Старый
инфо
инструменты
Divergence
Реклама Google — средство выживания форумов :)
-
![[image]](https://www.balancer.ru/cache/sites/org/ha/habrastorage/getpro/geektimes/comment_images/53b/f7f/e3a/128x128-crop/53bf7fe3a2ac8b036788b7711c0c5a80.jpg)
Союз-5 ("Иртыш"), он же Феникс/Сункар
Новая российская ракета, реинкарнация ЗенитаТеги:
Старый>> Про Ариану пишут что у неё масса второй ступени 40 тонн а тяга - 80 тонн. Опять тяговооружённость 2.0.
Полл> Это про какую "Арианн" и где такое пишут?
Про Ариану-1/4. Пишут везде.
Полл> Это про какую "Арианн" и где такое пишут?
Про Ариану-1/4. Пишут везде.
Старый> Про Ариану-1/4. Пишут везде.
"Ариан-1" - 4 ступени.
"Ариан-2" - 3 ступени.
"Ариан-3" - 3-4 ступени.
"Ариан-4" - 3-4 ступени.
Старый, ты чего?
"Ариан-1" - 4 ступени.
"Ариан-2" - 3 ступени.
"Ариан-3" - 3-4 ступени.
"Ариан-4" - 3-4 ступени.
Старый, ты чего?
Д.В.> Для МБР маловата, а для РН - слишком много. оттого у Титана-2 и ноги коротки были, как у космического носителя.
Ноги у него были длиннее некуда. Одна из рабочих лошадей американской космонавтики, в том числе для запуска спутников-разведчиков Гамбит.
Д.В.> Для МБР нормально, даже можно было бы и побольше. Но для нормального использования в качестве космического носителя пришлось ставить третью ступень.
Параметры МБР и РН для ЛЕО практически идентичны. Циклон широко использовался в двухступенчатом варианте для запуска спуников УС-А и УС-П. Третья ступень являлась небольшим блоком довыведения для запуска спутников на относительно высокие орбиты - 650-1500 км. Для таких орбит ракета оптимизированная для ЛЕО неоптимальна.
Старый>> Про Ариану пишут что у неё масса второй ступени 40 тонн а тяга - 80 тонн. Опять тяговооружённость 2.0.
Д.В.> Сдается мне, ты снова неверно посчитал.
Я считаю тяговооружённость ракетного блока, так удобнее. Если считать тяговооружённость всей ступени то ничего не изменится - тяга двигателя всё равно окажется вдвое больше массы ракетного блока.
Старый>> Прикинь какая тяга и тяговооружённость должны быть у Феникса?
Д.В.> Примерно 0,8 при выведении на НОО - в самый раз.
И так у всех РН тяга двигателя к массе блока второй ступени гдето 1.5-2.0 а у Феникса стало быть сколько?
У него стало быть иные законы физики?
Ноги у него были длиннее некуда. Одна из рабочих лошадей американской космонавтики, в том числе для запуска спутников-разведчиков Гамбит.
Д.В.> Для МБР нормально, даже можно было бы и побольше. Но для нормального использования в качестве космического носителя пришлось ставить третью ступень.
Параметры МБР и РН для ЛЕО практически идентичны. Циклон широко использовался в двухступенчатом варианте для запуска спуников УС-А и УС-П. Третья ступень являлась небольшим блоком довыведения для запуска спутников на относительно высокие орбиты - 650-1500 км. Для таких орбит ракета оптимизированная для ЛЕО неоптимальна.
Старый>> Про Ариану пишут что у неё масса второй ступени 40 тонн а тяга - 80 тонн. Опять тяговооружённость 2.0.
Д.В.> Сдается мне, ты снова неверно посчитал.
Я считаю тяговооружённость ракетного блока, так удобнее. Если считать тяговооружённость всей ступени то ничего не изменится - тяга двигателя всё равно окажется вдвое больше массы ракетного блока.
Старый>> Прикинь какая тяга и тяговооружённость должны быть у Феникса?
Д.В.> Примерно 0,8 при выведении на НОО - в самый раз.
И так у всех РН тяга двигателя к массе блока второй ступени гдето 1.5-2.0 а у Феникса стало быть сколько?
У него стало быть иные законы физики?
Старый>> Про Ариану-1/4. Пишут везде.
Полл> "Ариан-1" - 4 ступени.
Полл> "Ариан-2" - 3 ступени.
Полл> "Ариан-3" - 3-4 ступени.
Полл> "Ариан-4" - 3-4 ступени.
Полл> Старый, ты чего?
Ты о чём? О тяговооружённости второй ступени или уже о чёмто другом? Бери вторую ступень и смотри отношение тяги двигателя к массе второй ступени. Проверь, проверь, вдруг я ошибся?
Полл> "Ариан-1" - 4 ступени.
Ой. Это чево такое?
Полл> "Ариан-1" - 4 ступени.
Полл> "Ариан-2" - 3 ступени.
Полл> "Ариан-3" - 3-4 ступени.
Полл> "Ариан-4" - 3-4 ступени.
Полл> Старый, ты чего?
Ты о чём? О тяговооружённости второй ступени или уже о чёмто другом? Бери вторую ступень и смотри отношение тяги двигателя к массе второй ступени. Проверь, проверь, вдруг я ошибся?
Полл> "Ариан-1" - 4 ступени.
Ой. Это чево такое?
Leonar>> То кгч бы могла бы быть 21600кг 
Leonar>> Соответнно и тяговооруженность второй ступени была бы как у сункара
Старый> О чём ты вообще разговариваешь? Ты можешь внятно объяснить что ты хочешь сказать?
Старый> У Сункара и так КГЧ будет 25 тонн - блок ДМ с шеститонным спутником.
Старый> Смысл разговора о тяговооружённости в чём? Не в том какую массу брать для рассчёта а в том какой тяги должен быть двигатель для получения данной тяговооружённости.
Я об том, что ты придумал свое собственное понятие тяговооруженности и применяешь его не поназначению и путаешь других
У зенита с дмом и спутником и массой второй ступени какая тяговооруженность?
А вообще тяговооруженность начальная берется исходя из ВЕСА ракеты и тяги двигателя
Который оную толкает
Соответственно тяговооруженность второй ступени будет зависеть от того какую горизонтальную скорость приобрела ракета
Т.е. В зависимости от горизонтальной скорости уменьшается вес
По траектории мбр вес второй ступени больше нежели по траектории рн - тяга больше нужна при равных массах второй и далее выше ступенях
Для трехступенчатых тоже самое
Горизонтальная скорость когда отделяется первая ступень меньше - вес ступени больше - тяга двигателя больше нужна дабы бороться с гравитацией
Leonar>> Соответнно и тяговооруженность второй ступени была бы как у сункара
Старый> О чём ты вообще разговариваешь? Ты можешь внятно объяснить что ты хочешь сказать?
Старый> У Сункара и так КГЧ будет 25 тонн - блок ДМ с шеститонным спутником.
Старый> Смысл разговора о тяговооружённости в чём? Не в том какую массу брать для рассчёта а в том какой тяги должен быть двигатель для получения данной тяговооружённости.
Я об том, что ты придумал свое собственное понятие тяговооруженности и применяешь его не поназначению и путаешь других
У зенита с дмом и спутником и массой второй ступени какая тяговооруженность?
А вообще тяговооруженность начальная берется исходя из ВЕСА ракеты и тяги двигателя
Который оную толкает
Соответственно тяговооруженность второй ступени будет зависеть от того какую горизонтальную скорость приобрела ракета
Т.е. В зависимости от горизонтальной скорости уменьшается вес
По траектории мбр вес второй ступени больше нежели по траектории рн - тяга больше нужна при равных массах второй и далее выше ступенях
Для трехступенчатых тоже самое
Горизонтальная скорость когда отделяется первая ступень меньше - вес ступени больше - тяга двигателя больше нужна дабы бороться с гравитацией
Старый> Про Ариану-1/4. Пишут везде.
В том числе и в фирменном мануале. Трехступенчатая ракета (не считая всяких там ускорителей).
Тяговооруженность 1-й ступени Ариан 40: Стартовая масса 240 т, тяга 276 т, тяговооруженность 1-й ступени = 276/240 = 1,15
Тяговооруженность 2-й ступени: Стартовая масса 2-й ступени 37,13 т (блок 2-й ступени)+ 12,31 т (блок 3-й ступени) +2,175 (КА)=51,615 т. Тяга 82 тс, тяговооруженность 2-й ступени 1,59 (вполне вменяемо для трёхступенчатого носителя).
Тяговооруженность 3-й ступени: Стартовая масса 3-й ступени 14,485 т, тяга 6,4 тс. Тяговооруженность 3-й ступени 0,44 (более чем нормально для третьей ступени трехступенчатого носителя).
Вуаля.
В том числе и в фирменном мануале. Трехступенчатая ракета (не считая всяких там ускорителей).
Тяговооруженность 1-й ступени Ариан 40: Стартовая масса 240 т, тяга 276 т, тяговооруженность 1-й ступени = 276/240 = 1,15
Тяговооруженность 2-й ступени: Стартовая масса 2-й ступени 37,13 т (блок 2-й ступени)+ 12,31 т (блок 3-й ступени) +2,175 (КА)=51,615 т. Тяга 82 тс, тяговооруженность 2-й ступени 1,59 (вполне вменяемо для трёхступенчатого носителя).
Тяговооруженность 3-й ступени: Стартовая масса 3-й ступени 14,485 т, тяга 6,4 тс. Тяговооруженность 3-й ступени 0,44 (более чем нормально для третьей ступени трехступенчатого носителя).
Вуаля.
Старый> Ноги у него были длиннее некуда.
Только когда "удлинили" разгонным блоком и СТУ, а так из-за неоптимальной тяговооруженности Мпг (Норб) деградировала быстро.
Старый> Параметры МБР и РН для ЛЕО практически идентичны.
Да ты шо?! Сам додумался? Числа Циолковского в ряде случаев близки, а вот оптимальные тяговооруженности очень сильно отличаются. Сравни на досуге с Космосом-3, хотя бы.
Старый>Циклон широко использовался в двухступенчатом варианте для запуска спуников УС-А и УС-П.
И сколько они весили? тонны 2 с хвостиком? А ведь Р-36 могла закинуть на голову супостату почти 8-тонную боевую часть.
Старый> Третья ступень являлась небольшим блоком довыведения для запуска спутников на относительно высокие орбиты - 650-1500 км. Для таких орбит ракета оптимизированная для ЛЕО неоптимальна.
Да уж всяко оптимальнее, чем без третьей ступени. И именно потому, что "мбровская" тяговооруженность неоптимальна для космического носителя. И эту неоптимальность как раз и приходится исправлять третьими ступенями. Подумай на досуге, почему у Днепра Мпг ниже, чем у Циклона-3
Старый> Я считаю тяговооружённость ракетного блока, так удобнее. Если считать тяговооружённость всей ступени то ничего не изменится - тяга двигателя всё равно окажется вдвое больше массы ракетного блока.
Такого понятия в принципе нет "тяговооруженность ракетного блока" - это чисто твоя выдумка. Надо пользоваться единым понятийным аппаратом.
Старый> Старый>> Прикинь какая тяга и тяговооружённость должны быть у Феникса?
Д.В.>> Примерно 0,8 при выведении на НОО - в самый раз.
Старый> И так у всех РН тяга двигателя к массе блока второй ступени гдето 1.5-2.0 а у Феникса стало быть сколько? У него стало быть иные законы физики?
Начинай считать правильно, и многие твои заблуждения рассеются как дым.
Только когда "удлинили" разгонным блоком и СТУ, а так из-за неоптимальной тяговооруженности Мпг (Норб) деградировала быстро.
Старый> Параметры МБР и РН для ЛЕО практически идентичны.
Да ты шо?! Сам додумался? Числа Циолковского в ряде случаев близки, а вот оптимальные тяговооруженности очень сильно отличаются. Сравни на досуге с Космосом-3, хотя бы.
Старый>Циклон широко использовался в двухступенчатом варианте для запуска спуников УС-А и УС-П.
И сколько они весили? тонны 2 с хвостиком? А ведь Р-36 могла закинуть на голову супостату почти 8-тонную боевую часть.
Старый> Третья ступень являлась небольшим блоком довыведения для запуска спутников на относительно высокие орбиты - 650-1500 км. Для таких орбит ракета оптимизированная для ЛЕО неоптимальна.
Да уж всяко оптимальнее, чем без третьей ступени. И именно потому, что "мбровская" тяговооруженность неоптимальна для космического носителя. И эту неоптимальность как раз и приходится исправлять третьими ступенями. Подумай на досуге, почему у Днепра Мпг ниже, чем у Циклона-3
Старый> Я считаю тяговооружённость ракетного блока, так удобнее. Если считать тяговооружённость всей ступени то ничего не изменится - тяга двигателя всё равно окажется вдвое больше массы ракетного блока.
Такого понятия в принципе нет "тяговооруженность ракетного блока" - это чисто твоя выдумка. Надо пользоваться единым понятийным аппаратом.
Старый> Старый>> Прикинь какая тяга и тяговооружённость должны быть у Феникса?
Д.В.>> Примерно 0,8 при выведении на НОО - в самый раз.
Старый> И так у всех РН тяга двигателя к массе блока второй ступени гдето 1.5-2.0 а у Феникса стало быть сколько?
У него стало быть иные законы физики? Начинай считать правильно, и многие твои заблуждения рассеются как дым.
Leonar> Я об том, что ты придумал свое собственное понятие тяговооруженности и применяешь его не поназначению и путаешь других
Я ввёл параметр удобный для демонстрации того что я хочу объяснить. Если тебя он путает то примени тот который тебе больше подходит. Результат будет тот же.
Leonar> У зенита с дмом и спутником и массой второй ступени какая тяговооруженность?
Посчитай.
Leonar> А вообще тяговооруженность начальная берется исходя из ВЕСА ракеты и тяги двигателя
Leonar> Который оную толкает
Бери из чего хочешь.
Leonar> Соответственно тяговооруженность второй ступени будет зависеть от того какую горизонтальную скорость приобрела ракета
Чево?
Leonar> Т.е. В зависимости от горизонтальной скорости уменьшается вес
Чево???
Leonar> По траектории мбр вес второй ступени больше нежели по траектории рн - тяга больше нужна при равных массах второй и далее выше ступенях
При выведении блока ДМ со спутником характеристическая скорость таких ракет как Зенит или Феникс будет даже меньше чем у МБР. Поэтому все особенности МБР будут для них характерны даже в большей степени чем для самих МБР.
Leonar> Горизонтальная скорость когда отделяется первая ступень меньше - вес ступени больше - тяга двигателя больше нужна дабы бороться с гравитацией
Ракеты типа Зенита или Феникса вынуждены бороться с гравитацией даже сильнее чем МБР т.к. относительная масса ПН у них больше чем у МБР. Выражаясь твоими терминами "скорости у них ниже и вес больше".
Поэтому все особенности МБР включая распределение масс по ступеням и тяговооружённость ступеней у них должны быть примерно аналогичны таковым для МБР.
Я ввёл параметр удобный для демонстрации того что я хочу объяснить. Если тебя он путает то примени тот который тебе больше подходит. Результат будет тот же.
Leonar> У зенита с дмом и спутником и массой второй ступени какая тяговооруженность?
Посчитай.
Leonar> А вообще тяговооруженность начальная берется исходя из ВЕСА ракеты и тяги двигателя
Leonar> Который оную толкает
Бери из чего хочешь.
Leonar> Соответственно тяговооруженность второй ступени будет зависеть от того какую горизонтальную скорость приобрела ракета
Чево?
Leonar> Т.е. В зависимости от горизонтальной скорости уменьшается вес
Чево???
Leonar> По траектории мбр вес второй ступени больше нежели по траектории рн - тяга больше нужна при равных массах второй и далее выше ступенях
При выведении блока ДМ со спутником характеристическая скорость таких ракет как Зенит или Феникс будет даже меньше чем у МБР. Поэтому все особенности МБР будут для них характерны даже в большей степени чем для самих МБР.
Leonar> Горизонтальная скорость когда отделяется первая ступень меньше - вес ступени больше - тяга двигателя больше нужна дабы бороться с гравитацией
Ракеты типа Зенита или Феникса вынуждены бороться с гравитацией даже сильнее чем МБР т.к. относительная масса ПН у них больше чем у МБР. Выражаясь твоими терминами "скорости у них ниже и вес больше".
Поэтому все особенности МБР включая распределение масс по ступеням и тяговооружённость ступеней у них должны быть примерно аналогичны таковым для МБР.
Д.В.> Ариан 40:
Д.В.> Тяговооруженность 2-й ступени: Стартовая масса 2-й ступени 37,13 т (блок 2-й ступени)+ 12,31 т (блок 3-й ступени) +2,175 (КА)=51,615 т. Тяга 82 тс, тяговооруженность 2-й ступени 1,59 (вполне вменяемо для трёхступенчатого носителя).
Ну ты считаешь тяговооружённость всей ступени, я - только ракетного блока. Это не меняет того факта что тяга двигателя вдвое больше массы ракетного блока. То есть если у Феникса масса блока 2 ступени будет 100 тонн то тяга двигателя должна быть 200 тонн. О чём я собственно и говорю.
Д.В.> Стартовая масса 2-й ступени 37,13 т Тяга 82 тс, тяговооруженность 2-й ступени 1,59 (вполне вменяемо для трёхступенчатого носителя).
Вот и я именно об этом и говорю: у Феникса при массе второй ступени 100 тонн тяга двигателя будет 200 тонн. Вполне вменяемо для трёхступенчатого носителя.
Убедился наконец что РД-191 с тягой 200 тонн это самое то что нормальные люди ставят на подобные носители?
Д.В.> Тяговооруженность 3-й ступени: Стартовая масса 3-й ступени 14,485 т, тяга 6,4 тс. Тяговооруженность 3-й ступени 0,44 (более чем нормально для третьей ступени трехступенчатого носителя).
Д.В.> Вуаля.
Естественно. И у Феникса на третьей ступени (блоке ДМ) будут такие же параметры.
Саныч, ты внятно скажи: до тебя дошло что у Феникса вторая ступень должна быть массой 100 тонн и тягой 200 тонн или опять не дошло?
Д.В.> Тяговооруженность 2-й ступени: Стартовая масса 2-й ступени 37,13 т (блок 2-й ступени)+ 12,31 т (блок 3-й ступени) +2,175 (КА)=51,615 т. Тяга 82 тс, тяговооруженность 2-й ступени 1,59 (вполне вменяемо для трёхступенчатого носителя).
Ну ты считаешь тяговооружённость всей ступени, я - только ракетного блока. Это не меняет того факта что тяга двигателя вдвое больше массы ракетного блока. То есть если у Феникса масса блока 2 ступени будет 100 тонн то тяга двигателя должна быть 200 тонн. О чём я собственно и говорю.
Д.В.> Стартовая масса 2-й ступени 37,13 т Тяга 82 тс, тяговооруженность 2-й ступени 1,59 (вполне вменяемо для трёхступенчатого носителя).
Вот и я именно об этом и говорю: у Феникса при массе второй ступени 100 тонн тяга двигателя будет 200 тонн. Вполне вменяемо для трёхступенчатого носителя.
Убедился наконец что РД-191 с тягой 200 тонн это самое то что нормальные люди ставят на подобные носители?
Д.В.> Тяговооруженность 3-й ступени: Стартовая масса 3-й ступени 14,485 т, тяга 6,4 тс. Тяговооруженность 3-й ступени 0,44 (более чем нормально для третьей ступени трехступенчатого носителя).
Д.В.> Вуаля.
Естественно. И у Феникса на третьей ступени (блоке ДМ) будут такие же параметры.
Саныч, ты внятно скажи: до тебя дошло что у Феникса вторая ступень должна быть массой 100 тонн и тягой 200 тонн или опять не дошло?
Leonar>> Соответственно тяговооруженность второй ступени будет зависеть от того какую горизонтальную скорость приобрела ракета
Старый> Чево?
Ну ты же ведь знаешь почему спутники все время падают и не могут упасть
Leonar>> Т.е. В зависимости от горизонтальной скорости уменьшается вес
Старый> Чево???
Ну ты же знаешь что между весомостью с 0горизонтальной скоростью относительно поверхности земли и невесомостью с горизонтальной относительно поверхности земли с первой космической есть промежуточные значения
Leonar>> По траектории мбр вес второй ступени больше нежели по траектории рн - тяга больше нужна при равных массах второй и далее выше ступенях
Старый> При выведении блока ДМ со спутником характеристическая скорость таких ракет как Зенит или Феникс будет даже меньше чем у МБР. Поэтому все особенности МБР будут для них характерны даже в большей степени чем для самих МБР.
А характеристическая скорость влияет только на ту скорость, которую мы сможем достичь имея столько то топлива и имея такуюто конечную массу, а горизонтальная скорость которую мы приобретем в итоге зависит от траектории полета не?
Leonar>> Горизонтальная скорость когда отделяется первая ступень меньше - вес ступени больше - тяга двигателя больше нужна дабы бороться с гравитацией
Старый> Ракеты типа Зенита или Феникса вынуждены бороться с гравитацией даже сильнее чем МБР т.к. относительная масса ПН у них больше чем у МБР. Выражаясь твоими терминами "скорости у них ниже и вес больше".
Как же...горизонтальные скорости выше, вертикальные ниже - хс одинакова
Это я траекторный вектор скорости раскладываю на вертикальный и горизонтальный
Поэтому чем более высокэлиптическая орбита тем больше нам и надо иметь большие тяги
Поэтому и выводить в несколько импульсов в апогее после низкоорбитального выведения выгоднее
Старый> Поэтому все особенности МБР включая распределение масс по ступеням и тяговооружённость ступеней у них должны быть примерно аналогичны таковым для МБР.
Нет
Старый> Чево?
Ну ты же ведь знаешь почему спутники все время падают и не могут упасть
Leonar>> Т.е. В зависимости от горизонтальной скорости уменьшается вес
Старый> Чево???
Ну ты же знаешь что между весомостью с 0горизонтальной скоростью относительно поверхности земли и невесомостью с горизонтальной относительно поверхности земли с первой космической есть промежуточные значения
Leonar>> По траектории мбр вес второй ступени больше нежели по траектории рн - тяга больше нужна при равных массах второй и далее выше ступенях
Старый> При выведении блока ДМ со спутником характеристическая скорость таких ракет как Зенит или Феникс будет даже меньше чем у МБР. Поэтому все особенности МБР будут для них характерны даже в большей степени чем для самих МБР.
А характеристическая скорость влияет только на ту скорость, которую мы сможем достичь имея столько то топлива и имея такуюто конечную массу, а горизонтальная скорость которую мы приобретем в итоге зависит от траектории полета не?
Leonar>> Горизонтальная скорость когда отделяется первая ступень меньше - вес ступени больше - тяга двигателя больше нужна дабы бороться с гравитацией
Старый> Ракеты типа Зенита или Феникса вынуждены бороться с гравитацией даже сильнее чем МБР т.к. относительная масса ПН у них больше чем у МБР. Выражаясь твоими терминами "скорости у них ниже и вес больше".
Как же...горизонтальные скорости выше, вертикальные ниже - хс одинакова
Это я траекторный вектор скорости раскладываю на вертикальный и горизонтальный
Поэтому чем более высокэлиптическая орбита тем больше нам и надо иметь большие тяги
Поэтому и выводить в несколько импульсов в апогее после низкоорбитального выведения выгоднее
Старый> Поэтому все особенности МБР включая распределение масс по ступеням и тяговооружённость ступеней у них должны быть примерно аналогичны таковым для МБР.
Нет
Д.В.> Такого понятия в принципе нет "тяговооруженность ракетного блока" - это чисто твоя выдумка. Надо пользоваться единым понятийным аппаратом.
Странно: #опа есть а слова нет. Примени любое другое понятие которое тебе более удобно.
Когда ты сам себе показал что тяга двигателя вдвое больше массы ракетного блока то что тебе остаётся? Уповать на то что нет такого слова?
Ты убедился что у второй ступени Арианы тяга двигателя вдвое больше массы ракетного блока? Ну и что теперь? Вместо "Да, ты был прав!" ныть про понятийный аппарат?
Д.В.> Начинай считать правильно, и многие твои заблуждения рассеются как дым.
Ну посчитай, посчитай "правильно". Возьми всю вторую ступень. Как ни считай тяга двигателя вдвое больше массы ракетного блока. Если ты будешь брать не блок второй ступени а всю вторую ступень вместе с ПН то ситуация окажется ещё лучше в мою пользу. Даже интересно какими манипуляциями ты будешь оспаривать этот железобетонный факт.
Странно: #опа есть а слова нет.
Примени любое другое понятие которое тебе более удобно. Когда ты сам себе показал что тяга двигателя вдвое больше массы ракетного блока то что тебе остаётся? Уповать на то что нет такого слова?
Ты убедился что у второй ступени Арианы тяга двигателя вдвое больше массы ракетного блока? Ну и что теперь? Вместо "Да, ты был прав!" ныть про понятийный аппарат?
Д.В.> Начинай считать правильно, и многие твои заблуждения рассеются как дым.
Ну посчитай, посчитай "правильно". Возьми всю вторую ступень. Как ни считай тяга двигателя вдвое больше массы ракетного блока. Если ты будешь брать не блок второй ступени а всю вторую ступень вместе с ПН то ситуация окажется ещё лучше в мою пользу. Даже интересно какими манипуляциями ты будешь оспаривать этот железобетонный факт.
Leonar> Leonar>> По траектории мбр вес второй ступени больше нежели по траектории рн - тяга больше нужна при равных массах второй и далее выше ступенях
Старый>> При выведении блока ДМ со спутником характеристическая скорость таких ракет как Зенит или Феникс будет даже меньше чем у МБР. Поэтому все особенности МБР будут для них характерны даже в большей степени чем для самих МБР.
Leonar> А характеристическая скорость влияет только на ту скорость, которую мы сможем достичь имея столько то топлива и имея такуюто конечную массу, а горизонтальная скорость которую мы приобретем в итоге зависит от траектории полета не?
Ещё раз то же что ты сам сказал: Траектория таких ракет как Зенит и Феникс с блоком ДМ в качестве третей ступени будет ещё более "тихоходной" чем траектория МБР. Горизонтальная скорость будет меньше чем у МБР. Поэтому их "вес" будет больше и потребует большей тяговооружённости чем даже у МБР.
Leonar> Как же...горизонтальные скорости выше, вертикальные ниже - хс одинакова
ХС определяется относительной массой ПН. Чем тяжелее ПН тем меньше ХС и меньше абсолютная скорость.
Leonar> Поэтому чем более высокэлиптическая орбита тем больше нам и надо иметь большие тяги
Leonar> Поэтому и выводить в несколько импульсов в апогее после низкоорбитального выведения выгоднее
Ты о чём? Речь идёт о выведении на суборбитальную траекторию разгонного блока со спутником.
На СУБОРБИТАЛЬНУЮ траекторию. ПН Зенита на ЛЕО 14 тонн а он тащит 19-тонный ДМ с шеститонным спутником.
Старый>> Поэтому все особенности МБР включая распределение масс по ступеням и тяговооружённость ступеней у них должны быть примерно аналогичны таковым для МБР.
Leonar> Нет
Да. Ты просто не можешь понять о чём речь. Речь о выведении тяжёлой ГЧ на суборбитальную траекторию.
Феникс так же как и МБР выводит тяжёлую ГЧ на суборбитальную траекторию. Именно под это и должна оптимизироваться такая РН как Феникс.
Старый>> При выведении блока ДМ со спутником характеристическая скорость таких ракет как Зенит или Феникс будет даже меньше чем у МБР. Поэтому все особенности МБР будут для них характерны даже в большей степени чем для самих МБР.
Leonar> А характеристическая скорость влияет только на ту скорость, которую мы сможем достичь имея столько то топлива и имея такуюто конечную массу, а горизонтальная скорость которую мы приобретем в итоге зависит от траектории полета не?
Ещё раз то же что ты сам сказал: Траектория таких ракет как Зенит и Феникс с блоком ДМ в качестве третей ступени будет ещё более "тихоходной" чем траектория МБР. Горизонтальная скорость будет меньше чем у МБР. Поэтому их "вес" будет больше и потребует большей тяговооружённости чем даже у МБР.
Leonar> Как же...горизонтальные скорости выше, вертикальные ниже - хс одинакова
ХС определяется относительной массой ПН. Чем тяжелее ПН тем меньше ХС и меньше абсолютная скорость.
Leonar> Поэтому чем более высокэлиптическая орбита тем больше нам и надо иметь большие тяги
Leonar> Поэтому и выводить в несколько импульсов в апогее после низкоорбитального выведения выгоднее
Ты о чём? Речь идёт о выведении на суборбитальную траекторию разгонного блока со спутником.
На СУБОРБИТАЛЬНУЮ траекторию. ПН Зенита на ЛЕО 14 тонн а он тащит 19-тонный ДМ с шеститонным спутником.
Старый>> Поэтому все особенности МБР включая распределение масс по ступеням и тяговооружённость ступеней у них должны быть примерно аналогичны таковым для МБР.
Leonar> Нет
Да. Ты просто не можешь понять о чём речь. Речь о выведении тяжёлой ГЧ на суборбитальную траекторию.
Феникс так же как и МБР выводит тяжёлую ГЧ на суборбитальную траекторию. Именно под это и должна оптимизироваться такая РН как Феникс.
Д.В.>> Начинай считать правильно, и многие твои заблуждения рассеются как дым.
Старый> Если ты будешь брать не блок второй ступени а всю вторую ступень вместе с ПН то ситуация окажется ещё лучше в мою пользу. Даже интересно какими манипуляциями ты будешь оспаривать этот железобетонный факт.
Зенит 3сл
дм с пн 22т + заправленная вторая 90т итого 112т
92тс/112т = 0.82
Старый> Если ты будешь брать не блок второй ступени а всю вторую ступень вместе с ПН то ситуация окажется ещё лучше в мою пользу. Даже интересно какими манипуляциями ты будешь оспаривать этот железобетонный факт.
Зенит 3сл
дм с пн 22т + заправленная вторая 90т итого 112т
92тс/112т = 0.82
Leonar> Зенит 3сл
Leonar> дм с пн 22т + заправленная вторая 90т итого 112т
Leonar> 92тс/112т = 0.82
Во первых не встревай в разговор двух дяденек, вдруг ты не поймёшь о чём они говорили. Они говорили об Ариане-40 а ты подумаешь что о Зените.
Во вторых теперь рассчитай это же для Арианы и пересчитай на Феникс. Имея в виду вторую ступень Феникса в 100 тонн.
Leonar> дм с пн 22т + заправленная вторая 90т итого 112т
Leonar> 92тс/112т = 0.82
Во первых не встревай в разговор двух дяденек, вдруг ты не поймёшь о чём они говорили. Они говорили об Ариане-40 а ты подумаешь что о Зените.
Во вторых теперь рассчитай это же для Арианы и пересчитай на Феникс. Имея в виду вторую ступень Феникса в 100 тонн.
Старый> Ты о чём? Речь идёт о выведении на суборбитальную траекторию разгонного блока со спутником.
Старый> На СУБОРБИТАЛЬНУЮ траекторию. ПН Зенита на ЛЕО 14 тонн а он тащит 19-тонный ДМ с шеститонным спутником.
Так у зенита первая ступень медленней относительно сункара
Вот о чем...
Старый> На СУБОРБИТАЛЬНУЮ траекторию. ПН Зенита на ЛЕО 14 тонн а он тащит 19-тонный ДМ с шеститонным спутником.
Так у зенита первая ступень медленней относительно сункара
Вот о чем...
Leonar> Так у зенита первая ступень медленней относительно сункара
Leonar> Вот о чем...
Нет, быстрее. У Зенита больше стартовая тяговооружённость чем у Сункара, поэтому Зенит быстрее набирает скорость.
Leonar> Вот о чем...
Нет, быстрее. У Зенита больше стартовая тяговооружённость чем у Сункара, поэтому Зенит быстрее набирает скорость.
Однако все эти шарахания темы туда-сюда мне совершенно не интересны.
Я хочу лишь сказать что если делать Феникс/Союз-5 как все аналогичные ракеты то у него масса блока второй ступени должна быть 100-120 тонн и тяга второй ступени 150-200 тонн. Что соответствует двигателю РД-191.
Вот и всё ради чего я потратил столько времени.
Я хочу лишь сказать что если делать Феникс/Союз-5 как все аналогичные ракеты то у него масса блока второй ступени должна быть 100-120 тонн и тяга второй ступени 150-200 тонн. Что соответствует двигателю РД-191.
Вот и всё ради чего я потратил столько времени.
Leonar>> Так у зенита первая ступень медленней относительно сункара
Leonar>> Вот о чем...
Старый> Нет, быстрее. У Зенита больше стартовая тяговооружённость чем у Сункара, поэтому Зенит быстрее набирает скорость.
быстрее набирает скорость, потом дросселируется, но не долго летит первая ступень...
В итоге скорость где отделяется ступень у сункара выше нежели у зенита
Поэтому вторая ступень меньше и тяга меньше
Leonar>> Вот о чем...
Старый> Нет, быстрее. У Зенита больше стартовая тяговооружённость чем у Сункара, поэтому Зенит быстрее набирает скорость.
быстрее набирает скорость, потом дросселируется, но не долго летит первая ступень...
В итоге скорость где отделяется ступень у сункара выше нежели у зенита
Поэтому вторая ступень меньше и тяга меньше
Старый> Я хочу лишь сказать что если делать Феникс/Союз-5 как все аналогичные ракеты то у него масса блока второй ступени должна быть 100-120 тонн и тяга второй ступени 150-200 тонн. Что соответствует двигателю РД-191.
Хотя как вывалят к концу года
Рд 171м с 900тс и 3 шт двукамерных рд 0124м со 120т ртз во второй
Точно протон заменить можно будет
Хотя как вывалят к концу года
Рд 171м с 900тс и 3 шт двукамерных рд 0124м
со 120т ртз во второйТочно протон заменить можно будет
Leonar> 3 шт двукамерных рд 0124м
Если не трудно, прикинте в какой диаметр второй ступни впишутся три штуки двухкамерных РД-0124...Спасибо.
Leonar> Точно протон заменить можно будет.
Не сможет.
Если не трудно, прикинте в какой диаметр второй ступни впишутся три штуки двухкамерных РД-0124...Спасибо.
Leonar> Точно протон заменить можно будет.
Не сможет.
НLeonar>> 3 шт двукамерных рд 0124м
Divergence> Если не трудно, прикинте в какой диаметр второй ступни впишутся три штуки двухкамерных РД-0124...Спасибо.
Leonar>> Точно протон заменить можно будет.
Divergence> Не сможет.
В 4.1 впишется точно
Если рд 120 вписывается более 6ти , то эти точно
Вот только це будет дороже действительно рд 191в точно
Divergence> Если не трудно, прикинте в какой диаметр второй ступни впишутся три штуки двухкамерных РД-0124...Спасибо.
Leonar>> Точно протон заменить можно будет.
Divergence> Не сможет.
В 4.1 впишется точно
Если рд 120 вписывается более 6ти , то эти точно
Вот только це будет дороже действительно рд 191в точно
Leonar>> Зенит 3сл
Leonar>> дм с пн 22т + заправленная вторая 90т итого 112т
Leonar>> 92тс/112т = 0.82
Старый> Во первых не встревай в разговор двух дяденек, вдруг ты не поймёшь о чём они говорили. Они говорили об Ариане-40 а ты подумаешь что о Зените.
Старый> Во вторых теперь рассчитай это же для Арианы и пересчитай на Феникс. Имея в виду вторую ступень Феникса в 100 тонн.
В третьих, спасибо, Старый, ты прав насчет тяговооруженности для гпо..
Но ты не прав в твоем определении тяговооруженности это точно...
Но прав примерно в его количестве для ноо и гпо..
Если оптимизировать для ноо то все путем...
А вот для гпо как было бы интересно от Дмитрия В. Как оно бы вышло по тяге второй ступени именно для этой задачи
И что вы так друг друга не поняли?
Задача : оптимальное для сункара тяга и ртз второй ступени для вывода на гпо аки флакон с байконура максимум мпг при заданных ртз, тяги первой и масс сух первой ступени с использованием рб дм
Leonar>> дм с пн 22т + заправленная вторая 90т итого 112т
Leonar>> 92тс/112т = 0.82
Старый> Во первых не встревай в разговор двух дяденек, вдруг ты не поймёшь о чём они говорили. Они говорили об Ариане-40 а ты подумаешь что о Зените.
Старый> Во вторых теперь рассчитай это же для Арианы и пересчитай на Феникс. Имея в виду вторую ступень Феникса в 100 тонн.
В третьих, спасибо, Старый, ты прав насчет тяговооруженности для гпо..
Но ты не прав в твоем определении тяговооруженности это точно...
Но прав примерно в его количестве для ноо и гпо..
Если оптимизировать для ноо то все путем...
А вот для гпо как было бы интересно от Дмитрия В. Как оно бы вышло по тяге второй ступени именно для этой задачи
И что вы так друг друга не поняли?
Задача : оптимальное для сункара тяга и ртз второй ступени для вывода на гпо аки флакон с байконура максимум мпг при заданных ртз, тяги первой и масс сух первой ступени с использованием рб дм
Старый> Что получается когда Шариков начинает рассуждать непосредственно о ракетах:
Это бывает, когда попугаю понравится, сказанное кем то слово, то он начинает его повторять дело не по делу.
Старый> Это классическое поведение шариковых.
Когда им с похмелья приснится, как весь мир проектирует ракеты, путём деления на 4 и они радостные начинают бегать по форумам - флудить и офтопить. "Я Великий Старый Ламер узрел, на примере 2-х - 3-х ракет, как надо проектировать ракеты. А кто так не делает - идёт не в ногу со всеми прогрессивными ракетостроителями"
Старый Фигляр доказывает своё теорию с цифрами и примерами:
Старый> Где, где. В интернете! Собери. Хочешь - я сделаю эту работу за тебя.Сколько заплатишь? Нет денег? Тогда не путайся под ногами и молча смотри как эти цифры будут обсуждать дяденьки Старый и Саныч.
Ну пока здесь видны факты, цифры, расчеты и графики Саныча, полезные мысли Leonar, Полл и других адекватных форумчан. И на их фоне пытающегося примазаться Старого фиглярствующего Ламера со своими хамовитыми и бездоказательными репликами.
Это бывает, когда попугаю понравится, сказанное кем то слово, то он начинает его повторять дело не по делу. Старый> Это классическое поведение шариковых.
Когда им с похмелья приснится, как весь мир проектирует ракеты, путём деления на 4 и они радостные начинают бегать по форумам - флудить и офтопить. "Я Великий Старый Ламер узрел, на примере 2-х - 3-х ракет, как надо проектировать ракеты. А кто так не делает - идёт не в ногу со всеми прогрессивными ракетостроителями"
Старый Фигляр доказывает своё теорию с цифрами и примерами:
Старый> Где, где. В интернете! Собери. Хочешь - я сделаю эту работу за тебя.Сколько заплатишь? Нет денег? Тогда не путайся под ногами и молча смотри как эти цифры будут обсуждать дяденьки Старый и Саныч.
Ну пока здесь видны факты, цифры, расчеты и графики Саныча, полезные мысли Leonar, Полл и других адекватных форумчан. И на их фоне пытающегося примазаться Старого фиглярствующего Ламера со своими хамовитыми и бездоказательными репликами.
Это сообщение редактировалось 07.07.2017 в 14:06
Leonar> 3 шт двукамерных рд 0124м со 120т ртз во второй
Диаметр 4-х камерного РД-0124 - 2,4 м. Бедная вторая ступень. Это как же её раскорячить надо, что бы 3 двухкамерных аналога РД-0124 вкрячить.
со 120т ртз во второйДиаметр 4-х камерного РД-0124 - 2,4 м. Бедная вторая ступень. Это как же её раскорячить надо, что бы 3 двухкамерных аналога РД-0124 вкрячить.
Реклама Google — средство выживания форумов :)
Divergence> Если не трудно, прикинте в какой диаметр второй ступни впишутся три штуки двухкамерных РД-0124...Спасибо.
О двухкамерном я видел только высказывания гендиректора РККЭ.
На сайте КБХА в перспективных разработках с 2012 года обозначен РД-0125. Позиционируется как замена "спаркой" одного РД-0124А. Теоретически 4 однокамерных РД-0125 могут заменить 2 РД-0124А.
О двухкамерном я видел только высказывания гендиректора РККЭ.
На сайте КБХА в перспективных разработках с 2012 года обозначен РД-0125. Позиционируется как замена "спаркой" одного РД-0124А. Теоретически 4 однокамерных РД-0125 могут заменить 2 РД-0124А.
Copyright © Balancer 1997..2024
Создано 29.05.2017
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 29.05.2017
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
