Воздушные старты Роджера

[Roger]

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

Неправда ваша! В данной ситуации, когда тяговооружённость меньше единицы, КЛА "зарывается" в атмосферу, что чревато большими скоростными напорами и аэродинамическими потерями.

.. Зачем? Чтобы сжечь самолёт-носитель?

Ерунда всё это сравнительно с безопасностью самолёта-носителя.

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

Всё рассчитывается, испытывается и пр. Это нормальный рабочий процесс.

[Roger]

.. 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

Опять же, надо всё считать конкретно, без этого я остаюсь при своём интуитивним мнении.

[Бродяга]

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

Неправда ваша! В данной ситуации, когда тяговооружённость меньше единицы, КЛА "зарывается" в атмосферу, что чревато большими скоростными напорами и аэродинамическими потерями.

Во-первых это не так, даже при тяговооруженности меньше 1 крылатая ракетная ступень будет разгоняться, подъёмная сила будет увеличиваться и она пойдёт вверх.
 По крайней мере, для соотношения "один РД-191 на 250 тонн стартовой массы".

 Кстати, зачем вам сразу задирать траекторию если у вас тяговооруженность меньше 1?

 Во-вторых... А ЗАЧЕМ тяговооруженность меньше 1?

.. Зачем? Чтобы сжечь самолёт-носитель?

Ерунда всё это сравнительно с безопасностью самолёта-носителя.

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

Всё рассчитывается, испытывается и пр. Это нормальный рабочий процесс.

Нет, это "езда по дворам со скоростью 90 км/ч".

 Вы хотите провести тяжелый манёвр для самолёта с предельной загрузкой да ещё со включенной ДУ крылатой ракетной ступени для копеечного увеличения массы ПН.

 На что обратит внимание потенциальный инвестор такого проекта в первую очередь? В первую очередь он обратит внимание на безопасность Ан-225, потому что потеря Ан-225 приведёт к мгновенному полному краху проекта.
 Причём крах будет даже не по экономическим или каким-то политическим соображениям, а по техническим причинам — нельзя просто так вот пойти и "прикупить ещё один Ан-225", его надо заказывать и строить многие годы.
 Потому, если программа отработки воздушного старта угробит хоть один самолёт — ей крышка.

 Вот по этой причине не следует делать разного рода "горки" даже ради 10—20% массы ПН, а тут, ИМХО, даже такого бонуса не будет.
 Это "чудо извротливости" — горка на Ан-225 с 250 тоннами на внешней подвеске есть детище создателей МАКСа, которым деваться некуда было.
 Если ракета крылатая, подобная акробатика совершенно лишняя.

[Бродяга]

Опять же, надо всё считать конкретно, без этого я остаюсь при своём интуитивним мнении.

Вас не смущает "обычная" Ангара-3?

 Так вот, то, что я предложил — то же самое, но с блочной "третьей ступенью".

[Roger]

Во-первых это не так, даже при тяговооруженности меньше 1 крылатая ракетная ступень будет разгоняться, подъёмная сила будет увеличиваться и она пойдёт вверх. По крайней мере, для соотношения "один РД-191 на 250 тонн стартовой массы". Кстати, зачем вам сразу задирать траекторию если у вас тяговооруженность меньше 1?

Когда она пойдёт вверх, будет уже поздно.  Надо как можно раньше.

Во-вторых... А ЗАЧЕМ тяговооруженность меньше 1?

В этом же самый смак. Сколько стоит один РД-191? А два...?
Сколько весит один? А два? и т.д.

[Roger]

Вы хотите провести тяжелый манёвр для самолёта с предельной загрузкой да ещё со включенной ДУ крылатой ракетной ступени для копеечного увеличения массы ПН.

 На что обратит внимание потенциальный инвестор такого проекта в первую очередь? В первую очередь он обратит внимание на безопасность Ан-225, потому что потеря Ан-225 приведёт к мгновенному полному краху проекта.
 Причём крах будет даже не по экономическим или каким-то политическим соображениям, а по техническим причинам — нельзя просто так вот пойти и "прикупить ещё один Ан-225", его надо заказывать и строить многие годы.
 Потому, если программа отработки воздушного старта угробит хоть один самолёт — ей крышка.

 Вот по этой причине не следует делать разного рода "горки" даже ради 10—20% массы ПН, а тут, ИМХО, даже такого бонуса не будет.
 Это "чудо извротливости" — горка на Ан-225 с 250 тоннами на внешней подвеске есть детище создателей МАКСа, которым деваться некуда было.
 Если ракета крылатая, подобная акробатика совершенно лишняя.

Никакой такой особой акробатики в той горке, которая заложена у меня нет. Судите сами: 14 с екунд набора высоты в 300 м и углом наклона траектории в конце маневра 10 град. Это практически горизонтальный полёт. Тяга ЖРД наоборот помогает, добавляет запас устойчивости. Ну а МАКС - это к авторам.

[Roger]

Опять же, надо всё считать конкретно, без этого я остаюсь при своём интуитивним мнении.

Вас не смущает "обычная" Ангара-3?

 Так вот, то, что я предложил — то же самое, но с блочной "третьей ступенью".

Вот эта "блочность" и смущает

[Evgeniy]

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

Неправда ваша! В данной ситуации, когда тяговооружённость меньше единицы, КЛА "зарывается" в атмосферу, что чревато большими скоростными напорами и аэродинамическими потерями.

Во-первых это не так, даже при тяговооруженности меньше 1 крылатая ракетная ступень будет разгоняться, подъёмная сила будет увеличиваться и она пойдёт вверх.
 По крайней мере, для соотношения "один РД-191 на 250 тонн стартовой массы".

 Кстати, зачем вам сразу задирать траекторию если у вас тяговооруженность меньше 1?

 Во-вторых... А ЗАЧЕМ тяговооруженность меньше 1?

.. Зачем? Чтобы сжечь самолёт-носитель?

Ерунда всё это сравнительно с безопасностью самолёта-носителя.

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

Всё рассчитывается, испытывается и пр. Это нормальный рабочий процесс.

Нет, это "езда по дворам со скоростью 90 км/ч".

 Вы хотите провести тяжелый манёвр для самолёта с предельной загрузкой да ещё со включенной ДУ крылатой ракетной ступени для копеечного увеличения массы ПН.

 На что обратит внимание потенциальный инвестор такого проекта в первую очередь? В первую очередь он обратит внимание на безопасность Ан-225, потому что потеря Ан-225 приведёт к мгновенному полному краху проекта.
 Причём крах будет даже не по экономическим или каким-то политическим соображениям, а по техническим причинам — нельзя просто так вот пойти и "прикупить ещё один Ан-225", его надо заказывать и строить многие годы.
 Потому, если программа отработки воздушного старта угробит хоть один самолёт — ей крышка.

 Вот по этой причине не следует делать разного рода "горки" даже ради 10—20% массы ПН, а тут, ИМХО, даже такого бонуса не будет.
 Это "чудо извротливости" — горка на Ан-225 с 250 тоннами на внешней подвеске есть детище создателей МАКСа, которым деваться некуда было.
 Если ракета крылатая, подобная акробатика совершенно лишняя.

Я немножко вмешаюсь в разговор  
Акробатика при разделении вещь на мой взгляд необходимая. И основная необходимость здесь видится в выполнении более быстрого ухода второй ступени от самолета-носителя и обеспечении безударного разделения. Все это по соображениям безопасности и увеличения ПН за счет снижения времени работы совсем не экономичного ЖРД. Дело в том, что если выполнять разделение с ходу, то процесс разделения будет очень продолжительным (в то время как нас интересует не путсая трата топлива, а скорейший уход второй ступени на оптимальную траекторию) и возможны всякие казусы. Растянутость по времени объясняется интерференцией между ступенями, которая в большей степени проявляется как раз при обеих крылатых ступенях. Интерференция приводит к снижению аэродинамических характеристик (пример из жизни - про сближение проплывающих вблизи друг друга судов я думаю слышали). Аэродинамика конечно улучшается по мере роста расстояния между ступенями, но пока это произойдет...  :roll:

[Roger]

Я немножко вмешаюсь в разговор  
Акробатика при разделении вещь на мой взгляд необходимая. И основная необходимость здесь видится в выполнении более быстрого ухода второй ступени от самолета-носителя и обеспечении безударного разделения. Все это по соображениям безопасности и увеличения ПН за счет снижения времени работы совсем не экономичного ЖРД. Дело в том, что если выполнять разделение с ходу, то процесс разделения будет очень продолжительным (в то время как нас интересует не путсая трата топлива, а скорейший уход второй ступени на оптимальную траекторию) и возможны всякие казусы. Растянутость по времени объясняется интерференцией между ступенями, которая в большей степени проявляется как раз при обеих крылатых ступенях. Интерференция приводит к снижению аэродинамических характеристик (пример из жизни - про сближение проплывающих вблизи друг друга судов я думаю слышали). Аэродинамика конечно улучшается по мере роста расстояния между ступенями, но пока это произойдет...  :roll:

Согласен. Когда моделировал процесс разделения, подбирал режим, чтобы траектории СН и КЛА не пересекались после расцепки. В этот момент для СН очень быстро нужно уходить вниз, это при том, что КЛА на полной тяге уходит вверх. Без запуска ЖРД всё сложнее.

[Evgeniy]

Согласен. Когда моделировал процесс разделения, подбирал режим, чтобы траектории СН и КЛА не пересекались после расцепки. В этот момент для СН очень быстро нужно уходить вниз, это при том, что КЛА на полной тяге уходит вверх. Без запуска ЖРД всё сложнее.

А вы не искали зависимость ПН от угла наклона траектории при разделении ступеней? Мне интересно на сколько сильно это влияние. То что оно есть это однозначно. К крылатой второй ступени это влияние скорее всего ничтожно мало, а вот если вторая ступень ракетная, то думаю будут проблемы.
Как вы думаете?

[Бродяга]

Когда она пойдёт вверх, будет уже поздно.  Надо как можно раньше.

Зачем? Обоснуйте поподробнее.

Во-вторых... А ЗАЧЕМ тяговооруженность меньше 1?

В этом же самый смак. Сколько стоит один РД-191? А два...?
Сколько весит один? А два? и т.д.

Опять мелочитесь?

[Бродяга]

Никакой такой особой акробатики в той горке, которая заложена у меня нет. Судите сами: 14 с екунд набора высоты в 300 м и углом наклона траектории в конце маневра 10 град. Это практически горизонтальный полёт. Тяга ЖРД наоборот помогает, добавляет запас устойчивости. Ну а МАКС - это к авторам.

Допустим.

 Вы запустили ЖРД ракетной ступени на "горке" и у вас 200 тонн тяги РД-191 тащит самолёт, а не наоборот?
 Догадайтесь, какая проблема возникнет.

[Бродяга]

Я немножко вмешаюсь в разговор  
Акробатика при разделении вещь на мой взгляд необходимая. И основная необходимость здесь видится в выполнении более быстрого ухода второй ступени от самолета-носителя и обеспечении безударного разделения. Все это по соображениям безопасности и увеличения ПН за счет снижения времени работы совсем не экономичного ЖРД. Дело в том, что если выполнять разделение с ходу, то процесс разделения будет очень продолжительным (в то время как нас интересует не путсая трата топлива, а скорейший уход второй ступени на оптимальную траекторию) и возможны всякие казусы. Растянутость по времени объясняется интерференцией между ступенями, которая в большей степени проявляется как раз при обеих крылатых ступенях. Интерференция приводит к снижению аэродинамических характеристик (пример из жизни - про сближение проплывающих вблизи друг друга судов я думаю слышали). Аэродинамика конечно улучшается по мере роста расстояния между ступенями, но пока это произойдет...  :roll:

Ага.
 

[Roger]

А вы не искали зависимость ПН от угла наклона траектории при разделении ступеней? Мне интересно на сколько сильно это влияние. То что оно есть это однозначно. К крылатой второй ступени это влияние скорее всего ничтожно мало, а вот если вторая ступень ракетная, то думаю будут проблемы.
Как вы думаете?

Когда-то (довольно давно ) я задумывался на этим вопросом, но позже пришёл к тому, что этот угол определяется воможностями СН, а они сильно не дотягивают до оптимальных значений. Нечем обеспечивать оптимум. Я имел ввиду Ан-225. Для каких-то других вариантов может надо будет искать оптимум, при наличии практической возможности выполнения манёвра.

[Evgeniy]

А вы не искали зависимость ПН от угла наклона траектории при разделении ступеней? Мне интересно на сколько сильно это влияние. То что оно есть это однозначно. К крылатой второй ступени это влияние скорее всего ничтожно мало, а вот если вторая ступень ракетная, то думаю будут проблемы.
Как вы думаете?

Когда-то (довольно давно ) я задумывался на этим вопросом, но позже пришёл к тому, что этот угол определяется воможностями СН, а они сильно не дотягивают до оптимальных значений. Нечем обеспечивать оптимум. Я имел ввиду Ан-225. Для каких-то других вариантов может надо будет искать оптимум, при наличии практической возможности выполнения манёвра.

Согласен, располагаемая перегрузка тут явный ограничитель. Однако не все самолеты столь ограничены в тяговооруженности и маневренности на высоте. Я одно время занимался гиперзвуковыми носителями. Иногда наблюдал картину, что у меня тяговооруженность поднималась до величин больше единицы на гиперзвуке, не смотря на высоту в 25-30 км. А на некоторых режимах тяговооруженность даже была выше 2. Так что есть чем обеспечивать маневренность по тяге. Да и с выработкой топлива уменьшение удельной нагрузки на крыло приводило к росту располагаемой перегрузки по Су_макс. Так что для специально разрабатываемых носителей все возможно и ограничения на максимальный угол наклона траектории весьма условны. И поэтому меня заинтересовал данный вопрос. Я пытаюсь им заняться, но что-то все нехватка времени не позволяет  :cry:

[Бродяга]

Да причём тут самолёт?

 Планируемая "горка" производится с работающим РД-191 тягой в 200 тонн.

[Roger]

Ага.
 

Ого.

[Бродяга]

Ну вот видите, практически штатный Боинг-747, с минимальной модификацией, на него навесили Enterprise.
 Милое разделение, без всяких горок, самолёт просто ныряет вниз и всё.

 Если вы включите РД-191 у вас возникнет проблема, а именно — тяга от ракетной ступени будет передаваться самолёту через крепление её "на спине" самолёта-носителя.
 Это, мягко говоря, "не здорово".

[Evgeniy]

Ага.
 

Ого.

И-го-го  :lol:
Бродяга, только тут проблемка. После разделения орбитальный самолет в космос в данном случае не летит. И вообще пофиг как он там будет мотыляться после разделения. Может хоть 3 дня отделяться. А вот когда пора на орбиту, то тут лишние 30 секунд работы ЖРД на время расстыковки - это, так сказать, удар в печень, то есть по величине ПН

[Roger]

Когда она пойдёт вверх, будет уже поздно.  Надо как можно раньше.

Зачем? Обоснуйте поподробнее.

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

Во-вторых... А ЗАЧЕМ тяговооруженность меньше 1?

В этом же самый смак. Сколько стоит один РД-191? А два...?
Сколько весит один? А два? и т.д.

Опять мелочитесь?

Какое там.   Страна на голодном пайке, а Вы здесь за перерасход агитируете.