К вопросу выбора оптимальной тяговооруженности ступеней РН

[Старый]

не спорю, все равно ничего более подробного я не нашел. если есть - поделись ссылкой

Новости Космонавтики.

на сайте миссии выложены фотки с большим увеличением участка с двигателями, там видна ненормальная работа левого, интересно, это все тоже зазаметили при последующем анализе или такие вещи как-то (компьютерный анализ) отслеживают в реальном времени?

При последующем анализе. В полёте преждевременное выключение было как гром среди ясного неба. К тому ж у них там была ещё одна проблема - замкнула на корпус электропроводка так что им там было не до двигателей.

[Дмитрий В.]

Хм, любопытно, что с увеличением высоты опорной орбиты, для 2-хступенчатых РН оптимальная (по критерию "максимум ПГ при заданной тяге ДУ" или "максимум мюПГ") тяговооруженность 1-й ступени имеет слабо выраженную тенденцию роста, а для 2-й ступени - напротив, тяговооруженность устойчиво растет :roll:

[SpaceR]

Спасибо, Дмитрий, достаточно подробный и качественный анализ  
Неужели это всё спредшитом?  :shock:   Тогда Вы герой  

[Дмитрий В.]

Спасибо, Дмитрий, достаточно подробный и качественный анализ  
Неужели это всё спредшитом?  :shock:   Тогда Вы герой  

Нет, этот расчет велся по совсем простенькой методике. Хотя сейчас я считаю, в основном, в спредшите Ратмана.

[mescalito]

Дмитрий В. молодец! Просветил

Кто хочет точнее знать что за методика им использовалась читайте книги по ракетостроению - например. "Основы проектирования ЛА". Под редакцией Мишина или подобную. Такие расчеты делает каждый студент - дипломник на факультетах Ракетостроение (или проектирование ракет-носителей) в МВТУ, МАИ, Самарского аэрокосмического и др. А нахождение оптимальных тяговооруженностей ступеней - это вообще-то Лабораторная работа на 3 или 4 курсе .

Хочу заметить что массовые характеристики ступеней и даже элементов ДУ сейчас находятся полустатистическими зависимостями с точностью до 5% что довольно хорошо. Правда у каждого КБ эти зависимости свои. Поэтому оптимальную тяговооруженность по критерию мюпн найти можно очень аккуратно. Другое дело что оптимальноые значения по мюпн уже никого не интересуют и во всем мире пытаются как можно точнее найти оптимум по критерию минимальной стоимости выведения 1 кг груза на низкую орбиту (180-200 км) или по критерию минимальной стоимости запуска. Для этого используют стоимостные зависимости которых великое множество в каждой стране.

[Дмитрий В.]

Другое дело что оптимальноые значения по мюпн уже никого не интересуют и во всем мире пытаются как можно точнее найти оптимум по критерию минимальной стоимости выведения 1 кг груза на низкую орбиту (180-200 км) или по критерию минимальной стоимости запуска. Для этого используют стоимостные зависимости которых великое множество в каждой стране.

Кстати, выкачал недавно из инета автореферат на тему разработки ТЭО ЛА, в т.ч. РН. Разумеется, подвергнуты критике все существующие методики. а взамен - практически чистая эмпирика и экспертные оценки. имхо, наиболее внятная метода - transcost от Келе. Но и там много чего из пальца (пардон, статистики и экспертных оценок) берется. Так что точность таких стоимостных методик невысока. Ими, опять же имхо, лучше пользоваться при сравнительных расчетах разных вариантв РН (дя качественных оценок дороже/дешевле). А вот проектные параметры можно выбирать и по более простым китериям: "минимум сухой массы", "максимум массы ПГ пи заданной тяге ДУ" и т.п.

[mescalito]

Насчет Колле практически согласен, но:

просто так из пальца в его транскосте ничего не берется. Все аргументируется и верифицируется. Он работает и с НАСА и с ЕКА поэтому недостатка в статистике из первых рук у него нет. По моему мнению единственным серьезным недостатком в его модели является стоимостная оценка космических средств произведенных в России и Украине. Да и там явно не хватает такого фактора как - "голь на выдумки хитра" :wink: Даже не редставляю как это вообще можно учесть.

точность его стоимостных моделей 10-15%. Для экономических оценок это очень хорошо. Но эту точность заявляет сам Колле :wink: . Вообще, даже точность в 25% для таких сложных систем вполне достаточна для планирования и сравниения вариантов.

А вот проектные параметры можно выбирать и по более простым китериям: "минимум сухой массы", "максимум массы ПГ пи заданной тяге ДУ" и т.п.

Все стоимостные модели утверждают что максимум стоимостной эффективности ЛА и максимумом выводимой полезной нагрузки соответствуют разным наборам проектных параметров. Для этого все эти модели и создаются чтобы знать когда уже достаточно и дальнейшее увеличение массы полезного груза экономически не оправдано.
Конечно для военных ракет критерий эффективности был как раз максимальная масса полезного груза.

[Дмитрий В.]

Конечно для военных ракет критерий эффективности был как раз максимальная масса полезного груза.

Ну, насколько мне известно, боевые ракеты оптимизируются по боевой эффективности - вероятности уничтожения типовой цели (точечной или площадной).

[mescalito]

Возразить нечего.
А от чего сильнее всего зависит вероятность уничтожения цели?

[Дмитрий В.]

Возразить нечего.
А от чего сильнее всего зависит вероятность уничтожения цели?

В основном, от двух факторов, зависящих от ракеты - мощность ядерного заряда и точность попадания в цель, и защищенности цели. Если мне память, конечно, не изменяет. Проектная задача обычно ставится просто: обеспечить заданную боевую эффективность при минимальной стоимости МБР.

[mescalito]

Ну а чем больше мощность тем больше масса.
А если брать боевую задачу - вывод военного КА или научного (например межпланетного) или пилотируемого, то масса полезного груза становится главным критерием.
Тут уж не оправдаешься никаким экономическим расчетом.
Задача будет ставиться просто - пустить любой ценой.

[Shestoper]

Возразить нечего.
А от чего сильнее всего зависит вероятность уничтожения цели?

В основном, от двух факторов, зависящих от ракеты - мощность ядерного заряда и точность попадания в цель, и защищенности цели. Если мне память, конечно, не изменяет. Проектная задача обычно ставится просто: обеспечить заданную боевую эффективность при минимальной стоимости МБР.

Теперь ещё (и чем дальше, тем больше) от защищенности ШПУ самой ракеты от контрсилового удара за счет как пассивной, так и активной защиты (сюда же входит способность к ответно-встречному пуску) и от способности ракеты преодолевать ПРО.
То есть не просто поразить цель, а поразить её в условиях противодействия.

[Дмитрий В.]

Подниму-кая тему, чтобы не засорять остальные:
1) Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой РН от высоты орбиты, критерий оптимизации "Максмимум МюПН":

2) Тоже самое, но для критерия "Минимум трудоемкости изготовления":

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет:
2) Тоже самое, но для критерия "Минимум трудоемкости изготовления":

"Минимум трудоемкости изготовления" примерно равно "Максимум ПН при заданной тяге"?

[Анатолий ВС]

Комодский Варан пишет:

Дмитрий В. пишет:
2) Тоже самое, но для критерия "Минимум трудоемкости изготовления":

"Минимум трудоемкости изготовления" примерно равно "Максимум ПН при заданной тяге"?

Рискну предположить что имеется ввиду минимум массы конструкции.
Ибо при "максимум пн при заданной тяге" простора для оптимизации нету - просто выбирается наименьшая возможная тяговооруженность

[Дем]

Ну это для первой ступени, а вес и тяга второй какие оптимальные?

[korund]

Дмитрий В. пишет:
Подниму-кая тему, чтобы не засорять остальные:
1) Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой РН от высоты орбиты, критерий оптимизации "Максмимум МюПН":

Я бы перефразировал немного ваш пункт: " Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой МНОГОРАЗОВОЙ РН от высоты орбиты"
А поскольку многоразовых РН в природе не существует то и пункт ваш хоть и правильный, но на деле не используемый.
 

Дмитрий В. пишет:
2) Тоже самое, но для критерия "Минимум трудоемкости изготовления":

Я бы перефразировал так:
извиняюсь за колхозную формулировку (зато так понятнее)
Поскольку заправленный бак стоит на пару порядков меньше двигателя, то ДЕШЕВЛЕ (в одноразовой РН) залить побольше топлива лишь бы РН от старта отрывалась.
ДЕШЕВЛЕ имеется ввиду удельно на массу ПН.

[Дмитрий В.]

korund пишет:

Дмитрий В. пишет:
Подниму-кая тему, чтобы не засорять остальные:
1) Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой РН от высоты орбиты, критерий оптимизации "Максмимум МюПН":

Я бы перефразировал немного ваш пункт: " Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой МНОГОРАЗОВОЙ РН от высоты орбиты"
А поскольку многоразовых РН в природе не существует то и пункт ваш хоть и правильный, но на деле не используемый.

А при чем здесь многоразовые РН. Все расчеты пов данной теме велись исключительно для одноразовых РН.

[korund]

Дмитрий В. пишет:

korund пишет:

Дмитрий В. пишет:
Подниму-кая тему, чтобы не засорять остальные:
1) Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой РН от высоты орбиты, критерий оптимизации "Максмимум МюПН":

Я бы перефразировал немного ваш пункт: " Зависимость оптимальной тяговооруженности ступеней двухступенчатой МНОГОРАЗОВОЙ РН от высоты орбиты"
А поскольку многоразовых РН в природе не существует то и пункт ваш хоть и правильный, но на деле не используемый.

А при чем здесь многоразовые РН. Все расчеты пов данной теме велись исключительно для одноразовых РН.

Я же писал что не учитывается огромная разница  килограмма заполненного бака от килограмма двигателя.
А у многоразовых РН двигатель используется МНОГОКРАТНО. То есть удельная цена двигателя на пуск снижается пропорционально кол-ву пусков.
Например РД 170 расчитан на 10 пусков его цена скажем 20М$, если Зенит сделать многоразовым рассчитанным скажем на 10 пусков то цена РД170 будет условно 2М$. Что почти на порядок уменьшит разницу между заправленным баком и двигателем за полёт.
Другой пример ПС-90 ресурс условно 20000 часов  время одного полёта условно 2 часа. Значит при цене 150КРублей (вместе с обслуживанием) цена двигателя на один полёт 15000Рублей (условно) а цена топлива:
3500(уд. тяга)*2*0.595(уд часовой расход)= 4165кг. Цена топлива за полёт =  4165кг*39Руб.=162435Рублей
Как видите примерно 10:1 в пользу двигателя.
Контрацептивность современных ракет - является главным тормозом развития космонавтики  хорошие двигатели нет смысла делать если они всё равно превращаются в металлолом или сгорают в атмосфере.

[korund]

Кстати Зенит поэтому и имеет высокую тяговооружённость поскольку проектировался как многоразовая РН.