Этот пост добавлен читателем Naked Science в раздел «Сообщество». Узнайте как это сделать по ссылке.

07.03.2023

Рейтинг: +1017

Посты: 2215

Новая японская ракета H3 не смогла вывести на орбиту спутник

Японская ракета Н3 стартовала 6 марта с космодрома Танэгасима в префектуре Кагосима, однако ее первый испытательный полет был досрочно завершен.

Сообщество

# космос

# спутники

# Япония

©JAXA

Спустя 5 минут 27 секунд после старта ракете была дана команда на отделение первой ступени и зажигание второй, однако зажигание двигателя второй ступени не было подтверждено. Скорость ракеты начала падать и диспетчеры дали ракете команду на уничтожение.

Ракета H3 должна была вывести на орбиту новый спутник для наблюдения за Землей Daichi-3, однако теперь спутник, как и ракета, к сожалению, уничтожен.

©JAXA

Старт в понедельник стал четвертой по счету попыткой запуска ракеты. Изначально запуск планировался на 13 февраля, но был перенесен на 15 февраля из-за выявленных неполадок в системе управления полетом. Провести старт 15 февраля не позволили погодные условия, после чего его сдвинули на 17 февраля. Тогда попытка также не удалась: запуск остановили после того, как из-за сбоя в электронике не сработали твердотопливные ускорители.

©VideoFromSpace

Подписывайтесь на нас в Telegram, Яндекс.Новостях и VK

Дзен

"Скорость ракеты начала падать и диспетчеры дали ракете команду на уничтожение." А на мысе Канаверал уже не разрешают старт новых типов, у которых нет автоматического уничтожения, без диспетчеров. Все типы ракет должны перейти на автоматику к 2025 году, через пару лет. Уничтожение через диспетчеров считается затратным и устаревшим методом. Их Маск разбаловал своей системой автоматического уничтожения на Фалкон-9.

Ответить

—

Николай Цыгикало

07.03.2023

Если хотите взглянуть, вот тут обрисовал "Парди отметил, что Восточный полигон сможет делать больше запусков с внедрением автоматизированных систем прекращения полета. Необходимо летающее на ракетах оборудование, способное автономно определять, отклоняется ли носитель от заранее запланированной траектории сверх допустимых значений. SpaceX использует такую автоматизированную систему безопасности во всех своих запусках. Космические силы заявляют, что и все другие пользователи полигона должны перейти на эту новую технологию к 2025 году" https://naked-science.ru/article/cosmonautics/kosmodrom

Трансформация космодрома, или Как распахнуть ворота в космос

Космическое будущее надвигается растущей волной запусков. Стартовые площадки становятся тесными для грандиозных планов космических игроков. Чтобы не застрять на Земле в узком месте, необходимо расширить проход в космос – именно так перев...

naked-science.ru

Ответить

Виктор Ларионов

07.03.2023

Эх, что-то японцы подкачали, зная их педантизмХ( Смею предположить, что будущее ближнего космоса за ... авиацией. Где-то здесь неплохая статейка была на эту тему. Комбинированный воздушно-водородный двигатель с водородным же теплообменником: компактно и экономично В-) Хотя гремучий газ, особенно сжиженный - та ещё история... Ну, надеюсь, сначала отработают технологию без экипажа=)

Ответить

ещё комментарии

Николай Цыгикало

08.03.2023

Статеек и проектов много, и много больше чем много; бывает, большое бабло приплывает грамотным разводителям инвесторов, и осваивается получателями. Но пусть хоть немного полетают прототипы, на разных высотах, тогда будут и измерения их полёта, и базар по эффективности, на основе чего, каких итогов полётов. Космические аппараты, однако, требуют выведения на их рабочие орбиты. С измерениями их полученного при запуске движения. Оно объективно и наглядно. Тогда и будет ясно, насколько всё было компактно и экономично. А вдруг наоборот. Тоже бывает. До полного провала декларируемых характеристик. Реальность сложная штука. И время от времени она это демонстрирует.

Ответить

—

Виктор Ларионов

08.03.2023

Николай, как более сведущий, не подскажите расчётный максимальный потолок (не баллистический) прямоточного гиперзвукового двигателя? И 2-й вопрос: по Вашим прикидкам какие нужны тяга, импульс, запас газа, чтобы на плазменных двигателях поднять орбиту со 100 до 400км 100т полезной нагрузки суток этак за трое-пять?

Ответить

—

Николай Цыгикало

08.03.2023

Расчётный теоретический предел высоты для ГПВРД мне неизвестен. (Но это не значит, что его нет, просто мне не попадался; может, поискать где). Но можно порассуждать.) Состав атмосферы не меняется до высот свыше сотни километров. Значит, кислорода в килограмме воздуха будет достаточно для горения топлива. Вопрос лишь в обеспечении газодинамического сжатия набегающего потока до рабочих значений - такой плотности, чтобы в нём можно было сжечь топливо. Это может наткнуться на некоторые предельные ситуации. Баллистическая: На некоторой большой высоте для такого сжатия потребуется скорость выше, чем орбитальная для круговой орбиты на этой высоте: аппарат не сможет выполнять горизонтальный полёт, его траектория превратится в орбиту с растущей высотой, утянет вверх.) Тепловая: для достижения рабочей плотности воздуха его придётся сжимать настолько многократно, что получившаяся температура будет слишком высокой для конструкции двигателя. Например, 6-7 тысяч градусов ( или выше) - вдвое больше, чем температура в камерах сгорания ЖРД, со всеми их охлаждающими ухищрениями. Эта же проблема окажется и перед самим ЛА, движущемся в гиперзвуковом потоке с такими значениями - его передние кромки и лобовые части могут испытывать примерно такую же температуру и выше (вплоть до температуры полного торможения потока). А так, из реальных высот, вероятно для полётов на скорости скорости М=12-15, интуитивно видится диапазон 40-50 км, верхняя стратосфера и её верхняя граница (примерно). К тому же на таких скоростях возникнут плюсы, неизвестные сверхзвуковому полёту, например существенное снижение веса аппарата: в горизонтальном полёте при М=10 вес уменьшается на 14%, а при М=15 вес снижается уже на 40%. Соответственно, подъёмная сила нужна будет почти в половину меньше, значит, меньше угол атаки и сопротивление ( то есть потребуется меньшая работа по сжатию набегающего потока). И т. п., на мой взгляд М=15 и 50 км высоты вполне рабочие (теоретически) параметры. Вероятно, можно растянуть их до 60-70 км, и скорости М=20, но мне эти значения видятся с какой-то внутренней опаской. Видимо, связанной с недостаточными представлениями о них.

Ответить

—

Виктор Ларионов

08.03.2023

«Состав атмосферы не меняется до высот свыше сотни километров. Значит, кислорода в килограмме воздуха будет достаточно для горения топлива.» О, это прекрасная новость! В открытых источниках указан теоретический предел в 75км (думал, гораздо меньше В-)«...управление воздушным потоком в таком двигателе технически невозможно, что означает ограничение высоты и скорости или соответствующего динамического давления, при которых конкретный ГПВРД способен (предназначен) функционировать. Таким образом, для соблюдения этого требования такой аппарат должен набирать высоту при наборе скорости. Оптимальная траектория набора высоты и спуска называется траекторией постоянного динамического давления.» - Отлично, как раз то, что нам нужно В-)+ «Сторонники ГПВРД утверждают, что уменьшение стартовой массы за счёт топлива составит 30 %, а увеличение за счёт добавления гиперзвукового ПВРД составит 10 %. » => чем больше грузоподъмность, тем большая эффективность по сравнению с классической ракетой.«...из реальных высот, вероятно для полётов на скорости скорости М=12-15, интуитивно видится диапазон 40-50 км, верхняя стратосфера и её верхняя граница (примерно).» даже в таком случае до 100км должен по инерции долететь или при помощи ЖРД=)«К тому же на таких скоростях возникнут плюсы, неизвестные сверхзвуковому полёту, например существенное снижение веса аппарата: в горизонтальном полёте при М=10 вес уменьшается на 14%, а при М=15 вес снижается уже на 40%» Про снижение веса со скоростью - не в курсе такого эффекта. Не могли бы пояснить? С высотой-то понятно - на 30км g будет меньше ~ в 25 раз=)

Ответить

—

Николай Цыгикало

08.03.2023

Содержание кислорода остаётся неизменным по крайней мере до критической высоты схода с орбиты 120 км, которая хорошо помнится). Но проверить данные всегда полезно. Из Википедии: "В зависимости от состава газа в атмосфере выделяют гомосферу и гетеросферу. Гетеросфера — это область, где гравитация оказывает влияние на разделение газов, так как их перемешивание на такой высоте незначительно. Отсюда следует переменный состав гетеросферы. Ниже её лежит хорошо перемешанная, однородная по составу часть атмосферы, называемая гомосфера. Граница между этими слоями называется турбопаузой, она лежит на высоте около 120 км." Теоретический предел (работы ГПВРД) в 75 км, видимо, совпадает с моими неуверенными допущениями в 70 км), но с удовольствием посмотрел бы, в чем ключевая суть и причина этого теоретического предела в 75 км? Подскажете? Чего уже нет на высоте 80 км, но есть на 75 км? Что прекращается на этой теоретически предельной для ГПВРД высоте?

Ответить

—

Виктор Ларионов

08.03.2023

Вероятно, причина в этом: «на высоте 50 км плотность воздуха в 1000 раз меньше, чем на уровне моря...; в целом мезосфера изучена хуже других слоёв атмосферы, в связи с чем учёные прозвали её «игноросферой»»=)В общем, наверное, Вы ужЕ догадались о моей (и как выяснилось в ходе изучения материала - не только моей) задумке:1) До ~ 12км и 1М Челнок поднимает самолёт-носитель аналогичный Ан-225 (только усовершенствованный с учётом современных достижений), возможно прям в «бомболюке» или на «крыше». 2) Далее происходит отделение, включаются ЖРД и догоняют ЛА до >15км и >6М.3) Включается ГПВРД и доводит ужЕ почти КА до максимально возможных высот/скоростей (75км? и 20М?).4) Движение по инерции до >100км и 0М.5) Далее или вновь ЖРД на «малом газу», или электроракетные двигатели (что врятли, конечно, с их милиНьютонами тяги).

Ответить

Николай Цыгикало

08.03.2023

Ну так что, что в 1000 раз меньше. Скорость делает чудеса и с такой плотностью. На высоте 50 км боеголовка, например, испытывает уже ощутимую перегрузку, в первые единицы - она возникает из-за тормозящего давления сжатого воздуха, того самого, который в 1000 раз разрежённее, чем у воды. И на этой высоте сжатый слой на боеголовке отлично видно невооружённым взглядом в ясную погоду - настолько он разогрет от многократного сжатия в десятки раз. Собственно, поэтому и работают по такой боеголовке на этой высоте оптические средства, фоторегистрирующие станции, с высокой точностью - ошибка определения положения боеголовки для высоты 50 км составляет несколько первых метров. Потому что очень яркая точка, легко фиксируемая на фотоплёнке. А визуально видна как огонь салюта, только летящий намного быстрее салютных огней. Так что воздух на высоте 50 км списывать в утиль как газодинамически безнадёжный не стоит..:))) 50 км это ещё стратосфера, её граница. Мезосфера дальше с высотой.

Ответить

Николай Цыгикало

08.03.2023

Набор высоты это другая история. Первоначально ваш вопрос был про максимальный потолок работы ГПВРД. А не как туда забраться - может, туда наоборот спустится боевой блок и запустит ГПВРД. Или ракетой туда его выведут с Земли. Суть вопроса была о максимальной высоте, на которой ГПВРД будет работать. А не про грузоподьемности ЛА, способ достижения этой предельной высоты, и тп. "даже в таком случае до 100км должен по инерции долететь" - выше вы исключили это в своём вопросе, прямо указав "(не баллистический) потолок". Внятного принципиального ограничения работы ГПВРД высотой 75 км не увидел.) Почему "«...управление воздушным потоком в таком двигателе технически невозможно" - то есть 75 км уже не годятся.) а на какой тогда возможно? И, собственно, почему невозможно? Суть невозможности остаётся загадкой.) Вопрос предела в 75 км не раскрыт; более того, раз на 75 км управление потоком в двигателе невозможно, то и эти 75 км не являются допустимой высотой - всё становится ещё более невнятным, к сожалению.

Ответить

—

Виктор Ларионов

08.03.2023

75км взято из Вики. Если Вы правы про эффективность работы ГПВРД на высотах >100км - я только за! А если не дотянет до б.м. устойчивой орбиты, тогда ужЕ по баллистике (инерции) уж точно долетит (в чём и хотел удостовериться в начале нашего диалога В-) + можно принудительно подавать окислитель в КС ГПВРД вплоть до ∞ высоты. Вопрос только в КПД системы по сравнению с ЖРД. «...на какой тогда возможно? И, собственно, почему невозможно? Суть невозможности остаётся загадкой.» Это цитата из Вики. Очевидно, что всё же управление осуществляется каким-то способом на всех высотах (каким, если не секрет?=) Наверное, подразумивалась какая-то особенно экономичная траектория набора/потери высоты. Заменим данный термин на «затруднительно» или «не столь эффективно»=) Ракетой доставить условные 100т ПН хотя бы до 12км неэкономично (ёмкость баков илонской Хеви 5000т без учёта окислителя против Мрiи 300т). + Это же будет чисто коммерческий много-многоразовый «ослик», который и челнок вывести может по пути к месту очередного «заказа»; а его создание/ эксплуатацию профинансирует не обязательно только лишь Роскосмос$-)

Ответить

Николай Цыгикало

08.03.2023

"Если Вы правы про эффективность работы ГПВРД на высотах >100км" Не говорил такого. Я говорил, что на этих высотах состав атмосферы тот же, и в килограмме воздуха столько же кислорода. эффективность ГПВРД, как мне интуитивно кажется, будет ещё сохраняться на высотах 60-70 км, как написал выше. По инерции можно дотянуть до высоты, но не до орбиты. С этой высоты аппарат потом и упадёт, в отличие от орбитального движения. А для него нужна скорость 7,8 км/с, это не скоростной диапазон ГПВРД. И высоты низких опорных орбит 185-200 км. Цитата из Вики остаётся непонятной, так как не услышал внятного объяснения границы 75 км как предельной для работы ГПВРД. О коммерческих многоразовых осликах и вовсе речи не шло. Тут просто фантазии, коих можно навзбивать, как пену, в неограниченных количествах и формах.)

Ответить

Николай Цыгикало

08.03.2023

Про снижение веса: чем быстрее горизонтальный полёт, тем меньше вес. Для сверхзвуковой скорости М=2,5 уменьшение веса составляет 1%. А для скорости 7,8 км/с ( вес полностью обнулится, наступит невесомость в состоянии орбитального движения. Между этими случаями лежит плавное и непрерывное уменьшение веса с ростом скорости горизонтального полёта, нелинейное, как видно из моего примера с гиперзвуком М=10 и М=15. "С высотой-то понятно - на 30км g будет меньше ~ в 25 раз=)" нет, тут вы ошибаетесь. g снижается не так сильно. На высоте 50 км вес неподвижного тела уменьшается лишь на один процент с четвертью. Гравитационное поле Земли намного мощнее, чтобы падать в 25 раз на первых 30 км высоты. :)) Для высоты 30 км g (осреднённое по поверхности всей Земли) составляет 9,7147 м/с2, то есть меньше на один процент, чем на поверхности Земли. Вы, вероятно, с параметрами атмосферы попутали гравитацию)

Ответить

—

Виктор Ларионов

08.03.2023

Ой, извиняюсь, не по той формуле считалХ(. + самолёт может доставить Челнок, скажем, из Владивостока (~40°с.ш.), до экватора (0°), где g меньше и ощутимие «помощь от вращения Планеты». Гипотетически положение естественного спутника Л. вносит свою лепту в «подъёмную силу»=) «Между этими случаями лежит плавное и непрерывное уменьшение веса с ростом скорости горизонтального полёта, нелинейное, как видно из моего примера с гиперзвуком М=10 и М=15.» Здоровски, допустим, ГПВРД сможет разогнать КА до 15М (-40%Р) => увеличение ПН В-) ++ Никаких первых, вторых, пятых ступеней, сбрасываемых обтекателей и.т.п. отходов: самолёт-носитель, многоразовый Челнок с ГПВРД и ЖРД (хотя в отношении последнего могут быть варианты=)

Ответить

Николай Цыгикало

08.03.2023

"должно получиться минимум на единицу меньше" - не понимаю вас, чего и на какую единицу должно получиться меньше ) "допустим, ГПВРД сможет разогнать КА до 15М (-40%Р) => увеличение ПН В-)" а до этого разгона увеличенная полезная нагрузка будет неподьёмной? ПН оценивается на всех режимах полёта. Ведь её не изменишь с набором скорости.

Ответить

Виктор Ларионов

08.03.2023

С формулой g разобрался: нулей много, запятую не там поставил=) Если рассматривать в проекции затраты топлива (соответственно, уменьшения его массовой доли в КА) на доставку ПН до орбиты=) В общих чертах, вышеописанный «план» рентабелен/ жизнеспособен - Ваше мнение как специалиста?

Ответить

Николай Цыгикало

09.03.2023

Сформулируйте, пожалуйста, внятно ваш план, и я смогу сказать своё мнение.) Многоразовый челнок с ГПВРД? За счёт чего он будет взлетать с Земли и достигать высот и скоростей запуска ГПВРД? Про превращение ГПВРД в ЖРД "можно принудительно подавать окислитель в КС ГПВРД вплоть до ∞ высоты." мне видится нереальным - принципиально разные параметры горения и газодинамика; объединить их в одном флаконе вряд ли возможно.

Ответить

Виктор Ларионов

09.03.2023

Да ужЕ здесь по пунктам расписывал: турбореактивный самолёт-носитель (по типу АН-225, только современный = лётные хар-ти значительно выше) поднимает Челнок до ~12км и 1М; далее Челнок отделяется и включает ЖРД или ТРД (топлива, тяги, «железа» на порядок меньше нужно, чем со старта с земли), разгоняясь до ~6М и попутно набирая высоту; сл. шаг: включается ГПВРД (ЖРД откл, или работает параллельно, усиливая тягу), Челнок набирает 75+км и 15+М; предположительно после 75км работа ГПВРД становится неэффективной, поэтому Челнок снова переходит на ЖРД или по инерции достигает опорной орбиты; после чего при помощи маневровых двигателей малой тяги (электрореактивных или тех же ЖРД на «малом газу») за несколько дней поднимается до МКС (или Что вместо неё на тот момент будет летать); стыкуется со станцией, обмен ПН; «вниз» примерно в обратном порядке, только в конце без самолёта.

Ответить

Николай Цыгикало

09.03.2023

На мой взгляд, нереальная затея. "топлива, тяги, «железа» на порядок меньше нужно, чем со старта с земли" - неверно. Иначе выйдет, что к высоте всего 12 км ракета при старте с Земли сжигает 9/10 топлива и снижает тягу в 10 раз. Это не так) "по инерции достигает опорной орбиты;" - повторюсь, по инерции можно достичь высоты, но не орбиты (состояния орбитального движения). По инерции Союз-18 с экипажем, упоминал о нём в первом комментарии, достиг высоты 192 км - как раз высота опорной орбиты, у нас стандарт 200 км, у американцев 185 км - и затем упал оттуда обычным баллистическим способом. "после чего при помощи маневровых двигателей малой тяги (электрореактивных или тех же ЖРД на «малом газу») за несколько дней поднимается до МКС" - нереально. Спутники "Старлинк" массой 260 кг на электрореактивных двигателях поднимаются с низкой опорной орбиты до рабочей, порядка 500 км, пару месяцев. Посмотрим за сколько сейчас доберётся их только что запущенное новое поколение массой 800 кг. Для вас интересный случай - опорная почти круговая орбита 370 км, самые мощные двигатели спутника. Ракета специально вывела их повыше, чтобы меньше лететь двигателем спутника. Посмотрим, как быстро они дойдут до целевой орбиты, 520 или 530 км. Невозможно "малым газом" подняться с низкой опорной орбиты до МКС за несколько дней. Не получится.

Ответить

Виктор Ларионов

09.03.2023

«Иначе выйдет, что к высоте всего 12 км ракета при старте с Земли сжигает 9/10 топлива и снижает тягу в 10 раз. Это не так)». Сделал такой вывод из ТТХ Ан-225 (бак 300т) и Старшип (бак 5000т) при примерно одинаковой грузоподъёмности. Ну, да, «потолок» не учёлХ( От ув.Льва понял о существенной потере тяги ГПВРД с набором скорости и высоты - если «вилка» его эффективного применения небольшая, то придётся отказаться от мысли использовать «атмосферник» в качестве тягового для КА тяжёлого класса Х( «....повторюсь, по инерции можно достичь высоты, но не орбиты (состояния орбитального движения). По инерции Союз-18 с экипажем, упоминал о нём в первом комментарии, достиг высоты 192 км - как раз высота опорной орбиты, у нас стандарт 200 км.» Теперь дошлоВ-) В моём примере имелась в виду та высота, где можно перейти на «малый газ» для дальнейшего подъёма до орбиты МКС, или нашей как вариант опорной (200км). «Спутники "Старлинк" массой 260 кг на электрореактивных двигателях поднимаются с опорной орбиты до рабочей, порядка 500 км, пару месяцев.» С электрореактивными двигателями всё понятно - для тяжёлого КА не подойдутХ( Значит ЖРД. Но ведь его тяга со 100 до 400км, допустим за 3 дня, относительно подъёма с 0 до 100км за ~15минут, будет сравнительно небольшой = «малый газ»=)

Ответить

Николай Цыгикало

09.03.2023

В моём примере имелась в виду та высота, где можно перейти на «малый газ» для дальнейшего подъёма до орбиты МКС, или нашей как вариант опорной (200км)

Возможно, я не понимаю рамок вашего словосочетания "малый газ". Он должен быть не менее, чем работа третьей или второй ступени. Иначе не разовьётся достаточная скорость. Для орбиты нужна не только высота, но и скорость на ней. Выходить на опорную орбиту надо быстро, иначе придётся долго компенсировать двигателем гравитационное ускорение. Электроракетный двигатель его не скомпенсирует, и на опорную орбиту не выведет. Это делает последняя ступень, третья или вторая. Её работу при выведении обозримые электроракетные двигатели не потянут. Они только для орбитальной работы. Третья ступень разгоняется на полтора-два километра в секунду за пять минут. Не разгонит - упадёт через полвитка максимум. Какой вы имеете в виду здесь "малый газ"?

Ответить

Николай Цыгикало

09.03.2023

Значит

"Значит ЖРД. Но ведь его тяга со 100 до 400км, допустим за 3 дня, " Как уже отмечал, критическая, высота схода с орбиты 120 км. На этой высоте спутник быстро, за полчаса и быстрее, переходит к падению. Со 100 км нужно немедленно и энергично довыводить, с хорошим ускорением, и двукратным набором высоты. Там уже, можно считать, за атмосферой. Хотя и опорные орбиты используют на полчаса, обычно меньше витка; долго на них находиться нерационально, потеря энергии. Какой "малый газ" вы имеете в виду?

Ответить

Виктор Ларионов

09.03.2023

«Как уже отмечал...» Повторение - мать учения8-) Значит несколько изменим ТЗ: самолёт-носитель (хотелось бы просчитать задачу именно с ним, а не с ракетой) грузоподъёмностью 200..250т выводит Челнок (КА) на 12км и 1Мах. Вопрос1: какой(ие) тип(ы) двигателя(ей) будут оптимальными для доставки максимально возможной ПН на высоту как минимум 200км с приемлемой скоростью (1-й космической?) и для безаварийного возвращения Челнока на землю? Вопрос2: Согласно современным представлениям, какой теоретически оптимальный потолок и скорость ЛА полной массой в 200т с ГПВРД для выполнения одного из этапов вышепоставленной задачи (~ с 15км и 6Мах до ~ ??км и 15Мах)?

Ответить

Николай Цыгикало

09.03.2023

Оптимально на сегодня ракетный двигатель, лучше ЖРД. Только не 1-й космической, а орбитальной для высоты 200 км.) На второй вопрос у меня ответа нет - двигатели такой тяги и такой скорости не существуют, какова будет их техническая реализация неизвестно, что про них сказать непонятно. "задачи (~ с 15км и 6Мах " Для М=6 высоты 15 км маловато будет, слишком большое сопротивление и потери.

Ответить

Виктор Ларионов

09.03.2023

А если на Челнок поставить два двигателя: 1)ЖРД для набора высоты12-30?км и, соответственно, скорости 1-6М; 2)ГПВРД (гипотетический, перспективный) для 30-70?км и 6-15М; 3)тот же ЖРД для 70-200 и далее км, и 15М-V1(?). Вопрос: какая, на Ваш взгляд, ПН (в тоннах) от исходных 200т стартовой массы сможет добраться до опорной орбиты (200км)?

Ответить

Николай Цыгикало

09.03.2023

Виктор, этот обмен становится бессодержательным, потому что вы предлагаете дать оценку очередному сферическому коню в вакууме, а с восемью копытами, а с двумя головами, а с цилиндрической вставкой сзади... Вы не приводите никаких параметров ЖРД, ни ГПВРД, ни массовых, ни энергетических, ни конструкции самого летательного аппарата, а хотите от этой пустоты каких-то оценок в тоннах. ))) это в чистом виде переливать из пустого в порожнее, и ничего более. А доедет это колесо до Киева или не доедет, как писал классик. Сорри, беспредметные вещи бессмысленно обсуждать. Тут нечего анализировать. Отмечу лишь, что один и тот же ЖРД не ставят на старт с земли и на работу в космосе. Уже из этого видно, что нет смысла и интереса разбираться в подобных предложениях и далее толочь воду в ступе с очередными наскоро высасываемыми из пальца вариантами фантазий, коим нет конца и краю. ))

Ответить

Лев Григорьев

08.03.2023

Комментарий удален пользователем или модератором...

Ответить

Николай Цыгикало

08.03.2023

Любопытное мнение. А почему вы думаете что ГПВРД такой тяжёлый?

Ответить

Лев Григорьев

09.03.2023

Комментарий удален пользователем или модератором...

Ответить

Николай Цыгикало

09.03.2023

Это да, и более того: тяга с ростом высоты падает вообще до нуля, можно сказать: на высоте 100 км вряд ли он создаст какую-либо практическую тягу. Так что соотношение обнуляющейся тяги к массе упадет на сколько угодно, тоже до нуля. Важный момент.

Ответить

Николай Цыгикало

08.03.2023

100 т слишком большая нагрузка, её обозримые электроракетные двигатели не поднимут на 300 км за трое суток. Чтобы выйти на численную оценку того, что вас интересует, надо сделать две части расчётов: 1 часть - баллистическая: насколько увеличится удельная орбитальная энергия при переходе с высоты 100 км на высоту 400 км (она будет отрицательной в обоих случаях, и на 400 км ближе к нулю, чем на 100 км). И затем этот прирост удельной орбитальной энергии ( удельная орбитальная энергия - понятие для одного килограмма массы) умножить на массу 100 т. Получим работу, которую доложен совершить двигатель. Из неё и требуемую характеристическую скорость для перехода на 400-км орбиту. 2 часть - работа двигателя: по величине характеристической скорости и времени её достижения (времени работы двигателя) 3-5 суток получим требуемое ускорение для 100 тонн, а отсюда и требуемую тягу двигателя. Далее нужно задаться параметрами работы двигателя: выбрать или задать удельный импульс, или скорость истечения, и, уже зная тягу, выйдем на расход рабочего тела в той или иной форме. Умножив расход на время 3-5 суток, получим запас газа. Я бы шёл к оценке примерно таким путём. Впрямую интуитивных чисел не назову, так как если с баллистической частью всё понятно, то с двигателем всё вариативно.

Ответить

Николай Цыгикало

07.03.2023

Баллистически немного похоже на падение Союза-18 в 1975 с Макаровым и Лазаревым. В 11:04 старт, первая ступень отработала и отделилась штатно. Расчётно произошёл сброс головного обтекателя. На 261-й секунде полёта должно было произойти штатное отделение второй ступени, но вместо отделения возникла сильная растущая раскачка. Отстрел аппарата с экипажем, достижение высоты 190 км, баллистическое падение оттуда. Отстрелились, вероятно, секунде на 270, у японцев после 327, когда точно неизвестно, на минуту или полторы позже. И тут же видна и разница высоты орбиты: японцы запускали оптический спутник ALOS-3 на солнечно-синхронную орбиту высотой 669 км. Туда лезть в два раза выше, чем "Союзу". Поэтому на их 327 секунде высота уже была примерно такая же, 327 км, такое совпадение. Причём высота росла быстрее километра в секунду. Ортодромная дальность на эту секунду не видно, но японская ракета шла намного круче вверх. Видео одно и то же, в обоих плохо видно мелкую цифирь вверху.

Launch of the First H3 Launch Vehicle with Advanced Land Observing Satellite-3 “DAICHI-3” onboard

The live coverage of the launch of the First H3 Launch Vehicle(H3/TF1:Test Flight No.1) with Advanced Land Observing Satellite-3 “DAICHI-3” (ALOS-3) onboard...

youtu.be

https://i.ytimg.com/vi/5RWCnKbysO0/maxresdefault.jpg

Ответить

Николай Цыгикало

07.03.2023

Ответить

—

Николай Цыгикало

07.03.2023

Трансформация космодрома, или Как распахнуть ворота в космос

naked-science.ru

Ответить

Виктор Ларионов

07.03.2023

Ответить

ещё комментарии

Николай Цыгикало

08.03.2023

Ответить

—

Виктор Ларионов

08.03.2023

Ответить

—

Николай Цыгикало

08.03.2023

Ответить

—

Виктор Ларионов

08.03.2023

Ответить

—

Николай Цыгикало

08.03.2023

Ответить

—

Виктор Ларионов

08.03.2023

Ответить

Николай Цыгикало

08.03.2023

Ответить

Николай Цыгикало

08.03.2023

Ответить

—

Виктор Ларионов

08.03.2023

Ответить

Николай Цыгикало

08.03.2023

Ответить

Николай Цыгикало

08.03.2023

Ответить

—

Виктор Ларионов

08.03.2023

Ответить

Николай Цыгикало

08.03.2023

Ответить

Виктор Ларионов

08.03.2023

Ответить

Николай Цыгикало

09.03.2023

Ответить

Виктор Ларионов

09.03.2023

Ответить

Николай Цыгикало

09.03.2023

Ответить

Виктор Ларионов

09.03.2023

Ответить

Николай Цыгикало

09.03.2023

В моём примере имелась в виду та высота, где можно перейти на «малый газ» для дальнейшего подъёма до орбиты МКС, или нашей как вариант опорной (200км)

Ответить