А почему собственно луноспор до сих пор?

Я к чему веду весь разговор? Будь у Сатурна К = 4%, то грузоподъёмность была бы 118,6 тонн. Много меньше заявленного. И К=4% это чересчур. Движок был хуже нашего, поэтому не мог и К быть лучше.
Если б у С-5 К был таким же, как у Протона, то он вывел бы 96,7 тонн. Но даже это недостижимо.

Выискивал сухую массу Энергии.Насчитал 337,9..против 235 у Сатурна.Еще за амеров география играет,Байконур далековато от экватора.

Это сообщение отредактировал Kvakuh - 24.09.2017 - 02:41

А если от 120тонн идти?какого нашего?НК? Устал от цифр,все там бьётся.

Это сообщение отредактировал Kvakuh - 24.09.2017 - 02:26

Шварцкопф

Да почемуууууу???Это не дебри.Это мы,моглики,к каждой запятой придираемся. после 0,перед 0...какая разница

Это сообщение отредактировал Kvakuh - 24.09.2017 - 02:33

А вы, батенька демагог!
У меня пост начинался вопросом, который вы , проигнорировав, перешли на моих предков, что довольно таки не по жентельменски. И вы не нотариальная контора, в которую я пришел разобраться с вопросом, чей я наследник.
Такая манера беседы добавляет мало конструктива.

Сосание пальца.

Мне такой "подарок" нахрен не нужен.

Остальное поскипал как бессмысленный пальцесосный трындеж.

Какой конструктив ? из сосания пальца конструктив не высасывается...

А в другое занятие наш оппонент к сожалению не умеет...

Только собственный палец является для него источником информации, заслуживающим доверия. А потом, поделившись, этими пальцесосными откровениями - оппонент искренне недоумевает - а чего это его считают лгунишкой ?

Шиза.

Отстыковаться, изменить орбиту LМ круговой высотой 100 км на эллиптическую с перигеем ~15...

С последующим маневром перехвата и стыковкой.

"это все"

Вы опять врете. А потом удивляетесь, почему вас лгунишкой называют.

Delta-IV, Ariane-5ECA, H-IIA, да даже китайские CZ-5. Это именно эксплуатирующиеся сейчас. У всех были запуски в 2017.
Последние три (и Delta-IV не во варианте heavy) как раз представляют подход, при котором, на первой ступени (или ускорителях) используются двигатели с низким УИ, но высокой тягой (те же ТТРД, или, внимание-внимание, керосин-кислород у китайцев)), а вторая ступень - водородно-кислородная с меньшей тягой, но более высоким УИ.
Из действующих космических агентств пару водород-кислород не используем мы и индусы.

Очередные дебри, в которые не надо лезть, да

Это сообщение отредактировал LeSabre - 24.09.2017 - 11:22

Однозначно техника натоптала. Как всегда, дьявол прячется в мелочах.
Выдаёт подделку маленькая деталь и одновременно явный признак - отсутствие на подошвах логотипа Timberland. Пиндосцы не упустили бы такой случай и обязательно поместили бы логотип на подошву, ведь это ж суперреклама их фирмы!
Вон Omega не упустила шанс и отметилась.
(Для не особо одарённых - это сарказм!)

Это сообщение отредактировал Huliush - 24.09.2017 - 12:26

Huliush
бгг)
кстати Kodak наоборот умолчала о своей пленке. типа- нуегонах, мало ли чо)))

Это сообщение отредактировал наебенился - 24.09.2017 - 12:07

Не, ничему такому не удивляюсь. Я давно привык, что с вашей стороны часто гонят порожняк и постоянно гундосят не по делу.

Вы забавный.
Я сказал: они расстыковались и состыковались. Вы фактически подтвердили мои слова, добавив подробности. А потом назвали меня врунишкой. Ну, замечательно. Тогда и вы - врун. Раз я соврал, значит ни хрена они там ничего не испытывали, не расстыковывались, а так, полетали в своё удовольствие и вернулись.
Потому что по вашим же словам получается, что и я и вы, оба врём.

Схождение и стыковка с ЛМ это не то. У ВМ движок поменьше, масса не та, короче динамика другая. Взлёта тоже не было. Так что первым полноценным испытанием можно считать только А-11.

Это сообщение отредактировал Шварцкопф - 24.09.2017 - 13:08

Посмотрел Дельту-4, самый мощный вариант. Выводит 28,8, СМ = 733,5. К = 3,9.
Это уже хорошо. Но даже до 4 не дотягивает.
Одно замечание есть, Квакух подсказал. У амеров изначально, за счет близости к экватору, есть фора в скорости порядка 150 м/с. По сравнению с Байконуром. Плесецк проиграет ещё больше Байконура, метров 200 в секунду. Не знаю уж, насколько скажется на К, но должно сказаться.

И другой вопрос.
Если Ф-1 был настолько чудесен, что обеспечивал К = 4,7, то почему его похерили? С таким К Дельта-4 выводила бы 34,5 тонн вместо 28,8.

Это сообщение отредактировал Шварцкопф - 24.09.2017 - 13:14

Это базовые знания. Я вообще не очень понимаю, как без них можно тут рассуждать, ну да ладно

Вы все время забываете про J-2. Это, если что, двигатели, стоявшие на второй и третьей ступенях Saturn-5.
Задача F-1 - много тяги на старте, не более. В США ему на смену пришли ТТУ, обеспечивающие еще большую тягу. УИ на начальном этапе не так важен. И с УИ у F-1 как раз все печально.
Ну и важный момент. Никто не проектирует РН, исходя из соотношения массы РН и массы ПН. Этот параметр вообще никак не помогает. Стоимость РН и мероприятий по ее запуску куда важнее.

З.Ы. Эксплуатируемые сейчас РН создавались под распространенные нагрузки. И в их случае фактор масштаба играет против них по сравнению со сверхтяжами прошлого. При этом они выигрывают, к примеру, в серийности, что уменьшает интервалы между запусками.

З.З.Ы.
Наиболее активно применяющаяся РН с водородно-кислородными двигателями - Ariane-5ECA - 63 запуска. Посмотрите ПН не на НОО, а на ГПО. Там как раз различия с тем же Протоном-М вырисовываются ярче.


Это сообщение отредактировал LeSabre - 24.09.2017 - 13:42

Давай сравнивать системы одного класса.Энергия и Сатурн.Если с Энергии убрать все примочки от многоразовости,6 тонн на каждый ускоритель,сколько то тонн на первую ступень,не помню...Уменьшить сухую массу до 235,стартовать с экватора...Получишь намного больше,чем 4,3-4.7.И вообще,все эти данные по орбите из википедии...Для нагрузки учитывается ещё и наклонение орбиты и высота,все эти цифры разные и напрямую влияют на вес ПН.

Это сообщение отредактировал Kvakuh - 24.09.2017 - 13:46

Kvakuh

Тише-тише. Человек только-только смирился с тем, что широта космодрома на что-то влияет

Да-да, "забыв", что они после отстыковки нырнули на 75 километров вниз и оттуда полностью осуществили маневр перехвата, сближения и стыковки за исключением первых минут взлета (максимально простых, программно управляемый взлет сперва по вертикали, а через заданное время склонение на программно заданные углы)

да-да, полноценное маневрирование на орбите Луны - это "отстыковка и стыковка".

А "работа на работе" это с утра переодеться в раздевалке в рабочее, а вечером в городское. Остальное "подробности"

Нет, только вы.

На предыдущей странице вы врали, что "сложный космический маневр влета и стыковки был осуществлен с перваго раза и это нивироятна".

Будучи натыканным носом в свое незнание фактов об отработке большей части посадочных, взлетных и стыковочных маневров в полете аполло-10 - начинаете скулить и изворачиваться.

Это сообщение отредактировал vano2017 - 24.09.2017 - 13:53

Глупости. Эти 100-200 метров большой роли в нашем разговоре не играют, поэтому про них никто и не вспоминает. Разница в широтах объясняет, почему у амеров К слегка выше (у реальных ракет). Ну, т.е. можно так предположить.

Ваши слова про тягу, импульс, Ф-1 и ТТУ противоречат фактическим данным. ТТУ, значит, лучше Ф-1, который забросили из-за малого импульса и вообще всё замечательно. Однако ж...
Однако К как раз и зависит от удельного импульса движков ракеты. Удельный импульс (удельная тяга) как раз измеряет эффективность движка. Величина импульса, получаемого ракетой, от каждого килограмма топлива.

Если брать во внимание ваши замечания, то вопрос к вам становится сложнее и жёстче.
1) С точки зрения импульса у Ф-1 было крайне печально. С другой стороны, именно Ф-1 (в сочетании с J-2) обеспечил рекордный К.
В итоге можно сказать так: лучший удельный импульс в целом для ракеты обеспечивает сочетание F-1 + J-2. Куда дели эти движки и почему не использовались в дальнейшем такие удачные решения?
2) По вашим словам, ТТУ лучше Ф-1. Ну, тады ой! А где же увеличение К? Современные ракеты должны иметь не менее 5%.

- А я и не проектирую РН. Я их оцениваю. И преимущество К как раз в том, что можно сравнивать самые разные системы.

Это сообщение отредактировал Шварцкопф - 24.09.2017 - 14:02

Не надо длинных оправданий. Я - человек простой и сказал про расстыковку-стыковку. Вы сказали, что я вру. Значит по-вашему: расстыковки-стыковки не было. Ну, хорошо, сделаю очередную уступку: вы не врёте, вы бредите.

Принижение роли взлёта ВМ противоречит решениям наших специалистов. При планировании лунной программы советские спецы планировали сажать рядом резервную ракету. На случай если не взлетит основная.

Шварцкопф

Каким данным? Откуда у вас вообще данные? Для вас открытием стало наличие РН с водородно-кислородными двигателями только что.
У SRB тяга в 2 раза выше,чем у F-1, а УИ еще ниже, хотя, казалось бы, куда)

Кому они должны? Вам лично?
РН должны выводить ПН нужной массы на нужную орбиту. С разумными затратами. Все остальное - просто интересные цифры.
И да, ТТУ действительно лучше, ибо при несоизмеримой стоимости они обеспечивают вдвое большую тягу, чем F-1. Но, сцуко, тяжелые.
И суровая реальность показывает, что они куда востребованней, нежели монструозные ЖРД, типа F-1 и РД-170.

И слава богу.

По параметру, который никому не нужен. Можно еще сравнивать по степени влияния на окружающую среду и по количеству Ленинских премий у создателей.

Да. Для меня стало открытием наличие РН с водородными движками? Вот это точно для меня новость.

LeSabre
есть еще один момент.
чем больше "дура" тем больше КПД)))
при чем это на многие двигатели распространяется)

Тэк-с... Процент полезной нагрузки, значит, совершенно бесполезный и никчемушный параметр ракеты. Хорошо, так и запишем вам в "актив".

Вы лихо в сторону разговор уводите.
Я одно знаю: техника со временем должна совершенствоваться. Если ТТУ и всё остальное лучше Ф-1 и J-2, то почему процент ПН меньше? Он не только меньше, он правдоподобнее. У нас примерно такой же, чуть поменьше. ТТУ не ТТУ, а К лежит в пределах 3-4%.
Дороговизна мешает? Глупости. При серийном производстве издержки постоянно снижаются, а характеристики растут. Основные затраты при производстве высокотехнологичных изделий приходятся на НИОКР, на разработку технологии. А когда всё это есть, остаётся отбивать затраты с каждым выпущенным изделием.

Это сообщение отредактировал Шварцкопф - 24.09.2017 - 15:16

Возможно. Но на К это не влияет.
Преимущества есть. Один большой топливный бак весит меньше и стоит дешевле, чем 10 маленьких такой же суммарной ёмкости.
Каждый запуск - расходы. Пусть запуск 100 тонн сразу дороже в два раза запуска 10 тонн. Да даже в пять. Всё равно дешевле.

Шварцкопф
только пара моментов:
сроки изготовления (конечно сомнительный факт, но все же)
необходимость в тяжелом РН. как бэ если срочно надо закинуть пару тонн картошки в гараж, то нанимаешь малоэффективный ЗИЛ130, а не карьерный БЕЛАЗ.
тут так же.
вся нынешняя космонавтика это такси и маршрутки, а не "тяжеловозы"
нет смысла в в выводе на орбиту чего то "габаритного"

простыми словами: собрали за пару- тройку лет спутник связи, надо еще годик- другой ждать "пока салон заполнится" или чутка подороже вывести на орбиту легкой РН но прямо сейчас.


Это сообщение отредактировал наебенился - 24.09.2017 - 15:36