Доступный для России супертяж

[Reentrant]

Тут еще смешнее. Вчера я получил 64 т на отлетной. Причем с конечной массой 3-й ступени 25 т. Или спредшит врет, или я в исходных данных ошибся, или все правильно

Скорее всего, высокоэллиптические траектории считает некорректно.

[Дмитрий В.]

Тут еще смешнее. Вчера я получил 64 т на отлетной. Причем с конечной массой 3-й ступени 25 т. Или спредшит врет, или я в исходных данных ошибся, или все правильно

Скорее всего, высокоэллиптические траектории считает некорректно.

Расчет ведется просто: численным интегрированием решается задача выведения на переходную орбиту (скажем, -10х185 км), а затем по обычной гомановской схеме ведется расчет выведения на отлетную (скажем, 185х390000 км).

[Reentrant]

Расчет ведется просто: численным интегрированием решается задача выведения на переходную орбиту (скажем, -10х185 км), а затем по обычной гомановской схеме ведется расчет выведения на отлетную (скажем, 185х390000 км).

Без учета потерь, естественно?

[Дмитрий В.]

Расчет ведется просто: численным интегрированием решается задача выведения на переходную орбиту (скажем, -10х185 км), а затем по обычной гомановской схеме ведется расчет выведения на отлетную (скажем, 185х390000 км).

Без учета потерь, естественно?

Гравпотери учитываются (хотя для тяги третьей ступени в 190 тс они составляют менее 9 м/с :wink: )

[Mark]

Kaluga, 2010:

Определяющей характеристикой РН является грузоподъёмность, которая определяет объёмы запусков, их стоимость и сроки сборки ком-плекса. Рассматриваются следующие варианты: МРКН грузоподъёмно-стью до 60 т, одноразовые РН с различной грузоподъёмностью в диапазоне 75-250 т

http://readings.gmik.ru/lecture/2010-ANALIZ-SREDSTV-VIVEDENIYA-DLYA-PILOTIRUEMIH-POLETOV-NA-MARS

[Reentrant]

Гравпотери учитываются (хотя для тяги третьей ступени в 190 тс они составляют менее 9 м/с :wink: )

Для РД-0120 на TLI около 20 м/с, для 4x РД-0146 около 50 м/с. Вы же TLI вручную считаете? И как насчет потерь на управление?

[Дмитрий В.]

Гравпотери учитываются (хотя для тяги третьей ступени в 190 тс они составляют менее 9 м/с :wink: )

Для РД-0120 на TLI около 20 м/с, для 4x РД-0146 около 50 м/с. Вы же TLI вручную считаете? И как насчет потерь на управление?

В EXCEL гомановская схема считается нормально, гравпотери -вычисляются аппроксимацией зависимости гравпотерь от тяговооруженности, полученной НАСА для выведения на отлетную к Луне. Потери на управление для межорбитальных перелетов не учитываются.

[Reentrant]

В EXCEL гомановская схема считается нормально, гравпотери -вычисляются аппроксимацией зависимости гравпотерь от тяговооруженности, полученной НАСА для выведения на отлетную к Луне. Потери на управление для межорбитальных перелетов не учитываются.

Есть сомнения насчет корректности учета потерь на управление в ратмане на стадии поворота траектории. Отклонения от оптимальной программы выведения на этом интервале дают потерю в конечной ПН 5-7 тонн. Не менее чувствительны будут и неточности в алгоритме расчета потерь.

[Дмитрий В.]

В EXCEL гомановская схема считается нормально, гравпотери -вычисляются аппроксимацией зависимости гравпотерь от тяговооруженности, полученной НАСА для выведения на отлетную к Луне. Потери на управление для межорбитальных перелетов не учитываются.

Есть сомнения насчет корректности учета потерь на управление в ратмане на стадии поворота траектории. Отклонения от оптимальной программы выведения на этом интервале дают потерю в конечной ПН 5-7 тонн. Не менее чувствительны будут и неточности в алгоритме расчета потерь.

В "спредшите ратмана" расчет ведется путем интегрирования дифуравнений движения, и все виды потерь учитываются автоматически. В частности потери на управление учитываются в "синусе угла атаки".

[Lamort]

В "спредшите ратмана" расчет ведется путем интегрирования дифуравнений движения, и все виды потерь учитываются автоматически. В частности потери на управление учитываются в "синусе угла атаки".

Что-то не понял какая связь между углом атаки и отклонением вектора тяги от направления движения.

[Дмитрий В.]

В "спредшите ратмана" расчет ведется путем интегрирования дифуравнений движения, и все виды потерь учитываются автоматически. В частности потери на управление учитываются в "синусе угла атаки".

Что-то не понял какая связь между углом атаки и отклонением вектора тяги от направления движения.

По определению потерь на управления они являются следствием ненулевого угла атаки.

[Lamort]

По определению потерь на управления они являются следствием ненулевого угла атаки.

Потери на управление это отклонение вектора тяги от направления движения ракеты, а угол атаки это угол между продольной осью аппарата и направлением набегающего потока.

[Дмитрий В.]

По определению потерь на управления они являются следствием ненулевого угла атаки.

Потери на управление это отклонение вектора тяги от направления движения ракеты, а угол атаки это угол между продольной осью аппарата и направлением набегающего потока.

Отклонения собственно вектора тяги от продольной оси РН на верхних ступенях настолько ничтожны, что ими можно пренебречь. Поэтому потери ХС на управление определяются именно углом атаки.

[Reentrant]

В "спредшите ратмана" расчет ведется путем интегрирования дифуравнений движения, и все виды потерь учитываются автоматически. В частности потери на управление учитываются в "синусе угла атаки".

Речь не о том, что они не учитываются, а о погрешностях, с которыми это делается. Ну да ладно, вот я взял ваши данные, исправил вторую-третью ступень, ПН=62 и вбил в ратмана. И что же, на 593 секунде орбита 8x178, m1=161 тонна. Самая тупая линейная программа, в круглых числах, 0:80, 60:35, 120:26, 500:12, дроссель 30:60. Как же у вас не выходит? Что я делаю не так?

[Salo]

По определению потерь на управления они являются следствием ненулевого угла атаки.

Потери на управление это отклонение вектора тяги от направления движения ракеты, а угол атаки это угол между продольной осью аппарата и направлением набегающего потока.

Отклонения собственно вектора тяги от продольной оси РН на верхних ступенях настолько ничтожны, что ими можно пренебречь. Поэтому потери ХС на управление определяются именно углом атаки.

К примеру на РД-0110 для этого используется мятый газ после ТНА с общей тягой 0,38 тс на четыре сопла. Тяга маршевого двигателя при этом 30 тс.

[Дмитрий В.]

Оптимальная траектория примерно такая.

 На участке первой ступени где низкий удельный импульс и высокая тяга набирается вся вертикальная скорость, а дальше вертикальная скорость не набирается вообще, ракета просто "падает".

У Вас представления времен Штернфельда 1930-х гг.

[Lamort]

По определению потерь на управления они являются следствием ненулевого угла атаки.

Потери на управление это отклонение вектора тяги от направления движения ракеты, а угол атаки это угол между продольной осью аппарата и направлением набегающего потока.

Отклонения собственно вектора тяги от продольной оси РН на верхних ступенях настолько ничтожны, что ими можно пренебречь. Поэтому потери ХС на управление определяются именно углом атаки.

Это разумеется, в большинстве случаев можно считать, что отклонение вектора тяги и угол атаки это одно и то же.
 Однако, угол атаки отсчитывается от произвольной продольной оси изделия, и может быть так, что угол атаки не нулевой, а вектор тяги направлен по направлению движения.

[Дмитрий В.]

Однако, угол атаки отсчитывается от произвольной продольной оси изделия, и может быть так, что угол атаки не нулевой, а вектор тяги направлен по направлению движения.

Для РН этот случай неактуален.

[Lamort]

Оптимальная траектория примерно такая.

 На участке первой ступени где низкий удельный импульс и высокая тяга набирается вся вертикальная скорость, а дальше вертикальная скорость не набирается вообще, ракета просто "падает".

У Вас представления времен Штернфельда 1930-х гг.

Возможно, только у того же Шаттла была примерно такая траектория выведения.

[Lamort]

Однако, угол атаки отсчитывается от произвольной продольной оси изделия, и может быть так, что угол атаки не нулевой, а вектор тяги направлен по направлению движения.

Для РН этот случай неактуален.

Смотря для какой, - где продольная ось изделия у Шаттла и "Энергии" и какой угол атаки нулевой?