Воздушные старты Роджера

[Roger]

Полёт без включения двигателей ничего особо сложного для расчёта не требует. И если я не прав, то скажите что именно там такое сложное? Аэродинамические потери - по формуле Ньютона. Движение - расчётом орбит каждую секунду. Вот собственно и всё.

Ну если если так всё чудно, тогда - в путь, желаю удачи.

1) Если вы не заметили вопроса, то выделяю его специально для вас жирным шрифтом. Есть что возразить по существу вопроса? Если нет, то так и скажите.

При моделировании физических процессов мат. методами всё зависит от задач, которые решаются при этом. Сложность модели зависит от степени детализации. Если простая модель Вас устраивает - слава богу - меня тем более, я не собираюсь навязывать свои представления о реальности и фантазиях.

2) Удачи лучше пожелайте самому себе. С такими формулами как эта вам без неё никуда:

Далась Вам эта формула.
Эта функция решает очень специфическую задачу, позволяет оптимизировать сложный физический процесс, который иначе никак нельзя моделировать, кроме как испытаниями, и здесь длина формулы не показатель.
Что касается вопроса сложности: вот, например, какую упрощённую систему уравнений я использовал для расчётов движения самолёта-носителя на режиме "горка":
http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page315.htm

[Roger]

Я хотел сказать, что эти графики не имеют природы "физической закономерности", а именно — являются просто обобщением опыта практической деятельности, которой свойственно создавать "нечто подобное".

Дело в том, что в процессе создания техники проявляется её "физическая сущность".
Практика, как критерий истины, определяет закономерности, которые постепенно проявляются, становятся очевидными.
Кстати, в методике определения сухой массы конструкции по площади омываемой поверхности, рассматривющей ЛА как высокотехнологическую оболочку, нагруженную внешними и внутренними силами и содержащую всю массу аппарата, "больше физичности", чем при использовании критерия массового совершенства конструкции (?!), Мсух/Мт, физический смысл которого, по крайней мере для меня, непонятен.

[Кенгуру]

Полёт без включения двигателей ничего особо сложного для расчёта не требует. И если я не прав, то скажите что именно там такое сложное? Аэродинамические потери - по формуле Ньютона. Движение - расчётом орбит каждую секунду. Вот собственно и всё.

Ну если если так всё чудно, тогда - в путь, желаю удачи.

1) Если вы не заметили вопроса, то выделяю его специально для вас жирным шрифтом. Есть что возразить по существу вопроса? Если нет, то так и скажите.

При моделировании физических процессов мат. методами всё зависит от задач, которые решаются при этом. Сложность модели зависит от степени детализации. Если простая модель Вас устраивает - слава богу - меня тем более, я не собираюсь навязывать свои представления о реальности и фантазиях.

А что более сложная модель даёт по сравнению с той которую я уже огласил и за счёт чего?

Что может привнести некая более сложная модель в задачу двух тел? Какие-то новые секретные суперформулы, которые могут произвести революцию? Сомневаюсь.

А в расчёте аэродинамики что? Там Сх гуляет в огромных пределах. Невозможно его определить с точностью хотя бы до третьего знака. Какой смысл повышать точность всего остального до двадцатого знака после запятой, если главный параметр у нас колышется чуть ли не на несколько десятков процентов?

2) Удачи лучше пожелайте самому себе. С такими формулами как эта вам без неё никуда:

Далась Вам эта формула.
Эта функция решает очень специфическую задачу, позволяет оптимизировать сложный физический процесс, который иначе никак нельзя моделировать, кроме как испытаниями, и здесь длина формулы не показатель.
Что касается вопроса сложности: вот, например, какую упрощённую систему уравнений я использовал для расчётов движения самолёта-носителя на режиме "горка":
http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page315.htm[/quote]

Первая же формула P-Q. Что такое Q - нигде не написано.
Вторая формула содержит Y. Что есть Y - тоже непонятно.
Почему не учитывается вращение Земли, которое даёт на экваторе аж 460 метров в секунду - не ясно.

Вообще не понятно что именно тут дано и что считаем. И в какой последовательности.

[Roger]

... вот, например, какую упрощённую систему уравнений я использовал для расчётов движения самолёта-носителя на режиме "горка":
http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page315.htm

Первая же формула P-Q. Что такое Q - нигде не написано.
Вторая формула содержит Y. Что есть Y - тоже непонятно.
Почему не учитывается вращение Земли, которое даёт на экваторе аж 460 метров в секунду - не ясно.
Вообще не понятно что именно тут дано и что считаем. И в какой последовательности.

Считаем параметры траектории комплекса (самолёт-носитель с РН на спине) перед разделением (пуском РН). Маневр выполняется с включением маршевого двигателя РН.
Расчёт в скоростной системе координат (читать раздел теории - ЧРТ).
Общий случай уравнений движения тела переменной массы (ЧРТ) можно упростить за счёт параметров, которые заведомо не влияют на результат (они перечислены, в частности для самолёта радиус земли - пофиг, в отличии от стремительно несущегося с космической скоростью поезда)
Рассчитываемые параметры траектории - величины производных в левой части дифф. уравнений (на всякий случай - обозначены буквами с точкой): V (скорость),

[zyxman]

Так у вас самолет движется баллистически?
Cx и Cy довольно серьезно изменяются в зависимости от угла атаки и конечно от скорости, плюс если горка достаточно велика, то и плотность атмосферы тоже успеет измениться (а она тоже фигурирует в формуле подъемной силы, а также от плотности зависит скорость звука), плюс турбулентность хоть и небольшая есть и у стратосферы.
Так что получается еще один критерий оптимизации траектории (и пожалуй главный) - быть как можно ближе к центру коридора минимальной/максимальной скоростей (минимальная скорость определяется срывом потока а максимальная прочностью конструкции и махами); ну если только у вас не рассматривается ЛА с динамической геометрией крыла

[Бродяга]

Я хотел сказать, что эти графики не имеют природы "физической закономерности", а именно — являются просто обобщением опыта практической деятельности, которой свойственно создавать "нечто подобное".

Дело в том, что в процессе создания техники проявляется её "физическая сущность".

Несомненно.
 Несомненно то, что "Физическая сущность" техники проявляется в процессе её создания.

 Но ещё в большей степени проявляются технико-экономические возможности её создателя и социально-экономические потребности её заказчика.
 В рамках одних и тех же физических ограничений можно создать очень разные конструкциии, в зависимости от того как и зачем их создавать.

Практика, как критерий истины, определяет закономерности, которые постепенно проявляются, становятся очевидными.

Практика не критерий "истины", а критерий практической полезности.

Кстати, в методике определения сухой массы конструкции по площади омываемой поверхности, рассматривющей ЛА как высокотехнологическую оболочку, нагруженную внешними и внутренними силами и содержащую всю массу аппарата, "больше физичности", чем при использовании критерия массового совершенства конструкции (?!), Мсух/Мт, физический смысл которого, по крайней мере для меня, непонятен.

Я могу вам объяснить для ракетных баков физический смысл массового совершенства.
 Масса бака пропорциональна массе топлива при прочих равных, массовое совершенство характеризует качество изготовления бака.

 Для остальных элементов ракеты наверняка действуют подобные же закономерности, но я не могу их сейчас так просто сформулировать.

 Что касается методики определения массы по площади поверхности, я не спорю, что она действует, только это "методика постфактум".

[Roger]

Так у вас самолет движется баллистически?
Cx и Cy довольно серьезно изменяются в зависимости от угла атаки и конечно от скорости, плюс если горка достаточно велика, то и плотность атмосферы тоже успеет измениться (а она тоже фигурирует в формуле подъемной силы, а также от плотности зависит скорость звука), плюс турбулентность хоть и небольшая есть и у стратосферы.
Так что получается еще один критерий оптимизации траектории (и пожалуй главный) - быть как можно ближе к центру коридора минимальной/максимальной скоростей (минимальная скорость определяется срывом потока а максимальная прочностью конструкции и махами); ну если только у вас не рассматривается ЛА с динамической геометрией крыла

В этом расчёте просто находятся параметры траектории в конце маневра (время 14 с) с заданной предельной поперечной перегрузкой. Важно знать максимально достижимую высоту и угол наклона траектории.

[Roger]

...массовое совершенство характеризует качество изготовления бака.

Не могу согласится.
Берём ТТУ и ракету на жидком топливе: соотношение Мт/Мсух у них разное просто из-за конструктивного различия.
Ну, и при чём тут качество изготовления?

[zyxman]

В этом расчёте просто находятся параметры траектории в конце маневра (время 14 с) с заданной предельной поперечной перегрузкой. Важно знать максимально достижимую высоту и угол наклона траектории.

Дело в том что ввиду уменьшения с высотой плотности воздуха, для достижения той-же подъемной силы требуется большая скорость и естественно растет и скорость сваливания, и в то же время уменьшается скорость звука. За 14с оно меняется не на десятки процентов но все равно достаточно заметно.
В первом приближении это учитывается достаточно просто - буквально добавляется плотность с коэффициентом.

[Roger]

В этом расчёте просто находятся параметры траектории в конце маневра (время 14 с) с заданной предельной поперечной перегрузкой. Важно знать максимально достижимую высоту и угол наклона траектории.

Дело в том что ввиду уменьшения с высотой плотности воздуха, для достижения той-же подъемной силы требуется большая скорость и естественно растет и скорость сваливания, и в то же время уменьшается скорость звука. За 14с оно меняется не на десятки процентов но все равно достаточно заметно.
В первом приближении это учитывается достаточно просто - буквально добавляется плотность с коэффициентом.

Можно, конечно, и так, но здесь принимаем, что эти нюансы компенсируются управлением (поперечная перегрузка=const) и, к тому же, тяга ЖРД обеспечивает запас по скорости.

[Roger]

В копилку воздушного старта:

Концепция ракеты-носителя КР 1.3 с горизонтальным воздушным стартом:





Характеристика РН.....Ангара 1.2...Союз-У........КР 1.3

Масса ПН*, т...................3.7..........6.3(6.85)......7.8(8.1)
Стартовая масса, т........171.5..........305,9...........246,2
Кол. марш. дв. 1 ст............1................5..................1
Радиус действия, км..........--...............--.........1380(2700**)

*  Величина ПН приведена для орбиты 200/200/63 (Плесецк),
значения в скобках даны для орбиты 200/200/51 (Байконур)[/size]
**  С дозаправкой СН после пуска РН [/size]

http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page651.htm

Комментарий.

Собственно, что предлагается:

1) Используем железо, которое есть или будет вот-вот.
а) берём Ангару 1.2;
б) в габаритах УРМ-1 делаем бак окислителя (удаляем межбак);
в) "навешиваем" бак керосина в виде крыла;
г)  РД-191 дарабатывем под высотный старт (насадок).
д) устанавливаем всё это хозяйство на Ан-225.

2) Получаем:
а) Увеличение ПН в два раза при приемлемых расходах;
б) Мобильный (множество вариантов логистики), достаточно простой старт;
в) Перспективы модернизации и развития вплоть до пусков "Прогрессов" и "Союзов" и т.д.

[Бродяга]

...массовое совершенство характеризует качество изготовления бака.

Не могу согласится.
Берём ТТУ и ракету на жидком топливе: соотношение Мт/Мсух у них разное просто из-за конструктивного различия.
Ну, и при чём тут качество изготовления?

Может ещё для сравнения электричку добавим?

 Я говорил о топливных баках под жидкое топливо.

[Бродяга]

Что касается вопроса сложности: вот, например, какую упрощённую систему уравнений я использовал для расчётов движения самолёта-носителя на режиме "горка":
http://www.rogersite.alfamoon.com/pages/05page315.htm

Не понял зачем вообще нужна "горка" если ракета крылатая.

 Ракету можно просто отделить как Шаттл при лётных испытаниях и потом запускать двигатель.

[Бродяга]

Roger ещё один вопросик к вам.

 Вы можете прикинуть эффективность такой схемы: ракета состоит из трёх одинаковых модулей, каждый из которых "двухступенчатая ракета" — состоит из большого модуля "первой ступени" и меньшего модуля "второй ступени".

 При старте запускаются три модуля "первой ступени", из боковых модулей в центр идёт перекачка топлива.
 Первое разделение — отделяются два боковых модуля "первой ступени", полёт продолжает центральный модуль "первой ступени" и три модуля "второй ступени".
 Второе разделение — отделяется центральный модуль "первой ступени", включаются двигатели трёх модулей "второй ступени", где тоже из боковушек в центральный модуль производится перекачка топлива.
 Третье разделение — отделяются боковые модули "второй ступени", полёт продолжает центральный модуль "второй ступени" и ПН.

[Roger]

...массовое совершенство характеризует качество изготовления бака.

Не могу согласится.
Берём ТТУ и ракету на жидком топливе: соотношение Мт/Мсух у них разное просто из-за конструктивного различия.
Ну, и при чём тут качество изготовления?

Может ещё для сравнения электричку добавим?

Обязательно! Электричка в качестве изготовления (без смеха) ещё больше нуждается , чем топливные баки.

Я говорил о топливных баках под жидкое топливо.

А я говорил об универсальном критерии, или, по крайней мере, о здравом , то бишь физическом смысле оного.

[Бродяга]

Может ещё для сравнения электричку добавим?

Обязательно! Электричка в качестве изготовления (без смеха) ещё больше нуждается , чем топливные баки.

Это я с вами согласен на все 100%.

Я говорил о топливных баках под жидкое топливо.

А я говорил об универсальном критерии, или, по крайней мере, о здравом , то бишь физическом смысле оного.

Не бывает.  

[Roger]

.. Не понял зачем вообще нужна "горка" если ракета крылатая.
Ракету можно просто отделить как Шаттл при лётных испытаниях и потом запускать двигатель.

Ход мыслей следующий.
Полёт СН перед пуском проходит на практическом потолке, запасы по управлению малы, космический ЛА (КЛА) - на спине. Просто разделиться не получится, придётся набирать скорость в пикировании, а она уже максимальная. Варианты с недобором высоты и скорости перед маневром заведомо хуже. К тому же, всё равно требуется гарантировано перед разделением запустить маршевый двигатель КЛА. Поэтому, используя выход на режим маршевых ЖРД КЛА получаем дополнительное приращение тяги (т.е.запас на управление) и одновременно, переходя на кабрирование получаем увеличение угла наклона траектории, который нам во всех смыслах в плюс и, одновременно, примерно постоянную скорость при увеличении высоты, а это тоже в плюс. Единственное ограничение, всё это проводится за счёт рабочего запаса топлива на выведение и, манёвр надо сделать как можно короче.
Как-то так.
Поэтому - горка.

[Бродяга]

.. Не понял зачем вообще нужна "горка" если ракета крылатая.
Ракету можно просто отделить как Шаттл при лётных испытаниях и потом запускать двигатель.

Ход мыслей следующий.
Полёт СН перед пуском проходит на практическом потолке, запасы по управлению малы, космический ЛА (КЛА) - на спине. Просто разделиться не получится, придётся набирать скорость в пикировании, а она уже максимальная. Варианты с недобором высоты и скорости перед маневром заведомо хуже.

Вы мелочитесь, если разделение будет на 1-2 километра ниже существенной разницы в преимуществах от воздушного старта не будет.

К тому же, всё равно требуется гарантировано перед разделением запустить маршевый двигатель КЛА.

Зачем? Чтобы сжечь самолёт-носитель?

Поэтому, используя выход на режим маршевых ЖРД КЛА получаем дополнительное приращение тяги (т.е.запас на управление) и одновременно, переходя на кабрирование получаем увеличение угла наклона траектории, который нам во всех смыслах в плюс и, одновременно, примерно постоянную скорость при увеличении высоты, а это тоже в плюс. Единственное ограничение, всё это проводится за счёт рабочего запаса топлива на выведение и, манёвр надо сделать как можно короче.

Ерунда всё это сравнительно с безопасностью самолёта-носителя.

Как-то так.
Поэтому - горка.

Не нужна она, самолёт с 200-250 тоннами "на спине" и так летит на предельном режиме, не следует его "грузить" ещё больше.

[Roger]

Roger ещё один вопросик к вам.

 Вы можете прикинуть эффективность такой схемы: ракета состоит из трёх одинаковых модулей, каждый из которых "двухступенчатая ракета" — состоит из большого модуля "первой ступени" и меньшего модуля "второй ступени".

 При старте запускаются три модуля "первой ступени", из боковых модулей в центр идёт перекачка топлива.
 Первое разделение — отделяются два боковых модуля "первой ступени", полёт продолжает центральный модуль "первой ступени" и три модуля "второй ступени".
 Второе разделение — отделяется центральный модуль "первой ступени", включаются двигатели трёх модулей "второй ступени", где тоже из боковушек в центральный модуль производится перекачка топлива.
 Третье разделение — отделяются боковые модули "второй ступени", полёт продолжает центральный модуль "второй ступени" и ПН.

Четыхёхступенчатый ракетный поезд? Где-то я это уже слышал.
Эффективность схемы оценить сложно, так как всё очень не конкретно.
Если только качественно:
В плюсе - отделение ненужной массы по мере выработки, меньше паразитных затрат энергии.
Зато почти всё остальное в минус:
- усложнение конструкции и как следстствие, снижение надёжности и рост массы на связях, средствах разделения, ПГС и т.п.
- увеличение количества двигателей -> рост стоимости, снижение надёжности, рост массы.
- и т.д.
Неизвестно что перевесит, моё мнение - на 99% перевесят минусы.

[Бродяга]

Четыхёхступенчатый ракетный поезд? Где-то я это уже слышал.
Эффективность схемы оценить сложно, так как всё очень не конкретно.
Если только качественно:
В плюсе - отделение ненужной массы по мере выработки, меньше паразитных затрат энергии.
Зато почти всё остальное в минус:
- усложнение конструкции и как следстствие, снижение надёжности и рост массы на связях, средствах разделения, ПГС и т.п.
- увеличение количества двигателей -> рост стоимости, снижение надёжности, рост массы.
- и т.д.
Неизвестно что перевесит, моё мнение - на 99% перевесят минусы.

Вы не совсем поняли, это та же "Ангара", только в менее кривом варианте.

 Что вас смущает? Система перекачки топлива?
 Можно её "отменить" и заменить дросселированием как у Ангары-3.

 Может быть, вас смущает полёт с третьей-четвёртой ступенью, когда два боковых модуля "висят сбоку"?
 Это ерунда, силовая конструкция, соединяющая два боковых модуля "второй ступени", не будет иметь большой массы, зато потом мы выкинем 2/3 массы конструкции последней ступени.

 Конструкция, на самом деле, достаточно простая и, возможно, вы что-то подобное видели, например здесь — http://www.astronautix.com/lvs/proton.htm

 [/i]