Воздушные старты Роджера

[Бродяга]

Кстати, а вы не рассматривали влияние стартового угла наклона траектории на мю_ПН второй ступени?

Пока не планирую целенаправленно заниматься этим вопросом. Угол наклона траектории нельзя "назначить", а при обеспечении директивно заданных значений возникают различные побочные проблемы и ограничения, которые могут повлиять на результат.

Каких ещё "проблем" вам не хватает при росте скоростного напора на участке выведения до 4,5 тонн на квадратный метр?

[Roger]

Скажите, почему у вас носитель проваливается после разделения, ему что, подъёмной силы не хватает?

Ракета-носитель КР2 "проваливается" потому, что подъёмной силы не хватает, т.к. площадь крыла выбрана по максимуму мюПН  с учётом  других факторов, а самолёт-носитель в этом случае "сознательно проваливается", чтобы запуск ЖРД КР2 состоялся на некоторой дистанции от CН.
Вы же этого страстно желали .

Каких ещё "проблем" вам не хватает при росте скоростного напора на участке выведения до 4,5 тонн на квадратный метр?  

Если это вопрос к Evgeniy, то таки да.

[Бродяга]

Скажите, почему у вас носитель проваливается после разделения, ему что, подъёмной силы не хватает?

Ракета-носитель КР2 "проваливается" потому, что подъёмной силы не хватает, т.к. площадь крыла выбрана по максимуму мюПН  с учётом  других факторов, а самолёт-носитель в этом случае "сознательно проваливается", чтобы запуск ЖРД КР2 состоялся на некоторой дистанции от CН.
Вы же этого страстно желали .

Тогда посмотрите свою анимацию разделения.

 После разделения ракета спикирует прямо на самолёт-носитель.

 А потом попробуйте увеличить сухую массу первой ступени и крыло в два раза и просчитайте разгон без "провала", получите ту же ПН, может несколько меньше.

 Да, неплохо бы тяговооруженность увеличить до 1.5, но это нужен другой двигатель, например два НК-33.

[Roger]

После разделения ракета спикирует прямо на самолёт-носитель.

Ну не спикирует, а станет терять высоту с увеличением угла тангажа, но к этому времени СН уже должен давно с креном "отвалить" и набирать высоту.

А потом попробуйте увеличить сухую массу первой ступени и крыло в два раза и просчитайте разгон без "провала", получите ту же ПН, может несколько меньше.
Да, неплохо бы тяговооруженность увеличить до 1.5, но это нужен другой двигатель, например два НК-33.

Так каждый дурвк сможет .
Не, это не круто .

[Бродяга]

После разделения ракета спикирует прямо на самолёт-носитель.

Ну не спикирует, а станет терять высоту с увеличением угла тангажа, но к этому времени СН уже должен давно с креном "отвалить" и набирать высоту.

Я так думаю, что с таким "мелким" крылом спикирует и очень быстро.
 Кстати, ИМХО, вам нужны крылышки спереди для уменьшения пикирующего момента, у вас они вроде есть, но какие-то уж больно небольшие.

А потом попробуйте увеличить сухую массу первой ступени и крыло в два раза и просчитайте разгон без "провала", получите ту же ПН, может несколько меньше.
Да, неплохо бы тяговооруженность увеличить до 1.5, но это нужен другой двигатель, например два НК-33.

Так каждый дурвк сможет .
Не, это не круто .

Зато девайс станет более-менее реальным.

 Даже при том разделении, которое вы нарисовали, самолёту надо "линять", а это терминально в практическом случае.
 Подвергать опасности самолёт никто не будет.

[Evgeniy]

Кстати, а вы не рассматривали влияние стартового угла наклона траектории на мю_ПН второй ступени?

Пока не планирую целенаправленно заниматься этим вопросом. Угол наклона траектории нельзя "назначить", а при обеспечении директивно заданных значений возникают различные побочные проблемы и ограничения, которые могут повлиять на результат.

Каких ещё "проблем" вам не хватает при росте скоростного напора на участке выведения до 4,5 тонн на квадратный метр?

Не понял суть вопроса  :?

[Evgeniy]

После разделения ракета спикирует прямо на самолёт-носитель.

Ну не спикирует, а станет терять высоту с увеличением угла тангажа, но к этому времени СН уже должен давно с креном "отвалить" и набирать высоту.

Я так думаю, что с таким "мелким" крылом спикирует и очень быстро.

:shock:
Ну вы, блин, даете. Что значит спикирует?
 Как может КР двигающаяся под действием силы тяжести и положительной подъемной силы обогнать СН, который задействует силу тяжести и отрицательную подъемную силу крыла?  :shock:
Все нормально в ролике. Нет там никаких нестыковок.

[Бродяга]

:shock:
Ну вы, блин, даете. Что значит спикирует?
 Как может КР двигающаяся под действием силы тяжести и положительной подъемной силы обогнать СН, который задействует силу тяжести и отрицательную подъемную силу крыла?  :shock:
Все нормально в ролике. Нет там никаких нестыковок.

Вы площадь крыла заценили?

 У него не хватит подъёмной силы, потому и ракета проваливается ниже 7000.

[Evgeniy]

Даже при том разделении, которое вы нарисовали, самолёту надо "линять", а это терминально в практическом случае.
 Подвергать опасности самолёт никто не будет.

Да не все так страшно. Разъедутся. тем более, что для этого расстояния в 85 метров по высоте в момент запуска ЖРД вполне достаточно.

[Бродяга]

Даже при том разделении, которое вы нарисовали, самолёту надо "линять", а это терминально в практическом случае.
 Подвергать опасности самолёт никто не будет.

Да не все так страшно. Разъедутся. тем более, что для этого расстояния в 85 метров по высоте в момент запуска ЖРД вполне достаточно.

Они вообще не разделятся "таким вот образом".

 "Шаттловское разделение" возможно только при нормальной подъёмной силе.

[Evgeniy]

:shock:
Ну вы, блин, даете. Что значит спикирует?
 Как может КР двигающаяся под действием силы тяжести и положительной подъемной силы обогнать СН, который задействует силу тяжести и отрицательную подъемную силу крыла?  :shock:
Все нормально в ролике. Нет там никаких нестыковок.

Вы площадь крыла заценили?

 У него не хватит подъёмной силы, потому и ракета проваливается ниже 7000.

Ну и пусть себе проваливается. Что ракета от этого теряет?

[Бродяга]

Ну и пусть себе проваливается. Что ракета от этого теряет?

Посмотрите траекторию и график скоростного напора.

[Evgeniy]

Даже при том разделении, которое вы нарисовали, самолёту надо "линять", а это терминально в практическом случае.
 Подвергать опасности самолёт никто не будет.

Да не все так страшно. Разъедутся. тем более, что для этого расстояния в 85 метров по высоте в момент запуска ЖРД вполне достаточно.

Они вообще не разделятся "таким вот образом".

 "Шаттловское разделение" возможно только при нормальной подъёмной силе.

Ну вы сравнили. А в Шаттле нормальная подъемная сила, обеспечивающая разделение к чему прикладывается? А в предлагаемом случае?

[Бродяга]

Ну вы сравнили. А в Шаттле нормальная подъемная сила, обеспечивающая разделение к чему прикладывается? А в предлагаемом случае?

Вообще она прикладывается к Шаттлу, а в данном случае должна быть приложена к этой крылатой ракете.

[Evgeniy]

Ну и пусть себе проваливается. Что ракета от этого теряет?

Посмотрите траекторию и график скоростного напора.

Не вижу ничего угрожающе страшного

[Evgeniy]

Ну вы сравнили. А в Шаттле нормальная подъемная сила, обеспечивающая разделение к чему прикладывается? А в предлагаемом случае?

Вообще она прикладывается к Шаттлу, а в данном случае должна быть приложена к этой крылатой ракете.

Ну вообще то говоря, не очень-то она должна. Даже не обязана.
Разделение происходит за счет разницы между нормальными силами на расстыкуемых элементах. У Шаттла отстыковывается сам самолет. А в рассматриваемом случае отстыковывается скорее СН. По своей сути (с позиции обеспечения заданного расстояния между ступенями) разницы никакой, кроме того, что обеспечить потребной подъемной силой СН проще, чем находящуюся на нем КР

[Evgeniy]

Кстати, при рассмотрении траектории полета второй ступени можно заметить, что ее легко можно разделить на 2 участка.
Атмосферный и космический. Излом траектории акурат около 85 км.
Можно даже сказать, что космический участок очень похож на стандартную программу линейного тангенса угла тангажа.
А атмосферный участок в данном случае - это оптимальная траектория выхода на указанную программу.
Подобная картина конечно и без графика напрашивается, но в данном случае можно подтвердить суждения опытом.

[Бродяга]

Ну вообще то говоря, не очень-то она должна. Даже не обязана.
Разделение происходит за счет разницы между нормальными силами на расстыкуемых элементах. У Шаттла отстыковывается сам самолет. А в рассматриваемом случае отстыковывается скорее СН. По своей сути (с позиции обеспечения заданного расстояния между ступенями) разницы никакой, кроме того, что обеспечить потребной подъемной силой СН проще, чем находящуюся на нем КР

Замечательно, самолёт ушел вниз, у КР не хватает подъёмной силы, да ещё имеется длинный нос, который обеспечивает пикирующий момент.

 С какой стати она немедленно не полетит вниз, не догонит самолёт и в него не впечатается?

[Бродяга]

Кстати, при рассмотрении траектории полета второй ступени можно заметить, что ее легко можно разделить на 2 участка.
Атмосферный и космический. Излом траектории акурат около 85 км.
Можно даже сказать, что космический участок очень похож на стандартную программу линейного тангенса угла тангажа.
А атмосферный участок в данном случае - это оптимальная траектория выхода на указанную программу.
Подобная картина конечно и без графика напрашивается, но в данном случае можно подтвердить суждения опытом.

Ага, и нужен обтекатель на скоростной напор 4,5 тонны, ну и чтобы крылья не поотрывало, разумеется.

[Evgeniy]

Ну вообще то говоря, не очень-то она должна. Даже не обязана.
Разделение происходит за счет разницы между нормальными силами на расстыкуемых элементах. У Шаттла отстыковывается сам самолет. А в рассматриваемом случае отстыковывается скорее СН. По своей сути (с позиции обеспечения заданного расстояния между ступенями) разницы никакой, кроме того, что обеспечить потребной подъемной силой СН проще, чем находящуюся на нем КР

Замечательно, самолёт ушел вниз, у КР не хватает подъёмной силы, да ещё имеется длинный нос, который обеспечивает пикирующий момент.

 С какой стати она немедленно не полетит вниз, не догонит самолёт и в него не впечатается?

Ну и что, что пикирующий момент. Его и поправить можно. Да и не в нем дело. Пикирующий момент оказывает влияниена малое движение ракеты (терминология из динамики полета самолетов). А в данном случае имеет значение большое движение, в данном случае движение КР как материальной точки. И тут важнейшим показателем является скорость падения угла наклона траектории, определяющая крутизну нисходящей траектории. А вот что эта самая скорость у СН будет выше из-за принудительного создания отрицательной подъемной силы на СН надеюсь вы спорить не будете?