Saturn-SRB (щютка)

[Штуцер]

Есть такая сугубо теоретическая задача  для оценки SRB.
Берем Saturn-V и выкидываем 1 ступень. Заменяем ее четырьмя (4 !!) SRB 
Пренебрегаем тем, что остаток Сатурна развалится. Скажем, это ГММ.
итак, известные условия.

Упрощенно.

SRB 
Масса топлива 500 тонн
Масса конструкции 80 тонн
Время работы 123 сек.

Saturn S-IC
Масса всего, что выше 1 ступени - 630 тонн
Время работы 1 ст. - 165 сек.
Грав потери 1220 м/с
Скорость в момент отделения 1 ступени - 2.34 км/с

Могут ли 4  SRB заменить по скорости заменить S-V

Возможны две схемы:
1. Одноступ. Все 4  SRB работают одновременно.
2. Двухступ. Со старта работают три, отделяются , дальше работает один.

По моим прикидкам, по ф-ле Циолковского, не дотягивают  4  SRB по скорости.

[Serge V Iz]

Если ХС с 4 SRB будет 2.37км/с * лог(2950/950) (массы -- указанные) = 2685 м/с, то, видимо, до требуемых 2340 м/с допустимо потерять на гравитацию всего 345 м/с -- 35 с действия "же".

Вряд ли это получится, хоть с каким управлением - оно будет значительно дольше подниматься.

Вывод -- никак, должно существенно не хватить.

[Штуцер]

гравитацию всего 345 м/с

По моим прикидкам по ф-ле Воронцова, простой и эмпирической, гравпотери по 1 варианту 84о м/с

[Штуцер]

Дмитрий дал такую эмпирическую приблизительную формулу для грав потерь первой ступени
Vg=0.671*(1-MUK)*УИз/n, где MUK - относительная конечная масса 1-й ступени (отношение конечной массы РН к ее стартовой массе), УИз - удельный импульс у Земли, м/с. n - начальная тяговооруженность РН.

[Feol]

Технически красивее и разумнее сделать аналог двигателя F1. Имхо.

[Serge V Iz]

Дмитрий дал такую эмпирическую приблизительную формулу для грав потерь первой ступени
Vg=0.671*(1-MUK)*УИз/n, где MUK - относительная конечная масса 1-й ступени (отношение конечной массы РН к ее стартовой массе), УИз - удельный импульс у Земли, м/с. n - начальная тяговооруженность РН.

Волшебная цифра (числовой коэффициент) не особо-то и отличается у разных космических ракет - они по примерно одинаково строящейся кривой летят. Так что эта эмпирическая оценка должна быть не грубее округлённых исходных данных.

 

[Штуцер]

Технически красивее и разумнее сделать аналог двигателя F1. Имхо.

А по ценам? ))

[Штуцер]

Дмитрий дал такую эмпирическую приблизительную формулу для грав потерь первой ступени
Vg=0.671*(1-MUK)*УИз/n, где M
UK - относительная конечная масса 1-й ступени (отношение конечной массы РН к ее стартовой массе), УИз - удельный импульс у Земли, м/с. n - начальная тяговооруженность РН.

Волшебная цифра (числовой коэффициент) не особо-то и отличается у разных космических ракет - они по примерно одинаково строящейся кривой летят. Так что эта эмпирическая оценка должна быть не грубее округлённых исходных данных.

 

Кроме траектории, решающее значение имеет скороподьемность или перегрузка, что определяется тяговооруженностью.

[Serge V Iz]

...
Кроме траектории, решающее значение имеет скороподьемность или перегрузка, что определяется тяговооруженностью.

Так скороподъемность там буквами учтена, то есть, точно. Я про магический коэффициент, который из интеграла косинуса угла между действующим же и тягой двигателя по траектории.

Он, хоть и зависит от конкретного закона управления тангажом, но у космических ракет почти один и тот же, т.к. оптимальные траектории примерно похожи у всех.

[Штуцер]

Он, хоть и зависит от конкретного закона управления тангажом, но у космических ракет почти один и тот же,

С этим-то кто спорит. Конечно.

[Дмитрий В.]

http://www.astronautix.com/s/saturnint-18.html
http://www.astronautix.com/s/saturnv-d.html

[Штуцер]

Там титановские ускорители. А мы гипотетически лепим SRB.
Но уже понятно, что при практически равных запасах топлива у 4х  SRB и 1 ст Сатурна, ТТТУ не потянут из за меньшего УИ и большей сухой массы.
А если поставить вместо ТТУ SRB,  ТТУ SLS, те же 4 штуки?
Разгонят ли они 630 тонн (Сатурн без 1 Ступени) до тех же 2340м/с ?

[Дмитрий В.]

Там титановские ускорители. А мы гипотетически лепим SRB.
Но уже понятно, что при практически равных запасах топлива у 4х  SRB и 1 ст Сатурна, ТТТУ не потянут из за меньшего УИ и большей сухой массы.
А если поставить вместо ТТУ SRB,  ТТУ SLS, те же 4 штуки?
Разгонят ли они 630 тонн (Сатурн без 1 Ступени) до тех же 2340м/с ?

Во втором, кстати, случае, рассматривались и ускорители AJ-260X от Аэроджет - самый крупные в истории РДТТ, которые проектировались для одного из вариантов Новы и в качестве резерва на случай неудачи с Ф-1.

[pkl]

А зачем это? Проектируется новый супертяж для России?

[Штуцер]

А зачем это? Проектируется новый супертяж для России?

Да нет. Я в лего не играю. )))

Просто сравнение эффективности 1 ст Сатурна и 4 ТТУ. От SLS, допустим.

[pkl]

Так неужели не очевидно, что керосиновая 1 ст. эффективнее твердотопливной? При выборе РДТТ в ракетах-носителях руководствуются доводами, далёкими от сравнения эффективности.

[Штуцер]

Так смотря что понимать под эффективностью. Я понимаю в данном случае, достижение скорости 2340м/с четырьмя ТТУ.
При сравнимой или меньшей стоимости.

[Штуцер]

Вот это страница по ТТУ SLS ?
Вы не можете просматривать это вложение.

Тут нет массы и конструкции и массы топлива.

[Дмитрий В.]

Вот это страница по ТТУ SLS ?
Вы не можете просматривать это вложение.

Тут нет массы и конструкции и массы топлива.

Всё есть в табличке справа в фунтах (0,4536 кг)

[sychbird]

А насколько сегментная конструкция способна воспринимать изгибающие усилия при управлении для следования оптимальной траектории, которые берут на себя наддутые баки при схеме SLS?