Туристические круизы "Союзов" на Луну

[Bell]

Гравитационные потери зависят не от массы, а от продолжительности АУТ. И одно на другое не влияет.

Ну здрасьте. Увеличение массы при сохранении тяги к чему приводит?

Да-да, к чему приводит? Расчетиком не побалуете?
А чтоб сделать расчетик поинтересуйтесь сначала, есть ли вообще в формуле буква m .

V = a * t; a = F/m. Чем еще вас удивить?

Для особо одаренных там вон цветом выделил, что надо считать. Осилите?

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.

Нет. РД-0146Д тягой 7,5 тс, 1 шт. И ничего более.

Для меня новость что они находятся в зависимости от массы ступеней при заданной тяговооруженности и продолжительности работы двигателей.

Просветите, каким волшебным образом тяговооруженность остается "заданной" при наращивании массы ступеней. Вы смысл этого слова не забыли случайно? Так я напомню, это отношение тяги к МАССЕ.

Опечатка. Тяга двигателя. Фиксированная тяга, время работы и масса топлива. Переменная только масса ПН.

Да вы никаких других "эмуляторов" и не знаете, так что не надо тут строить из себя

Эт что, персональный наезд или праздное любопытство? Если второе, то кроме ратмановского листа я пользуюсь орбитером с дополнениями и иногда собственной самоделкой.

О! Это восхитительно! И как там в орбитере поживает КВТК с 7,5 т ПН на ГПО с Плесецка?

А в "ратман" кстати довольно упрощенное управление по тангажу, так что безоговорочно верить ему в этом плане нельзя. Не верите мне - спросите у Дмитрия. Хотя я подозреваю, что вы даже не знаете, где в "ратмане" выставляется программа тангажа...

Обсудим управление по тангажу в ратмане? Или вы так, просто нахамить?

Да-да! Обсудим! Что вы можете рассказать по этому поводу?

А если говорить о гравитационных потерях вообще, то наибольшая их доля для ЛЮБОЙ РН приходится на участок 1-й ступени, когда ракета летит наиболее вертикально. И на этом участке разница в массе ПН относительно общей массы системы не играет практически никакой роли.

На первой ступени "практически" не играет,

Ога. Не играет именно там, где они наибольшие

хотя для чистоты оценки и это игнорировать не стоит. На второй уже в большей степени. А на третьей вполне существенно.

Но на второй и третьей вклад гравпотерь в общие потери при выведении настолько мал, что вас это не спасет

Ну и хрен с ним, пусть получается эллипс. Тогда в апогее включается двигатель РБ и связка РБ-ПН довыводится на круговую опорную орбиту. Ну или куда ей там надо в конкретном случае.
Вы этого не знали, да?

Еще раз:

В ноль надо выводить к моменту выхода на круговую, иначе эллипс получится.

Bell, вы смысл этой фразы осознать в состоянии?

И еще раз - эллипс получается всегда и всем это пофиг. Кроме вас. Но может вы еще поймете...

[Bell]

У Ангары-5 проектные параметры не сильно далеки от оптимальных при заданной тяги ДУ ступеней.

Угу, в том-то и проблема, что РН построена не от оптимума ПН, а от привязки к конкретным движкам, которые осилила промышленность. По логике, следовало бы РН проектировать под задачу, а движки проектировать под РН. А у нас выходит наоборот, какие-то получились движки, под них делаем какую-то ракету, а потом думаем, как ее к покорению каких-нибудь лун присобачить... :lol:

Вот щас вы пытаетесь обсуждать вопрос, в котором, мягко говоря, ничего не понимаете.
Эта конкретная РН разрабатывалась по максимуму ПН (конкрентно - способность выводить на ГСО с Плесецка столько же, сколько Протон с Байконура). Не просто по оптимуму, а по максимуму. Причем неофициально считается, что заявленного максимума достичь так и не удалось.
Двигатели под нее проектировались специально - очень мощный высокоэффективный однокамерный РД-191 с глубоким дросселированием и не менее эффективный РД-0124. Хотя второй разрабатывался и для Р-7 тоже. Но РД-191 - конкретно под Ангару. И все его свойства - высокий УИ, большая тяга на камеру такого размера, глубокое дросселирование - все это специально заточено под Ангару-5. Не 1, не 3, а именно 5.

[Reentrant]

Опечатка. Тяга двигателя. Фиксированная тяга, время работы и масса топлива. Переменная только масса ПН.

Все равно, какая разница? Больше масса ПН -- больше масса всей конструкции -- меньше ускорение при той же тяге -- больше времени разгон до той же скорости. Длиннее ваш активный участок. Если зафиксируете время работы, получите меньшее приращение скорости, просто не выведете ПН на заданную орбиту.

О! Это восхитительно! И как там в орбитере поживает КВТК с 7,5 т ПН на ГПО с Плесецка?

Поглядим. Сегодня уже простите, поздновато, а на неделе займусь этим вопросом. Только давайте сразу проясним: с вами есть смысл содержательно обсуждать моделирование в орбитере, или это у вас так, полемики ради?

Да-да! Обсудим! Что вы можете рассказать по этому поводу?

А что конкретно вас интересует?

[Reentrant]

Двигатели под нее проектировались специально - очень мощный высокоэффективный однокамерный РД-191 с глубоким дросселированием и не менее эффективный РД-0124. Хотя второй разрабатывался и для Р-7 тоже. Но РД-191 - конкретно под Ангару. И все его свойства - высокий УИ, большая тяга на камеру такого размера, глубокое дросселирование - все это специально заточено под Ангару-5. Не 1, не 3, а именно 5.

Почему третья ступень такая мелкая? Ради максимума ПН она должна быть больше, и ДУ на ней, соответственно, мощнее.

[Bell]

Опечатка. Тяга двигателя. Фиксированная тяга, время работы и масса топлива. Переменная только масса ПН.

Все равно, какая разница? Больше масса ПН -- больше масса всей конструкции -- меньше ускорение при той же тяге -- больше времени разгон до той же скорости. Длиннее ваш активный участок. Если зафиксируете время работы, получите меньшее приращение скорости, просто не выведете ПН на заданную орбиту.

Так вот гравитационные потери за счет большего времени АУТ разгонного блока уже учтены в получаемой массе ПН

О! Это восхитительно! И как там в орбитере поживает КВТК с 7,5 т ПН на ГПО с Плесецка?

Поглядим. Сегодня уже простите, поздновато, а на неделе займусь этим вопросом. Только давайте сразу проясним: с вами есть смысл содержательно обсуждать моделирование в орбитере, или это у вас так, полемики ради?

Это что, слив?
У вас спрашивают - с какого бодуна вы решили, что Ангара уронит в океан ПН больше 28 т при наличие РБ. Все Фили смотрят на вас с надежной и тревогой. А вам лень часок в орбитере посидеть...

Да-да! Обсудим! Что вы можете рассказать по этому поводу?

А что конкретно вас интересует?

У вас короткая память. Напомню - "управление по тангажу в ратмане".

[Bell]

Двигатели под нее проектировались специально - очень мощный высокоэффективный однокамерный РД-191 с глубоким дросселированием и не менее эффективный РД-0124. Хотя второй разрабатывался и для Р-7 тоже. Но РД-191 - конкретно под Ангару. И все его свойства - высокий УИ, большая тяга на камеру такого размера, глубокое дросселирование - все это специально заточено под Ангару-5. Не 1, не 3, а именно 5.

Почему третья ступень такая мелкая?

Вам весь топик про Ангару пересказать? Потому что так пришлось делать из-за главной фишки - модульности пакета УРМов. Иначе эрзац-вторая ступень получается слишком маленькая со всеми вытекающими последствиями по ф-ле Циолковского.

Ради максимума ПН она должна быть больше, и ДУ на ней, соответственно, мощнее.

Надо же, кто бы мог подумать...

[Reentrant]

Так вот гравитационные потери за счет большего времени АУТ уже учтены в получаемой массе ПН

В какой массе, в 24.500 на НОО? И если ничего не меняя, навернуть 31 тонну, то они, по-вашему, будут ровно такие же? :lol:

Это что, слив? У вас спрашивают - с какого бодуна вы решили, что Ангара уронит в океан ПН больше 28 т при наличие РБ. Все Фили смотрят на вас с надежной и тревогой. А вам лень часок в орбитере посидеть...

Ясненько, значит, вам чисто повыеживаться. Ну, выеживайтесь.

Вам весь топик про Ангару пересказать? Потому что так пришлось делать из-за главной фишки - модульности пакета УРМов. Иначе эрзац-вторая ступень получается слишком маленькая со всеми вытекающими последствиями по ф-ле Циолковского.

Такой УРМ получается, что из него неудобно А1 и А3 делать? И это важнее, чем оптимальная А-5?

[Bell]

Так вот гравитационные потери за счет большего времени АУТ уже учтены в получаемой массе ПН

В какой массе, в 24.500 на НОО? И если ничего не меняя, навернуть 31 тонну, то они, по-вашему, будут ровно такие же? :lol:

Гравитационные потери на этапе работы РН? Такие же.

Это что, слив? У вас спрашивают - с какого бодуна вы решили, что Ангара уронит в океан ПН больше 28 т при наличие РБ. Все Фили смотрят на вас с надежной и тревогой. А вам лень часок в орбитере посидеть...

Ясненько, значит, вам чисто повыеживаться. Ну, выеживайтесь.

Ну вобщем 31 тонну на Ангаре вы объяснить не можете. А как дысала...

Вам весь топик про Ангару пересказать? Потому что так пришлось делать из-за главной фишки - модульности пакета УРМов. Иначе эрзац-вторая ступень получается слишком маленькая со всеми вытекающими последствиями по ф-ле Циолковского.

Такой УРМ получается, что из него неудобно А1 и А3 делать? И это важнее, чем оптимальная А-5?

Вам русским языком написано - целью была именно конкретно А-5. Остальное опционально. Чтоб с Плесецка на ГСО как Протоном с Байконура. Что тут непонятно?

[Reentrant]

Гравитационные потери на этапе работы РН? Такие же.

АУТ длиннее, а гравитационные потери такие же?

Ну вобщем 31 тонну на Ангаре вы объяснить не можете.

Ага, 31 тонну ПН на НОО при таких условиях я бы объяснить не смог. Но у вас столько и не выйдет. До НОО с КВТК дотянет тонны на полторы больше, чем без него (вместе с железом самого КВТК). Bell, а вы можете оценить гравитационные потери на участке довыведения с помощью КВТК на НОО? У меня цифра есть, интересно вашу увидеть.

Вам русским языком написано - целью была именно конкретно А-5. Остальное опционально. Чтоб с Плесецка на ГСО как Протоном с Байконура. Что тут непонятно?

Вклад 3 ступени А-5 в общую ХС всего 2340 м/с. Не кажется странным такое распределение ХС?

[avmich]

Эту бы тему оставить для этой темы, а грузовые возможности Ангары - вопрос, безусловно, интересный - в Ангаре.

Хотя мне кажется, что пока что данные и двигателей, и масс, и ПН достаточно неточные, чтобы принципиально ругаться 26 тонн или 27.

[Александр Ч.]

Гравитационные потери на этапе работы РН? Такие же.

АУТ длиннее, а гравитационные потери такие же?

Для первой ступени практически такой же АУТ. Не забывайте, А5 "пуляют" не над океаном или пустыней.

[Дмитрий В.]

У Ангары-5 проектные параметры не сильно далеки от оптимальных при заданной тяги ДУ ступеней.

Угу, в том-то и проблема, что РН построена не от оптимума ПН, а от привязки к конкретным движкам, которые осилила промышленность. По логике, следовало бы РН проектировать под задачу, а движки проектировать под РН. А у нас выходит наоборот, какие-то получились движки, под них делаем какую-то ракету, а потом думаем, как ее к покорению каких-нибудь лун присобачить... :lol:

Вообще-то, это распространенный - особенно на западе -подход к проектированию: максимум массы ПГ при заданной тяге двигателей ступеней. Простым языком: выжать из из распологаемой тяги все, что можно. При этом критерий оптимизации (целевая функция) - "тяговая отдача" - отношение массы ПГ к суммарной тяге ДУ ступеней.

[Дмитрий В.]

Почему третья ступень такая мелкая? Ради максимума ПН она должна быть больше, и ДУ на ней, соответственно, мощнее.

Она не маленькая, она практически оптимальная при тяге РД-0124А.

[Дмитрий В.]

Так вот гравитационные потери за счет большего времени АУТ уже учтены в получаемой массе ПН

В какой массе, в 24.500 на НОО? И если ничего не меняя, навернуть 31 тонну, то они, по-вашему, будут ровно такие же? :lol:

Гравитационные потери на этапе работы РН? Такие же.

Повыше чуток. :wink:

[Bell]

Гравитационные потери на этапе работы РН? Такие же.

АУТ длиннее, а гравитационные потери такие же?

У РН какой АУТ был такой и остался. Независимо от нагруженной на нее массы орбитального блока в составе например РБ и КА.
Перечитайте подчеркнутое 2 раза. Или 3. Или столько, сколько надо чтоб понять смысл текста.
О результатах сообщите.

Ну вобщем 31 тонну на Ангаре вы объяснить не можете.

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

Ну тогда тут 2 варианта - либо там мужики тупые, либо вы ошибаетесь. В первом случае вам надо их срочно просветить. Так адресок для письма дать?

Но у вас столько и не выйдет.

Выйдет. На эллиптическую орбиту с низким перигеем. На эллипс как вы выражаетесь.

До НОО с КВТК дотянет тонны на полторы больше, чем без него (вместе с железом самого КВТК). Bell, а вы можете оценить гравитационные потери на участке довыведения с помощью КВТК на НОО? У меня цифра есть, интересно вашу увидеть.

Не понимаю, зачем мне считать гравитационные потери РН, если довыведение за счет разгонного блока?

Вам русским языком написано - целью была именно конкретно А-5. Остальное опционально. Чтоб с Плесецка на ГСО как Протоном с Байконура. Что тут непонятно?

Вклад 3 ступени А-5 в общую ХС всего 2340 м/с. Не кажется странным такое распределение ХС?

Мне в Ангаре уже ничего не кажется странным, за прошедшие годы ее обсуждений надоело удивляться. Однако я вам вроде понятно и неоднократно объяснил, почему там такой маленький УРМ-2.

[Bell]

Так вот гравитационные потери за счет большего времени АУТ уже учтены в получаемой массе ПН

В какой массе, в 24.500 на НОО? И если ничего не меняя, навернуть 31 тонну, то они, по-вашему, будут ровно такие же? :lol:

Гравитационные потери на этапе работы РН? Такие же.

Повыше чуток. :wink:

Угу, чуток. Именно поэтому я завел разговор про программу тангажа Но это сущие копейки

[Reentrant]

Она не маленькая, она практически оптимальная при тяге РД-0124А.

Эт-то я понимаю, что оптимальная под РД-0124А. Вопрос был, почему сначала двигатель, а потом под него ракету, а не наоборот. И почему тогда двигатель всего на 30тс. Можно ведь было бы не 25, а и 30 тонн на НОО вытянуть. Сложно не сделать вывода, что больше ПН хозяевам проекта было просто не нужно. Решалась задача сделать примерно "Протон", но подешевле, потехнологичнее.

[Дмитрий В.]

Она не маленькая, она практически оптимальная при тяге РД-0124А.

Эт-то я понимаю, что оптимальная под РД-0124А. Вопрос был, почему сначала двигатель, а потом под него ракету, а не наоборот. И почему тогда двигатель всего на 30тс. Можно ведь было бы не 25, а и 30 тонн на НОО вытянуть. Сложно не сделать вывода, что больше ПН хозяевам проекта было просто не нужно. Решалась задача сделать примерно "Протон", но подешевле, потехнологичнее.

Исключительно соображения стоимости. Разработку еще одного двигателя (помимо РД0124, РД-171М и РД-191) Россия просто не потянула бы. Ну, и небольшой нюанс: при использовании более тяговитого ЖРД, масса перераспределилась бы в пользу третьей ступени, в результате чего и так тщедушный УРМ-1 сал бы еще меньше.

[Bell]

Она не маленькая, она практически оптимальная при тяге РД-0124А.

Эт-то я понимаю, что оптимальная под РД-0124А. Вопрос был, почему сначала двигатель, а потом под него ракету, а не наоборот. И почему тогда двигатель всего на 30тс. Можно ведь было бы не 25, а и 30 тонн на НОО вытянуть. Сложно не сделать вывода, что больше ПН хозяевам проекта было просто не нужно. Решалась задача сделать примерно "Протон", но подешевле, потехнологичнее.

Спасибо, поржал.
Что не фраза, то в охумору.

[Дмитрий В.]

А в "ратман" кстати довольно упрощенное управление по тангажу, так что безоговорочно верить ему в этом плане нельзя. Не верите мне - спросите у Дмитрия. Хотя я подозреваю, что вы даже не знаете, где в "ратмане" выставляется программа тангажа...

В "СР" как раз программа тангажа в общем даже несколько сложнее часто применяющихся в реальности ("линейный тангенс" против линейной или кусочно-линейной). Правда, реальные программы тангажа осложнены переходными участками, исключающими разрывы в программе (в реальности угловые скорости и ускорения не могут быть бесконечно большими).