К Луне полетят в капсуле

Fakir> Да вот скорее всего, но тут же нечто такое пытаются задвинуть, что моему уму вовсе непостижимо

А что не так? Скажем, при угле около 5 град. скорость у РН 5,2 км/с. Так что перегрузка при входе будет больше в 1,5 раза по сравнению со штатной схемой.

Dem_anywhere> При срабатывании САС - оно конечно сильно вертикальней - но и скорость в разы меньше.
Нет, работа САС на старте - это скорее ударная перегрузка.
Вот так.

Fakir>> Да вот скорее всего, но тут же нечто такое пытаются задвинуть, что моему уму вовсе непостижимо
ratte07> А что не так? Скажем, при угле около 5 град. скорость у РН 5,2 км/с.

Допустим.

ratte07>Так что перегрузка при входе будет больше в 1,5 раза по сравнению со штатной схемой.

А такой вывод - откуда?

ЗыСы ratte07, в очередно раз прошу вас не постить несколько однострочных сообщений подряд

Fakir>>> Да вот скорее всего, но тут же нечто такое пытаются задвинуть, что моему уму вовсе непостижимо
ratte07>> А что не так? Скажем, при угле около 5 град. скорость у РН 5,2 км/с.
Fakir> Допустим.
ratte07>>Так что перегрузка при входе будет больше в 1,5 раза по сравнению со штатной схемой.
Fakir> А такой вывод - откуда?

Максимальная перегрузка зависит от квадрата скорости и синуса угла входа. Синус растет быстрее, чем падает скорость. Опасна именно авария в конце выведения. Нормальные углы входа не более -2...2.2 град., что для баллистической траектории дает перегрузку 10.

Получается, что союз со своих баллистических 8 уходит на 12. даже если будет управляемый спуск, то будет 7. Но там хоть нет проблем с ТЗП. А крылатые аппараты имеют дай бог градусов 100 запаса на носке и кромках. И им эти 1,5 раза могут аукнуться по теплу. Да еще необходимое упрочнение конструкции. Поэтому, для крылатого один выход - тянуть как можно ближе к орбите. Поэтому у шаттла аварийные программы довыведения даже при отказе пары SSME.

А когда на РН сверху цепляется маленький планер - у него вообще не будет шансов. Если это только не специальная РН, у которой АВД не будет даже при отказе 2/3 двигателей. Или если он не будет на борту тащить огромный запас топлива.С соответствующим ростом и крыльев, и массы ТЗП.

Поэтому, снизить перегрузку можно, но либо ценой снижения безопасности и роста массы (крылья), либо созданием специальной РН и еще большим ростом массы капсульного КК. Рост массы - это всегда рост стоимости. И если задаться целью снизить пергрузку до 3 на всех режимах, включая аварийные, рост массы будет огромным.

Полл> Схему "Энергии-2" видели? Там вся вторая ступень - спускаемый аппарат.
Да, но с очень (очень!) маленьуим баллистическим коэффициентом

ratte07> Максимальная перегрузка зависит от квадрата скорости и синуса угла входа.

Это очень грубо - без учёта качества и возможностей его изменения, изменения миделя и Сх...
Ну ладно, для начала возьмём.

Но забывать о том, что несущий корпус или крылатый аппарат можно по-разному ориентировать в течение спуска (сперва "брюхом" к потоку, потом "проворачивая"), таким образом меняя мидель и Сх (не говоря о качестве), чему способствует меньшая скорость входа - никак не стоит, это хороший резерв.

ratte07> Синус растет быстрее, чем падает скорость. Опасна именно авария в конце выведения. Нормальные углы входа не более -2...2.2 град., что для баллистической траектории дает перегрузку 10.

Так какие конкретные цифры по углам и скоростям для разных аварийных ситуаций на этапе выведения?
Желательно бы с источником...

В конце концов - говорите, при нештатке скорость 5,2, угол входа -5 градусов. Ок.
Чего нам тут нехватает для полного счастья и спокойствия? Да только чуток довернуть траекторию, смягчить угол входа - пару градусов всего.
Чтобы так "Провернуть" скорость, нужен совсем небольшой запас ХС - всего сотня-две метров. Как тормозной импульс или даже меньше - то есть этот запас ХС у корабля всегда УЖЕ ЕСТЬ. Никакие особые доработки, помимо управления - не нужны.

ratte07> Получается, что союз со своих баллистических 8 уходит на 12. даже если будет управляемый спуск, то будет 7.

Источник бы - было бы виднее, где главные первопричины неприятностей и потенциальные резервы.

ratte07>Но там хоть нет проблем с ТЗП. А крылатые аппараты имеют дай бог градусов 100 запаса на носке и кромках.

Да уж с ТЗП-то какие проблемы?
Максимальные теплопотоки (а именно они критичны для многоразовой ТЗП) пропорциональны кубу скорости - то есть тут всё проше при нештатке, чем при спуске, небольшой выигрыш в скорости сразу очень сильно всё смягчает, несмотря на несколько большую крутизну входа.
Суммарный теплоприток опять-таки меньше, чем при спуске с орбиты.

ratte07> И им эти 1,5 раза могут аукнуться по теплу.

Вот уж что нет - то нет.
Да, чем выше перегрузки, тем выше обычно пиковые теплопотоки (хотя суммарные при этом ниже), но тут, ИМХО, совершенно не тот случай.
Кубы скоростей больше чем в три раза отличаются - так что это должно с запасом перекрывать "эффект крутизны входа".

ratte07> Да еще необходимое упрочнение конструкции.

Тут есть некоторый резерв, кстати - в самой сути ситуации.
Поскольку ситуация нештатная по определению, то после неё допустимы повреждения конструкции (скажем, неупругие деформации), не допускающие дальнейшей эксплуатации корабля, но при этом не ведущие к разрушению конструкции.
Т.е. залезаем в область, к-я неприемлима при штатной посадке многоразовика.

Кстати, поскольку нагрев меньше (а с нагревом прочность констр. материалов падает) - здесь тоже запас.

Сколько конкретно тут можно наиграть - с ходу не скажешь, я во всяком случае точно не могу сказать, но эти запасы определённо есть.

ratte07> Поэтому, для крылатого один выход - тянуть как можно ближе к орбите. Поэтому у шаттла аварийные программы довыведения даже при отказе пары SSME.

Подозреваю, что вряд ли это единственный выход, и тем более лучший...

ratte07> А когда на РН сверху цепляется маленький планер - у него вообще не будет шансов. Если это только не специальная РН, у которой АВД не будет даже при отказе 2/3 двигателей. Или если он не будет на борту тащить огромный запас топлива.С соответствующим ростом и крыльев, и массы ТЗП.

Очччень неочевидно пока.
Во всяком случае, ИМХО, ни о каком росте массы ТЗП 100% нельзя говорить.

ratte07> Поэтому, снизить перегрузку можно, но либо ценой снижения безопасности и роста массы (крылья), либо созданием специальной РН и еще большим ростом массы капсульного КК.

Отнюдь не обязательно, похоже.

Полл>> Схему "Энергии-2" видели? Там вся вторая ступень - спускаемый аппарат.
Д.В.> Да, но с очень (очень!) маленьуим баллистическим коэффициентом

А с каких это пор макс. перегрузка стала зависеть от балл. коэффициента?

Bell> Да вот говорят так...
Bell> Мол, распределение тепловых нагрузок при торможении со 2-й космической для аппарата с несущим корпусом приводит к катастрофически высокой температуре в носовой части.

Это ясен пень, что чем выше скорость входа, тем выше температура вблизи критической точки.
Только вот сама по себе температура - ничего еще не значит для ТЗП. Обсуждали же неоднократно.
Причём для ТЗП любого типа.

Конечно, и теплопотоки, и суммарный приток тепла тоже растёт со скоростью входа. Но это лечится (как минимум - смягчается) аэродинамическим качеством и многозаходным торможением.
Ничего совсем уж нерешаемого здесь не должно быть.

Bell> Там типа локальный участок сверхвысоких температур.
Bell> Абляционка типа выдержит,

Абляционка типа и не такое выдерживает

И очень возможно, что даже плитка может выдержать - это, грубо говоря, сильно зависит от длительности таких температур.

Bell> но обгорит настолько сильно, что форма существенно изменится и вообще с обтеканием кромки будут большие проблемы.

С сохранением формы - возможны варианты; можно вспомнить варианты 60-х - выдвижную штангу либо струю.
Иной вариант - транспирационная защита: она во многом близка к абляционной, но не изменяет геометрии.

Bell> Вобщем, неоднократно обсуждалось вокруг Клипера.

Кем и где обсуждалось? Просто на форумах?
Или были какие-то серьёзные источники?