Воздушные старты Роджера

[Бродяга]

Ну допустим, а что, нельзя было испытать запуск двигателя тягой 200 тонн на другом самолёте, причём даже на нелетучем?

Какого двигателя?

А любого, какой тогда был, можно было взять РД-107, например.
 Да, у него тяга не 200 тонн но эффект был бы заметен и даже очень.

[Roger]

Первая версия МАКСа предусматривала суммарную тягу R=3x90=270 т, последняя R=2x200=400 т.
По крайней мере первый вариант ЭП был согласован с разработчиком Ан-225 и ведущими институтами.
Тяга у КР1.3 R=223 т, ниже согласованных величин.
Демонстрационные испытания прототипов  у нас в стране  как-то не были приняты (расчёты дешевле, гос. деньги обычно выделялись "под авторитет", если уже доверили - зачем демонстрация?).
А натурные испытания обычно проводились на этапе выпуска КД и позже когда надо было уже давать результат.

[Бродяга]

Первая версия МАКСа предусматривала суммарную тягу R=3x90=270 т, последняя R=2x200=400 т.
По крайней мере первый вариант ЭП был согласован с разработчиком Ан-225 и ведущими институтами.
Тяга у КР1.3 R=223 т, ниже согласованных величин.
Демонстрационные испытания прототипов  у нас в стране  как-то не были приняты (расчёты дешевле, гос. деньги обычно выделялись "под авторитет", если уже доверили - зачем демонстрация?).
А натурные испытания обычно проводились на этапе выпуска КД и позже когда надо было уже давать результат.

Ага, и мы имеем кучу аварий "Зенита" с такой практикой.
 В данном случае дело ещё хуже, потерять хоть один такой самолёт как Ан-225 это конец всей программы.

 Относительно тяги, ИМХО чтобы самолёт развалился от звуковых колебаний, достаточно будет тяги тонн в 100.

[Evgeniy]

Первая версия МАКСа предусматривала суммарную тягу R=3x90=270 т, последняя R=2x200=400 т.
По крайней мере первый вариант ЭП был согласован с разработчиком Ан-225 и ведущими институтами.
Тяга у КР1.3 R=223 т, ниже согласованных величин.
Демонстрационные испытания прототипов  у нас в стране  как-то не были приняты (расчёты дешевле, гос. деньги обычно выделялись "под авторитет", если уже доверили - зачем демонстрация?).
А натурные испытания обычно проводились на этапе выпуска КД и позже когда надо было уже давать результат.

Ага, и мы имеем кучу аварий "Зенита" с такой практикой.
 В данном случае дело ещё хуже, потерять хоть один такой самолёт как Ан-225 это конец всей программы.

 Относительно тяги, ИМХО чтобы самолёт развалился от звуковых колебаний, достаточно будет тяги тонн в 100.

Поставьте антивибрационные экраны и демпферы в узлах и будьте счастливы  
Хотите посмотреть на проблемы с вибрацией - обратитесь к опыту эксплуатации Ту-22 (самого первого, без модификаций). Вибрации были жуткие. Техсостав антивибрационные пояса носил, дабы не утягивало через каждые 5 секунд в кусты подальше от самолета. И ничего, никто не умер и техника все держала.
Опять же уровень аккустических нагрузок на Буране тоже не маленький при спуске в атмосфере, однако держит родимый  :roll:

[Бродяга]

Поставьте антивибрационные экраны и демпферы в узлах и будьте счастливы  
Хотите посмотреть на проблемы с вибрацией - обратитесь к опыту эксплуатации Ту-22 (самого первого, без модификаций). Вибрации были жуткие. Техсостав антивибрационные пояса носил, дабы не утягивало через каждые 5 секунд в кусты подальше от самолета. И ничего, никто не умер и техника все держала.
Опять же уровень аккустических нагрузок на Буране тоже не маленький при спуске в атмосфере, однако держит родимый  :roll:

Звуковые нагрузки от ЖРД настолько больше, что и в сравнение не идут с нагрузками от авиационных двигателей.
 Это, кстати, ещё одна проблема, не убьёт ли экипаж таким образом.

 Кроме того, я что-то не понял ещё одного момента.
 Каким образом достигается то, что факел от двигателя не попадает на самолёт?

[Evgeniy]

Звуковые нагрузки от ЖРД настолько больше, что и в сравнение не идут с нагрузками от авиационных двигателей.

В Дб пожалуйста, сколько.

Это, кстати, ещё одна проблема, не убьёт ли экипаж таким образом.

Я сидел в кабине Су-24М при движках на полном форсаже. Ни ж..й ни ушами никакого дискомфорта не ощущал, можно спокойно разговаривать. Уж на форсаже-то авиадвижок точно не легкий ветерок. Замечу что находится на аэродроме (в пределах прямой видимости) при этом шуме не очень приятно. Бетон трясет только в путь, а с ним и руки с ногами, уши в трубочку заворачиваются.

Кроме того, я что-то не понял ещё одного момента.
 Каким образом достигается то, что факел от двигателя не попадает на самолёт?

А что, мало способов этого избежать?  :shock:
А как же экранная защита от выхлопа? (На Ту-95 например стоит)  :shock:
А отклонение истекающей струи вверх?  :shock:
А уход носителя вниз до момента интенсивного разворота второй ступени по тангажу для увеличения угла наклона траектории?  :shock:
Если вы поищете, то сможете найти т.н. сборник статей под редакцией Глеба Евгеньевича Лозино-Лозинского с названием "Авиационно-космические системы". Там есть одна из статей, если я не ошибаюсь под авторством Дудара Э.Н., касательно вопросов построения траекторий для системы МАКС. Там конечно очень кратко, но описаны некорые интересующие вас вопросы, в том числе и приведена информация что при расчете расстыковки ступеней учитывалось ограничение по воздействия выхлопной струи ЖРД на носитель

[Roger]

Звуковые нагрузки от ЖРД настолько больше, что и в сравнение не идут с нагрузками от авиационных двигателей.
 Это, кстати, ещё одна проблема, не убьёт ли экипаж таким образом.

Ваши интуитивные ощущения, как говорится, к делу не пришьёшь. Здесь нужны цифры и замеры.
Вдогонку скажу такую вещь, что вначале МАКС представлялся от МАП (МинАвиаПром) т.е. "авиаторов" и защита проекта в МОМ (МинОбщеМаш) у "ракетчиков" была не такой формальной как может показаться сейчас.

Кроме того, я что-то не понял ещё одного момента.
 Каким образом достигается то, что факел от двигателя не попадает на самолёт?

А зачем ему попадать на самолёт, ему наоборот  параллельно требуется работать. Вы "кино" то посмотрели? Мне казалось там всё очевидно.

[Evgeniy]

Еще хочется добавить один момент по вопросу аккустических нагрузок.
В период создания Бурана был создан целый комплекс лабораторий (главным образом в ЦАГИ) по экспериментальному исследованию аккустических нагрузок на элементы конструкции. Были проведены многочисленные испытания. Кроме того, еще до этого существовала теоретическая основа возникновения шума. (для незнающих она очень близка с обычной газовой динамикой)
А кто занимался созданием Бурана? Молния. А МАКС кто разрабатывал? Тоже Молния. То есть объективно вся информация у них была. Уж наверное они вкурсе что и как делать.
Меня немного удивляет ваша точка зрения. Виды нагрузок, действующих на авиакосмический ЛА изучаются в курсе обычного проектирования ЛА. А уж специалисты НПО Молния, которые подготовили достаточно большое число специалистов явно не могли обойти этот немаловажный вопрос.

Хотя мне и без того интересно, как ракеты (практически жидкие оболочки) с их запасами прочности (в т.ч. и по усталостному нагружению) держат столь "огромные" нагрузки, а массивные и высокоресурсные авиационные оказывается нет. Что-то интересное.

[Бродяга]

Звуковые нагрузки от ЖРД настолько больше, что и в сравнение не идут с нагрузками от авиационных двигателей.

В Дб пожалуйста, сколько.

Я так думаю, что рядом с двигателем более 200, завтра посмотрю более точные данные.

Это, кстати, ещё одна проблема, не убьёт ли экипаж таким образом.

Я сидел в кабине Су-24М при движках на полном форсаже. Ни ж..й ни ушами никакого дискомфорта не ощущал, можно спокойно разговаривать. Уж на форсаже-то авиадвижок точно не легкий ветерок. Замечу что находится на аэродроме (в пределах прямой видимости) при этом шуме не очень приятно. Бетон трясет только в путь, а с ним и руки с ногами, уши в трубочку заворачиваются.

Сравнили.
 Акустические нагрузки пропорциональны то ли третьей, то ли четвёртой степени скорости вылета газовой струи, а у ТРДД она далеко не 3000 м/с, а сотни метров в секунду, не более.

Кроме того, я что-то не понял ещё одного момента.
 Каким образом достигается то, что факел от двигателя не попадает на самолёт?

А что, мало способов этого избежать?  :shock:
А как же экранная защита от выхлопа? (На Ту-95 например стоит)  :shock:
А отклонение истекающей струи вверх?  :shock:
А уход носителя вниз до момента интенсивного разворота второй ступени по тангажу для увеличения угла наклона траектории?  :shock:

Ага, можно отклонить истекающую струю вверх, тогда она создаст момент прижимающий хвост ракеты вниз и при отделении ракета повернётся струёй на самолёт.
 А если отклонить её вниз, то ракета уйдёт "правильно" — хвостом вперёд, но сожгёт носитель до ухода.

 Уход самолёта не поможет, все проблемы проявятся в процессе разделения и самолёту этого хватит.

Если вы поищете, то сможете найти т.н. сборник статей под редакцией Глеба Евгеньевича Лозино-Лозинского с названием "Авиационно-космические системы". Там есть одна из статей, если я не ошибаюсь под авторством Дудара Э.Н., касательно вопросов построения траекторий для системы МАКС. Там конечно очень кратко, но описаны некорые интересующие вас вопросы, в том числе и приведена информация что при расчете расстыковки ступеней учитывалось ограничение по воздействия выхлопной струи ЖРД на носитель

Спасибо, посмотрю, что придумал Лозино-Лозинский на эту тему, очень интересно.

[Бродяга]

Хотя мне и без того интересно, как ракеты (практически жидкие оболочки) с их запасами прочности (в т.ч. и по усталостному нагружению) держат столь "огромные" нагрузки, а массивные и высокоресурсные авиационные оказывается нет. Что-то интересное.

Ракеты дутые изнутри, потому жесткие.
 Кстати, при одном из стартов Н-1 акустическая вибрация оторвала трубопровод двигателя, по-моему в 4-м полёте.

[Бродяга]

Звуковые нагрузки от ЖРД настолько больше, что и в сравнение не идут с нагрузками от авиационных двигателей.
 Это, кстати, ещё одна проблема, не убьёт ли экипаж таким образом.

Ваши интуитивные ощущения, как говорится, к делу не пришьёшь. Здесь нужны цифры и замеры.
Вдогонку скажу такую вещь, что вначале МАКС представлялся от МАП (МинАвиаПром) т.е. "авиаторов" и защита проекта в МОМ (МинОбщеМаш) у "ракетчиков" была не такой формальной как может показаться сейчас.

Цифры я найду, а в отношении защиты в МОМ...
 Там много разных проектов защищали.

 И, между прочим, это ваша задача, показать, что разделение будет гладко на 100% без каких-либо вариантов. Над процессом отделения боковушек Р-7, например, нехило работали.

Кроме того, я что-то не понял ещё одного момента.
 Каким образом достигается то, что факел от двигателя не попадает на самолёт?

А зачем ему попадать на самолёт, ему наоборот  параллельно требуется работать. Вы "кино" то посмотрели? Мне казалось там всё очевидно.

Посмотрел.
 Во время "горки" вы отвернули двигатель от ЦМ ракеты, создавая момент, прижимающий хвост к нижней опоре. В результате в момент разделения ракета повернётся факелом к самолёту.
 Кстати, у вас что-то факел как-то расширяется маловато, как-никак высота более 9000, а факел такой прямой как у земли.

[Бродяга]

Кстати, Roger, вот ещё что непонятно.

 Вы делаете "горку" под углом 10 градусов? Таким образом у вас двигатель создаёт вертикальную тягу ~35 тонн.
 Как я вижу, площадь крыла ~120 метров, при нагрузке на крыло в 1 тонну подъёмная сила будет ~120 тонн.
 Как это ракета, при массе 246 тонн, вообще вверх подниматься будет, до того момента как она выработает тонн 80 топлива?

[khach]

..., созданный на основе реальных расчётов, 20-ти секундный блокбастер «Разделение»...

Спасибо, посмотрел, честно говоря не впечетлило. Вот если бы еще графики нагрузок и моментов в узлах крепления были, изгибающие моменты носителя и ракеты итд.
Короче, не в 20 веке живем. Просчитать отделение, когда задан закон движения, используя кад типа абакуса за ночь можно на домашнем компе. Давайте проверим силы действующие на носитель и ломающие ракету. Приймем пока все абсолютно твердыми телами. С выхлопом и акустикой будем разбираться потом.
Конечно, если у кого есть чертежи Мрии в варианте подходящем для импорта в CAD то можно просчитать работу всего силового набора самолета в процессе разделения. Но это прйдется на кластер впихиваться на рассчет.
А так языками трепать можно долго. Может действительно сорганизовать виртуальное КБ и хотя бы простейшие задачи просчитывать самостоятельно, тем более что вопросы лицензионного софта в этом случае никого не волнуют.

[Roger]

Во время "горки" вы отвернули двигатель от ЦМ ракеты, создавая момент, прижимающий хвост к нижней опоре. В результате в момент разделения ракета повернётся факелом к самолёту.

Если посмотреть внимательно (14-я секунда), то в момент разделения вектор тяги ЖРД направлен по оси РН.

Кстати, у вас что-то факел как-то расширяется маловато, как-никак высота более 9000, а факел такой прямой как у земли.

Вот здесь фото стартующего Аtlas V (c двигателем РД-180) "в профиль", что должно соответствовать РД-191. Получается поперечный размер факела у земли на 100% тяги - около 4-х метров (примерно равен диаметру РН). На "анимашке" при 100% тяги (на 14 с), в масштабе, поперечный размер факела я пока "установил" (ИМХО) около 8 метров.

[Roger]

Кстати, Roger, вот ещё что непонятно.

 Вы делаете "горку" под углом 10 градусов? Таким образом у вас двигатель создаёт вертикальную тягу ~35 тонн.
 Как я вижу, площадь крыла ~120 метров, при нагрузке на крыло в 1 тонну подъёмная сила будет ~120 тонн.
 Как это ракета, при массе 246 тонн, вообще вверх подниматься будет, до того момента как она выработает тонн 80 топлива?

Если посмотреть отчёт по расчёту здесь , то по траектории с 5-ой до 35-ой секунды высота полёта снижается до 8250 м, затем начинается набор.

[Roger]

..., созданный на основе реальных расчётов, 20-ти секундный блокбастер «Разделение»...

Спасибо, посмотрел, честно говоря не впечетлило. Вот если бы еще графики нагрузок и моментов в узлах крепления были, изгибающие моменты носителя и ракеты итд.
Короче, не в 20 веке живем. Просчитать отделение, когда задан закон движения, используя кад типа абакуса за ночь можно на домашнем компе. Давайте проверим силы действующие на носитель и ломающие ракету. Приймем пока все абсолютно твердыми телами. С выхлопом и акустикой будем разбираться потом.

Дело в том, что обычно имеет смысл считать нагрузки уже при проработке конкретной конструкции, на стадии рабочего проектирования со всеми сопутствующими делами (нормы прочности, сортамент материалов, привязанные к конкретному производству и пр.), а это уже должен быть финансируемый проект (время, люди, деньги и пр.).
Делать прикидки любой степени приближения можно в любое время, но это лишь прикидки.

Конечно, если у кого есть чертежи Мрии в варианте подходящем для импорта в CAD то можно просчитать работу всего силового набора самолета в процессе разделения. Но это прйдется на кластер впихиваться на рассчет.
А так языками трепать можно долго. Может действительно сорганизовать виртуальное КБ и хотя бы простейшие задачи просчитывать самостоятельно, тем более что вопросы лицензионного софта в этом случае никого не волнуют.

Никто не запрещает в порядке личной инициативы, в меру желания и времени.

[Бродяга]

Если посмотреть отчёт по расчёту здесь , то по траектории с 5-ой до 35-ой секунды высота полёта снижается до 8250 м, затем начинается набор.

А вы не пробовали уменьшить массу ракеты, раз уж не хотите увеличивать нагрузку на крыло?
 Кстати, какая у вас нагрузка на крыло?

[Бродяга]

Во время "горки" вы отвернули двигатель от ЦМ ракеты, создавая момент, прижимающий хвост к нижней опоре. В результате в момент разделения ракета повернётся факелом к самолёту.

Если посмотреть внимательно (14-я секунда), то в момент разделения вектор тяги ЖРД направлен по оси РН.

Ага, вот тут самолёт и обуглится...

Кстати, у вас что-то факел как-то расширяется маловато, как-никак высота более 9000, а факел такой прямой как у земли.

Вот здесь фото стартующего Аtlas V (c двигателем РД-180) "в профиль", что должно соответствовать РД-191. Получается поперечный размер факела у земли на 100% тяги - около 4-х метров (примерно равен диаметру РН). На "анимашке" при 100% тяги (на 14 с), в масштабе, поперечный размер факела я пока "установил" (ИМХО) около 8 метров.

На этой высоте давление ~0,3, так что реальнее будет метров 12.

 Потом, у вас ракета, что поднята на 16 метров над самолётом?

[Roger]

Если посмотреть отчёт по расчёту здесь , то по траектории с 5-ой до 35-ой секунды высота полёта снижается до 8250 м, затем начинается набор.

А вы не пробовали уменьшить массу ракеты, раз уж не хотите увеличивать нагрузку на крыло?
 Кстати, какая у вас нагрузка на крыло?

Арифметически, удельная нагрузка на крыло - 2735 кг/кв.м. Ну и?
Самый лучший вариант по ПН - вообще без крыла.
Но при этом провал по траектории до 7800 м и рост скоростного напора до 6000 кг/кв. м.
Выигрыш по ПН уйдёт на упрочнение конструкции.

[Roger]

Вот здесь фото стартующего Аtlas V (c двигателем РД-180) "в профиль", что должно соответствовать РД-191. Получается поперечный размер факела у земли на 100% тяги - около 4-х метров (примерно равен диаметру РН). На "анимашке" при 100% тяги (на 14 с), в масштабе, поперечный размер факела я пока "установил" (ИМХО) около 8 метров.

На этой высоте давление ~0,3, так что реальнее будет метров 12.

Если считать расход в струе одинаковым для земли и высотного старта, то обратнопропорциональны давлению будут площади поперечного сечения факела, отсюда, диаметры факела будут относится как Dв/Dз=sqr(1/0.3)=1.73. Я взял с запасом - 2.
Оставляем поперечный размер факела 8 м.

Потом, у вас ракета, что поднята на 16 метров над самолётом?

:shock: Нет, примерно 5,5 м от поверхности центроплана до оси РН.