Уровень водителей после того как пришел Яндекс и замерджил со своим такси, упал ниже плинтуса. Было два конфилкта за пару месяцев, у всех знакомых тоже негативный опыт и шуточки про "Россия пришла", теперь пользуюсь другим приложением. Мне не сложно подождать на 5-7 минут дольше, зная что не приедет прокуренная машина с каким-то полукриминальным персонажем.
Интересно, в чем причина? В Яндекс-такси проблемы со скринингом водителей? Им не объясняют, что такое рейтинг?
Страннно, что ничего нету про более близкую к нашему технологическому уровню имплеметнацию стелса в космосе — Misty и вот это вот все. Там информации, к сожалению, очень мало (потому что как только факт существования таких спутников будет признан, их обнаружение будет делом времени), но дико интересно всё. Главное не напороться на мнение (с) (тм) конспирологов на этот счет.
Существует мнение, что та же Zuma, например, была демонстратором технологий для подобной программы, и что на ряде NRO-запусков любители затрекали условную надувную ложную цель, вместо реальной нагрузки.
Олсо, есть еще один способ: открыто запускать спутник, на котором стоит незаявленное оборудование, чтобы противник не «прятался» при пролете. Вплоть до установки военных девайсов на коммерческие спутники, хотя сейчас мне такие вещи почему-то кажутся маловероятными.
Перечитайте.
Цифра даже со значениями автора получилась «впритык» и для очень низкой орбиты, как только посчитали реальные потери на выводе. И все начало рассыпаться.
Сделайте свои расчёты для реального Шаттла — и он у вас точно также «не взлетит»
Бгг, у Шаттла, в отличие от, все зависит от нагрузки и высоты орбиты. Импульс на скругление всегда будет выдавать OMS, просто из-за ограничений на дросселирование SSME, но он может быть разным. У автора же пустой корабль, со всегда одинаковой взлетной массой едва дотягивает до орбиты, даже если топлива оставить только на спуск.
Вот если бы вы подсчитали, какую реальную минимальную массу может иметь Шаттл, сделанный с широким применением композитов,
Для этого нужен штат инженеров с документацией (что не мешает автору просто сказать, что он будет в 2 раза легче), придется пересчитывать весь корабль. Остается только экстраполировать реальные конструкции, даже предназначенные для меньших перегрузок.
В каком месте порядок цифр другой?
Как только мы начнем заменять старательно подогнанные автором цифры на что-то хотя бы немного реалистичное, будут уже тысячи м/с. Например с сухой массой 67 тонн лишимся 1.5 км/с.
Только вращение земли забыл. Дельта от OMS (мини-версии фтор-гидразиновых, однако, вот так вот легко и просто) это в итоге просто смешно, на фоне нарисованных характеристик, даже если она будет больше 300m/s.
считаете одни факторы до долей метра в секунду
Совсем другой порядок цифр же, позволяющий утвреждать, что не взлетит.
Получилась цифа, едва-едва позволяющая выйти на очень низкую орбиту. Почему я считаю, что этого решительно недостаточно, и автор подогнал результат под желаемый?
1. Самое главное — масса. Сухая меньше в 2 раза. Это нереальное значение, никакое уменьшение крыльев не поможет. Возьмем для примера Дримлайнер: около 40% композитов позволили сэкономить 20% массы самолёта. Давайте будем отталкиваться именно от этой доли композитов в конструкции, т.к. сделать всё из них просто невозможно, есть двигатели, определенные части планера, оборудование, да что угодно. Пусть будет 50%, получаем 67.5 тонн, что уже само по себе ставит крест на хитром плане.
2. Баки. Больших композитных баков не существует, всё что есть до сих пор в разработке. VentureStar передает привет. И, самое главное, почему-то весь объем грузового отсека заполнен топливом, чего просто не может быть, никак, есть сами баки, есть простарнство между ними, даже если делать общую стенку, не получится столько увезти.
3. Никаким образом не затронута тема двигателей, эффективность которых будет «гулять» в зависимости от высоты, и довольно значительно. Снова обращаемся к VentureStar и его решениям. С обычным «с полки» ничего не получится. Кстати, у автора этот самый двигатель очень эффективный.
Вывод: автор сгладил углы, чтобы получить то, что хотел получить, да еще и потери на выводе взял с потолка. Дельты не хватит.
P.S: откопался график с приблизительными углами на времени:
Мне кажется, очевидно, что автор притянул результат за уши, беря максимально возможный уи, необоснованно облегчая корабль в 2 раза (размещая при этом топливные баки внутри), и минимальную цифру потерь из гугла. Например, весь объем грузового отсека у него — топливо, что невозможно технически.
Из статьи же. У него очень совершенная ракета и взяты (из статьи на вики, видимо) минимально возможные, оторванные от конкретного корабля значения потерь.
С учетом таких гравипотерь посмотрим на реальные скорости на разных орбитах.
8900-1400 — около 7500 м/с. Это орбита 200х200 в лучшем случае. Без аэродинамических потерь и всяких «мелочей». Даже если мы доберем 400 м/с, как это делает автор, вряд ли удастся компенсировать такие значения. В статье взяты очень средние значения потерь на выводе, их не считали, и получили то, что хотел увидеть.
А ведь в реальности и профиль вывода сложнее, и ракета вряд ли бы получилось такой совершенной.
Проблема в том, что у автора ракета буквально летит в пустоте. Гравипотери с сопротивлением атмосферы не учитываются, не говоря уже о куче менее сущетвенных вещей.
Считал для лунных миссий пару лет назад, просто чтобы проверить, ибо на Луне нет атмосферы, и доступны очень точные данные по массе взлетного модуля на поверхности и на орбите, и даже угол между вектором тяги и вектором гравитации на разных участках полета гуглится (такую информацию редко выкладывают).
За кофе накидал приблизительные значения для SSTO автора.
Почему автор не прав, и его сферическая ракета летит в пустоте. Ссылка на упомянутый выше учебник там есть.
Попробуем провести быстрые рассчеты. Затраты на управление считать не будем, они будут минимальны, а с аэродинамическими все непросто, тоже выкинем, т.к. очень сложная математика, зависит от аэродинамики носителя, скорости (если вдруг у нас на старте слишком большое ускорение, то в плотных слоях мы потеряем очень много), и еще кучи факторов, о которых я даже не подозреваю, считается через симуляцию, когда ищут оптимальную траекторию. Они существенны, но основная часть — именно гравитационные потери. Для нас главное, что никакой помощи при подъеме SSTO такой схемы атмосфера не окажет, и будет только мешать.
Мне, к сожалению, не удалось найти точный профиль вывода Шаттла, с углами, так что придется задавать функцию «на глаз». А ведь в реальности все не ограничивается 90 градусами, и есть всякие интересные штуки, вроде shuttle roll maneuver (что важно, учитывая расположение двигателей). Принимаем 8982 м/с идеальной дельты, которые получил автор, за истину, хотя, повторюсь, очень оптимистичная оценка.
Задаем функцию.
500 секунд до MECO, поворачиваем в первые 1.5 минуты и считаем гравитационные потери по нашей формуле, g поставим константой, не сильно повлияет на таких высотах. Получаем около 1400 м/с гравипотерь. Согласуется со средними цифрами по палате.
Четвертый столбец, км/с.
8982 — 1400 != орбита.
Чтобы понять, насколько всё сложно, можно также почитать это, например, если хочется простыми словами и сразу — страница 26 «Введения в ракетную технику» и далее.
Таким образом, обычная формула Циолковского, которую использовал автор, не учитывает такие вещи как гравитационные и тем более аэродинамические потери, которые являются слишком существенными, чтобы их игнорировать и оказывают огромное влияние на проектирование РН. Такое, что ради их оптимизации начальный участок траектории полета, проходящий в плотных слоях атмосферы, стараются сделать как можно короче (хотя в плане гравитационных потерь вертикальный полёт не выгоден), а дальнейшую траекторию рассчитывают путем симуляций. Формула Циолковского в чистом виде может дать нам только идеальную дельту, которая ни при каких условиях не может быть равна реальной при старте с планеты.
Очень круто было бы увидеть комментарии специалиста. Прикидки весьма приблизительные, и знаний у меня — три семестра матанализа и «ракетные» учебники, до которых удалось дорваться, мог еще что-то не учесть.
Пересчитайте, если вдруг у вас есть все необходимые данные и знания для этого. Пока выходит так, что средняя плотность какого-нибудь девайса из углепластика менее чем в 2 раза меньше, чем у алюминиевых сплавов. И там еще есть ограничения по структуре, прочность углепластиков очень зависит от того, какие нагрузки и как прилагаются, с металлами проще.
Во времена разработки МАКСа еще не умели делать углепластиковые баки для криогенных топлив, тем более для жидкого водорода
Так и сейчас всё в стадии эспериментов как бы. Даже в небольших баках углепластик используется только для усиления конструкции.
Не надо кидаться пустыми заявлениями, приводя реальность к желаемому.
Да, с МАКС перепутал, действительно.
>получается сократить размер челнока и отказаться от сбрасываемых баков или каких-либо других элементов.
Такие утверждения нужно обосновывать. Пока даже по приведенному и очень упрощенному варианту с Шаттлом огромные вопросы.
Вы считали массу и дельту МАКС с набортным баком и всеми сопутствующими переделками? Не думаю. Зато я уверен, что этим занимались люди, которые готовили проект, и отделяемый бак там не просто так появился.
>Естественно многоразовость с фтором проблематична, но это уже инженерная, а не физическая проблема.
Теоретически можно использовать карманный фонарик в качестве двигателя для межзвездного зонда. Практически — никто не будет заниматься такой ахинеей. Улавливаете?
Если отклонение и будет, то вряд-ли превысит пару сотен м/с, «дожать» которые относительно легко
Угу, так же как и уменьшить массу орбитера в 2 раза. Повторюсь: очень вольный подход к цифрам. Про атмосферу вообще ничего не сказано почему-то. Из таких «мелочей» в итоге набегают цифры, заставляющие сильно изменять железо.
Шаттл был многоразовым. Помогло? С учетом того, что по бустерам (официальных цифр до сих пор нету, кстати) выходили в 0. Многоразовость != нулевые затраты на межполётное обслуживание, напомню, у Space-X сейчас цель, к которой они упорно стремятся — именно сокращение времени и материальных затрат на это самое обслуживание, как-то медленно двигаются, внезапно. Может, не всё так просто?
Можно сделать возвращаемую SSTO-систему на пару человек, сомнений нет. Только это будет очень дорого, далеко за гранью рациональности. Ну и по размерам, приведенным в статье, у меня огромные сомнения. Тот же МАКС, в котором использовались обожаемые автором двигатели с фтором, использовал воздушный старт и сбрасываемый топливный бак. Сбрасываемым его сделали в первую очередь из-за того, что для возврата с орбиты пришлось бы его усиливать, вписывать в корабль, использовать гораздо больше теплозащиты. В итоге масса корабля сильно увеличивается, нужны двигатели с большей тягой/расходом топлива, нужно больше топлива…
Бред. Ок, сделать большую SSTO не проблема, даже запас по дельте заложить для деорбита и может быть посадки можно. Но нагрузка получится смешная.
А вот надувные хитшилды, все концепты, предполагали очень большую площадь при очень небольшой массе СА, т.е. он бы просто не успевал перегреться, и большие нагрузки испытывал бы недолго.
Если делать — только с «классической» теплозащитой, как у концептов из 90-х и корабля из мультиков Маска (у которого, разумеется, две ступени, и даже при этом огромные топливные баки).
Очень вольный подход к цифрам (по мановению руки орбитер стал в 2 раза легче, появились баки в каргобее при этом), и, эээ, растяжимое понятие о компактности. И самое обычное, безмерно упрощенное rocket equation, без даже приблизительного рассчета всяких сопутствующих потерь. Посчитайте исключительно по нем те же Аполлоны, даже лунный модуль, т.е. без атмосферы — цифры не сойдутся, получится больше дельты. Пару лет назад проверял с рассчетами в maple на данных из selected mission weights, цифры, если не изменяет память, расходились на пару сотен м/с.
Вот тут например очень упрощенный рассчет потерь на гравитацию, при этом внутри еще две функции, g в зависимости от расстояния от центра планеты и, главное, угол между вектором тяги двигателя и местным вектором гравитации (Федосьев В. И., Синярев Г. Б., Введение в ракетную технику, если я не напутал свои старые записи):
А атмосферые потери, значительные, вообще до сих пор считают на симуляциях, насколько мне известно, когда ищут оптимальную траекторию. Там очень сложный матан.
Топливо, которое сможет утащить шаттл без внешнего бака не считал сам, лень.
Самое близкое, что было — МАКС, но там воздушный старт (впрочем, на маленькой скорости), были вопросы с двигателями, и сам проект далеко не ушел, вполне возможно, что в процессе вскрылось бы еще проблемы.
Проблема таких систем, в целом, в том, что получается огромный носитель при смешной ПН, а если еще и хотим возвращаться с орбиты, а не с суборбиталки, получается совсем уж неприлично всё. И при уменьшении размеров носителя масса пн должна уменьшаться еще быстрее (есть такая зависимость, эмпирическое правило, если угодно, см. сверхлегкие носители например).
SABRE. Ракетный двигатель, к которому прикручен компрессор и монструозный радиатор для охлаждения атмосферного воздуха (не сжижения). Часть полёта именно он используется как окислитель. Там какие-то совсем уж фантастические заявления и цифры на тему скорости этого самого охлаждения. Очень интересно будет посмотреть на прототип, надеюсь, у них всё получится. Мне с дивана кажется, что двигатель очень сложный в плане рассчета всяческой термодинамики, чуть перегрел — эффективность падает или вообще нет горения, переохладил — тонкие каналы радиатора (которые еще и должны пропускать через себя такой огромный поток без существенного снижения скорости каким-то образом) забились льдом из атмосферы. А ведь еще и взлетать (т.е. разгоняться с 0) с этим всем нужно своими силами.
Не совсем понял, в чем цель статьи.
SSTO без ВРД создать можно, это давно всем известно, и приблизительно ясно, какие будут характеристики у железки. Проблема только в эффективности, поэтому до сих пор ничего и не взлетело, и копают в сторону воздушного старта и экзотических двигателей (а не просто обычного ракетного на более эффективной топливной паре). Не понимаю, почему в статье как панацея приводится именно фтор.
Уровень водителей после того как пришел Яндекс и замерджил со своим такси, упал ниже плинтуса. Было два конфилкта за пару месяцев, у всех знакомых тоже негативный опыт и шуточки про "Россия пришла", теперь пользуюсь другим приложением. Мне не сложно подождать на 5-7 минут дольше, зная что не приедет прокуренная машина с каким-то полукриминальным персонажем.
Интересно, в чем причина? В Яндекс-такси проблемы со скринингом водителей? Им не объясняют, что такое рейтинг?
Существует мнение, что та же Zuma, например, была демонстратором технологий для подобной программы, и что на ряде NRO-запусков любители затрекали условную надувную ложную цель, вместо реальной нагрузки.
Олсо, есть еще один способ: открыто запускать спутник, на котором стоит незаявленное оборудование, чтобы противник не «прятался» при пролете. Вплоть до установки военных девайсов на коммерческие спутники, хотя сейчас мне такие вещи почему-то кажутся маловероятными.
Цифра даже со значениями автора получилась «впритык» и для очень низкой орбиты, как только посчитали реальные потери на выводе. И все начало рассыпаться.
Бгг, у Шаттла, в отличие от, все зависит от нагрузки и высоты орбиты. Импульс на скругление всегда будет выдавать OMS, просто из-за ограничений на дросселирование SSME, но он может быть разным. У автора же пустой корабль, со всегда одинаковой взлетной массой едва дотягивает до орбиты, даже если топлива оставить только на спуск.
Для этого нужен штат инженеров с документацией (что не мешает автору просто сказать, что он будет в 2 раза легче), придется пересчитывать весь корабль. Остается только экстраполировать реальные конструкции, даже предназначенные для меньших перегрузок.
Как только мы начнем заменять старательно подогнанные автором цифры на что-то хотя бы немного реалистичное, будут уже тысячи м/с. Например с сухой массой 67 тонн лишимся 1.5 км/с.
Совсем другой порядок цифр же, позволяющий утвреждать, что не взлетит.
1. Самое главное — масса. Сухая меньше в 2 раза. Это нереальное значение, никакое уменьшение крыльев не поможет. Возьмем для примера Дримлайнер: около 40% композитов позволили сэкономить 20% массы самолёта. Давайте будем отталкиваться именно от этой доли композитов в конструкции, т.к. сделать всё из них просто невозможно, есть двигатели, определенные части планера, оборудование, да что угодно. Пусть будет 50%, получаем 67.5 тонн, что уже само по себе ставит крест на хитром плане.
2. Баки. Больших композитных баков не существует, всё что есть до сих пор в разработке. VentureStar передает привет. И, самое главное, почему-то весь объем грузового отсека заполнен топливом, чего просто не может быть, никак, есть сами баки, есть простарнство между ними, даже если делать общую стенку, не получится столько увезти.
3. Никаким образом не затронута тема двигателей, эффективность которых будет «гулять» в зависимости от высоты, и довольно значительно. Снова обращаемся к VentureStar и его решениям. С обычным «с полки» ничего не получится. Кстати, у автора этот самый двигатель очень эффективный.
Вывод: автор сгладил углы, чтобы получить то, что хотел получить, да еще и потери на выводе взял с потолка. Дельты не хватит.
P.S: откопался график с приблизительными углами на времени:
Получилось 1689 м/с для 500 секунд.
8900-1400 — около 7500 м/с. Это орбита 200х200 в лучшем случае. Без аэродинамических потерь и всяких «мелочей». Даже если мы доберем 400 м/с, как это делает автор, вряд ли удастся компенсировать такие значения. В статье взяты очень средние значения потерь на выводе, их не считали, и получили то, что хотел увидеть.
А ведь в реальности и профиль вывода сложнее, и ракета вряд ли бы получилось такой совершенной.
Считал для лунных миссий пару лет назад, просто чтобы проверить, ибо на Луне нет атмосферы, и доступны очень точные данные по массе взлетного модуля на поверхности и на орбите, и даже угол между вектором тяги и вектором гравитации на разных участках полета гуглится (такую информацию редко выкладывают).
За кофе накидал приблизительные значения для SSTO автора.
Попробуем провести быстрые рассчеты. Затраты на управление считать не будем, они будут минимальны, а с аэродинамическими все непросто, тоже выкинем, т.к. очень сложная математика, зависит от аэродинамики носителя, скорости (если вдруг у нас на старте слишком большое ускорение, то в плотных слоях мы потеряем очень много), и еще кучи факторов, о которых я даже не подозреваю, считается через симуляцию, когда ищут оптимальную траекторию. Они существенны, но основная часть — именно гравитационные потери. Для нас главное, что никакой помощи при подъеме SSTO такой схемы атмосфера не окажет, и будет только мешать.
Мне, к сожалению, не удалось найти точный профиль вывода Шаттла, с углами, так что придется задавать функцию «на глаз». А ведь в реальности все не ограничивается 90 градусами, и есть всякие интересные штуки, вроде shuttle roll maneuver (что важно, учитывая расположение двигателей). Принимаем 8982 м/с идеальной дельты, которые получил автор, за истину, хотя, повторюсь, очень оптимистичная оценка.
8982 — 1400 != орбита.
Чтобы понять, насколько всё сложно, можно также почитать это, например, если хочется простыми словами и сразу — страница 26 «Введения в ракетную технику» и далее.
Таким образом, обычная формула Циолковского, которую использовал автор, не учитывает такие вещи как гравитационные и тем более аэродинамические потери, которые являются слишком существенными, чтобы их игнорировать и оказывают огромное влияние на проектирование РН. Такое, что ради их оптимизации начальный участок траектории полета, проходящий в плотных слоях атмосферы, стараются сделать как можно короче (хотя в плане гравитационных потерь вертикальный полёт не выгоден), а дальнейшую траекторию рассчитывают путем симуляций. Формула Циолковского в чистом виде может дать нам только идеальную дельту, которая ни при каких условиях не может быть равна реальной при старте с планеты.
Очень круто было бы увидеть комментарии специалиста. Прикидки весьма приблизительные, и знаний у меня — три семестра матанализа и «ракетные» учебники, до которых удалось дорваться, мог еще что-то не учесть.
Так и сейчас всё в стадии эспериментов как бы. Даже в небольших баках углепластик используется только для усиления конструкции.
Не надо кидаться пустыми заявлениями, приводя реальность к желаемому.
>получается сократить размер челнока и отказаться от сбрасываемых баков или каких-либо других элементов.
Такие утверждения нужно обосновывать. Пока даже по приведенному и очень упрощенному варианту с Шаттлом огромные вопросы.
Вы считали массу и дельту МАКС с набортным баком и всеми сопутствующими переделками? Не думаю. Зато я уверен, что этим занимались люди, которые готовили проект, и отделяемый бак там не просто так появился.
>Естественно многоразовость с фтором проблематична, но это уже инженерная, а не физическая проблема.
Теоретически можно использовать карманный фонарик в качестве двигателя для межзвездного зонда. Практически — никто не будет заниматься такой ахинеей. Улавливаете?
Угу, так же как и уменьшить массу орбитера в 2 раза. Повторюсь: очень вольный подход к цифрам. Про атмосферу вообще ничего не сказано почему-то. Из таких «мелочей» в итоге набегают цифры, заставляющие сильно изменять железо.
Можно сделать возвращаемую SSTO-систему на пару человек, сомнений нет. Только это будет очень дорого, далеко за гранью рациональности. Ну и по размерам, приведенным в статье, у меня огромные сомнения. Тот же МАКС, в котором использовались обожаемые автором двигатели с фтором, использовал воздушный старт и сбрасываемый топливный бак. Сбрасываемым его сделали в первую очередь из-за того, что для возврата с орбиты пришлось бы его усиливать, вписывать в корабль, использовать гораздо больше теплозащиты. В итоге масса корабля сильно увеличивается, нужны двигатели с большей тягой/расходом топлива, нужно больше топлива…
А вот надувные хитшилды, все концепты, предполагали очень большую площадь при очень небольшой массе СА, т.е. он бы просто не успевал перегреться, и большие нагрузки испытывал бы недолго.
Если делать — только с «классической» теплозащитой, как у концептов из 90-х и корабля из мультиков Маска (у которого, разумеется, две ступени, и даже при этом огромные топливные баки).
Вот тут например очень упрощенный рассчет потерь на гравитацию, при этом внутри еще две функции, g в зависимости от расстояния от центра планеты и, главное, угол между вектором тяги двигателя и местным вектором гравитации (Федосьев В. И., Синярев Г. Б., Введение в ракетную технику, если я не напутал свои старые записи):
А атмосферые потери, значительные, вообще до сих пор считают на симуляциях, насколько мне известно, когда ищут оптимальную траекторию. Там очень сложный матан.
Топливо, которое сможет утащить шаттл без внешнего бака не считал сам, лень.
Самое близкое, что было — МАКС, но там воздушный старт (впрочем, на маленькой скорости), были вопросы с двигателями, и сам проект далеко не ушел, вполне возможно, что в процессе вскрылось бы еще проблемы.
Проблема таких систем, в целом, в том, что получается огромный носитель при смешной ПН, а если еще и хотим возвращаться с орбиты, а не с суборбиталки, получается совсем уж неприлично всё. И при уменьшении размеров носителя масса пн должна уменьшаться еще быстрее (есть такая зависимость, эмпирическое правило, если угодно, см. сверхлегкие носители например).
SSTO без ВРД создать можно, это давно всем известно, и приблизительно ясно, какие будут характеристики у железки. Проблема только в эффективности, поэтому до сих пор ничего и не взлетело, и копают в сторону воздушного старта и экзотических двигателей (а не просто обычного ракетного на более эффективной топливной паре). Не понимаю, почему в статье как панацея приводится именно фтор.