И опять про Ангару (часть третья)

[Старый]

Сейчас тяговооружённость и РЗТ 2-й ступени Ф9 гораздо ближе к оптимальным значениям для выведения на НОО.

А какие значения были бы оптимальны для ГПО?

Если тягу первой ступени и стартовую массу ф9 оставить неизменной, а варьировать только распределением топлива по ступеням и тяговооружённостью 2-й ступени, то для одноразового варианта оптимальная тяговооружённость - примерно 0,786 (тяга  примерно 69 тс), а РЗТ чуть больше 62 т. Мпг на ГПО с недобором 1800 м/с примерно 8,76 т.

Блин, а сколько там счас? Ато может я отстал от жизни?  Брюгге уже заявляет 110 тонн. 

[Старый]

Брюгге конечно никто не верит, но если у Флакона соотношение топлива как он брешет 109/450 то тут я полностью согласен - это оптимизация под ЛЕО. 

[ухач]

Сейчас тяговооружённость и РЗТ 2-й ступени Ф9 гораздо ближе к оптимальным значениям для выведения на НОО.

А какие значения были бы оптимальны для ГПО?

Если тягу первой ступени и стартовую массу ф9 оставить неизменной, а варьировать только распределением топлива по ступеням и тяговооружённостью 2-й ступени, то для одноразового варианта оптимальная тяговооружённость - примерно 0,786 (тяга  примерно 69 тс), а РЗТ чуть больше 62 т. Мпг на ГПО с недобором 1800 м/с примерно 8,76 т.

При такой маленькой 2й ступени 1я ступень будет совсем циклопичной
  и не проедет по американским дорогам.
Поэтому для поиска оптимальной 2й ступени Фалкон 9
  неизменной нужно оставлять не стартовую массу (её как раз можно увеличить),
  а массу 1й ступени.

[Старый]

При такой маленькой 2й ступени 1я ступень будет совсем циклопичной

Всего лишь на 10% больше. 

[Старый]

Поэтому для поиска оптимальной 2й ступени Фалкон 9
  неизменной нужно оставлять не стартовую массу (её как раз можно увеличить),
  а массу 1й ступени.

При запусках на ЛЕО оптимальным является соотношение масс топлива ступеней примерно 1/4. Как у Флакона-9 - 110/440. 

[Дем]

Ушастая Ангара без всякой иронии и сарказма была продуманной и, соответственно, красивой РН.

Чертёж красивый, да. Вот сделать по нему...
Любой хоть что-то понимающий в физике догадается, что бак нельзя удержать на горизонтально ориентированных стержнях.
Если столько-то реально делать - то боковые баки надо опирать на раму движка. Т.е. получаем трибак с единой фермой снизу.

[ухач]

(для Ф9)..оптимальнее большая тяговооруженность 2й ступени для вывода на НОО.

Нечто вроде гипотетического НК-33-1В с тягой 180 тс с соплом размерности вакуумного Мерлина.
Ну и процентов на 20-30 больший РЗТ 2й ступени.

Вот сегодня публичное подтверждение от Маска:
SpaceX, [04.03.2023 8:50]

Elon Musk:
— Соотношение масс 1-й и 2-й ступени слишком велико на Falcon 9,
что требует длительного Entry Burn. ..
Это исправлено на Starship.

На Фалкон 9 это можно исправить новой большой 2й ступенью с одним Раптором.
Маск же постоянно хвалится что Рапторов очень много и они очень дешевые.

[Дмитрий В.]

Ушастая Ангара без всякой иронии и сарказма была продуманной и, соответственно, красивой РН.

Чертёж красивый, да. Вот сделать по нему...
Любой хоть что-то понимающий в физике догадается, что бак нельзя удержать на горизонтально ориентированных стержнях.
Если столько-то реально делать - то боковые баки надо опирать на раму движка. Т.е. получаем трибак с единой фермой снизу.

"Горизонтальные" стержни воспринимают только поперечные нагрузки. А продольные нагрузки на подвесные баки у Ушастой держат другие узлы.
А на "раму движка" опереть ничего невозможно - она внутри хвостового отсека.

[Дмитрий В.]

Брюгге конечно никто не верит, но если у Флакона соотношение топлива как он брешет 109/450 то тут я полностью согласен - это оптимизация под ЛЕО.

По моим прикидкам, на 1-й 400...410 т, на второй 108...110 т.

[Старый]

Брюгге конечно никто не верит, но если у Флакона соотношение топлива как он брешет 109/450 то тут я полностью согласен - это оптимизация под ЛЕО.

По моим прикидкам, на 1-й 400...410 т, на второй 108...110 т.

Если так то это явная оптимизация под ЛЕО. В своём предыдущем заявлении я был неправ, виноват, погорячился. 

[Ивгениуш]

У Фалкона-9 вторая ступень оптимизирована под геопереходную орбиту, это точно.

Для начала ей надо попасть на НОО.

За

У меня создалось впечатление, что основные потери хс многих ракет приходятся на подъем ракеты на 12 километр. Например DH тратит на это 86 секунд при увеличении скорости на 200 м/с. То есть на ветер выбрасывается порядка 20-25% топлива. Для снижения потерь используются ускорители с ттрд. Эта идея  используется в большинстве американских ракет. Дельта2,3 если не ошибаюсь.Однако DH исключение. Может быть есть нужда в "разогреве" двигателя, который на водороде и  работе на 60% от номинала тяги? Ведь можно что то придумать: дополнительные, сбрасываемые топливные баки плюс ускорители с ттрд. Возможно просто в том не было нужды? То есть для данной пн это, возможно,  наиболее приемлемое техническое решение. Но по деньгам оно совсем не приемлемо. В связи с чем,видимо, можно вспомнить проекты т.н. ушастой ангары.

Ну так" Флаг,Воздушный старт, вам в руки.

Воздушный старт не имеет к этому никакого отношения.

[Ивгениуш]

По логике, максимальная прибавка Мпг должна быть при пропорциональном тяге увеличении всех блоков  всех ступеней

Из-за уменьшения гравпотерь?

При сохранении тяговооружённости гравпотери вряд ли изменятся (немного снизятся аэродинамические потери из-за роста нагрузки на мидель). Основной рост даст банальное увеличение стартовой массы. А в случае переохлаждения компонентов - ещё и рост относительных масс топлива.

У меня создалось впечатление, что основные потери хс многих ракет приходятся на подъем ракеты на 12 километр. Например DH тратит на это 86 секунд при увеличении скорости на 200 м/с. То есть на ветер выбрасывается порядка 20-25% топлива. Для снижения потерь используются ускорители с ттрд. Эта идея  используется в большинстве американских ракет. Дельта2,3 если не ошибаюсь.Однако DH исключение. Может быть есть нужда в "разогреве" двигателя, который на водороде и  работе на 60% от номинала тяги? Ведь можно что то придумать: дополнительные, сбрасываемые топливные баки плюс ускорители с ттрд. Возможно просто в том не было нужды? То есть для данной пн это, возможно,  наиболее приемлемое техническое решение. Но по деньгам оно совсем не приемлемо. В связи с чем,видимо, можно вспомнить проекты т.н. ушастой ангары.

Чем меньше тяговооруженность, тем больше гравитационные потери. ЕМНИП на ракете Сатурн V на первой ступени запас ХС составлял 3,6 км/с, а гравитационные потери - 1,2 км/с.
Увеличивается тяговооруженность - соответственно увеличивается Мпг из-за уменьшения гравпотерь. Но не сильно.

Чем меньше тяговооруженность, тем больше гравитационные потери

Это верно, как правило, только для 1 ступени.

[Старый]

Это верно, как правило, только для 1 ступени.

Для верхней ступени гравитационные потери тоже есть и важны, хотя и не так как для первой ступени. 

[Дежурный администратор]

лучше, любимого проститутками, смешного карлика Союз-5

azvoz, за использование дублирующего аккаунта для обхода наложенных на Вас ограничений отдыхаете дополнительные две недели.

[Asteroid]

Для многоразовой 1-й ступени (с заведомо пониженным весовым совершенством), масса (и ХС) при оптимизации перераспределяются в пользу 2-й ступени с соответствующим увеличением тяги (для этого случая более оптимально соотношение тяг ступеней примерно 1 к 7).

То есть сама геометрия в помощь

[Ивгениуш]

Это верно, как правило, только для 1 ступени.

Для верхней ступени гравитационные потери тоже есть и важны, хотя и не так как для первой ступени.

Правильно 2*2=4, вроде бы так, или нет? Я что то запяматовал, может 5?

[Старый]

Это верно, как правило, только для 1 ступени.

Для верхней ступени гравитационные потери тоже есть и важны, хотя и не так как для первой ступени.

Правильно 2*2=4, вроде бы так, или нет? Я что то запяматовал, может 5?

Мне показалось что ты сказал что таблица умножения как правило верна только для первой ступени...

[Ивгениуш]

Ведь можно что то придумать: дополнительные, сбрасываемые топливные баки

Ты прям в теме про Ангару, изобрел первоначальную ушастую Ангару
Такая была красота, что ни у кого такой ракеты до сих пор даже близко нет

Спойлер

[свернуть]

Ведь можно что то придумать: дополнительные, сбрасываемые топливные баки

Ты прям в теме про Ангару, изобрел первоначальную ушастую Ангару
Такая была красота, что ни у кого такой ракеты до сих пор даже близко нет

Спойлер

[свернуть]

Только вот  Вы, по неизвестным науке причинам, не уловили мысль, которую я до Вас  попытался донести.

[Дмитрий В.]

По поводу "одного УРМ-2" на все модели.
Когда в 2000 г. облик семейства Ангара более или менее сформировался, УРМ-2 для Ангары-1.2 заметно отличался от такового для Ангары-3 и - 5: бак О имел заметно более короткую обечайку под уменьшенную заправку. На картинке УРМ-2, кстати обозначен как новая разработка. Можно сравнить с УРМ-2 для ангары-А5, к примеру.

Далее - и на форуме это уже обсуждалось - году так в 1998 у ЦиХ был вариант Ангары-1.2 с Блоком И в качестве второй ступени, причём с агрегатным модулем. Правда в НК тогда же писали, что это будет несколько другой "Блок И" разработки ЦиХ. Вот как это выглядело в феврале 2000 г.

Таким образом, стандартный УРМ-2, оптимизированный для Ангары-А3 и А-5, никогда не планировался на Ангару-1.2.Вы не можете просматривать это вложение.

[Старый]

Таким образом, стандартный УРМ-2, оптимизированный для Ангары-А3 и А-5, никогда не планировался на Ангару-1.2.

Изображённый на плакате "короткий АРМ-2" для Ангары-1.2 тоже никогда на неё не планировался.
Он "планировался" до этапа принятия окончательного решения, когда обратно дороги не будет. Чтобы протолкнуть решение под видом мнимой "универсализации". 
 Сейчас мы видим какой на самом деле "УРМ-2" оказался на Ангаре-1.2. Так что всё "планирование" ЦиХ в т.ч. и отображённое на приведённых тобой плакатах это не планирование а умышленный обман с целью подтолкнуть некомпетентных ЛПР на принятие решения. 
 И я об этом писал все 20 лет существования этого форума.