Проектная ошибка

[Дмитрий В.]

TDMS пишет:

Штуцер   пишет:
Из графика видно, что основная зона графика (от 1250 до 1400 т) является зоной неочевидности, где величина преимущества того или иного укладывается в зону погрешности.     Иными словами, хрен редьки не слаще.

Из графика видно, что для данного соотношения тяг и масс ступеней наблюдается зависимость, показывающая некоторое преимущество тандема для вывода максимальной Мпг.
Что с моей точки зрения еще раз доказывает правильность предложенной мной здесь на форуме компоновки РКН.

Но по максимальной Мпг - преимущество у пакета ;-)

[Apollo13]

График как раз показывает что пакет позволяет добиться большей ПН от одного и того же набора двигателей. А какая там будет Мю ПН при этом дело десятое.

[m-s Gelezniak]

С пакетом можно поманипулировать, с тандемом - нет.

[vlad7308]

Штуцер пишет:
Из графика видно, что основная зона графика (от 1250 до 1400 т) является зоной неочевидности, где величина преимущества того или иного укладывается в зону погрешности.

абсолютно точно

ЗЫ и Дмитрий выложил именно этот небольшой кусочек общего графика в очень неудобном масштабе, явно имея злой умысел

[Штуцер]

Дмитрий В. пишет:
Но по максимальной Мпг - преимущество у пакета

Эта тенденция налицо.  Жаль, Королев не видел этого графика.

И еще. Если ось абсцисс продлить до 2735 тонн, кривая тандема должна воткнуться в землю, правильно?

[Геннадий Ермолицкий]

Дмитрий В. пишет:
График говорит о том, что допущение о "проектной ошибке" является ошибкой

Не будем спорить, что ошибка, а попробуем сделать оценки. Воспользуемся  школьной формулой для одноступенчатой ракеты
           ХС  = V х ln (M /  M - Mт ),
где: ХС - приобретаемая характеристическая скорость, V - эффективная скорость истечения(ЭСИ), М -полная масса, Мт- масса сожженного топлива.
ВЫИГРЫШ (На 1-й ступени)
Выигрыш - дополнительная ХС - за счет одновременного включения, достигается за счет : 1. Увеличения эффективной скорости истечения (1-й множитель); 2. За счет дополнительно сожженного топлива ( 2-й множитель). Пусть m - масса сожженного при работе 1-й ступени водорода. Так как отношение m / М мало, то,в линейном приближении, получаем следующие простые формулы :
1.Увеличение ЭСИ  U = ( Vв - V ) х m / M , где  Vв - ЭСИ водорода;
2. Второй множитель  = 1 + m / M - Mт.
Суммарный выигрыш в ХС  = U + V х ( m / M - Mт).
ПРОИГРЫШ (На 2-й ступени)
Аналогично, легко получается элементарная формула для проигрыша в ХС на второй ступени.
Он  = Vв х  (m / M2), где М2 - масса 2-й ступени с полезной нагрузкой. 
Используя эти формулы, легко оценивать области  оптимальных решений.Для совсем грубой оценки ПРОИГРЫША пакета тандему в ХС ( пренебрегая возможными, дополнительными гравпотерями) можно пользоваться совсем простой оценкой 

проигрыш в ХС = V х m / M2 

Физический смысл понятен и логичен. Проигрыш тем больше, чем большую относительную долю водородаВставка сожжешь и чем больше скорость ЭСИ 1-й ступени. то есть чем она ближе к ЭСИ водорода. Следовательно, для керосиновых ускорителей,с приличным УИ, жечь водород со старта - еще большая проектная ошибка, чем для твердотопливных.

Для Ариан-5 : V = 2700м/c. Vв = 4270м/c/. М = 777т, Мт = 500т, М2 = 195т ( при Мпн = 25т) ,  
m = 31т ( из отношения времени работы ступеней). Получаем:
выигрыш  ХС = 64(U ) + 300 = 364м/c;
проигрыш ХС = 650м/c
Для CZ -5 (ВП -5) : V =3200м/c, Vв = 4270м/c, М = 800т, Мт = 540т, М2 = 200т ( при Мпн = 25т), m = 50т ( китайцы жгут по-серьёзному). Получаем :
выигрыш ХС = 60 + 640 = 700м/c;
проигрыш ХС = 1050м/c.

[Apollo13]

Геннадий Ермолицкий пишет:
Воспользуемсяшкольной формулой для одноступенчатой ракеты
 ХС= V х ln (M /M - Mт ),

А гравипотери эта формула как учитывает?

[Старый]

Геннадий Ермолицкий пишет:  Воспользуемся школьной формулой 

Те кто проектирует ракеты пользуются более сложными формулами.

[Штуцер]

Apollo13 пишет:
А гравипотери эта формула как учитывает?
               
                  

Конечно. Как и сопртивление атмосферы, макс. скоростной напор, максимальную перегрузку и  координаты РП ОЧРН.

[Геннадий Ермолицкий]

Apollo13 пишет:
А гравипотери эта формула как учитывает?

Гравипотери определяются только временем работы 1-й ступени. Оно не меняется.

[Apollo13]

Геннадий Ермолицкий пишет:

Apollo13 пишет:
А гравипотери эта формула как учитывает?

Гравипотери определяются только временем работы 1-й ступени. Оно не меняется.

А тяговооруженностью не?

[Геннадий Ермолицкий]

Дем пишет:
И тут не посчитано, что будет если поставить РД-0120 с вакуумным соплом. Сколько там УИ прибавится?

Да. Это дополнительное преимущество. Причем, выигрыш в ХС будет в примерно в 1.5 раза больше, то есть прибавка в УИ для водорода  10 с - эквивалентна прибавке в ХС  150м/c.

[m-s Gelezniak]

Apollo13 пишет:

Геннадий Ермолицкий

пишет:

Apollo13 пишет:
А гравипотери эта формула как учитывает?

Гравипотери определяются только временем работы 1-й ступени. Оно не меняется.

А тяговооруженностью не?

Этто вы зря. При склонении вектора тяги к горизонту в 30гр на конечном этапе? И с них же (30гр) начале работы второй ст. ?
Джентельмены, вы с упрощениями моделей поосторожнее.

[Геннадий Ермолицкий]

Apollo13 пишет:

Геннадий Ермолицкий пишет:

Apollo13 пишет:
А гравипотери эта формула как учитывает?

Гравипотери определяются только временем работы 1-й ступени. Оно не меняется.

А тяговооруженностью не?

Вообще-то - траекторией полета ( вектор положения в зависимости от времени), выбор которой зависит  от тяговооруженности. Для предварительных оценок, этим можно пренебречь, считая, что траектории полета одинаковы. Для Ариан-5 это допущение верно. Для ВП-5 -нет.Но, в ВП-5 можно уравнять тяговооруженности, слив часть топлива  1-й ступени.

[Apollo13]

Геннадий Ермолицкий пишет:
Для предварительных оценок, этим можно пренебречь

нельзя

Геннадий Ермолицкий пишет:
считая, что траектории полета одинаковы.

неодинаковы

Геннадий Ермолицкий пишет:
Для Ариан-5 это допущение верно.

неверно

Геннадий Ермолицкий пишет:
можно уравнять тяговооруженности, слив часть топлива1-й ступени.

Это уже тенденция - чтобы улучшить ракету нужно слить с нее топливо!

[Старый]

А если топливо вообще не заливать то гравитационные, аэродинамические и все прочие потери вообще будут равны нулю.

[Apollo13]

Старый пишет:
А если топливо вообще не заливать то гравитационные, аэродинамические и все прочие потери вообще будут равны нулю.

Мало того. Тогда со старта можно не запускать двигатели не только 2-й ступени, но и 1-й!

[Геннадий Ермолицкий]

Apollo13 пишет:

Геннадий Ермолицкий пишет:
Для предварительных оценок, этим можно пренебречь

нельзя

Геннадий Ермолицкий пишет:
считая, что траектории полета одинаковы.

неодинаковы

Геннадий Ермолицкий пишет:
Для Ариан-5 это допущение верно.

неверно

Геннадий Ермолицкий пишет:
можно уравнять тяговооруженности, слив часть топлива1-й ступени.

Это уже тенденция - чтобы улучшить ракету нужно слить с нее топливо!    

"Нельзя,неодинаковы,неверно" - голословные, ничем не подкрепленные, не верные утверждения. С некоторых ступеней ракет часть топлива полезно слить. С УРМ, например. Или Вы считаете, что лучше добавить ?

[Apollo13]

Геннадий Ермолицкий пишет:
Для предварительных оценок, этим можно пренебречь, считая, что траектории полета одинаковы. Для Ариан-5 это допущение верно.

Геннадий Ермолицкий пишет:
голословные, ничем не подкрепленные, не верные утверждения.

[Apollo13]

Геннадий Ермолицкий пишет:
С некоторых ступеней ракет часть топлива полезно слить. С УРМ, например.

Ад!