Обсуждение космических программ
9,278,144
41,616
|
aspb ( Слушатель ) |
| 04 окт 2024 17:51:57 |
РН Vulcan USA
новая дискуссия Новость 1.860
Сегодня выполнен второй сертификационный пуск РН Vulcan. ПН выведена на орбиту.
Пуск признан успешным за исключением пустячка с одним из ТТУ, в результате которого ДУ второй ступени работала на 20 сек дольше запланированного.
Пуск признан успешным за исключением пустячка с одним из ТТУ, в результате которого ДУ второй ступени работала на 20 сек дольше запланированного.
ОТВЕТЫ (29)
|
Liss ( Слушатель ) |
| 04 окт 2024 21:27:00 |
Цитата: aspb от 04.10.2024 17:51:57
Всего ничего -- сопло у одного ускорителя оторвалось и улетело своим ходом на глазах у изумленной публики в прямой трансляции.
И что же? А ничего. Резервов носителя хватило, чтобы компенсировать потерю тяги.
Хотя расследование, конечно, будет, и сертифицировать "Вулкан" по итогам второго пуска не получится.
|
|
aspb ( Слушатель ) |
| 04 окт 2024 21:50:56 |
Цитата: aspb от 04.10.2024 17:51:57
Летел, кстати, с массовым макетом вместо многоразового Dream Chaser, который должен был полететь еще в 2020-м, но как то задержался...
У ULA осталось еще 15 ракет Atlas 5. Восемь будут использованы для запуска спутников интернет-ретрансляции Amazon Kuiper, шесть зарезервированы для запуска корабля Boeing Starliner и одна предназначена для вывода на орбиту спутника связи Viasat.
Атлас с гражданскими нагрузками будет летать еще несколько лет.
|
|
DMAN ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 14:56:30 |
Цитата: aspb от 04.10.2024 17:51:57
Странная ситуация.
Если например из 5 ЖРД одной ступени откажет 1 ЖРД, то за счет общего запаса
КРТ оставшиеся 4 ЖРД с учетом увеличения времени работы могут и вытянуть,
то как понимать ситуацию с Вулканом? У них что на второй ступени есть
дополнительный резерв кислорода и водорода, который в штатной ситуации они
таскают как балласт на всякий случай?
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 15:08:50 |
Цитата: DMAN от 07.10.2024 14:56:30
Гарантийный запас топлива есть всегда. Но он не рассчитан на такие случаи, как у Вулкана, грубо говоря, не рассчитаны на аварийные ситуации. Гарзапас - это для компенсации разбросов той кучи параметров, которые участвуют в баллистических расчетах. Часто-густо, этот запас оказывается практически не нужен (разбросы в большей части самокомпенсировались) и превращается в "балласт". Вот этот "балласт" и мог спасти Вулкан, компенсировав недоработку ТТУ.
Как вариант, ракета была "недогружена", с уменьшенной по массе полезной нагрузкой, а заправка была "на все деньги". Вполне разумный подход для испытательных пусков.
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 15:49:44 |
Цитата: DMAN от 07.10.2024 15:29:01
Не факт.
Как уже сказал, могли выползти на гарзапасах. Но в любом случае, это нештатная ситуация, требующая тщательного "разбора полетов" и принятия мер по ее исключению в будущем.
Интересно другое. ТТУ - это относительно простой агрегат, десятилетиями применяемый амерами на своих носителях. Как до такого докатились?
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 15:59:48 |
Цитата: DMAN от 07.10.2024 15:52:02
Лучшее - враг хорошего.
Не, я не против новых технологий, но "тарапицца нэ надо ...", однако.
|
Михаил А. ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 15:42:30 |
Цитата: НАлЕ от 07.10.2024 15:08:50
Как то не вяжется уменьшенная по массе ПН с сертификационным полетом. Там же заявили полет с весовым макетом, то бишь все все граммы записаны в протоколах.
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 15:57:07 |
Цитата: Михаил А. от 07.10.2024 15:42:30
Вес макета вполне может и совпадает с весом штатного аппарата. Но не бывает такого, что вес аппарата вот прямо тютелька в тютельку совпадает с максимальным весом, который носитель способен вывести на орбиту. Запасец всегда будет, однако. Ну и гарзапас тоже мог пригодиться.
|
|
Михаил А. ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 16:36:27 |
Цитата: НАлЕ от 07.10.2024 15:57:07
Понятно. Раньше предполагал, что при сертификации проверяют соответствие предельным режимам, дабы было что указать в ТТХ готового носителя. Ну типа это мы (разрабы) не из носа наковыряли.
Цитата: НАлЕ от 07.10.2024 15:57:07
Тут консенсус.
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 17:07:49 |
Цитата: Михаил А. от 07.10.2024 16:36:27
Можно сертифицирован на максимум по весу ПН и с недогрузом. Отделили ПН, получили данные по остаткам топлива. Из них вычли гарзапас и остатки незабора. Полученный остаток - это неиспользованный из-за недогруза рабочий запас топлива. По его количеству можно оценить и максимальный вес ПН для этой ракеты, на эту орбиту, с этого космодрома.
На самом деле, все сложнее. Нужен анализ телеметрии, чтобы точнее определить, тратился-ли гарзапас, из-за каких разбросов и т. д. ...
Но такие пересчеты делались и вполне допускались и принимались Заказчиком.
|
|
basilevs ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 18:46:58 |
Цитата: caSmith от 07.10.2024 18:37:55
Сколько заправили - известно. Расходомеры работают, телеметрию передают. Ещё известно ускорение, то есть зная расчётную тягу двигателей и остаток топлива - легко можно сверить, не врут ли расходомеры.
|
|
caSmith ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 18:56:57 |
Цитата: basilevs от 07.10.2024 18:46:58
А если двигатель не развивает тягу? Или наоборот? Перекрестная проверка взаимовлияющих параметров?
|
|
basilevs ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 18:58:48 |
Цитата: caSmith от 07.10.2024 18:56:57
Тогда копают телеметрию ещё глубже, чтобы понять - где именно была проблема. Там же не десятки, там сотни параметров передаются на Землю.
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 19:08:09 |
Цитата: basilevs от 07.10.2024 18:58:48
Угу. Даже на боевых ракетах, где система телеметрических измерений не является штатной, на серийных ракетах все равно заложена так называемая базовая телеметрия. То есть, изначально на ракете установлены датчики телеметрии, самой СТИ, как таковой, там нет, но при не боевых пусках ее устанавливают, подключая те самые датчики. Так вот, даже эта базовая телеметрия, сильно усеченная по сравнению с телеметрией ракет, предназначенных для ЛИ, обеспечивает передачу нескольких десятков параметров. А уж на космических РН - там сотни, если не тысячи параметров.
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 19:02:01 |
Цитата: caSmith от 07.10.2024 18:56:57
Разумеется. Если тяга выходит за пределы установленных разбросов, то это будут вопросы к ДУ. Если в пределах, то пересчетом можно определить реальные энергетические характеристики РН.
|
|
НАлЕ ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 18:59:05 |
Цитата: caSmith от 07.10.2024 18:37:55
По данным телеметрии.
На наших ракетах устанавливается СУРТ (Система Управления Расходом Топлива), раньше была более примитивная - СООБ (Система Одновременного Опорожнения Баков). Как такая система у амеров называется, я не знаю, но что-то подобное есть наверняка. Вот эта система и может показать расход каждого компонента в полете, в том числе и на момент отсечки тяги/отделения.
|
|
aspb ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 17:22:50 |
Цитата: Михаил А. от 07.10.2024 16:36:27
В случае с РН так не получится, потому как параметры орбиты заданы до пуска. Пересчитать в предельные полученные результаты испытаний нет проблем. Вот Ангара 5 на испытаниях вывела не предельный габаритно-массовый макет на ГСО, а по результатам наверх доложили, что ранее рассчитанную предельную нагрузку можно увеличить на 500 кг.
|
|
Фёдор144 ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 18:33:21 |
Цитата: Михаил А. от 07.10.2024 15:42:30
сертификация должна подтвердить безопасную эксплуатацию при определенных условиях ... в данном случае в процессе запуска, несмотря на потерю сопла одного ускорителя, они смогли это подтвердить ... ракета показала достаточный уровень устойчивости против сильного разнотяга ...
вот к ускорителю будут вопросы - единичный случай, проблема качества или конструктивная проблема? ... скорее всего будет достаточно устроить прожиг нескольких ускорителей ... но вполне возможно, что у них достаточно данных и для аналитического подтверждения ... качественного и количественного ...
в данной конфигурации заявленная пн на гелиоцентрическую орбиту 3,6 тонны ... а масса макета была 1,5 тонны ...
с космопланом ракета планируется с 4-мя ускорителями ... и должна выводить 20+ тонн на МКС ... а масса самого космоплана 9 тонн плюс пн 5 тонн - 14 тонн ... запас приличный ... так что потеря ускорителя не так существенна ...
|
|
OlegNZH-2 ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 20:52:40 |
Цитата: caSmith от 07.10.2024 18:53:57
Конечно же нет . Геоцентрическая и Гелиосинхронная . Она-же ССО.
|
|
Фёдор144 ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 21:31:16 |
Цитата: OlegNZH-2 от 07.10.2024 20:52:40
Vulcan Centaur - Wikipedia
я здесь смотрел ... оба пуска были на гелиоцентрическую (TMI) орбиту ...
Гелиоцентрическая орбита — Википедия (wikipedia.org)
на гелиосинхронную (SSO) он должен выводить 14,4 тонны ... в конфигурации с 2-мя ускорителями ...
|
|
OlegNZH-2 ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 21:44:15 |
Цитата: Фёдор144 от 07.10.2024 21:31:16
Такс ... Действительно . для VC2 - TMI 3 600 , а SSO 14 400.
Но в русской вики - так .....https://ru.wikipedia…итель,_США)
PS Не вставляется нормально ....дурацкая ссылка .
|
|
Фёдор144 ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 21:55:33 |
Цитата: OlegNZH-2 от 07.10.2024 21:44:15
я думаю, что лучше посмотреть мурзилки на их странице Vulcan (ulalaunch.com)
|
|
OlegNZH-2 ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 22:00:35 |
Цитата: Фёдор144 от 07.10.2024 21:55:33
Увы . ULA в России не доступно. (Сейчас не могу посмотреть ....без VPN ,Tor ).
|
|
Фёдор144 ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 22:35:53 |
Цитата: OlegNZH-2 от 07.10.2024 22:00:35
| | GEO | GTO | LEO-REF | LEO-ISS | LEO-POLAR | MEO | TLI |
0 Solids | N/A | 3,500 kg 7,700 lbs | 10,800 kg 23,800 lbs | 9,200 kg 20,300 lbs | 8,500 kg 18,700 lbs | N/A | 2,300 kg 5,100 lbs |
| 2 Solids | 2,600 kg 5,700 lbs | 8,400 kg 18,500 lbs | 19,000 kg 41,900 lbs | 16,300 kg 35,900 lbs | 15,200 kg 33,500 lbs | 3,900 kg 8,600 lbs | 6,300 kg 13,900 lbs |
| 4 Solids | 4,900 kg 10,800 lbs | 11,700 kg 25,800 lbs | 24,600 kg 54,200 lbs | 21,600 kg 47,600 lbs | 20,000 kg 44,100 lbs | 6,200 kg 13,700 lbs | 9,200 kg 20,300 lbs |
| 6 Solids | 6,500 kg 14,300 lb | 14,500 kg 32,000 lbs | 27,200 kg 60,000 lbs | 25,800 kg 56,900 lbs | 23,900 kg 52,700 lbs | 8,100 kg 17,900 lbs | 11,500 kg 25,400 lbs |
| Upgrade | 7,000 kg 15,400 lbs | 15,300 kg 33,700 lbs | 27,200 kg 60,000 lbs | 26,900 kg 59,300 lbs | 24,900 kg 54,900 lbs | 8,600 kg 19,000 lbs | 12,100 kg 26,700 lbs |
GEO (Geosynchronous Earth Orbit) = 35,786 km circular at 0 deg
GTO (Geosynchronous Transfer Orbit) = 35,786 km x 185 km at 27.0 deg
LEO-Reference (Low Earth Orbit-Reference) = 200 km circular at 28.7 deg
LEO-ISS (Low Earth Orbit-International Space Station) = 407 km circular at 51.6 deg
LEO-Polar (Low Earth Orbit-Polar) = 200 km circular at 90 deg
MEO (Medium Earth Orbit) = 20,368 km circular at 55 deg
TLI (Trans-lunar Injection) = C3: -2 km2/sec2
|
|
OlegNZH-2 ( Слушатель ) |
| 07 окт 2024 22:47:30 |
Цитата: Фёдор144 от 07.10.2024 22:35:53
Спасибо . Только один параметр соответствует (с англоязычной wiki - ISS 16 300 кг ...Русскоязычная даже правдивей- всё точно ) ( для VC2 . Остальные конфигурации никого не волнуют на данный момент) ...
PS И заметьте . Про Гелио от ULA - там даже намёка нет .. Все Гео ... ну и к Луне....с натяжкой можно обозвать "гелио", при желании (систему координат сменить ) .... Короче - что-то тут не так с трактовками "где мы и от чего отсчитываем ".