Союз-1 ! Союз-2-1В

[Salo]

http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=69

[Salo]

Mark пишет:

Вопрос, а кака смысл дросселирования в РД-0124ДР ?

Дмитрий В. пишет:

Для увеличения массы полезного груза на орбитах высотой 400-800 км. При дросселировании увеличивается продолжительность активного участка, при этом растут гравитационные потери характеристической скорости, но уменьшаются потери на управление. В итоге можно обойтись в ряде случаев без блока выведения, что существенно удешевляет пуск.

Salo пишет:

Интересно, а дросселирование первой ступени может быть полезным в этом плане?

Дмитрий В. пишет:

Нет. Тут общая закономерность примерно такая (для 2-хступенчатых РН): с увеличением высоты орбиты оптимальная тяговооруженность 1-й ступени растет (для уменьшения гравпотерь), а второй - падает (для уменьшения потерь на управление).

[Salo]

Salo пишет:

Речь о конце активного участка первой ступени. Тяговооружённость тут даже избыточная.

Дмитрий В. пишет:

Не уверен, что это даст большой эффект (если он вообще будет). Надо бы, конечено, посчитать, но при оптимизации по максимуму МюПГ оптимальная тяговооруженность на старте лежит в районе 2,0 и выше, поэтому снижение перегрузки для Союза-2.1в в конце 1-й ступени скорее всего приведет к падению Мпг.

Salo пишет:

Так речь о выведении на орбиты высотой 400-800 км. Дросселирование двигателя верхней ступени тоже ведь МюПг не повышает.

Дмитрий В. пишет:

Оно-то как раз повышает.

[Salo]

Дмитрий В. пишет:

Некоторые результаты блиц-исследования
 
 
 

Расчеты проводились применительно к Союз-2.1в без учета ограничений на зоны падения ОЧР.

[Salo]

Дим, а какая у тебя тяга ДУ первой ступени?
Что-то ПН великовата.

[Дмитрий В.]

Salo пишет:
Дим, а какая у тебя тяга ДУ первой ступени?
Что-то ПН великовата.

Стартовая 178,75 тс.

[Salo]

154 тс + 23,5 тс=177,5 тс

А УИ какой?

[Старый]

У Союза-2в слишком тяжёлая вторая ступень. Поэтому для прямого выведения на более-менее высокие орбиты он не годится. Требуется лёгкая третья ступень.

[Дмитрий В.]

Salo пишет:
154 тс + 23,5 тс=177,5 тс

А УИ какой?

292,1/326,5

[Дмитрий В.]

Старый пишет:
У Союза-2в слишком тяжёлая вторая ступень. Поэтому для прямого выведения на более-менее высокие орбиты он не годится. Требуется лёгкая третья ступень.

Вывод неверный. При фиксированной стартовой массе и заданной тяге двигателей ступеней увеличение высоты орбиты требует увеличения массы топлива на второй ступени. К примеру, для РН стартовой массой 150 т с двигателями НК-33А+РД0110Р и РД0124 для выведения на орбиту высотой 200 км (наклонение 63 град) максимального ПГ требуется РЗТ 24,9 т , а при выведении на орбиту высотой 400 км - уже 33,66 т.

[Старый]

Дмитрий В. пишет: а при выведении на орбиту высотой 400 км - уже 33,66 т.

И что ж будет с суммарной массой и массой ПН выводимой на орбиту?
Кстати, как это правило учитывалось в РН Циклон-2 при выведении спутников УС-П?

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет: а при выведении на орбиту высотой 400 км - уже 33,66 т.

И что ж будет с суммарной массой и массой ПН выводимой на орбиту?
Кстати, как это правило учитывалось в РН Циклон-2 при выведении спутников УС-П?

В первом случае (на 200 км) масса ПГ 4077 кг, суммарная масса на орбите 7065 кг, во втором 1277 и 5039 кг соответственно.
А как ты это "правило" учтешь на ракете с фиксированными массовыми параметрами ступеней? Здесь для максимизации массы ПГ на высоких орбитах необходимо применять один из нескольких способов  - введение пассивного участка траектории, дросселирование основной ДУ, "дотягивание" рулевыми ЖРД.

[Старый]

Дмитрий В. пишет:
В первом случае (на 200 км) масса ПГ 4077 кг, суммарная масса на орбите 7065 кг, во втором 1277 и 5039 кг соответственно.

Т.е. суммарная масса перераспределяется в пользу ракетной ступени. А какой тогда смысл?

А как ты это "правило" учтешь на ракете с фиксированными массовыми параметрами ступеней? Здесь для максимизации массы ПГ на высоких орбитах необходимо применять один из нескольких способов - введение пассивного участка траектории, дросселирование основной ДУ, "дотягивание" рулевыми ЖРД.

А учтено было так что космический аппарат довыводился бортовой ДУ. Видать этот способ оказался эфективнее чем перечисленные способы извращений с большой второй ступенью. 

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет:
В первом случае (на 200 км) масса ПГ 4077 кг, суммарная масса на орбите 7065 кг, во втором 1277 и 5039 кг соответственно.

Т.е. суммарная масса перераспределяется в пользу ракетной ступени. А какой тогда смысл?

А как ты это "правило" учтешь на ракете с фиксированными массовыми параметрами ступеней? Здесь для максимизации массы ПГ на высоких орбитах необходимо применять один из нескольких способов - введение пассивного участка траектории, дросселирование основной ДУ, "дотягивание" рулевыми ЖРД.

А учтено было так что космический аппарат довыводился бортовой ДУ. Видать этот способ оказался эфективнее чем перечисленные способы извращений с большой второй ступенью.

Смысл тот, что для выведения на более высокую орбиту требуется более "растянутый" АУТ, что требует бОльшего запаса топлива и/или меньшей тяговооруженности.
Что значит "извращения"? Мы же обсуждаем способы увеличения грузоподъемности на относительно высоких орбитах для ДВУХСТУПЕНЧАТЫХ РН. Ясно, что введение третьей ступени (а использование ДУ КА - это третья ступень) повышает эффективность. Этот очевидный и общеизвестный факт не стоило бы даже и обсуждать, но надо полагать в ряде случаев дешевле ввести дросселирование или пассивный участок с повторным включением ДУ второй ступени, чем использовать БДВ. 

[Старый]

Дмитрий В. пишет:
Смысл тот, что для выведения на более высокую орбиту требуется более "растянутый" АУТ, что требует бОльшего запаса топлива и/или меньшей тяговооруженности.

Так, стоп! А откуда, собственно, этот вывод? 
А изменением профиля выведения мы не получим куда лучшие результаты?
 
 Кстати, ты спредшитом считал? А закон управления по тангажу какой брал?

[fagot]

Профиль только в определенных пределах можно менять, при большой тяговооруженности топливо просто закончится раньше, чем будет достигнута заданная высота.

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет:
Смысл тот, что для выведения на более высокую орбиту требуется более "растянутый" АУТ, что требует бОльшего запаса топлива и/или меньшей тяговооруженности.

Так, стоп! А откуда, собственно, этот вывод?
А изменением профиля выведения мы не получим куда лучшие результаты?
 
 Кстати, ты спредшитом считал? А закон управления по тангажу какой брал?

Ну, как бы из общих баллистических соображений, полученных по результатам обработки многочисленных расчетов, а во -вторых из прямых расчетов в спредшите. Закон тангажа, естественно - линейный тангенс.

[Старый]

Дмитрий В. пишет:Закон тангажа, естественно - линейный тангенс.

Так ить при прямом выведении на высокие орбиты закон управления совсем другой. Вот у тебя и получился неадекватный результат.

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет:Закон тангажа, естественно - линейный тангенс.

Так ить при прямом выведении на высокие орбиты закон управления совсем другой. Вот у тебя и получился неадекватный результат.

 Какой же? Старый, форма закона тангажа не зависит от высоты орбиты. Он зависит, в основном, от принятой модели гравитационного поля земли. Напомню, закон линейного тангенса был получен Охоцимским и Энеевым при решении вариационной задачи (получение максимальной скорости ракеты в конце АУТ) в предположении плоско-параллельного поля. Затем этот результат был распространен и на модель центрального поля тяготения, для которого вообще говоря закон изменения тангажа гораздо сложнее (в гиперболических функциях). Для реального поля тяготения закон тангажа можно получить численно. Но влияние закона тангажа на массу ПГ не слишком велико. Например, на практике линейный тангенс просто заменяют линейной функцией.

[Старый]

Дмитрий В. пишет:
   Какой же? Старый, форма закона тангажа не зависит от высоты орбиты.

Зависит и очень сильно. Закон примерно такой: последняя ступень увеличивает тангаж, траектория изгибается вверх таким образом чтобы пересечь целевую орбиту по секущей. При приближении к целевой орбите тангаж уменьшается то больших отрицательных значений, траектория загибается вниз и в момент пересечения целевой орбиты становится горизонтальной. 
 (имеется в виду круговая целевая орбита). 
 То есть ракета летит туда зигзагом.