| автор |
сообщение |
glazier 
авторитет
 
|
|
glazier
авторитет
|
 26 января 2016 г. 00:39 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
цитата opty Недорасход 6-8 тонн топлива снижает нагрузку на 1/3 , недорасход 40 тонн топлива (8% запаса) , уменьшает полезную нагрузку в ШЕСТЬ РАЗ !!!
Сразу не ответил, решив, что Вы окончательно перешли на запойный троллинг. Перечитал и подумал, что речь идет все же о недоразумении  .
Никакого недорасхода 40 тонн не может быть в принципе. "Лишние" 200 тонн топлива на старте за счет снижения полезной нагрузки на 30% означают сохранение примерно 5 тонн топлива на момент отделения 2й ступени. Как мы с Вами писали выше, это топливо должно расходоваться на гашение горизонтальной компоненты скорости, горизонтальный импульс, достаточный для баллистического возвращения к месту старта, торможение при посадке. У меня создалось впечатление, что Вы завышаете потребность топлива на обратный горизонтальный импульс. У Вас получается на это 32-34 тонны. По грубым прикидкам, на это нужно примерно 0.5 количества топлива, расходуемого на первичное гашение горизонтальной компоненты. Насколько я понимаю, инженеры Спейс Х считают, что 5 тонн на все это хватит. Действительно, основная масса топлива тратится на подъем и вертикальную компоненту, а тормозить и направлять к месту старта в сильно разреженной атмосфере нужно бак с движками, чей вес снизился примерно в 10 раз по сравнению со стартовым весом системы. Из крестьянских соображений представляется, что 5 -6 тонн за все-про все действительно должно хватить. |
|
|
an2001
миротворец
|
|
26 января 2016 г. 08:37 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
цитата glazier цитата sanbar если нагреть воду до 2500 тысяч градусов
  Превзошли себя. Из контекста следует, что Вы собираетесь нагревать воду в ядерном реакторе с радиационным охлаждением. Кстати, может, что по космобиологии напишете? Или даже по ксенобиологии (но серьезно)?
сообщение модератора glazier получает предупреждение от модератора
Ну троллинг.
|
–––
"Есть три способа отвечать на вопросы: сказать необходимое, отвечать с приветливостью и – наговорить лишнего".
Плутарх |
|
|
sanbar
гранд-мастер
|
|
26 января 2016 г. 09:03 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
цитата svarjich Для дозаправки на комете или астероиде — пожалуй, нет.
Для дозаправки — есть
Гм..ну, собственно, почему бы и нет. Фантазировать так фантазировать. Надо только понимать, что иходная статья это, скорее , медийный вброс, вроде добычи гелия-3 на Луне, чем какие то реалистичные планы. |
–––
"Мир идет прахом в той стороне, мальчик" |
|
|
razrub
гранд-мастер
|
|
26 января 2016 г. 10:39 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
|
sanbar
Как я понимаю, это более реалистично, чем гелий-3. В проект ФКП уже внесено. Если утвердят, то этим будет Центр Келдыша заниматься.
То есть, для реализации нужна мощная энергоустановка. На мой взгляд, такое решение вполне годно для быстрого межорбитального буксира, например, НОО — орбита Луны. Кислород и водород вырабатываются на месте из воды, которая доставляется с Земли. Тем самым отпадает проблема длительного хранения жидких кислорода и водорода в космосе, да и дозаправку водой произвести легче, чем двумя криокомпонентами.
Не год-два займёт разработка, конечно, но это вовсе не фантастический проект. Разумеется, если будет мощный источник электроэнегии.
|
–––
В таком вот аксепте... |
|
|
sanbar
гранд-мастер
|
|
26 января 2016 г. 10:45 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
цитата razrub Кислород и водород вырабатываются на месте из воды, которая доставляется с Земли. Тем самым отпадает проблема длительного хранения жидких кислорода и водорода в космосе,
А почему просто гидразин не доставить? Зачем доставлять воду из которой можно в теории сделать топливо, если можно доставить за те же деньги уже готовое топливо? Стоимость вывода одна и та же, причем такая, что стоимость гидразина в сравнении со стоимостью воды — не играет вообще никакой роли. Может, конечно, какая то причина и есть, но тут я как бы теряюсь |
–––
"Мир идет прахом в той стороне, мальчик" |
|
|
razrub
гранд-мастер
|
|
26 января 2016 г. 11:15 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
|
sanbar
А зачем тогда делают водородные ракеты? Ведь с гидразином проще. И разгонные блоки водородные зачем? Наверно потому, что водород энергетически эффективнее...
|
–––
В таком вот аксепте... |
|
|
sanbar
гранд-мастер
|
|
26 января 2016 г. 11:25 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
цитата razrub водород энергетически эффективнее..
Сжиженный водород и кислород — причем высочайшей степени охлаждения.. И то не факт. Ракеты на водороде/кслороде делают по комплексу причин — не последняя из которых экологичность, неядовитость топлива. К обсуждаемому вопросу эти предпосылки никакого отношения не имеют — дело происходит в космосе. Полученная из воды в космосе водород-кислородная смесь не может даже отдаленно обеспечивать тягу, сравнимую с гидразинными движками. Кстати по ссылке так и написано — создается двигатель малой тяги. В теории можно предположить, что у него будет больше удельный импульс, чем у двигателя на гидразине, но тут я ничего не могу сказать. Мне такой тип двигателя не известен. |
–––
"Мир идет прахом в той стороне, мальчик" |
|
|
razrub
гранд-мастер
|
|
svarjich
авторитет
|
|
26 января 2016 г. 12:57 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
цитата sanbar Гм..ну, собственно, почему бы и нет. Фантазировать так фантазировать.
Ничто не мешает собрать куски льда заранее на нужной орбите. А потом:
Вариант 1. Найти хороший кусок льда, запулить на него модуль с двигателем. И потом этот лед будет доставляться куда надо.
Вариант 2. Распылить более менее компактно ледяную глыбу. Потом достаточно делать маневр и собирать ледяную пыль |
|
|
sanbar
гранд-мастер
|
|
26 января 2016 г. 13:32 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
цитата glazier Действительно, основная масса топлива тратится на подъем и вертикальную компоненту,
Основная масса топлива тратится на набор скорости. Отклонение скорости от характеристической из за гравитационных потерь (подъем/вертикальная компонента как вы ее называете) составляет около 1/3. Для того, чтобы разогнать примерно 100 тонн(вторая ступень, включая полезную нагрузку и топливо в нее залитое) до 3-4 км/сек плюс 26 тонн собственного веса первая ступень расходует около 400 тонн топлива.
цитата glazier По грубым прикидкам
А зачем считать "по грубым прикидкам"? Особенно настолько ..эээ...грубым. Итак, разогнанная до 3.5 км\сек вторая ступень должна погасить свою скорость и полететь обратно. Ступень весит 26 тонн и использует двигатель с удельным импульсом 300 с (около 3000 м\с). Получаем значение дроби в формуле Циолковского при использовании пяти тонн топлива 31 к 26= 1.2. Берем натуральный логарифм от этого числа, получаем 0.2 умножаем на 3 000 м\с удельного импульса. Получаем приращение скорости на которое хватит пяти тонн топлива (положительное или отрицательное т.е. торможение — неважно) аж 600 метров в секунду. Ракета, напомню, летит в пять -шесть раз быстрее. Причем ее горизонтальная скорость, относительно точки старта примерно вдвое (а то и больше) выше вертикальной. Для того чтобы погасить хотя бы 2 км/с горизонтальной скорости понадобится 26 тонн топлива (дробь 26+26=52 к 26.значение 2. натуральный логарифм 2 это 0.7. Умножаем на 3000 м/сек удельного импульса. Получаем 2.1 км/сек приращения/снижения скорости.) Плюс импульс к точке старта (немалый в отличие от ситуации посадки по траектории), плюс топливо на маневры и торможение перед посадкой. Меньше 30 (или около того) тонн не получится никак. Чисто физически.
цитата glazier инженеры Спейс Х считают, что 5 тонн на все это хватит.
Сильное колдунство у инженеров Спейс Х. Ну или это просто вы в очередной раз ошибаетесь, что они так считают. Вынужден предположить, что последнее несколько вероятнее. |
–––
"Мир идет прахом в той стороне, мальчик" |
|
|
Борис68
авторитет
|
|
29 января 2016 г. 20:44 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
цитата Futuris А вот об этом, господа, что скажете?
В России появится космический аппарат с ядерным двигателем
Я был 5 лет назад на презентации этого проекта в МАИ. Что интересно, там сначала предлагали лететь на этом двигателе на Марс, а потом на Луну. И было хитрое обоснование такой программы. Доклад делали люди серьезные и пожилые. Хотелось им верит, но звучало несколько фантастически всё это. У докладчиков глаза горели, но вот у студентов, собранных в актовый зал этого сказать не могу, показалось, что они были довольно равнодушны. Новое поколение не хочет Космоса |
–––
Но смело мысль, в такие дни лети за грань,в планетный холод!
Вселенский серп,сев истин жни, толщ тайн дроби,вселенский молот! |
|
|
glazier
авторитет
|
|
4 февраля 2016 г. 02:30 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
цитата sanbar Основная масса топлива тратится на набор скорости.
Вы ошибаетесь. Мы говорим о Falcon 9 v1.1. Вы верно указали массы 1 ступени, топлива в ней, 2 ступени+ ПН. Первая ступень отделяется в данном конкретном случае на высоте 100 км, имея скорость 2 км/с. Легко рассчитать работу, затраченную на подъем ракеты переменной массы на высоту 100 км — 270 В Дж и сравнить с кинетической энергией 2 ступени+ПН+пустая 1 ступень — 240В Дж. Потребный на то и другое расход топлива пропорционален этим числам. Т.е. больше половины топлива потрачено на подъем.
цитата sanbar Итак, разогнанная до 3.5 км\сек вторая ступень должна погасить свою скорость и полететь обратно. Ступень весит 26 тонн и использует двигатель с удельным импульсом 300 с (около 3000 м\с).
Вы все перепутали. Возвращается не 2я, а 1я ступень. Скорость Вы взяли для 2й ступени, а вес ступени и уд. импульс — для 1й. На самом деле, скорость 2 км/с.
цитата sanbar Причем ее горизонтальная скорость, относительно точки старта примерно вдвое (а то и больше) выше вертикальной.
И опять что-то напутали. При старте из Ю.Калифорнии, в момент отделения второй ступени, горизонтальная компонента скорости 1й ступени составляет примерно 1/4 от общей, т.е. 500 м/с. Её то и нужно погасить и придать еще примерно 150 м/с горизонтальной скорости. Вроде как в притирку должно хватать при ПН 9-10 т.( а с космосом все берется впритирку, такая специфика). Учтите, что при этом вес топлива второй ступени также существенно снизился в соответствии с формулой Циолковского . |
|
|
sanbar
гранд-мастер
|
|
4 февраля 2016 г. 11:24 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
цитата glazier имея скорость 2 км/с
К сожалению, я не могу принять Ваши утверждения, поскольку в открытых источниках прямо указано, что скорость первой ступени в момент отделения второй для Фалькон 9 1.1.R это 3.4км/с (10 мах). 2 — это скорее для трехступенчатых ракет.
цитата glazier Т.е. больше половины топлива потрачено на подъем.
1/3 затрат на подъем (гравитационные потери) для первой ступени — прямые расчеты для отклонения от характеристической скорости по формуле Циолковского для гравитационного колодца Земли. Легко доступно в любом источнике. Например здесь есть таблица для Сатурна 5. Графа "гравитационные потери".
Так что я , возможно, и ошибаюсь, но вы на это никак не указываете и снова приводите не соответствующие действительности базовые факты.цитата glazier Вы все перепутали. Возвращается не 2я, а 1я ступень. Скорость Вы взяли для 2й ступени, а вес ступени и уд. импульс — для 1й. На самом деле, скорость 2 км/с.
Да — я просто неверно написал. Чисто орфографическая ошибка. Разумеется возвращается первая ступень. Ее максимальная скорость — 3.4 км/с.цитата glazier Скорость Вы взяли для 2й ступени
Нет — скорость я взял для первой ступени. Скорость для второй ступени я даже не прикидывал. Но вообще то скорость второй ступени для двухступенчатой ракеты соответствует, как минимум, первой космической — около 8 км/с. Вы могли бы заметить, что о таких скоростях в моих постах речь в принципе не шла.цитата glazier При старте из Ю.Калифорнии, в момент отделения второй ступени, горизонтальная компонента скорости 1й ступени составляет примерно 1/4 от общей, т.е. 500 м/с
С чего Вы это взяли? Да — если так, то вертикальная компонента может быть погашена гравитацией, а на то, чтобы погасить 500 м/с, согласно расчетам действительно хватит 5 тонн топлива. Так что Вам лишь нужно привести подтверждение этому факту, чтобы с Вами согласились. Даже при 3 с половиной км в секунду — если соотношение горизонтальной и вертикальной скорости таково , как Вы пишете — картина полностью меняется. 5 тонн, конечно, все равно не хватит, но и тридцать не понадобится. |
–––
"Мир идет прахом в той стороне, мальчик" |
|
|
sanbar
гранд-мастер
|
|
4 февраля 2016 г. 12:59 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
цитата glazier горизонтальная компонента скорости 1й ступени составляет примерно 1/4 от общей, т.е. 500 м/с
Кстати, мне действительно не удалось обнаружить точного соотношения горизонтальной и вертикальной скорости первой ступени Фалькона в момент отделения второй ступени. Я предположил что речь идет о соотношении 2 к 1 (уважаемый Глэйзер пишет о соотношении 1 к 4) исходя из следующих соображений: параболический полет первой ступени при максимальной нагрузке (каковая предстоит детищу Маска в текущем феврале) приводит первую ступень к приземлению на расстоянии примерно в 600 км от точки старта (из открытых источников). При этом верхняя точка параболы находится на высоте примерно 150 км (отделение второй ступени происходит на высоте в 80-100 км). Поскольку полет, как уже было сказано, параболический (на самом деле баллистическая траектория несколько отличается от параболы, но в первом приближении это неважно)- разумным выглядит предположение, что при максимальной полезной нагрузке вертикальному апогею на горизонтальной прямой соответствует средняя точка. Т.е. примерно 300 км. Это значит, что ракета, улетевшая на 150 км вверх — улетела при этом на 300 км ..эээ..вперед. Отсюда и предположение про 1 к 2 по скорости в пользу горизонтальной. При общей максимальной скорости в 3.4 км\с это 2.8км\с. Я приводил расчеты для 2.1 км\с (т.е. на целую четверть меньше). Я вполне допускаю, что соотношение вертикальной и горизонтальной скоростей заметно отличается от указанного мной, поэтому и выбрал для расчетов значительно более низкую скорость, чем получалось из предположений. Оппонент правда считает, что "заметно" это в восемь раз. Хотелось бы понять на основании чего. Особенно с учетом того, что маневры по тангажу и крену (переход от набора вертикальной к набору горизонтальной скорости) ракета начинает секунд через 15 после старта при общей времени работы первой ступени до отделения второй в 180 сек.
При соотношении, которое предлагает нашему вниманию уважаемый glazier отделение второй ступени на высоте в 100 км должно происходить на расстоянии в 50 км от точки старта или даже меньше. Я не знаю возможен ли такой маневр в принципе, однако убежден, что любое сокращение горизонтальной скорости в пользу вертикальной будет сокращать полезную нагрузку, поскольку конечная цель любого орбитального космического аппарата это именно горизонтальная скорость, относительно плоскости земли, которая компенсирует земную гравитацию за счет центробежных сил. Вертикальный импульс нужен только для подъема за пределы атмосферы.
Обычно баллистическая траектория выглядит так:
 |
–––
"Мир идет прахом в той стороне, мальчик" |
|
|
DeMorte
авторитет
|
|
4 февраля 2016 г. 19:17 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
|
Занятно....
О проблемах борьбы с космическим мусором рассказывает Александр Багров — доктор физико-математических наук, ведущий научный сотрудник Института астрономии РАН
|
–––
«Покончим с иллюзиями!» — с этого-то они и начинаются.
(Карл Краус) |
|
|
Вася Пупкин
философ
|
|
29 февраля 2016 г. 12:20 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
SpaceX в третий раз отменила запуск ракеты Falcon 9 с геостационарным спутником SES-9. Как сообщается в микроблоге компании в Twitter, старт не состоялся по техническим причинам. цитата Пуск ракеты с космодрома на мысе Канаверал (штат Флорида) должен был состояться в понедельник, 29 февраля, в 03:21 (по московскому времени). Однако за несколько секунд до старта центр управления дал команду на аварийное прекращение запуска, после чего процедура запуска двигателя была прервана, передает РИА Новости.
Что-то не сработал у них принцип: бог любит троицу. Может, оно и к лучшему? зачем мусор на орбитах плодить?
|
|
|
opty
гранд-мастер
|
|
opty
гранд-мастер
|
|
14 марта 2016 г. 11:49 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
|
Кстати 20 лет "Протон" не выводил АМС , в 1996 году последний раз пытались
|
–––
"Справедливость не милосердна , милосердие не справедливо" (с) Альберт Майнц |
|
|
opty
гранд-мастер
|
|
14 марта 2016 г. 11:56 [нажмите здесь чтобы увидеть текст поста]
|
|
Циклограмма выведения
12:31 Старт
12:33 Отделение первой ступени РН «Протон-М»
12:36 Отделение второй ступени РН «Протон-М»
12:37 Сброс головного обтекателя
12:40 Отделение головного блока (РБ «Бриз-М» и КА «ЭкзоМарс»)
12:45 1 включение РБ «Бриз-М», формирование опорной орбиты
14:10 2 включение РБ «Бриз-М», переход на промежуточную орбиту
16:25 3 включение РБ «Бриз-М», выход на переходную орбиту
22:50 4 включение РБ «Бриз-М», переход на отлетную траекторию КА
23:15 Отделение КА «ЭкзоМарс», начало перелёта к Марсу
00:29 Первый приём радиосигнала на наземной станции ЕКА Малинди (Кения)
01:01 Передача первой тестовой телекоманды на КА
|
–––
"Справедливость не милосердна , милосердие не справедливо" (с) Альберт Майнц |
|
|
цитировать