40-тонник: ищем оптимальное решение.

Автор Дмитрий В., 01.01.2008 14:53:40

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

Дмитрий В.

Предлагаю все предложения и решения по облику 40-тонника складывать и обсуждать здесь. Вопросы: зачем?, нафига ? и т.п. - лучше здесь не обсуждать. Только техника!
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

oby1

Мне нравится Тризенит им.т.Старова
Первую ступень заказывать в Днепре,понятно,
а вот вторую,водородную доверить индусам и
СК строить там-же - дешовая и умелая раб.сила
+ месный космодром удобен для запуска на
Луну.А в свободное от Луны время пускать
два-три аппарата на ГПО.

Гусев_А

Ангара-Кальмар-7. Центральный блок водородный, бак с Н2 большого диаметра по верх УРМов.

Только с точки зрения унификации.

mihalchuk

А зачем водород? А7 на керосине с переливом.

ЦитатаВопросы: зачем?, нафига ? и т.п. - лучше здесь не обсуждать. Только техника!

К сожалению так не бывает. Технический облик носителя зависит от этих вопросов, а также от "когда?" и "что у нас есть?".

KrMolot

ЦитатаПредлагаю все предложения и решения по облику 40-тонника складывать и обсуждать здесь. Вопросы: зачем?, нафига ? и т.п. - лучше здесь не обсуждать. Только техника!
Вы лучше объясните, зачем вы привязали этого 40-тонного ягненка в этом дремучем-дремучем лесу? :shock: Берегитесь, Дмитрий В., здесь водятся(зачеркнуто) водились монстры.

p.s. Или приманиваем кого-то? ;) :mrgreen:

Shestoper

Двухступенчатый тандем. Диаметр ступеней 5,5 метров. Стартовая масса - 780 тонн.
Масса первой ступени - 550 тонн, сухая - 35 тонн.
На первой ступени - двигатель РД-179 (форсированный для Вулкана вариант РД-170). Тяга у Земли до 860 т, в пустоте - 937 т. Удельный импульс 308,5 с и 336,2 с на Земле и в пустоте соответственно. В перспективе движок на его базе, но адаптированный для метана, что повысит УИ на 15-20 с, и позволит применить между кислородом и метаном совмещенное днище без мощной теплоизоляции (близость температур).
Вторая ступень массой 185 тонн, сухая масса - 18 тонн. Днища кислородного и водородного баков совмещенные. Двигатель - РД-0120 с высотным соплом, пустотный УИ 462 с.
Масса переходника между ступенями - 4 тонны, масса обтекателя ПН - 4 тонны.
ПН 37-38 тонн.

RadioactiveRainbow

:shock:
Э-э-э...


"Надо позвать Рутана, он умеет выдавать характеристики вдвое лучше теоретически возможных." (с) кто-то с форума НК
 :roll:


Это как-то слишком высокотехнологично. Слишком уж.
Хотя, получить >35т с одним двигателем на первой ступени... заманчиво.
Полагаю, с двухступенчатым тандемом с водородом наверху спорить никто не будет...
Глупость наказуема

Shestoper

Это вариант на базе существующих двигателей, с их незначительной модернизацией.

Если делать на базе новых двигателей, которые будут применяться на сверхтяжелых носителях, характеристики будут существенно другие.
Поскольку для сверхтяжелых ракет нужно минимально возможное количество двигателей, значит отдельный двигатель должен обладать максимальной тягой.
Это проще всего реализовать на двигателях с умеренным давлением в КС, так как для них нужна небольшая удельная мощность турбонасосов (на единицу тяги).
Поэтому - двигатели открытой схемы с давлением порядка 100 атм.
Для первой ступени - четырехкамерный метановый двигатель с тягой 1500 тонн у земли. За счет применения метана УИ у него будет примерно на уровне НК-33 - 295-300 сек.
На второй ступени - водородный движок тоже с открытой схемой и давлением 100 атм, высотный аналог штатовского RS-68. Тяга в вакумме порядка 350 тонн, пустотный УИ 440 с.
За счет умеренных удельных параметров такие двигатели можно сделать технологичными и надежными.

На таких двигателях (по одному на ступень) можно сделать ракету стартовой массой 1200 тонн.
Первая ступень 900 тонн, вторая - 240, сухие массы 60 и 25 тонн соответственно, переходник между ступенями и обтекатель ПН - по 5 тонн.
ПН - 50 тонн.

"Четвертовав" и "располовинив" двигатель первой ступени, можно получить надежные мощные двигатели для средних носителей. За счет ненапряженых параметров и высокой надежности их можно будет применять для пилотируемого носителя.

На сверхтяжелых носителях можно будет применять от 4 до 8 метановых боковушек (унифицированных с первой ступенью 50-тонника), и центральный водородный блок большого диаметра (порядка 12 метров).
Возможно также создание 100-тонника с 2 метановыми боковушками, и блоком Ц диаметром 7,7 метра (как на Энергии), но не с 4 РД-0120, а с двумя новыми водородными движками.

RadioactiveRainbow

Вот это уже намного интереснее! :)

Баки на самолетах возить придется. Ну ничего - можно пережить.
Очень правильная мысль - использовать менее напряженные двигатели но посильнее вылизать конструкцию самой ракеты.

А какое получается распределение ХС между ступенями?
У меня получилось примерно 3500 м/с на первую ступень и, соответственно, порядка 6300 м/с на вторую.
Неплохо. Даже очень.
Да, это определенно более реалистично! Надо нарисовать - посмотреть что получится :)


С диаметром 8 метров ракета получается довольно симпатичной. Длина ступеней метров по 20.
Глупость наказуема

Shestoper

ЦитатаОчень правильная мысль - использовать менее напряженные двигатели но посильнее вылизать конструкцию самой ракеты.

Если на более легких носителях такие двигатели имеют преимущество только в надежности, то для супертяжей важно ещё и то, что такие двигатели можно сделать с очень большой тягой: мощность турбонасосов для очень мощных двигателей с высоким давлением нужна запредельная, а с умеренным давлением - вполне приемлимая. Тяга 350-400 тонн на камеру тоже вполне реализуемое значение.
К тому же малое количество мощных двигателей с высокой надежностью увеличивает надежность носителя в целом.


ЦитатаА какое получается распределение ХС между ступенями?
У меня получилось примерно 3500 м/с на первую ступень и, соответственно, порядка 6300 м/с на вторую.
Неплохо. Даже очень.

Да, примерно так.

hcube

Я думаю, оптимум - триАтлас, боковушки 2*НК-33, центр 1*НК-33, третья ступень - 1*11Д57. Схема дает порядка 35-40 тонн ПН, число двигателей при этом то же что у А-5, а баков так и в полтора раза меньше. При этом есть возможность использовать как 15-тонный Атлас-1 для ГПО-пусков, так и 90-тонный Атлас-5 с водородом на ЦБ. Собственно, это семейство описал serb в 'черепешьем галопе' под названием Н-2 ;-). Как вариант, вместо керосина можно использовать метан, с некоторым ростом габарита боковушек (примерно до размеров 1 ступени Зенита).
Звездной России - Быть!

ssb


чайник17

Если подразумевается оптимизация по цене, то не хватает кучи данных:

1. Серийность/частота запусков
2. Надёжность
3. Время на разработку
4. Национальный или международный проект
5. Гибкость - должна ли быть серия на все массы ПН от 20 до 40 тонн
6. Уровень давления "зелёных"
и.т.п

Очевидно, что эти параметры очень критичны.

Если, скажем, носитель малосерийный, национальный и нужен очень скоро, то надо использовать существующие двигатели, диаметры баков, транспортную систему (ж-д), инфраструктуру заправки - соответственно получится чисто керосиновая ракета с пакетной первой ступенью, в духе тризенита или Ангары-7.

Наоборот, при умеренно большой серийности, международном проекте, куче времени на разработку - выйдет тандем-моноблок с водородом на второй ступени.

Ну и при очень большой серийности полезут многоразовые ступени, АКС и прочая экзотика, вплоть до тросовых систем.

Salo

ЦитатаЯ думаю, оптимум - триАтлас, боковушки 2*НК-33, центр 1*НК-33, третья ступень - 1*11Д57. Схема дает порядка 35-40 тонн ПН, число двигателей при этом то же что у А-5, а баков так и в полтора раза меньше. При этом есть возможность использовать как 15-тонный Атлас-1 для ГПО-пусков, так и 90-тонный Атлас-5 с водородом на ЦБ. Собственно, это семейство описал serb в 'черепешьем галопе' под названием Н-2 ;-). Как вариант, вместо керосина можно использовать метан, с некоторым ростом габарита боковушек (примерно до размеров 1 ступени Зенита).

Мне кажется, что триАтлас больше 25-30 т на НОО не выведет:
Стартовая тяга при пяти НК-33-1   5 Х 185тс= 925 тс.
При тяговооружённости 1,3 стартовая масса будет 925 тс / 1,3 =711,5 т.
Чтобы вывести 40т на НОО нужно иметь мюПН в 5,5-6%. Учитывая что водород только на третьей ступени, это вряд ли возможно. :(
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

hcube

Если метаноый - то выведет. Ну, может несколько меньше, 35-37 тонн. Вот керосиновый - может и нет. Под НК-33 я имел в виду метановую, разумно форсированную конверсию, с тягой у земли в 160 и в вакууме в 185 тонн. Стартовая масса - 600 тонн. Из них 35 тонн - ПН, 55 тонн - вторая ступень, остается 520 тонн. Они поровну делятся между тремя УРМ - каждый по 170 тонн. На боковых - по 2 НК-33-1, тяга 150/185, УИ - 310/360. На центре - НК-33-1-В, тяга 150/200, УИ 310/375. На третьей ступени -  11Д57, тяга 44/50, УИ 470.

Опять же, это не просто ракета, а серия, никто не мешает запроектировать 6 узлов крепления на ЦБ (при этом на конкретный УРМ ставить только те, за которые будут крепиться боковушки), и оптимальными сделать варианты с 2 и 3 боковушками. Трехбоковушечная РН той же конфигурации 40 тонн точно вытаскивает. Кроме того - не забываем про водород на третьей ступени. Это автоматически означает водородный РБ. Т.е. на ГПО и к Луне входит не менее 60% от массы на низкой орбите. Т.е. 20 тонн из 35. Куда уж больше-то - это УЖЕ три самые тяжелые современые платформы.
Звездной России - Быть!

Дмитрий В.

ОК!
Начнем с требований.
I.Основные:
1.1) Масса ПГ на низкой опорной орбите (200*200 км, наклонение 51 град) 40 т (плюс-минус 5 т). Масса ПГ на ГСО - до 8 т, масса КА на отлетной траектории к Луне 12-16 т (в зависимости от типа КРБ).
1.2) Основные виды полезных грузов: геостационарные КА, АМС, доставка грузов на ОИСЛ и на поверхность Луны, блоки орбитальных станций.
1.3)Количество пусков - от 6 до 12-15 в год.
1.4)Применение экологически чистых компонентов топлива.
1.5)Минимальное количество зон отчуждения под поля падения.
1.6)Возможность использования для пилотируемых пусков.
II.Дополнительные:
2.1)Использование двигателей, уже находящихся в серийном производстве, либо в разработке.
2.2)Гарантированный увод РН от СК в случае отказа одного из двигателей 1-й ступени.
2.4)Транспортировка блоков РН на космодром: по ж/д или самолетом, созданным на базе серийного прототипа.
III.Желательные:
3.1)Возможность создания на базе РН носителей меньшей (до 20-25 т) и большей (до 70-80т) грузоподъемности.
3.2)Обеспечение возможности выполнения целевой задачи при отказе одного из двигателей первой или второй ступени.
Основной критерий оптимизации: минимальная стоимость пуска при частоте запусков, указанных в п.1.3.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Salo

Цитата3.1)Возможность создания на базе РН носителей меньшей (до 20-25 т) и большей (до 70-80т) грузоподъемности.

Этим требованиям видимо может соответствовать только пакет?  :wink:

 
Цитата3.2)Обеспечение возможности выполнения целевой задачи при отказе одного из двигателей первой или второй ступени.
При использовании пакетной схемы с этим могут быть определённые трудности, если не использовать перелив. :(
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Дмитрий В.

Цитата
Цитата3.1)Возможность создания на базе РН носителей меньшей (до 20-25 т) и большей (до 70-80т) грузоподъемности.

Этим требованиям видимо может соответствовать только пакет?  :wink:

 
Цитата3.2)Обеспечение возможности выполнения целевой задачи при отказе одного из двигателей первой или второй ступени.
При использовании пакетной схемы с этим могут быть определённые трудности, если не использовать перелив. :(
Да, пакетная компоновка лучше соответствует требованиям "семейственности". Что касается отказоустойчивости, то здесь как раз лучше тандем с многодвигательными ДУ. Для смягчения "проблемности" этой задачи на пакете, в боковых блоках придется применять также многодвигательные ДУ (минимум - 2 ЖРД), чтобы при отказе одного из двигателей можно было безболезненно отключить противоположный, а также для полной выработки РЗТ.
Да, по здравом размышлении, надо в требования включить и возможность разработки новых ЖРД. Все-таки, новая система должна обеспечивать и развитие ракетных технологий.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Shestoper

ЦитатаОК!
1.3)Количество пусков - от 6 до 12-15 в год.

А всего серия - порядка 200-400 ракет?

Тогда носитель должен быть простым и технологичным. При такой большой серии окупятся затраты на водородную инфраструктуру, переоборудование транспортных самолетов для воздушной перевозки ступеней, создание новых двигателей.

Максимально простая ракета - это двухступенчатый тандем, на каждой ступени по 1 двигателю. Причем для нормальной эксплуатации носителя (особенно при пилотируемых пусках) этот двигатель должен обладать высокой надежностью - в случае его отказа ракете гарантирован кирдык.
Заманчиво конечно использовать на первой ступени отработанный РД-170. Но его тяги даже в форсированном варианте хватит на ПН не более 35-37 тонн.
Можно создать двигатель большой тяги на базе РД-170, используя его отработанный ТНА.
Например добавить к турбине ещё одну ступень низкого давления, приспособить её под более высокое падение давления на входе-выходе - пусть на выходе будет в районе 150 атм. Мощность турбины при этом естественно увеличится. Насосы горючего и окислителя будут переделаны под перекачку в 2 раза большего объема топлива, но под давлением 150 атм. После этого 50% кислорода и небольшая часть керосина будут подаваться в насосы высокого давления (500 атм) и потом в газогенераторы и турбину.
Эта часть топлива будет после турбины сгорать  в двух КС увеличеных размеров при давлении 150 атм (тяга порядка 400 тонн на камеру). А ещё две камеры сгорания будут обеспечиваться кислородом и керосином по открытому циклу, за счет отбора мощности с турбины на насосы низкого давления (150 атм).
Таким образом получим двигатель с тягой 1500-1600 тонн, с удельным импульсом на уровне примерно НК-33.
При использовании вместо керосина метана УИ будет секунд на 10-15 выше, минимум на уровне РД-170.

Что касается двигателя верхней ступени - нужен водородник с тягой порядка 300-400 тонн, который будет относиться к двигателю первой ступени примерно как РД-0120 к РД-170.
Не случайно американцы создали мощный RD-68 c умеренными удельными параметрами, и работают над высоконапряженным RD-83 тягой 300 тонн. Мощные водородники очень пригодятся для верхних ступеней тяжелых и сверхтяжелых ракет. Хотя тяги керосиновых ЖРД на водороде и не достигнуть - сложно перекачивать большие массы водорода из-за низкой плотности. Но это и не требуется  - для верхних ступеней такая тяга не нужна.

Создание, отработка и серийное производство мощных двигателей для первых и вторых ступеней - очень важное условие для реализации в дальнейшем полетов к Луне и к планетам (вспомним значение F-1 в лунной гонке). А УИ при давлениях в КС порядка 100-150 атм остается ещё вполне приемлимым.

Salo

ЦитатаЧто касается двигателя верхней ступени - нужен водородник с тягой порядка 300-400 тонн, который будет относиться к двигателю первой ступени примерно как РД-0120 к РД-170.

В обозримом будущем можно ограничиться двумя  РД-0120, может быть подняв удельные параметры (раздвижной сопловый насадок и т.д.).
"Были когда-то и мы рысаками!!!"