Армия США

itpb> Второй момент - было много разных моделирований и у нас и у них.

Первый вопрос при моделировании - как проверялась адекватность модели?

itpb>>> Второй момент - было много разных моделирований и у нас и у них. Взаимного уничтожения не будет.
Bredonosec>> надежды старых ив питают... ©
itpb> надежды на что?
ваши, на то, что "взаимного" не будет.
Будет. Еще как будет. Именно поэтому сейчас войны и нет.

>СССР, а потом и РФ много раз пытались влиться так сказать в западный мир.
дурачков бывало много, что поделать.

>фактически окружили и изолировали, в том числе и лишили бывших союзников. Списывать все эти неудачи на тупость власти СССР, РФ или все же на целенаправленные и последовательные действия запада?
А кто-то отрицал, что это длительная целенаправленная политика запада? Ну, были, конечно, альтернативно одаренные, и прочие секты свидетелей демократии. Но это к вопросам психических расстройств и песенок кота базилио про дураков.

>Я к тому, что милитаризация космоса НАТО уже идет. Более того, прорабатываются модели достартового уничтожения МБР. Как думаешь, зачем?
а что нового в этом? "внезапный обезоруживающий удар" - как основная часть стратегии с 60-70-х годов.
В деталях, как именно это делать, описывалось регулярно в каждой очередной стратегии. Оттого и шахты защищены, и крышки многотонные, и китай с ираном прячут ракеты в подземных лабиринтах с кучей шахт, и "мертвая рука", и прочее и прочее.

>Впрочем, интересно .. как будет уничтожатьсягруппировка США после превентивного уничтожения нашей, китайской и т.д.
легко. фигурально ведро болтов с рассеянием на орбиты (а они известны) группировок. Вся орбита в итоге засирается миллионами частиц мусора, и становится непригодной на века. Соответственно, скорость восполнения штатами группировки не играет никакой роли.

m.0.> Это (уничтожение в шахте) уже обсуждалось на базе и сторонники подобного ракетного блицкрига ничего реального предложить в эту тему не смогли.
глупость. Цитировалась новая стратегия на основе модернизации (уже проведенной) штатовских мбр. С уже реализованными возможностями. всё в цифрах было. Неверие отдельных персонажей не влияет на реальность.

Полл>> Потребная дальность обнаружения для освещения обстановки на высоких орбитах - около 40 000 км. Можно пример системы с такой дальностью обнаружения?
itpb> Разумеется. Гражданский или военный? Эм, надеюсь понятно по картинке? Ничего нового или высокотехнологичного здесь нет, условно говоря еще "деды могли". если не прадеды.

Госкорпорация "Роскосмос" запатентовала способ маскировки космических аппаратов от наблюдения оптическими средствами. Информация о получении патента содержится в базе Федеральной службы по интеллектуальной собственности.
"Изобретение относится к способам укрытия или маскировки и может быть использовано для снижения заметности космического аппарата в видимом диапазоне спектра", — говорится в описании изобретения.

 

Спутники предлагается покрывать специальной воздушно-пузырчатой пленкой, которая рассеивает свет. Таким способом при наблюдениях с Земли видимость объекта сокращается в десять и более раз за счет рассеивания отраженного от пузырьков света.
Маскировать предлагается космические аппараты, расположенные на орбитах с высотой более 10-20 тысяч километров, где радиолокационные средства наблюдения становятся малоэффективными и поэтому применяются оптические наблюдения.

 

Как рассказал РИА Новости руководитель Института космической политики Иван Моисеев, разработка маскировки для спутников может быть востребована в военных целях. "Программа защиты спутников от внешнего воздействия и их маскировки развивалась в 1990-х годах в США. Чем она закончилась, неизвестно", — рассказал он.
По словам эксперта, с помощью снимков в радиолокационном и оптическом диапазонах можно выяснить, маневрирует ли спутник и куда движется. Таким образом, сделав спутник невидимым, его маневры на орбите можно скрыть от наблюдателей, полагает эксперт.

 

Собственно патент

Обоснование практической реализуемости заявляемого способа заключается в следующем. Вопрос снижения заметности космических аппаратов в видимом диапазоне спектра стоит особенно остро для высоких круговых орбит (высота орбит более 10000-20000 тысяч километров) и для геостационарной орбиты, где применение радиолокационных методов наблюдения становится малоэффективным в силу чрезмерно больших энергетических затрат. Для наблюдения КА, расположенных на этих орбитах, применяются оптические средства наблюдения, регистрирующие световое излучение, отраженное от поверхности КА. При этом наблюдаемое излучение сосредоточено в пределах телесного угла, определяемого входной апертурой средств наблюдения и расстоянием до КА. Амплитуда полезного сигнала пропорциональна площади поверхности, отражающей излучение в сторону наблюдателя. Наличие пузырьков сферической формы на отражающей поверхности приводит к рассеянию падающего излучения в телесный угол от π до 2π (в зависимости от угла падения излучения на поверхность КА). При этом эффективная площадь поверхности, обращенной в сторону наблюдателя, сокращается в 10 и более раз, что приводит к уменьшению амплитуды регистрируемого сигнала и соответственно - к снижению заметности КА в видимом диапазоне спектра. Для снижения весовых характеристик покрытия целесообразно минимизировать размер воздушных пузырьков на его поверхности.

 

работают люди, да..
Раньше просто чёрной матовой краской красили:

Полл> Космос на высоких орбитах не освещается, систем, позволяющих идентифицировать цели на этих орбитах - нет.
Верно. Как ПЛАРБ в море..

S.I.> работают люди, да..
чисто имхо, контрпродуктивно.. наоборот будет светиться вне зависимости от угла падающего света.
Наоборот ломаные формы и зеркальная поверхность (типа того же стелса) были б намного выгоднее в данном плане.

Bredonosec> А ты понимаешь, что предлагаешь пихать некую бомбу на ГСО, где пользы от неё ровно ноль, и стоимость выведения заходит за все рамки добра и зла?
На ГСО может и нет смысла, а вот повыше, на 100-200 тыс км - польза в свете неуязвимости и внезапности применения вполне просматривается. И стоимость выведения заметно меньше чем на ГСО. Собственно просто вторая космическая скорость нужна. Не сложнее чем к Луне. А поскольку орбитальная скорость там маленькая, то тормозной импульс для падения на Землю будет совсем небольшой и незаметный.

S.I.> На ГСО может и нет смысла, а вот повыше, на 100-200 тыс км - польза в свете неуязвимости и внезапности применения вполне просматривается. И стоимость выведения заметно меньше чем на ГСО.
выше орбита - выше потребная ХС. Выше стоимость выведения.

Bredonosec> выше орбита - выше потребная ХС. Выше стоимость выведения.
Выше ГСО потребная ХС для вывода на круговую орбиту уменьшается.

Bredonosec> выше орбита - выше потребная ХС. Выше стоимость выведения.
Ошибаешься. Есть хорошая книга "Механика космического полета в элементарном изложении." Автор: Левантовский В.И. 1980. Почитай.

Bredonosec>> выше орбита - выше потребная ХС. Выше стоимость выведения.
Полл> Выше ГСО потребная ХС для вывода на круговую орбиту уменьшается.
Точнее уменьшаться начинает выше 11,9R. Где R - радиус Земли. Ну если не считать затраты на поворот плоскости орбиты.

S.I.> Точнее уменьшаться начинает выше 11,9R. Где R - радиус Земли. Ну если не считать затраты на поворот плоскости орбиты.
И апогейный импульс на построение круговой орбиты. Если считать с апогейным импульсом (и без учета затрат на поворот плоскости орбиты, тут ты прав), то выше ~6R.

.
Полл> Выше ГСО потребная ХС для вывода на круговую орбиту уменьшается.

А что мешает точно так же через эллиптическую встать на гсо?
Хоть через луну, если это типа дешевле по хс.

Bredonosec> А что мешает точно так же через эллиптическую встать на гсо?
Потребное время на этот маневр и необходимая точность как расчетов, так и самих маневров. Плюс включений двигателя потребуется больше, чем при обычной схеме вывода - а значит и больше шанс, что что-то пойдет не так. Да и просто количество включений маршевых двигателей тех же разгонных блоков невелико, как правило - 3-5.

Bredonosec> Хоть через луну, если это типа дешевле по хс.
Так было один раз сделано:

"Азиясат-3" не долетел до расчетной ГПО из-за отказа РБ, бортового запаса ХС на довыведение не хватало, и было принято решение попытаться спасти аппарат маневром вокруг Луны.
Удачно.

Полл> Потребное время на этот маневр и необходимая точность как расчетов, так и самих маневров. Плюс включений двигателя потребуется больше, чем при обычной схеме вывода - а значит и больше шанс, что что-то пойдет не так. Да и просто количество включений маршевых двигателей тех же разгонных блоков невелико, как правило - 3-5.
Но тем не менее, если это было сделано, значит это возможно.
А уж чего-чего, а вычислительных мощностей сегодня хоть попой ешь..
Кстати, интересна твоя оценка, насколько использование на рб двигов с ресурсом на 10 включений, как некоторые российские и зарубежные, скомпенсирует по цене удешевление вывода за счет меньшей потребной стартовой (и менее жирного носителя) ?

Bredonosec> Но тем не менее, если это было сделано, значит это возможно.
Да, я об этом с самого начала сказал.

Bredonosec> А уж чего-чего, а вычислительных мощностей сегодня хоть попой ешь..
К вычислительным мощностям еще требуются исходные данные, а после них - исполнительные механизмы, и все это соответствующей точности.

Bredonosec> Кстати, интересна твоя оценка, насколько использование на рб двигов с ресурсом на 10 включений, как некоторые российские и зарубежные, скомпенсирует по цене удешевление вывода за счет меньшей потребной стартовой (и менее жирного носителя) ?
Рост ПН при таком выводе вокруг Луны - что-то в районе 30% (уменьшение потребной ХС на 500 м/с из 4800 м/с).
Но время вывода в районе месяца. Соответственно, РБ, которые сейчас живут менее недели, для такого вывода вообще не подходят - их требуется снабжать всем необходимым, чтобы они смогли прожить активно в космосе этот месяц и не потерялись в полете к Луне и обратно. А оно, скорее всего, опять же в районе тех самых 30% от массы ПН и будет.
Плюс у РБ на криогенных компонентах, вроде нашего ДМ и "Центавра", будут потери из-за испарения топлива. За месяц - большие.
И подготовка баллистических данных, контроль за маневрами ИСЗ потребуется более точный, чем при прямом выводе на ГСО. Это тоже деньги.

В сумме, за все время полетов на ГСО ситуация, когда подобный способ вывода оказался "к месту", случилась только один раз из-за аварии.

Полл> К вычислительным мощностям еще требуются исходные данные, а после них - исполнительные механизмы, и все это соответствующей точности.
Хм. Ну, исходные данные имеем (параметры орбиты по нескольким точкам в районе перигея можно посчитать достаточно неплохо), а двигла.. вроде как секунда отсечки достаточная точность. разве нет?

Полл> Рост ПН при таком выводе вокруг Луны - что-то в районе 30% (уменьшение потребной ХС на 500 м/с из 4800 м/с).
погоди.. что-то цифры не сходятся...
это хс относительно чего? Явно же не относительно старта с земли

Полл> Но время вывода в районе месяца. Соответственно, РБ, которые сейчас живут менее недели, для такого вывода вообще не подходят - их требуется снабжать всем необходимым, чтобы они смогли прожить активно в космосе этот месяц и не потерялись в полете к Луне и обратно. А оно, скорее всего, опять же в районе тех самых 30% от массы ПН и будет.
Полл> Плюс у РБ на криогенных компонентах, вроде нашего ДМ и "Центавра", будут потери из-за испарения топлива. За месяц - большие.
А почему РБ живут неделю? Акумы? Подзарядка от СБ самой ПН неприемлема? Или СБ только в развернутом и дохлом по прочности виде пашут?
Насчет криогенности - а насколько выгоднее на жидком водороде по сравнению с не криогенным? Не знаю, керос, вонючка, что угодно..
И еще вариант - вон, те же ионники, дающие слабую, но длительную тягу и дичайший УИ - на такой вид вывода не будут более выгодны?

Полл> И подготовка баллистических данных, контроль за маневрами ИСЗ потребуется более точный, чем при прямом выводе на ГСО. Это тоже деньги.
ну, насчет расчетов - при выч. мощностях, доступных сегодня, это, кмк, не столь уж и критично

S.I.>> Точнее уменьшаться начинает выше 11,9R. Где R - радиус Земли. Ну если не считать затраты на поворот плоскости орбиты.
Полл> И апогейный импульс на построение круговой орбиты. Если считать с апогейным импульсом (и без учета затрат на поворот плоскости орбиты, тут ты прав), то выше ~6R.

Нет - без апогейного импульса не уменьшается вовсе. Доходит до второй космической - и всё.
Процитирую из Левантовкого:

Заметим, что орбита радиуса 11,9R имеет теоретическое значение еще в одном отношении. Если мы будем рассматривать двух-импульсные запуски на круговые орбиты все большего радиуса, то сумма двух импульсов (начального горизонтального и разгонного в апогее) будет постепенно увеличиваться. Но так будет происходить только до орбиты радиуса 11,9R, а для более высоких орбит сумма двух импульсов будет уменьшаться. В пределе для бесконечно высокой круговой орбиты нужен начальный импульс, равный второй космической скорости 11,19 км/с, и нулевой импульс на бесконечности. Иными словами, при двухимпульсном запуске с использованием полуэллиптической орбиты перехода сумма обоих импульсов увеличивается до орбиты радиуса 11,9R, а затем уменьшается, стремясь к предельному значению, равному второй космической скорости.

 

На круговые орбиты высотой ~100 тыс. км выводились парами спутники обнаружения ядерных взрывов Вела-Хоутел.
Высокие орбиты - хорошее место для систем типа "Мёртвая рука". Спутник обнаруживает ЯВ на Земле, запрашивает центр управления и при отсутствии ответа наносит удар возмездия. Орбитальная скорость на высоте 100000 км - 1,94 км/с. Выше - ещё меньше

Причём вход боевых блоков в атмосферу будет происходить почти со 2-й космической скоростью и под большим углом к горизонту - что сведёт к минимуму возможность перехвата.

Полл> Рост ПН при таком выводе вокруг Луны - что-то в районе 30% (уменьшение потребной ХС на 500 м/с из 4800 м/с).
Полл> Но время вывода в районе месяца.
В районе недели:

Bredonosec> Хм. Ну, исходные данные имеем (параметры орбиты по нескольким точкам в районе перигея можно посчитать достаточно неплохо), а двигла.. вроде как секунда отсечки достаточная точность. разве нет?
Сильно нет. Первые АМС, летевшие к Луне, промахивались мимо нее из-за того, что при выдаче команды на отсечку двигателя не учитывали запаздывание сигнала на улетающую АМС. А оно сильно меньше секунды, импульс был недалеко от Земли.

Bredonosec> это хс относительно чего? Явно же не относительно старта с земли
Естественно. Это запас ХС для вывода с низкой опорной орбиты.

Bredonosec> А почему РБ живут неделю? Акумы? Подзарядка от СБ самой ПН неприемлема? Или СБ только в развернутом и дохлом по прочности виде пашут?
Если коротко - все.
И электроснабжение, и терморегуляция, и просто запас (толщина) материала на вакуумную эроззию при отсутствии экранно-вакуумной изоляции для защиты от нее.

Bredonosec> Насчет криогенности - а насколько выгоднее на жидком водороде по сравнению с не криогенным?
В идеале, водород дает выигрыш в ПН в 40% относительно керосина с жидким кислородом. На практике из-за проблем с ним получается меньше, но вполне сравнимо с обсуждаемым выигрышем маневра вокруг Луны.
Керосин с жидким кислородом это тоже криогенная пара, в которой испаряется кислород.
Вонючка теоретически самый проигрышный вариант, у которого водород-кислородный РБ должен выигрывать более 50% массы ПН, но на практике это самая простая в использовании в данной задаче топливная пара, долгохранимая без заморочек, самовоспламеняющаяся в двигателе. И в реальности разгонный блок "Бриз-М" на вонючке успешно конкурирует с разгонным блоком "ДМ" на керосине-жидком кислороде, в том числе по массе ПН.
А по деньгам "Бриз-М" успешно конкурирует с водородно-кислородным "Центавром".

Bredonosec> И еще вариант - вон, те же ионники, дающие слабую, но длительную тягу и дичайший УИ - на такой вид вывода не будут более выгодны?
Нет. У нас сильно вытянутые орбиты в данном случае, ионники на них работают плохо, гравитационные потери получаются большие.

Bredonosec> ну, насчет расчетов - при выч. мощностях, доступных сегодня, это, кмк, не столь уж и критично
Для расчетов нужны исходные данные с соответствующей точностью.

S.I.> Причём вход боевых блоков в атмосферу будет происходить почти со 2-й космической скоростью и под большим углом к горизонту - что сведёт к минимуму возможность перехвата.
При сходе с высокой орбиты угол входа в атмосферу может быть любым, какой тебе нужен.

S.I.> В районе недели:
При соответствующей тяговооруженности и точности баллистики - да, в районе недели, чуть больше.

Полл> Сильно нет. Первые АМС, летевшие к Луне, промахивались .. не учитывали запаздывание сигнала на улетающую АМС. А оно сильно меньше секунды, импульс был недалеко от Земли.
хм. А корректировать длительность второго или третьего импульса по итогам первого разве нельзя?

Полл> И электроснабжение, и терморегуляция, и просто запас (толщина) материала на вакуумную эроззию при отсутствии экранно-вакуумной изоляции для защиты от нее.
погоди.. вакуумная эрозия чего? материала корпуса? Вроде ж металл от вакуума не эродирует. Или я отстал от жизни?

Полл> В идеале, водород дает выигрыш в ПН в 40% относительно керосина с жидким кислородом. На практике из-за проблем с ним получается меньше, но вполне сравнимо с обсуждаемым выигрышем маневра вокруг Луны.
аа.. ну если так, то да, за счет топлива весь выигрыш компенсируем.

Полл> Нет. У нас сильно вытянутые орбиты в данном случае, ионники на них работают плохо, гравитационные потери получаются большие.
погоди, а почему ионники не могут работать так же, как эти - на оптимальных участках, только за бОльшее число импульсов?
Понятно, что время вывода сильно растет, но если можно вывести значительно больше, то мож выйдет дешевле?

Полл> Для расчетов нужны исходные данные с соответствующей точностью.
сейчас телеметрия вон даже телетрансляцию с мобильников и вебкамок в разных задницах РН и ЦН в реалтайм делает. В том числе внутри бака.
Нешто нет ресурсов на передачу цепочки цифр?))

Bredonosec> хм. А корректировать длительность второго или третьего импульса по итогам первого разве нельзя?
Вообще в идеале "второго и третьего импульса" быть не должно. Поскольку оптимальная точка для проведения коррекции на траектории - это именно точка, и импульс вне ее это как минимум больший расход ХС - топлива.
В реальности нам потребуется делать коррекции, чтобы удержать КА в пучке устраивающих нас траекторий, с которых возможно достижение целевой орбиты, используя двигательную установку с имеющейся точностью. А это дополнительный расход топлива, при точности отсечки ДУ в секунду - достаточно большой.

Bredonosec> погоди.. вакуумная эрозия чего? материала корпуса? Вроде ж металл от вакуума не эродирует. Или я отстал от жизни?
Сильно отстал.

Рис. 1.2. Скорости испарения в вакууме наиболее часто применяемых материалов

Bredonosec> погоди, а почему ионники не могут работать так же, как эти - на оптимальных участках, только за бОльшее число импульсов?
Потому что тяга электроракетных движителей (СПД - не ионники) на три и более порядка ниже тяги химических движков. Один виток по высокой орбите длится порядка суток и более. Ты готов подождать года три, пока КА выведется?

Bredonosec> Нешто нет ресурсов на передачу цепочки цифр?))
Нужен исходный источник этой цепочки цифр. Датчик, который снимает данные.

Полл> Вообще в идеале "второго и третьего импульса" быть не должно. Поскольку оптимальная точка для проведения коррекции на траектории - это именно точка, и импульс вне ее это как минимум больший расход ХС - топлива.
ээ... ты только про коррекцию скорости в перигее, на основе чего рисуется парабола или эллипс
но ведь можно еще слабеньким маневровым делать импульс вбок, что неплохо корректирует наклонение ветки
Понятно, что излишний разгон и излишние траты это не скомпенсирует, но просто как вариант обойтись одним, пусть и не очень точным импульсом.


Полл> Сильно отстал.
Из графиков видно, что в реальном диапазоне температур (123 - 423 К) металлы, используемые в качестве конструкционных материалов КА, достаточно устойчивы к испарению в вакууме
мм?

Полл> Ты готов подождать года три, пока КА выведется?
мдя, фигня..

Полл> Нужен исходный источник этой цепочки цифр. Датчик, который снимает данные.
так тож ведь не проблема...

Bredonosec> но ведь можно еще слабеньким маневровым делать импульс вбок, что неплохо корректирует наклонение ветки
У тебя длительность импульса меняет скорость на траектории, ее ты боковыми импульсами не скорректируешь.

Bredonosec> Из графиков видно, что в реальном диапазоне температур (123 - 423 К) металлы, используемые в качестве конструкционных материалов КА, достаточно устойчивы к испарению в вакууме
"Достаточно" =! "Не подвержены". Должен быть запас толщины материала с учетом эрозии, или защитное покрытие, или слой ЭВТИ сверху металла.

Полл>> Нужен исходный источник этой цепочки цифр. Датчик, который снимает данные.
Bredonosec> так тож ведь не проблема...
Конечно, все проблемы, которые можно решить за деньги - это не проблемы, это расходы.