В космосе любая работа по-своему уникальна. Ну, а насчет «бочки»… В США действительно есть традиция делать пассивные модули, у нас же достаточно давно используется концепция корабль-модуль.
СМ, ФГБ, сейчас МЛМ — это не бочки, а полноценные корабли с возможностью «конструктора», чтоб из корабля уже на орбите выжать максимум как блока. Они идут на орбиту и стыкуются своим ходом, без манипуляторов и активных ответных частей. А изначально закладывая многофункциональность, изменять что то потом очень сложно (вот СО1- это реально «бочка»). На МЛМ перейдет Era, а вот дальше 2 модуля думали пассивных
PS по поводу «Клиппера» — не хороните идею раньше времени. Сейчас Молния делает нечто похожее уже в железе, просто не особо публично, но на закрытых показах (в марте) уже были промежуточные результаты. Так казать, научены опытом, не пиарят раньше времени. Но там вроде как суборбиталку хотят. А вот по статусу там не совсем ясно — вроде шло как задельное, но кажется теперь целевое, а потому результат все же будет
Такая неопределенность от того, что точно не ясно, что нужно, а явные цели и так выполняются текущими проектами.
В общем и в США такое было, и не столько по SLS, сколько по Уэббу — и по той же самой причине, что и у нас. Постоянный рост требований, смена целевых ориентиров. На него сейчас только на первом этапе более 6000 проектов повесили против 40, как хотели изначально. Причем одни требования росли, другие урезались (изначально зеркало 8 метров хотели, строго говоря).
А причина в общем банальна — его планировали на 2007 (на 10 лет), но Хаббл был в строю и особой необходимости в Уэббе в общем не было. И если и выводить его тогда, то надо было наделять его дополнительными возможностями. Сейчас же наконец сдвинулось только из-за выхода Хаббла — хотелки урезали и решили выводить текущее, как есть.
Кстати, до того и у Хаббла было также — и смена хотелок, и урезание зеркала с 3 до 2,4, и тоже затягивание (хотя кажется тогда только на 7 лет), и он, дай бог памяти «налезал» на другую обсерваторию (хотя вроде УФ и Р в рамках OAO, по OSO только один оставался, запуска 1975)
Например, по Федерации никто так и не мог сказать, какие принципиальные цели на него лягут… И на Луну, и к станции, и автономные полеты, и грузовой вариант хотели. Как говорится «а семь шапок сможешь?». В итоге пришлось принимать волевое решение (с февраля уже испытания идут), и разделили роли на фелдерацию, на пролонгацию Союзов и на новый челнок (суборбиталка+грузовой). Ну и по узловому (точнее узловым) наконец определились. Хотя сейчас контракты начали форсированно гнать по ним, не факт, что за эти сроки реально доделать.
Не сами конечно. Если исключить догоняющие страны (им проще, любая деятельность для них положительный результат), то и мы и США действительно не можем четко сформулировать, что именно хотим. И в общем не уверен, плохо ли это.
Можно конечно директивно сказать, мол будем делать это, и не важно, нужно оно или нет, сколько будет стоить и окажется ли востребован сам конечный результат (те же программы Шаттл/Буран), довольствуясь только побочными технологиями. Или наоборот, взять паузу и вообще не строить больших программ, пока конкретно не определимся, сосредоточившись только на гипотетически востребованных технологиях (те же реакторы для полетов/планетных станций, рентген-связь, методы охлаждения). И у одной и у другой крайности будут как плюсы, так и минусы.
Иначе говоря, проблема не в неумении сформулировать цель, а вообще в неосознании цели. Например, можно поставить цель полететь на Луну/Марс, да хоть на Венеру… Вопрос, окажется ли востребованным достижение такой цели, верит ли кто то в переход к серийным полетам, или опять же результатом будут только побочки, а сама цель так и останется исключительно идеологической?
Организовать то это не проблема, другой вопрос, что это будет как классический «подход Левши» — ювелирно точная, уникальная, не имеющая аналогов… но никому не нужная цель. Пока что все снова сводится к тому, что выгоды только в побочных технологиях по пути к цели, а сама «подкованная блоха» в общем только как статусный рекламный постер.
И я даже не говорю, что это плохо. Плохо скорее то, что из такого постера мы не умеем извлекать выгоды, и вот это реальный недостаток наших управленцев. Так что скорее тут вопрос — в очередной раз поверить, что понт все же сумеют «красиво продать», или же сосредоточиться на побочках?
Тут как в классическом описании приливов Ньютоном — в ближней и дальней от притягивающего тела точке получаем выигрыш по высоте (как от большего притяжения в ближней точке, так и от меньшего притяжения в дальней), а при последующем движении по орбите (точки, где удаление от притягивающего тела такое же, как у центра Земли) выигрыш снова становится нулевым.
Увы, пассивными методами не получится, тем более, что это усредненная высота на полюсах казалось бы меньше, но в реальности, Антарктида самый высокий континент планеты (средняя высота 2 км, а вообще доходит до 4 км от поверхности океана). Теряя «буст высоты», орбита у полюсов прижмемся к поверхности.
А вообще, вы хорошую тему подняли, мы ее с ребятами разбирали (моделирование гравитационных гармоник) — так сказать идеал и практика
Тот же Спектр обнаружил нейтронную, вращающуюся почти на десятичный порядок быстрее допустимого предела, а джеты некоторых предполагаемых ЧД оказались короче и примерно в 5 раз «толще», что радикально меняет их состав/природу. Так что пока похоже это не физика (мат аппарат для формализации природных процессов) коллапсирует на некоторых границах, а изначально грубая кластеризация объектов была проведена.
В общем то да, причем проблема имеет глобальный характер. К примеру, США тоже не от хорошей жизни постоянно мечутся с артемидами/созвездиями и прочим. Нет четкого понимания зачем и во что потом это развивать. По сути больше используется путь как локомотив сопутствующих технологий, а вот цель так никто и не может сформулировать.
Нет, разумеется прикладная текучка развивается своим чередом, но вот остальное время забивается мусором — космические диджеи на МКС, фотографии с Марса, или новая фишка — кино в космосе…
PS кстати, небольшой инсайд. Не знаю полетит ли Маэдзава к Луне, а вот на МКС готовится, уже видел его в ЦПК. Показатели вполне сносные — лучше чем у Юли и ее сменщицы, хотя и похуже, чем у Шипенко
От Земли поднять гравитацией какого тела? Строго говоря, математически Луна то движется не относительно Земли, а относительно Солнца — влияние в 4 раза выше. Конечно влияние Земли на Луну тоже есть, но все же оно только возмущающего типа, только для барицентричности. Относительность движения вообще интересная тема. Ее очень хорошо по Балку изучать, в МФТИ кажется с нее и начинают
Запуск с горы на экваторе конечно не предполагал, учитывая допущение о сферичности планеты и, соответственно, пороговой круговой орбите.
Впрочем, если говорить о реальной форме планеты… ускорение свободного падения тоже не одинаково — на полюсах оно больше экваториального на 0,04 м/с2, поэтому запуск с экватора в общем формально уже эквивалентен запуску с горы (в обоих случаях g уменьшится)
С учетом горы, g в точке старта будет еще меньше, так что с какой именно первой космической запускать? Тут слишком много нужно дополнительно оговаривать
Не в скорости дело, а в требованиях. Китай делает что утвердили, а утверждают в общем наугад, именно так и учатся. А у нас каждые 3 месяца менялись требования — собственно как раз потому, что точно не могут определиться, что именно нужно. Так что тут не в производстве дело и даже не в организации управления, а банально в отсутствии четкой цели. Компетенция же никуда не девается — наши куски есть и в американских марсоходах и в китайском луноходе (кстати, в последнем их родной ритег сдох и часть программы провалилась, а наш отработал штатно и на тех образцах эксперимент благополучно завершился)
Если добавить деталей по Silbervogel, там предельная дальность была огромной — 23500 км. верхняя точка 6 км/с на 260 км, но спуск не баллистический, а рикошетами — последний (9) в 16,8 тыс км от старта. Потом планирование на высоте 40 км до 23 тыс и 500 км снижения. Теоретически доставали до Нью-Йорка с посадкой на японской базе (бомбометание желательно на относительно низких 40 км планирования, иначе точность вообще никакая), хотя это при ПН всего 300 кг. Детальнее можно в переводилке оригинала взять epizodsspace.airbase.ru/bibl/zenger/dalnii-bombard/01.html
В США под развитие темы объединяли инициативы RoBo и HYWARDS (Dyna-Soar, шифр System 464L). В легком атмосферном демонстраторе хотели на ускорителе уже достичь 5,5 км/с и высоты 52 км, и потом переходить на две степени 6,7 км/с, 107 км, с планированием на 9250 км. Далее разделилось на 9 проектов — 6 по исходной схеме и три «сателлоида» (7,8 км/с до 120 км высоты). В итоге появился RS-620A, с носителями 1, 2, 2с и 3 Титаны (заказы Мартину) и аппаратом (Боинг и CVA).
Ну, а после полета Гагарина планы начали менять -перешли на полукриогенку (Титан 3С). По аппаратам пытались SAINT 1 и 2, но провалили, перешли на X20, который проиграл легкому Джемини (на 2 Титане). 20 пытались облегчить (Х-20В, Х-20X), но стоимость была огромной — в итоге закрыли и вложились в одноразовую орбитальную станцию (MOL) — хотя и ее тоже пришлось закрыть.
тут можно почитать:
Dyna-Soar. Hypersonic Strategic Weapon System//Compiled from the archives and edited by Robert Godwin. Burlington, Ontario — Canada, Apogee Books, 2003
Говоря о изменении только интерфейса… это конечно же вообще не повод для глобальных переделок. Вопрос решался заменителями эскплорера/стола. Первым на ум конечно же Аston приходит, он любые хотелки по интерфейсу реализовывал
шикарные просто перлы )))
за сутки время пуска сдвигается всего на минус 2 минуты, а параметры выведения практически остаются идентичными. Если бы вы хоть немного знали вопрос, то такого аргумента бы не отмочили.
Разница между нами — я работаю в отрасли и даже при этом аргументирую свои слова официальными ссылками Энергии и ЦСКБ. Вы же «доказываете» цитатами википедии. И даже когда попытались сослаться на БСЭ- даже не поняли, что ваша цитата противоречит вашим фантазиям. Траектория — это путь, а орбита это набор 7 параметров, поэтому на орбиту вывести можно, а «вывести на путь»… в вашей же цитате говорится что траектория — это весь путь после выхода из ствола, никак на него «вывести» невозможно.
Да, так все же как быть, в вашей версии ни один носитель на Земле не может вывести объект на стыковку, если запускается сильно позже… Хотя, прикиньте, даже в контрактах на выведение точности расписываются… Например, чтоб дальше не позорились, можете тут глянуть www.energia.ru/ktt/archive/2014/02-2014/02-08.pdf
Кстати, на морском старте по контракту у того же Intelsat-21 точность выведения должна была соответствовать перигей 280±13, апогей 35786 ± 129. На нем и отработали новые алгоритмы (перигей вышел 35781 + 7)
Вопрос только, если вы вообще не в курсе таких вещей, как вы вообще обсуждаете детали по теме? ))) У вас даже смелости не хватает признать многочисленные косяки, вместо этого упорно пытаетесь оскорблять. Думаете это поднимет уровень ваших познаний в теме или усилит значимость википедии?
я давал вам шанс исправиться, но вы продемонстрировали свою полную безграмотность )))
Все ваши примеры «быстрых стыковок» — это примеры, когда два корабля пускались одновременно или с кратчайшим перерывом.
И если уж ссылаетесь на БСЭ, хоть читайте внимательнее. Траектория — это путь движения ц.м. объекта, а орбита, это пвевдозамкнутся кривая, а точнее — тороидная область
И, да, круговая орбита — это ни разу не частный случай эллиптической орбиты. Если хотя бы читали Кеплера, то знали бы, что орбиты это 4 типа частных сечений конической поверхности плоскостью, и одна никак не может быть частным случаем другой, просто одни из них вырождаются в другие. Или сейчас и параболу назовете эллипсом? Кстати, круговых строго говоря вообще не существует, это пограничный переход от эллиптической (или спиральной) к кривой баллистического обрушения. Гляньте на вектор Лапласа, и поймете, какую ерунду вы сморозили
НИ ОДНОГОГ случая быстрых стыковок объекта, долго находящегося на орбите с объектом, запускаемым с Земли не существовало.
*****
А вот ваша наглость в утверждениях просто безмерна. www.roscosmos.ru/464
Берем официальные характеристика Протона-К
Точность выведения на опорную орбиту DНп = ± 6 км, DНа = ± 15 км, Di = ± 1.5 угл.мин, DТ = ± 8 с
Прикиньте, это значительно хуже, чем у Протон-М (DНп = ± 2 км, DНа = ± 4 км, Di = ± 1.8 угл.мин, DТ = ± 3 с), но если даже в ваших фантазиях точности -М недостаточно, то -К наверное в вообще не летала?!
Так что хватит нести чушь про «С разбросом даже в „1-4 км по высоте“ вы стыковку просто не проведете. Вообще». Выводится и с намного большим, просто дольше и затратнее. Не корчите из себя спеца во всех темах, вы тут вообще плаваете.
И, да, не буду уподобляться вам и спорить, идиот ли вы, но вот и дальше разгребать ваш бред действительно утомляет.
Вы обкурились?! У США до сих пор точность выведения ниже плинтуса. Впрочем, и как у ЕС. Вы вообще понимаете, чем объяснить число витков до стыковки?!
Специально дам вам ссылочку — почитайте, там есть и опровержение вашего бреда про «эллипс с перигеем ниже поверхности Земли», и детализация по разновитковым схемам, и замечательный график по времени полета к МКС разных стран
«траекторию НА КОТОРУЮ осуществляется выведение»… сами хоть поняли, что написали?! ))) выведение идет не на траекторию, а в коридор динамической орбиты., а траектория выведения — это статический «плоский» термин, на траекторию вывести невозможно, вывести можно на орбиту, т.е. на «траекторию», восстанавливаемую по трассе. Траектория — это в так называемой самолетной системе, а привязке к точке на Земле, а орбита это уже в ОСК.
А математика у вас вообще шикарная. По вашей логике 1 космическая на 0 и на 100 км тоже мало отличается ))) Что это за «скорость в первом приближении»? вы про скорость на высоте поверхности, на 217 км, на 302? И вообще причем тут круговая в применении к эллиптической? Или скорость в апогее
в вашем приближении мало отлична от скорости в перегее?
более того, если пол секунды округлить до нуля, то 217 и 302 а апогее это типа в пределах погрешности )))
единственный прогресс у вас — вы наконец то согласились (с моим 10 июня 2021 в 11:50), что там было «яйцо», а не эллиптическая орбита, хотя перед этим (0serg 14 июня 2021 в 19:50) оспаривали это и даже пытались умничать про «эффект Даннига-Крюгера». Перечитайте мои тексты и поймете, что вас вообще не туда начало заносить ))).
PS И не врите про мехмат МГУ, его наш сотрудник заканчивал, такую чушь его выпускники писать не могут.
Да, по поводу энергозатратности… из интереса почитайте про двух и трехимпульсное выведение. Бывают варианты, когда энергетически выгоднее вывести выше нужной орбиты и потом понизить высоту орбиты, а если выводись сразу ниже — это будет более энергозатратно. Так что аккуратнее с такими громкими фантазиями )))
PPS да, дам еще шанс исправить ваш бред про «у суборбитальной скорость в апогее оказывается чуть меньше». Даже если вы по накурке суборбиталку представляете как эллипс, то даже в этой логике большая полуось будет меньше чем для реальной эллиптической орбиты, а значит период меньше и скорость выше, а никак не ниже. Вы умудрились на 180 градусов все перепутать )))
У художников чаще были проблемы со стереоскопией (грубо говоря косоглазие, как у того же Рембранта), астигматизмом (Греко), близорукостью (тот же Дега) или катарактой (Моне, у него букет был). С изменением спектра связана только катаракта, но она как раз ухудшает восприятие и смягчает переходы, особенно размазывая желтую часть
По сути японского эксперимента — это проверяли уже очень давно, советский Бион-3 с центрифугой имитации гравитации для мышей летал уже в 1975, в ИМБП эта тема уже давно закрыта. Японцы тут скорее пытаются нагнать упущенное.
Кстати, тренажеры, Бета-08 и прочее — это скорее терапевтические методы компенсации. А есть и профилактические — тот же Кентавр на выведении или сходе с орбиты, тот же Браслет-М. «Кентавр-Наука» много чего интересного для космоса делает, просто у нас как то тема не пиарится ни ими самими, ни популяризаторами. Более того, методы восстановления и на Земле давно исследованы — в рамках той же АНОГ или сухой иммерсии (тоже в ИМБП). Ну и конечно же классика, вроде массажно-лимфодренажных систем тоже давно в ходу.
Если интересна тема, могу пару ссылок дать на работы, они уже открыты.
Но вот «поднять» то чем? Чтоб поднять, придется прибавить телу энергию (проще всего затратив кинетическую энергию от двигателя) — в итоге мы увеличим потенциальную энергию, но с повышением высоты уменьшится первая космическая, т.е. для удержания нужна будет уже меньшая скорость. Полная же энергия увеличится — причем потенциальная относительно сильно (линейно) вырастет, а кинетическая относительно слабо упадет (на малом удалении прирост почти как у начала параболы).
Иными словами, я лишь говорил, что 1 космическая это скорость удержания текущей круговой орбиты, вывести на более высокую орбиту она не может. Если дать телу в 1 мм от поверхности Земли скорость удержания орбиты высотой в 2 мм, то этой энергии не хватит не только для того чтобы выйти на 2 мм и удерживать новую орбиту, но и не хватит для удержания 1 мм (1 косм на 1 мм должны быть выше). В итоге тело не поднимется, а даже опустится до условного 0,5 мм, и «выигранного» дискрета потенциальной уже хватит, чтоб добавить скорость до 1 космической на 0,5 мм.
Опять этот ваш подход «вики-аналогий»… Да забудьте вы про нее уже.
1. Ежу понятно, что твердотопливными можно вывести на орбиту… какую-нибудь, какая выйдет. Самая высокая точность выведения — у Протона ошибка всего -1/+4 км по высоте, остальные промахиваются намного больше. И твердотопливные, которые обычно используют для большой начальной тяги, но имеют короткое время работы, имеют большую начальную ошибку, которая интегрируется по дальнейшей пассивной траектории, которую пытаются со скрипом компенсировать последней ступенью… только фигово получается, поэтому все такие спутники на разновысотных орбитах.
2. Не употребляйте здесь термин «орбитальная механика», он вообще не применим к траектории выведения, орбитальные маневры возможны уже после первичного выведения — на траектории применяется статическая модель, в которой все 7 элементов орбиты принимаются постоянными и фиксированными за все 8 минут выведения. Так что это не я спорю с чем то, это вы пытаетесь в одну кучу скинуть вообще разные понятия.
=====
3. При гагаринском пуске команда выключения центрального блока не прошла, запасная сработала через 0,5 сек, что дало избыточные 22 м/с, что привело аж к 85 лишним км в апогее (это насчет точности вашего подхода по «первому приближению»). Плановыми были 182,5/217, фактическими — 175/302, с избыточным торможением в перигее. Это первый «кусок яйца».
4. Торможение пошло с проблемой — хоть и на штатной 67 минуте, но чисто по штатному таймингу в 44 сек. Обратной связи не было, и из-за полуоткрытого обратного клапана наддува по горючке импульс дало не 136, а всего 132 м/с, более пологая траектории и более выпуклая вторая половина «яйца».
======
Если для вас это слишком сложно, поясню проще. Штатно посадка должна была быть в Хвалынском районе, а фактически — получили недолет 180 км. Вы видимо не совсем понимаете, как идет торможение, если как аргумент говорите про тормозную установку. Он как раз не долетел потому, что орбиты была выше, на минуту больше провел на внеатмосферном участке, что в паре с обращением самой Земли должно было сильно смещать время.
А вот тормозной был слабее — понимаете, к чему это привело? Если вы незнакомы с АД парадоксом, поясню — внеатмосферная потеря скорости определит время сведения и критическую высоту устойчивости орбиты. Недостаточное торможение привело к высокой трансверсальной во время атмосферного участка, повышенным перегрузкам на большой высоте, но меньшим уже в нижних слоях, более жесткому и быстрому обрушению и недолету. Т.е. даже без учета торможения была изуродована как первая половина орбиты, так и вторая. На первой он был дольше, на второй меньше. Это и есть то «яйцо», про которое я говорил. Представьте — вы ведь могли и сами изучить этот вопрос, если вступаете по нему в диспут, а вместо этого мне пришлось по возвращению из Городка разжевывать эти базовые понятия.
=====
И снова вы по Левандовскому идете… Да забудьте уже про него, это книжка для детей, и не пихайте и тут «орбитальную механику», тут нет этой системы 7 интегралов, они появляются несколько позже, после первичного выведения.
Про «первое приближение»… это примерно как сферический конь в вакууме. Если Левандовский для детей даже не объясняет, что в его варианте «выводить вертикально» и делать вид, что поворот на 90 градусов скорости (считай умножить на корень из двух) это для первого приближения нормально… Да не считается так нигде, кроме разве что школы или кружка моделистов. Надо делить на вертикалку (до 0,3МАХ), АД разворот до 0,8МАХ, а дальше — в зависимости от целевой орбиты, числа ступеней и типа движка.
«Небольшое отклонение от базовой модели» забавно звучит — вы говорите о АД потерях, при том, что исключаете вопрос ориентации объекта относительно потока. Говорите о гравитационных потерях, исключая траекторную динамику… Так какое тогда понятие вы используете для «базовой модели»? А ответ прост — вы говорите о статике и мгновенном выведении «сферического коня в вакууме», т.е. школьном букваре Левандовского. Я же как букварь использую Балка, а как практическое приближение — лекции Белоконова. Так что не нужно фантазировать о «примерно одинаковых» потерях, они то как раз разные. И для оптимизации (если вы политехник) можно применить материалы дисциплины «численные методы анализа», или ТАУ/ТАР. Если же образование университетское (реальное, а не переименованное институтское), то можно и конкретно — принцип минимума Понтрягина, на его работах вся мировая космическая баллистика строится
т.е. вы даже сами не замечаете, что переврали? ))) Перенацеливание и изменение траектории это вообще ни разу не синонимы. Одно — конечный пункт, другое, путь. Я то и указывал, что режим горения задается каналом в шашке. При старте — только «снежинка», чтоб больше тяга была. В полете, при орбитальном выведении тоже снежинка, чтоб больше было ускорение, ниже грав потери. При бал. полете уже звездочка на старте, чтоб снизить АД потери при относительно большой тяге, а в полете уже внутреннее кольцо, чтоб обеспечить относительно равномерную тягу (прогорает внутрь и наружу).
По выведению-спуску… 8 мин где то выведение, около 15 минут спуск. Куда 4 минуты пропало то? Могу с ругой стороны зайти — по трассам. Сколько км заняло выведение, сколько трасса баллистического падения и почему в итоге получили лишь чуть больше одного витка?
По копипасту игрушки… вы совсем уже издеваетесь? О какой «энергетике» речь, если баллистический полет и орбитальное выведение вообще различны по динамике?! Баллистический полет по сути регулируется скоростью, а в орбиталке решает ускорение. Все эти игрушки хороши для сферических коней в вакууме, в реальности же выведение это краевая задача. Выведение тела переменной массы, плюс уменьшающаяся g вообще портит прогнозные модели, поэтому регулируют тягу — или на постоянную тягу или на постоянный расход, чтоб хоть как то контролировать выведение. А у РДТТ это не регулируется, потому выходит «2 лаптя по карте». Вы хоть сравните точности выведения по высоте для разных носителей.
Я конечно понимаю, вы регулярно посещаете 20 различных веток и в каждой строите из себя специалиста, но урежьте апломб, ваших знаний тут явно не хватает. Орбитальный маневр и выведение — это вообще разные динамики. ваш подход «статика на плоскости при мгновенной передаче импульса» только для Левандовского подходит, когда он объясняет общую суть для школьников.
И снова вы перевираете собеседника.
Я вообще никогда не говорил о механизмах перенацеливания — там у тех же Атласов вообще то верньеры, причем тут вообще тип топлива? Речь была о траектории, циклограмме работы двигателя.
По запуску с КЯ — я привел ссылку на официальный ресурс МинОбороны, но вы конечно же знаете больше них )))
По тому, как связаны дальность баллистического полета и ПН выведения… Вы опять начинаете? смотрите, я ведь сейчас могу и расчеты привести, чтоб показать, какой вы неуч. Я вас просто пожалел, раз у вас такая больная самооценка.
По гагаринской «орбите »… 108 минут, высота условного апоцентра — 327, перицентра — 181. Если бы этот был эллипс — период при таком эллипсе 2*Pi*sqrt(a^3/mu), или 1 час 29 минут. Прикиньте!
PS да, по афелию… Да, я на автомате назвал, и не вижу, почему должен стыдиться этого. Могу даже пояснить, почему употребил его. Хотел писать про высоту апоцентра, потом на автомате неверно сократил — сейчас работаем по Венере-Д, вот мысленно и возвращаюсь к основной задаче.
Так о том и речь… это уже будет нахождение на орбите (просто на неустойчивой, вынужденной — и как раз давление на грунт движущегося по Земле автомобиля и есть влияние разницы мех энергии движущегося автомобиля — разницы кин.энергии текущей, от кин энергии удержания на текущем уровне потенциала, хотя это уже скорее к физике ближе), независимо от скорости, на нее не нужно будет выводить, ее нужно будет только удерживать. Есть выведение на орбиту, есть сведение с орбиты, есть удержание орбиты, а есть орбитальные маневры — когда мы находимся на устойчивой орбите, удерживаем устойчивость, но меняем параметры орбиты. Подобные термины очень точны и формализованы. Конечно человек может их не знать, и в этом нет никакой проблемы. Но когда человек, не знающий базы, начинает учить других… Вот поэтому я и указал ему на эти ляпы.
СМ, ФГБ, сейчас МЛМ — это не бочки, а полноценные корабли с возможностью «конструктора», чтоб из корабля уже на орбите выжать максимум как блока. Они идут на орбиту и стыкуются своим ходом, без манипуляторов и активных ответных частей. А изначально закладывая многофункциональность, изменять что то потом очень сложно (вот СО1- это реально «бочка»). На МЛМ перейдет Era, а вот дальше 2 модуля думали пассивных
PS по поводу «Клиппера» — не хороните идею раньше времени. Сейчас Молния делает нечто похожее уже в железе, просто не особо публично, но на закрытых показах (в марте) уже были промежуточные результаты. Так казать, научены опытом, не пиарят раньше времени. Но там вроде как суборбиталку хотят. А вот по статусу там не совсем ясно — вроде шло как задельное, но кажется теперь целевое, а потому результат все же будет
В общем и в США такое было, и не столько по SLS, сколько по Уэббу — и по той же самой причине, что и у нас. Постоянный рост требований, смена целевых ориентиров. На него сейчас только на первом этапе более 6000 проектов повесили против 40, как хотели изначально. Причем одни требования росли, другие урезались (изначально зеркало 8 метров хотели, строго говоря).
А причина в общем банальна — его планировали на 2007 (на 10 лет), но Хаббл был в строю и особой необходимости в Уэббе в общем не было. И если и выводить его тогда, то надо было наделять его дополнительными возможностями. Сейчас же наконец сдвинулось только из-за выхода Хаббла — хотелки урезали и решили выводить текущее, как есть.
Кстати, до того и у Хаббла было также — и смена хотелок, и урезание зеркала с 3 до 2,4, и тоже затягивание (хотя кажется тогда только на 7 лет), и он, дай бог памяти «налезал» на другую обсерваторию (хотя вроде УФ и Р в рамках OAO, по OSO только один оставался, запуска 1975)
Например, по Федерации никто так и не мог сказать, какие принципиальные цели на него лягут… И на Луну, и к станции, и автономные полеты, и грузовой вариант хотели. Как говорится «а семь шапок сможешь?». В итоге пришлось принимать волевое решение (с февраля уже испытания идут), и разделили роли на фелдерацию, на пролонгацию Союзов и на новый челнок (суборбиталка+грузовой). Ну и по узловому (точнее узловым) наконец определились. Хотя сейчас контракты начали форсированно гнать по ним, не факт, что за эти сроки реально доделать.
Можно конечно директивно сказать, мол будем делать это, и не важно, нужно оно или нет, сколько будет стоить и окажется ли востребован сам конечный результат (те же программы Шаттл/Буран), довольствуясь только побочными технологиями. Или наоборот, взять паузу и вообще не строить больших программ, пока конкретно не определимся, сосредоточившись только на гипотетически востребованных технологиях (те же реакторы для полетов/планетных станций, рентген-связь, методы охлаждения). И у одной и у другой крайности будут как плюсы, так и минусы.
Иначе говоря, проблема не в неумении сформулировать цель, а вообще в неосознании цели. Например, можно поставить цель полететь на Луну/Марс, да хоть на Венеру… Вопрос, окажется ли востребованным достижение такой цели, верит ли кто то в переход к серийным полетам, или опять же результатом будут только побочки, а сама цель так и останется исключительно идеологической?
Организовать то это не проблема, другой вопрос, что это будет как классический «подход Левши» — ювелирно точная, уникальная, не имеющая аналогов… но никому не нужная цель. Пока что все снова сводится к тому, что выгоды только в побочных технологиях по пути к цели, а сама «подкованная блоха» в общем только как статусный рекламный постер.
И я даже не говорю, что это плохо. Плохо скорее то, что из такого постера мы не умеем извлекать выгоды, и вот это реальный недостаток наших управленцев. Так что скорее тут вопрос — в очередной раз поверить, что понт все же сумеют «красиво продать», или же сосредоточиться на побочках?
Увы, пассивными методами не получится, тем более, что это усредненная высота на полюсах казалось бы меньше, но в реальности, Антарктида самый высокий континент планеты (средняя высота 2 км, а вообще доходит до 4 км от поверхности океана). Теряя «буст высоты», орбита у полюсов прижмемся к поверхности.
А вообще, вы хорошую тему подняли, мы ее с ребятами разбирали (моделирование гравитационных гармоник) — так сказать идеал и практика
Нет, разумеется прикладная текучка развивается своим чередом, но вот остальное время забивается мусором — космические диджеи на МКС, фотографии с Марса, или новая фишка — кино в космосе…
PS кстати, небольшой инсайд. Не знаю полетит ли Маэдзава к Луне, а вот на МКС готовится, уже видел его в ЦПК. Показатели вполне сносные — лучше чем у Юли и ее сменщицы, хотя и похуже, чем у Шипенко
Запуск с горы на экваторе конечно не предполагал, учитывая допущение о сферичности планеты и, соответственно, пороговой круговой орбите.
Впрочем, если говорить о реальной форме планеты… ускорение свободного падения тоже не одинаково — на полюсах оно больше экваториального на 0,04 м/с2, поэтому запуск с экватора в общем формально уже эквивалентен запуску с горы (в обоих случаях g уменьшится)
С учетом горы, g в точке старта будет еще меньше, так что с какой именно первой космической запускать? Тут слишком много нужно дополнительно оговаривать
epizodsspace.airbase.ru/bibl/zenger/dalnii-bombard/01.html
В США под развитие темы объединяли инициативы RoBo и HYWARDS (Dyna-Soar, шифр System 464L). В легком атмосферном демонстраторе хотели на ускорителе уже достичь 5,5 км/с и высоты 52 км, и потом переходить на две степени 6,7 км/с, 107 км, с планированием на 9250 км. Далее разделилось на 9 проектов — 6 по исходной схеме и три «сателлоида» (7,8 км/с до 120 км высоты). В итоге появился RS-620A, с носителями 1, 2, 2с и 3 Титаны (заказы Мартину) и аппаратом (Боинг и CVA).
Ну, а после полета Гагарина планы начали менять -перешли на полукриогенку (Титан 3С). По аппаратам пытались SAINT 1 и 2, но провалили, перешли на X20, который проиграл легкому Джемини (на 2 Титане). 20 пытались облегчить (Х-20В, Х-20X), но стоимость была огромной — в итоге закрыли и вложились в одноразовую орбитальную станцию (MOL) — хотя и ее тоже пришлось закрыть.
тут можно почитать:
Dyna-Soar. Hypersonic Strategic Weapon System//Compiled from the archives and edited by Robert Godwin. Burlington, Ontario — Canada, Apogee Books, 2003
за сутки время пуска сдвигается всего на минус 2 минуты, а параметры выведения практически остаются идентичными. Если бы вы хоть немного знали вопрос, то такого аргумента бы не отмочили.
Разница между нами — я работаю в отрасли и даже при этом аргументирую свои слова официальными ссылками Энергии и ЦСКБ. Вы же «доказываете» цитатами википедии. И даже когда попытались сослаться на БСЭ- даже не поняли, что ваша цитата противоречит вашим фантазиям. Траектория — это путь, а орбита это набор 7 параметров, поэтому на орбиту вывести можно, а «вывести на путь»… в вашей же цитате говорится что траектория — это весь путь после выхода из ствола, никак на него «вывести» невозможно.
Да, так все же как быть, в вашей версии ни один носитель на Земле не может вывести объект на стыковку, если запускается сильно позже… Хотя, прикиньте, даже в контрактах на выведение точности расписываются… Например, чтоб дальше не позорились, можете тут глянуть
www.energia.ru/ktt/archive/2014/02-2014/02-08.pdf
Кстати, на морском старте по контракту у того же Intelsat-21 точность выведения должна была соответствовать перигей 280±13, апогей 35786 ± 129. На нем и отработали новые алгоритмы (перигей вышел 35781 + 7)
Вопрос только, если вы вообще не в курсе таких вещей, как вы вообще обсуждаете детали по теме? ))) У вас даже смелости не хватает признать многочисленные косяки, вместо этого упорно пытаетесь оскорблять. Думаете это поднимет уровень ваших познаний в теме или усилит значимость википедии?
Все ваши примеры «быстрых стыковок» — это примеры, когда два корабля пускались одновременно или с кратчайшим перерывом.
И если уж ссылаетесь на БСЭ, хоть читайте внимательнее. Траектория — это путь движения ц.м. объекта, а орбита, это пвевдозамкнутся кривая, а точнее — тороидная область
И, да, круговая орбита — это ни разу не частный случай эллиптической орбиты. Если хотя бы читали Кеплера, то знали бы, что орбиты это 4 типа частных сечений конической поверхности плоскостью, и одна никак не может быть частным случаем другой, просто одни из них вырождаются в другие. Или сейчас и параболу назовете эллипсом? Кстати, круговых строго говоря вообще не существует, это пограничный переход от эллиптической (или спиральной) к кривой баллистического обрушения. Гляньте на вектор Лапласа, и поймете, какую ерунду вы сморозили
НИ ОДНОГОГ случая быстрых стыковок объекта, долго находящегося на орбите с объектом, запускаемым с Земли не существовало.
*****
А вот ваша наглость в утверждениях просто безмерна.
www.roscosmos.ru/464
Берем официальные характеристика Протона-К
Точность выведения на опорную орбиту DНп = ± 6 км, DНа = ± 15 км, Di = ± 1.5 угл.мин, DТ = ± 8 с
Прикиньте, это значительно хуже, чем у Протон-М (DНп = ± 2 км, DНа = ± 4 км, Di = ± 1.8 угл.мин, DТ = ± 3 с), но если даже в ваших фантазиях точности -М недостаточно, то -К наверное в вообще не летала?!
Так что хватит нести чушь про «С разбросом даже в „1-4 км по высоте“ вы стыковку просто не проведете. Вообще». Выводится и с намного большим, просто дольше и затратнее. Не корчите из себя спеца во всех темах, вы тут вообще плаваете.
И, да, не буду уподобляться вам и спорить, идиот ли вы, но вот и дальше разгребать ваш бред действительно утомляет.
Специально дам вам ссылочку — почитайте, там есть и опровержение вашего бреда про «эллипс с перигеем ниже поверхности Земли», и детализация по разновитковым схемам, и замечательный график по времени полета к МКС разных стран
spec.tass.ru/polet-k-mks/dvukhvitkovaya-skhema-sblizheniya
«траекторию НА КОТОРУЮ осуществляется выведение»… сами хоть поняли, что написали?! ))) выведение идет не на траекторию, а в коридор динамической орбиты., а траектория выведения — это статический «плоский» термин, на траекторию вывести невозможно, вывести можно на орбиту, т.е. на «траекторию», восстанавливаемую по трассе. Траектория — это в так называемой самолетной системе, а привязке к точке на Земле, а орбита это уже в ОСК.
А математика у вас вообще шикарная. По вашей логике 1 космическая на 0 и на 100 км тоже мало отличается ))) Что это за «скорость в первом приближении»? вы про скорость на высоте поверхности, на 217 км, на 302? И вообще причем тут круговая в применении к эллиптической? Или скорость в апогее
в вашем приближении мало отлична от скорости в перегее?
более того, если пол секунды округлить до нуля, то 217 и 302 а апогее это типа в пределах погрешности )))
единственный прогресс у вас — вы наконец то согласились (с моим 10 июня 2021 в 11:50), что там было «яйцо», а не эллиптическая орбита, хотя перед этим (0serg 14 июня 2021 в 19:50) оспаривали это и даже пытались умничать про «эффект Даннига-Крюгера». Перечитайте мои тексты и поймете, что вас вообще не туда начало заносить ))).
PS И не врите про мехмат МГУ, его наш сотрудник заканчивал, такую чушь его выпускники писать не могут.
Да, по поводу энергозатратности… из интереса почитайте про двух и трехимпульсное выведение. Бывают варианты, когда энергетически выгоднее вывести выше нужной орбиты и потом понизить высоту орбиты, а если выводись сразу ниже — это будет более энергозатратно. Так что аккуратнее с такими громкими фантазиями )))
PPS да, дам еще шанс исправить ваш бред про «у суборбитальной скорость в апогее оказывается чуть меньше». Даже если вы по накурке суборбиталку представляете как эллипс, то даже в этой логике большая полуось будет меньше чем для реальной эллиптической орбиты, а значит период меньше и скорость выше, а никак не ниже. Вы умудрились на 180 градусов все перепутать )))
Кстати, тренажеры, Бета-08 и прочее — это скорее терапевтические методы компенсации. А есть и профилактические — тот же Кентавр на выведении или сходе с орбиты, тот же Браслет-М. «Кентавр-Наука» много чего интересного для космоса делает, просто у нас как то тема не пиарится ни ими самими, ни популяризаторами. Более того, методы восстановления и на Земле давно исследованы — в рамках той же АНОГ или сухой иммерсии (тоже в ИМБП). Ну и конечно же классика, вроде массажно-лимфодренажных систем тоже давно в ходу.
Если интересна тема, могу пару ссылок дать на работы, они уже открыты.
Иными словами, я лишь говорил, что 1 космическая это скорость удержания текущей круговой орбиты, вывести на более высокую орбиту она не может. Если дать телу в 1 мм от поверхности Земли скорость удержания орбиты высотой в 2 мм, то этой энергии не хватит не только для того чтобы выйти на 2 мм и удерживать новую орбиту, но и не хватит для удержания 1 мм (1 косм на 1 мм должны быть выше). В итоге тело не поднимется, а даже опустится до условного 0,5 мм, и «выигранного» дискрета потенциальной уже хватит, чтоб добавить скорость до 1 космической на 0,5 мм.
1. Ежу понятно, что твердотопливными можно вывести на орбиту… какую-нибудь, какая выйдет. Самая высокая точность выведения — у Протона ошибка всего -1/+4 км по высоте, остальные промахиваются намного больше. И твердотопливные, которые обычно используют для большой начальной тяги, но имеют короткое время работы, имеют большую начальную ошибку, которая интегрируется по дальнейшей пассивной траектории, которую пытаются со скрипом компенсировать последней ступенью… только фигово получается, поэтому все такие спутники на разновысотных орбитах.
2. Не употребляйте здесь термин «орбитальная механика», он вообще не применим к траектории выведения, орбитальные маневры возможны уже после первичного выведения — на траектории применяется статическая модель, в которой все 7 элементов орбиты принимаются постоянными и фиксированными за все 8 минут выведения. Так что это не я спорю с чем то, это вы пытаетесь в одну кучу скинуть вообще разные понятия.
=====
3. При гагаринском пуске команда выключения центрального блока не прошла, запасная сработала через 0,5 сек, что дало избыточные 22 м/с, что привело аж к 85 лишним км в апогее (это насчет точности вашего подхода по «первому приближению»). Плановыми были 182,5/217, фактическими — 175/302, с избыточным торможением в перигее. Это первый «кусок яйца».
4. Торможение пошло с проблемой — хоть и на штатной 67 минуте, но чисто по штатному таймингу в 44 сек. Обратной связи не было, и из-за полуоткрытого обратного клапана наддува по горючке импульс дало не 136, а всего 132 м/с, более пологая траектории и более выпуклая вторая половина «яйца».
======
Если для вас это слишком сложно, поясню проще. Штатно посадка должна была быть в Хвалынском районе, а фактически — получили недолет 180 км. Вы видимо не совсем понимаете, как идет торможение, если как аргумент говорите про тормозную установку. Он как раз не долетел потому, что орбиты была выше, на минуту больше провел на внеатмосферном участке, что в паре с обращением самой Земли должно было сильно смещать время.
А вот тормозной был слабее — понимаете, к чему это привело? Если вы незнакомы с АД парадоксом, поясню — внеатмосферная потеря скорости определит время сведения и критическую высоту устойчивости орбиты. Недостаточное торможение привело к высокой трансверсальной во время атмосферного участка, повышенным перегрузкам на большой высоте, но меньшим уже в нижних слоях, более жесткому и быстрому обрушению и недолету. Т.е. даже без учета торможения была изуродована как первая половина орбиты, так и вторая. На первой он был дольше, на второй меньше. Это и есть то «яйцо», про которое я говорил. Представьте — вы ведь могли и сами изучить этот вопрос, если вступаете по нему в диспут, а вместо этого мне пришлось по возвращению из Городка разжевывать эти базовые понятия.
=====
И снова вы по Левандовскому идете… Да забудьте уже про него, это книжка для детей, и не пихайте и тут «орбитальную механику», тут нет этой системы 7 интегралов, они появляются несколько позже, после первичного выведения.
Про «первое приближение»… это примерно как сферический конь в вакууме. Если Левандовский для детей даже не объясняет, что в его варианте «выводить вертикально» и делать вид, что поворот на 90 градусов скорости (считай умножить на корень из двух) это для первого приближения нормально… Да не считается так нигде, кроме разве что школы или кружка моделистов. Надо делить на вертикалку (до 0,3МАХ), АД разворот до 0,8МАХ, а дальше — в зависимости от целевой орбиты, числа ступеней и типа движка.
«Небольшое отклонение от базовой модели» забавно звучит — вы говорите о АД потерях, при том, что исключаете вопрос ориентации объекта относительно потока. Говорите о гравитационных потерях, исключая траекторную динамику… Так какое тогда понятие вы используете для «базовой модели»? А ответ прост — вы говорите о статике и мгновенном выведении «сферического коня в вакууме», т.е. школьном букваре Левандовского. Я же как букварь использую Балка, а как практическое приближение — лекции Белоконова. Так что не нужно фантазировать о «примерно одинаковых» потерях, они то как раз разные. И для оптимизации (если вы политехник) можно применить материалы дисциплины «численные методы анализа», или ТАУ/ТАР. Если же образование университетское (реальное, а не переименованное институтское), то можно и конкретно — принцип минимума Понтрягина, на его работах вся мировая космическая баллистика строится
По выведению-спуску… 8 мин где то выведение, около 15 минут спуск. Куда 4 минуты пропало то? Могу с ругой стороны зайти — по трассам. Сколько км заняло выведение, сколько трасса баллистического падения и почему в итоге получили лишь чуть больше одного витка?
По копипасту игрушки… вы совсем уже издеваетесь? О какой «энергетике» речь, если баллистический полет и орбитальное выведение вообще различны по динамике?! Баллистический полет по сути регулируется скоростью, а в орбиталке решает ускорение. Все эти игрушки хороши для сферических коней в вакууме, в реальности же выведение это краевая задача. Выведение тела переменной массы, плюс уменьшающаяся g вообще портит прогнозные модели, поэтому регулируют тягу — или на постоянную тягу или на постоянный расход, чтоб хоть как то контролировать выведение. А у РДТТ это не регулируется, потому выходит «2 лаптя по карте». Вы хоть сравните точности выведения по высоте для разных носителей.
Я конечно понимаю, вы регулярно посещаете 20 различных веток и в каждой строите из себя специалиста, но урежьте апломб, ваших знаний тут явно не хватает. Орбитальный маневр и выведение — это вообще разные динамики. ваш подход «статика на плоскости при мгновенной передаче импульса» только для Левандовского подходит, когда он объясняет общую суть для школьников.
Я вообще никогда не говорил о механизмах перенацеливания — там у тех же Атласов вообще то верньеры, причем тут вообще тип топлива? Речь была о траектории, циклограмме работы двигателя.
По запуску с КЯ — я привел ссылку на официальный ресурс МинОбороны, но вы конечно же знаете больше них )))
По тому, как связаны дальность баллистического полета и ПН выведения… Вы опять начинаете? смотрите, я ведь сейчас могу и расчеты привести, чтоб показать, какой вы неуч. Я вас просто пожалел, раз у вас такая больная самооценка.
По гагаринской «орбите »… 108 минут, высота условного апоцентра — 327, перицентра — 181. Если бы этот был эллипс — период при таком эллипсе 2*Pi*sqrt(a^3/mu), или 1 час 29 минут. Прикиньте!
PS да, по афелию… Да, я на автомате назвал, и не вижу, почему должен стыдиться этого. Могу даже пояснить, почему употребил его. Хотел писать про высоту апоцентра, потом на автомате неверно сократил — сейчас работаем по Венере-Д, вот мысленно и возвращаюсь к основной задаче.