Обсуждение космических программ

Цитата: OlegNZH-2 от 20.11.2024 08:28:03Вы совершенно не поняли суть Разговора . Был тезис , что воздушный  старт - это в первую очередь - различные  наклонения . Каким образом? Да на" почти любом" стартовом столе (или сделав разворот при пуске ) можно поменять наклонение , но только  в Большую сторону ... Что там у нас сейчас? 46 ,49 ,52 , 63 ?  Вот и считайте . А 90-92-93-98 и т.д - ССО - в лёгкую! С Любого нашего космодрома . .

Понял я всё. И сразу спросил, почему самолёт не долетит до экватора? А мне в ответ про российские запуски на 0 наклонение.

Цитата: DMAN от 20.11.2024 08:22:09А эта Ангара А-5 куда летит?

Скрытый текст

Выбирайте -
PS  Плесецк на 63 гр с.ш.
PPS Здесь не картами нужно мыслить , а ГЛОБУСОМ , и центром массы Земли .(вокруг этого Центра "всё и вертится").

Цитата: caSmith от 20.11.2024 08:34:05Понял я всё. И сразу спросил, почему самолёт не долетит до экватора? А мне в ответ про российские запуски на 0 наклонение.

Не ...я согласен , и пусть самолёт летит на экватор - и оттуда куда угодно , на любое наклонение Пускает . Но вот только ему ещё долететь нужно туда и вернуться куда-то  . Самому . А как с Полезной Нагрузкой быть?  (На Куру - был Идеальный вариант . Всего 5 градусов ...Но нас отстранили ..) .

Цитата: aspb от 19.11.2024 17:51:42Между Звездой и центром масс МКС стоит как раз Заря, а при эволюциях станции в соответствии с так горячо обсуждаемым сопроматом максимальный изгибающий момент приходится как раз на корпус Герметичного адаптера (ГА)  Зари, которым российский сегмент стыкуется с американским.

Тем не менее трещит Звезда, а не Заря. Видимо ударные нагрузки ДОС переносит хуже, чем ТКС - изгиб

Цитата: OlegNZH-2 от 20.11.2024 09:01:06Не ...я согласен , и пусть самолёт летит на экватор - и оттуда куда угодно , на любое наклонение Пускает . Но вот только ему ещё долететь нужно туда и вернуться куда-то  . Самому . А как с Полезной Нагрузкой быть?  (На Куру - был Идеальный вариант . Всего 5 градусов ...Но нас отстранили ..) .

Из реально возможного в текущих условиях - Иран с воздушным стартом с наклонением 30 градусов +/-.

Цитата: iron-zorin от 20.11.2024 09:51:35Тем не менее трещит Звезда, а не Заря. Видимо ударные нагрузки ДОС переносит хуже, чем ТКС - изгиб

ДОС, ТКС - это что такое ?

У модулей есть весьма существенная разница в конструкции задней части корпуса. У Зари это отсек ПГО-2 из двух конусов в наружный габарит модуля, у Звезды это труба ПрК диаметром 2 метра, приваренная к сферической перегородке ( читай к днищу модуля ) диаметром 4 м.

Заря



Звезда

Цитата: aspb от 16.11.2024 20:47:16По погоде перенесли на 20-е 0:20 по Москве.

Цитата: Телеграм-канал SpaceX | Starship News🚀🔥Итоги Starship IFT-6:

✅Успешный старт
✅Успешная работа всех двигателей
✅Успешное разделение ступеней
✅Мягкое приводнение бустера
✅Успешный запуск Раптора в космосе
✅Успешный вход в атмосферу
✅Приземление Ship 31 в заданной зоне
⛔️Отказ от ловли бустера
⛔️Плитки на старшипе отлетали
⛔️Крыло опять плавилось

В целом можно сказать, что все прошло хорошо. Даже не смотря на отказ от ловли бустера, успешно был применён план Б и он совершил мягкое приводнение

Теплозащитный экран выдержал вход в атмосферу даже не смотря на отсутствие многих плиток

А ещё во время запуска нас ждала приятная неожиданность. Впервые на борту Старшипа находилась полезная нагрузка. Ею стал банан. Надеемся, что скоро вместо банана будут спутники старлинк, но мы навсегда запомним банан, который слетал в космос вместе с Ship 31

Так что запуск можно считать полностью успешным! Желаем SpaceX удачи и ждём следующего полёта. Оставайтесь с нами. В будущем нас ждет много интересных новостей!

Go Ship 33, Go Booster 14✅

https://t.me/StarshipNewsLive/9097

Поистратился бедолага Маск. А раньше родстеры запускал.

Цитата: НАлЕ от 20.11.2024 11:44:57Нас не отстраняли, оттуда все пуски производились исключительно в интересах европейских Заказчиков. Пусков в интересах России оттуда, насколько знаю, не проводилось.
А то, что они отказались от Союза с Куру, так это они сами выстрелили себе в ногу

Это да ... На Куру  Союзы были просто извозчиками для европы .
ЗЫ А насчёт наклонения , что всё возможно  , или за всё нужно платить ... Опять-же берём предельный случай - космодром на Северном(Южном) Полюсе ...90 градусов . А спутник нужно на 0 градусов вывести . Насколько это рационально и  , главное - разумно по энергетике?
PPS НЕ....Можно  конечно и через Луну пускать ("овермун" - есть и такая схема).....А можно и через Юпитер ....Там изменение наклонения ещё проще ..

Цитата: OlegNZH-2 от 20.11.2024 12:01:03Это да ... Для Куру  Союзы были просто извозчиками для европы .
ЗЫ А насчёт наклонения , что всё возможно  , или за всё нужно платить ... Опять-же берём предельный случай - космодром на Северном(Южном) Полюсе ...90 градусов . А спутник нужно на 0 градусов вывести . Насколько это рационально и  , главное - разумно по энергетике?

Не рационально.
Грубо говоря, выводим на орбиту с наклонением 90°, а потом весь этот вектор скорости в 7,9 км/с надо развернуть на эти самые 90°. В этом случае, товарищ Пифагор говорит нам, что нужен дополнительный импульс в 11+ км/с .
Сразу скажу, что это очень грубая и максимально пессимистичная оценка. На самом деле, эти затраты можно минимизировать, чем и занимаются специалисты в области баллистического проектирования.
Вот интересно бы сравнить массы ПН, выводимые Ангарой на ГСО (или на ГПО с одинаковым недобром скорости), при пусках с Плесецка и с Восточного.

Цитата: НАлЕ от 20.11.2024 12:18:04
Вот интересно бы сравнить массы ПН, выводимые Ангарой на ГСО (или на ГПО с одинаковым недобром скорости), при пусках с Плесецка и с Восточного.

Зайдите на сайт Роскосмоса и сравните.
Для ГСО  2,6 т против 3,9.

Цитата: Luddit от 20.11.2024 09:53:04Непонятно в чем суть возражения, если вы более пространно повторяете мысль о том, что конструкция разрушается если/когда энергия тратится в каком-то её месте.

Это не возражение, а дополнение. Не обязательно разрушается. Может выделяться в специально обученном элементе конструкции. А вот если его нет, будет выделяться в самом слабом месте нагруженного сечения.

Цитата: aspb от 20.11.2024 12:34:08Зайдите на сайт Роскосмоса и сравните.
Для ГСО  2,6 т против 3,9.

Спасибо.
Собственно говоря, что и требовалось доказать.
Разница в полтора раза.
Помнится мне, что разница для Зенита с ДМ при пусках с экватора (Морской старт) и с Байконура была ещё больше.

Цитата: НАлЕ от 20.11.2024 12:18:04Не рационально.
Грубо говоря, выводим на орбиту с наклонением 90°, а потом весь этот вектор скорости в 7,9 км/с надо развернуть на эти самые 90°. В этом случае, товарищ Пифагор говорит нам, что нужен дополнительный импульс в 11+ км/с .
Сразу скажу, что это очень грубая и максимально пессимистичная оценка. На самом деле, эти затраты можно минимизировать, чем и занимаются специалисты в области баллистического проектирования.
Вот интересно бы сравнить массы ПН, выводимые Ангарой на ГСО (или на ГПО с одинаковым недобром скорости), при пусках с Плесецка и с Восточного.

Поворот плоскости орбиты - очень энергозатратная штука. Особенно плохо все для низких круговых орбит. На повороте плоскости эллиптической орбиты можно немного  сэкономишь, но все равно дельта V большая нужна

Цитата: НАлЕ от 20.11.2024 11:34:48Ну это бабушка надвое сказала ...
Бак с жидкостью сам является источником колебаний этой самой жидкости. Её тоже надо демпфировать. Отсюда всякие дополнительные внутрибаковые устройства, которые демпферами и называют. Те же макеевцы этим долго и упорно занимались, когда стали делать свои БРПЛ заводской заправки, которые потом с Урала надо было возить по всему Союзу. Или на Северный флот, или на Тихоокеанский.
Отсюда и многие недостатки жидкостных МБР при попытке применить их в ПГРК.

НАлЕ  Почему с РДТТ имеет более короткий АУТ по сравнению с ЖРД? Всегда считал, что у ЗРД больше тяга, более энергичный расход топлива и более высокая топливная экономичность. Я знаю, что Р-36М2 имеет тягу 500 тонн при массе 211 тонн, что дает, например, меньшую массовооруженность, чем в случае, например, РТ-23, имеющего 300 тонн тяги. тяга на вес 105 тонн. В случае с «Буалавой» и Р-29РМУ2 ракеты имеют вполне схожие массы 37 тонн и 40 тонн, а «Булава» имеет гораздо меньший АТ. У Булавы должна быть гораздо большая тяговооруженность, чем у Р-29РМУ2? Важны ли другие параметры?

Цитата: Kasper84 от 20.11.2024 17:48:06НАлЕ  Почему с РДТТ имеет более короткий АУТ по сравнению с ЖРД? Всегда считал, что у ЗРД больше тяга, более энергичный расход топлива и более высокая топливная экономичность. Я знаю, что Р-36М2 имеет тягу 500 тонн при массе 211 тонн, что дает, например, меньшую массовооруженность, чем в случае, например, РТ-23, имеющего 300 тонн тяги. тяга на вес 105 тонн. В случае с «Буалавой» и Р-29РМУ2 ракеты имеют вполне схожие массы 37 тонн и 40 тонн, а «Булава» имеет гораздо меньший АТ. У Булавы должна быть гораздо большая тяговооруженность, чем у Р-29РМУ2? Важны ли другие параметры?

1. Таки ЖРД экономичней, чем РДТТ. При одинаковой тяги у него будет меньший массовый расход, то бишь выше удельный импульс.
2. Но. В одном и том же габарите (диаметре) РДТТ можно сделать с существенно бОльшей тягой, чем ЖРД. Он будет менее экономичным, чем ЖРД, но мощнее.
3. Ещё одно "но". Один из ОПП (основных проектных параметров), выбираемых при проектировании ракеты - это начальная тяговооруженность ступени (мне привычней говорить "начальная перегрузка).  Оптимальное значение разное:
- для ЖРД - в районе 2-х единиц;
- для РДТТ - в районе 3-х.
Вот откуда и более короткий АУТ у "твердых" ракет по сравнению "жижей".
Почему так?  Начальная перегрузка имеет оптимум, потому что с её увеличением работают два взаимнопротивоположных фактора:
- снижаются гравитационные потери. Это положительный фактор.
- растет масса конструкции двигателя (чем он мощнее, тем тяжелее) и, главное растут нагрузки на конструкцию ракеты (как непосредственно за счёт бОльшей перегрузки, так и за счёт аэродинамики). Ракета по сути своей - это баки с топливом. И тут есть принципиальная разница. "Баком" твердотопливной ракеты является корпус РДТТ, который одновременно является камерой сгорания. Соответственно, он рассчитан на внутренне давление в десятки (в сотню+) атмосфер. Поэтому ему практически плевать на увеличение продольных нагрузок и от перегрузки, и от аэродинамики.
Можно сказать, что эти нагрузки для него не являются расчетным случаем. В "жидкой" же ракете баки - это нежные создания, рассчитанные на давление в единицы атмосфер и они болезненно реагируют на увеличение нагрузок (надо усиливать их конструкцию).
Вот такая весьма упрощённая картина мира тут вырисовывается.
Добавлю трошки. В процессе развития ракетной техники жидкостные боевые МБР постепенно уходили от классических оптимумов, решая некоторые другие, важные для них задачи. И ежели на 18М  мы имеем начальную перегрузку 470(не 500):211= 2,2... , то это "не бесплатно".
"Твердые" же ракеты свою "тройку" начальной перегрузки получают без потерь.

Цитата: SteamDwarf от 20.11.2024 13:02:13Поворот плоскости орбиты - очень энергозатратная штука. Особенно плохо все для низких круговых орбит. На повороте плоскости эллиптической орбиты можно немного  сэкономишь, но все равно дельта V большая нужна

Да и на ГСО не слаще .  Именно поэтому  и используется  ГПО . Перигей ~200 км , апогей уже на ~36 000 км  (цепляет ГСО , гоман) (эллипс с Очень большим эксцентриситетом  ).Стандартные - это ГПО-1500 и ГПО-1800 (нужно в апогее добавить 1500 и 1800 м\с , и там-же повернуть плоскость .). Из России это не выгодно сразу (нужно 2400), поэтому мы  и используем дополнительно разгонные блоки ... (условно - Фрегат , ДМ , Бриз) , чтобы "довыводить" на стандартные ГПО - дальше своим ходом кто как может, или сразу на ГСО. .

Цитата: SteamDwarf от 20.11.2024 09:28:25Тут кроме логики еще физику надо подключить.
грубо: вот у нас в вакууме и невесомости висит рельс и изгибается туда - сюда. Колебания не утихнут, пока вся их энергия не будет рассеяна внутренним трением (на дислокациях кристаллич. решетки в том числе, это важно). В результате вся энергия колебания будет циклически выделяться в самом слабом месте конструкции, вплоть до усталостного разрушения, при повторяющихся ударах. Да и толку от конструкции, если ее асе время трясет… Демпфирование понадобится. Хотя и не обязательно специальными элементами. Бак с жидкостью - отличный демпфер, например.

Труба с пластилином внутри

Цитата: aspb от 20.11.2024 10:43:49ДОС, ТКС - это что такое ?

У модулей есть весьма существенная разница в конструкции задней части корпуса. У Зари это отсек ПГО-2 из двух конусов в наружный габарит модуля, у Звезды это труба ПрК диаметром 2 метра, приваренная к сферической перегородке ( читай к днищу модуля ) диаметром 4 м.

А теперь поясню почему такое различие.
Под общим названием "Салют" в разное время летали аппараты двух разных КБ. Челомеевского и королёвского. КБ Челомея создавало Орбитальную пилотируемую станцию (ОПС) военного назначения, КБ Королёва гражданскую Долговременную орбитальную станцию (ДОС). 
Доставка экипажей и грузов на ОПС должно было  осуществляться с помощью Транспортных кораблей снабжения (ТКС) массой до 20-ти тонн, на ДОС  - Союзами и Прогрессами массой 7 тонн. 
Соответственно корпуса проектировались под разные нагрузки. 
ТКС мог и стыковался ( под названием Космос-ххх) с модулями ДОС, но редко, да и САС станций был в целом небольшим по сравнению с МКС.
ТКС состоял из двух аппаратов - Возвращаемый аппарат (ВА, кстати реально многоразовый - пара ВА слетала дважды) и Функционально-грузовой блок (ФГБ). 
В 90-е для того, чтобы выжить использовали советские заделы по максимуму. Поэтому Зарю сделали на базе лежащего на складе  ФГБ , а для Звезды взяли практически готовый базовый модуль несостоявшейся станции Мир-2, потому как не планировали регулярно стыковать с хвостовым стыковочным узлом Звезды что-то тяжелее Прогресса. Но в конце 2000-х стал летать европейский ATV массой 20 тонн.
Всего было 5 стыковок 20-ти тонного аппарата к модулю, рассчитанному на 7 тонн и к тому времени уже дважды выработавшему свой гарантийный срок по расчетам его советских проектировщиков.

Так что прозвучавшее здесь утверждение о неприменимости легких сплавов для многоразовых и долговременных космических конструкций совершенно неверно.
Надо читать инструкцию и не мазать лицо противомоскитной жидкостью, если в инструкции предписано наливать в блюдечко и ставить рядом с кроватью.