Союз-6

[Raul]

Такое ощущение что в головах метанщиков Флакон - уже метановая ракета.

Насчет метанщиков все давно понятно, а вот желание керосинщиков увеличивать размеры своих ракет мне все-таки не очень понятно. Скромнее надо быть в запросах.

[Старый]

Можно если это будет одна РН.

Сколько было разных вариантов у Falcona 9?

Важно не сколько было а сколько есть. Одновременно эксплуатировался 1 (один) вариант.

[Старый]

Насчет метанщиков все давно понятно, а вот желание керосинщиков увеличивать размеры своих ракет мне все-таки не очень понятно. Скромнее надо быть в запросах.

Всётаки при прочих равных размеры керосиновых ракет скромнее чем метановых. Плотность топлива то выше. 

[Старый]

Да, проблема в том, что многоразовая конструкция сложнее тяжелее и дороже, поэтому и затраты на разработку будут сильно выше, чем для одноразовой ракеты. 

Ему сложно понять. Объясни ему что на многоразовой ступени требуются аэродинамические рули с приводами, лапки, реактивная система управления, двигатели многоразового включения и наконец полноценная система управления которая будет всем этим управлять и приводить точно к месту посадки. 

[Старый]

Общий вывод такой: многоразовость целесообразна при большом количестве запусков, когда темп запусков существенно (в разы) превышает темп производства. 
 Это легко увидеть например по самолётам (автомобилям) когда частота полётов (поездок) на порядки превышает темп производства. 
 Но понять это в отношении ракет некоторым слишком сложно. 

[fagot]

а бОльшая грузоподъемность Фалкона-Хэви никем не востребована и не продемонстрирована.

1. Psyche
2. Europa Clipper
4. PPE/HALO
5. WFIRST
6. Astrobotic Griffin (шести тонн на поверхность Луны)
7. Dragon XL

Уровень Дельты-Хэви и ниже.

[Старый]

Уровень Дельты-Хэви и ниже.

Цена тоже ДельтыХэви? 

[Дмитрий В.]

Да, проблема в том, что многоразовая конструкция сложнее тяжелее и дороже, поэтому и затраты на разработку будут сильно выше, чем для одноразовой ракеты.

Дмитрий, а кто-то считал всё то, о чём мы говорим? Или может посчитать? 
В любом случае без цифр - разговор не предметный...

Несомненно, кто-то считал. И считать надо под конкретный кейс. Которого в случае, например, 
Амур-СПГ, пока нет. Мы сейчас говорим в качественном ключе: "больше-меньше", "дороже-дешевле" и т.п. Т.е. в категориях, где недостатки многоразовых систем (дороговизна, сложность, бОльшая масса и т.п.) - однозначно очевидны, тогда как их экономическая эффективность требует количественных оценок.

[Seerndv]

А как же Флакон летает по 10 раз на керосине? 

- а потому шта у ниво Мерлин, а не клоны БХГ, гы-гы 
А у БХГ и с одноразовостью не очень.
Вот что думает от так называемой "многоразовости " РД-170 гл. ув. тов перегрев:

7-40> А разве на РД-170 не была достигнута многоразовость? Т. е. если бы удалось спасать ступень, разве двигатель не мог быть использован повторно? Мне почему-то казалось, что над многоразовостью двигателя специально работали и сумели ее добиться, но это всё не пригодилось из-за одноразовости ступени. Но я могу ошибаться.
Э-э-э... Дело было в Пенькове так.

Маршевый двигатель РД-170 на кислородно-керосиновом топливе для первой ступени МКС «Энергия-Буран» разрабатывался ОАО «НПО Энергомаш» начиная с 1977 года параллельно с созданием его одноразовой модификации двигателя РД-171 для первой ступени РН «Зенит». На начальном этапе многократного использования двигателя РД-170 предусматривалось обеспечение его 10-кратного полетного ресурса. К обоим двигателям предъявлялось одинаковое требование к величине запаса работоспособности по количеству полетов после последнего штатного использования – такие запасы должны были составлять 5 полетных ресурсов. Таким образом, в процессе отработки должны были подтверждаться запасы работоспособности проведением 7 огневых испытаний на летный ресурс (1 КТИ + 1 полет + 5 запас) двигателя РД-171 и 17 огневых испытаний (1 КТИ + 1 ОТИ + 10 полетов + 5 запас) двигателя РД-170.
 

Авторы документа из которого приведена данная цитата несколько лукавят, точнее не договаривают. Обязательной (хотя и довольно спорной) нормой при отработке ЖРД является обеспечение гарантийных запасов по работоспособности. В том числе и по ресурсу. Обычно такой запас составляет 2-5 полетных ресурса сверх КТИ (контрольно-технологического испытания имеющего для двигателей без переборки статус приемо-сдаточных) и полетного ресурса. Для многоразового двигателя, в данном случае РД-170, ресурс составляет 10 полетов, значит гарантийный запас по наработке должен составлять минимум 20 полетных ресурсов сверх КТИ и 10, установленных в ТЗ полетов. Легко убедиться, что для одноразового варианта требования НТД были выполнены в полном объеме, а для многоразового, увы, нет.

В результате к моменту окончания отработки стало возможным обеспечить требуемую работоспособность двигателя РД-170 в пределах установленного ресурса. В 1992 году двигатель РД-170 был сертифицирован на 10-ти кратное полетное использование посредством проведения 17 огневых испытаний по штатной полетной циклограмме. Проведенный анализ технического состояния двигателя после испытаний не выявил признаков предельного состояния / 17 /, что делает реальной задачу дальнейшего наращивания ресурсных характеристик.
 

Оговорка про возможность "дальнейшие наращивание ресурсных характеристик" отнюдь не случайна. Это такое завуалированное признание - да, двигатель на 10 полетов сертифицирован, но эта сертификация проведена с отступлениями от требований НТД регламентирующей такие вещи. Кроме того, можно совершенно определенно утверждать, что система межполетного обслуживания (термовакуумная сушка и очистка полостей двигателя от керосина, контроль технического состояния, подготовки к последующему пуску) двигателя как элемента многоразовой системы просто не проверялась. Потому что не было ракеты, составной частью системы обслуживания которой являлась бы система межполетного обслуживания двигателя. Особо хочется отметить, что сто пудов не проверялось воздействие наиболее опасного для ЖРД режима при приземлении - статической перегрузки. На центрифуге его не крутили, а даже небольшая статика в плоскости перпендикулярной оси тяги может создать серьезнейшие проблемы , например, тонкостенные паяные пакеты сверхзвуковой части сопла либо просто сложатся, либо потеряют форму, а самое главное, даже небольшие пластические деформации пакета могут создать опасные напряжения в паяном соединении, не выявляемые никакими методами неразрушающего контроля. Про то, что может тупо оторвать импульсные трубопроводы датчиков давления я вообще молчу... И это навскидку. Однажды один идиот (военный, кстати ) заставил в ТЗ написать, что двигатель при транспортировании авиационным транспортом должен выдерживать последствия аварийной посадки самолета. Даже поверхностный анализ показал, что такой двигатель может и сделать можно, но стоить это будет совершенно других денег...
7-40> Что касается SSME: я часто слышал утверждения, что послеполетная диагностика обходилась ну очень дорого. Но я нигде не встречал достоверных сведений о том, что эта диагностика и замена того, что нуждалось в замене, обходилась бы дороже, чем новый одноразовый двигатель. Одноразовая версия SSME предлагалась для почившего "Ареса-5" и, вроде, до сих пор толкается как двигатель для SLS, но вот интересно было бы увидеть сравнение цены одноразовой версии двигателя и средней цены диагностики/замены агрегатов для многоразового SSME.

Для обеспечения заданного уровня энергетических возможностей этой системы к двигателю SSME были предъявлены высокие требования в части энергомассового совершенства. В частности, удельный импульс должен был составлять 455 с в пустоте, в то время как для ранее разработанного двигателя J-2 (разработчик - фирма «Рокетдайн») он составлял 425 с. Поэтому для двигателя SSME была выбрана схема с дожиганием генераторного газа при высоком уровне напряженности внутридвигательных параметров. Давление в камере составляет 210 кг/см², тогда как во всех предшествующих разработках (в том числе других фирм) оно не превышало 50÷70 кг/см². Одновременно к двигателю были предъявлены высокие требования по ресурсу огневой работы – проектная кратность использования должна была составлять 55 полетов.
Жесткие требования по энергетической эффективности привели к необходимо-сти использования схемы с дожиганием генераторного газа при высоком уровне напряженности внутридвигательных параметров. Такие решения являлись нехарактерными для разработчиков ЖРД в США, традиционно ориентировавшихся на использование схемы без дожигания при относительно низком уровне напряженности внутридвигательных параметров. Исключение составлял только созданный в начале шестидесятых годов двигатель RL-10, выполненный по безгазогенераторной схеме – аналог схемы с дожиганием, хотя уровень напряженности параметров был относительно низким (давление в камере не более 30 кгс/см²).
Необходимость выполнения жестких требований по энергетической эффективности в условиях отсутствия опыта аналогичных разработок предопределила высокую сложность проблемы обеспечения заданного эксплуатационного ресурса. На начальном этапе эксплуатации кратность использования двигателя SSME не превышала 3÷5 полетов, после чего требовался восстановительный ремонт с заменой лопаток турбин ТНА или ТНА в целом. Критическими элементами на пути увеличения кратности использования ЖРД SSME являлись подшипники ТНА высокого давления, лопатки турбин ТНА, уплотнительные прокладки, форсунки и воспламенительные устройства. Проведенные фирмой «Рокетдайн» усовершенствования конструкции позволили несколько повысить ресурс работы. После 15 лет эксплуатации удалось довести среднюю кратность использования до ~ 8÷10 полетов / 11 /.
В дальнейшем к модернизации двигателя SSME были привлечены специалисты фирмы «Пратт Уитни». В период 1986-1997 гг. фирмой «Пратт Уитни» был разработан ряд конструктивно-технологических мероприятий по совершенствованию двигателя SSME, которые последовательно внедрялись при изготовлении модернизирован-ных вариантов ЖРД SSME, получивших название Blok-1, Blok-1А и Blok-2. Двигателей Blok-1 и Blok-1А изготовлено 7 экземпляров, их эксплуатация в составе МТКС «Спейс Шаттл» начата с 1995 г. и 1997 г. соответственно. Двигателей Blok-2 изготовлено 11 экземпляров, их эксплуатация в составе МТКС начата с 1998 года / 11 /.
ЖРД SSME в варианте Blok-1 отличается от штатного варианта новой конструк-цией кислородного ТНА высокого давления, а на варианте Blok-2 дополнительно произведена замена водородного ТНА высокого давления. К числу наиболее важных технологических усовершенствований, разработанных фирмой «Пратт Уитни», сле-дует отнести:
- введение в конструкцию ЖРД Blok-1 и Blok-2 теплообменника на основе однокомпонентного змеевика, что позволило исключить 7 сварных соединений;
- введение в конструкцию ЖРД Blok-1 и Blok-2 двухканального коллектора прохода горячего газа, что обеспечивает работу обоих ТНА высокого давления на более легких режимах по давлению и температуре, что облегчает задачу повышения ресурса их работы;
- увеличение на 10% диаметра критического сечения камеры сгорания ( на ЖРД Blok-2) в сравнении с ранними модификациями двигателя (SSME и Blok-1), что позволило повысить износостойкость камеры сгорания на 4,5÷6%, снизить давление на выходе из кислородного ТНА высокого давления и на 7-12% снизить температурный режим его работы. Такой вариант ЖРД получил обозначение Blok-2А и, начиная с 1997 года, в эксплуатацию поставляются только эти двигатели.
Конструктивно-технологическое совершенствование обоих ТНА высокого давления привело к упрощению производственных технологий (количество сварных швов сокращено с 769 до 7, т. е. на 2 порядка) и увеличению ресурса работы (наработка без промежуточной переборки и дефектации кислородного ТНА высокого дав-ления возросла с 8÷10 полетов до 33) / 11 /.
Необходимо также отметить, что двигатель SSME обладает высокой надежностью – за весь период эксплуатации МКС «Спейс Шаттл» (более 100 запусков) не произошло ни одной аварии по вине этого двигателя. Дважды двигатель отключался на старте по результатам диагностирования процесса запуска, что привело к отмене запуска МКС, а один раз имело место выключение одного из двигателей ДУ на завершающем этапе выведения на орбиту, что не отразилось на выполнении задачи выведения, однако, как показали результаты расследования, данное выключение произошло из-за неправильного функционирования датчиков САЗ.
 

Мои извинения за обширную цитату. Выделения и подчеркивания мои. Понятное дело, что конкретных цифр стоимости межполетного обслуживания SSME сейчас назвать не получится . Но приведенный объем работ по двигателю наглядно демонстрирует, что обеспечение достигнутого ресурса в 30-35 полетов (не обеспечивающего, кстати, выполнение требования ТЗ) было унылым, медленным, печальным и неизобретательным процессом По сути это за это время был спроектирован, изготовлен и испытан новый двигатель, затраты на проектирование, изготовление и испытание которого так или иначе легли на себестоимость пусковых услуг системы "Спейс Шаттл". Даже если эти затраты не были отнесены на себестоимость прямым способом.

[Старый]

Дмитрий, а кто-то считал всё то, о чём мы говорим?

Все считали. Все те кто не делает многоразовых ракет с частотой запусков 10-20 штук в год. А делают только от 50 и выше.

[Raul]

Можно если это будет одна РН.

Сколько было разных вариантов у Falcona 9?

Важно не сколько было а сколько есть. Одновременно эксплуатировался 1 (один) вариант.

Не совсем. Помнится, Block 4 летал одновременно с Block 5, так ведь?

[Старый]

Не совсем. Помнится, Block 4 летал одновременно с Block 5, так ведь?

Сколько раз? Пока не израсходовались ранее выпущенные экземпляры? 

[Старый]

- а потому шта у ниво Мерлин, а не клоны БХГ, гы-гы 

БХГ невыгоден и не нужен даже для одноразовой РН. 

[Raul]

А у БХГ и с одноразовостью не очень.

Из вашего текста следует, что  "(1 КТИ + 1 полет + 5 запас)" обеспечивается даже для РД-171.  Представим себе типовой вариант частично многоразового триблока. РД на боковых блоках отрабатывают по два запуска, после чего заменяются на новые и используются последний раз на невозвращаемом ЦБ. Получается  (1 КТИ + 3 полет + 3 запас). Для пятиблока РД должны отрабатывать 4 раза на ББ + 1 раз на ЦБ. В этом случае запас уменьшается до 1. Реально именно так (3-5 полетов) использовались SSME, нам надо больше?

[vlad7308]

как же Флакон летает по 10 раз на керосине?

Уже по 15 раз

[Старый]

как же Флакон летает по 10 раз на керосине?

Уже по 15 раз

В вышеприведённый мной пример вмешался Хэви Флакон. Чтобы можно было сделать ступени и для него остальным пришлось летать дольше.  

[fagot]

Уровень Дельты-Хэви и ниже.

Цена тоже ДельтыХэви?

Спор был за грузоподъемность, если вы забыли, цена это и есть то самое новое "потребительское качество", при той же ПН.

[vlad7308]

Дмитрий, даже если ступень будет летать три-четыре раза в год, стоимость её использования будет раза в два меньше, чем изготовления новой.

А стоимость простоя завода весь этот год?

это, вообще говоря, не очевидно
Вторые ступени всё равно делать. Да и первые тоже, просто меньше. Ну вот и проектируй завод так, чтобы он не простаивал.

На самом деле лишние расходы будут только на редко используемую инфраструктуру спасения. И возможно подготовки б\у ступени к пуску (если там требуется что-то сложное и сильно отличающееся от подготовки новой рн, что не очевидно). Ну и падение ПН, конечно, что на самом деле не имеет особого значения.

[vlad7308]

А если тебе надо только 12 запусков в год и ты применишь многоразовость то завод будет работать только 2.5 месяца в год

Неверный расчёт.

[vlad7308]

Да, проблема в том, что многоразовая конструкция сложнее тяжелее и дороже, поэтому и затраты на разработку будут сильно выше, чем для одноразовой ракеты. 

10 лет назад это могло сойти за правду