|
Tah motorů podle obrázku skutečně směřuje přibližně do těžiště zbylé soustavy ale to by mohl směřovat i kdyby byly motory pod ET, jako u Energie. Důvodů pro šikmé postranní umístění motorů je tedy zřejmě více, dost důležité i ty, co uvádí Jirka. Jeden z důvodů bude, aby osa ET mohla probíhat blíže směru letu, což má význm jen ve fázi průletu atmosférou.
Kdyby byť i při kolmé fázi startu motory SSME a SRB pracovaly souose, znamenalo by to, že SSME netáhnou do těžiště, které je blízko osy ET a vynikl by klopivý moment. Ten by musely vyrovnat SRB, takže by stejně mezi jejich vektory tahů byl úhel.
|
|
| Mimochodem, Discovery prave ted konecne opet vyjizdi z VAB. |
|
Ještě k vyosení motorů. Jsou to už opravdu detailní fajnovosti, ale taky si myslím, že důvodů pro šikmé a postranní umístění motorů bude víc, včetně možnosti ovládání polohy aerodynamické osy při průletu atmosférou. Všechno to ale primárně vychází z bočního umístění nákladu (kdyby byl náklad na špici, nebo jinak symetricky, tak by asi postranní umístění motorů nebylo vhodné).
Ohledně souosé práce motorů si myslím, že není třeba, aby všechny motory táhnuly přesně do těžiště, ale podstatné je, že výsledný vektor tahu všech motorů směřuje do těžiště (dá se to představit tak, jakoby na nosiči byl jeden fiktivní motor, který by ležel ve výslednici všech motorových sil [to znamená, že by se mohla měnit i jeho virtuální poloha]). Teoreticky toho lze dosáhnout i při dokonale souosé práci všech motorů (vyvážením rozdílných tahů vhodným směrováním tahu), ale uznávám, že je dost pravděpodobné, že u STS tam nějaké nesouososti tahu budou. Nemám k tomu dostatek informací. Myslíte, že takovéto detaily lze najít někde na netu? Pokud ano, tak mi dejte vědět :) |
|
Samozřejmě, že jen výslednice tahů všech motorů, ne každý motor musí mířit do těžiště (když zanedbáme aerodynamické síly). Je běžné, že při více motorech nejen změnou směru ale i změnou tahu jednotlivých motorů lze řídit směr této výslednice a tím řídit raketu. Pokud by tedy tah SSME byl paralelní s osou ET, pak by ani SRB nemohly táhnut do těžiště a vznikl by tak jako tak úhel mezi nimi. Jsou to opravdu detaily.
Žádné podrobnosti jsem na internetu nenašel. Jednou pan Vítek uveřejnil parametry dráhy konkrétního STS 88 a STS 49. Pokusím se z nich shrnout průběh letu.
Rozborem obou konkrétních případů lze zhruba usuzovat, že do času 20 s a výše 1,2 km stoupá STS kolmo.V této výšce je redukován tah SSME na 89.% , ve výšce 3,1 km pak na 67%. Tím se dráha STS postupně skloní do požadovaného šikmého směru a ve výši 10 km jsou SSME spuštěny na 104 % tahu. Začíná dlouhá, přibližně přímková část letu v úhlu asi 45° až do oddělení STS v čase 125 s, ve výši cca 50 km a horizontální vzdálenosti 48 km. V této fázi letu nelze uvažovat o nějakém využívání dynamiky – setrvačnosti. Když si nakreslíme síly včetně gravitační pro počátek šikmé fáze letu vidíme, že pokud by táhl jen jeden motor s ekvivalentním tahem (in line konfigurace), musel by odklon podélné osy ET od dráhy letu značně větší než 10°. Proto také in line konfigurace létají delší dobu kolmo a stoupají pod strmějším úhlem než STS, kterému šikmý tah SSME umožňuje snížit tento odklon a stoupat pod menším úhlem. Tím se urychlí navedení na kruhovou rychlost a sníží gravitační ztráty, které závisí na čase, po který gravitační síly působí. Tím je zřejmě více než kompensována ztráta z nesouososti motorů. Samozřejmě, primární důvod proč jsou SSME umístěny bočně je, že se vracejí v Orbiteru.
Po oddělení SRB začíná dynamická fáze letu, kdy SSME mají tah jen 700 tun ale zbývající hmoty jsou v počátku přes 600 tun. SSME nestačí kompensovat gravitační sílu v daném úhlu letu, systém však setrvačností dále stoupá, ale svislá rychlost klesá a dráha se stáčí k horizontále. V čase 210 sec , v horizontální vzdálenosti cca 100 km dosáhne systém výše 98 km a letí pak téměř horizontálně (tedy zhruba po kruhové dráze) dalších téměř 1300 km a SSME skončí práci ve výši 105 km v čase 510 sec. Tato nejdelší část letu také není dynamická a vzhledem k tahu SSME a hmotě soustavy musí zpočátku letět ve značném odklonu podélné osy od směru letu. To není na závadu, neboť odpor atmosféry je téměř nulový. Dokonce v čase 245 sec (v jiném případě to bylo 480 sec) se systém otočí tak, že Shuttle letí nad ET. Důvodem je zřejmě snadnější oddělení ET v konečné fázi.
Pro snadné nakreslení průběhu celé dráhy by bylo dobré , kdyby někdo mohl sehnat průběh výšky a horizontální vzdálenosti u nějakého letu STS v délkových jednotkách. Z údajů zeměpisné šířky a délky se to musí přepočítávat. Myslím, že je to zajímavé i proto, že budoucí SDV bude mít zřejmě podobný profil letu.
|
|
Díky p. Pinkasovi za shrnutí a inspiraci. Vložil jsem data z letu STS-88 do Excelu, v něm jsem zhruba přepočítal zeměpisnou šířku na vzdálenost (přes sinus sklonu dráhy) a vznikl mi pěkný graf vzletu.
Nejprve prvních 150 sekund:
Je vidět, že trajektorie nikde není přímková, ale stále se pomalu stáčí do vodorovného směru. Přesto souhlasím s tím, že STS si díky značnému bočnímu uložení SSME asi může dovolit trochu plošší dráhu než inline rakety, protože může nasadit mírnou "kobru" už brzy po startu. Výsledný vektor tahu je v poloze "kobra", ale aerodynamická osa ET přesto může mířit do vektoru letu. I takovéhoto stavu je teoreticky možno dosáhnout souosým tahem všech motorů (vůči sobě navzájem, nemusí to být vůči ose ET). V dostupném "manuálu STS" jsou změny tahu SSME zdůvodňovány snahou o snížení dynamického a tepelného namáhání (viz. http://science.ksc.nasa.gov/shuttle/technology/sts-newsref/sts_mes.html ).
Tato "plošší" trajektorie vzletu asi snižuje gravitační ztráty, ale je jasné, že trochu zvyšuje aerodynamické ztráty (protože se déle letí hustší atmosférou), umocněné ještě "bachratostí" STS. Nakolik je to výhodné je těžko říct, protože podle některých zdrojů jsou celkové vzletové zráty (gravitační, aerodynamické i další) u STS ekvivalentní téměř 1700 m/s delta_v, zatímco např. u Ariane jen méně než 1300 m/s (viz. http://www.tsgc.utexas.edu/archive/subsystems/launch.pdf ).
Na závěr tu ještě uvádím celkový graf vzletu STS-88, tak jak mi vyšel v Excelu:
Dobře je vidět kolísání výšky nad hodnotou 100 km v závěrečné fázi letu, kde musí STS asi dělat opravdu dost velkou "kobru", aby to vyrovnal :) |
|
Quote: Nakolik je to výhodné (plošší dráha STS) je těžko říct, protože podle některých zdrojů jsou celkové vzletové zráty (gravitační, aerodynamické i další) u STS ekvivalentní téměř 1700 m/s delta_v, zatímco např. u Ariane jen méně než 1300 m/s
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Děkuji panu Alešovi, že tu dráhu přepočetl na délkové jednotky. Tím je to mnohem názornější a také přesné. Ještě by bylo pěkné někde sehnat průběh zrychlení horizontálního a vertikálního s časem nebo vzdáleností. Dalo by se to i spočíst pomocí programu.
Co se týče gravitačních ztrát, ty záleží kromě jiného na čase vyvedení na dráhu. To ovlivňuje nejen na sklon dráhy ale hlavně na zrychlení. V tomto směru rakety s lidmi mívají menší zrychlení než rakety vynášející náklad. Proto Ariane je na tom lepší. Dále dost záleží na stupňovitosti. Při vyšším počtu stupňů lze lépe dosáhnout rovnoměrnosti zrychlení. V tom má právě STS nevýhodu, neboť je jen 1,5 stupňový a po oddělení SRB musí SSME začít táhnout velkou hmotu, která se téměř rovná jeho tahu, tedy s malým zrychlením a teprve postupně ta hmota klesá.
|
|
| Základní grafy (celkového) zrychlení a průběhu rychlosti a hmotnosti Saturnu5/Apollo a STS mám už nějakou dobu na stránce http://mek.kosmo.cz/zaklady/rakety/vzlet.htm . Časem tam asi přidám i ty nové grafy STS-88. Faktem je, že podobné grafy jsem na netu zatím nenašel. |
|
citace:
Dobře je vidět kolísání výšky nad hodnotou 100 km v závěrečné fázi letu, kde musí STS asi dělat opravdu dost velkou "kobru", aby to vyrovnal
Neni spis ten narust vysky na konci dan krivosti Zeme nez "kobrou"? |
|
| Tak máme díky p. Holubovi všechny grafy pohromadě. Jsou velmi zajímavé. Saturn 5 měl výrazně delší čas vyvedení na LEO než STS. Bylo to dáno tím, že k vyvedení na LEO musel v závěru pomáhat 3 stupeň určený hlavně pro přelet Země- Měsíc, kde urychloval jen 45 tun, kdežto na LEO musel dostrkat cca 120 tun včetně svého paliva pro přelet k Měsíci. Na to byl slabý, zrychlení malé a tedy čas dlouhý. Také SSME v počátku samostatné funkce měly co dělat z nákladem a zrychlení bylo malé. Jak ale klesala hmota, zrychlení rychle rostlo až ke konci bylo programově omezeno. Také jako Jirka se domnívám že kolísání (i pokles) v závěrečné fázi letu nad 100 km nemusel být způsoben kobrou, protože v té době již klesly hmoty, zrychlení bylo dost velké a vlivem rychlosti a úbytku hmot již klesala také gravitační síla. Možná, že na to mělo vliv otočení Shuttle nad ET, to je stav, kdy úhel motorů je obrácený a kobra se musela zvětšit. Jelikož pokles byl kolem 450 s, také to mohlo být ovlivněno tím, že právě v 450 s byl omezen tah SSME, aby dále nerostlo zrychlení. Nebo ten průběh může být prostě let v rámci povolené tolerance. |
|
| Myslím, že když ještě není dosažena plná orbitální rychlost, tak jedinou možností, jak změnit klesání na stoupání, je zvednout vektor tahu nad vektor letu (rychlosti), tedy "kobra". Klesání začíná už někde kolem 350. sekundy a to mi věřte, že raketoplán nemá plnou orbitální rychlost ani v 450. a dokonce ani v 500. sekundě letu. "Kobra" je tedy nevyhnutelná (podle mne). Věřím, že profil vzletu STS-88 byl zcela nominální a létala tak většina raketoplánů. Proč je ovšem to závěrečné "esíčko" optimální, to nevím. Mám ale dojem, že podobný profil vzletu (s krátkodobým poklesem výšky) mají i jiné nosiče, snad i Ariane. |
|
| Samozřejmě, kobra je nevyhnutelná v horizontální i stoupavé fázi letu, dokud není dosaženo orbitální rychlosti a té není dosaženo ani při vypnutí SSME. Jen mi pořád není jasno stejně jako vám, proč ten pokles výšky a následné zvednutí tam je. Proto jsem uvažoval různé možné důvody. |
|
| Ještě dodávám, že profil letu s vystoupením do větší výšky setrvačností s vypnutým motorem , následným poklesem a zapálením (nebo znovu zapálením) posledním stupně až při zpětném průletu u Země se často používá při navádění meziplanetárních sond. Teď si nejsem jistý, zda jde u prvé fáze jen o balistický let, nebo jde již o eliptický průběh. U STS však takový důvod není. |
|
No, v okamžiku vypnutí SSME raketoplán samozřejmě už plnou orbitální rychlost má. Energeticky je výhodné dostat se na počáteční dráhu s nízkým perigeem. Raketoplán má při vypnutí SSME perigeum někdy snad i pod 100 km, ale má ho už za sebou a stoupá do apogea (ve výši nad 200 km), kde pak cirkularizuje dráhu manévrem OMS-2 cca po 45 minutách letu (manévr OMS-1 dělá raketoplán krátce po vypnutí SSME jen občas, pokud potřebuje ještě více zvýšit apogeum [a přitom nechá perigeum pořád nízko]).
Už dříve jsme v jiné diskusi dospěli k závěru, že pro tělesa s reaktivním motorem je energeticky nejvýhodnější (motoricky) manévrovat "co nejníž", tedy v místě, kde má na oběžné dráze nejvyšší rychlost, tedy v pericentru. Proto je např. u sond asi možný a výhodný profil letu, zmíněný p. Pinkasem. Částečně to platí i pro STS, protože při vypnutí SSME prostě přejde na dráhu s nejmenší možnou "energetickou hladinou", což je jistě výhodné.
Ohledně "kobry" při stoupání se asi bohužel nikdy neshodneme. V mých představách je to tak, že dokud stoupáme (tedy kromě horizontální rychlosti máme i vertikální rychlost vzhůru), tak je možno vektor tahu směrovat prakticky přesně do vektoru rychlosti, tedy bez "kobry" (a přesto tím můžeme eliminovat gravitační sílu). Teprve v okamžiku, kdy už nestoupáme (letíme vodorovně nebo dokonce klesáme) a ještě nemáme orbitální rychlost, je pro zastavení klesání třeba "kobra" (zvednutí vektoru tahu nad vektor rychlosti). Protože na tohle asi p. Pinkas nikdy nepřistoupí, potřebovali bychom tady někoho znalého a nezávislého, kdo by spolehlivě popsal, jak to ve skutečnosti je. Já bych to rozhodně rád věděl :) |
|
| Ehm, ja jsem myslel, ze gravitacni sila se prestava eliminovat uz brzo po odhozeni SRB a od te doby se raketoplan urychluje jen horizontalne. To by znamenalo, ze setrvacnosti vystoupa vzhuru a pak klesa dolu. V okamziku kdy dosahne orbitalni rychlosti pro vysku 100km je vektor rychlosti horizontalni (to je ten horizontalni usek ke konci drahy). Protoze se ale raketoplan potrebuje dotat s apogeem vyse, tak proste necha pustene motory dele a prejde na eliptickou drahu. No a to je to zvysovani drahy na konci. Zadna kobra tam tedy neni zapotrebi. Pokud mam ve druhem stupni slabe motory (jako ze obvykle mam) tak proste vyuziju prvni stupen k tomu abych nabral vetsi vertikalni rychlost a "padal tedy z vetsi vysky". Nez spadnu zpet do atmosfery, tak uz ovsem tu orbitalni rychlost musim mit, jinak mam zadelano na problem. |
|
Slovem "eliminovat" jsem v tomto případě myslel "působit proti", tedy v pozdějších fázích letu to už neznamená "zvyšování vertikální rychlosti", ale jen "zpomalování poklesu vertikální rychlosti". Ale jinak s využitím prvního stupně k dosažení solidní vertikální rychlosti naprosto souhlasím.
Lze snadno odhadnout, že orbitální rychlost pro výšku 100 km raketoplán získá až cca 2 sekundy před vypnutím SSME [MECO] (protože zbývajících cca 60 m/s stačí na zvednutí apogea až k 300 km), jenomže stoupat začíná už nejméně o 30 sekund dřív (při rychlosti o cca 900 m/s nižší, než je ekvivalentní orbitální rychlost), takže právě v té době (cca 60 - 30 s před MECO) tu "kobru" prostě udělat musí. Vzhledem k tomu, že horizontální rychlost má už v tu chvíli solidní (6000 - 7000 m/s), tak ta "kobra" už asi stačí relativně malá (odhaduju to do 10 stupnu), takže to není nic extrémně nevýhodného. Je to srozumitelné? |
|
Quote: …dokud stoupáme (tedy kromě horizontální rychlosti máme i vertikální rychlost vzhůru), tak je možno vektor tahu směrovat prakticky přesně do vektoru rychlosti, tedy bez "kobry" (a přesto tím můžeme eliminovat gravitační sílu).
--------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
V tom máme zatím každý jiný názor (tím netvrdím, že nemůžete mít pravdu). Snad to někdo rozhodne, také bych to rád věděl s jistotou. Prostě mně to vychází z rozkladu sil. Pokud by to bylo jinak, mohla by se asi raketa sklonit do šikmého letu již krátce po startu a ani na vojenských raketách, které přechází do sklonu krátce po startu bychom „kobru“ neviděli. A tyto rakety mají mnohem větší zrychlení než civilní.
Tak trochu to, co popisoval Jirka – využití prvého stupně k dosažení větší vertikální rychlosti jsem našel v poznámkách o startu Ariane se sondou Rosettou. Uvádím krátce poslední etapu letu:
T+0:03:13 – odhození aerodynamického štítu ve výšce 106 km
T+0:09:47 – vypnutí hlavního motoru Vulcain 1
T+0:09:53 – oddělení prvního stupně rakety (později dopad do Pacifiku)
T+1:07:00 – dosažení nejvyššího bodu balistické dráhy (3828 km)
T+1:56:43 – zážeh horního stupně rakety ve výšce 652 km
T+2:05:06 – dosažení nejnižšího bodu dráhy ve výšce 225 km
T+2:13:51 – vypnutí motoru horního stupně ve výšce 1097 km
T+2:15:05 – oddělení Rosetty od horního stupně
|
|
> Pokud by to bylo jinak, mohla by se asi raketa sklonit do šikmého letu již krátce po startu ...
Samozřejmě, že pokud raketa záměrně skloní svou trajektorii dříve a rychleji, než je třeba pro "gravitační" vyvedení, tak už je "kobra" nezbytná i ve fázi stoupání.
Předběžně bych naše úvahy uzavřel tak, že skutečnost bude někde uprostřed (jak p. Pinkas už párkrát připomněl). Existuje sice (jedíná) trajektorie, na které vektor tahu je stále blízko vektoru rychlosti (tzv. "gravitační manévr" - viz. text A.Vítka v tématu o drahách - http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=XForum&file=viewthread&tid=471 ), ale kvůli snížení gravitačních ztrát se v praxi používají poněkud plošší trajetorie, které vyžadují mírné nadsazení vektoru tahu nad vektor rychlosti ("kobru"). Je to kompromis mezi ztrátami gravitačními, aerodynamickými a jinými.
Časem se možná dobereme toho, jak velká ta "kobra" v praxi bývá a o kolik je výhodnější než "gravitační manévr". |
|
| Souhlasím a p. Holubem. Možností volby dráhy je mnoho, variant raket co se týče počtu stupňů, zrychlení, také mnoho. U STS dokonce je postranně uložený motor a zátěž, takže nelze asi nic zevšeobecnit a závisí na přesných výpočtech a volbě dráhy. Myslím si, že kdybychom raketě dali při počátečním kolmém letu dostatečnou svislou rychlost, lze pak gravitaci kompensovat setrvačností a v období „gravitačního manévru“ použít silně zakřivenou dráhu a na ní udržet odklon osy tahu od osy rychlosti ("kobru") v minimálním rozsahu. Jak psal pan Vítek, je to otázka složitých výpočtů. |
|
http://www.marscenter.it/eng/spaceprofilo.htm
Docela zajimave stranky se uzitecnymi zaklady.
Protoze je MECO a odhozeni ET jeste pred dosazenim orbitalni rychlosti, tak ta vlnka musi vzniknout prechodem na eliptickou drahu pomoci OMS. A protoze ET dopada obvykle v Indickem oceanu, tak tam vazne nejaka kobra musi byt :-) Ales mel pravdu. |
|
Stránky Alenia Spazio jsou zajímavé, ale buďme přesní, "vlnka" a OMS při letu STS-88 nic společného nemají
Moje grafy končí okamžikem MECO, OMS-1 při STS-88 nebyl proveden (viz. např. popis letu v L+K od A.Vítka - http://www.kosmo.cz/modules.php?op=modload&name=kosmo&file=index&fil=/m/pil_lety/usa/sts/sts-88/lk.htm ) a tzv. "suborbitální" dráha bezprostředně po MECO byla 75-314 km (typická hláška z řídicího střediska bývá "Nominal MECO, OMS-1 not required"). Já už takovéto dráze raději říkám "nestabilní oběžná dráha", protože i perigeum leží nad povrchem Země, i když nízko. STS-88 také použil tzv. "OMS assist" krátce po odhození SRB (opět viz. popis z L+K). K prvnímu zážehu motorů OMS po MECO došlo při STS-88 až cca 36 minut po MECO v prvním apogeu (blízko k tomuto apogeu dolétá i ET) a výsledná dráha pak byla 181-323 km (zvednulo se především perigeum). Toto je typický průběh letu STS v poslední době (viz. popisy dalších letů v L+K). |
|
| Ta vlnka na téměř horizontální části dráhy STS-88 je opravdu detail v celém letu, ale přesto je zajímavá. Na základě grafů, které zde uveřejnil pan Holub a také z popisu letu uveřejněném panem Vítkem v L+K si myslím, že jde opravdu o normální průběh: Prvý graf dráhy od p. Holuba je nakreslen (na rozdíl od druhého) ve stejném vodorovném i svislém měřítku a ukazuje, že stoupavá část dráhy STS je v realitě opravdu velmi šikmá. Zřejmě je žádoucí, aby v každém okamžiku (pokud to dovoluje odpor atmosféry) co nejmenší hmoty paliva byly zvedány do dané výšky a co největší hmoty paliva využity na horizontální rychlost. Přesto snad STS trochu využívá „gravitačního manévru“, tedy setrvačnosti. Navíc od T+133 do T+235 pomáhají motorům SSME ještě motory OMS. Takže se STS dostane na prvý vrchol dráhy a SSME si pak mohou dovolit více táhnout ve směru letu a nekompensovat zcela gravitaci. Tím STS začíná mírně klesat, ale o to větší nabývá horizontální rychlost. Jak však ubývá paliva a tedy hmoty a také jak se zvětšuje horizontální rychlost, z obou těchto důvodů klesá gravitační síla, kterou je nutno kompensovat. I když SSME nezmění úhel tahu (kobru), bude ke konci činnosti SSME jejich svislá složka tahu opět zvedat výšku STS a to je to druhé stoupání. Ve skutečnosti bych spíše odhadoval, že krátce před MECO, i když STS mírně stoupá, jeho „kobra“ bude spíše nižší, než v klesavé části dráhy. To jsou však jen odhady, které by se daly přesně spočíst v každém bodě dráhy z okamžité hmoty, rychlosti, tahu SSME a úhlu dráhy. Nevím, zda by někdo z nás byl schopný takový výpočet sestavit. |
|
| Ještě bych chtěl dodat, že STS v okamžiku oddělení SRB m ve výšce 50 km vertikální rychlost cca 850 m/s ( nutno upřesnit) a ta mu při zanedbání odporu vzduchu vystačí setrvačným letem na nabrání výšky cca 37 km (v^2 = 2gh, g bude nepatrně nižší), tedy celkem 87 km, takže po určitou dobu gravitačního manévru mohou SSME táhnout jen horizontálně, tedy se zápornou „kobrou“. Po dosažení vrcholu dráhy 109 km v T+330 i při klesání na 103 km v T+480 musí mít STS opět kladnou "kobru" a kompensovat gravitaci, neboť za 150 s by jinak klesl o cca 75 km (s=g/2.t^2) a to počítám g=6,7 až z bodu T+480. Ve skutečnosti průměrné g bude vyšší. |
|
S vašimi posledními úvahami, p. Pinkasi, naprosto souhlasím. "Kobra" v závěrečné fázi letu by skutečně měla být největší už při klesání a těsně na začátku nového stoupání, pak už není nutná. Souhlasím i s tím, že teoreticky by snad při prvotním stoupání v určité fázi byla možná i záporná "kobra", ale netuším, jestli ji raketoplán opravdu dělá. Spíš bych sázel na to, že ne (protože po oddělení SRB je zrychlení jen relativně malé a pokles horizontální rychlosti tedy bude asi docela rychlý).
Spočítat přesně směry vektoru tahu nedokážu a myslím, že pro to zatím máme málo údajů. Máme jen body dráhy po několika desítkách sekund a to je asi moc hrubé. Pokud by se o to ale někdo přesto chtěl pokusit (např. interpolací dalších bodů dráhy), tak rozhodně nejsem proti :) |
|
Nikdy me profil letu STS moc nezajimal, ale ted me to zaujalo. Takze se omlouvam za predchozi naivni hypotezy. Ale presto mam dalsi. Pokud MECO nastava az na konci grafu, tak i ta vlnka ma urcite smysl (pokud tam skutecne je). Dulezitym faktorem pro MECO je i shozeni ET do Indickeho oceanu (Coz je spousta tisic kolometru daleko). Tudiz jedine co me napada je, ze ta vlnka je tam presne z toho duvodu, aby ET dopadla tam kam ma. Na opacnou stranu jsem pri brouzdani zahledl neco ve smyslu, ze poslednich nekolik desitek sekund se hlida jen rychlost a ostatni veliciny jsou zafixovane. Taky s tou rotaci orbiter navrh ET se mi to zda nejednoznacne.
Napriklad tento zdroj
http://www.globalsecurity.org/space/library/report/1988/mission_profile.html
uvadi, ze orbiter rotuje nad ET pred MECO (pouze?) pri preruseni letu.
"The TAL abort mode begins sending commands to steer the vehicle toward the plane of the landing site. It also rolls the vehicle heads up before main engine cutoff and sends commands to begin an orbital maneuvering system propellant dump... "
Co se kobry tyce, tak v AJ je to angle of attack a da se najit nejakej uzitecnej odkaz. Napr.
http://www.sworld.com.au/steven/space/shuttle/sim/
ma stejny nazor, ze pri cinnosti SRB je kobra nulova a pak minimalni tak, aby se udrzela trajektorie. Ovsem jaka je to jsem nemel cas moc badat.
|
|
Jirko, to otočení orbiteru nad ET se používá jen posledních cca 10 let. Do té doby se raketoplán neotáčel a letěl stále "na zádech". Popis z roku 1988 to proto nemůže uvádět.
Odkaz na simulaci Stevena Pietrobona mám i na konci své stránky s dříve zmiňovanými grafy ( http://mek.kosmo.cz/zaklady/rakety/vzlet.htm ). Ty grafy právě vychází z té simulace. Ovšem ta simulace je už taky hodně stará a obávám se, že bude jen přibližná. Není v ní obsažena námi diskutovaná "vlnka" a ani jsem v ní bohužel nenalezl rozumným způsobem vyčíslený "úhel náběhu" tedy "angle of attack" (ty hodnoty jsou mi nesrozumitelné). Ale je fakt, že na konci Pietrobon uvádí tu nulovou "kobru" ("The first stage performs a gravity turn keeping the thrust vector and the air velocity vector the same. Thus the air angle of attack is zero."). |
|
Opravdu rozebíráme zajímavé věci i když možná pro většinu nudné. Ten program Peitrobona bohužel nemám, ale asi je v určité míře jen přibližný. Co se týče alpha – angle of attack (dále ho budu nazývat A.A.), myslím že je to to, co my nazýváme „kobra. Je to však parametr převzatý z klasické rakety, kdy až na malé odchylky vzniklé řízením osa tahu souhlasí s aerodynamickou osou nejmenšího odporu rakety. U STS je to vše složitější . Je tam úhel motorů SSME a SRB, pravděpodobné programování změn tohoto úhlu, postranní náklad, což vše ovlivňuje A.A. Především na rozdíl od klasické rakety je u STS možné, aby po delší dobu aerodynamická osa STS souhlasila s vektorem rychlosti vi a přesto tah motorů nesouhlasil (a částečně kompensoval gravitaci). Tedy A.A. u STS by měl mít jinou definici – úhel mezi aerodynamickou osou nejmenšího odporu a vektorem rychlosti (směrem letu).
V programu je pochopitelně volitelná doba t, kdy chceme, aby se systém začal odklánět od svislé dráhy. Tuto dobu a tedy i dosaženou vertikální rychlost můžeme u klasické rakety teoreticky volit tak, aby „gravitační manévr“ jí přesně využil a udržoval přechodovou část dráhy na nulovém A.A. a dosáhli jsme požadované výšky. Když jí volíme menší a přesto chceme A.A. nulový, bude dosažená výška menší a naopak. U STS si myslím, že odklon do šikmého směru je mnohem dříve, než aby dosažená vertikální rychlost mohla v celé době kdy pracují SRB udržovat A.A nulový. A.A nulový asi dle definice Peitrobona není, ale přesto vlivem šikmého tahu SSME může aerodynamická osa STS souhlasit s vektorem rychlosti vi, což je podstatné. To asi umožňuje STS letět s více skloněnou dráhou a v každém bodě dráhy méně paliva muset zvedat do dané výšky a více paliva přeměnit v horizontální rychlost, než kdyby dráha byla strmější. Opět jsou to vše jen úvahy, které by mohly potvrdit jen přesná data od konkrétního letu.
|
|
Docela solidní informace jsem našel na stránkách "The Launch Zone" - http://www.theandyzone.com/launchzone/launchzone.htm
Konkrétní hodnoty úhlů náběhu tam sice nejsou, ale jsou tam např. uvedeny různé kompromisy, které musí STS při vzletu řešit (nutnost dosažení správné oběžné dráhy, omezený výkon motorů, strukturální limity [pevnost, tepelná odolnost], požadavky na možnost přerušení letu, ...).
V části "Performance Enhancements" - http://www.theandyzone.com/launchzone/pe.html - jsou popsány i takové věci, jako (nedokonalá) snaha o téměř souosý ("paralelní") chod SRB a SSME (viz. tzv. "Cosine Thrust Losses" - http://www.theandyzone.com/launchzone/recvthrs.htm ), nebo třeba důvody pro otočení orbiteru nad ET v průběhu letu [Roll to Heads Up] (poprvé to bylo při STS-87 v roce 1997 a důvodem byla dřívější možnost spojení přes TDRS a tím možnost zrušení sledovací stanice na Bermudách - protože je to ale mírná výkonová ztráta, je snaha se při letech k ISS zase vrátit ke stálemu letu na zádech, protože při letu na dráhu se sklonem 51° jsou v dosahu stanice na pobřeží USA).
Zajímavé čtení :) |
|
Ještě dodávám, že důvod "Roll to Heads Up" je dobře popsán i česky v článku A.Vítka pro L+K - http://mek.kosmo.cz/pil_lety/usa/sts/sts-87/lk.htm .
Člověk hledá informace všude možně a přitom ty nejlepší už má u sebe :) |
|
Peknej odkaz, dik. Na tech strankach je poznamka k te vlnce na konci:
"At this point, the shuttle's nose is slightly above or on the horizon, and the vehicle will be almost to its MECO altitude (approximately 62 nm). It will begin a very shallow dive so it can fly up to the MECO cutoff point. This leaves the trajectory with a positive flight path angle and positive altitude rate (climbing). Both of these parameters are desirable to ensure that apogee is still to come."
Zrejme to ma neco spolecneho i se snaho dosahnout potrebne rychlosti v co nejmensi vysce (zvyseni nosnosti).
Ten paralelni chod motoru je nutne delat i pro jednotlive SSME a SRB mezi sebou. Takze motory nesmeruji presne do teziste a stale je mozne to nejak uregulovat.
|
|
| Opravdu zajímavé odkazy. Skutečnost při uvažování aerodynamického odporu a i větru je ještě složitější, než jsme rozebírali. Co se týče veličiny „yaw“, je to možno považovat za angle of attack , nebo u STS to bude znamenat něco trochu jiného? Její průběh během celého letu by asi dokreslil celý průběh startu STS, neboť průběh ostatních hlavních veličin – dráhy, rychlosti, zrychlení již máme. |
|
