-
/1247591-0002-001-pervyj-iskusstvennyj-sputnik-zemli.png)
Ангара
Теги:
Старый
CaRRibeaN>Да я считал. Получилось утяжеление верхней ступени на 40 тонн или на 129%
Расчётик не кинете, в том формате, как Рэтмэн?
Старый>>"Навес тяги" не влиял на рост сухой массы 1-й ступени дельты, так как в конструкцию была заранее заложена возможность навески любого к-ва ТТУ от 3-х до 9-ти.
CaRRibeaN>Т.е. как я уже и говорил, увеличив тягу в 2 с лишним раза путем утяжеления массы пустой ступени на 10%?? Если бы ЗиХ такое выкатил, вы бы уже по полу катались и пеной истекали, доказывая всем и вся, что они все врут.
Ха-ха! Я так же истекал пеной доказывая, что Х-33 никогда не полетит. Спросите в редакции НК. А в Дельте увеличение тяги достигается применеием ТТУ, а их сухая масса не входит в массу ступени, учитывается отдельно. Они ж сбрасываются на начальной стадии полёта. (Стоп! Вы когда Атлас-5 пересчитывали, сухую массу ускорителей где учитывали?) А в ступени увеличивается только длина баков, это копейки.
CaRRibeaN>С этого места поподробнее. Кстати почему в первых модификациях заявлялось, что можно повесить только 3 кастора, если можно было сразу 9?
Потому что это появилось только на варианте 0900, или как его Вэйд называет 100.
CaRRibeaN>А вот этого мы пока не знаем.
Мы-то не знаем, а они-то знают, тем более, что Дельта у всех на виду.
Старый>>Так что если спутник перебирается на ГСО как обычно "своим ходом", то гдето 5 тонн получается.
CaRRibeaN>Если бы Атлас стартовал с экватора, так бы и было, однако американское ГПО - это не 200х36000 i=0 (либо 6), а наклонение то ли 26 то ли 17 (точно не помню сейчас), и высота вверху ниже ГСО, так что для УИ 3200 м/с (нормальный гидразиновый движок) получаеться что доставляемая масса порядка 48% от стартовой. Так что вес центавра полностью компенсируеться его большим УИ, точнее центавр никто и не собираеться гонять на ГСО.
Тут надо разьяснить. американская стандартная ГПО это 28 град и апогей 38500. Но на неё редко когда летают, так как оптимально оказывается часто по другому. Например часто применяют "суперсинхронный" апогей, вывше высоты ГСО. Или доварачивают наклонение ещё в перигее. Но так или иначе ПН на ГСО составляет больше половины ПН на ГПО.
CaRRibeaN>Там хоть одна деталь общая осталась? Объемы всех баков поменялись, движки поменялить, да все эволюционно, но ракеты разные почти (или точно) на 100%.
Да так тогда все ракеты разные! Ну подфорсировали слегка движочки, баки удлинили... Ракету определяет диаметр баков: тот же диаметр - та же ракета, другой - другая. Хотя есть и исключения, со Скаутом например. Вобщем это та же ракета.
Старый>>Дык переделку никто и не отрицает, просто слегка переделать получается дешевле, чем делать новую, поэтому все так и делают.
CaRRibeaN>Как вы любите что бы ваше слово было последним в споре, сил просто нет
l:
Расчётик не кинете, в том формате, как Рэтмэн?
Старый>>"Навес тяги" не влиял на рост сухой массы 1-й ступени дельты, так как в конструкцию была заранее заложена возможность навески любого к-ва ТТУ от 3-х до 9-ти.
CaRRibeaN>Т.е. как я уже и говорил, увеличив тягу в 2 с лишним раза путем утяжеления массы пустой ступени на 10%?? Если бы ЗиХ такое выкатил, вы бы уже по полу катались и пеной истекали, доказывая всем и вся, что они все врут.
Ха-ха! Я так же истекал пеной доказывая, что Х-33 никогда не полетит. Спросите в редакции НК. А в Дельте увеличение тяги достигается применеием ТТУ, а их сухая масса не входит в массу ступени, учитывается отдельно. Они ж сбрасываются на начальной стадии полёта. (Стоп! Вы когда Атлас-5 пересчитывали, сухую массу ускорителей где учитывали?) А в ступени увеличивается только длина баков, это копейки.
CaRRibeaN>С этого места поподробнее. Кстати почему в первых модификациях заявлялось, что можно повесить только 3 кастора, если можно было сразу 9?
Потому что это появилось только на варианте 0900, или как его Вэйд называет 100.
CaRRibeaN>А вот этого мы пока не знаем.
Мы-то не знаем, а они-то знают, тем более, что Дельта у всех на виду.
Старый>>Так что если спутник перебирается на ГСО как обычно "своим ходом", то гдето 5 тонн получается.
CaRRibeaN>Если бы Атлас стартовал с экватора, так бы и было, однако американское ГПО - это не 200х36000 i=0 (либо 6), а наклонение то ли 26 то ли 17 (точно не помню сейчас), и высота вверху ниже ГСО, так что для УИ 3200 м/с (нормальный гидразиновый движок) получаеться что доставляемая масса порядка 48% от стартовой. Так что вес центавра полностью компенсируеться его большим УИ, точнее центавр никто и не собираеться гонять на ГСО.
Тут надо разьяснить. американская стандартная ГПО это 28 град и апогей 38500. Но на неё редко когда летают, так как оптимально оказывается часто по другому. Например часто применяют "суперсинхронный" апогей, вывше высоты ГСО. Или доварачивают наклонение ещё в перигее. Но так или иначе ПН на ГСО составляет больше половины ПН на ГПО.
CaRRibeaN>Там хоть одна деталь общая осталась? Объемы всех баков поменялись, движки поменялить, да все эволюционно, но ракеты разные почти (или точно) на 100%.
Да так тогда все ракеты разные! Ну подфорсировали слегка движочки, баки удлинили... Ракету определяет диаметр баков: тот же диаметр - та же ракета, другой - другая. Хотя есть и исключения, со Скаутом например. Вобщем это та же ракета.
Старый>>Дык переделку никто и не отрицает, просто слегка переделать получается дешевле, чем делать новую, поэтому все так и делают.
CaRRibeaN>Как вы любите что бы ваше слово было последним в споре, сил просто нет
l:[ слишком длинный топик - автонарезка ]
Старый Ламер
инфо
инструменты
ratman
А я с вами и не спорю. но ладно, пусть по этому вопросу ваше слово будет последним. То есть Ариан1-4 и Р-7-Союз У - разные ракеты 
CaRRibeaN>Нет беру 8300 и 16600 для ГПО.
Аааа... Для ГПО.... предупреждать надо.....
CaRRibeaN>Какой расчетик? Проверить эти цифры вы не в состаянии? Я же привел там, сколько надо добрать центавру для выхода на ЛЕО, для перехода на ГСО надо еще почти 3 км/с. Вот и считайте, как масса центавра поменяеться, плюс я добавил несколько тонн (уже не помню, долго думаете, посмотрите там в споре, я вашу прикидку для Центавра-G и взял) сухого веса.
Да надо просто представить расчёт ХС для Атласа 541 и для "моего" варианта. Надо чтоб ХС у них была одинакова. Если "мой" вариант недобирает, надо уменьшать ПН, пока не получится требуемая ХС и тогда сказать: вот, Старый Ламер, какая на самом деле будет ПН.
Старый>>Удлинять их некуда, ибо и так удлинение предельное
CaRRibeaN>Чего вы лжете-то? Когда вам в лицо фактами тыкают, вы закрываете на них глаза и продолжаете утверждать что угодно, лишь бы не проспорить? Удлинять можно [b]баки[b] еще процентов на 15 от длинны ракеты.
О, какая ложь! Можно конечно и удлинить. Только это будет самая удлинённая стуаень в истории отечественной космонавтики.
Старый>>а также двигатель не потянет увеличенную массу.
CaRRibeaN>Это почему это не потянет? 740 стартовых тонн, при тяге 1000 тонн, мне кажеться соотношение лучше, чем у Союза?
Дааа... У союза стартовая тяговооружённость 1.31, у Ангары 1.34. Большой резерв! Увеличив длину баков на 15% длины всей ракеты вы как минимум на столько же увеличите стартовый вес то есть примерно на 110тонн. Получится 850 тонн. Тяговооружённость станет 1.16, то есть ускорение со старта уменьшится ровно вдвое. Останется договориться с гравитационными потерями, и вперёд!
Вообще 1-я ступень настолько непропорционально велика, что ещё её увеличивать это вообще нонсенс. На самом деле это вообще ничего не даст. Вы бы хоть предложили третью ступень удвоить, там бы эффект был приличный, а потратилось бы всего 35тонн. Да расчётиком бы сопроводили, на мол, получи, старый ламер, есть ещё резервы в пороховницах!
Старый>>Пять штук это круто!
CaRRibeaN>Т.е. по существу возражений нету.
А конструкция ракеты не изменится? А перегрузка? Вешать чётное число боковых блоков легко - их можно соединять поперечными тягами "насквозь" через отсек, а с нечётным проблемы будут. Вообще-то у ЦиХа был вариант - шесть боковых блоков. Но о нём давно не вспоминают, видно шесть всё-таки не поместятся. А вариант мне нравился, особенно если слегка уменьшить заправку, стартовать на шести боковых а центральный запускать в полёте в качестве полноценной второй ступени.
Есть разные варианты этого корыта, и тот, что счас проталкивают - наихудший.
CaRRibeaN>Нет беру 8300 и 16600 для ГПО.
Аааа... Для ГПО.... предупреждать надо.....
CaRRibeaN>Какой расчетик? Проверить эти цифры вы не в состаянии? Я же привел там, сколько надо добрать центавру для выхода на ЛЕО, для перехода на ГСО надо еще почти 3 км/с. Вот и считайте, как масса центавра поменяеться, плюс я добавил несколько тонн (уже не помню, долго думаете, посмотрите там в споре, я вашу прикидку для Центавра-G и взял) сухого веса.
Да надо просто представить расчёт ХС для Атласа 541 и для "моего" варианта. Надо чтоб ХС у них была одинакова. Если "мой" вариант недобирает, надо уменьшать ПН, пока не получится требуемая ХС и тогда сказать: вот, Старый Ламер, какая на самом деле будет ПН.
Старый>>Удлинять их некуда, ибо и так удлинение предельное
CaRRibeaN>Чего вы лжете-то? Когда вам в лицо фактами тыкают, вы закрываете на них глаза и продолжаете утверждать что угодно, лишь бы не проспорить? Удлинять можно [b]баки[b] еще процентов на 15 от длинны ракеты.
О, какая ложь! Можно конечно и удлинить. Только это будет самая удлинённая стуаень в истории отечественной космонавтики.
Старый>>а также двигатель не потянет увеличенную массу.
CaRRibeaN>Это почему это не потянет? 740 стартовых тонн, при тяге 1000 тонн, мне кажеться соотношение лучше, чем у Союза?
Дааа... У союза стартовая тяговооружённость 1.31, у Ангары 1.34. Большой резерв! Увеличив длину баков на 15% длины всей ракеты вы как минимум на столько же увеличите стартовый вес то есть примерно на 110тонн. Получится 850 тонн. Тяговооружённость станет 1.16, то есть ускорение со старта уменьшится ровно вдвое. Останется договориться с гравитационными потерями, и вперёд!
Вообще 1-я ступень настолько непропорционально велика, что ещё её увеличивать это вообще нонсенс. На самом деле это вообще ничего не даст. Вы бы хоть предложили третью ступень удвоить, там бы эффект был приличный, а потратилось бы всего 35тонн. Да расчётиком бы сопроводили, на мол, получи, старый ламер, есть ещё резервы в пороховницах!
Старый>>Пять штук это круто!
CaRRibeaN>Т.е. по существу возражений нету.
А конструкция ракеты не изменится? А перегрузка? Вешать чётное число боковых блоков легко - их можно соединять поперечными тягами "насквозь" через отсек, а с нечётным проблемы будут. Вообще-то у ЦиХа был вариант - шесть боковых блоков. Но о нём давно не вспоминают, видно шесть всё-таки не поместятся. А вариант мне нравился, особенно если слегка уменьшить заправку, стартовать на шести боковых а центральный запускать в полёте в качестве полноценной второй ступени.
Есть разные варианты этого корыта, и тот, что счас проталкивают - наихудший.
Кстати, если у Ангары 5 поменять 4 боковых УРМа на Байкалы, то вообще интересно выходит... Центральный блок можно на старте не включать, 4 Байкала ракету поднимут. Результат: 20+ тонн на орбите. Из Плесецка... Мелочь, а приятно.
И, к тому же, четыре Байкала возвращаются домой, махая крылышками
P.S. На самом деле там даже больше, чем 20т: запас по хс хороший (9900 м/с). Но это так, чтоб вопросов не было про гравитационные потери...
И, к тому же, четыре Байкала возвращаются домой, махая крылышками
P.S. На самом деле там даже больше, чем 20т: запас по хс хороший (9900 м/с). Но это так, чтоб вопросов не было про гравитационные потери...
Старый> Вообще-то у ЦиХа был вариант - шесть боковых блоков. Но о нём давно не вспоминают, видно шесть всё-таки не поместятся.
Грузоподъемность такой штуки из Плесецка - 40+ тонн на ЛЕО.
Вот вам и тяжелый носитель с национальной территории Причем, практически на халяву.
По-моему, если УРМы уже есть, то склепать из них такую штуку - раз плюнуть. Только старт переделать... И то не факт. С такого старта только Ангару 5 нельзя пускать. А Ангару 3 и 1 вполне можно.
А что значит "не поместятся" ? Шесть окружностей с равным радиусом касаются седьмой с тем же радиусом. С геометрией все в порядке... А если вы имеете в виду подвеску, то по-моему, проще сделать подвеску, чем полностью новый носитель (как вы предлагаете).
Кстати - используя ваши аргументы: Может, ЦиХ специально конкурентам голову дурит Ангарой 5 ? А на самом деле держит в уме Ангару 7 ? Как вам такая гипотеза ? Ничем не хуже ваших конспирологических теорий
Впрочем, я думаю, что ЦиХ помалкивает об Ангаре 7 только потому, что грузов такого веса попросту нет. Чего зря волну гнать ? Будут грузы - будет ракета. За год
Грузоподъемность такой штуки из Плесецка - 40+ тонн на ЛЕО.
Вот вам и тяжелый носитель с национальной территории
Причем, практически на халяву.По-моему, если УРМы уже есть, то склепать из них такую штуку - раз плюнуть. Только старт переделать... И то не факт. С такого старта только Ангару 5 нельзя пускать. А Ангару 3 и 1 вполне можно.
А что значит "не поместятся" ? Шесть окружностей с равным радиусом касаются седьмой с тем же радиусом. С геометрией все в порядке... А если вы имеете в виду подвеску, то по-моему, проще сделать подвеску, чем полностью новый носитель (как вы предлагаете).
Кстати - используя ваши аргументы:
Может, ЦиХ специально конкурентам голову дурит Ангарой 5 ? А на самом деле держит в уме Ангару 7 ? Как вам такая гипотеза ? Ничем не хуже ваших конспирологических теорий Впрочем, я думаю, что ЦиХ помалкивает об Ангаре 7 только потому, что грузов такого веса попросту нет. Чего зря волну гнать ? Будут грузы - будет ракета. За год
Не буду писать длинных романов, а попробую резюмировать таким образом:
Ангара-5А:
1. Ангара-5А, действительно, ракета не очень гармоничная
2. Хотя она и поднимет больше Протона, но радикального прорыва в грузоподъемности она, действительно, не даст (особенно из Плесецка)
3. С другой стороны, экономически она вполне оправдана (особенно при наличии экв. космодрома)
Ангара-7
1. Если Ангара-7 возможна (а я не вижу, почему нет), то главный аргумент тов. Старого снимается раз и навсегда. 40 тонн на ЛЕО - этого сейчас никто даже не планирует. А по $2250 (!!!) за кг ($90M) - это уж точно, впереди планеты всей. (Кстати, стоимость кило почти как у Venture Star
)
Остальные Ангары мы почему-то совсем не обсуждали... Так что предлагаю отложить пока обмусоленую Ангару 5 и заняться остальными (1,3,7). Потому как Ангара хороша еще и тем, что перекрывает весь спектр одним выстрелом.
Ангара-5А:
1. Ангара-5А, действительно, ракета не очень гармоничная
2. Хотя она и поднимет больше Протона, но радикального прорыва в грузоподъемности она, действительно, не даст (особенно из Плесецка)
3. С другой стороны, экономически она вполне оправдана (особенно при наличии экв. космодрома)
Ангара-7
1. Если Ангара-7 возможна (а я не вижу, почему нет), то главный аргумент тов. Старого снимается раз и навсегда. 40 тонн на ЛЕО - этого сейчас никто даже не планирует. А по $2250 (!!!) за кг ($90M) - это уж точно, впереди планеты всей. (Кстати, стоимость кило почти как у Venture Star
)Остальные Ангары мы почему-то совсем не обсуждали... Так что предлагаю отложить пока обмусоленую Ангару 5 и заняться остальными (1,3,7). Потому как Ангара хороша еще и тем, что перекрывает весь спектр одним выстрелом.
Ангара-5 не очень гармоничная, возможно, именно потому, что Ангара перекрывает весь спектр масс.
А вообще, каково оптимальное разбиение ракеты по массе на ступени? Хотя бы для двухступенчатых?
А вообще, каково оптимальное разбиение ракеты по массе на ступени? Хотя бы для двухступенчатых?
avmich>А вообще, каково оптимальное разбиение ракеты по массе на ступени? Хотя бы для двухступенчатых?
Зависит от отношения пн к массе собственно ракеты (или от отношения скорости истечения к конечной скорости) и от массового совершенства ступеней. Точный расчет очень нудный.
Для пн=3% и мс=14
две ступени I/II ~ 85%/15% (max хс 2.91*Vист)
три ступени I/II/III ~ 70%/23.25%/6.75% (max хс 3.06*Vист)
Но это в отсутствие гравитационных и пр. потерь. Есть еще такой нюанс, что первая ступень может ракету просто не поднять. Отсюда ТТУ, дросселирование и прочие отклонения от оптимума...
Зависит от отношения пн к массе собственно ракеты (или от отношения скорости истечения к конечной скорости) и от массового совершенства ступеней. Точный расчет очень нудный.
Для пн=3% и мс=14
две ступени I/II ~ 85%/15% (max хс 2.91*Vист)
три ступени I/II/III ~ 70%/23.25%/6.75% (max хс 3.06*Vист)
Но это в отсутствие гравитационных и пр. потерь. Есть еще такой нюанс, что первая ступень может ракету просто не поднять. Отсюда ТТУ, дросселирование и прочие отклонения от оптимума...
Убей в себе зомби!
hcube>А от тяги двигателя (в смысле - соотношения тяги к весу ступени) оно не зависит? IMHO 'пушечный' вариант должен вытягивать кде больше 'ракетного'
См. учебник физики, раздел "Реактивное движение. Формула Циолковского". Тяга двигателя играет роль только при расчете гравитационных потерь. На характеристическую скорость она не влияет.
См. учебник физики, раздел "Реактивное движение. Формула Циолковского". Тяга двигателя играет роль только при расчете гравитационных потерь. На характеристическую скорость она не влияет.
Убей в себе зомби!
Но на затраты-то ХС при выходе на орбиту - влияет . И еще как влияет!
. И еще как влияет!
hcube>Но на затраты-то ХС при выходе на орбиту - влияет . И еще как влияет!
Ну вот вы и посчитайте - как
. И еще как влияет!Ну вот вы и посчитайте - как
По поводу оптимального деления на ступени - все-таки хотелось бы увидеть расчёты тем более, что они нудные, и самому делать их кому-то может не захотеться (кивок). Я бы и сам привел, но увы, некогда. А раз результаты уже есть - почему бы и не привести промежуточные шаги?
Инстинктивно кажется, что в каждои ступени топливо должно занимать одну и ту же часть полной массы (включая верхние ступени), в предположении одинакового массового совершенства и без учёта ПН и потерь. Нет?
тем более, что они нудные, и самому делать их кому-то может не захотеться (кивок). Я бы и сам привел, но увы, некогда. А раз результаты уже есть - почему бы и не привести промежуточные шаги?Инстинктивно кажется, что в каждои ступени топливо должно занимать одну и ту же часть полной массы (включая верхние ступени), в предположении одинакового массового совершенства и без учёта ПН и потерь. Нет?
А от тяги двигателя (в смысле - соотношения тяги к весу ступени) оно не зависит? IMHO 'пушечный' вариант должен вытягивать кде больше 'ракетного'.
Относительно же КВРБ-мини : я имел в виду использование этого блока в качестве третьей ступени при выводе на LEO. НЕ на ГПО. Это же просто ракетный привод, какая, фиг, разница, куда он будет набирать эти 0.5 км/с, на ГПО или на LEO? Все равно что там, что там - орбита. И по диаметру он очень хорошо стыкуется с тяжелой водородной Ангарой. УРМ, правда, тогда получает основную роль первой ступени. И эпизодическую - второй.
Относительно же КВРБ-мини : я имел в виду использование этого блока в качестве третьей ступени при выводе на LEO. НЕ на ГПО. Это же просто ракетный привод, какая, фиг, разница, куда он будет набирать эти 0.5 км/с, на ГПО или на LEO? Все равно что там, что там - орбита. И по диаметру он очень хорошо стыкуется с тяжелой водородной Ангарой. УРМ, правда, тогда получает основную роль первой ступени. И эпизодическую - второй.
avmich>По поводу оптимального деления на ступени - все-таки хотелось бы увидеть расчёты тем более, что они нудные, и самому делать их кому-то может не захотеться (кивок). Я бы и сам привел, но увы, некогда. А раз результаты уже есть - почему бы и не привести промежуточные шаги?
А вы попробуйте, хоть вам и некогда Ничего сложного там нет, но, когда вы увидите решение, то обломитесь его переписывать
Я, например, плюнул и посчитал численно. Что и вам советую.
avmich>Инстинктивно кажется, что в каждои ступени топливо должно занимать одну и ту же часть полной массы (включая верхние ступени), в предположении одинакового массового совершенства и без учёта ПН и потерь. Нет?
Без учета пн у вас во втором логарифме будет константа (равная массовому совершенству) и оптимальная ракета становится одноступенчатой Реально, роль пн будет играть минимально возможная масса двигателя и баков. Так что такой расчет физического смысла не имеет.
тем более, что они нудные, и самому делать их кому-то может не захотеться (кивок). Я бы и сам привел, но увы, некогда. А раз результаты уже есть - почему бы и не привести промежуточные шаги?А вы попробуйте, хоть вам и некогда
Ничего сложного там нет, но, когда вы увидите решение, то обломитесь его переписывать Я, например, плюнул и посчитал численно. Что и вам советую.
avmich>Инстинктивно кажется, что в каждои ступени топливо должно занимать одну и ту же часть полной массы (включая верхние ступени), в предположении одинакового массового совершенства и без учёта ПН и потерь. Нет?
Без учета пн у вас во втором логарифме будет константа (равная массовому совершенству) и оптимальная ракета становится одноступенчатой
Реально, роль пн будет играть минимально возможная масса двигателя и баков. Так что такой расчет физического смысла не имеет.
> ратман> Без учета пн у вас во втором логарифме будет константа (равная массовому совершенству) и оптимальная ракета становится одноступенчатой
Что-то сомневаюсь
. Что, пустые баки отбросить на полдороги - не увеличит ХС?
Может, сегодня время найду, посчитаю, напишу.
Что-то сомневаюсь
. Что, пустые баки отбросить на полдороги - не увеличит ХС?Может, сегодня время найду, посчитаю, напишу.
>> ратман> Без учета пн у вас во втором логарифме будет константа (равная массовому совершенству) и оптимальная ракета становится одноступенчатой
avmich>Что-то сомневаюсь . Что, пустые баки отбросить на полдороги - не увеличит ХС?
Сомнения - это хорошо... А считать на пальцах - плохо...
При отсутствии пн (что само по себе - математическая абстракция), рано сброшенные баки первой ступени означают бо'льшую массу баков второй ступени.
Напишите формулу - все сразу увидите...
avmich>Что-то сомневаюсь
. Что, пустые баки отбросить на полдороги - не увеличит ХС?Сомнения - это хорошо... А считать на пальцах - плохо...
При отсутствии пн (что само по себе - математическая абстракция), рано сброшенные баки первой ступени означают бо'льшую массу баков второй ступени.
Напишите формулу - все сразу увидите...
Фуффф...
Наконец-то разобрался в чем дело: в инетовской таблице интеграл был неправильно написан ! А я думал, я уже с ума съехал...
Вот для интересующихся формула минимальных гравитационных потерь:
Vg = Vист*[f1 - f0 + ln((1+f0)/(1+f1))]
где:
Vg - гравитационные потери хар. скорости
Vист - скорость истечения
f0 = sqrt(1-(m0*g/F)2)
f1 = sqrt(1-(m1*g/F)2)
F - тяга
m0 - начальная масса
m1 - конечная масса
Здесь не учтено уменьшение g при увеличении горизонтальной скорости. Так что если кто-то любит решать нелинейные дифуры - милости прошу... Но для первой и второй ступени с горем пополам работает...
Наконец-то разобрался в чем дело: в инетовской таблице интеграл был неправильно написан ! А я думал, я уже с ума съехал...
Вот для интересующихся формула минимальных гравитационных потерь:
Vg = Vист*[f1 - f0 + ln((1+f0)/(1+f1))]
где:
Vg - гравитационные потери хар. скорости
Vист - скорость истечения
f0 = sqrt(1-(m0*g/F)2)
f1 = sqrt(1-(m1*g/F)2)
F - тяга
m0 - начальная масса
m1 - конечная масса
Здесь не учтено уменьшение g при увеличении горизонтальной скорости. Так что если кто-то любит решать нелинейные дифуры - милости прошу...
Но для первой и второй ступени с горем пополам работает...
Ruba
Ruba
втянувшийся
hcube>>Но на затраты-то ХС при выходе на орбиту - влияет . И еще как влияет!
ratman>Ну вот вы и посчитайте - как
Так вот, на оптимальное разбиение по ступеням гравитационные потери, как оказывается, практически не влияют (в третьем знаке). Как говорится, FYI...
. И еще как влияет!ratman>Ну вот вы и посчитайте - как
Так вот, на оптимальное разбиение по ступеням гравитационные потери, как оказывается, практически не влияют (в третьем знаке). Как говорится, FYI...
Не усложняй.
Старый>Я до сих пор не знаю точной плотности жидкого ксенона в сверхкритическом состоянии. Старый>Руководствуюсь величиной 0.6кг/л.
Не знаю, актуально это или нет, но плотность ксенона 1,35 кг/л считается оптимальной для храненеия при давлении 8,3 МПа и температуре 300 К. При большем давлении и плотности коэффициент бака (для титанового, сферического ) больше. А так получается 0,065 кг Тi/кг Хе.( Источние: Статья IEPC-91-107 R. Welle Propellant Storage Conciderations for Electric Propulsion). И он еще не сверхкритический
Не знаю, актуально это или нет, но плотность ксенона 1,35 кг/л считается оптимальной для храненеия при давлении 8,3 МПа и температуре 300 К. При большем давлении и плотности коэффициент бака (для титанового, сферического ) больше. А так получается 0,065 кг Тi/кг Хе.( Источние: Статья IEPC-91-107 R. Welle Propellant Storage Conciderations for Electric Propulsion). И он еще не сверхкритический
ratman>>Кстати, раз уж мы на 50 лет вперед планируем... А что если через 10 лет у нас будет нормальный ядерный буксир на ЭРД ? Тогда ведь:
Старый> Тогда я ошибся. Деньги спишут, меня накажут. Но страна от этого не пострадает.
Как же не пострадает, если деньги спишут ?
ratman>>А американцы, кстати, похоже, серьезно настроены реактор сделать... И куча проектов уже давно на полке пылятся... Просто, как чайник: 10-50 МВт на 10 лет.
Старый> Пятидесяти МЕГАватный? А не дороговат будет?
Старый> У вас нет под руками ссылки на какие-нибудь конкретные проекты, чтоб я мог учинить над ними погром?
Ну вот - популярно, конечно, но для начала подойдет - громите на здоровье:
Source
(обратите внимание: в самом конце урла между Power. и Source нет пробела - это База чего-то глючит)
Старый> Тогда я ошибся. Деньги спишут, меня накажут.
Но страна от этого не пострадает. Как же не пострадает, если деньги спишут ?
ratman>>А американцы, кстати, похоже, серьезно настроены реактор сделать... И куча проектов уже давно на полке пылятся... Просто, как чайник: 10-50 МВт на 10 лет.
Старый> Пятидесяти МЕГАватный? А не дороговат будет?
Старый> У вас нет под руками ссылки на какие-нибудь конкретные проекты, чтоб я мог учинить над ними погром?
Ну вот - популярно, конечно, но для начала подойдет - громите на здоровье:
Source
(обратите внимание: в самом конце урла между Power. и Source нет пробела - это База чего-то глючит)
Старый Ламер
Привет и наилучшие пожелания всем Защитникам Отечества от Старого Ламера!
Старый Ламер
avmich>А вообще, каково оптимальное разбиение ракеты по массе на ступени? Хотя бы для двухступенчатых?
Оптимальным в первом приближении является равномерное распределение ХС между ступенями. Каждой ступени - поровну. Во втором приближении ХС нужно слегка перераспределить в пользу ступеней с лучшими удельными характеристиками.
Оптимальным в первом приближении является равномерное распределение ХС между ступенями. Каждой ступени - поровну. Во втором приближении ХС нужно слегка перераспределить в пользу ступеней с лучшими удельными характеристиками.
Старый Ламер
ratman>Ангара-7
ratman> 1. Если Ангара-7 возможна (а я не вижу, почему нет), то главный аргумент тов. Старого снимается раз и навсегда. 40 тонн на ЛЕО - этого сейчас никто даже не планирует. А по $2250 (!!!) за кг ($90M) - это уж точно, впереди планеты всей. (Кстати, стоимость кило почти как у Venture Star )
Это круто! Откуда 40 тонн? По ихним же мечтам она давала 28 т на ЛЕО из Плесецка, то есть как Ангара-5 с УКВМ. По самым скромным подсчётам её стартовая масса не менее 1000т, а тяга меньше 1200, так что и с тяговооружённостью геморрой... Почему такие низкие цены? Семь УРМов не должны стоить очень уж дёшово...
ratman> 1. Если Ангара-7 возможна (а я не вижу, почему нет), то главный аргумент тов. Старого снимается раз и навсегда. 40 тонн на ЛЕО - этого сейчас никто даже не планирует. А по $2250 (!!!) за кг ($90M) - это уж точно, впереди планеты всей. (Кстати, стоимость кило почти как у Venture Star
)Это круто! Откуда 40 тонн? По ихним же мечтам она давала 28 т на ЛЕО из Плесецка, то есть как Ангара-5 с УКВМ. По самым скромным подсчётам её стартовая масса не менее 1000т, а тяга меньше 1200, так что и с тяговооружённостью геморрой... Почему такие низкие цены? Семь УРМов не должны стоить очень уж дёшово...
Старый Ламер
avmich>По поводу оптимального деления на ступени - все-таки хотелось бы увидеть расчёты тем более, что они нудные, и самому делать их кому-то может не захотеться (кивок). Я бы и сам привел, но увы, некогда. А раз результаты уже есть - почему бы и не привести промежуточные шаги?
avmich>Инстинктивно кажется, что в каждои ступени топливо должно занимать одну и ту же часть полной массы (включая верхние ступени), в предположении одинакового массового совершенства и без учёта ПН и потерь. Нет?
Да! Если ступени одинаковы по свей удельной массе и УИ, то ХС должна распределяться между ними равномерно. Точную методику рсчёта можно найти в книжке "Полёт космических аппаратов. Примеры и задачи" авторы: Авдеев и компания. Москва. Машиностроение 1990г стр 18-20
тем более, что они нудные, и самому делать их кому-то может не захотеться (кивок). Я бы и сам привел, но увы, некогда. А раз результаты уже есть - почему бы и не привести промежуточные шаги?avmich>Инстинктивно кажется, что в каждои ступени топливо должно занимать одну и ту же часть полной массы (включая верхние ступени), в предположении одинакового массового совершенства и без учёта ПН и потерь. Нет?
Да! Если ступени одинаковы по свей удельной массе и УИ, то ХС должна распределяться между ними равномерно. Точную методику рсчёта можно найти в книжке "Полёт космических аппаратов. Примеры и задачи" авторы: Авдеев и компания. Москва. Машиностроение 1990г стр 18-20
Старый Ламер
ratman>Так что если кто-то любит решать нелинейные дифуры - милости прошу... Но для первой и второй ступени с горем пополам работает...
Ща, всё бросим и кинемся решать!
Вобщем-то решать ничего не надо, и так считается общепризнаным, что оптимальная стартовая тяговооружённость лежит в пределах 1.3-1.5 Уменьшение этой величины приводит к росту гравитационных потерь, увеличение - аэродинамических, а также росту веса конструкции. Обычно ракеты проектируют под тяговооружённость 1.3-1.4, однако в дальнейшем постоянно возникает соблазн "догрузить" их верхними ступенями, и тяговооружённость падает. Абсолютный антирекорд в этом вопросе принадлежит, если не ошибаюсь Атласу-2А.
Но для первой и второй ступени с горем пополам работает...Ща, всё бросим и кинемся решать!
Вобщем-то решать ничего не надо, и так считается общепризнаным, что оптимальная стартовая тяговооружённость лежит в пределах 1.3-1.5 Уменьшение этой величины приводит к росту гравитационных потерь, увеличение - аэродинамических, а также росту веса конструкции. Обычно ракеты проектируют под тяговооружённость 1.3-1.4, однако в дальнейшем постоянно возникает соблазн "догрузить" их верхними ступенями, и тяговооружённость падает. Абсолютный антирекорд в этом вопросе принадлежит, если не ошибаюсь Атласу-2А.
Старый Ламер
Старый>>Я до сих пор не знаю точной плотности жидкого ксенона в сверхкритическом состоянии. Старый>Руководствуюсь величиной 0.6кг/л.
Ruba>Не знаю, актуально это или нет, но плотность ксенона 1,35 кг/л считается оптимальной для храненеия при давлении 8,3 МПа и температуре 300 К. При большем давлении и плотности коэффициент бака (для титанового, сферического ) больше. А так получается 0,065 кг Тi/кг Хе.( Источние: Статья IEPC-91-107 R. Welle Propellant Storage Conciderations for Electric Propulsion). И он еще не сверхкритический
Вопрос весьма актуален. Я его послал Шину, надеюсь он скоро выяснит у первоисточника, то есть на ЦиХе. Уже вроде известно, что на Диалоге ксенон собираются хранить в сверхкритическом состоянии при давлении 60 атм. Плотность вроде как 1кг/литр (как у воды). Когда Шин получит ответ разберёмся точнее, а пока подождём. А кстати, интересно, как хранят на Боинговских геостационарных платформах?
Ruba>Не знаю, актуально это или нет, но плотность ксенона 1,35 кг/л считается оптимальной для храненеия при давлении 8,3 МПа и температуре 300 К. При большем давлении и плотности коэффициент бака (для титанового, сферического ) больше. А так получается 0,065 кг Тi/кг Хе.( Источние: Статья IEPC-91-107 R. Welle Propellant Storage Conciderations for Electric Propulsion). И он еще не сверхкритический
Вопрос весьма актуален. Я его послал Шину, надеюсь он скоро выяснит у первоисточника, то есть на ЦиХе. Уже вроде известно, что на Диалоге ксенон собираются хранить в сверхкритическом состоянии при давлении 60 атм. Плотность вроде как 1кг/литр (как у воды). Когда Шин получит ответ разберёмся точнее, а пока подождём. А кстати, интересно, как хранят на Боинговских геостационарных платформах?
Старый Ламер
Copyright © Balancer 1997..2018
Создано 08.02.2002
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 08.02.2002
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
