О космосе - общая ветка

Т.е., разумеется, увеличение скорости истечения позволяет уменьшить расход рабочего тела, но не в квадрате, а лишь пропорционально, и энергия здесь не причем
Да, то-что у ионника большая часть энергии будет унесена "взад" и соотношение "потерянной и "полезной" энергий будет хуже, чем у ЖРД - я как-то не подумал (сказываются нелады в прошлом с механикой ;) )

Но ведь в практическом аппарате выигрыш буде ещё из-за того, что РС состоит не только из бочки. Полезная нагрузка имеет свою массу. У химической РС доля полезной нагрузки весьма мала. У РС с высокой скоростью истечения, наоборот - вместо рабочего тела мы везём ПН. Таким образом, "практическая" эффективность (на 1кг ПН) будет всё-же расти более, чем в прямой пропорции от скорости истечения, нежели расчитанная на 1кг системы в целом (т.е. для химического РД, практически, на 1кг массы рабочего тела). Или не так?


---------- Добавлено в 16:47 ----------


Поскольку "каждую следующую единицу времени импульс прикладывается к телу, уже имеющему некую скорость

MikVolg, именно по этой причине я очень долго не мог понять почему энергия является интегралом массы по скорости, а не пропорциональна ей. Да и сейчас приходится прилагать неимоверные умственные усилия, что представить себе это "геометрически" ;)
 
Реклама
ЛевМих,
Вот Вы мне научно-популярным языком объясните.
Имеем некую точку в вакууме, из которой истекает реактивная струя.
По прошествии времени точка, относительно точки старта, наберёт какую-то скорость, но ведь струя-то истекает не из места старта, а из точки и следовательно в любой момент времени условия разгона равны начальным.
Теперь введём понимание массы разгоняемого объекта.
Учитывая, что для создания реактивной тяги масса расходуется и следовательно масса разгоняемого объекта уменьшается, а так же отталкиваясь от первого постулата о системе отсчёта, получаем, что наша точка должна не только постоянно увеличивать скорость относительно места старта, но и, при неизменном моменте от движителя, ещё и увеличивать ускорение.
Рост этих параметров должен быть ограничен лишь наличием массы для создания реактивного момента.
Где я ошибаюсь?
 
но ведь струя-то истекает не из места старта, а из точки и следовательно в любой момент времени условия разгона равны начальным
не равны. имели место затраты на разгон рабочего тела, которое было потом отброшено в виде струи. Т.е. пришлось придать веществу этой струи некий импульс. И в придании этого импульса "поучаствовала" масса, отброшенная ранее. Если-бы необходимое рабочее тело телепортировалось на борт ракеты с передачей импульса в другую вселенную - тогда да - условия были-бы равны
 
У химической РС доля полезной нагрузки весьма мала. У РС с высокой скоростью истечения, наоборот - вместо рабочего тела мы везём ПН. Таким образом, "практическая" эффективность (на 1кг ПН) будет всё-же расти более, чем в прямой пропорции от скорости истечения, нежели расчитанная на 1кг системы в целом (т.е. для химического РД, практически, на 1кг массы рабочего тела). Или не так?
Так.
ЛевМих. Вот Вы мне научно-популярным языком объясните.
Имеем некую точку в вакууме, из которой истекает реактивная струя.
По прошествии времени точка, относительно точки старта, наберёт какую-то скорость, но ведь струя-то истекает не из места старта, а из точки и следовательно в любой момент времени условия разгона равны начальным.
mErLin уже очень хорошо ответил:D.
Поскольку "каждую следующую единицу времени импульс прикладывается к телу, уже имеющему некую скорость"
именно по этой причине я очень долго не мог понять почему энергия является интегралом массы по скорости, а не пропорциональна ей. Да и сейчас приходится прилагать неимоверные умственные усилия, что представить себе это "геометрически"
icon_wink.gif
Вот Вы мне научно-популярным языком объясните.
... Учитывая, что для создания реактивной тяги масса расходуется и следовательно масса разгоняемого объекта уменьшается, а так же отталкиваясь от первого постулата о системе отсчёта, получаем, что наша точка должна не только постоянно увеличивать скорость относительно места старта, но и, при неизменном моменте от движителя, ещё и увеличивать ускорение.
Рост этих параметров должен быть ограничен лишь наличием массы для создания реактивного момента.
Где я ошибаюсь?
Все слова более-менее правильные (если не цепляться к мелочам). Но очень похожие слова - и в знаменитой "апории Зенона" про то, как Ахиллес никогда не догонит черепаху:D. И только через 22 века (!) гениальный Ньютон, отталкиваясь от этих слов, придумал "теорию флюксий" (бесконечно малых) и, более широко, основы дифференциального и интегрального исчислений:D. С тех пор стал возможен количественный ответ на вопрос о движении ракеты. Для такого ответа надо или аналитически решить, или приближенно численно проинтегрировать (можно и графически) несложное дифференциальное уравнение движения тела с переменной (расходуемой) массой, прямо вытекающее из общеизвестных физических законов того же Ньютона. И других способов нет. А аналитическое решение и дает пресловутую "формулу Циолковского" для конечной скорости одноступенчатой ракеты: скорость истечения, умноженная на натуральный логарифм отношения начальной и конечной масс ракеты:confused2:.

Рост ускорения ракеты по мере расходования рабочего тела создает иллюзию того, что расход энергии и рабочего тела в начале разгона малоэффективен. Но это расход на разгон остального рабочего тела., т.е., плата за возможность разгона до скорости, соизмеримой или большей, чем скорость истечения. И у одноступенчатой ракеты конечная скорость, значительно большая скорости истечения, вполе достижима, но для этого нужно экспоненциальное увеличение начальной массы ракеты.

Для пущей наглядности остатся проиллюстрировать все эти слова конкретным расчетом - последовательностью простейших действий:D. В качестве примера возьму одноступенчатую РСД Р-12 (которые были на Кубе в 62г). Я ее очень подробно изучал примерно 40 лет назад (включая кучу лабораторных работ по исследованию характеристик приборов ИНС на кафедре и в учебке РВСН и десяток имитаций пусков в учебке):confused2:. По этой ракете, снятой с вооружения лет 25 назад, сейчас общедоступно более чем достаточно информации (весьма подробно - см. http://ruzhany.narod.ru/rvsn/SS_4.html#005), а все, чего не хватает, я и так помню:confused2:.

Исходные данные следующие.
1) Масса пустой ракеты с "легкой" ГЧ (1 Мт) - около 4,5 тн (в предыдущем посте я сначала по памяти ошибочно написал 6 тн, считая, что 4,5 тн - это без ГЧ, а ГЧ - еще 1,5 тн
icon_confused.gif
).
2) Масса с ГЧ и полной заправкой - около 42 тн.
3) Масса полной заправки топливом 37 тн: 29 тн окислителя, 7,3 тн основного горючего и 0,7 тн перекиси водорода для работы турбонасосного агрегата (ТНА) двигателя, расход перекиси (2% от топлива) и тяга "выхлопа" ТНА (0,7% полной тяги) также должны входить в расчет удельного импульса двигателя. Кроме этого, заправляется 80 кг самовоспламеняющегося пускового горючего и много сжатого азота для наддува баков, но это не входит в расчет удельного импульса.
4) Рабочая тяга двигателя 64 тс (627 кН) у Земли и 72 тс (706 кН) в пустоте (тяга у Земли уменьшается на величину силы атмосферного противодавления на срезе сопел).
5) Удельный импульс 230 сек у Земли и 264 сек в пустоте, откуда (*G = 9,81 м/с2) эффективная скорость истечения 2,26 км/сек у Земли и скорость истечения 2,59 км/сек в пустоте. Кстати, у современных ЖРД для космических РН эти параметры выше ориентировочно в 1,5 раза:D.

ИМХО, наиболее наглядна следующая последовательность действий.
1) Секундный расход топлива 627 кН : 2,26 км/сек = 64 тс : 230 сек = 278 кг/сек у Земли и 72 тс : 264 сек = 273 кг/сек - в среднем 275 кг/сек.
2) Время работы двигателя 37 тн : 275 кг = 135 сек (совпадает с моими воспоминаниями).
3) Ускорение в начале полета, которое было бы бы в отсутствие силы тяжести и сопротивления воздуха, 627 кН : 42 тн = 14,9 м/с2 = 1,52 G. Скорость, которая была бы набрана при таком ускорении за 135 сек, равна 2,01 км/сек
icon_cry.gif
.
4) Ускорение в конце разгона, которое было бы бы в отсутствие силы тяжести и сопротивления воздуха, 706 кН : 4,5 тн = 157 м/с2 = 16,0 G. Скорость, которая была бы набрана при таком ускорении за 135 сек, равна 21,2 км/сек:D.
5) Отношение начальной и конечной масс 42 тн : 4,5 тн = 9,33, и натуральный логарифм этого отношения равен 2,23. Для среднеарифметической скорости истечения 2,43 км/сек по "формуле Циолковского" получаем конечную скорость ракеты 5,42 км/сек без учета потерь от силы тяжести и сопротивления воздуха.

Полученная скорость 5,42 км/сек соизмерима со средней геометрической между значениями в п.3 и п.4 (6,53 км/сек). И я твердо помню, что максимальное время зарядки интеграторов продольного ускорения в автомате управления дальностью (АУД) для Р-12 было 530 сек, что соответствует т.н. "кажущейся скорости" (регистрируемой акселерометрами АУД - также без учета влияния силы тяжести, но с учетом всех остальных сил) 5,20 км/сек. Различие в 220 м/с (4%) в основном объясняется сопротивлением воздуха и, возможно, некорректностью усреднения скорости истечения и округлением некоторых исходных параметров (прежде всего, конечной массы):D.

Теперь мои возможности объяснения "научно-популярным языком" исчерпаны:confused2:.
 
Последнее редактирование:
И у одноступенчатой ракеты конечная скорость, значительно большая скорости истечения, вполе достижима, но для этого нужно экспоненциальное увеличение начальной массы ракеты.
Таким образом, имея ракету с начальной бесконечной массой, мы легко сможем достигнуть бесконечной скорости.... если нам удастся стронуть её с места. :D
А чем в этом плане отличаются многоступенчатые ракеты? Ведь по идее условия-то те же?
 
Таким образом, имея ракету с начальной бесконечной массой, мы легко сможем достигнуть бесконечной скорости.... если нам удастся стронуть её с места. :D
Крайне неудачно сформулировано. Бесконечность бесконечности рознь: важно, насколько быстро растет неограниченно растущая величина по отношению к темпу роста исходного параметра (здесь - рост скорости по отношению к росту начальной массы). А в данном случае рост скорости - всего лишь логарифмический, т.е., предельно медленный. логарифм достигает 3,0 только при отношении масс около 20, что вряд ли практически достижимо. Отношение масс, известное мне у одноступенчатых ракет или отдельных ступеней многоступенчатых ракет, недотягивает до 20 даже без полезной нагрузки (ПН) - обычно порядка 15 без ПН.
А чем в этом плане отличаются многоступенчатые ракеты? Ведь по идее условия-то те же?
"Ну, барин, ты и задачи ставишь! Тут нужен ... хомо сапиенс!" (С).:) Однако попробую:confused2:.

Если ракета сделана многоступенчатой ради увеличения конечной скорости и/или снижения начальной массы ("если" - ибо бывают и другие причины), то, ИМХО, наиболее наглядное объяснение пользы многоступенчатости следующее. По мере выработки топлива, становятся избыточными объем баков и тяга двигателя - но одноступенчатой ракете приходится тащить соответствующий избыток массы до конца разгона, когда лишняя масса особенно вредна. Идея многоступенчатой ракеты - расчленить ракету на несколько последовательно работающих ступеней, чтобы не тащить дальше, а сразу отбрасывать ставшие лишними "отработавшие" части конструкции - как сбрасываемые баки в авиации.

Эта идея особенно ясно видна в ракетах с т.н. "пакетной" схемой (в отличие от "тандемной"), в которой первая ступень представляет собой несколько боковых блоков, которые навешиваются на вторую ступень. В таких ракетах и первая, и вторая ступени включаются на Земле, но вторая ступень работает значительно дольше первой. В этой схеме основой конструкции ракеты является вторая ступень, а первая ступень фактически является сбрасываемым стартовым ускорителем и даже иногда называется особо: стартовая (бустерная) ступень или даже просто стартовый ускоритель (бустер). Более того, формально двухступенчатые ракеты, сделанные по этой схеме, иногда неофициально называют "полутораступенчатыми". По этой схеме сделаны старинные МБР "Атлас" (США) и Р-7 (СССР), многие актуальные космические ракеты ("Союз", "Дельта-2", "Дельта-4 Хеви", "Ариан-5" и др.) и многие разрабатываемые (тяжелые варианты "Ангары" и др.).

Конечная скорость многоступенчатой ракеты также определяется "формулой Циолковского", но эту формулу надо последовательно применить к работе каждой ступени и сложить соответствующие приращения скорости. Отсюда понятна формальная (математическая) причина выигрыша в скорости: при переходе от одноступенчатой к многоступенчатой ракете с той же начальной массой: значительно уменьшается отношение начальной и конечной масс для каждой ступени, но это "смягчается" логарифмированием и в итоге "перевешивает" умножение скорости на количество ступеней:D.

По элементарной теории (без учета силы тяжести, сопротивления воздуха и ряда технических нюансов) оптимально такое разбиение ракеты на ступени, при котором отношение начальной и конечной масс при работе каждой ступени порядка числа е. Но этот оптимум - не острый, и на практике при разбиении на ступени обычно руководствуются разными функциональными, конструктивными и экономическими соображениями. Так, при выборе разбиения на ступени ракеты-носителя (РН) для вывода ПН на низкую орбиту, основные функциональные соображения следующие.

1) При старте необходимо иметь тягу, значительно превышающую вес ракеты, и двигатель первой ступени должен работать в плотных слоях атмосферы (малая степень расширения газов в сопле).
2) Основной разгон выгодно производить на наклонной траектории (обычно наклон порядка 15 град), за пределами тропосферы. В этом случае двигатель должен быть оптимизирован для работы при низком атмосферном давлении (большая степень расширения газов в сопле), а тяга может быть умеренной, поскольку тормозящее действие силы тяжести ослаблено в несколько раз наклоном траектории.
3) При переходе с наклонной траектории на околоземную орбиту и доразгоне на орбите тяга может быть даже меньше "наземного" веса, и двигатель работает только в вакууме. Но зато нужна тонкая регулировка тяги и, во многих случаях, возможность многократного включения двигателя, в т.ч., в невесомости.

В результате очень распространенной (но не единственной) является следующая идеология (в частности, по этой идеологии построены многие отечественные РН: "Восток", "Восход", "Союз" и "Протон" большинства модификаций, а также "тяжелые" варианты "Ангары"). Ракета формально трехступенчатая, с сугубо специализированными ступенями и весьма неравномерным распределением отношения масс по ступеням.

1) Мощная первая ступень (стартовый ускоритель) имеет массу порядка 50...70% начальной массы ракеты и дает порядка трети всей скорости; иногда в качестве первой ступени применяют твердотопливные ускорители.
2) Вторая ступень обеспечивает основной разгон (часто более половины всей скорости) и, соответственно, при работе этой ступени - наибольшее отношение начальной и конечной масс ракеты. Двигатель второй ступени имеет умеренную тягу, и его часто унифицируют с двигателями первой ступени (на второй ступени - во много раз меньше камер сгорания и намного большее расширение газов в сопле, а все остальное аналогично).
3) Третья ступень (часто называемая разгонным блоком) - относительно небольшая (масса обычно не превышает массу ПН), с маломощным "высотным" двигателем, иногда допускающим многократное включение, и эта ступень дает лишь порядка 10...20% конечной скорости, но определяет точность выведения и дает возможность маневрировать.

ИМХО, наконец тема исчерпана:D.
 
Последнее редактирование:
ИМХО, наконец тема исчерпана
Минуууточку! :)
Тема многоступенчатости более-менее ясна, хотя ещё пару раз перечитаю когда основное утрясётся в голове. :)
Теперь, уж коли у Вас есть необходимые знания, умение популяризатора и желание общаться :)) ), разъясните пожалуйста понятие "стартового окна".
Насколько я понимаю возможности для маневрирования в космосе у нас пока крайне ограничены и основной запуск идёт по баллистической траектории, но ведь МКС делает несколько оборотов в сутки. Почему же тогда нельзя запустить ракету хоть каждый день?
 
возможности для маневрирования в космосе у нас пока крайне ограничены и основной запуск идёт по баллистической траектории

КА в межпланетных перелетах разгоняют гравитационными полями других планет и нужно, чтобы планета-цель в конце движения КА смогла бы захватить его своим полем, то есть оказалась бы в нужное время в нужном месте


но ведь МКС делает несколько оборотов в сутки. Почему же тогда нельзя запустить ракету хоть каждый день?

Можно. Каждый день. Но не когда вздумается, а когда есть попадание в плоскость орбиты объекта-цели. Оптимальность же времени старта определяется попаданием не только в плоскость орбиты, но и в определенную точку на орбите, из которой на орбитальный переход к объекту-цели потребуется минимум топлива. Вот такая возможность уже открывается не каждый день. Просто в неоптимальные для старта времена запусков затраты топлива на орбитальные переходы будут бОльшими и могут превысить располагаемые запасы. А нужно еще и станцию поднять и с орбиты спуститься.
 
Реклама
на практике при разбиении на ступени обычно руководствуются разными функциональными, конструктивными и экономическими соображениями. Так, при выборе разбиения на ступени ракеты-носителя (РН) для вывода ПН на низкую орбиту, основные функциональные соображения следующие.

Основной критерий при определении количества ступеней - весовое совершенство ракеты, то есть соотношение конечной и начальной масс ракеты. То есть, чем больше это соотношение - тем на больше количество ступеней нужно делить ракету. В качестве примера - МБР. Жидкостные ракеты имеют лучшее соотношение "стартовая масса - остаточная масса (конструкция плюс неиспользованное топливо)" чем твердотопливные и поэтому жидкостные МБР делят на две ступени, а твердотопливные - на три. Это, действительно, формула Циолковского. Другой вывод из нее. Деление на ступени необходимо, чтобы при одной и той же стартовой массе получить бОльшую характеристическую скорость. Например, МБР, когда стреляет на дальность - придает головной части одну скорость, а когда же эта же МБР выводит на орбиту полезный груз - то нужна уже бОльшая ХС. Поэтому на МБР для космических запусков добавляются еще ступени. На двухступенчатую 8к67 добавили еще одну ступень - получили РН "Циклон-3", на 15А18М ("Сатана", "Воевода") в качестве 3-й ступени приспособили ее же штатную ступень разведения - получили РН "Днепр". А на "Тополь" - добавили уже две "верхние" ступени - для того, чтобы назвать это сооружение пятиступенчатая РН "Старт".
Конечно, не все сводиться напрямую к формуле Циолковского. Например, МБР напрямую не выведет ПГ на орбиту из-за особенностей конструкции (большая тяговооруженность, маленькая длительность активного участка траектории). Посему ей необходим еще "пунктирный участок" - когда ракета летит пассивно, а двигатели включаются в апогее траектории. Такая схема не реализуется штатными ступенями и поэтому вводится, специальная "космическая" ступень. На Циклоне-3 она имеет два включения - одно сразу же за второй ступенью, а второе - в апогее.
 
Последнее редактирование:
Роскосмос и Российская академия наук в рамках работы созданной совместной рабочей группы по изучению космоса могут рассмотреть вопрос о пилотируемом полете на Луну в интересах науки, сообщает РИА Новости со ссылкой на главу Роскосмоса Владимира Поповкина.
"Если будет необходимость по линии Академии наук присутствия человека (на Луне), тогда там должен присутствовать человек", — сказал Поповкин на открытии ежегодных Королевских чтений.
Ранее Поповкин заявлял, что человек должен побывать на Луне, но не так, как в 1969 году — "просто оставить след", люди на Луне должны выполнять научные задачи.
 
Кстати, если кому интересно, тут (да простят меня модераторы за рекламу другого форума) обсуждают системы замкнутого жизнеобеспечения - то есть, создание замкнутой микроэкосистемы на борту КК, снабжающей участников полета кислородом и пищей. Один из участников обсуждения, под ником sss, микробиолог, принимающий участие в проекте.
Делают, кстати, у китайцев по советским наработкам.
 
Вот прочитал сегодня...
http://lenta.ru/articles/2013/01/29/laspace/

Молодец! Переждал волну, выдохнул: "не сняли с должности!". Теперь и слёзное интервью можно дать!

Оказывается, что виноваты карасики в бассейне, которым не хочется напрягаться, то есть смежники.
А само КБ Лавочкина белое и пушистое!
И почему-то не воспользовались штатным "тягачём" -- разгонным блоком.
Кто ж им мешал поставить свой Фобос-Грунт на разгонный блок и пульнуть это всё с помощью "Протона"?
15 тонн горючего в запасе довезли бы кого угодно куда угодно!
Денег конечно же ни копейки не украли! Причём не понятно в какой момент в программе появилось 5 млрд. рублей? Это сумма финансирования за все 20 лет разработки или за последние 2 года, когда строился аппарат?

Концовочка от журналиста порадовала... хороший материал для ветки "умом Россию не понять".
 
Последнее редактирование:
Основной критерий при определении количества ступеней - весовое совершенство ракеты, то есть соотношение конечной и начальной масс ракеты.
Это очень однобокий взгляд на проблему. Этот критерий является основным только для двух классов ракет.
1) Боевые баллистические ракеты (любые МБР и твердотопливные РСД), у которых всегда есть очень жесткие ограничения на габариты и массу, обусловленные стоимостью стационарных ракетных шахт и жесткими массо-габаритными ограничениями транспортных средств в разных мобильных ракетных комплексах ("лодочных", грунтовых и железнодорожных).
2) Уникальные сверхтяжелые РН ("лунные" Сатурн-5 и Н-1 и, с большими оговорками, "Энергия") - прежде всего, чтобы ограничить стоимость циклопических стартовых сооружений, установщиков, монтажно-испытательных корпусов и т.п.

И даже в этих делах количество ступеней всегда не только меньше теоретически оптимального (после которого становится существенной масса стыковочных узлов между ступенями), но и, как правило, на 1 меньше, чем практически оптимальное (после которого улучшение соотношения масс становится незначительным), ибо каждая лишняя ступень - это большой геморрой. Так, добавление 3й ступени в проекте РН "Энергия" несомненно позволило бы уменьшить стартовую массу РН на несколько сотен тн - и ну и что? :D

Так что при разработке РН для КА основные критерии выбора количества ступеней и их классов (жидкостные или твердотопливные) - технико-экономические:
- применение одинаковых или хотя бы унифицированных ступеней у РН разных весовых категорий в пределах семейства (см., например, семейства "Титан-3", "Титан-4", "Дельта-2" и, особенно, модульное семейство "Дельта-4" в США и модульный проект "Ангара" в РФ),
- унификация стартовых комплексов в пределах семейства,
- утилизация и/или продление выпуска хорошо отработанных боевых ракет, взятых за основу семейства (см. ниже).

А основные критерии конкретной разработки оригинальных (не заимствованных) ступеней и блоков - функциональные (о которых я уже писал), конструктивные, опять же экономические, и ряд других. В частности, есть габаритные ограничения на транспортирование частей РН по ЖД, ограничения из-за размещения районов падения ступеней и т.д. А вот стартовая масса РН лишь должна оставаться в разумных пределах.

Другое дело, что до 80х в США и по сей день в СССР и в РФ практически все РН, кроме уникальных сверхтяжелых, разрабатывались на основе боевых ракет (и МБР, и РСД)! НЯЗ, единственное исключение - это модификации РН "Дельта" в середине 60х в США: в это время эти РН уже полностью оторвались от первоначальной основы (РСД "Тор") и еще не были вытеснены семействами "Атлас" и "Титан", до конца 80х основанными на МБР начала 60х "Атлас" поздних серий (D...F) и "Титан-2". И только с 80х, когда арсеналы МБР в США и СССР уже были переполнены, пошли в жизнь семейства РН "Ариан" в Европе и "Дельта-2" в США, не имеющие боевых прототипов.

Вообще, существуют разные пути формирования семейства РН.
1) Старый американский путь - "пакетное" навешивание разных твердотопливных ускорителей (от 2 до 6?) на базовую тандемную двухступенчатую тяжелую МБР "Титан-2" (семейства "Титан-3", "Титан-4"), а позже - на специальную двухступенчатую жидкостную ракету (семейство "Дельта-2") и, иногда, добавление разгонного блока. Интересно, что пакет ускорителей в таких РН в США не считают ступенью!

2) Старый советский путь - установка разных верхних ступеней на разные базовые МБР или РСД:
- "среднее" семейство Р-7 - на основе "пакетной" тяжелой двухступенчатой МБР Р-7 (основные "подсемейства" - "Восток", "Восход", "Молния", "Союз", "Союз-2"),
- тяжелые "Протон-К" и "Протон-М" разных модификаций - на основе тандемной тяжелой двухступенчатой РН "Протон", которая на самом деле изначально создавалась как сверхтяжелая МБР УР-500 (ГЧ с зарядом до 150 Мтн:confused2: - именно она и была та самая пресловутая "кузькина мать":confused2:,
- легкие "Космос-1" и "Космос-3" разных модификаций - на основе одноступенчатых РСД Р-12 и Р-14, соответственно.

Этот путь сейчас продолжается в РФ и в Украине, но теперь верхние ступени добавляются ко всем оставшимся МБР подряд - вплоть до добавления еще двух ступеней к трехступенчатой твердотопливной МБР "Тополь":D! А "зоопарк" МБР в РВСН СССР был, по крайней мере, вдвое разнообразнее, чем в США - даже не считая модификаций типа УР-100 и УР-100М и/или УР-100К и т.п.:confused2:

3) Современный путь - разработка модульного семейства, в котором, в частности, первая ступень тяжелой модели представляет собой пакет из нескольких (от 2 до 6?) первых ступеней легких моделей того же семейства. Примеры этого пути - семейство "Дельта-4" в США и проект "Ангара" в РФ.

В результате в очень многих конкретных вариантах РН отношение масс различных ступеней значительно отличается от теоретически оптимального, обеспечивающего минимальную стартовую массу при данных количестве ступеней и видах топлива (часто различных на разных ступенях).
 
Последнее редактирование:
... разъясните пожалуйста понятие "стартового окна".
imkas уже ответил, но весьма частично и с рядом неточностей. Кроме того, к вопросу о "стартовом окне" примыкают еще 2 вопроса, по которым также широко распространены недопонимание и даже принципиальные заблуждения - это вопросы о преимуществах размещения космодромов ближе к экватору и о т.н. гравитационном маневре (это официальный термин, а в СМИ часто употребляют нелепые выражения - например, "гравитационная праща"). И по всем этим трем вопросам я вообще ни разу не видел и не слышал правильного объяснения сути дела непрофессионалом:D!

Раздумывая, стОит ли продолжать заниматься популяризацией основ космонавтики на этом форуме, я немного погуглил и с изумлением обнаружил, что по всем этим трем вопросам, весьма важным для понимания реальных проблем космонавтики, с ходу не видно корректного популярного разъяснения. Например, в Википедии я нашел только следующее:D.

1) Статья "Стартовое" окно - всего один абзац, довольно формальный и притом содержащий неточности.
2) В статье "Космодром", разумеется, отмечается, что экваториальные космодромы выгодны, но даются совершенно неправильное объяснение этого факта и нелепая оценка выигрыша:
Наиболее выгодное положение космодрома — на экваторе, чтобы стартующий носитель мог наиболее полно использовать энергию вращения Земли. Ракета-носитель при запуске с экватора может сэкономить около 10 % топлива по сравнению с ракетой, стартующей с космодрома, находящегося в средних широтах. Соответственно, тот же носитель может вывести на орбиту несколько большую полезную нагрузку.
3) Статья "Гравитационный маневр" содержит много фактов - и в принципе правильное, но недостаточно внятное, объяснение сути дела.

Так что попробую подробно ответить на все эти 3 вопроса по-своему:confused2:. Но сначала общее замечание о стартовом окне.

В принципе можно стартовать когда угодно и куда угодно - проблема в энергетике. Затраты энергии при полете по энергетически оптимальной траектории и по идиотской траектории могут отличаться в десятки раз (пример идиотской траектории - полет на другую планету "по кратчайшему пути", т.е., по радиусу солнечной системы в "звездной" системе координат). А резервы энергии часто измеряются лишь процентами - ибо разработчики КА стремятся максимально использовать возможности РН.

А вот конкретные причины, определяющие "стартовое окно" для полета к орбитальной станции и для полета к другой планете существенно различаются. Поэтому для удобства восприятия материала разобью его на 2 части.

Часть 1. Стартовое окно для полета к орбитальному КА и преимущество экваториальных космодромов

Можно. Каждый день. Но не когда вздумается, а когда есть попадание в плоскость орбиты объекта-цели. Оптимальность же времени старта определяется попаданием не только в плоскость орбиты, но и в определенную точку на орбите, из которой на орбитальный переход к объекту-цели потребуется минимум топлива. Вот такая возможность уже открывается не каждый день. Просто в неоптимальные для старта времена запусков затраты топлива на орбитальные переходы будут бОльшими и могут превысить располагаемые запасы. А нужно еще и станцию поднять и с орбиты спуститься.
В первом приближении правильно, но есть неточности и "непонятки". ИМХО, стоит "разжевать" подробнее.

1. Орбитальный КА на низкой круговой орбите (с высотой сотни, а не тысячи, км - например, МКС на высоте около 400 км) делает 1 оборот примерно за 1,5 часа, т.е., около 16 оборотов в сутки. Плоскость орбиты неподвижна относительно звезд, и каждый последующий оборот эта орбита проходит над Землей примерно на 22,5 град западнее - на широте Байконура (46 град) это примерно 1800 км. И каждые сутки МКС проходит "вблизи" Байконура - где-то в пределах +/-900 км по долготе. А поскольку период обращения МКС не точно кратен суткам, конкретное расстояние по долготе пульсирует в указанных пределах с периодом в несколько суток.

Теоретически наилучший момент запуска - это момент за несколько минут (порядка 5) до того, как МКС пролетит точно над космодромом. Тогда КА, запускаемый на орбиту МКС, как раз выйдет на эту орбиту близко к точке, где в этот же момент окажется МКС. И остается лишь небольшими уточняющими маневрами уравнять скорости и координаты и совершить стыковку. Но "стартовое окно", обеспечивающее начальное несовпадение координат КА и МКС, хотя бы на порядок меньшее, чем указанные 900 км, длится лишь порядка 20 сек и повторяется только через 1-2 недели.

Поскольку плоскость любой стационарной околоземной орбиты проходит через центр Земли, то попасть на орбиту, не проходящую над космодромом, можно только по траектории, часть которой не лежит в плоскости орбиты цели (МКС и т.п.). ИМХО, наиболее наглядный способ - вывести КА на "стартовую" орбиту, отличающуюся от орбиты МКС только наклоном к экватору, выбрать момент старта так, чтобы КА синхронно с МКС проходил бы точку пересечения их орбит и перевести КА на орбиту МКС поворотом плоскости орбиты КА. Для поворота плоскости орбиты КА нужно только повернуть его вектор скорости, для чего нужен поперечный импульс силы тяги, пропорциональный углу поворота. Но для создания этого импульса нужен расход энергии - хотя величина скорости и энергия КА при таком маневре не изменяются.

При наличии необходимого резерва энергии для маневров (ИМХО, порядка 10% от энергии, нужной для выхода на первичную орбиту) мы получаем возможность стартовать к МКС ежесуточно. А продолжительность стартового окна будет периодически меняться от нескольких секунд до нескольких минут (?), в зависимости от того, какой угол поворота орбиты нужен в эти конкретные сутки и какой есть резерв энергии. При этом часть резерва энергии, которая не потребовалась для маневров наклоном орбиты, может быть использована для маневров вдоль орбиты: например, чтобы догнать орбитальную цель, надо временно перейти на более низкую орбиту - на ней орбитальная скорость больше.

Возможны и другие варианты маневров для вывода КА на орбиту, обеспечивающую возможность стыковки с МКС, и я не знаю, как именно это сейчас делают (вероятно, более сложными маневрами, поскольку диапазон углов наклона "стартовой" орбиты жестко ограничен положением районов, выделенных для падения "нижних" ступеней РН). Но любые разумные варианты маневров на низких орбитах должны быть энергетически равноценны, а числа (резервы энергии и ширина стартового окна) - указанного порядка величины.

2. Очень важно понять, что значительный поворот плоскости орбиты (на многие десятки град) требует дополнительного расхода энергии, соизмеримого с энергией для первоначального вывода на орбиту. Именно это - а вовсе не использование линейной скорости вращения Земли на экваторе (465 м/сек), как обычно объясняют (в т.ч., в Википедии), создает громадное преимущество экваториальным космодромам: только с них в принципе возможен прямой запуск КА (без поворота плоскости орбиты) на орбиту с любой ориентацией, включая экваториальную. А вот космодром, расположенный на значительной широте, позволяет непосредственно (без поворота) запускать КА только на орбиты с наклоном к экватору, не меньшим географической широты этого космодрома - иначе необходим поворот плоскости орбиты.

Так, для поворота плоскости орбиты на 60 град (а широта Плесецка даже 63 град!) нужен поперечный импульс, равный импульсу орбитального движения в точке поворота. Соответственно, РН (или разгонный блок) должна обеспечивать прибавку характеристической скорости, равную орбитальной скорости в точке поворота. Для низкой околоземной орбиты (НОО) это 7,8 км/сек, что делает "неподъемным" вывод КА на экваториальную НОО с космодромов, лежащих за пределами тропиков.

К счастью, экваториальные НОО практически не нужны, а востребованы как раз НОО с наклоном порядка 60 град (в частности, особо устойчивые НОО с наклоном 63,5 град) и даже полярные орбиты, а на них можно выводить КА с любого космодрома. А вот важнейший пример экваториальной орбиты - геостационарная орбита (ГСО): "суточная" круговая экваториальная орбита с высотой 36 тыс. км. ГСО играет важнейшую роль в практической космонавтике, ибо геостационарных спутников - тьма (сейчас - более 180), их надо периодически заменять (срок службы - порядка 10 лет), и они тяжелые (типично - порядка 5 тн).

С ростом высоты апогея орбиты, орбитальная скорость в апогее уменьшается, и пропорционально уменьшается прибавка характеристической скорости, нужная для поворота плоскости орбиты поперечным импульсом в апогее. Так, скорость на "суточной" круговой орбите (высота 36 тыс. км) равна 3,1 км/сек, и для поворота такой орбиты на 60 град на первый взгляд нужно добавить эти 3,1 км/сек к характеристической скорости, нужной для вывода на наклонную суточную круговую орбиту. Это 10,5 км/сек для вывода на промежуточную эллиптическую орбиту с апогеем 36 тыс. км и скоростью в апогее 1,6 км/сек, и доразгон в апогее еще на 1,5 км/сек, - итого 12 км/сек без поворота и более 15 км/сек с поворотом, и все это без учета потерь на сопротивление воздуха (несколько сотен м/с) и на торможение проекцией силы тяжести на траекторию разгона (порядка 1 км/с).

На самом деле для поворота плоскости высоких орбит поворачивают не высокую круговую орбиту, а помежуточную эллиптическую, на которой скорость в апогее значительно меньше. В частности, для такого поворота суточной круговой орбиты на те же 60 град нужна прибавка характеристической скорости не 3,1 км/с, а лишь 1,6 км/с. Тем не менее, даже такая прибавка скорости приводит к тому, что одна и та же РН может вывести на ГСО с экваториального космодрома (а их немало!) почти вдвое больший груз, чем из Байконура (широта 46 град) и примерно в 2,5 раза больший груз, чем из Плесецка (широта 63 град).

Почти вся эта громадная разница в выводимом грузе обусловлена расходом энергии на поворот плоскости орбиты, и лишь очень малая часть (порядка 10%) - эффектом от вращения Земли. Но все журналюги, пишущие и говорящие о космических делах, а за ними и любопытствующие, искренне считают, что все дело в использовании скорости вращения Земли
icon_mrgreen.gif
.

ЗЫ. Существенно переделан п.2 - там раньше были численные оценки, неверные для высоких орбит (в т.ч., для ГСО), но для исправления этих оценок пришлось "перетасовать" и основной текст.
 
Последнее редактирование:
... разъясните пожалуйста понятие "стартового окна".
imkas уже ответил, но весьма частично и с рядом неточностей. Кроме того, к вопросу о "стартовом окне" примыкают еще 2 вопроса, по которым также широко распространены принципиальные заблуждения - это вопросы о преимуществах размещения космодромов ближе к экватору и о т.н. гравитационном маневре ...
...
В принципе можно стартовать когда угодно и куда угодно - проблема в энергетике. ...
... конкретные причины, определяющие "стартовое окно" для полета к орбитальной станции и для полета к другой планете существенно различаются. Поэтому для удобства восприятия материала разобью его на 2 части.
Часть 2. Стартовое окно при межпланетном перелете и гравитационные маневры

imkas в общем правильно написал:
... нужно, чтобы планета-цель в конце движения КА ... оказалась бы в нужное время в нужном месте.
Только дело не только и не столько в том, что
КА в межпланетных перелетах разгоняют гравитационными полями других планет...
imkas имел ввиду т.н. "гравитационный маневр" (подробнее см. ниже), Однако стартовое окно для межпланетных перелетов существует и без этого маневра (который стал всерьез применяться только с середины 70х - в связи с началом полетов к дальним планетам), а гравитационный маневр дает значительный выигрыш в энергетике перелета за счет радикального усложнения баллистики перелета в целом и радикального усложнения выбора "стартового окна" в частности.

Энергетически оптимальная баллистическая траектория межпланетного перелета, совершаемого без гравитационного маневра, - это эллипс, касательный к орбитам обеих планет (т.н. гомановская траектория, или гомановский эллипс, - по имени автора этой идеи). В этом случае КА достигает цели в точке, диаметрально противоположной точке старта относительно Солнца. Возможность перелета по такой траектории повторяется с определенной периодичностью - примерно (но не с точно) с такой же, как противостояния. Для Марса - примерно раз в 2 года, для Меркурия - несколько раз в год (уточнять лениво), а для остальных планет эти периоды порядка 1 года.

Продолжительность полета по оптимальной траектории (в один конец!) к Марсу - 8...9 месяцев (варьируется из-за значительной эллиптичности орбиты Марса), к Венере - 5 месяцев, к дальним планетам - многие годы. Полная "ширина" стартового окна для такого перелета, очевидно, во много-много раз меньше периода повторения этого окна, пропорциональна имеющемуся запасу по энергетике РН и обычно, ИМХО, порядка недели. А в пределах каждых суток - лишь "окошко" в несколько минут, ограниченное тем, что при вращении Земли поворачивается плоскость промежуточной околоземной орбиты, с которой еще надо перейти на межпланетную траекторию, всегда проходящую близко к плоскости эклиптики.

На практике часто используют траектории, умеренно неоптимальные энергетически: эллипсы, пересекающие орбиты Земли и/или цели под не слишком большим углом. При небольшой величине этого угла, НЯЗ, продолжительность перелета сокращается с ростом угла быстрее, чем растут затраты энергии, и увеличивается полная "ширина" окна (очевидно, в сторону даты запуска по оптимальной траектории). Так, реальные полеты к Венере обычно продолжались не 5, а 4 месяца.

И перед обсуждением гравитационных маневров - некоторые, ИМХО, полезные общие замечания о межпланетных траекториях.
1) Условная граница "сферы влияния" планеты на другое небесное тело (в т.ч., на КА) находится на таком расстоянии от этой планеты, на котором ее притяжение становится сильнее, чем притяжение Солнца. У Земли, Марса и Венеры это происходит на расстоянии в сотни тысяч км, а у планет-гигантов - на расстоянии порядка 10 млн. км.

2) Все планеты вращаются вокруг Солнца по орбитам, близким к круговым, близким к плоскости эклиптики и в одну и ту же сторону. Поэтому скорость КА, подлетающего к планете по траектории, более-менее близкой к энергетически оптимальной, на границе "сферы влияния" внутренней планеты умеренно превышает орбитальную скорость этой планеты (КА "обгоняет" планету), а на границе "сферы влияния" внешней планеты - умеренно меньше ее орбитальной скорости (КА "отстает" от планеты).

3) Важно понимать, что относительные скорости планет и их спутников (естественных и искусственных), а также планет и большинства КА, подлетающих к ним или пролетающих мимо них (за исключением КА с сильно вытянутыми орбитами), во много раз меньше, чем орбитальные скорости этих планет (30 км/сек у Земли, 13 км/сек у Юпитера и т.п.). Поэтому траектории планеты, ее спутников и КА совершенно по-разному выглядят в системе отсчета, свзанной с планетой, и в "солнечной" системе отсчета

Например, мы привыкли к тому, что Луна вращается вокруг Земли по почти круговой орбите. Но в Солнечной системе Луна движется вокруг Солнца синхронно с Землей, по орбите, почти совпадающей с орбитой Земли и лишь чуть "виляющей" по радиусу (с амплитудой менее 0,25%). Т.е., в солнечной системе отсчета спутник планеты выглядит как спутник Солнца, орбитальное движение которого вокруг Солнца жестко синхронизовано с движением планеты. Аналог этого в теории колебаний и в соответствующих областях техники - взаимная фазовая синхронизация двух связанных осцилляторов или автогенераторов.

Теперь про суть гравитационного маневра. В результате пролета КА через "сферу влияния" планеты, под действием ее притяжения происходит поворот вектора скорости КА. В системе отсчета этой планеты величина скорости КА после удаления от планеты, очевидно, такая же, как до сближения. Однако векторы скорости КА до и после пролета направлены под разным углом к вектору орбитальной скорости планеты, и потому величина скорости КА в солнечной системе отсчета изменяется после пролета.

А именно, планета своим орбитальным движением ускоряет КА, если вектор скорости КА после пролета поворачивается в направлении вектора орбитальной скорости планеты, и тормозит КА, если вектор скорости КА поворачивается в противоположном направлении. Отсюда следует, что для разгона КА он должен пролететь мимо планеты позади нее, и притяжение планеты при максимальном сближении "подгоняет" КА, а для торможения КА он должен пролететь перед планетой, и ее притяжение при максимальном сближении "придерживает" КА.

Важно понимать, что скорость, энергия и работа зависят от системы отсчета. В системе отсчета, связанной с планетой, разгон КА притяжением планеты при их сближении полностью компенсируется торможением КА при его удалении от планеты, т.е., сила притяжения не совершает работы. А в солнечной системе отсчета эта же сила притяжения совершает работу (положительную или отрицательную), подтягивая КА к быстро движущейся планете во время максимального сближения КА с этой планетой.

Величина изменения скорости при конкретном маневре сложным образом зависит от параметров траектории КА, но максимально возможное изменение скорости растет с ростом массы планеты и с ростом ее орбитальной скорости. Формальная причина первой зависимости в том, что с ростом массы растет угол поворота вектора скорости КА, а вторая зависимость обусловлена тем, что именно орбитальное движение планеты преобразует поворот вектора скорости КА в изменение величины его скорости в солнечной системе отсчета.

А вот специфика гравитационного взаимодействия (притяжение, обратно пропорциональное квадрату расстояния) тут совершенно не причем. Точно такой же результат дало бы любое взаимодействие, быстро убывающее с ростом расстояния и равноценное по энергии (т.е., взаимодействие с таким же диапазоном изменения потенциальной энергии тела при его перемещении между поверхностью планеты и границей ее "сферы влияния"). Более того, даже если заменить притяжение отталкиванием, то изменится только то, с какой стороны от планеты должен пролететь КА для разгона или торможения:D!

Поскольку результат гравитационного маневра не зависит от конкретных свойств гравитационного взаимодействия (с оговорками, приведенными в предыдущем абзаце), то абсолютно корректная аналогия гравитационного маневра - косой отскок идеально твердого шарика от идеально упругой и очень тяжелой движущейся теннисной ракетки :D(или же идеально упругого шарика от идеально твердой ракетки). Очевидно, что движение ракетки навстречу шарику увеличивает его скорость при отскоке, а движение ракетки от шарика - уменьшает его скорость при отскоке. А вот "праща", столь любимая разными популяризаторами (включая Википедию), тут и рядом не лежала:D!

В качестве примера, почти столь же наглядного, но более близкого к космонавтике, рассмотрим гипотетический полет к Юпитеру с гравитационным маневром при пролете мимо Марса. Этот пример я придумал по ходу дела, и я не знаю, реализовывался ли именно такой сценарий полета, но он безупречен теоретически и, ИМХО, достаточно понятен:confused2:. Энергетически оптимальный сценарий такого полета следующий.

1) Баллистический полет к Марсу - по эллипсу, касательному к орбите Земли, пересекающему орбиту Марса и имеющему апогелий за орбитой Марса - но задолго до орбиты Юпитера. Поскольку результат гравитационного маневра очень чувствителен к его начальным условиям, перед пролетом мимо Марса потребуются уточнение фактической траектории и ее коррекция

2) КА пересекает орбиту Марса под умеренным углом, пролетая весьма близко к Марсу со стороны, противоположной направлению его орбитального движения. Притяжение Марса поворачивает вектор скорости КА в направлении орбитального движения Марса, и величина скорости КА возрастает ориентировочно на 3 км/сек (теоретический предел для маневра при пролете мимо Марса равен 3,56 км/сек).

3) В результате пролета вблизи Марса, КА оказывается на новой баллистической траектории - в виде эллипса, почти касательного к орбите Марса и касательного к орбите Юпитера. Поскольку параметры этой траектории очень чувствительны к фактическому минимальному расстоянию между КА и Марсом при пролете КА, наверняка потребуются уточнение и коррекция этой новой траектории.

Этот сценарий предполагает вполне определенное взаимное положение Земли, Марса и Юпитера, которое очень редко повторяется с хорошей точностью. А вот каждое стартовое окно для такого перелета, ИМХО, примерно такое же, как для полета на Марс по обычной оптимальной траектории без гравитационного маневра - ежесуточные "окошки" по несколько минут в течение 1-2 недель.

Если же исходить из реальных взаимных положений планет, доступных в течение приемлемого срока, то нужно сознательно ухудшать энергетическую эффективность перелета - отказываться от касательности первого эллипса к орбите Земли, увеличивать скорость удаления КА от Земли и т.д. Или же радикально усложнять баллистику перелета и увеличивать его продолжительность, используя последовательность гравитационных маневров при пролете мимо разных планет. Так, в выдающемся проекте "Кассини" по пути к Сатурну было аж 4 маневра: 2 пролета мимо Венеры, пролет мимо Земли и пролет мимо Юпитера:D.

Как видим, современные средства и методы навигации и управления КА уже позволяют реализовывать даже такие сложные маневры:D. Это делает возможными экзотические дальние межпланетные перелеты при разнообразных (хотя и не любых) реальных взаимных положениях планет. ИМХО, придумывание гравитационных маневров (а также эффективных комбинированных маневров с включением маршевого двигателя КА во время пролета мимо используемой планеты) - разновидность инженерного искусства, а вот конкретные расчеты и оптимизация - несомненная наука. Но для любого конкретного сценария полета существует стартовое окно, и типичное такое окно - это ежесуточные "окошки" по несколько минут в течение 1-2 недель.
 
Интересно было бы узнать характеристические скорости (ну хотя бы примерно!) для маршрутов:
1. с НОО (скажем, МКС-овской) - облёт Луны (мин. сближение 100 км) - возвращение на поверхность Земли.
2. То же с выходом на низкую круговую лунную орбиту.
3. В точки либрации Земля - Луна
 
Реклама
Назад