Воздушный старт

 Тогда я вам скажу - выгодно стартовать с тягой примерно 45 градусов к горизонту, ± мелочи.

Бродяга, 27.10.2003 22:51:20:

Тогда я вам скажу - выгодно стартовать с тягой примерно 45 градусов к горизонту, ± мелочи.

 

Да, Вы смайлик поставили не зря - действительно, смешно

 А вы прикиньте "максимальную разницу", от атмосферы, например. Просчитайте какой-нибудь случай с атмосферой и "как будто её нет вообще" - нет сопротивления воздуха. Ерундовая разница получится.

 Атмосфера мешает в основном системе управления ракеты, а без этого фактора воздушный старт был бы не нужен.

Бродяга, 28.10.2003 09:37:48:

Просчитайте какой-нибудь случай с атмосферой и "как будто её нет вообще" - нет сопротивления воздуха. Ерундовая разница получится.

 

Гы-Гы Не одну сотню раз считал. 10-15% массы ПН - "ерундовая" разница?

igor_suslov, 28.10.2003 10:09:34:

Гы-Гы Не одну сотню раз считал. 10-15% массы ПН - "ерундовая" разница?

 

 Скажем так, не слишком большая. Потом, это при какой тяговооруженности ракеты?

 Есть вопросы "поужаснее", например надо сделать так, чтобы ракета после отделения сразу же не "встала колом" и не вмазалась в самолёт-носитель.

>это при какой тяговооруженности ракеты?

При "нормальной". У ракет-носителей, как правило, начальная тяговооруженность не сильно разнообразна - 1,3...1,6 g.
Естественно, в вакууме (т.е. без учета аэродинамики) выгодней разгоняться быстрей (в поле тяготения). Гравитационные потери будут тем меньше, чем больше тяговооруженность, стремясь к нулю при бесконечной перегрузке. Но это, конечно, не реально, хотя бы из соображений "хрупкости" КЛА, не говоря уже о космонавтах...


>надо сделать так, чтобы ракета после отделения сразу же не "встала колом" и не вмазалась в самолёт-носитель.

Вот поэтому и нужна ПРОГРАММА тангажа. А Вы сразу "под 45 градусов".

Игорь, а что это так много - 10-15%? Примерная ХС до орбиты - 9300, из них 1000 - гравитационные потери, 300 - атмосферные. Что, эти 300 дают 10-15% массы ПН? Можете пояснить, почему?

 Разумеется нужна, но сложно отделить программу от конкретной ракеты.
 Потом, мне кажется, для воздушного старта не будет 10% потерь ПН связанных с наличием атмосферы.

Японская Лямбда стартовала на орбиту с начального угла 63 градуса. Ракета, конечно, особая...

 avmich, а что за Лямбда, если не секрет? Просветите моё невежество.

В октябрьском номере НК очень неплохая статья про неё.

В двух словах - самая лёгкая и простая в мире орбитальная РН (не самая дешёвая). 4 твёрдотопливных ступени + 2 РДТТ-ускорителя при старте. Перекисные микродвижки ориентации на последней ступени. Меньше 10 тонн стартовой массы, кажется. Первая и вторая ступень - аэродинамическая стабилизация, третья - вращением. Высокие ускорения при выводе, и паузы между работой разных ступеней. СУ на одном гироскопе (!) . Японская; они её запустили, кажется, за несколько месяцев до англичан, став четвёртой страной, выведшей спутник на своей ракете. С пятой попытки...

 А в каком году это было? Сейчас ракету в 10 (!) тонн, да ещё твёрдотопливную "сам бог велел" запускать с самолёта.

 Да, вот ещё вопрос интересный. В своё время рассматривалась такая система - ракета для уничтожения спутников, запускаемая с F-15. Они его сделали или нет?

Бродяга, 29.10.2003 04:28:00:

В своё время рассматривалась такая система - ракета для уничтожения спутников, запускаемая с F-15. Они его сделали или нет?

 

А у нас аналог - МиГ-31Д. Обе программы были внезапно свёрнуты. Предположительно - по взаимной договорённости.

> Игорь, а что это так много - 10-15%? Можете пояснить, почему?

Попробую. Видимо, Вы не совсем верно представляете что означает "влияние атмосферы". Вот, что имел ввиду я:
1. Непосредственно аэродинамическое сопротивление;
2. Потеря УИ из-за противодавления;
3. Значительное изменение программы тангажа при отсутсвии атмосферы (меньше участок вертикального подъема, отсутствие ограничений при прохождении моментов, соответствующих атмосферным М=1 и максимального скоростного напора, отсутствии вообще каких-либо ограничений на углы атаки). Это означает некоторое снижение гравитационных потерь.

Все три эти компоненты, естественно, взаимосвязаны и их нельзя отделить друг от друга, вычитая из ХС ракеты, например, только а/д сопротивление.


> Японская Лямбда стартовала на орбиту с начального угла 63 градуса. Ракета, конечно, особая...

Кстати, этот угол как раз близок к начальному оптимальному углу тангажа (посмотрите, например, ratman'овский спредшит по баллистике). Друге дело, что стартовать так Протону (не говоря уже об Энергии, например) совершенно не реально из-за технических сложностей. Другое дело - легкая, а еще лучше - твердотопливная ракета.


> В своё время рассматривалась такая система - ракета для уничтожения спутников, запускаемая с F-15. Они его сделали или нет?


Сделали. И даже пару-тройку верхних ступеней, оставщихся на орбите и, по-моему, один отказавший спутник сбили. Только у меня такое ощущение, что не на F-15 эта противоспутниковая ракета базировалась... Называлась эта ракета что-то вроде "Найк-Зевс" или "Найк-Альтаир". Поправте, если я ошибаюсь...

avmich, 28.10.2003 15:15:12:

Игорь, а что это так много - 10-15%? Примерная ХС до орбиты - 9300, из них 1000 - гравитационные потери, 300 - атмосферные. Что, эти 300 дают 10-15% массы ПН? Можете пояснить, почему?

 

 У ракеты "Союз" на придание последней ступени с ПН последних 300 м/с скорости расходуется около тонны топлива (примерно). Если б не эти метры в секунду, то можно бы было вместо топлива взять тонну ПН. Увеличение ПН с 7 до 8 тонн это 14%. Вот что такое 300 м/с аэродинамических потерь.
 Но это ракета "Союз". Она почти не имеет уэродинамических потерь, так как полёт происходит в основном вне атмосферы. Ракета стартует вертикально и профиль полёта предусматривает маскимально быстрый уход из атмосферы и разгон в вакууме. Если производить полёт в атмосфере, да ещё не просто "носом вперёд" с нулевым углом атаки, а с какими-нибудь крыльями и углом атаки, то всё будет знааачительно хуже.

avmich, 28.10.2003 15:30:51:

Японская Лямбда стартовала на орбиту с начального угла 63 градуса. Ракета, конечно, особая...

 

 Да, да. Особая. Такой стартовый угол тангажа был выбран какраз из-за высокой стартовой тяговооружённости.
 Кстати, все японские ракеты серии Ми, вплоть до нынешней М-5 тоже стартуют наклонно.

igor_suslov, 28.10.2003 15:08:42:

Гравитационные потери будут тем меньше, чем больше тяговооруженность, стремясь к нулю при бесконечной перегрузке. Но это, конечно, не реально, хотя бы из соображений "хрупкости" КЛА, не говоря уже о космонавтах...

 

 Ограничения на перегрузку для ПН отнюдь не главная проблема. Низкая стартовая тяговооружённость РН вызвана совсем не этим.
Проблема №1: "Бесконечная" тяговооружённость требует бесконечной стартовой тяги а стало быть и массы двигателя.
№2. Конструкция ракеты тоже должна выдерживать перегрузку, а ракета с топливом куда как "хрупче" нежели ПН.
№3. Моментальный набор скорости прямо у земли приведёт к тому, что ракета "разобъётся" об атмосферу.

 В итоге даже при умеренном росте стартовой тяговооружённости увеличение веса двигателя, конструкции и аэродинамических потерь сводит на нет эффект от уменьшения гравитационных потерь. Поэтому ракеты и стартуют так плавно.

> У ракеты "Союз" на придание последней ступени с ПН последних 300 м/с скорости расходуется около тонны топлива (примерно). Если б не эти метры в секунду, то можно бы было вместо топлива взять тонну ПН. Увеличение ПН с 7 до 8 тонн это 14%. Вот что такое 300 м/с аэродинамических потерь.

Угу. О чем я и говорил. Плюс, естественно, все те косвенные потери, вызванные наличием атмосферы.



> Ограничения на перегрузку для ПН отнюдь не главная проблема.

Естественно. Поэтому я и сказал "хотя бы из соображений "хрупкости" КЛА, не говоря уже о космонавтах...". А все перечисленные Вами проблемы (1,2 и 3) имеют место быть и, конечно, справедливы.


> Но это ракета "Союз"... полёт происходит в основном вне атмосферы.
Ну, конечно, не только Союз так летает. Все орбитальные ракеты, стартующие с Земли имеют примерно (!) одинаковый профиль выведения. Боевые (МБР) ракеты могут летать по-другому.


> Если производить полёт в атмосфере, да ещё не просто "носом вперёд" с нулевым углом атаки, а с какими-нибудь крыльями и углом атаки, то всё будет знааачительно хуже.

Не так уж "значительно", видимо. "Пегас"-то летает. Может быть, кстати, у кого-то есть данные о профиле его полета и о потерях. Я смотрел на официальном сайте, скачал какой-то pdf-ник с характеристиками - ничего хорошего...

igor_suslov, 29.10.2003 09:01:57:

Не так уж "значительно", видимо. "Пегас"-то летает. Может быть, кстати, у кого-то есть данные о профиле его полета и о потерях. Я смотрел на официальном сайте, скачал какой-то pdf-ник с характеристиками - ничего хорошего...

 

 Пегас летает оччччень плохо. Его относительная ПН по моему в 2-3 раза хуже чем у аналогичного по прараметрам Тауруса.

Старый, 29.10.2003 10:09:31:

Пегас летает оччччень плохо. Его относительная ПН по моему в 2-3 раза хуже чем у аналогичного по прараметрам Тауруса.

 

Тогда встает логичный вопрос - нафига он вообще был нужен? Чтобы это доказать на практике?

Старый, спасибо. По числам вроде сходится.

Пегас вроде раньше Тауруса был сделан?

igor_suslov, 29.10.2003 10:42:31:

Тогда встает логичный вопрос - нафига он вообще был нужен?

 

 Ну наконец то этот вопрос прозвучал!

avmich, 29.10.2003 10:46:56:

Старый, спасибо. По числам вроде сходится.

Пегас вроде раньше Тауруса был сделан?

 

 По техническим характеристикам это одно и то же. Таурус это Пегас лишённый крыльев и установленный на первую ступень МБР МХ

Вроде не так получается...
Вот, что у Вейда:
Taurus:
масса ПН: 1380 кг;
стартовая масса: 73030 кг;
относительная масса ПН: 1,89% от стартовой.
Pegasus:
масса ПН: 375 кг;
стартовая масса: 19000 кг;
относительная масса ПН: 1,97% от стартовой.
Pegasus XL:
масса ПН: 443 кг;
стартовая масса: 24000 кг;
относительная масса ПН: 1,85% от стартовой.

Так вот. Естетственно, я не учитывал у Пегаса массу самолета-носителя А Вы?

igor_suslov, 29.10.2003 11:26:54:

Так вот. Естетственно, я не учитывал у Пегаса массу самолета-носителя А Вы?

 

 Значит я перепутал с долларами за килограмм.
 Жаль что Вэйд изменил дизайн и теперь у него в статьях о ракетах нет ссылок на конкретные ПН.