что получаемые числа верны с точностью до исходных данных - а с ними у нас напряжёнка - и до моделей - которые тоже не слишком подробные. Но для качественного анализа хватает.

а не выдумывание цифр, издаля похожих на "официальные". ;)

Это не "выдумывание", а оценка - используя аналогичные данные.

Вот вам самый простейший способ оценить порядок цифр, на уровне детской арифметики.

Возьмите ваши 24.500 на НОО.

Заявленная третья ступень А5: m0/m1=39.000/5.000, isp=359.

Такая третья ступень с ПН=24.500 имеет
dV=9.81*359*ln((24.500+39.000)/(24.500+5.000))=2700 м/с.

Эти 2700 м/с и есть ХС, необходимая для довыведения, при грав.потерях, соответствующих тяговооруженности ступени, когда РБ ставится вместо нее. Вникаете?

Нет, о чём Вы тут? :) Какое это имеет отношение к обсуждаемому? Какая разница, какова ХС третьей ступени - которую вы тут привели?

Я утверждаю, что, из соображений аналогии с похожей по параметрам системой - Протон-М/РБ ДМ - система Ангара-5/КВТК сможет вывести на низкую околоземную орбиту ПН массой примерно 27 тонн. Для такого утверждения не нужно моделирования даже с точностью, доступной форуму.

Теперь берете водородный РБ, isp=470, и вычисляете значение обратной функции: находите конечную массу по требуемой дельте скорости:
m1=(24.500+39.000)/exp(2700/(9.81*470))=35.355

Доступно? :)

Это при равной тяговооруженности. Реально у той керосинки 30тс тяги, а КВРС надо делать на 4х10=40тс, грав.потери будут существенно меньше, и ПН несколько больше.

Итог-то у Вас такой же получается? :)

[avmich]

Вот вам самый простейший способ оценить порядок цифр, на уровне детской арифметики.

Возьмите ваши 24.500 на НОО.

Заявленная третья ступень А5: m0/m1=39.000/5.000, isp=359.

Такая третья ступень с ПН=24.500 имеет
dV=9.81*359*ln((24.500+39.000)/(24.500+5.000))=2700 м/с.

Эти 2700 м/с и есть ХС, необходимая для довыведения, при грав.потерях, соответствующих тяговооруженности ступени, когда РБ ставится вместо нее. Вникаете?

Почему Вы всю ХС третьей ступени рассматриваете как ХС, необходимую для довыведения? Третья ступень, имея ПН не 24,5 тонны, а больше, не сможет вывести ПН на орбиту (учитывая к тому же, что из-за большей ПН начальная скорость третьей ступени будет меньше). Она сможет вывести на суборбитальную траекторию, от которой нужно будет добрать некоторую ХС - вовсе не 2,7 километра в секунду, конечно, гораздо меньше.

В случае с Протоном-М/РБ ДМ эта скорость - 213 м/с. Она зависит от параметров ракеты, но ракеты достаточно похожи, УИ похожи, перегрузки похожи - поэтому и недостающая скорость будет похожа. Точное значение, конечно, нужно считать - но мы-то делаем всего лишь оценку. Для точных расчётов у нас всё равно не хватает данных - массы даны неточно, что у ЦиХа, что у Лавки, что для КК Союз; УИ даны неточно, гравпотери тоже оцениваются, а не моделируются... Модели траектории зависят от моделей тяготения - всё это, конечно, влияет на результат, но примерную оценку можно получить и без всех этих расчётов.

Мы в этой теме никак не можем принять более-менее точно массу, которую нужно добавить к Союзу, чтобы учесть "лунную" модернизацию. Отчасти поэтому берутся такие запасы по ХС - 1300 в каждую сторону у Луны... Не пытайтесь сделать точный расчёт, не имея точных исходных данных - получится не точный результат, а только его иллюзия.

[Reentrant]

Почему Вы всю ХС третьей ступени рассматриваете как ХС, необходимую для довыведения?

1. "РН Ангара-5 выводит на НОО 24.500" -- ваша вводная.

2. В конце работы третьей ступени ее скорость РАВНА орбитальной.

3. Перед включением третьей ступени ее скорость меньше орбитальной РОВНО на значение dV, которую РН получает в результате ПОЛНОЙ ОТРАБОТКИ третьей ступени (с учетом потерь).

Все допущения явные, все утверждения строгие. Никаких тайных знаний и секретных данных не нужно. Погрешность расчета учитывается элементарно, взяв "коридор" вводных, получите "коридор" результата.

Третья ступень, имея ПН не 24,5 тонны, а больше, не сможет вывести ПН на орбиту (учитывая к тому же, что из-за большей ПН начальная скорость третьей ступени будет меньше). Она сможет вывести на суборбитальную траекторию, от которой нужно будет добрать некоторую ХС - вовсе не 2,7 километра в секунду, конечно, гораздо меньше.

Хорошо, сколько ХС вы потеряете, увеличив ПН на 2.500? Какая тяговооруженность у третьей ступени "Протона", и у третьей ступени "Ангары-5", не знаете? Сколько тонн топлива вы собираетесь сжечь в РБ (и кстати, какая будет мощность его двигателей, сколько ХС сольете на грав.потери)? Вам хватает того, что Протон на Ангару "похож" -- а вы уверены, что похож в достаточной мере, чтобы ваша аналогия работала?

[avmich]

Почему Вы всю ХС третьей ступени рассматриваете как ХС, необходимую для довыведения?

1. "РН Ангара-5 выводит на НОО 24.500" -- ваша вводная.

2. В конце работы третьей ступени ее скорость РАВНА орбитальной.

3. Перед включением третьей ступени ее скорость меньше орбитальной РОВНО на значение dV, которую РН получает в результате ПОЛНОЙ ОТРАБОТКИ третьей ступени (с учетом потерь).

Все допущения явные, все утверждения строгие. Никаких тайных знаний и секретных данных не нужно. Погрешность расчета учитывается элементарно, взяв "коридор" вводных, получите "коридор" результата.

И?.. Какое это отношение имеет к довыведению?

Третья ступень, имея ПН не 24,5 тонны, а больше, не сможет вывести ПН на орбиту (учитывая к тому же, что из-за большей ПН начальная скорость третьей ступени будет меньше). Она сможет вывести на суборбитальную траекторию, от которой нужно будет добрать некоторую ХС - вовсе не 2,7 километра в секунду, конечно, гораздо меньше.

Хорошо, сколько ХС вы потеряете, увеличив ПН на 2.500?

Можно оценить. Например, по аналогии - что, мне кажется, вполне адекватный способ. В случае Протона мы знаем, что потеря 213 м/с ХС позволяет вывести дополнительно 3,7 т - вместо 22 тонн 25,7 тонн.

Какая тяговооруженность у третьей ступени "Протона", и у третьей ступени "Ангары-5", не знаете?

Знаю, для целей данной дискуссии - сравнимая.

Это очень просто. Ангара и Протон - ракеты одного класса, предназначенные для сходных ПН. У сходных ПН сходные требования по, в частности, перегрузкам при выведении. Поэтому и результаты будут схожие.

Сколько тонн топлива вы собираетесь сжечь в РБ (и кстати, какая будет мощность его двигателей, сколько ХС сольете на грав.потери)?

Собираюсь сжечь ЖК/ЖВ топлива порядка полутора тонн, чуть меньше. Тяга двигателей 7,5 тонн, УИ 470 с. Работа порядка 15 секунд, гравитационные потери пренебрежимо малы - мы почти на орбите.

Вам хватает того, что Протон на Ангару "похож" -- а вы уверены, что похож в достаточной мере, чтобы ваша аналогия работала? ;)

Конечно. Функции-то известны - например, при малых ХС расход топлива пропорционален росту ХС. Коэффициенты могут - слегка - различаться, как и УИ, скажем, но абсолютные величины - а не разницы - будут почти одинаковы, потому что довыведение - сравнительно низкоэнергетичная операция.

Можно это всё и посчитать, конечно. Но, опять же... Упираемся мы тут в основном в массу, которую хотим свозить на окололунную орбиту. Поэтому и хочется очень пристально посмотреть на ПАО - почему он сухой весит 2 тонны?

Вычислительные системы уже в СА - или должны там быть; компьютеры сегодня легки и малопотребляющи.

Средства связи - это да, но даже усилители имеют КПД получше, чем когда-то, и несколько меньше размеры и массу. Антенны тоже - механические конструкции можно делать из неметаллических материалов достаточно лёгкими.

Баки СЖО могут быть в СА.

Радиатор - это, несомненно, вещь, которую маленькой не сделаешь, но и тут пока ещё не все возможности использованы; капельные всё же достаточно лёгкие и эффективные.

СБ - тут несомненный прогресс по массам и эффективности.

Остаётся ДУ - которая в "лунных" вариантах используется слабо, так как работает Фрегат. Баки с топливом, маршевый ЖРД, баки наддува - это всё больше сотни кг - и неизвестно, насколько больше...

Надо смотреть.

[Reentrant]

Собираюсь сжечь ЖК/ЖВ топлива порядка полутора тонн, чуть меньше. Тяга двигателей 7,5 тонн, УИ 470 с. Работа порядка 15 секунд, гравитационные потери пренебрежимо малы - мы почти на орбите.

Еще и во времени работы двигателя ошибаетесь в разы.

[avmich]

Собираюсь сжечь ЖК/ЖВ топлива порядка полутора тонн, чуть меньше. Тяга двигателей 7,5 тонн, УИ 470 с. Работа порядка 15 секунд, гравитационные потери пренебрежимо малы - мы почти на орбите.

Еще и во времени работы двигателя ошибаетесь в разы.

Да, ошибся :) . Пересчитал - получилась 220 / (7500 кгс * 9,81 м/с2) / 27000 кг = 81 с.

Но это единственная ошибка пока что.

[Reentrant]

Да, ошибся . Пересчитал - получилась 220 / (7500 кгс * 9,81 м/с2) / 27000 кг = 81 с.

Но это единственная ошибка пока что.

Вы так и не поняли, что грав.потери не дадут вам вывести 27 тонн?

[avmich]

Реентрант, при всём уважении - Вы не представляете аргументов для своей критики.

Вы знаете, что при полёте по круговой орбите импульс по касательной не имеет гравпотерь?

[Reentrant]

Реентрант, при всём уважении - Вы не представляете аргументов для своей критики.

Вы знаете, что при полёте по круговой орбите импульс по касательной не имеет гравпотерь?

Вы не на круговой орбите. Вам кажется, что раз вы "почти" на круговой орбите, то это "почти" не имеет значения. Потому что с конкретными цифрами дела не имели. А вы посчитайте, сколько именно тяги нужно вложить в вертикальную составляющую при вашем "почти", и все поймете. Не умеете? Спросите, научу. Это детская задачка.