В ходе дискуссии по "Ангаре", в значительной степени посвященной критике РД-191 и поиску возможной альтернативы в рамках керосинового горючего, мы как-то упустили из виду, что у России есть по-крайней мере еще один современный ЖРД большой тяги, а именно 11Д122. Понятно, что водород в качестве горючего создает ряд проблем: он дорог, взрывоопасен, имеет малую плотность, требует использования мощной теплоизоляции и т.п. Однако, имхо, вполне возможно создание 2-хступенчатой РН с ПН на низкой орбите 27-30т с примением на обеих ступенях ЖРД 11Д122. Диаметр всех блоков 4,1 м. Компоновка 1-й ступени - полиблочная (либо по схеме Протона, либо по схеме Р-7). По предварительным прикидкам для варианта с 4 боковыми блоками (по одному 11Д122 на каждом) и 2-й ступенью, один ЖРД которой запускатся непсредственно перед отделением ББ, стартовая масса составит всего 435т! Предлагаю обсудить.
Ну да, получится копия не Атласа-5, а Дельты-4 ;-).
ЦитироватьНу да, получится копия не Атласа-5, а Дельты-4 ;-).
Нет, не копия (м.б. некий аналог). Никаких "извращений" с идентичными блоками на 1-й и 2-й ступени!
ЦитироватьДиаметр всех блоков 4,1 м. Компоновка 1-й ступени - полиблочная (либо по схеме Протона, либо по схеме Р-7). По предварительным прикидкам для варианта с 4 боковыми блоками (по одному 11Д122 на каждом) и 2-й ступенью, один ЖРД которой запускатся непсредственно перед отделением ББ, стартовая масса составит всего 435т! Предлагаю обсудить.
нет, семерка под это дело не годится. три двигателя на первой ступени и один на второй например. про 4.1 на первой ступени - забыть. римские колесницы и так своими размерами слишком много техники попортили ;)). а схема протона в таком контексте очень интересна. 4 бака окислителя с двигателями на баке с водородом... так и в 4.1 можно попасть
Цитироватьримские колесницы и так своими размерами слишком много техники попортили
Поскольку российская колея шире стандартной, то в данном случае не римские колесницы, а Николай намба уан. :twisted:
Вот прям сразу:
Водород на первой ступени - неэффективно и дорого. В российских условиях это просто диверсия. Потери УИ и стоимость самой ступени и топлива трижды сожрет экономию на одном двигателе для всей ракеты.
Только керосин! Соотв. РД-170, ну или 3 РД-191 :)
ЦитироватьВот прям сразу:
Водород на первой ступени - неэффективно и дорого. В российских условиях это просто диверсия. Потери УИ и стоимость самой ступени и топлива трижды сожрет экономию на одном двигателе для всей ракеты.
Только керосин! Соотв. РД-170, ну или 3 РД-191 :)
Да, ну? Дорого- наверное, но насчет неэффективно - это враки! Очень даже эффективно: и УИ будь здоров (компенсирует все издержки, связанные со снижением конструктивного совершенства блока 1-й ступени)!
ЦитироватьВот прям сразу:
Водород на первой ступени - неэффективно и дорого. В российских условиях это просто диверсия. Потери УИ и стоимость самой ступени и топлива трижды сожрет экономию на одном двигателе для всей ракеты.
Да ужжжж! А сколько сожрёт Вася с гаечным ключём который будет ликвидировать утечки водорода путём ударяния ключём и высекания искры... :)
ЦитироватьДа ужжжж! А сколько сожрёт Вася с гаечным ключём который будет ликвидировать утечки водорода путём ударяния ключём и высекания искры... :)
А это, смотря чего! Водовки - эдак до литра за один присест, ну, а спирта неразбавленного - вряд ли больше граммов 300-400!
ЦитироватьВот прям сразу:
Водород на первой ступени - неэффективно и дорого. В российских условиях это просто диверсия. Потери УИ и стоимость самой ступени и топлива трижды сожрет экономию на одном двигателе для всей ракеты.
Только керосин! Соотв. РД-170, ну или 3 РД-191 :)
Надо исходить из:
"40 тонн на ЛЕО дешево и много-много-много раз.
И желательно побыстрее :roll:
И можно без хлеба :mrgreen: "
Что получится?
ЦитироватьНадо исходить из:
"40 тонн на ЛЕО дешево и много-много-много раз.
И желательно побыстрее :roll:
И можно без хлеба :mrgreen: "
Что получится?
Это, чего!? 400000 раз по 100 грамм, что ли?
Не-а
Много-много-много раз по 40 тонн :wink:
Неоднократно, то есть :roll:
На длительную эксплуатационную перспективу :mrgreen:
ЦитироватьЭто, чего!? 400000 раз по 100 грамм, что ли?
Это в год? Это тоесть в среднем по 100 литров в день? (даже больше) Перебор! :(
Номинальный производственный максимум - до 10 экз. в год
С технологическим резервом под штук 15 так
Такой прикид
Такие вот у нас с сербом запросы-потребности :wink: :mrgreen:
Ангара-7 потянет? А?
ЦитироватьАнгара-7 потянет? А?
Черт его знает, ИМХО - нет. Надо делать другую РН под 40 т. Без УРМовских извращений.
А РД-0120 вообще существует сейчас? Его способен Воронеж производить? Ведь давно спроса нет. А то выяснится при ближайшем рассмотрении...
ЦитироватьНадо делать другую РН под 40 т. Без УРМовских извращений.
"И я! И я! И я того же мнения!" :-) "Ангар-7" или 8 - может и подойдет как временное решение - но его можно заменить даблстартом "А3-ПН+А5-РБ"
А на регулярные - вот что.
Боковухи и ЦБ - на 420 где-то тонн керосин-кислорода. На боковухах - РД-170 (сухая масса тонн 30-35), на ЦБ - РД-181 (сухая масса тонн 27-30). третья ступень - РД-120, тонн на 80 заливки и 10 сухой массы. ПН по грубым прикидкам - тонн 40-45 :-)
Т.е. фактически заявленная Хруном "А-100" без 2 боковух и со 2 ступенью "Зенита" вместо водорода наверху.
У данного носителя есть уже устоявшееся название Тризенит (с) ;-)
Если серьезно - IMHO лучше УРМ на РД-180, с ЦБ на РД-191. Третья ступень - как и была, Союзовская. Если боковушек две - это 23 тонны, если 4 - примерно 35 тонн. Если боковушки - УРМы на РД-191, то ПН - примерно 15 тонн (если взлетит ;-)). УРМ на одном РД-180 - это 8 тонн - как раз под Союз/Фотон/Целину. Все что меньше - пускаем пакетным запуском или Рокотом.
Нам не нада 35
Нам нада 40
Лучше - 42
:mrgreen:
ЦитироватьУ данного носителя есть уже устоявшееся название Тризенит (с) ;-)
Тризенит - это всеж 3 Зенитовских блока, они поменее и все со 171-ми.
И производиться они, увы, скоро будут в НАТО.
ИМХО, конечно :-(
ЦитироватьТризенит - это всеж 3 Зенитовских блока, они поменее и все со 171-ми.
И производиться они, увы, скоро будут в НАТО.
ИМХО, конечно :-(
Это для Зенита они будут производиться в НАТО. А для трёхзенита - на з-де им. Хруничева. И диаметром они будут не какието украинские 3.9 м, а наши россмийские 4.1 метра. Улавливаете?
ЦитироватьЭто для Зенита они будут производиться в НАТО. А для трёхзенита - на з-де им. Хруничева. И диаметром они будут не какието украинские 3.9 м, а наши россмийские 4.1 метра. Улавливаете?
А почему именно так?
Почему именно 4.1? Насколько я помню, первая "Ангара" получилась такой страшненькой именно из-за того, что диаметр 4.1 не позволял увеличить объем баков до оптимального под РД-171.
Почему бы не таскать ступени самолетом? Уверен, стоимость перевозки ЖД с остановкой встречного движения (4.1!) если и меньше, то ненамного. А тогда можно и 4.5м сделать, и больше.
И почему именно на Хруничева?
ЦитироватьПочему именно 4.1?
Потому что баки от Протона. А сколько? 3.9 от Зенита, чтоли?
ЦитироватьНасколько я помню, первая "Ангара" получилась такой страшненькой именно из-за того, что диаметр 4.1 не позволял увеличить объем баков до оптимального под РД-171.
Зенит с 3.9 получился нестрашный, а трёхзенит с 4.1 получится страшный? С чего бы это?
Старая Ангара получилась страшненькой не от малого диаметра баков а от особенностей национального ракетостроения.
ЦитироватьПочему бы не таскать ступени самолетом? Уверен, стоимость перевозки ЖД с остановкой встречного движения (4.1!) если и меньше, то ненамного. А тогда можно и 4.5м сделать, и больше.
Самолётом хреново. В Руслан больше 4 метра тоже не лезет а делать спецсамолёт это перебор. Уж если заморачиваться то тоже на мировой опыт - водным транспортом.
ЦитироватьИ почему именно на Хруничева?
А где у нас ещё могут делать четырёхметровые баки? Не строить же новый завод а этот закрывать?
Не, все не так, ребята (с) :D
Надо делать 1 ст. как протоновскую, только на керосине и РД-171. На второй - водород и РД-0120 или УРМ-2, на выбор, смотря под какую ПН. А если надо на ГСО, то всерху взгромоздить еще какой-нить "новый ДМ" с несушими баками и т.п. апргрейдами. Стартовая масса ~600 т - запускать хоть с зенитовского, хоть с протоновского СК.
Тогда получится универсальный носитель LEO(25-35 т)/ГСО(5-7 т) и будет нам счастье! :lol:
ЦитироватьЦитироватьВот прям сразу:
Водород на первой ступени - неэффективно и дорого. В российских условиях это просто диверсия. Потери УИ и стоимость самой ступени и топлива трижды сожрет экономию на одном двигателе для всей ракеты.
Только керосин! Соотв. РД-170, ну или 3 РД-191 :)
Да, ну? Дорого- наверное, но насчет неэффективно - это враки! Очень даже эффективно: и УИ будь здоров (компенсирует все издержки, связанные со снижением конструктивного совершенства блока 1-й ступени)!
Про неэффективно:
УИ РД-0120 у земли - 355 с, это всего на 18% больше керосинового (тот же РД-171, например). А в вакууме - уже 35%. Почувствуйте разницу! Зачем гонять вородорник там, где он почти ничего не выигрывает у керосинки? Хотите получить легкую 1 ст. и всю РН массой 450 т? Но зачем? Запускатся с союзовского СК? :shock: А какой в этом сакральный смысл, когда есть зенитовский и протоновский? Тем более, что для этого надо, чтоб РН была пострена по схеме "семерки".
Стоит ли из-за этого морочить голову со следующим пунктом?
Про дорого:
Не только дорого, но и технологически сложно! Керосиновую ступень в принципе можно сделать по "союзовской технологии", т.е. простой, как ведро. А водородную надо теплоизолировать и вообще упаковывать по полной. Тут халява не пройдет :( Смело можно оценивать ее стоимость раза в 1,5 больше керосиновой.
Далее. В сумме 4 РД-0120 со всеми наворотами водородного двигателя будут стоить заведомо больше одного РД-171, на глаз - раза в 2.
И наконец, пара сотен тонн водорода для 1 ст. тоже будет стоить, как чугунный мост - стоимость топлива будет составлять уже заметную часть от общей стоимости РН :shock: Сравнивать его с керосином просто нелепо...
Я понимаю, изначальная идея проста: одна ракета - один двигатель, минимизация расходов за счет серийности. Резон в этом, конечно, есть но уж больно напоминает рекламу - Купите 2 ботинка, третьй получите бесплатно! Имхо, овчинка не стоит выделки...
Ну, ессно, любая аргументированная критика приветствуется :wink:
А мне ДМ не нравится. ИМХО, лучше ставить увеличенную вторую ступень с РД-120 многократного запуска (кажись, РД-143 его зовут? Или 146?)
ЦитироватьЦитироватьАнгара-7 потянет? А?
Черт его знает, ИМХО - нет. Надо делать другую РН под 40 т. Без УРМовских извращений.
А сдругой стороны.... (раздумчиво так :roll: )... зачем нам так много-то?
Вот если сотый "сарай" - не бумажный тигр, то и надо-то будет штук 3-5 седьмых (3 под ЛОС и 1-2 "прикладных", под парные запуски и тп.), и одна-две сотки :roll:
В плюсе то, что никаких космических РБ и многопусковых схем опять не надо, что к ЛОС можно будет летать И на Клипере (на сотке, ессессно :lol: ),
в минусе - что сотку надо будет иметь сразу, что с нее ЛОС начинается
PS. Но базовый корабль - все равно Союз!
А иначе как?
Иначе соток надо будет много...
:mrgreen:
Так одна сотка - это примерно как 5 Зенитов по стоимости. А выводит больше на четверть. Так что еще вопрос что дешевше будет, если нормально УРМ сделать.
Идеально конечно РН должна соответсвовать ПН - т.е. надо положить на орбиту 15 тонн - должна быть РН на 15 тонн. Надо 22 - РН на 22.
Так дешевше "за кг"
А как будет по эксплуатационной стоимости ЛОС?
Вписаться надо, в скорбный наш бУджет, однако :roll:
А тут аж пять Зенитов в одном флаконе :wink: :mrgreen:
Но вообще - наверное дешевле, конечно дешевле, хотя бы за счет сокращения числа стыковок, без надобности также сами космические разгонные блоки и прочие заморочки.
Удобнее так
Симпатичнеее
Проще/надёжнее
И тд.
Итого 2 лунных Союза на Ангаре-7, один большой "Прогресс" на ней же, один (очередной) модуль или лендер на 20 тонн на сотке...
Ну, и еще зарезервировать малый ТК на Ангару-5 либо Протон - для оперативной доставки небольшого грузов...
По-моему - самое то :wink:
И еще лунный ТКС доделать - под "модуль живучести"...
А, кстати, не может ли Прогресс-Л быть "на основе" не существующего Прогресса, а ТКС-технологий?
Кто будет оправдывать средства, потраченные на разработку ракеты, а также эксплуатацию её стартовых комплексов (более редкие запуски?) :)
Дык я и говорю - бумажный тигер :(
А вообще-то (передергивая затвор :roll: ), а кто это там... насчет "оправданий" :wink: :mrgreen:
Ну, вообще ЛОС - это хороший повод опробовать новые бустерные технологии. SOTV, например. Очень зрелищная технология, на мой взгляд ;-).
Дык тут в чем загвоздка, вроде бы :roll:
Что ежели брать два сарая - седьмой и сотый, то вроде проходит, как ТС для ЛОС, а ежели один (любой) - то нет
Седьмой не идет по массовости (по ее, скорее всего, отсутствию), а сотый - по стоимости
Так что не в бустерах дело
А вот ежели оба, как на картинке нарисовано, то вроде как бы... можно думать... мечтать, по крайней мере :wink: :mrgreen:
А что - они же сами так нарисовали - оба?
Пусть терь делают :roll:
А не то... :mrgreen:
Меня, собственно, смущает граница, проведенная между "тяжелыми" и "сверхтяжелыми" ракетами
Может быть, конечно, что она проведена чисто формально
Но может, что и нет, может есть какие-то "трудности" и "сложности"?
Так получается, что седьмой "сарай" ( :lol: ) - уже сверхтяжелый
А чисто водородный 40-тонник укладывался бы в диапазон "просто тяжелых" ракет, у него должна быть стартовая масса где-то под 800 тонн - как у Протона
Так может, несмотря на водород (который, кстати, во всем мире "широко используется" и также планируется на всякие "третьи ступени" и прочие КВРБ), только такой 40-тонник можно сделать "массовым"?
Ведь "водородную инфраструктуру" так и так делать?
Понимаете, Зомби, ну нет достаточно чётко очерченного случая применения такого 40-тонника... который оправдал бы все хлопоты по разработке, доводке и использованию. Куда легче найти, чем занять Протон с КВРБ, чем вдвое более ПН-истый носитель - при этом Протону надо инвестиций чуть, а 40-тоннику - огого.
Сначала надо убедительно донести идею :) . Такую, чтобы лет 15 старты работали...чтобы сомнений мало было :) . Тогда найдутся деньги на разработку такой ракеты.
ЦитироватьСначала надо убедительно донести идею :) . Такую, чтобы лет 15 старты работали...чтобы сомнений мало было :) . Тогда найдутся деньги на разработку такой ракеты.
Мммм... Тяжелые геостационарники, имеющие бОльшую пропускную способность при меньшем их общем требуемом количестве - пойдут?
Да я, собственно, рассматриваю или, скорее, пытаюсь представить себе "идеальную ракету" для ЛОС
А вовсе не пытаюсь "кому-то что-то доказать" :wink:
За полной невозможностью чего-то подобного в принципе :mrgreen:
Вопрос-то в сущности простой и определенный:
что "лучше", Ангара-7 или некая такая специально заточенная под массовость водородная ракета?
И какая она при этом должна была бы быть?
Насчет спецстарта для сотки...
А вот этот... который стенд-старт (так по-моему называется :oops: ),
который, вроде как, широких возможностей... не может быть приспособлен и под Ангару-7 и под сотку одновременно?
Или это я чушь несу?
А при этом под Ангару-7 и, скажем, одновременно Байтерек тоже?
Этого за глаза хватило бы для ЛОС
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВот прям сразу:
Водород на первой ступени - неэффективно и дорого. В российских условиях это просто диверсия. Потери УИ и стоимость самой ступени и топлива трижды сожрет экономию на одном двигателе для всей ракеты.
Только керосин! Соотв. РД-170, ну или 3 РД-191 :)
Да, ну? Дорого- наверное, но насчет неэффективно - это враки! Очень даже эффективно: и УИ будь здоров (компенсирует все издержки, связанные со снижением конструктивного совершенства блока 1-й ступени)!
Про неэффективно:
УИ РД-0120 у земли - 355 с, это всего на 18% больше керосинового (тот же РД-171, например). А в вакууме - уже 35%. Почувствуйте разницу! Зачем гонять вородорник там, где он почти ничего не выигрывает у керосинки? Хотите получить легкую 1 ст. и всю РН массой 450 т? Но зачем? Запускатся с союзовского СК? :shock: А какой в этом сакральный смысл, когда есть зенитовский и протоновский? Тем более, что для этого надо, чтоб РН была пострена по схеме "семерки". Стоит ли из-за этого морочить голову со следующим пунктом?
Про дорого:
Не только дорого, но и технологически сложно! Керосиновую ступень в принципе можно сделать по "союзовской технологии", т.е. простой, как ведро. А водородную надо теплоизолировать и вообще упаковывать по полной. Тут халява не пройдет :( Смело можно оценивать ее стоимость раза в 1,5 больше керосиновой.
Далее. В сумме 4 РД-0120 со всеми наворотами водородного двигателя будут стоить заведомо больше одного РД-171, на глаз - раза в 2.
И наконец, пара сотен тонн водорода для 1 ст. тоже будет стоить, как чугунный мост - стоимость топлива будет составлять уже заметную часть от общей стоимости РН :shock: Сравнивать его с керосином просто нелепо...
Я понимаю, изначальная идея проста: одна ракета - один двигатель, минимизация расходов за счет серийности. Резон в этом, конечно, есть но уж больно напоминает рекламу - Купите 2 ботинка, третьй получите бесплатно! Имхо, овчинка не стоит выделки...
Ну, ессно, любая аргументированная критика приветствуется :wink:
Народ Белу не возразил :) . Похоже что Белл прав - такая водородная ракета будет дорогой. Не по этой же ли причине Делта-IV с первой водородной ступенью проиграла (в себестоимосте) Атласу-V?
ЦитироватьНарод Белу не возразил :) . Похоже что Белл прав - такая водородная ракета будет дорогой. Не по этой же ли причине Делта-IV с первой водородной ступенью проиграла (в себестоимосте) Атласу-V?
1. В наших условиях водород бужет существенно дороже керосина.
2. Меньшая стоимость Атласа обусловлена и произхводством двигателя в России (по нашим ценам). Если бы РД-180 производился в США то неизвестно что было бы дешевле.
Тогда зачем они купили и сейчас переводят всю документацию на РД-180 ?Разве не для того,чтобы производить у себя ?
ЦитироватьТогда зачем они купили и сейчас переводят всю документацию на РД-180 ?Разве не для того,чтобы производить у себя ?
На всякий пожарный. Если с Россией обломится.
Только они ничего не покупали. Передача всей документация была изначально предусмотрена соглашением о разработке двигателя. Причём предусматривалась и передача технологии и организация производства двигателя в США. Да только до этого никак не дойдёт. Как подсчитают - так сразу слеза глаза застит. В смысле покупали - веселились, подсчитали - прослезились.
Насколько я понимаю у них счас ни шатко ни валко идёт разработка аналогичного собственного двигателя который обещает быть более дешовым.
ЦитироватьЦитироватьТогда зачем они купили и сейчас переводят всю документацию на РД-180 ?Разве не для того,чтобы производить у себя ?
На всякий пожарный. Если с Россией обломится.
Только они ничего не покупали. Передача всей документация была изначально предусмотрена соглашением о разработке двигателя. Причём предусматривалась и передача технологии и организация производства двигателя в США. Да только до этого никак не дойдёт. Как подсчитают - так сразу слеза глаза застит. В смысле покупали - веселились, подсчитали - прослезились.
Насколько я понимаю у них счас ни шатко ни валко идёт разработка аналогичного собственного двигателя который обещает быть более дешовым.
Знаем мы их дешевизну. Цифра стоимости их двигателя в долларах будет меньше, чем цифра стоимости нашего двигателя в рублях. Это точно. :D
ЦитироватьЗнаем мы их дешевизну. Цифра стоимости их двигателя в долларах будет меньше, чем цифра стоимости нашего двигателя в рублях. Это точно. :D
В смысле - НЕ меньше? Или в смысле "единственное-что-можно-сказать-это-то-что..."?
ЦитироватьА чисто водородный 40-тонник укладывался бы в диапазон "просто тяжелых" ракет, у него должна быть стартовая масса где-то под 800 тонн - как у Протона
Так может, несмотря на водород (который, кстати, во всем мире "широко используется" и также планируется на всякие "третьи ступени" и прочие КВРБ), только такой 40-тонник можно сделать "массовым"?
Ведь "водородную инфраструктуру" так и так делать?
Чисто водородный двухступенчатый 40-тонник легко укладывается в 520-600 тонн стартовой массы - в зависимости от схемы.
... так что плакать нам можно ещё более горючими слезами :cry: :wink: :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВот прям сразу:
Водород на первой ступени - неэффективно и дорого. В российских условиях это просто диверсия. Потери УИ и стоимость самой ступени и топлива трижды сожрет экономию на одном двигателе для всей ракеты.
Только керосин! Соотв. РД-170, ну или 3 РД-191 :)
Да, ну? Дорого- наверное, но насчет неэффективно - это враки! Очень даже эффективно: и УИ будь здоров (компенсирует все издержки, связанные со снижением конструктивного совершенства блока 1-й ступени)!
Про неэффективно:
УИ РД-0120 у земли - 355 с, это всего на 18% больше керосинового (тот же РД-171, например). А в вакууме - уже 35%. Почувствуйте разницу! Зачем гонять вородорник там, где он почти ничего не выигрывает у керосинки? Хотите получить легкую 1 ст. и всю РН массой 450 т? Но зачем? Запускатся с союзовского СК? :shock: А какой в этом сакральный смысл, когда есть зенитовский и протоновский? Тем более, что для этого надо, чтоб РН была пострена по схеме "семерки". Стоит ли из-за этого морочить голову со следующим пунктом?
Про дорого:
Не только дорого, но и технологически сложно! Керосиновую ступень в принципе можно сделать по "союзовской технологии", т.е. простой, как ведро. А водородную надо теплоизолировать и вообще упаковывать по полной. Тут халява не пройдет :( Смело можно оценивать ее стоимость раза в 1,5 больше керосиновой.
Далее. В сумме 4 РД-0120 со всеми наворотами водородного двигателя будут стоить заведомо больше одного РД-171, на глаз - раза в 2.
И наконец, пара сотен тонн водорода для 1 ст. тоже будет стоить, как чугунный мост - стоимость топлива будет составлять уже заметную часть от общей стоимости РН :shock: Сравнивать его с керосином просто нелепо...
Я понимаю, изначальная идея проста: одна ракета - один двигатель, минимизация расходов за счет серийности. Резон в этом, конечно, есть но уж больно напоминает рекламу - Купите 2 ботинка, третьй получите бесплатно! Имхо, овчинка не стоит выделки...
Ну, ессно, любая аргументированная критика приветствуется :wink:
Народ Белу не возразил :) . Похоже что Белл прав - такая водородная ракета будет дорогой. Не по этой же ли причине Делта-IV с первой водородной ступенью проиграла (в себестоимосте) Атласу-V?
Проектирование всегда конкретно, т.е. некорректно заявлять, что водородная ракета всегда будет дороже, чем керосиновая. При определенных, вполне конкретных, обстоятельствах (наличие отработанного серийного двигателя, наличие оснастки для серийного изготовления блоков, наличие подходящего СК и т.п.) водородная РН может оказаться и дешевле. Я не берусь утверждать, что предложенный (больше для обсуждения, кстати любопытно, что этот топик пролежал в мертвом состоянии больше месяца!) мной вариант РН будет однозначно дешевле (или однозначно дороже), чем Ангара-5, например. Кроме того, "поезд ушел", Ангара проектируется по-другому...
Я нигде не заявлял, что "водородная ракета вообще всегда дороже керосиновой". Стоимость РН определяется в том числе количеством выводимой ПН, т.е. если РН выводит 1 т и стоит 5 мегабаксов, то он будет ДОРОЖЕ РН, выводящей 20 т при стоимости 30 мегобаксов. Использование водорода НА ВЕРХНИХ ступенях существенно (возможно - в 2 раза) увеличивет ПН, особенно при выводе на ГПО/ГСО и при определенных значениях ПН стоимость РН с водородным РБ или даже 2-й ст. становится меньше, чем у аналогичной керосиновой.
Естественно, можно сделать такую дубовую керосику, что она проиграет по стоимости любой полностью водородной РН, но разве об этом речь?
Вы предлагаете учитывать конкретные элементы - двигатель, оснастку и т.п.? Так это уже учтено - 4 РД-0120 явно и намного дороже одного РД-171. Конкретные двигатели и конкретные цены.
Конкретно РД-0120 у земли имеет имульс всего на 18% больше, чем конкретно РД-171. При этом в вакууме (грубо говоря - для второй ступени) разница достигает 35% и становится существенной, перекрывая по выгоде те проблемы, которые по природе присущи водороду.
Водородная ступень должна быть заведомо сложнее керосиновой, а потому - заведомо дороже. Это явный и очевидный факт.
Еще раз повторю - я совершенно не против водорода как такового и со второй ступени - в частности. Но применение его на первой считаю совершенно неоправданным, дорогим и малоэффективным. Я всеми руками за КВРБ и даже за 2-ю водородную ступень для Протона. Это действительно может дать существенную выгоду, плоть до удвоения ПН, особенно на ГСО. Но полностью водородный Протон будет только дороже и едва ли лучше по тактико-техническим, эксплуатационным и экономическим показателям.
И я совершенно не против обсуждения таких вопросов. Просто качественные ответы на них уже давно общеизвестных и обсуждение может касатся только деталей. Имхо, конечно :)
Если со временем детали изменятся настолько, что качественно изменится состояние дел по данному вопросу, то я горяче поддержу развитие этой дисскуссии.
ЗЫ. А отсутствие конструктивной критики и вообще обсуждения по существу вопроса со стороны других посетителей я расцениваю просто как подтверждение того, что я в достаточной степени освоил матчать :D
ЦитироватьЯ нигде не заявлял, что "водородная ракета вообще всегда дороже керосиновой". Стоимость РН определяется в том числе количеством выводимой ПН, т.е. если РН выводит 1 т и стоит 5 мегабаксов, то он будет ДОРОЖЕ РН, выводящей 20 т при стоимости 30 мегобаксов. Использование водорода НА ВЕРХНИХ ступенях существенно (возможно - в 2 раза) увеличивет ПН, особенно при выводе на ГПО/ГСО и при определенных значениях ПН стоимость РН с водородным РБ или даже 2-й ст. становится меньше, чем у аналогичной керосиновой.
Естественно, можно сделать такую дубовую керосику, что она проиграет по стоимости любой полностью водородной РН, но разве об этом речь?
Вы предлагаете учитывать конкретные элементы - двигатель, оснастку и т.п.? Так это уже учтено - 4 РД-0120 явно и намного дороже одного РД-171. Конкретные двигатели и конкретные цены.
Конкретно РД-0120 у земли имеет имульс всего на 18% больше, чем конкретно РД-171. При этом в вакууме (грубо говоря - для второй ступени) разница достигает 35% и становится существенной, перекрывая по выгоде те проблемы, которые по природе присущи водороду.
Водородная ступень должна быть заведомо сложнее керосиновой, а потому - заведомо дороже. Это явный и очевидный факт.
Еще раз повторю - я совершенно не против водорода как такового и со второй ступени - в частности. Но применение его на первой считаю совершенно неоправданным, дорогим и малоэффективным. Я всеми руками за КВРБ и даже за 2-ю водородную ступень для Протона. Это действительно может дать существенную выгоду, плоть до удвоения ПН, особенно на ГСО. Но полностью водородный Протон будет только дороже и едва ли лучше по тактико-техническим, эксплуатационным и экономическим показателям.
И я совершенно не против обсуждения таких вопросов. Просто качественные ответы на них уже давно общеизвестных и обсуждение может касатся только деталей. Имхо, конечно :)
Если со временем детали изменятся настолько, что качественно изменится состояние дел по данному вопросу, то я горяче поддержу развитие этой дисскуссии.
ЗЫ. А отсутствие конструктивной критики и вообще обсуждения по существу вопроса со стороны других посетителей я расцениваю просто как подтверждение того, что я в достаточной степени освоил матчать :D
1.Где Вы видели на Ангаре РД-171? Для нее используется новый двигатель, взявший от 171-го только камеру. А для УРМ-2 так же разрабатывается новый ЖРД. Кстати, еще надо посмотреть (жаль, конечно, что нет точных цифр по стоимости), что дешевле: испоьзовать на РН 5*11д122 или 5*РД-191+1*РД-0124 (или как он там?).
2.Использование водорода на 1-й ступени ведет лишь к незначительному росту потерь ХС на статическое противодавление, однако пустотный УИ (а именно он используется в формуле Циолковского) компенсирует эти потери.
3.Полностью водородная 2-хступенчатая РН, действительно, будет иметь стартовую массу в 2 раза меньшую, чем полностью керосиновая (при равных ПН). Применение водорода только на 2-й ступени снизит стартовую массу относительно чисто керосинового варианта процентов на 70-80.
В целом же выбор конкретной схемы РН должен выполняться на основе тщательного экономического анализа. И здесь, как я понимаю, у нас разногласий нет.
Цитировать2.Использование водорода на 1-й ступени ведет лишь к незначительному росту потерь ХС на статическое противодавление, однако пустотный УИ (а именно он используется в формуле Циолковского) компенсирует эти потери.
В общем случае тут говорить нельзя - может, и не компенсирует. По конкретной ракете считать надо. Да и аэродинамические эффекты - не единственные тут; существенно то, что для водорода требуются большие баки, что приводит к ухудшению массового совершенства.
К слову, масса баков при насосной подаче зависит, в первом приближении, только от объёма. Соответственно, массовое совершенство заполненных баков зависит, с той же точностью, только от плотности топлива. Это одна из ключевых причин, почему керосиновые ракеты меньше объёмом. Получится ли у более лёгкой водородной ракеты быть легче керосиновой по сухой массе - которая в первую очередь и определяет стоимость ракеты - надо считать.
На стоимость также влияет стоимость двигателей. Кстати, водородные двигатели обычно имеют худшее соотношение тяга/масса, то есть, ухудшают массовое совершенство по сравнению с керосиновыми.
Это если оперировать только в пространстве "УИ - масса - стоимость". В итоге - действительно, приходится считать много.
2avmich.
Все верно - относительная масса топливного отсека "водородника" раза в 1,5-2 больше, чем у "керосинки", а удельная масса ЖРД так же примерно в 2 раза хуже. Согласен и с тем, что масса конструкции определяет стоимость разработки (хотя и в меньшей степени, чем стартовая масса) и стоимость производства. Однако могут быть нюансы: например, при большем диаметре водородных блоков (для сохранения длины РН в приемлемых пределах) возможно использование гладких обечаек баков, тогда, как для керосинок придется использовать вафельные оболочки, что в несколько раз повышает стоимость изготовления баков.
Нюансы тоже в обе стороны могут быть.
Вот, кстати, знает ли кто, из каких соображений выбирают отношение длины к диаметру для ракет? Допустим, мы не связаны ограничениями железных дорог :) и можем взять произвольный диаметр. Лучше ли ракете быть "подлиннее"? Или, наоборот, "попузатее"? Почему? Только ли массовое совершенство и аэродинамику надо считать?
По-моему, там ещё соображения прочности как-то играют :) . Может, кто из специалистов пояснит?
ЦитироватьВот, кстати, знает ли кто, из каких соображений выбирают отношение длины к диаметру для ракет? Допустим, мы не связаны ограничениями железных дорог :) и можем взять произвольный диаметр. Лучше ли ракете быть "подлиннее"? Или, наоборот, "попузатее"? Почему? Только ли массовое совершенство и аэродинамику надо считать?
По-моему, там ещё соображения прочности как-то играют :) . Может, кто из специалистов пояснит?
Выбор оптимального диаметра РН - одна из наиболее сложных задач: при увеличении диаметра уменьшаются проблемы с динамикой конструкции, но растут проблемы с динамикой жидкости, возникает проблема с транспортировкой и т.д. При уменьшении диаметра - наоборот (кроме того растут изгибающие моменты из-за увеличения длины РН). При некотором значении диаметра надо переходить с гладких баков на подкрепленные (вафельные, например..). Большую роль играют традиции фирмы, а так же наличие производственной базы. Обычно, диаметр определяется, исходя из допустимого удлинения РН = 8...12
Интересная статья (http://groups.google.com/group/sci.space.policy/msg/23488ef4f0cafe57?q=%22A+LO2/Kerosene+SSTO+Rocket+Design%22&hl=en&lr=&ie=UTF-8&oe=UTF-8&rnum=3&filter=0) о сравнительных качествах водорода и керосина в ракетах.
After the design was closed and all the weights
recalculated, the empty weight of the LO2/kerosene vehicle
was 35.6% lighter than its hydrogen fuelled counterpart.
Все развитые страны уже используют водород на верхних ступеньях. Да и в СССР Энергия летела на водороде. И никто не говорил, что дорого и ненадеждно...
Сейчас положение в России такое, что и чисто керосиновая Ангара создается медленно и с трудом, но надо учитывать, что все равно когда-нибудь придется переходить на водород.
ЦитироватьЦитироватьА чисто водородный 40-тонник укладывался бы в диапазон "просто тяжелых" ракет, у него должна быть стартовая масса где-то под 800 тонн - как у Протона...
Чисто водородный двухступенчатый 40-тонник легко укладывается в 520-600 тонн стартовой массы - в зависимости от схемы.
Меньше масса - меньшие по мощности либо в своем числе двигатели, в частности...
Габариты, правда, "водородные"...
Тем не менее, действительно, во всем мире - водород...
Безобразие, короче :?
... плюс (или минус? ) ещё явно пропадающие и бездарно гибнущие технологические заделы по "Энергии"...
Ну слов нет...
Одни мысли... нехорошие...
ИМХО - на керосине - только первая ступень (боковушки). Вторая и третья ступень - только на водороде.
Правильная ракета - Сатурн-5
Зачем керосин?
Разве он снижает стартовый вес?
Он только сложность увеличивает
Мо-о-о-ожно было бы добавлять в горючее (трехкомпонентный двигатель), но тоже, скорее увеличит сложность и стоимость в бОльшей степени, чем пользы от него
Отмасштабированный под 40 тонн ЛЕО ПН Сатурн-5 - вот что надо
И дурака не валять :evil: :twisted: :mrgreen:
То есть водородная Н-11? ;-)
Мда, похоже, мода Старого оглядываться на "весь мир" распространяется :( . Не глядеть надо, как другие делают, а считать. А то вон как раз в Штатах громко сокрушаются, что летают на водороде, в то время как все нормальные летают на керосине и горя не знают.
Это они нарошно :wink: :mrgreen:
О чём спор?
Все продвинутые пользователи применяют "solid buster" :!:
ЦитироватьМда, похоже, мода Старого оглядываться на "весь мир" распространяется :( . Не глядеть надо, как другие делают, а считать. А то вон как раз в Штатах громко сокрушаются, что летают на водороде, в то время как все нормальные летают на керосине и горя не знают.
Что-то подсказывает (с), что в основном так говорят именно про использование водорода от земли, т.е. на первой ступени. Супротив Центарва вроде еще ни у кого язык не повернулся ;)
Но конкретно для 40-тонника, да если ищо в нем можно расчитывать на 520-600 тонн стартовой массы, дак может и не нужен керосин?
Лишние магистрали, лишние бустеры/двигатели/ТНА и прочая морока
Не, по-простому, по рабоче-крестьянски,цилиндрический моноблок, четырехкамерный двигатель - и без никаких
На конвейер, тсзть :mrgreen:
Нам же нужна серийная ракета, а Ангара-7 - это уже сверхтяжелый носитель, семь ускорителей, двигателей одних без счету, стартовая масса полторы тыщщи тонн...?
Вообще, в таком случае похоже, что "накладные" будут существенно меньше при дорогой разработке, но на это есть прямой смысл пойти
Так вот мне кажется :roll:
ЦитироватьПравильная ракета - Сатурн-5
Зачем керосин?
Разве он снижает стартовый вес?
Правильная ракета - Атлас-5 :!:
Не-а...
Сатурн-5 форэва!!!
Группенфюреру - гип-гип!!!
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
Янки самостоятельно так ничего подобного и не сделали - буржуи хреновы[/size]
Помню увидел я, что Атлас-5 массой ~ 330 тонн выводит на ПГО туже полезную нагрузку, что и Протон массой 700 тонн и стало мне за державу обидно :!:
Потом протёр очки - и наступило облегчение? :)
Дык... эта... наклонение меньше, водород на второй ступени, виртуальный РБ... все это вместе и дает такой результат.
Вообще, надо смотреть не на технические характеристики, а на стоимость ;-)
Ну конечно! Помню я информационное сообщение:
Разбился китайский бомбардировщик, погибли 2 пилота и 100 кочегаров.
У нас на Протоне кочегаров нет, уже хорошо!
По Марксу, вроде бы, стоимость и трудоемкость одно и то же :wink:
Но на самом деле это не так: уборщица и академик могут наработать один и тот же трудодень :mrgreen:
Для ракеты, тем более - массовой, надо смотреть на трудоемкость раньше, чем на стоимость
Менее трудоемкая ракета имеет право быть дороже
Примерно так... :roll:
ЦитироватьПо Марксу, вроде бы, стоимость и трудоемкость одно и то же :wink:
Но на самом деле это не так: уборщица и академик могут наработать один и тот же трудодень :mrgreen:
Для ракеты, тем более - массовой, надо смотреть на трудоемкость раньше, чем на стоимость
Менее трудоемкая ракета имеет право быть дороже
Примерно так... :roll:
Вот где собака порылась!
... МАССОВАЯ РАКЕТА ...
Массовая ракета позволяет быстро отбить вложенные в неё деньги!
Когда спутники дохли через год-три был большой рынок пусков, сейчас фирма, имея 6-8 запусков в год, счаслива.
Еслиб не Казахстан, ещё бы 50 лет на Протоне летали :!:
Ээээ...????
Кто о чем, а вшивый о бане :mrgreen:
Какая собака?
Наша паранойя на одну тему: лунная орбитальная станция с кораблем Союз в качестве транспортного
Сие мероприятие потребует от 3 до, скажем, 7-ми пусков РН с 40 тоннами на ЛЕО
Плюс к тому, такая ракета может быть использована и в прикладных проектах, вроде парных запусков
А это еще 1-2 пуска, а то и более
Вот и выходит технологический ресурс под "номинальный максимум" выпуска 10 РН в год
При реалистическом уровне порядка 5-ти
Да еще с технологическим резервом до 15 штук
А вы что подумали?
Какая собака?
Какие бабки? :wink: :mrgreen:
Кто о чём, а я о том, что новая ракета должна отбить вложеные в её создание деньги. Как я понимаю государству предлагаемые вами ракеты не нужны (их нет в программе до 2015 года, или вы меня поправите?). Оплачивать их создание должны туристы, которые толпами устремятся на Луну. Я тут недавно видел в архиве НК, что создание лёгкого носителя ВЕГА будет стоить более 300 мегаевро, ваша ракета подороже будет!
Какова кстати численность толпы туристов на МКС ? :)
ЦитироватьКак я понимаю государству предлагаемые вами ракеты не нужны (их нет в программе до 2015 года, или вы меня поправите?).
Что есть в программе 2005-2015, чего нет в ней - нам лично неизвестно
Мы строим так:
"Что нужно на самом деле" :roll:
А "они" там - как хотят пусть :mrgreen:
ЦитироватьОплачивать их создание должны туристы, которые толпами устремятся на Луну...
Нееее....
Я так не думаю
Луна - дело общечеловеческое
Которое практически - государственное
Как математика какая-нибудь :roll: :wink: :mrgreen:
ЦитироватьОн только сложность увеличивает
Мо-о-о-ожно было бы добавлять в горючее (трехкомпонентный двигатель), но тоже, скорее увеличит сложность и стоимость в бОльшей степени, чем пользы от него
Отмасштабированный под 40 тонн ЛЕО ПН Сатурн-5 - вот что надо
И дурака не валять :evil: :twisted: :mrgreen:
Было дело - в 1989г. компоновал я РН на базе элементов 11к25 по схеме Сатурн-5 под ПН 30т (под 40 - нужны были новые двигатели). Так вот, при диаметре 7,7м бак горючего 1-й ступени вырождался в "чечевицу" с резким ухудшением массового совершенства (до 9 единиц, примерно). Другой вариант - использовать диаметр 5,5 м (от 14С40), но он не был еще освоен. Так что, по любому выходило, что чисто водородная РН была лучше (если проектирование вести от элементов 11к25).
Водород говорите? А глупые люди CEV запускать на голимом порохе будут! Прямо как китайский бомбардировщик :)
ЦитироватьБыло дело...
А какой диаметр был бы "близок к оптимальному", на ваш взгляд?
И какая была бы высота, обчая и по ступеням у агрегата при этом?
Ну, "с точностью до порядка", конечно, чтобы представить, просто, о чем речь идет?
Много, типа, больше Протона/Зенита, или что-то "в общем похожее"?
ЦитироватьЦитироватьБыло дело...
А какой диаметр был бы "близок к оптимальному", на ваш взгляд?
И какая была бы высота, обчая и по ступеням у агрегата при этом?
Ну, "с точностью до порядка", конечно, чтобы представить, просто, о чем речь идет?
Много, типа, больше Протона/Зенита, или что-то "в общем похожее"?
Для РН (1-я ступень керосиновая 11Д520, 2-я- водородная с 11Д122 или 14Д12) с ПН = 30т, ИМХО, оптимальный диаметр как раз 5,5 м (общая длина 55-60м). Для РН с ПН = 34т (1-я ступень - керосинка с 6*НК-33, 2-я водородная с 11Д122 или 14Д12) оптимальный диаметр примерно такой же (общая длина около 66м). Для РН с ПН = 40 т (1-я ступень керосинка, вторая - водородня) оптимальный диаметр около 6-6,5м (общая длина в районе 60м). Для полностью водородной 2-хступенчатой РН с ПН = 40-42т идеально подходил диаметр 7,7м (общая длина, при использовании совмещенных днищ, около 60м). Все цифры - для РН тандемной схемы.
ЦитироватьДля полностью водородной 2-хступенчатой РН с ПН = 40-42т идеально подходил диаметр 7,7м (общая длина, при использовании совмещенных днищ, около 60м). Все цифры - для РН тандемной схемы.
И старт от Бурана наверно не сильно переделывать надо?
ЦитироватьНе-а...
Сатурн-5 форэва!!!
Группенфюреру - гип-гип!!!
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
Янки самостоятельно так ничего подобного и не сделали - буржуи хреновы[/size]
Сделали - Атлас-5 (уменьшенная копия Сатурн-5). Первая ступень керосин, вторая водород. Третья ступень Сатурн-5 не считается посколько это ПН к Луне. SkyLab запускали на двухступеньчатом Сатурн-5.
Цитировать... Для РН с ПН = 40 т (1-я ступень керосинка, вторая - водородня) оптимальный диаметр около 6-6,5м (общая длина в районе 60м). Для полностью водородной 2-хступенчатой РН с ПН = 40-42т идеально подходил диаметр 7,7м (общая длина, при использовании совмещенных днищ, около 60м). Все цифры - для РН тандемной схемы.
:( :( :(
Вот чёрт! :shock:
Какая дура, однако...
Тогда может и есть смысл в трехкомпонентнике на 1-ой ступени?
Сильно это ситуацию не изменит, но всё же...
Нда... может Ангара-7 и "рулит" при таких делах? :(
ЦитироватьТогда может и есть смысл в трехкомпонентнике на 1-ой ступени?
Сильно это ситуацию не изменит, но всё же...
Нда... может Ангара-7 и "рулит" при таких делах? :(
был же тут тред пару лет назад где выясняли что выгоднее на первой ступени - керосин, водород или трехкомпонентное топливо. в конце концов все согласились (случай небывалый))) что трехкомпонентники проигрывают. а если связываться с водородом на первой ступени так керосин там даром не нужен
ЦитироватьТогда может и есть смысл в трехкомпонентнике на 1-ой ступени?
Сильно это ситуацию не изменит, но всё же...
Нда... может Ангара-7 и "рулит" при таких делах? :(
3-хкомпонентники выгодны при больших ХС (ЕМНИП, не менее 6000м/с, а в реале для первых ступеней РН ХС = 2000-4000 м/с). Так что они больше подходят для одноступенчатых РН.
ЦитироватьЦитироватьТогда может и есть смысл в трехкомпонентнике на 1-ой ступени?
Сильно это ситуацию не изменит, но всё же...
Нда... может Ангара-7 и "рулит" при таких делах? :(
3-хкомпонентники выгодны при больших ХС (ЕМНИП, не менее 6000м/с, а в реале для первых ступеней РН ХС = 2000-4000 м/с). Так что они больше подходят для одноступенчатых РН.
дубль два. и чем они выгодны для одноступенчатой схемы? такая вообще хоть какой-то смысл по ПН имеет только для водорода
Цитироватьдубль два. и чем они выгодны для одноступенчатой схемы? такая вообще хоть какой-то смысл по ПН имеет только для водорода
Использование 3-хкомпонентных ДУ доя одноступенчатых РН обеспечивает однозначное снижение сухой массы и, при определенных сочетаниях УИ и конструктивного совершенства топливных отсеков, снижение стартовой массы. Даже по сравнению с чистыми "водородниками" (при одинаковой ПН, разумеется. Проверено расчетами). Для 2-хступенчатых РН применение 3-хкомпонентной схемы гораздо менее целесообразно.
Последнее, однако, не понятно
А в чем дело (чтобы не искать "тот" топик)?
Абстрактно - повышение тяги и УИ на 1-й ступени - вроде, должно давать наибольшей эффект?
Значит, есть что-то "конкретное", что этому препятствует?
В любом случае, "железок" при керосиновых ускорителях должно, вроде бы, быть больше, чем для трехконпонентника, он, что-то, выглядит как "полтора" двигателя, вместо "двух" - отдельно керосинового и отдельно водородного....
Конечно, тут опираться на одни абстрактные соображения невместно, но... :roll:
И, чтоб уж совсем задолбать вопросами ( :mrgreen: :lol: :wink: ), что же "лучше", керосиновые ускорители (схема Энергии), керосиновая первая ступень (как что?), трехкомпонентный двигатель на первой ступени или чистый водород?
ЦитироватьПоследнее, однако, не понятно
А в чем дело (чтобы не искать "тот" топик)?
Абстрактно - повышение тяги и УИ на 1-й ступени - вроде, должно давать наибольшей эффект?
Значит, есть что-то "конкретное", что этому препятствует?
Дело в том, что при некотором соотношении УИ водородного режима к УИ углеводородного, РН просто может выродиться в чистый водородник (если речь идет об оптимизации относительной массы ПН). При оптимизации сухой массы РН - диапазон выгодности применения 3-хкомпонентных ДУ расширяется.
Ну, если речь идет о первой ступени, то оптимум по водородному УИ, вроде, не так важен?
Не, задачу-то сформулировать легко... :lol: :mrgreen:
ЦитироватьИ, чтоб уж совсем задолбать вопросами ( :mrgreen: :lol: :wink: ), что же "лучше", керосиновые ускорители (схема Энергии), керосиновая первая ступень (как что?), трехкомпонентный двигатель на первой ступени или чистый водород?
У каждого "лучше" должен быть критерий. Если минимизируете стартовую массу, то для 2-хступенчатой РН лучше использовать водород. Для одноступенчатых - могут быть варианты. Если минимизируется сухая масса РН, то выгоднее использовать 3-хкомпонентники (и для одно- и для двухступенчатых).
При заданной ПН (40-42 тонны)
миниминизируются стартовая масса и размерность (требуется "компактная" ракета, остающаяся "просто тяжелой", а не "сверхтяжелой")
В каком "соотношении", это конечно сказать затруднительно
Ну, если исходить из чисто водороного "примера", то, сохраняя его ПН, на сколько может снизить его габариты применение трехкомпонентника на 1-й ступени?
... считая, что "по массе" у нас есть "запас" в 100-200 тонн (от 600 наличных против протоновских 800)
ЦитироватьПри заданной ПН (40-42 тонны)
миниминизируются стартовая масса и размерность (требуется "компактная" ракета, остающаяся "просто тяжелой", а не "сверхтяжелой")
В каком "соотношении", это конечно сказать затруднительно
Ну, если исходить из чисто водороного "примера", то, сохраняя его ПН, на сколько может снизить его габариты применение трехкомпонентника на 1-й ступени?
Для ПН=40т грубая оценка для 2-хступенчатых РН:
1.Обе ступени керосиновые, Мст=920т, объем 1200 кубометров.
2.Обе ступени водородные, Мст = 513т, объем 2700 кубометров (габаритные размеры больше чем в 1-м варианте в 1,3 раза).
3.Первая ступень керосиновая, вторая водородная, Мст = 612т, объем 1330 кубов (габаритв больше чем в 1 варианте в 1,03 раза).
4.Применение 3-компонентной ДУ на 1-й ступени даст результаты близкие по стартовой массе ко 2-му варианту, а по объему - к 3-му
Цитировать...
4.Применение 3-компонентной ДУ на 1-й ступени даст результаты близкие по стартовой массе ко 2-му варианту, а по объему - к 3-му
Ну дык - кайф, по-моему :wink: :lol: :mrgreen:
ЦитироватьЦитировать...
4.Применение 3-компонентной ДУ на 1-й ступени даст результаты близкие по стартовой массе ко 2-му варианту, а по объему - к 3-му
Ну дык - кайф, по-моему :wink: :lol: :mrgreen:
Считать, однако, надо. Поточнее. Есть нюансы: для 3-хкомпонентника нужен межбаковый отсек, а для водородника можно легко обойтись без него. Плюс сложность конструкции, ЖРД и т.п., а выигрыш может оказаться мизерным. Кстати, навскидку несколько вариантов простейшей реализации 3-х компонентников:
1.Несбрасываемые твердотопливные ускорители, навешенные на водородный блок и работающие со старта.
2.Двухрежимный водородник (предложен амерами в 80-х гг): режим 1 - соотношение компонентов 13 к 1, 2 режим - соотношение 6 к 1.
Почему обязателен межбаковый отсек для трёхкомпонентников?
Возражения к водороду на первой ступени направлены к Шаттлу, Дельте-4 и Ариан-5.
Мне кажется, для космических ракет твёрдотопливные ускорители - вещь неэффективная; лучше изначально на них не полагаться. Впрочем, наиболее развитые ракетные системы как раз без ТТУ летают.
На стоимость ракеты в основном влияет не стартовая масса, а сухая стартовая масса. Водородные ракеты имеют наименьшую стартовую массу - но не всегда самую малую сухую массу.
Безусловно, надо считать.
Цитировать3.Первая ступень керосиновая, вторая водородная, Мст = 612т, объем 1330 кубов (габаритв больше чем в 1 варианте в 1,03 раза).
Даже чисто такой вариант - "вполне удовлетворительно" :wink:
Но тогда вопрос: - А почему ж Ангара-7 такая дура?
1500 тонн - это как?
И блоков/двигателей/турбоагрегатов не счесть?
Ндаааа... :(
Кто тут на Старого наезжал? :wink: :mrgreen:
Я :) у Старого очень редко когда мнение совпадает с реальностью.
А в чём он ещё проврался? :)
В данном случае похоже, что совпадает
Там, где мы "метафизически" имеем 600 тонн стартовой массы, проектировщики Ангары смогли дотянуть до полутора тысяч
:wink: :mrgreen: :P
ЦитироватьПочему обязателен межбаковый отсек для трёхкомпонентников?
Сделать сбрасываемые боковые керосиновые баки ;-)
ЦитироватьВ данном случае похоже, что совпадает
Там, где мы "метафизически" имеем 600 тонн стартовой массы, проектировщики Ангары смогли дотянуть до полутора тысяч
:wink: :mrgreen: :P
Ну-ну. Прежде чем писать такую глупость посмотрели бы характеристики Дельты-4 - ошибка более чем в 2 раза. И это на водороде!!!
А при чем тут какая-то Дельта?
Что, Старый, как известный химерист, предпочитает на реальные проекты не смотреть? :) Всё ему видятся идеальные ХС и Z?
ЦитироватьА при чем тут какая-то Дельта?
Чё-то я не понял, но отбросив всякую физику окончательно,
из чистой метафизики можем поиметь:
Ракета - машина аддитивная, в первом приближении, ессессно, поэтому для оценки можно применять масштабирование
Берем Сатурн-5 - 2500 тонн стартовой массы на 120, скажем, полезной
Делим на 3, имеем 833 тонны стартовой массы на 40 тонн ПН
При этом, ее двигатели разработки середины 60-х годов существенно недобирали по УИ
То есть, ergo,
оценку в 600 тонн стартовой массы для современной ракеты "с водородом" с 40 тоннами ПН предложено считать правдоподобной
:wink: :mrgreen:
PS. Какая Дельта?
Не, унреал. Не на четверть же даст экономию УИ. К слову, у Сатурна УИ был вполне на уровне - на верхних-то ступенях. И массовое совершенство второй ступени AFAIK порядка 12. Так что линейно - да. Т.е. 800-тонный водородник (в 1.7 раза тяжелее Дельты) последовательной схемы - действительно вытянет 40 тонн. Но 600-тонный - сильно сомнительно.
Вообще, 800 тонн - это близко к 700 тоннам Протона. Т.е. Протон апгрейженый на водород - т.е. со второй и третьей водородными ступенями - вытащит примерно тонн так 35. А если на первой ступени поменять движок на РД-191, то и все 40.
ЦитироватьНе, унреал. Не на четверть же даст экономию УИ. К слову, у Сатурна УИ был вполне на уровне - на верхних-то ступенях. И массовое совершенство второй ступени AFAIK порядка 12. Так что линейно - да. Т.е. 800-тонный водородник (в 1.7 раза тяжелее Дельты) последовательной схемы - действительно вытянет 40 тонн. Но 600-тонный - сильно сомнительно.
Вообще, 800 тонн - это близко к 700 тоннам Протона. Т.е. Протон апгрейженый на водород - т.е. со второй и третьей водородными ступенями - вытащит примерно тонн так 35. А если на первой ступени поменять движок на РД-191, то и все 40.
Ха-Ха-Ха! Ваши рассуждения похожи на что-то знакомое....Ах, да - вспомнил "...Если бы губы Никанора Ивановича да приставить к носу Ивана Кузьмича, да взять сколько-нибудь развязности, какая у Балтазара Балтазаровича, да, пожалуй, прибавить к этому еще дородности Ивана Павловича - я бы тогда тотчас же решилась...". Замечу, современная, водородная с Мст около 650 т и наклонением старта 28 град. имеет всего 20,5 т ПН. Вот и реальный аргумент.
Я и говорю:
ЦитироватьНе-а...
Сатурн-5 форэва!!!
Группенфюреру - гип-гип!!!
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
Янки самостоятельно так ничего подобного и не сделали - буржуи хреновы[/size]
Так помянутая РН имеет неоптимальное распределение ХС по ступеням, да плюс еще виртуальные вторую и третью ступени ;-). Конечно она 50% ПН на этом теряет. Правда обратно отыгрывает на разгоннике ;-).
А ежели кому-то не нравится моя околофонарная оценка - тот может свою околофонарную оценку привести. Лучше с расчетами ;-)
Еще раз - я имею в виду схему выведения примерно вот такую - берем современную Дельту-4 и цепляем к ней два Атласа-5, без Центавров. Сверху, как положено, третья ступень. На старте работают ступени параллельно, потом двигатель Дельты дроселлируется, двигатели Атласов дроселлируются только в конце работы, когда почти вырабатывают топливо. правда придется CCB Делты удлиннить, а CCB Атласа - наоборот. А то конфуз будет - движки Дельты быстрее топливо выработают ;-).
Итого мы имеем стартовый вес порядка 307х2 + 226,4 + 30.7 + допустим 40 тонн ПН - итого 910 тонн. Стартовая тяга - 2х423 + 337 = 1183. Стартовая тяговооруженность - 1.3 . Сходится ли оно по ХС - сами смотрите ;-). Допустим, мы недоливаем Атласы примерно на 50 тонн и эти же 100 тонн заливаем дополнительно в Дельту.
Почему водород на первой ступени неэффективен?
Очень просто - У Него Большой УИ И Это ОЧЕНЬ ПЛОХО. ;) :P
(Для первой ступени.) ;)
А точнее - мы стартуем с невысокой тяговооруженностью, у водородной ракеты она будет оставаться невысокой дольше, чем у керосиновой.
Соответственно, потери будут больше. ;)
Водородной ракете надо иметь бОльшую тяговооруженность, чем керосиновой для обеспечения одинаковых потерь, но тут вмешивается тот фактор, что есть атмосфера и мы не можем разгоняться слишком быстро - ракета водородная, диаметр большой. ;)
А если что и делать "из общих соображений", то делать надо Полный Пакет С Перекачкой Топлива - нет "лишних" двигателей, запуск всех двигателей на земле.
;)
ЦитироватьПочему обязателен межбаковый отсек для трёхкомпонентников?
Между керосиновым баком и баком водорода или кислорода. Совмещенное днище будет иметь массу куда больше, чем например для пары водород-кислород (из-за необходимости компенсации температурных деформаций). "Атлас" в пример прошу не приводить (он - единственный пример использования совмещенного днища при кислороде-керосине).
ЦитироватьЦитироватьА при чем тут какая-то Дельта?
Чё-то я не понял, но отбросив всякую физику окончательно,
из чистой метафизики можем поиметь:
Ракета - машина аддитивная, в первом приближении, ессессно, поэтому для оценки можно применять масштабирование
Берем Сатурн-5 - 2500 тонн стартовой массы на 120, скажем, полезной
Делим на 3, имеем 833 тонны стартовой массы на 40 тонн ПН
При этом, ее двигатели разработки середины 60-х годов существенно недобирали по УИ
То есть, ergo,
оценку в 600 тонн стартовой массы для современной ракеты "с водородом" с 40 тоннами ПН предложено считать правдоподобной
:wink: :mrgreen:
PS. Какая Дельта?
У "Сатурн-5" была паршивая тяговооруженость 1ст. Мой расчет по чисто водородной РН тандемной схемы (Мст=512-513т, ПН=40т) проводился по следующим исходным данным:
ХС=9250 м/с
УИ1ст = 462с (14Д12)
УИ2ст = 473с (модификация 11Д57М)
S1 = 7.5, S2 = 8.5-9.0
Тяговооруженность 1ст = 1,5, для 2-й - 1,25
ЦитироватьУИ1ст = 462с (14Д12)
УИ2ст = 473с (модификация 11Д57М)
"Однако!" (с)
ЦитироватьЦитироватьУИ1ст = 462с (14Д12)
УИ2ст = 473с (модификация 11Д57М)
"Однако!" (с)
А Вы как думали!
ЦитироватьЦитироватьПочему обязателен межбаковый отсек для трёхкомпонентников?
Между керосиновым баком и баком водорода или кислорода. Совмещенное днище будет иметь массу куда больше, чем например для пары водород-кислород (из-за необходимости компенсации температурных деформаций). "Атлас" в пример прошу не приводить (он - единственный пример использования совмещенного днища при кислороде-керосине).
Что значит "необходимость компенсации температурных деформаций"? Деформация - это разница между исходным положением (при комнатной температуре, в данном случае) и конечным, и в случае водорода эта разница (между температурой изготовления и температурой использования) больше, чем в случае кислорода. Поэтому непонятно, чем керосин хуже.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПочему обязателен межбаковый отсек для трёхкомпонентников?
Между керосиновым баком и баком водорода или кислорода. Совмещенное днище будет иметь массу куда больше, чем например для пары водород-кислород (из-за необходимости компенсации температурных деформаций). "Атлас" в пример прошу не приводить (он - единственный пример использования совмещенного днища при кислороде-керосине).
Что значит "необходимость компенсации температурных деформаций"? Деформация - это разница между исходным положением (при комнатной температуре, в данном случае) и конечным, и в случае водорода эта разница (между температурой изготовления и температурой использования) больше, чем в случае кислорода. Поэтому непонятно, чем керосин хуже.
Перепад температур между керосином и О2 - более 200 град. При таком перепаде совмещенное днище будет очень тяжелым, либо ненадежным.
Ну, температура ЖК - 80К примерно, если керосин держать при температуре ниже 0С, разница получается меньше 200 градусов.
Но дело не в этом. Чего страшного в перепаде температур на двух сторонах днища? Ведь у днища во время эксплуатации будет некая равновесная температура, эта температура меняется медленно, и сама температура в "керосиновом" случае ближе к температуре н.у., чем температура при использовании ЖВ?
Что-то тут странное.
ЦитироватьПерепад температур между керосином и О2 - более 200 град. При таком перепаде совмещенное днище будет очень тяжелым, либо ненадежным.
Как из перепада температур выводится масса днища? Или прочность днища? Не из температуры, а именно из перепада?
Напомню, в ЖРД перепад температур на стенке камеры довольно велик, при этом на прочность стенки влияет не сам перепад температур, а абсолютное значение температуры.
ЦитироватьНу, температура ЖК - 80К примерно, если керосин держать при температуре ниже 0С, разница получается меньше 200 градусов.
Но дело не в этом. Чего страшного в перепаде температур на двух сторонах днища? Ведь у днища во время эксплуатации будет некая равновесная температура, эта температура меняется медленно, и сама температура в "керосиновом" случае ближе к температуре н.у., чем температура при использовании ЖВ?
Что-то тут странное.
У меня нет времени (да, и желания тоже) возиться с тепловым расчетом и расчетом на прочность... Но, подумайте сами: с одной днища (однослойного) стороны (ЖК) температура -183, с другой (керосин)- +25. Изгибные напряжения - офигенные (градиент температур оч. большой). Выход - трехслойное днище (алюминий - со стороны ЖК, Сталь - со стороны керосина, между ними - например, пенополиуретан низкой плотности типа РИПОР-2И толщиной миллиметров 200). Поверьте, проще сделать межбак (может, немного тяжелее, но проще и надежнее).
При разработке второй ступени Сатурна-5 по существующему положению вещей межбаковый отсек делать было нельзя (не вписывались по массе). В результате сделали совмещённое днище, что наверняка сложнее, но легче по массе.
ЦитироватьПоверьте, проще сделать межбак (может, немного тяжелее, но проще и надежнее).
То, что конструктивно сделать межбак проще, согласен. Не согласен - не вижу причин - что сделать совмещённое днище невозможно; не вижу фундаментальных причин, и вижу контрпример в виде Атласа.
ЦитироватьЦитироватьПоверьте, проще сделать межбак (может, немного тяжелее, но проще и надежнее).
То, что конструктивно сделать межбак проще, согласен. Не согласен - не вижу причин - что сделать совмещённое днище невозможно; не вижу фундаментальных причин, и вижу контрпример в виде Атласа.
А я и не говорю, что невозможно (хотя никто уже и не делает) - долго, геморройно, дорого и малонадежно, но сделать можно. А про "Атлас" - вспомните из чего был сделан топливный отсек. Из аустенитной нагартованной стали AISI-301. Днище очень тонкое (доли миллиметра, наверное) - с одной стороны керосин(вверху, ЕМНИП, если ошибусь - поправьте!), а с другой стороны - О2, отделенный от днища газовой подушкой, температура газов в которой может быть близка к температуре керосина...
Если кислород сверху, а керосин снизу, то керосин тоже отделён от кислородного бака газовой подушкой, и тепло там тоже не мгновенно передаётся.
Собственно, если "не невозможно" - то вопрос снимается. Значит, "необходимо делать межбаковый отсек" не так уж и необходимо - а надо смотреть по всему комплексу вопросов.
ЦитироватьЕсли кислород сверху, а керосин снизу, то керосин тоже отделён от кислородного бака газовой подушкой, и тепло там тоже не мгновенно передаётся.
Собственно, если "не невозможно" - то вопрос снимается. Значит, "необходимо делать межбаковый отсек" не так уж и необходимо - а надо смотреть по всему комплексу вопросов.
1.Тепло, конечно, передается не мгнвенно, несколько секунд пройдет, это точно. Только учтите, что заправленная РН стоит на СК часы. а то и сутки...
2.А по комплексному подходу и не спорю - так и делается (должно делаться).
ЦитироватьПоследнее, однако, не понятно
А в чем дело (чтобы не искать "тот" топик)?
Абстрактно - повышение тяги и УИ на 1-й ступени - вроде, должно давать наибольшей эффект?
Значит, есть что-то "конкретное", что этому препятствует?
вот кажется "тот" топик, только читать лучше все-таки с начала, вопросов меньше останется %)
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=570&postdays=0&postorder=asc&start=240
Спасибо!
Посмотрел пару страниц - вот все это хорошо и убедительно, но почему в первой ступени даже водородников мы по факту систематически встречаем "чужеродные включения", то керосин на "Энергии", а то и вовсе ТТУ (амеры)?
Противопоставление удельного импульса и конструкционного совершенства недостаточно, видимо
Имея два проекта для 40-тонника (чистый водород против трехкомпонентника) можно было бы оценить конкретно что лучше
А главное для нас, напомню, технологичность
Сиречь, минимально возможная трудоемкость ракеты в целом (а не "простая цена за кг" всё же),
плюс возможность "массового" производства (до более десяти в год)
И не стоимость разработки, а "эксплуатационные расходы"
PS. А не то и впрямь на чистый керосин перейти, при заметно меньших габаритах Дмитрий обещает в тыщу тонн уложится :wink:
ЦитироватьСпасибо!
PS. А не то и впрямь на чистый керосин перейти, при заметно меньших габаритах Дмитрий обещает в тыщу тонн уложится :wink:
В своем посте (сравнение РН с различными компонентами) я забыл упомянуть, что использовал при расчетах максимальные значения реально достигнутого УИ и минимальные значения реально достигнутой удельной массы ЖРД. Не всегда в одном двигателе можно совместить одновременно эти значения. Тем не менее, считаю вполне реальным обеспечить выведение ПН=40т РН со стартовой массой около 1000т.
ЦитироватьСпасибо!
Посмотрел пару страниц - вот все это хорошо и убедительно, но почему в первой ступени даже водородников мы по факту систематически встречаем "чужеродные включения", то керосин на "Энергии", а то и вовсе ТТУ (амеры)?
тяжелое наследие :wink:
пройдет еще 100-200 лет и если не научатся стартовать на ЯРД так чтобы половину континента потом не надо было расселять то везде будет водород. и сверху и снизу. а пока трудно с ним работать. он холодный, летучий, пожаро-взрывоопасный, дорогой... экзотика вобщем :?
по последним сведениям не везде встречаются чужеродные включения:
http://www.astronautix.com/lvs/delheavy.htm
шаттло-буранам лет уже много, так что не стоит к ним аппелировать
Цитироватьи если не научатся стартовать на ЯРД так чтобы половину континента потом не надо было расселять то везде будет водород.
Дык ЯРД он тоже на водороде. ;)
В принципе, твердофазный ЯРД не обязан выбрасывать радиоактивные материалы вовне. Если само ядерное топливо остаётся внутри, а наружу идёт только разогретый водород, то радиоактивного заражения не возникает - водород нерадиоактивен. Поэтому в принципе "чистые" ЯРДы возможны.
ЦитироватьВ принципе, твердофазный ЯРД не обязан выбрасывать радиоактивные материалы вовне. Если само ядерное топливо остаётся внутри, а наружу идёт только разогретый водород, то радиоактивного заражения не возникает - водород нерадиоактивен. Поэтому в принципе "чистые" ЯРДы возможны.
как насчет эррозии? температура там высокая, скорость потока соответствующая [скорости истечения]. ресурс уже испытанных двигателей определялся имхо этим. и радиоактичность выхлопа тоже :(
ЦитироватьЦитироватьи если не научатся стартовать на ЯРД так чтобы половину континента потом не надо было расселять то везде будет водород.
Дык ЯРД он тоже на водороде. ;)
"куда ни кинь - всюду клин". ладно, так и запишем - "водород - наше все".
а как насчет замены окислителя для ЖРД (пока ЯРД недалеко ушло от терьямпампации)? у FH УИ покруче будет, осталось выяснить что о нем думают казахи... ;)
ЦитироватьЦитироватьи если не научатся стартовать на ЯРД так чтобы половину континента потом не надо было расселять то везде будет водород.
Дык ЯРД он тоже на водороде. ;)
не факт, кстати!
в "одисее-2010" кажется амиак использовали на "дискавери"? а что, молярная масса небольшая, испаряется небыстро...
Ну, IMHO, не совсем так. Баки и двигатели керосиновой РН ЛЕГЧЕ на единицу тяги, их размер МЕНЬШЕ чем у водорода, заправка УДОБНЕЕ. Поэтому, по совокупности параметров, керосин-кислород на первой, и возможно второй ступенях может быть выгоднее водорода. На третьей - надо смотреть. На РБ - водород однозначно лучше.
Топик назван - "водородная Ангара". Оцените околофонарный расчёт Ангары-5 со второй ступенью на водороде:
Цифры брал из таблиц на сайте ЦИХа.
УРМ-1 это Ангара-1 минус БризМ и полезный груз, 149-22,5-2=124.5
первая ступень это 124.5*5=622.5
полезная нагрузка это 24.5
Ангара-5 это 773
Масса второй ступени (керосинка)
773-622.5-24.5=126
Можно посчитать, что сухая масса керосинки 12 тонн (около 10 процентов ступени), тогда масса топлива 114 тонн
Удельные импульсы керосинки и водородника это 360 и 465.
Разница около 30 процентов, значит 70 процентов от 114 тонн это примерно 80 тонн.
Пусть сухая масса водородной ступени в два раза больше керосинки и равна 24 тонны.
Выходит дополнительная полезная нагрузка это 126-80-24=22 тонны.
Общая полезная нагрузка это 24.5+22=46.5 тонн на "опорной орбите".
Мне попрекали, что я подражаю Старому, а вот нет, я тоже готов пострадать за отечество! Критикуйте :D
ЦитироватьНу, IMHO, не совсем так. Баки и двигатели керосиновой РН ЛЕГЧЕ на единицу тяги, их размер МЕНЬШЕ чем у водорода, заправка УДОБНЕЕ. Поэтому, по совокупности параметров, керосин-кислород на первой, и возможно второй ступенях может быть выгоднее водорода. На третьей - надо смотреть. На РБ - водород однозначно лучше.
обсуждалось это. не лучше. даже на первой ступени керосин не лучше :))
Ссылку в студию! (с)
а то мало ли где, как и чего там обсуждали ;)
А кто сбственно против водорода? :lol: Дело за малым построить в плесецке махонький заводик по производству ЖВ :mrgreen: Кто за спонсора хочет?
_____________________________
Что такое ИМХО? :lol:
Значится, так :roll:
Применение ЖВ+керосин на первой ступени существенно понижает диаметр агрегата (с 8-ми, примерно, до 6-ти метров)
При этом масса его повышается ненамного
Что "происходит" с двигателем?
"Добавление керосина" повышает именно тягу, вопрос, в достаточной ли пропорции, чтобы двигатель остался "почти тем же (по габаритно-массовым параметрам), как на чистом водороднике?
А ведь может, что и так! Либо - растет не намного
Другой способ борьбы с большим диаметром - "раскидать первую ступень по блокам", "сделать как у семерки"
Минус слишком велик, получается 6 двигательных установок вместо двух - не говоря о многом другом
Итак, мое ИМХО тихо нашептывает :roll: :
Двухступенчатый цилиндр примерно 6 * 65 метров с 4-х камерным керосиново-водородным трехкомпонентником на первой ступени, планируемой выводимой ПН в 42 тонны
(зачем нужны 2 тонны объяснять не будем :wink: :mrgreen: )
Решение не окончательное и обжалованию подлежит, однако если не будет внятных и однозначных пояснений к иному мнению, сей вариант принимается за ведущий
ЦитироватьА кто сбственно против водорода? :lol: Дело за малым построить в плесецке махонький заводик по производству ЖВ :mrgreen: Кто за спонсора хочет?
_____________________________
Что такое ИМХО? :lol:
Спонсором может и должно быть только государство - если речь идет конкретно о лунном 40-тоннике
Оно же должно быть единоличным собственником и распорядителем сей ракеты
Никаких ТНК, однозначно
С имеющими иное мнение попрошу т.Берию провести разъяснительную работу :mrgreen:
Три базовые конфигурации по ПН:
- Союз (10 тонн) + РБ ( 30 тонн - водород? )
- ФГБ (20 тонн) + РБ (20 тонн, гидразин)
- АКРБ (автономный космический разгонный блок - стыкуемый агрегат, собираемый на орбите со своей ПН) - все 40 тонн чистейшего гидразина :wink: :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьВ принципе, твердофазный ЯРД не обязан выбрасывать радиоактивные материалы вовне. Если само ядерное топливо остаётся внутри, а наружу идёт только разогретый водород, то радиоактивного заражения не возникает - водород нерадиоактивен. Поэтому в принципе "чистые" ЯРДы возможны.
как насчет эррозии? температура там высокая, скорость потока соответствующая [скорости истечения]. ресурс уже испытанных двигателей определялся имхо этим. и радиоактичность выхлопа тоже :(
Почему температура высокая? Вроде бы испытания существующих ЯРД - РД-410, кажется - имели температуру водорода в камере меньше 3000 К, при УИ около 900 с. Температура совсем небольшая. Эрозии тоже нет - это же всего лишь горячий водород :) . И, опять же, отсутствует радиоактивность самого водорода; вылет кусочков нагревающей системы - другое дело...
ЦитироватьА кто сбственно против водорода? :lol: Дело за малым построить в плесецке махонький заводик по производству ЖВ :mrgreen: Кто за спонсора хочет?
Спонсор - не знаю, а для инвестора - надо рынок считать.
Кто-нибудь собирается запускать из Плесецка, скажем, водородные РБ? В каком примерно количестве? Под какие примерно заказы? Когда?
Сам по себе водородный завод не будет слишком дорого стоить, думаю :) хотя могу и ошибаться. Например, КВРБ - это 19 тонн топлива, из них 3 тонны водорода. Это 43 кубометра водорода, сфера радиусом 2,2 м. Таких РБ на Ангаре-5 будет уходить максимум 6 в год для начала :) то есть, хранилище для водорода требуется для начала порядка 5-метровых сфер, со скоростью накопления тонна в неделю, 200 кг в день. 452 Дж/г теплота парообразования, 15 Дж/(г*К) теплоёмкость, итого 4,8 кДж на грамм сжиженного Н2 - отобрать :) . В день отбирать 1 ГДж энергии, без учёта КПД, в час - 100 МДж, в секунду - 30 кДж, это без КПД. Не такая уж большая мощность... Капитальные инвестиции в дьюары, это тоже считается. Добавим стоимость самого водорода, его из метана извлекать...
ЦитироватьСсылку в студию! (с)
а то мало ли где, как и чего там обсуждали ;)
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=570&postdays=0&postorder=asc&start=210
я сразу не оговорил по какому критерию считаю водород лучше. а теперь оговорю - по отношению ПН к полной массе. экономическую сторону вопроса мы не можем обсудить, потому что нет данных о ценах, стоимости и себестоимости. а если бы и были, то они мало что дали бы - все это меняется в очень широких пределах и напрямую не зависит от технического совершенства...
ЦитироватьЗначится, так :roll:
Применение ЖВ+керосин на первой ступени существенно понижает диаметр агрегата (с 8-ми, примерно, до 6-ти метров)
При этом масса его повышается ненамного
.......
Решение не окончательное и обжалованию подлежит, однако если не будет внятных и однозначных пояснений к иному мнению, сей вариант принимается за ведущий
зачем уменьшать диаметр с 8 метров до 6?
если уж упираться в габаритные ограничения, то в 4.1 или 3.9 метра чтобы по ЖД можно было возить (3.9 сильно предпочтительнее). а все что толще - большим-большим аэростатом!
исходя из вышесказанного - только ЖК+ЖВ. или пучек УРМ на первой ступени ;)
ЦитироватьПочему температура высокая? Вроде бы испытания существующих ЯРД - РД-410, кажется - имели температуру водорода в камере меньше 3000 К, при УИ около 900 с. Температура совсем небольшая. Эрозии тоже нет - это же всего лишь горячий водород :) . И, опять же, отсутствует радиоактивность самого водорода; вылет кусочков нагревающей системы - другое дело...
ну если для вас 3000К "небольшая температура", то я даже и не знаю что сказать ;)
это очень большая температура и можно по польцам пересчитать конструкционные материалы, которые способны работать в таких условиях. то что сам по себе водород практически не радиоактивен (кажется это называется "наведенная" радиоактивность? поправьте, я не в материале) после прохождения активной зоны еще ни о чем не говорит - нас ведь не интересуют сферические кони в вакууме... на gprs медленно довольно, доберусь до работы - там поищу, но кажется в водород добавляли какие-то примеси в количестве единиц процентов для уменьшения этой самой эррозии от которой двигатель получался "грязным" да еще и активную зону выбрасывало. хотя конечно ЯРД не обязан загрязнять среду, вероятно можно (снизив УИ) прокачивать рабочее тело не через активную зону, а через контур теплообмена. но не снизится ли при этом УИ до тех же 400+ сделав затею бессмысленной?
Цитироватьзачем уменьшать диаметр с 8 метров до 6?
Думаю, это существенная разница
Хотя конечно - надо знать конкретику
4.1 - 3.9 - было бы замечательно
Но - не влезает, зараза! :wink: :mrgreen:
Берём что есть - кудыж деваться-то
Всё равно, думаю, несопоставимо дешевле, чем Энергия
По ЖВ -
- все равно иметь инфраструктуру, опять же, тут или сиди и не рыпайся, или как все нормальные люди
- вложения основные в создание инфраструктуры
накладные, думается (с потолка, конечно) не фатально велики
Иначе "все нормальные люди за бугром" давно бы уже тоже отказались
Гость что писал выше - это я
ЦитироватьЦитироватьзачем уменьшать диаметр с 8 метров до 6?
Думаю, это существенная разница
Хотя конечно - надо знать конкретику
еще раз:
существенно - это больше или меньше диаметр, чем 4.1(3.9) метра. все остальное не так существенно. имхо делать цех по производству 6-ти метровых баков по трудозатратам выйдет так же как и с 8-ми метровым - оба будут отличаться не сильно.
ЦитироватьВсё равно, думаю, несопоставимо дешевле, чем Энергия
интересно, почему?
сложно о ценах говорить, но если делать новую ракету на водороде, то и получится она по цене как Энергия. за минусом Бурана, РД-170 и блока А, РД-0120... написал и понял что если все это вычесть то даже новая Энергия получится сильно дешевле. даже если блок А не вычитать. а уж если без боковушек, да на одном водороде - ууу, даром! ;)
как видите - цена вопроса под вопросом, давайте лучше о железках :lol:
Цитироватьеще раз:
существенно - это больше или меньше диаметр, чем 4.1(3.9) метра. все остальное не так существенно. имхо делать цех по производству 6-ти метровых баков по трудозатратам выйдет так же как и с 8-ми метровым - оба будут отличаться не сильно.
Если так - тогда оно конечно :roll:
Тока вот что-то думается, что это не так
И производство и оснащение 8-ми метрового диаметра заметно более трудоемко
Даже учитывая бОльшую трудоемкость трехкомпонентного двигателя
(Конечно, это чисто... так... нечто подсказывает :lol:
Могу быть не прав)
Насчет возить... больше, чем 10 раз в году - это вряд ли
Возили же Энергию
И, опять же, 6 метров "пролезет в большее число дверей и дырок", чем 8
Но, опять же, "на самом деле" - вопрос очень конкретный
PS.
Главно дело - есть что с чем сравнивать :wink:
Теперь важно не ошибиться при выборе :roll: :mrgreen:
ЦитироватьДаже учитывая бОльшую трудоемкость трехкомпонентного двигателя
(Конечно, это чисто... так... нечто подсказывает :lol:
Могу быть не прав)
а откуда в очередной раз всплыл трехкомпонентный двигатель? зря вы проигнорировали линк на тему "Трехкомпонентный ЖРД" - ее стоит перечитать и больше не возвращаться к этому вопросу. впрочем, основной вывод той темы я могу озвучить: "трехкомпонентные системы объединяют недостатки водородников и керосинок, а не их достоинства. они тяжелее водородников и больше керосинок. да еще и сложнее" :lol:
ЦитироватьДаже учитывая бОльшую трудоемкость трехкомпонентного двигателя
(Конечно, это чисто... так... нечто подсказывает :lol:
Могу быть не прав)
а откуда в очередной раз всплыл трехкомпонентный двигатель? зря вы проигнорировали линк на тему "Трехкомпонентный ЖРД" - ее стоит перечитать и больше не возвращаться к этому вопросу. впрочем, основной вывод той темы я могу озвучить: "трехкомпонентные системы объединяют недостатки водородников и керосинок, а не их достоинства. они тяжелее водородников и больше керосинок. да еще и сложнее" :lol:
"Неубедительно" (С)... :mrgreen:
Дельта-4 не очём.для Ангары-7 с СМ в 1500т нет стартового стола,в плесецке нет водородного завода-никаких РД0120 :P ВСЕМ В САД :lol:
______________________
Что такое ИМХО ?:lol:
Хотя может быть и так - в случае, если 8-ми метровая и 6-ти метровая ракеты близки по технологичности
Больше - нет препятствий для чистого водорода, по-моему
Но 8 метров :( - и в кого она такая дура уродилась :roll:
Дылда стоеросовая :wink: :mrgreen:
ЦитироватьДельта-4 не очём.для Ангары-7 с СМ в 1500т нет стартового стола,в плесецке нет водородного завода-никаких РД0120 :P ВСЕМ В САД :lol:
______________________
Что такое ИМХО ?:lol:
Мы обсуждаем, "что надо на самом деле"
А что есть, чего нет - какая разница :roll:
:wink: :mrgreen:
Цитировать"Неубедительно" (С)... :mrgreen:
а в топике с расчетами для пущей убедительности :)
вот даже страница на которой все все понимают и начинаются сплошные сопли с сахаром:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=570&postdays=0&postorder=asc&start=210
Вот меня, например, интересует, какими способами "они" конкретно гробят пилотируемую космонавтику :roll:
Какие мифы распространяют, какие Клипера с АнгарАми выдумывают, какими "космическими лифтами" мозги пудрят :wink: :mrgreen:
Забавно будет наблюдать, как мы с этими КлиперАми и лифтАми лет через 20 будем в той же жопе, что и щас
:mrgreen: :twisted: :mrgreen:
:twisted: :mrgreen: :twisted:
:mrgreen: :twisted: :mrgreen:
ЦитироватьДельта-4 не очём.для Ангары-7 с СМ в 1500т нет стартового стола,в плесецке нет водородного завода-никаких РД0120 :P ВСЕМ В САД :lol:
______________________
Что такое ИМХО ?:lol:
на луну будем лететь ночью. с байконура. :roll:
водородный завод - делать! чего уж мелочиться-то?! а если исходить из "ничего нового, есть только то что было давно сделано", то до сих пор бы ФАУ-2 на спирту пускали. 75% :)
ИМХО - по моему скромному мнению
ЦитироватьЦитировать"Неубедительно" (С)... :mrgreen:
а в топике с расчетами для пущей убедительности :)
вот даже страница на которой все все понимают и начинаются сплошные сопли с сахаром:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=570&postdays=0&postorder=asc&start=210
"Не, рояль - это я не могу" (С) Бывалов, "Волга-волга"
Может что и так
Я и говорю: главное, насколько близки по технологичности 8-ми и 6-ти метровые "изделия"
Если разница существенна, то, возможно, трехкомпонентник эффективнее
Причем, здесь и речи нет о "многих режимах"
Достаточно того, что
- "тяга - больше чем на водороде",
- "удельный импульс - чем на керосине"
Тем не менее, я не отстаиваю тот или иной выбор
Это надо конкретно
"На пальцах" все равно - "неубедительно"
Поповоду баков-неимеет разницы какого диаметра для их дставки есть ВМ-Т. Другое дело МИК-нету МИКа в плесецке на такой диаметр и остнастки для сборки тоже.
______________________________
Америкосы спят,и видят себя на луне,А ДЯТЛЫ НЕ СТЯТ ОНИ ДОЛБЯТ :mrgreen:
ЦитироватьДостаточно того, что
- "тяга - больше чем на водороде",
- "удельный импульс - чем на керосине"
Тем не менее, я не отстаиваю тот или иной выбор
Это надо конкретно
"На пальцах" все равно - "неубедительно"
ну если такой расклад, то может и имеет какой-то смысл. а SSTO с ЯРД лучше! :)
ЦитироватьЦитироватьДостаточно того, что
- "тяга - больше чем на водороде",
- "удельный импульс - чем на керосине"
Тем не менее, я не отстаиваю тот или иной выбор
Это надо конкретно
"На пальцах" все равно - "неубедительно"
ну если такой расклад, то может и имеет какой-то смысл. а SSTO с ЯРД лучше! :)
Убедительнее даже с расчетами на пальцах :lol:
Ступень с ЯРД должна быть возвращаемая либо спасаемая
Или как? :mrgreen:
К тому же - оцените время, за которое ее можно разработать
И стоимость, ессессно, как разработки, так и эксплуатации
А водородная ракета - еще и задел к ЯРД, в плане водородной инфраструктуры и опыта работы с ней
ЦитироватьЦитироватьДостаточно того, что
- "тяга - больше чем на водороде",
- "удельный импульс - чем на керосине"
Тем не менее, я не отстаиваю тот или иной выбор
Это надо конкретно
"На пальцах" все равно - "неубедительно"
ну если такой расклад, то может и имеет какой-то смысл.
Нет, а я чё?
Я ничё :roll:
Я только к тому, что оценить "выгоду от трехкомпонентника" в принципе легко, в данном конкретном случае
И переход от 6-ти метров диаметра к 8-ми, и переход от чистого водорода к керосино-водороднику усложняют ракету и делают ее более трудоёмкой в производстве и дорогой
Осталось сравнить, что это делает в бОльшей степени
Учитывая, конечно, что мы с "этим" потом будем долго возится
Вот, может, трехкомпонентник и сложнее, и заправку надо иметь более сложную, но вот отлаживаем мы всё это и ставим "на поток", и оказывается... :roll:
Что оказывается?
Что каждый раз возится с 8-ми метровыми дурами себе дороже будет, чем воспроизводить по технологии трехкомпонентник и пользовать один раз проложенные заправочные магистрали в СК?
А?
Может такое быть?
:wink: :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьПочему температура высокая? Вроде бы испытания существующих ЯРД - РД-410, кажется - имели температуру водорода в камере меньше 3000 К, при УИ около 900 с. Температура совсем небольшая. Эрозии тоже нет - это же всего лишь горячий водород :) . И, опять же, отсутствует радиоактивность самого водорода; вылет кусочков нагревающей системы - другое дело...
ну если для вас 3000К "небольшая температура", то я даже и не знаю что сказать ;)
Всё относительно, как любил говаривать Альберт Иванович (с) . 3000К для газа в камере ЖРД - это не очень большая температура, поверьте. В обычных кислород-керосиновых движках, например, больше, а всякая экзотика, типа нетрадиционных компонентов... так что разогретый водород с T <= 3000K - это не так уж горячо :) .
Цитироватьэто очень большая температура и можно по польцам пересчитать конструкционные материалы, которые способны работать в таких условиях.
Тем не менее, в ЖРД это традиция - материалам приходится работать в условиях, когда рядом - очень горячий газ :P . А Вы знаете, что у движка RL-10 ни одна деталь в процессе работы не нагревается выше 350С? Вот уж высокая температура... Хитрость тут в том :) что, хотя в камере и высокая температура, это совсем не значит, что конструкция движка нагрета до той же температуры. Для этого и придумывают хитрые схемы охлаждения.
Цитироватьно кажется в водород добавляли какие-то примеси в количестве единиц процентов для уменьшения этой самой эррозии от которой двигатель получался "грязным" да еще и активную зону выбрасывало.
Скажите, о какой эрозии от нагретого водорода Вы говорите? Честно говоря, любопытно бы узнать: вот у нас нагретый газ, H-H, 3000К в камере, идёт через обычное газодинамическое сопло, которое, конечно, охлаждается... почему должна быть заметной эрозия?
Насчёт трёхкомпонентника - пока что все дискуссии заканчивались тем :) что противники говорили "он тяжелее керосинового и неэкономичнее водородного", а сторонники - "он легче водородного и экономичнее керосинового". Так что без цифр пока не имеет смысл ставить крест на трёхкомпонентниках :) .
Цитировать...сложно о ценах говорить, но если делать новую ракету на водороде, то и получится она по цене как Энергия. за минусом Бурана, РД-170 и блока А, РД-0120... написал и понял что если все это вычесть то даже новая Энергия получится сильно дешевле. даже если блок А не вычитать. а уж если без боковушек, да на одном водороде - ууу, даром! ;)
как видите - цена вопроса под вопросом, давайте лучше о железках :lol:
О железках :wink:
А ведь и правда - следующий шаг прямо-таки сам напрашивается:
теперь берем наш вожделенный 40-тонник и обвешиваем его по бокам УРМ'ами всяческими :roll:
Да еще так, чтоб УРМ этот был и самостоятельной ракетой тоже
И имеем 80-100 а то и более "тонник"
Дорогой?
В разработке? - да нет, вроде, ибо и ЦБ и "боковухи" - сами себе ракеты
В эксплуатации - да, похоже... Да и хрен с ним: 40-тонник-то нам нужен "массово", а 80-100- "и более тонник" - "эксклюзивно"
Хорошо, если раз в год-полтора, а то и этого не наберется
А вот имея его мы горя знать не будем с ЛОС'ом - летать будем на дешевеньком Союзе, а модулей-то в ЛОС'е - раз, два - и обчелся
Ну, раз в год-два - десант на Луну, тоже не жалко вроде :roll:
И никаких стыковок, и в отлетной (к Луне) части легко можно иметь водород, а не гидразин
-------------------------
Так что, нужная ракета "легко вычисляется", исходя из текущего состояния дел
Как Нептун был открыт Леверье, "на кончике пера"
В этом есть что-то, наподобие того, как стартовые окна к планетам можно на века вперед расписать...
И что?
-------------------------
Иэх, вот делали бы "это" сразу, вместо "Бурана", и денег бы тучу сэкономили, и где бы уже были бы...
ЦитироватьЦитироватьДельта-4 не очём.для Ангары-7 с СМ в 1500т нет стартового стола,в плесецке нет водородного завода-никаких РД0120 :P ВСЕМ В САД :lol:
______________________
Что такое ИМХО ?:lol:
Мы обсуждаем, "что надо на самом деле"
А что есть, чего нет - какая разница :roll:
:wink: :mrgreen:
Товарищу Зомби!
Топик называется "водородная Ангара", тоесть "водородный" апгрейд
носителя Ангара! В нашей унылой реальности есть Ангара, вэтом и есть разница. :)
P.S. я на этом топике привёл пример со второй ступенью, впечатление -как бросил камень в болото, продолжают жужать про ядерные ракеты и как до зарезу хочется на Луну. Грусно девушки :)
"Ангара" - "ведущий проект" (один из) "как он есть"
Водородный 40-тонник - "как он должен быть"
"Водород наверху у Ангары" "предусмотрен проектом"
Чего ж вам боле?
Почему болото-то?
Назовите "ведомые проекты".
Про болото - критики не слышу, хоть бы кто обозвал :D
Ведущие - Ангара, Клипер, МКС
Из "автоматов" - это лучше Старый скажет
Платформы, какие-нибудь
Связные, шпионские
"Ведомые" - фобос, коммерческие пуски, всякие "резиновые зины"...
Вторичные значить
Которые - "без особого внимания"
По технике - ну, это тоже не ко мне
Слаб в коленках
Ко мне - "по метафизике"
Чем могу :wink: :mrgreen:
ЦитироватьТем не менее, в ЖРД это традиция - материалам приходится работать в условиях, когда рядом - очень горячий газ :P . А Вы знаете, что у движка RL-10 ни одна деталь в процессе работы не нагревается выше 350С? Вот уж высокая температура... Хитрость тут в том :) что, хотя в камере и высокая температура, это совсем не значит, что конструкция движка нагрета до той же температуры. Для этого и придумывают хитрые схемы охлаждения.
в данном случае подобной хитрости не получится - в активной зоне реактора температура должна быть больше, чем у рабочего тела - мы же его не лазером греем ;)
ЦитироватьСкажите, о какой эрозии от нагретого водорода Вы говорите? Честно говоря, любопытно бы узнать: вот у нас нагретый газ, H-H, 3000К в камере, идёт через обычное газодинамическое сопло, которое, конечно, охлаждается... почему должна быть заметной эрозия?
более правильно было бы вам дать ссылку, так в понедельник и сделаю. видимо основные проблемы при создании двигателя заключались в том что 1) активная зона должна быть горячей (те самые 3000К), 2) ТВЭЛ можно изготовить не из всякого материала потому что кроме жаропрочности еще и специфические для мирного атома проблемы (наверняка все не просто) 3) горячий водород. кроме того что это хороший восстановитель (если я еще совсем школьную химию не забыл) в его среде свойства металлов изменяются, при такой температуре наверняка идет образование его соединений с металлами, чего в камере сгорания не происходит при 350С. а при 3000К это еще Н2 или уже 2Н?
Дело за малым, останется добится горячей поддежки местного населения на запуск ядерного двигателя на соседнем космодроме!
ЦитироватьДело за малым, останется добится горячей поддежки местного населения на запуск ядерного двигателя на соседнем космодроме!
тут такое дело... если бы все начинания могли происходить только после горячей поддержки населения, то до сих пор бы человечество из пещер не вылезло. даже при отсутствии радиоактивных выбросов слово "ядерный" на обывателя действует предсказуемо и совершенно однозначно :(
Трехкомпонентный на Н+F+Li УИ - 550 сек., при содержании Li в топливе 17,5%. Вполне реальный двигатель, если абстрагироваться от недостатков фтора.
Ядерный на реакторе РВС УИ 1000 сек. Также вполне реален, если абстрагироваться от заморочек с ядерным реактором. :P
ЦитироватьТрехкомпонентный на Н+F+Li УИ - 550 сек., при содержании Li в топливе 17,5%. Вполне реальный двигатель, если абстрагироваться от недостатков фтора.
Ядерный на реакторе РВС УИ 1000 сек. Также вполне реален, если абстрагироваться от заморочек с ядерным реактором. :P
Не-а! Вот только ЯРД не надо!!! Ради Бога!!!!!
Дмитрий, два вопроса можно?
1. РД-170 подойдет под чистоводородный 40-тонник? (тяговооруженность, в частности)
2. При большой тяговооруженности получаются большие перегрузки в конце работы первой ступени
Это не помешает пилотируемым пускам?
Ведь если это так, то требуемый 40-тонник "ну просто практически уже почти весь есть" :wink: :mrgreen:
И ваще...
Это что, мы берем просто центральный блок от Энергии и делим на две ступени, устанавливая ПН (40 тонн, любимые, они) наверху?
И все дела? :shock:
ЦитироватьДмитрий, два вопроса можно?
1. РД-170 подойдет под чистоводородный 40-тонник? (тяговооруженность, в частности)
2. При большой тяговооруженности получаются большие перегрузки в конце работы первой ступени
Это не помешает пилотируемым пускам?
Ведь если это так, то требуемый 40-тонник "ну просто практически уже почти весь есть" :wink: :mrgreen:
1.не совсем понятно, как керосиновый РД-170 может подойти по чисто водородный 40-тоннтк?
2.Ограничение перегрузок вполне обеспечивается дросселированием, без чрезмерных потерь УИ (извините, но ограниченный трафик не позволяет привести подробные выкладки, можем контактировать по E-mail: vorontsov@lsid.ru)/
3.К сожалению, РД-170 не вполне подходит для 40-тонника, хотя его модификация, 14Д20 (тяга на Земле несколько более 800т), подошла бы.
А!
Это я глянул на buran.ru и сгоряча не понял :oops:
То есть подходящего водородного двигателя нет... :(
ЦитироватьА!
То есть подходящего водородного двигателя нет... :(
Ну, почему же. 11Д122 вполне подходит. Если (при тандемной моноблочной схеме) на 1-й ступени применить 5 таких ЖРД, а на 2-й слегка модернизированный такой же, то вполне. Можно применить и пакетную схему (правда, в данном случае, лучше использовать на 2-й ступени 11д122 с раздвижным соплом).
Разумеется, в случае ЯРДа не получится иметь температуру только 350С у твёрдых элементов, поскольку ими греется водород. Реакторная часть, собственно, составляет большую часть сложностей в ТФЯРДе. А вот камера с соплом - принципиально такие же, как у КВ-ЖРД, в том числе и по температуре стенок.
Ещё раз, две разные вещи - камера ТФЯРДа и активные элементы. Последние - действительно определённый хайтек, и хитростей там хватает, и высоких температур... но это скорее к ядерщикам вопросы, особенно тем, кто в курсе про РД-410. А камера - вполне предсказуемая и хорошо охлаждаемая.
Про эрозию, конечно, хотелось бы поподробнее.
ЦитироватьЦитироватьА!
То есть подходящего водородного двигателя нет... :(
Ну, почему же. 11Д122 вполне подходит. Если (при тандемной моноблочной схеме) на 1-й ступени применить 5 таких ЖРД, а на 2-й слегка модернизированный такой же, то вполне. Можно применить и пакетную схему (правда, в данном случае, лучше использовать на 2-й ступени 11д122 с раздвижным соплом).
Все же 5 двигателей против одного хотя бы и 4-х камерного...
Болтов, однако больше :roll: ... и других трущихся частей... :(
А если двигатель нужен новый... то это еще один намек...
на трехкомпонентник :roll:
ЦитироватьЦитироватьТрехкомпонентный на Н+F+Li УИ - 550 сек., при содержании Li в топливе 17,5%. Вполне реальный двигатель, если абстрагироваться от недостатков фтора.
Ядерный на реакторе РВС УИ 1000 сек. Также вполне реален, если абстрагироваться от заморочек с ядерным реактором. :P
Не-а! Вот только ЯРД не надо!!! Ради Бога!!!!!
ЯРД'ом вы вооружим головную часть :roll:
Космический, типа, разгонный блок с ЯРД обчей массой в 40 тонн :roll:
:wink: :mrgreen:
ЦитироватьРазумеется, в случае ЯРДа не получится иметь температуру только 350С у твёрдых элементов, поскольку ими греется водород. Реакторная часть, собственно, составляет большую часть сложностей в ТФЯРДе. А вот камера с соплом - принципиально такие же, как у КВ-ЖРД, в том числе и по температуре стенок.
Ещё раз, две разные вещи - камера ТФЯРДа и активные элементы. Последние - действительно определённый хайтек, и хитростей там хватает, и высоких температур... но это скорее к ядерщикам вопросы, особенно тем, кто в курсе про РД-410. А камера - вполне предсказуемая и хорошо охлаждаемая.
Про эрозию, конечно, хотелось бы поподробнее.
что-то не нашел я у себя ссылок :(
но точно помню что одной из проблем РД-410 было быстрое разрушение активной зоны и вынос частиц рабочим телом (водородом), что собственно и ограничивало ресурс в первую очеред. цифр радиоактивности не помню (да и не уверен что они вообще там приводились), только пару дней после испытаний народ там не ходил, хотя каких-то мощных выбросов не было
с камерой наверняка больших проблем и не было - ее можно охлаждать водородом еще не попавшим в активную зону
Хорошо. Значит, пока нам неизвестны принципиальные трудности с ЯРДами - в частности, обязательность того, что они заражают местность радиоактивностью - ЯРДы остаются возможным вариантом. Не думаю, что надо будет ждать 100-200 лет для того, чтобы население относилось к ним менее эмоционально, хотя, конечно, текущие сложности с ЯРДами преодолевать придётся. Однако после этого - выход на орбиту на водородниках с УИ в 900 с выглядит элегантно и практично.
Согласен, что те ЯРДы, что до сих пор испытывались, нужно считать скорее первым поколением, предназначенным для доказательства принципа, и ехать дальше...
ЦитироватьЯРД'ом вы вооружим головную часть :roll:
Космический, типа, разгонный блок с ЯРД обчей массой в 40 тонн :roll:
:wink: :mrgreen:
Насколько я понимаю, основная проблема с ЯРД - риск радиоактивного заражения при нештатных ситуациях на АУТ при выведении. Поэтому, ИМХО конечно, ЯРД - очень рискованная (хотя технически и вполне осуществимая) вещь, независимо от того, в каком месте РН он установлен.
вот топик в тему. тоже начинали за здравие (водород), а кончили за упокой (ЯРД) :)
http://forums.airbase.ru/index.php?showtopic=29055&st=0
ЦитироватьЦитироватьЯРД'ом вы вооружим головную часть :roll:
Космический, типа, разгонный блок с ЯРД обчей массой в 40 тонн :roll:
:wink: :mrgreen:
Насколько я понимаю, основная проблема с ЯРД - риск радиоактивного заражения при нештатных ситуациях на АУТ при выведении. Поэтому, ИМХО конечно, ЯРД - очень рискованная (хотя технически и вполне осуществимая) вещь, независимо от того, в каком месте РН он установлен.
Будем пускать исключительно с Куру :shock:
Вся трасса - над океаном :roll:
В случае чего - бултых, и концы в воду :wink: :mrgreen:
Цитировать...
Для РН с ПН = 40 т (1-я ступень керосинка, вторая - водородня) оптимальный диаметр около 6-6,5м (общая длина в районе 60м)...
3.Первая ступень керосиновая, вторая водородная, Мст = 612т, объем 1330 кубов (габаритв больше чем в 1 варианте в 1,03 раза)...
И двигатель, для первой, по крайней мере, ступени, уже есть...
Относительно "чистого водородника" - заметно меньшие габариты, дешевле двигатель, сама первая ступень намного проще/дещевле
То же - относительно трехкомпонентника
Ну чтож, никуда не денешся :roll:
"Концепция выработана"
Развитие - "обвешать" доп. модулями (ЦБ + 2, ЦБ + 4), доводя ПН до 80 - 120 тонн)
Всё.
"По ракетам" больше ничего не надо
Следующий шаг - АКР
:wink: :mrgreen:
2avmich:
вот еще немного по этой теме. наверное я эрозию спутал с другим явлением, хотя конечный результат не меняется
http://forums.airbase.ru/index.php?showtopic=29182&st=60
To Дмитрий В.:
6 * НК-33 - это, наверное, плохо?
Многовато будет
Это несколько меняет дело :(
А реален ли адекватный двигатель, подобный РД-170, с соответствующими характеристиками?
это просто отвратительно... мало того что их 6, так еще и производства рабочего нет :(
ЦитироватьTo Дмитрий В.:
6 * НК-33 - это, наверное, плохо?
Многовато будет
Это несколько меняет дело :(
А реален ли адекватный двигатель, подобный РД-170, с соответствующими характеристиками?
1.Чем плохо? На "Протоне" - 6*РД-253, На "Сатурн-5" - 5*F-1, на "Ангаре-5" - 5*РД-191 и т.д. Зато при отказе одного ЖРД, пять оставшихся продолжают работать.
2.В принципе, "дожать" ЖРД по схеме РД-170 до 900-1000тс, ИМХО, можно, но проще применить, например, 3*РД-180 (правда, при этом имеем уже около 1200тс тяги).
Цитироватьэто просто отвратительно... мало того что их 6, так еще и производства рабочего нет :(
А РД-191 вовсю производится?
ЦитироватьЦитироватьTo Дмитрий В.:
6 * НК-33 - это, наверное, плохо?
Многовато будет
Это несколько меняет дело :(
А реален ли адекватный двигатель, подобный РД-170, с соответствующими характеристиками?
1.Чем плохо? На "Протоне" - 6*РД-253, На "Сатурн-5" - 5*F-1, на "Ангаре-5" - 5*РД-191 и т.д. Зато при отказе одного ЖРД, пять оставшихся продолжают работать.
2.В принципе, "дожать" ЖРД по схеме РД-170 до 900-1000тс, ИМХО, можно, но проще применить, например, 3*РД-180 (правда, при этом имеем уже около 1200тс тяги).
Мобыть я ошибаюсь, но один двигатель должен быть менее трудоемким и даже, может быть, более дешевым, чем 3 или 6
Тут мысль пришла, основная ПН для этой ракеты - Союз-Л или "космический разгонный блок"
То есть, "третья ступень" полюбому есть
Так может используя схему с довыведением можно получить требуемую фактическую ПН?
ЦитироватьТут мысль пришла, основная ПН для этой ракеты - Союз-Л или "космический разгонный блок"
То есть, "третья ступень" полюбому есть
Так может используя схему с довыведением можно получить требуемую фактическую ПН?
При расчетах я и так ориентировался на схему с довыведением. Она дает некоторый прирост ПН (от долей до нескольких %, надо считать конечно), но никак не 10-25%.
ЦитироватьЦитироватьэто просто отвратительно... мало того что их 6, так еще и производства рабочего нет :(
А РД-191 вовсю производится?
РД-191 производное от РД-171, который вовсю производится. КС таже, всякие патрубки, клапаны и т.д.
и самое главное - те же люди
ЦитироватьЦитироватьТут мысль пришла, основная ПН для этой ракеты - Союз-Л или "космический разгонный блок"
То есть, "третья ступень" полюбому есть
Так может используя схему с довыведением можно получить требуемую фактическую ПН?
При расчетах я и так ориентировался на схему с довыведением. Она дает некоторый прирост ПН (от долей до нескольких %, надо считать конечно), но никак не 10-25%.
Как? :shock:
Третья ступень дает всего несколько процентов? :shock:
Ща посмотрим...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьТут мысль пришла, основная ПН для этой ракеты - Союз-Л или "космический разгонный блок"
То есть, "третья ступень" полюбому есть
Так может используя схему с довыведением можно получить требуемую фактическую ПН?
При расчетах я и так ориентировался на схему с довыведением. Она дает некоторый прирост ПН (от долей до нескольких %, надо считать конечно), но никак не 10-25%.
Как? :shock:
Третья ступень дает всего несколько процентов? :shock:
Ща посмотрим...
Смотря какая! Я имел ввиду блок довыведения. Полноценная 3-я ступень, естественно даст выигрыш гораздо приличнее.
ЦитироватьРД-191 производное от РД-171, который вовсю производится. КС таже, всякие патрубки, клапаны и т.д.
и самое главное - те же люди
В нем от РД-170 - только КС и общая схема. Все остальное, как я понимаю, новое. В первую очередь новый ТНА (основные затраты на разработку ЖРД). Наверное, новый ГГ. Сильно сомневаюсь, что трубопроводы, клапаны и прочая арматура взяты 1:1 от 170-го: расход-то в 4 раза меньше, соответственно другие проходные сечения со всеми вытекающими...
ЦитироватьСмотря какая! Я имел ввиду блок довыведения. Полноценная 3-я ступень, естественно даст выигрыш гораздо приличнее.
Ну дык!
Какая ступень?
У нас УЖЕ ИМЕЕТСЯ третья ступень, это здоровый РБ (не менее 30 тонн) для Союза-Л
Если его еще увеличить, до сколько надо, и использовать много (двух- :wink: ) кратное зажигание - первый раз "как настоящая третья ступень", и второй - при старте на Луну
То есть, прям как на Сатурне
Тут по-моему, можно не "несколько процентов" найти
ЦитироватьЦитироватьСмотря какая! Я имел ввиду блок довыведения. Полноценная 3-я ступень, естественно даст выигрыш гораздо приличнее.
Ну дык!
Какая ступень?
У нас УЖЕ ИМЕЕТСЯ третья ступень, это здоровый РБ (не менее 30 тонн) для Союза-Л
Если его еще увеличить, до сколько надо, и использовать много (двух- :wink: ) кратное зажигание - первый раз "как настоящая третья ступень", и второй - при старте на Луну
То есть, прям как на Сатурне
Тут по-моему, можно не "несколько процентов" найти
Давайте-ка, я Вам по "мылу" напишу. С увжением, ДВ.
А у меня просьба к уважаемому Дмитрию В.
Не могли бы Вы просчитать вчерне вот какую машину - эдакий мини-Сатрун-5 под Протоновский старт, оптимизированный под отлетные траектории/ГСО?
Первая ступень - моноблок 6 метров в диаметре, 6хРД-191 на местах РД-253
Вторая - водород, 2хРД-0120 (или 3?)
Третья, она же разгонник - 2х РД-57?
Интересуют объемы баков, делать ли совмещенные днища, как на С-5, оптимальные диаметры ступеней и пр. Ну и характеристики. УИ двигателей и сухие массы ступеней лучше брать консервативно, по достигнутому на сегодня.
Хочу отмоделлить.
ЦитироватьА у меня просьба к уважаемому Дмитрию В.
Не могли бы Вы просчитать вчерне вот какую машину - эдакий мини-Сатрун-5 под Протоновский старт, оптимизированный под отлетные траектории/ГСО?
Первая ступень - моноблок 6 метров в диаметре, 6хРД-191 на местах РД-253
Вторая - водород, 2хРД-0120 (или 3?)
Третья, она же разгонник - 2х РД-57?
Интересуют объемы баков, делать ли совмещенные днища, как на С-5, оптимальные диаметры ступеней и пр. Ну и характеристики. УИ двигателей и сухие массы ступеней лучше брать консервативно, по достигнутому на сегодня.
Хочу отмоделлить.
Просчитать можно. Ждите!
Вот хотелось бы у умных голов узнать как там с Антиматерией что нибудь продвинулось. Ведь проводились исследования и попытки получения и сохранения антивещества с дальнейшим его использованием в космической технике и.т.п
ЦитироватьВот хотелось бы у умных голов узнать как там с Антиматерией что нибудь продвинулось. Ведь проводились исследования и попытки получения и сохранения антивещества с дальнейшим его использованием в космической технике и.т.п
Создавайте отдельную тему по тому вопросу. Не нужно слишком отклоняться от исходной темы обсуждения.
To Дмитрий и serb, конечно
Дмитрий, вот если взять ваш первый вариант (на базе 14Д20), при той же стартовой массе, и пересчитать на три ступени, при условии, что 3-ья ступень еще и космический разгонный блок, то есть, как полный аналог Сатурна-5,
то - главный вопрос
- получится ли?, то есть, сколько там надо к Луне отправить, вместе с Союзом, это тонн 15, вроде бы? (ох-ох-ох, уже опять искать надо :roll: :oops: )
второй вопрос:
- какая ПН будет для чистых первых двух ступеней?
и еще:
- не будет ли "убийственных" проблем с местами падения ступеней (хотя почему бы, Протон-то трехступенчатый)?
Я понимаю, что надоедаю, но очень интересно,
можно ли сейчас такую ракету сделать, при условии максимально высокой технологичности... :wink: :mrgreen:
То есть, задача сводится к более простой:
какая будет ПН у трехступенчатой ракеты с данной стартовой массой и тем же двигателем
Трехступенчатая ракета в данном случае более оптимальна, так как "переразмеренная" третья ступень отправляет корабль к Луне, либо тяжелый спутник на ГПО
По аналогии с Протоном (вообще говоря, наверное неправильной, но :roll: ), ПН растет примерно эдак раза в полтора - то есть будет даже БОЛЬШЕ искомых 40 тонн
Для чисто орбитальных задач (вывод тяжелого модуля ОС, скажем), третья ступень должна быть другая
В этом случае имеет место некая "неоптимальность", которой, однако, можно пренебречь, так как основное назначение - Луна, и основное потенциальное прикладное использование - ГСО, что почти тоже, что и Луна
А для них "РБ" нужен полюбому и эта 3-ья ступень, к тому же водородая, прекрасно на эту роль подходит
ЦитироватьЦитироватьВот хотелось бы у умных голов узнать как там с Антиматерией что нибудь продвинулось. Ведь проводились исследования и попытки получения и сохранения антивещества с дальнейшим его использованием в космической технике и.т.п
Создавайте отдельную тему по тому вопросу. Не нужно слишком отклоняться от исходной темы обсуждения.
Действительно, топик назван - водородная Ангара
, обсуждать следует возможные модели семейства этих носителей.
Для "идеальных" ракет и минисатурнов открыть новый топик.
ЦитироватьTo Дмитрий и serb, конечно
Дмитрий, вот если взять ваш первый вариант (на базе 14Д20), при той же стартовой массе, и пересчитать на три ступени, при условии, что 3-ья ступень еще и космический разгонный блок, то есть, как полный аналог Сатурна-5,
то - главный вопрос
- получится ли?, то есть, сколько там надо к Луне отправить, вместе с Союзом, это тонн 15, вроде бы? (ох-ох-ох, уже опять искать надо :roll: :oops: )
второй вопрос:
- какая ПН будет для чистых первых двух ступеней?
и еще:
- не будет ли "убийственных" проблем с местами падения ступеней (хотя почему бы, Протон-то трехступенчатый)?
Я понимаю, что надоедаю, но очень интересно,
можно ли сейчас такую ракету сделать, при условии максимально высокой технологичности... :wink: :mrgreen:
По такому варианту, при некотором снижении начальной тяговооруженности РН при Мст=597т, ПН, доставляемая к Луне будей в районе 13,5т.
МОСКВА, 17 окт - РИА Новости. На испытательном стенде НПО Энергомаш успешно прошли огневые испытания жидкостного ракетного двигателя РД-191, предназначенного для установки на первой ступени нового семейства ракет-носителей "Ангара".
Как сообщил РИА Новости официальный представитель Центра имени Хруничева Александр Бобренев, "цикл испытаний продолжался 238 секунд". "Программа испытаний выполнена полностью, подтверждены заявленные технико-эксплуатационные характеристики двигателя", - сказал он.
По его словам, прошедшее испытание стало первым, в течение которого двигатель отработал полное полетное время. До этого все испытания двигателя проходили по укороченной программе.
Двигатель РД-191 создается НПО Энергомаш по заказу Государственного космического научно-производственного центра (ГКНПЦ) имени Хруничева по программе создания семейства ракет-носителей "Ангара". Он представляет собой кислородно-керосиновый однокамерный двигатель с тягой около 200 тонн. Управление вектором тяги обеспечивается за счет качания камеры сгорания в двух плоскостях. Вес ракетного двигателя - 2,2 тонны.
В рамках программы создания семейства ракет-носителей "Ангара" Космический центр имени Хруничева реализует стратегию развития средств выведения, позволяющую в сжатые сроки создать на основе универсального ракетного модуля с кислородно-керосиновыми двигателями ряд перспективных экологически чистых ракет-носителей легкого, среднего и тяжелого класса.
Разработка космического ракетного комплекса ведется с 1995 года. Целью создания космического ракетного комплекса "Ангара" является обеспечение гарантированного, независимого доступа России в космическое пространство с российского космодрома Плесецк, ее самостоятельности в области космической деятельности вне зависимости от характера и направленности развития военно-политических и экономических взаимоотношений с другими странами.
ЦитироватьМОСКВА, 17 окт - РИА Новости. На испытательном стенде НПО Энергомаш успешно прошли огневые испытания жидкостного ракетного двигателя РД-191, предназначенного для установки на первой ступени нового семейства ракет-носителей "Ангара".
Хм! Этот пост должен находиться в топике "И опять про Ангару", однако...
А пассаж про "сжатые сроки" - в ох, уморе.
Эээ... а зачем у РН с тяговооруженностью порядка 1.5 ее еще надо повышать? 6 РД-191 - это 1200 тонн тяги, Протон весит 700. Ангара в концепции Протона - допустим 800 - тяговооруженность 1.5.
Далее, на вторую ступень так и просится надкалиберник 5.6 метра с одним РД-0120. А на третью - опять же надкалиберник со сферическим баком водорода 5.6 м и 4хКВД1-М внутри тороидального бака кислорода.
Водородная "Ангара", с ЯРД на последней ступени - вот это будет прогресс.
ЦитироватьЭээ... а зачем у РН с тяговооруженностью порядка 1.5 ее еще надо повышать? 6 РД-191 - это 1200 тонн тяги, Протон весит 700. Ангара в концепции Протона - допустим 800 - тяговооруженность 1.5.
Далее, на вторую ступень так и просится надкалиберник 5.6 метра с одним РД-0120. А на третью - опять же надкалиберник со сферическим баком водорода 5.6 м и 4хКВД1-М внутри тороидального бака кислорода.
Скоро будет ;-) В 3D-MAX-e :-)
Serb, а вы помните, сколько надо вывести на трассу "к Луне", чтобы был "Союз-Л"?
А то 13,5 тонн - вроде маловато будет?
А ведь классная ракета была бы, основной двигатель уже есть,
всего нужно 3 двигателя, на ВСЮ ракету, первая ступень - голимый керосин, стартовая масс - намного меньше Протона... мечта! :roll:
ЦитироватьSerb, а вы помните, сколько надо вывести на трассу "к Луне", чтобы был "Союз-Л"?
А то 13,5 тонн - вроде маловато будет?
А ведь классная ракета была бы, основной двигатель уже есть,
всего нужно 3 двигателя, на ВСЮ ракету, первая ступень - голимый керосин, стартовая масс - намного меньше Протона... мечта! :roll:
Грубо говоря, на коррекции, торможение, маневры у Луны, 1-2 стыковки и уход к Земле надо 2000 м/с.
Если на гидразине (326 с УИ) - масса удваивается, точнее - получаем М1/М0 ок. 1.9.
Масса "Союза-ТМА" - 7220 кг по Вэйду, из них 900 кг топлива.
Если увеличить ПАО до порядка 7т в баках - сухая масса будет не меньше 7.3 тонн (масса Фрегата на 5 тонн топлива - ок. 900кг, но там еще движок и служебные системы), ну плюс усиленная ТЗ и Сакральный Увеличенный Сортир ;-)
Тогда получаем массу заправленного аппарата ок. 13.9 тонн.
13.5 маловато будет. Разве что извращаться - ну там сбрасываемые баки, сброс БО и "игра в шпроты" на обратном пути.
Хотя если облегчить ПАО и уложиться в 7 тонн...
Дык я чё-то "тормозную ступень" (для выхода на ЛЛО) отдельно себе представлял :roll:
Так что, получается, что хотя впритык, но проходит?
Во 'ля, теперь и ракета у нас есть, а не только "план в общем виде" :shock:
Чё делается-то :shock: :twisted: :mrgreen:
ЦитироватьДык я чё-то "тормозную ступень" (для выхода на ЛЛО) отдельно себе представлял :roll:
Ну, тут кто-то из профи говорил, что дробить ступени, если дельта Вэ меньше ХС, невыгодно.
ЦитироватьТак что, получается, что хотя впритык, но проходит?
Во 'ля, теперь и ракета у нас есть, а не только "план в общем виде" :shock:
Так "есть мнение" (с) - не будем говорить, чье - но лично мною уважаемое ;-), что "Протон-2" ;-) с 6хРД-191 сможет отправлять к Луне аж 17.7 тонн. Хватит и на лэндер одним кусочком отправить. Тож скоро модель доделаю ;-)
ЦитироватьЧё делается-то :shock: :twisted: :mrgreen:
Пока, увы, только 3D-модельки :-(
ЦитироватьЦитироватьДык я чё-то "тормозную ступень" (для выхода на ЛЛО) отдельно себе представлял :roll:
Ну, тут кто-то из профи говорил, что дробить ступени, если дельта Вэ меньше ХС, невыгодно.
А может, еще "переразмерить 3-ью (водородную) ступень, и использовать для этого ее?
Или там будет маловато водорода в большом баке, и трудно его сохранить трое суток?
ЦитироватьЦитироватьТак что, получается, что хотя впритык, но проходит?
Во 'ля, теперь и ракета у нас есть, а не только "план в общем виде" :shock:
Так "есть мнение" (с) - не будем говорить, чье - но лично мною уважаемое ;-), что "Протон-2" ;-) с 6хРД-191 сможет отправлять к Луне аж 17.7 тонн. Хватит и на лэндер одним кусочком отправить. Тож скоро модель доделаю ;-)
6хРД-191 - это наверное похуже, чем один РД-170?
А что за Протон-2?
С "протоновским" диаметром ЦБ?
ЦитироватьЦитироватьЧё делается-то :shock: :twisted: :mrgreen:
Пока, увы, только 3D-модельки :-(
Главное - концепция :wink:
ЦитироватьА может, еще "переразмерить 3-ью (водородную) ступень, и использовать для этого ее?
Или там будет маловато водорода в большом баке, и трудно его сохранить трое суток?
И это, и РБ тяжелый, и придется заморачиваться теплоизоляцией - а это рост стоимости и массы.
Цитировать6хРД-191 - это наверное похуже, чем один РД-170?
Дороже - да. Но 171-го не хватает по тяге
ЦитироватьА что за Протон-2?
Моноблок большого диаметра под модернизирванный Протоновский СК. Бо А5 отъест у "Протона нишу, имеет смысл мутировать.
ЦитироватьМоноблок большого диаметра под модернизирванный Протоновский СК. Бо А5 отъест у "Протона нишу, имеет смысл мутировать.
Кстати, как вариант, можно на 1-й ступени сохранить компоновку "Протона" с 6 навесными баками керосина. Это позволит сохранить базовую конструкцию СК и использовать при производстве "протоновскую" оснастку.
ЦитироватьКстати, как вариант, можно на 1-й ступени сохранить компоновку "Протона" с 6 навесными баками керосина. Это позволит сохранить базовую конструкцию СК и использовать при производстве "протоновскую" оснастку.
Думал уже. Объемы баков Протона приблизительно 180+6х30 кубометров. Маловато будет для кислорода-то. Там на 1 ступень вдвое больше почти надо.
ЦитироватьЦитироватьКстати, как вариант, можно на 1-й ступени сохранить компоновку "Протона" с 6 навесными баками керосина. Это позволит сохранить базовую конструкцию СК и использовать при производстве "протоновскую" оснастку.
Думал уже. Объемы баков Протона приблизительно 180+6х30 кубометров. Маловато будет для кислорода-то. Там на 1 ступень вдвое больше почти надо.
Ну, можно несколько удлинить баки - это не проблема, в отличие от изменения диаметра.
ЦитироватьНу, можно несколько удлинить баки - это не проблема, в отличие от изменения диаметра.
Так тут не несколько получается, а фактически вдвое - с 18 до 30+ примерно метров. При том, что керосиновые баки остаеются той же длины. Так что - увы. Разве что действительно 7.7 м использовать.
ЦитироватьЦитировать6хРД-191 - это наверное похуже, чем один РД-170?
Дороже - да. Но 171-го не хватает по тяге
14Д20 точнее говоря
Насколько я понял, расчеты Дмитрия "для меня" были на нем
Так что его - "почти хватает"
Зато насколько технологичнее ракета!!!
И никаких "навесных" керосиновых баков...
Осталось только с "почти" разобраться :wink: :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьЦитировать6хРД-191 - это наверное похуже, чем один РД-170?
Дороже - да. Но 171-го не хватает по тяге
14Д20 точнее говоря
Насколько я понял, расчеты Дмитрия "для меня" были на нем
Так что его - "почти хватает"
Зато насколько технологичнее ракета!!!
И никаких "навесных" керосиновых баков...
Осталось только с "почти" разобраться :wink: :mrgreen:
Не факт, что 6 ЖРД хуже, чем 1. Конечно, при увеличении кол-ва ЖРД растет и вероятность отказа хотя бы одного из двигателей. Однако при отказе 1 ЖРД из 6, тяга снижается только на 1/6 и полет может быть продолжен (в т.ч., при некоторых условиях, с полным или частичным выполнением целевой задачи). А при отказе единственного ЖРД - РН обречена.
Шесть ЖРД в производстве это наверняка более трудоемко, чем один
Сложнее поставить ракету "на конвеер"
ЦитироватьШесть ЖРД в производстве это наверняка более трудоемко, чем один
Сложнее поставить ракету "на конвеер"
Не факт! Например, 5 НК-33 при создании той же тяги, что и РД-170, имели массу около 7т (залитые), тогда как РД-170 "тянул" на 11т. При этом цена одного НК-33 измерялась десятками тыс. рублей, а РД-170- миллионами. Правда, серийность у них разная, да и цены трудно сопоставлять (по НК-33 - цены конца 60-х, начала 70-х гг.). С уважением, Дмитрий В.
Возможно
Но цена и трудоемкость - не одно и то же
В "идеальной" ракете должен быть один двигатель
В реальной -...
Цитировать6хРД-191 - это наверное похуже, чем один РД-170?
а почему не 3хРД-180?
ЦитироватьЦитировать6хРД-191 - это наверное похуже, чем один РД-170?
а почему не 3хРД-180?
Можно, конечно. Только ДУ с 3*РД-18о будет тонны на 1,5-2 тяжелее, чем с 6*РД-191.
Кроме того, 6 РД-191 отлично вписываются в протоновскую "задницу" и СК ;)
но стоить-то они должны поболе... а в протоновскую задницу они очень условно вписываются - отношение горючего к окислителю совсем другое чем у гептила. а у протона как раз боковушки исходя из этого размеривались
Цитироватьно стоить-то они должны поболе... а в протоновскую задницу они очень условно вписываются - отношение горючего к окислителю совсем другое чем у гептила. а у протона как раз боковушки исходя из этого размеривались
Тут не соотношение важно, а суммарный объём...
ЦитироватьЦитироватьно стоить-то они должны поболе... а в протоновскую задницу они очень условно вписываются - отношение горючего к окислителю совсем другое чем у гептила. а у протона как раз боковушки исходя из этого размеривались
Тут не соотношение важно, а суммарный объём...
объема имхо тоже не будет хватать. как я понимаю - керосинки имеют бОльший объем на единицу массы ПН, чем гептиловые ракеты
так что керосиновый протончик получится послабее
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьно стоить-то они должны поболе... а в протоновскую задницу они очень условно вписываются - отношение горючего к окислителю совсем другое чем у гептила. а у протона как раз боковушки исходя из этого размеривались
Тут не соотношение важно, а суммарный объём...
объема имхо тоже не будет хватать. как я понимаю - керосинки имеют бОльший объем на единицу массы ПН, чем гептиловые ракеты
так что керосиновый протончик получится послабее
При сохранении поперечных размеров, можно слегка удлинить баки О и Г, что технологически совсем не сложно.
Цитироватьобъема имхо тоже не будет хватать. как я понимаю - керосинки имеют бОльший объем на единицу массы ПН, чем гептиловые ракеты
так что керосиновый протончик получится послабее
Или подлиннее :)
Но нас в общем-то только размер дырки в "стульчаке" интересует - т.е. нужно ли стол переделывать
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьно стоить-то они должны поболе... а в протоновскую задницу они очень условно вписываются - отношение горючего к окислителю совсем другое чем у гептила. а у протона как раз боковушки исходя из этого размеривались
Тут не соотношение важно, а суммарный объём...
объема имхо тоже не будет хватать. как я понимаю - керосинки имеют бОльший объем на единицу массы ПН, чем гептиловые ракеты
так что керосиновый протончик получится послабее
При сохранении поперечных размеров, можно слегка удлинить баки О и Г, что технологически совсем не сложно.
Да, баки можно увеличить как в длину, так и в диаметре (боковые, ессно). Тут же главное не это, а влезть в формат стола.
Ох, мечты, мечты...
мда... как легко и ненавязчива водородная ангара превратилась в керосиновый протон :lol:
А может неглупые люди в ЦИХЕ работают?
Всё уже не раз подсчитано и выходит Ангара на керосине.
ЦитироватьА может неглупые люди в ЦИХЕ работают?
Всё уже не раз подсчитано и выходит Ангара на керосине.
аферисты не могут быть глупыми - иначе им придется быть голодными )))
можешь у старого спросить :D
ЦитироватьА может неглупые люди в ЦИХЕ работают?
Всё уже не раз подсчитано и выходит Ангара на керосине.
ИМХО, но керосиновость Ангары - от убогих ресурсов, а не от инженерных расчетов.
Так инженерам то и дело не дают технически совершенные идеи воплощать. Так как денег требуют... приходится делать экономически оправданные.
А вот и картинка получившейся водородной ракеты на 40 тонн ПН на ЛЕО (4-6 слева).
Диаметр 1 и 2-ой ступени: 6 метров
1-ая ступень: керосин, 3хРД-180/6хРД-191, запас топлива 326-390 т
2-ая ступень: водород, 1хРД-012ХХ (14д12), запас топлива 160-210 т.
(http://img84.imageshack.us/img84/921/22ym.jpg)
Я все-таки не понимаю, чем плоха модульность? ТОТ ЖЕ САМЫЙ носитель можно собрать из 7 блоков УРМ, работающих как единая первая ступень, плюс вторая водородная ступень 4х метрового диаметра. Все транспортабельно по ЖД. А монобак придется возить по воде или по воздуху. Конечно, 100 килобаксов, которые стоит полет Руслана или 3М-Т, не так принципиальны в цене РН, но поездом-то будет на порядок дешевле ;-).
Потом, даже если мы транспортируем все по воздуху, этот моноблок - весом порядка 50 тонн - надо еще как-то с самолета снимать. Снимание Бурана с Мрии - была нетривиальная задача.
Хочешь альтернативу? Вот она - мини - 3k37. Берем самый что ни на есть стандартный Зенит, и вешаем на него 2-8 УРМ. РД-171 в процессе вывода дроселлируем, на вторую ступень ставим водородный или метановый движок тягой порядка 100 тонн - скажем, метановый на базе РД-191, та же камера, то же давление, просто метан вместо керосина. Ну, и высотное сопло. С 2 УРМ ПН будет порядка 25 тонн, с 8 - порядка 50-55. при этом старт получается довольно компактный, с двумя или 4-мя оно может даже с Зенитовского старта сможет летать.
1. Трудоёмкость
Чем больше модулей - тем больше технологических операций
Трудно надеятся, что такую (многоблочную) ракету можно "ставить на поток"
2. Экономить на перевозке = экономить на спичках (и приведенная вами цифра очень даже это подтверждает)
3. Что такое 3К37?
Тризенит? Так цена будет не меньше, чем у трех зенитов по отдельности
4. Моноблок как раз допускает дальнейшее развитие (до 100 и выше тонн), обвешиванием блоками
Получается "плохой компромисс", который, однако, для редких полетов вполне годится, как годился бы трехзенит, если пускать его один раз в год
А вообще, вопрос конечно "не вполне однозначный"
Идеальная ракета - моноблочная, как я понимаю (с подачи, кстати, авмича)
Но есть еще и "объективная реальность"
Так что, может быть, А-7 "конкурентна"
Модульность, "вообще говоря", плоха
Модульность, вообще говоря, плоха пока не сталкивается с жизненными реалиями. А возможность на одной и той же оснастке делать ЧЕТЫРЕ РН качественно разных классов, плюс удобство хранения, тестирования и транспортировки - стОит 10% понижения ПН.
Ну сколько мы проиграем? Вес одного УРМ Ангары - 10 тонн. Допустим, еще тонну на переходник. Получаем 77 тонн. Вес этого бака - ну пусть будет 'пропорционально Зенитовский' - 40 тонн. Мы в минусе на 37 тонн из-за бака и в плюсе примерно на те же 40 тонн - из-за того что камер на одну больше - не 6, а 7.
За счет того что у нас лишний УРМ, мы тратим на первую ступень на 15% больше. Но при этом мы сколько-то экономим на унификации производства с А-5 и А-3. Допустим, даже, УРМы стоят пропорционально весу - т.е. не на 15%, а на 90%, вдвое. Хотя я бы взял цифру 1.5 - потому как двигателей (а они куда дороже баков) у нас больше на 15% ;-). Так вот - я не уверен, что 7 баков диаметром 2.9 будут дороже одного диаметром 6. Их можно делать последовательно и серийно. А один бак - это уникальное изделие, с производством два раза в год.
Вот водородную ступень - ее можно и сделать под конкретно А-7 или там полуторазенит. Там денег меньше, и унифицировать ее сложнее. Хотя и можно - я предлагал выше - использовать ДВЕ ступени - на среднюю - 1й тип, на тяжелую - 2й, а на сверхтяжелую - ОБЕ последовательно. Условно - 'Союзовскую' и 'Зенитную'.
Унификация А-3 с А-5 (а то и с А-1) - это, конечно, "плюс",
но вот лишний двигатель - это, безусловно, "минус" :wink: :mrgreen: :lol:
Диаметр 6 м - "это плохо", но, по-моему, можно и на поток его поставить, и удешевить тем самым производство, так что он будет по цене сопоставим с одним 4-х метровым; но тут, увы, надо "владеть фактурой и знать конкретику", так что это - только мое мнение
А вообще, что тут можно сказать неспециалисту?
Только то, что уже сказано:
"Модульность, вообще говоря, плоха пока не сталкивается с жизненными реалиями."
Так что тут уж нужно конкретно
Исходя из
Не... ну с чего бы 6-ти метровому... э... диаметру быть много дороже, чем 4-х метровому?
Ну раза в полтора, как и в размерности, скажем :wink: :lol:
Так у А-7 аж семь блоков первой ступени (хотя бы УРМы и еще поменьше были), а здесь один...
И длина у них вполне сопоставимая с протоновской, скажем...
Не вижу причин, чтобы тут что-то такое появлялось, качественно удорожающее
И вторая ступень сугубо меньше, чем Энергиевский бак...
ЦитироватьА вот и картинка получившейся водородной ракеты на 40 тонн ПН на ЛЕО (4-6 слева).
Диаметр 1 и 2-ой ступени: 6 метров
1-ая ступень: керосин, 3хРД-180/6хРД-191, запас топлива 326-390 т
2-ая ступень: водород, 1хРД-012ХХ (14д12), запас топлива 160-210 т.
(http://img84.imageshack.us/img84/921/22ym.jpg)
Красивый, конечно, рисуночек, но как вы будете 6-метровые ступени на космодром возить? :D
ЦитироватьНе... ну с чего бы 6-ти метровому... э... диаметру быть много дороже, чем 4-х метровому?
Ну раза в полтора, как и в размерности, скажем :wink: :lol:
Не вижу причин, чтобы тут что-то такое появлялось, качественно удорожающее
Ну про транспортировку я уже сказал. Еще напрашивается технологический аспект - изготовление. Оснастка и технология изготовления. Обеспечить допуск, например по диаметру, в 1-2 см для бака 3.7 м и для бака в 6 метров - две большие разницы. А значит удорожание технологии однозначно.
У Ангары бак вообще 2.9. Потом, бак получится не в полтора раза тяжелее чем 4 метра. Потому что у нас на горбу стоит ступень массой вдвое (а то и больше) тяжелее Зенитовской. Соответственно чисто по прочности бак должен быть вдвое тяжелее Зенитовского. Плюс бОльший диаметр. Так что я погорячился с 40 тоннами - там будет минимум пропорционально тяге двигателя - т.е. 55 тонн. А скорее - 60-65 - потому что еще и бак сам крупнее. Итого мы по сравнению с А-7 всего на 10 тонн в выигрыше по баку. А по массе второй ступени - в проигрыше на 30 тонн.
Повторюсь - чем плох вариант с плотной (т.е. почти до касания), без расстыковки, увязкой 7 УРМов? И поверх них - метановую ступень с тягой движка 120 тонн - движок на той же РД-191й камере, но метановый. По первости можно Зенитовскую ступень поставить, хотя она и недоразмеренна.
По поводу потока - вот НЕ БУДЕТ 6-метровая ступень поточной, в принципе. УРМ - будет, а моноблок - нет. Потому что УРМов надо в год штук 50, по одному в неделю, а этих ступеней - ДВЕ-ТРИ. Есть разница? ;-)
ЦитироватьПо поводу потока - вот НЕ БУДЕТ 6-метровая ступень поточной, в принципе. УРМ - будет, а моноблок - нет. Потому что УРМов надо в год штук 50, по одному в неделю, а этих ступеней - ДВЕ-ТРИ. Есть разница? ;-)
Не понЯл :shock:
Если вы про "потребность", то для ЛОСа, начиная с Фазы-II, потребность может быть от пяти пусков в год И ВЫШЕ.
Плюс еще "прикладуха" - те самые две-три
То есть, десять штук в год как "номинальный максимум" - это вполне "скромный" запрос
Тогда для А-7 умножаем на 7 штук - серийность будет МИНИМУМ 70. А скорее - под сотню, поскольку УРМ - это еще А-1 и А-3. Как ни крути - а получается 1:10 соотношение количества.
ЦитироватьТогда для А-7 умножаем на 7 штук - серийность будет МИНИМУМ 70. А скорее - под сотню, поскольку УРМ - это еще А-1 и А-3.
А это хорошо?
Ну... я бы сказал, что да. Серийность удобнее, чем штучное производство. Меньший по размеру блок проще проектировать, проще испытывать, проще транспортировать...
ЦитироватьЯ все-таки не понимаю, чем плоха модульность? ТОТ ЖЕ САМЫЙ носитель можно собрать из 7 блоков УРМ, работающих как единая первая ступень, плюс вторая водородная ступень 4х метрового диаметра. Все транспортабельно по ЖД. А монобак придется возить по воде или по воздуху. Конечно, 100 килобаксов, которые стоит полет Руслана или 3М-Т, не так принципиальны в цене РН, но поездом-то будет на порядок дешевле ;-).
Ну во-первых - сколько надо добавить лишнего веса в ЖД-транспортабельный модуль? Чтобы он при перевозке не рассыпался? Не говоря уж о разнице 1 блок - 7 блоков
Во-вторых - МИК на старте лишний.
ЦитироватьПотом, даже если мы транспортируем все по воздуху, этот моноблок - весом порядка 50 тонн - надо еще как-то с самолета снимать. Снимание Бурана с Мрии - была нетривиальная задача.
А внутрь он не влезет? Переделывать самолёт конечно придётся - но может оно и проще будет...
Кроме того - можно и более лёгкую (и короткую) ракету с этим диаметром делать. И пускать с того же старта.
(http://img508.imageshack.us/img508/7418/22ym17wp.jpg)
Святая наивность! Ты что, думаешь, что можно пускать РН без МИКа? Вот Зенит - на что уж автоматизированный пуск. И все равно Одиссей ВОЗИТ С СОБОЙ МИК.
Без-МИК-овая РН - это МБР в капсульном исполнении. Делать без-МИКовый РН размеренностью в полтора Протона - дас ист афантюрисм!
Далее, опять же, думашь, нагрузки на модуль при авиатранспортировке ниже, чем при ЖД? А не наоборот?
В общем, получается где-то так : у нас есть две первые ступени - 7хУРМ или моноблок. 7хУРМ весит примерно 75 тонн. Моноблок весит примерно 60 тонн. При этом 7хУРМ обеспечивают на 15% бОльшую тягу, т.е. на 15% бОльший вес второй ступени - т.е. примерно на 30 тонн. Минус 15 тонн на бОльший сухой вес первой ступени. Итого мы имеем 7% выигрыш моноблока по сухому весу при прочих равных. Вычитаем эти 7% из удорожания - получаем проигрыш в 7% если по двигателям или в 15% если по сухой массе.
При этом если считать по двигателям, то 7хУРМ стоит на 7% дороже, если по сухому весу - то на 15%. ВОПРОС. Будет ли производство и логистика 6-метрового бака в частности и ступени в целом в пересчете на единицу веса дороже более чем на 15%, чем 2.9 метрового бака.
По моему, вопрос риторический. Даже если взять наиболее плохую оценку в 25% проигрыша в массе - все равно мелкие УРМ проще производить, хранить и возить.
ЦитироватьЦитироватьНе... ну с чего бы 6-ти метровому... э... диаметру быть много дороже, чем 4-х метровому?
Ну раза в полтора, как и в размерности, скажем :wink: :lol:
Не вижу причин, чтобы тут что-то такое появлялось, качественно удорожающее
Ну про транспортировку я уже сказал. Еще напрашивается технологический аспект - изготовление. Оснастка и технология изготовления. Обеспечить допуск, например по диаметру, в 1-2 см для бака 3.7 м и для бака в 6 метров - две большие разницы. А значит удорожание технологии однозначно.
Доставка, даже самолетом, в общей стоимости изготовления и пуска - копейки :wink:
Оснастка дороже - да, наверное, даже в разы
А изготовление?
В конце-концов, делали же бак для Энергии, а он ваще 7.7 вроде бы?
Не, не должно быть особо дорого, я имею ввиду - отдельный "выстрел", т.е. изготовление очередного экземпляра + его пуск
PS. А если еще двигательный отсек первой ступени сажать на парашюте :roll:
А что?
Сделать такую силовую конструкцию из балок, чтобы удар амортизировала, и ее даже особо не крепить к ракете-то, чтоб почти-что сам выползал, когда топливо закончится, и парашютик небольшой такой... :roll:
:wink: :mrgreen:
Кстати вероятность отказа одного моноблока или семи УРМов кто то здесь учитывает?Моноблок с точки зрения безопаности пуска явно предпочтительней.
Нифига. Для РН такой размеренности ЛЮБОЙ отказ критичен - на 2х РД-180 из трех оно по любому не полетит, на 4х РД-191 из 6 (т.е. один отказал, противостоящий отключили) - при довольно специфических условиях. Если вообще не взорвется сразу - РД-191 это не НК-33.
А вероятность отказа 7 движков больше вероятности отказа 6 на все те же 15% ;-).
Всё это может и так, и "специфически" А-7 лучше, но:
в любом случае на производство 7 блоков вместо одного потребуется больше технологических операций,
то есть, трудоемкость производства выше, и, возможно, что заметно выше
Вот кстати необязательно. Да, технологических операций для 6-м бака нужно меньше. Но это РАЗНЫЕ операции. Грубо говоря, сделать 7 одинаковых узлов для подключения двигателя на УРМ ПРОЩЕ, чем сделать три РАЗНЫХ узла для подключения трех РД-180 на монобаке. Проще - потому что операция одинаковая, особенностей нету.
Что дешевле - 7 'девяток' или Камаз? Масса у них примерно одинаковая. При том и то и то - это серийное производство, а тут будет УРМ - серийный, а моноблок - штучный.
Да и операции сварки 2.9-м 7-тонного и 6-м 40-тонного баков немного отличаются по сложности, IMHO.
В общем, остаюсь при своем мнение - Хруники не дураки, УРМ достаточно хорошо посчитан в том числе экономически.
ЦитироватьВот кстати необязательно. Да, технологических операций для 6-м бака нужно меньше. Но это РАЗНЫЕ операции. Грубо говоря, сделать 7 одинаковых узлов для подключения двигателя на УРМ ПРОЩЕ, чем сделать три РАЗНЫХ узла для подключения трех РД-180 на монобаке. Проще - потому что операция одинаковая, особенностей нету.
Что дешевле - 7 'девяток' или Камаз? Масса у них примерно одинаковая. При том и то и то - это серийное производство, а тут будет УРМ - серийный, а моноблок - штучный.
Да и операции сварки 2.9-м 7-тонного и 6-м 40-тонного баков немного отличаются по сложности, IMHO.
В общем, остаюсь при своем мнение - Хруники не дураки, УРМ достаточно хорошо посчитан в том числе экономически.
1.Узлы для "подключения" 3-х одинаковых РД-180 тоже будут одинаковыми.
2.Сложность сварки мало зависит от габаритов, а в некоторых случаях бОльшие габариты позволяют эту самую сварку упрстить, из-за удобства доступа сварочной головки к шву, например.
To hcube:
Я и не говорил, что обязательно "проще" или "дешевле", я говорил, что заведомо больше технологических операций - для 70 УРМов, вместо 10 моноблоков
А что "лучше" должен сказать начальник транспрортного... э... технолог, короче
Который конкретно знает
А Хруники - не дураки
Они знают, что в Плесецке тоже нет водородной инфраструктуры :mrgreen:
Сложность сварки СИЛЬНО заввисит от габаритов. Одно дело варить 5-мм лист, и СОВСЕМ другое - 20-мм. Опять же, вес свариваемых деталей имеет значение. В общем, 2.9м - это близко к оптимуму. А 6м - многовато.
Да, как вы себе представляете три ОДИНАКОВЫХ точки подключения РД-180? Конкретно, как будут идти трубопроводы горючего и окислителя? Тоже одинаково? ;-) А кабельные системы?
Кстати, как такой вариант : берем бак в 4 метра, по бокам - два по 2.9, и ставим 3 движка - РД-171 и два РД-191. В боковушках - топливо, в центре - окислитель. Технология производства диаметра 3.9 освоена, 2.9 - освоена. Можно делать 'глубокое дроселлирование', отключая при выводе РД-171.
Иллюстрирующий пример по поводу масштабного фактора. Что дешевле построить - 7 штук 50-метровых мостов на 5 тонн нагрузки, или один 300-метровый на те же 5 тонн?
Так всё убедительно... :roll:
...и зачем их только строят, 300-метровые :roll: :roll: :roll:
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
ЦитироватьСложность сварки СИЛЬНО заввисит от габаритов. Одно дело варить 5-мм лист, и СОВСЕМ другое - 20-мм. Опять же, вес свариваемых деталей имеет значение. В общем, 2.9м - это близко к оптимуму. А 6м - многовато.
Да, как вы себе представляете три ОДИНАКОВЫХ точки подключения РД-180? Конкретно, как будут идти трубопроводы горючего и окислителя? Тоже одинаково? ;-) А кабельные системы?
1.Это с чего же 20мм. На блоке Ц 11к25 толщина стенок была в районе 2,5-3,5 мм (больше - только в зонах усиления для распределения сосредоточенных нагрузок). И это при диаметре 7,7. Для диаметра 6м толщины стенок будут еще меньше.
2.Да очень просто представляю. Все идентично с поворотом на 120 градусов относительно продольной оси.
3.А кабельная сеть на моноблочной компоновке будет проще и легче, чем на полиблочной Ангаре.
Ага ;-). Есть случаи, когда НЕЛЬЗЯ построить мост менее 300 метров. Но у нас-то такой ситуации нету! Мы можем сделать не один моноблок, как уникальное изделие, а 7 УРМ + простой пассивный объдинитель. При этом серийность УРМ будет ЕЩЕ выше - за счет унификации с меньшими РН.
Касательно автомобилей - 9-ка стоит ща порядка 180 тыс. Автобус (все-таки, сравниваем пассажирский с пассажирским ;-) - 1'342 тыс.
Получается баш на баш - на единицу пасажироемкости стоимость с хорошей точностью одинакова.
ЦитироватьАга ;-) При этом серийность УРМ будет ЕЩЕ выше - за счет унификации с меньшими РН.
Касательно автомобилей - 9-ка стоит ща порядка 180 тыс. Автобус (все-таки, сравниваем пассажирский с пассажирским ;-) - 1'342 тыс.
Получается баш на баш - на единицу пасажироемкости стоимость с хорошей точностью одинакова.
1.Это с какими меньшими РН? Рокот, Космос-3, Старт/Старт-1 или Циклон-3? Вроде нет! А зачем нужны новые "меньшие" РН, когда существующих пруд-пруди? По заданию, нужна была целевая РН - вывод на ГСО из Плесецка той же ПН, что и Протоном с Байконура.
2.В 9-ку с напрягом влазит 5 человек, а в автобус (с учетом стоячих мест) - более 100! А теперь сравните стоимость одного пассажиро-места!
В девятку 'стоячих' тоже влезет человек 8 ;-) А сидячих в процитированном автобусе - 32 места.
Меньшие РН - это А-5, А-3 и А-1 - аналоги Протона, Союза и Рокота/Циклона. При ситуации когда УРМ есть, Хруничева наверняка будет вести агрессивную маркетинговую политику, выжимая эти РН с рынка. По меньшей мере, Протон и Рокот он ТОЧНО заменит - это его же носители и есть ;-). Это само по себе даст не менее 50 УРМ в год.
ЦитироватьВ общем, получается где-то так : у нас есть две первые ступени - 7хУРМ или моноблок. 7хУРМ весит примерно 75 тонн. Моноблок весит примерно 60 тонн. При этом 7хУРМ обеспечивают на 15% бОльшую тягу, т.е. на 15% бОльший вес второй ступени - т.е. примерно на 30 тонн. Минус 15 тонн на бОльший сухой вес первой ступени. Итого мы имеем 7% выигрыш моноблока по сухому весу при прочих равных. Вычитаем эти 7% из удорожания - получаем проигрыш в 7% если по двигателям или в 15% если по сухой массе.
Ты моноблок из чугуния делаешь????
Вот примерно похожее по габаритам:
Stage Number: 1. 1 x Saturn IB Gross Mass: 448,648 kg. Empty Mass: 41,594 kg. Thrust (vac): 840,426 kgf. Isp: 296 sec. Burn time: 155 sec. Isp(sl): 262 sec. Diameter: 6.52 m. Span: 6.52 m. Length: 24.48 m. Propellants: Lox/Kerosene No Engines: 8.
Если мы не сможем повторить массовое совершенство ракеты 40-летней давности - то грош нам цена...
Реально - тонн 30 моноблок будет весить - против 75 тонн 7хУРМ
ЦитироватьВ общем, остаюсь при своем мнение - Хруники не дураки, УРМ достаточно хорошо посчитан в том числе экономически.
Не, зачем наводить тень на плетень?
Размеры УРМа - не черный ящик, все достаточно понятно.
Выбрав в качестве базового двигателя четвертушку РД-170 хруники получили оптимальную массу УРМа - 150 т. Плотность и соотношение компонетов РТ известны, поэтому легко найти необходимый объем баков. Дальше они смотрят оптимальное соотношение диаметра и высоты, а потом подгоняют под существующую снастку.
Вуаля - УРМ готов :)
Достаточно хорошо? ;)
С другой стороны мне в чем-то нравится трехблочная идея с двумя разными двигателями. Вроде остаются и наработки по УРМу (диаметр, компоновка), и новый РД-191 не пропадает. И вообще лучше смотрится, чем крайний проект. В частности, 1хРД-171М и 2хРД-191 будут явно дешевле 5хРД-191.
Вот только стол надо другой...
К сожалению для хруников та Ангара, которую они упорно строят 10 лет :) за последние годы, особенно с принятием ФКП-2015 незаметно, но существенно потеряла по части актуальности.
Легких РН действительно полно, особенно после возобновления производства Космоса-3М. На момент тендера ситуация была почти обратной.
В среднем классе 13+ т именно в соответствие с новой ФКП должна появится модификация вечно молодой "семерки" - Онега или как там ее. Все, амба! Клипер для Ангары потерян, 100%.
После этого можно смело забыть про массовое производство УРМов. А клепать их только для ГСО-носителя в наименее оптимальной конфогурации - теперь уже очевидное извращение...
Так что, похоже, все то, за что мне нравилась Ангара она ПОТЕРЯЛА...
Жаль, но похоже придется согласится со Старым и Ко.
Эх, чего только не сделаешь ради отечественной космонавтики
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
Тяга приведенной ступени - 840,426 kgf.
У нас будет 1200 тонн-силы.
Масса как раз в полтора раза больше и будет - пропорционально тяге.
ЦитироватьPS. А если еще двигательный отсек первой ступени сажать на парашюте :roll:
А что?
Сделать такую силовую конструкцию из балок, чтобы удар амортизировала, и ее даже особо не крепить к ракете-то, чтоб почти-что сам выползал, когда топливо закончится, и парашютик небольшой такой... :roll:
:wink: :mrgreen:
Эта конструкция уже есть - над двигателем. Нужно просто ступень "вверх ногами" спускать.
А если грамотно рассчитать, в каком месте бак резать - то оно аккуратно кромкой в грунт воткнётся и не опрокинется...
Цитироватьна 4х РД-191 из 6 (т.е. один отказал, противостоящий отключили) - при довольно специфических условиях.
Если грамотно рассчитать - то может отключать и не потребуется, а на пяти точно полетит
ЦитироватьТяга приведенной ступени - 840,426 kgf.
У нас будет 1200 тонн-силы.
Масса как раз в полтора раза больше и будет - пропорционально тяге.
А с чего массовое совершенство пропорционально тяге???
Вот тебе ещё пример
Stage Number: 1. 1 x Saturn IC Gross Mass: 2,286,217 kg. Empty Mass: 135,218 kg. Thrust (vac): 3,946,624 kgf. Isp: 304 sec. Burn time: 161 sec. Isp(sl): 265 sec. Diameter: 10.06 m. Span: 19.00 m. Length: 42.06 m. Propellants: Lox/Kerosene No Engines: 5. F-1
считаем 135/(4000/1200) = 40т :twisted: Опять :)
Ну... тогда давайте считать вес УРМа как 8 тонн, благо его все равно в железе нету ;-). 8х6 = 48 тонн, 8х7=56 тонн ;-).
Нам не тонны эти хреновы нужны (потому что ПН у нас просто ЗАДАНА)
А нам желательна минимальная трудоемкость, то есть - минимум рабочих, занятых на производстве, минимум производимых ими операций и контролей, минимум времени производства и тп
А Ангара, видимо, "Плесецкий вариант", так ведь и заказывалась
"Запасная ракета", которая как раз и есть "универсал", легко "во все" конфигурируется
Нам на Плесецке нужно иметь "все", даже не обязательно, чтобы массово пользоваться "этим", а просто если очередной раз "собъют с позиций" и придется "с целью сокращения линии фронта и улучшения жизни трудящихся..." :roll:
А то, что ее еще и продавать кто-то собирается - так и пусть
Минимальная трудоемкость? Минимальная стоимость?
Так смотрите:
Берем 1-ст. Зенита с ОДНИМ БОЛЬШИМ баком (уже проще).
РД-171М (на него) - без сильфонов и приводов - просто и дешево, как ведро! :D
Все управление вешаем на урмовские РД-191.
УРМы тоже явно проще - тоже просто один большой бак (каждый)
Я в эту ракету влюбляюсь все больше и больше! :lol:
Наконец-то!
Мало того! Тут ведь как получается? (считал по ратмановскому спедшиту)
При одинаковой 1-й ст.:
1) 2-я водородная ~40т на LEO (кстати - 21т на ГПО с КВРБ!)
2) 2-я керосиновая + УРМ-2 ~25-27т на LEO (как раз ТЗ Ангары + запас на перспективу)
:lol:
ЦитироватьМинимальная трудоемкость? Минимальная стоимость?
Минимальная трудоемкость
А стоимость - как получится
Но при минимальной трудоемкости очень дорого заведомо не выйдет
ЦитироватьТак смотрите:
Берем 1-ст. Зенита с ОДНИМ БОЛЬШИМ баком (уже проще).
РД-171М (на него) - без сильфонов и приводов - просто и дешево, как ведро! :D
Все управление вешаем на урмовские РД-191.
УРМы тоже явно проще - тоже просто один большой бак (каждый)
Я в эту ракету влюбляюсь все больше и больше! :lol:
Это чё, тризенит чтоли?
Не :lol:
Двухзенит, с размазыванием второй ступени по бокам первой :lol:
Я и раньше об этом думал, только вместо УРМов хотел союзовские боковушки предложить :twisted:
А с чего вы взяли, что он менее трудоемкий чем первая ступень - 6-метровый моноблок?
Всё "тупое, как валенок", но его-то аж три раза?
А вторая ступень - так и так водород?
Более дешевое (поначалу) - может быть
Но в длинной серии, если 6-м технология пойдет на поток, то и цена "размажется"...
Ааааааааааааа.......!
"Конфигурированная" первая ступень...
Вроде "Протона"?
Ну тут я с поля сваливаю... некопенгаген :mrgreen:
Да, кстати, какой диаметр будет у водородной ступени?
...
А если 6 метров, то какого хрена? :wink: :mrgreen:
Зенит+УРМ существенно проще и дешевле возить - диаметры-с... :P
А водород на 2-й ст. - это как захочется. Пока, на 1-м этапе, можно и керосином обойтись - чисто по ТЗ Ангары ;)
ЦитироватьДа, кстати, какой диаметр будет у водородной ступени?
...
А если 6 метров, то какого хрена? :wink: :mrgreen:
Да это как раз - фигня :lol:
Керосиновая I этапа - 4 м, как и ЦБ
А потом можно будет водородную сделать надкалиберной. Дурное дело - не хитрое :lol:
Дело не в том, что надкалиберная, а в том, что оснастка 6-метровая
"Война - фигня, главное маневры!" :wink: :mrgreen:
Это вы надеетесь, что "главное - нАчать", а "они" - что вы на первой ступени выдохнитесь, и на вторую уже запала не хватит, требовать новой оснастки :mrgreen:
За наши (налогоплательщиков) деньги - любой каприз! :lol:
Хоть надкалиберную, хоть 6 м, хоть водородную. Вы только представьте, какие прекрасные перспективы попила замаячут на горизонте у ЦиХа! :mrgreen:
А надсматривающим я бы поставил лично т. Лаврентия :roll:
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
Вообще, это еще спорный вопрос, что лучше - такой комбинированный блок первой ступени, или 'керосиновый Протон', с 6 боковыми блоками на РД-191. Тут, конечно, получается больно длинная первая ступень. Хотя, с другой стороны, Протон-то летает ;-))
Такую схему, кстати, можно попробовать запустить с Зенитовского старта. Газоотводы там вбок смотрят, можно установить 191-е так, чтобы над газоотводами приходились. По прочности... ну, Ангару же собираются пускать, а она как раз настолько тяжелее Зенита.
ЦитироватьНифига. Для РН такой размеренности ЛЮБОЙ отказ критичен - на 2х РД-180 из трех оно по любому не полетит, на 4х РД-191 из 6 (т.е. один отказал, противостоящий отключили) - при довольно специфических условиях. Если вообще не взорвется сразу - РД-191 это не НК-33.
А вероятность отказа 7 движков больше вероятности отказа 6 на все те же 15% ;-).
Далеко не всегда так. При многодвигательной ДУ выше живучесть (вероятность выхода из нештатной ситуации) РН. С уважением, Дмитрий В.
Ну, кстати, противоположный двигатель можно и не отключать.
если центровку двигателей можно менять, то только тогда можно не отключать, а взрыв двигателя ничем не исправить
Цитироватьесли центровку двигателей можно менять, то только тогда можно не отключать, а взрыв двигателя ничем не исправить
Все это легко решатся конструктивными мерами.
После рассуждений о путях модернизации Зенита создание "типа Ангары" на его базе (РД-171 + навесные баки + 2 УРМа) выглядит все более предпочтительно.
Стартовая масса ~900 т, ПН на LEO 30-35 т ("лунный" вес!), 7-8 т на ГПО (перспективные ГСО-носитель) и все это только на керосине. Минимум извращений + возможность апгрейда верхней ступени на водород.
ЦитироватьПосле рассуждений о путях модернизации Зенита создание "типа Ангары" на его базе (РД-171 + навесные баки + 2 УРМа) выглядит все более предпочтительно.
Стартовая масса ~900 т, ПН на LEO 30-35 т ("лунный" вес!), 7-8 т на ГПО (перспективные ГСО-носитель) и все это только на керосине. Минимум извращений + возможность апгрейда верхней ступени на водород.
А если нам не надо 35 тонн? :)
Ангара хороша именно тем, что "мелкая" модульность позволяет выводить разную ПН. Кстати, "мелкая" она относительно - УРМ в 3 раза больше боковушки Союза, которые в некоторых других темах рьяно пытаются использовать. :)
ЦитироватьВ ходе дискуссии по "Ангаре", в значительной степени посвященной критике РД-191 и поиску возможной альтернативы в рамках керосинового горючего, мы как-то упустили из виду, что у России есть по-крайней мере еще один современный ЖРД большой тяги, а именно 11Д122. Понятно, что водород в качестве горючего создает ряд проблем: он дорог, взрывоопасен, имеет малую плотность, требует использования мощной теплоизоляции и т.п. Однако, имхо, вполне возможно создание 2-хступенчатой РН с ПН на низкой орбите 27-30т с примением на обеих ступенях ЖРД 11Д122. Диаметр всех блоков 4,1 м. Компоновка 1-й ступени - полиблочная (либо по схеме Протона, либо по схеме Р-7). По предварительным прикидкам для варианта с 4 боковыми блоками (по одному 11Д122 на каждом) и 2-й ступенью, один ЖРД которой запускатся непсредственно перед отделением ББ, стартовая масса составит всего 435т! Предлагаю обсудить.
По ходу дела приходится корректировать проект. При пакетной компоновке вряд ли удастся уложиться меньше, чем в 500т. Да, и вместо 4 ББ придется применить 2 с 2*11д122 на каждом (из условий компоновки и повышения надежности).
ЦитироватьПо ходу дела приходится корректировать проект. При пакетной компоновке вряд ли удастся уложиться меньше, чем в 500т. Да, и вместо 4 ББ придется применить 2 с 2*11д122 на каждом (из условий компоновки и повышения надежности).
Ага, и "навар" от "собственно водорода" составит 50% массы носителя. :)
Керосиновую надо первую ступень делать, ВфБ не даром её керосиновой сделал. :)
Водородная первая ступень:
- очень габаритная, просто супер, нет, супер-супер, нет, супер-супер-супер-супер... :roll:
- нет водородных движков "большой тяги", т.е. сравнимых с наиболее мощными керосиновыми; как я могу свое безграмотное ИМХО сформулировать, это (вероятно) связано с необходимостью турбины, прокачивающей большой ОБЪЕМ жидкого водорода
- водородный движок имеет "у Земли" довольно-таки низкий УИ
- ну и что еще тут можно придумать?
ЦитироватьВодородная первая ступень:
- очень габаритная, просто супер, нет, супер-супер, нет, супер-супер-супер-супер... :roll:
- нет водородных движков "большой тяги", т.е. сравнимых с наиболее мощными керосиновыми; как я могу свое безграмотное ИМХО сформулировать, это (вероятно) связано с необходимостью турбины, прокачивающей большой ОБЪЕМ жидкого водорода
- водородный движок имеет "у Земли" довольно-таки низкий УИ
- ну и что еще тут можно придумать?
Совершенно верно, Зомби. :)
Классический пример - Дельта-4 в тяжелой модификации, она несколько больше Протона, и выводит тоже несколько больше. :)
ЦитироватьВодородная первая ступень:
- очень габаритная, просто супер, нет, супер-супер, нет, супер-супер-супер-супер... :roll:
- нет водородных движков "большой тяги", т.е. сравнимых с наиболее мощными керосиновыми; как я могу свое безграмотное ИМХО сформулировать, это (вероятно) связано с необходимостью турбины, прокачивающей большой ОБЪЕМ жидкого водорода
- водородный движок имеет "у Земли" довольно-таки низкий УИ
- ну и что еще тут можно придумать?
1)Да, не очень габаритная - 2ББ, каждый диаетром 4,1м и длиной менее 40м.
2)Здрасте! 11д122 (5 шт - 4 на ББ и 1 на ЦБ) обеспеивают тяговооруженность на старте 1,5.
3)Значение околоземного УИ на "мю ПН" крайне незначительно.
Да, кстати, масса конструкции "водородной Ангары" получается не выше чем для Ангары-5.
Дмитрий В. как вы думаете, почему шаттлы притормаживают на участке до 15 км?
Для того, чтобы уменьшить нагрузку на конструкцию - водродные ракеты обладают бОльшей относительной площадью.
Если вы сделаете тяговооруженность 1,5 вам надо будет дросселировать двигатели на этом участке, а точнее - у вас просто один лишний двигатель. :)
Далее, если вы каким-то образом умеете сделать баки объёмом в 2,5-3 раза больше такой же массы, как на Ангаре, то так и говорите - весь ваш фокус в этом, а не в чём-то другом. :)
ЦитироватьДмитрий В. как вы думаете, почему шаттлы притормаживают на участке до 15 км?
Для того, чтобы уменьшить нагрузку на конструкцию - водродные ракеты обладают бОльшей относительной площадью.
Если вы сделаете тяговооруженность 1,5 вам надо будет дросселировать двигатели на этом участке, а точнее - у вас просто один лишний двигатель. :)
Далее, если вы каким-то образом умеете сделать баки объёмом в 2,5-3 раза больше такой же массы, как на Ангаре, то так и говорите - весь ваш фокус в этом, а не в чём-то другом. :)
Двигатели, ясен пень, дросселируют для снижения скоростного напора (на указанном Вами участке). Для Энергии скоростной напор был ограничен 30 кН/кв.м. Для чего двигатели дросселировались примерно до 75% номинальной тяги. Та же будет и для "водородной А.". Причем ее Мст более чем в 1,5 раза меньше чем А-5. Удельная масса водородных боков, конечно, выше, чем у керосинок, но уменьшение Мст ведет и к снижению массы конструкции. К тому же на "водородной А." можно использовать только 5 двигателей одного типа, тогда как на А-5 - 6 ЖРД 2-х разных типов. Да и Мпн у водородной А. - около 30т.
Цитироватьна "водородной А." можно использовать только 5 двигателей одного типа, тогда как на А-5 - 6 ЖРД 2-х разных типов. Да и Мпн у водородной А. - около 30т.
А если третью ступень на РД-57?
ЦитироватьЦитироватьна "водородной А." можно использовать только 5 двигателей одного типа, тогда как на А-5 - 6 ЖРД 2-х разных типов. Да и Мпн у водородной А. - около 30т.
А если третью ступень на РД-57?
Третья ступень - исключительно КРБ с водородным ЖРД (для высокоэнергетических маневров) с ЖРД тягой 4-10 тс, 11Д57 здесь не нужен. С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьЦитироватьВодородная первая ступень:
- очень габаритная, просто супер, нет, супер-супер, нет, супер-супер-супер-супер... :roll:
- нет водородных движков "большой тяги", т.е. сравнимых с наиболее мощными керосиновыми; как я могу свое безграмотное ИМХО сформулировать, это (вероятно) связано с необходимостью турбины, прокачивающей большой ОБЪЕМ жидкого водорода
- водородный движок имеет "у Земли" довольно-таки низкий УИ
- ну и что еще тут можно придумать?
...
2)Здрасте! 11д122 (5 шт - 4 на ББ и 1 на ЦБ) обеспеивают тяговооруженность на старте 1,5.
...
а) Да
Неправ
Тяга "на горшок" получается примерно таже, упустил, что 170-й четырехкамерный
Но с турбинами - что-то есть, видимо, у 170 по две камеры на турбину (должно было бы быть все четыре), а у водородника - одна
И там и там, видимо, "встретились технические трудности"
б) четвёртый пункт, тем не менее:
- дорогая заправка
Для второй-третей ступени - еще туды-суды, но тут первая :roll:
ЦитироватьДвигатели, ясен пень, дросселируют для снижения скоростного напора (на указанном Вами участке). Для Энергии скоростной напор был ограничен 30 кН/кв.м. Для чего двигатели дросселировались примерно до 75% номинальной тяги. Та же будет и для "водородной А.". Причем ее Мст более чем в 1,5 раза меньше чем А-5. Удельная масса водородных боков, конечно, выше, чем у керосинок, но уменьшение Мст ведет и к снижению массы конструкции. К тому же на "водородной А." можно использовать только 5 двигателей одного типа, тогда как на А-5 - 6 ЖРД 2-х разных типов. Да и Мпн у водородной А. - около 30т.
Прошу прощения, нафига вам тогда 5 двигателей, если их надо дросселировать практически сразу. :)
Не ведёт в данном случае снижение общей массы к снижению массы конструкции. Двигатели будут иметь массу меньше, а баки будут тяжелее, чему у Ангары-5.
У Ангары 6 двигателей по 3230 кг имеют общую массу 19380 кг, а у вас 5 двигателей по 3450 кг будут иметь общую массу 17250 кг, разница - 2130 кг.
Допустим, водородные баки больше всего в 2,5 раза, хотя реально раза в 3 - это зависит от соотношения компонентов. Для водородной ракеты в 500 тонн они будут больше, чем у керосиновой ракеты в 1,67 раза. :) При общей массе баков керосиновой ракеты в 10 тонн это будет уже 6,7 тонны. :)
Кстати, что это за 6 ЖРД разных типов на А-5? ;)
ЦитироватьА если нам не надо 35 тонн?
На LEO? А 7-8 т на ГПО - надо? Ну вот...
В любом случае, 35 т на LEO - пропуск на Луну (гелий-3, реваншизм и т.д.)
Вот уж лишней такая РН - никак не будет.
ЦитироватьАнгара хороша именно тем, что "мелкая" модульность позволяет выводить разную ПН.
Разную - это все-таки слишком громко сказано, только 2-4, 13 и 24 т. Но в первой весовой категории остаются конверсионные МБР и реанимируемый Космос-3М. Во второй - Онега aka Союз-3 (см. ФКА). Вот и остается от Ангары только последний, самый неэффективный вариант, пятигоршковый :)
Жаль, конечно, хороший был проект, да время потеряли - прошел момент...
ЦитироватьКстати, "мелкая" она относительно - УРМ в 3 раза больше боковушки Союза, которые в некоторых других темах рьяно пытаются использовать.
Две союзовские боковушки - маловато, всего 200 т тяги. Просто, раз уж что-то сделали по УРМу (там РД-191 и т.п.) - можно и использовать. Тем более, что обещали корейцам первую ступень, помните? ;)
Bell, боковушка Союза - 40 тонн с небольшим. :)
Ну может не 3, но две - точно. :)
ЦитироватьBell, боковушка Союза - 40 тонн с небольшим. :)
Ну может не 3, но две - точно. :)
Читаем еще раз:
ЦитироватьДве союзовские боковушки - маловато, всего 200 т тяги.
Может "целых 200 тонн тяги"? :)
Это в вакууме будет целых 208 т. На двоих.
Столько же, сколько у одного УРМа.
У ОДНОГО.
ЦитироватьЭто в вакууме будет целых 208 т. На двоих.
Столько же, сколько у одного УРМа.
У ОДНОГО.
Bell прошу прощения я не понял, что вы хотели сказать. :)
Я говорил, что Ангара-5 достаточно большая ракета, Ангара-3 тоже больше Союза, а с водородным разгонником они будут не хуже "Водородной Ангары".
Водородная ракета будет тяжелой, сложной и возможное уменьшение массы носителя - процентов 50. Это при том, что надо будет разрабатывать водородные баки, строить масштабную водородную заправку и т. п.
Это не имеет смысла. (ИМХО)
Про водородные баки вы забыли один момент - они не только больше, они ещё и в термоизоляции нуждаются...
ЦитироватьПро водородные баки вы забыли один момент - они не только больше, они ещё и в термоизоляции нуждаются...
Никто ничего не забывал - все учтено :P Теплоизоляция весит мизер - плотность всего 40-50 кг/кубм, а толщина миллиметров 25-30.
ЦитироватьПро водородные баки вы забыли один момент - они не только больше, они ещё и в термоизоляции нуждаются...
Да, и дело не только в этом. :)
То, что предлагается - "та же Дельта-4". :)
У шаттловкого бака все усилия передаются на небольшой центральный силовой отсек, который толкает кислородный бак и тянет за собой водородный.
Если усилие передавать через водородный бак - он будет тяжелее, что мы и видим на Энергии. Водородный бак в три раза больше кислородного и нагружать его чем-то - увеличивать массу конструкции.
Это тем более будет заметно, если ракета будет относительно длиннее, чем баки шаттлов и Энергии.
Для керосиновой ракеты это не так критично, потому что керосиновый бак значительно меньше - раза в полтора меньше кислородного бака. При той же массе кислорода водородный бак больше чем керосиновый в 4,5-5 раз.
ЦитироватьТо, что предлагается - "та же Дельта-4". :)
Да, пожалуй, что уже что-то наподобие Дельты-4, но гораздо, гораздо ЛУЧШЕ !:D
ЦитироватьЦитироватьТо, что предлагается - "та же Дельта-4". :)
Да, пожалуй, что уже что-то наподобие Дельты-4, но гораздо, гораздо ЛУЧШЕ !:D
Это может быть так по единственной причине. :)
В России дешевая рабочая сила.
Кстати, вы можете назвать стоимость этого самого РД-0120? ;) А также максимальную годовую программу их изготовления? Вам надо 5 двигателей на один запуск, вы уверены, что их можно за год вообще 5 штук сделать да испытать?
Чудес не бывает и в экономике тоже - водород эффективнее керосина, но стоимость водородной инфраструктуры во столько же раз дороже, по крайней мере сейчас.
Если нужна ракета с максимальной общей эффективностью, надо обращаться к классике - керосин на первой ступени, водород на второй и далее.
Водородный центр нагрузить "по-шаттловски" - керосиновые боковушки передают усилие на центральный отсек водородного центра.
ЦитироватьЦитироватьПро водородные баки вы забыли один момент - они не только больше, они ещё и в термоизоляции нуждаются...
Да, и дело не только в этом. :)
То, что предлагается - "та же Дельта-4". :)
У шаттловкого бака все усилия передаются на небольшой центральный силовой отсек, который толкает кислородный бак и тянет за собой водородный.
Если усилие передавать через водородный бак - он будет тяжелее, что мы и видим на Энергии. Водородный бак в три раза больше кислородного и нагружать его чем-то - увеличивать массу конструкции.
Это тем более будет заметно, если ракета будет относительно длиннее, чем баки шаттлов и Энергии.
Для керосиновой ракеты это не так критично, потому что керосиновый бак значительно меньше - раза в полтора меньше кислородного бака. При той же массе кислорода водородный бак больше чем керосиновый в 4,5-5 раз.
Я конечно извиняюсь, но не все так плохо, как тут малюют :D
4,5-5, а точнее 6, это массовое соотношение пары кислород/водород. А вот обемное соотношение для этой пары равно 2,4, только наоборот - водород/кислород. Это, конечно, тоже не сильно радует, но истинна дороже ... :D
ЦитироватьЯ конечно извиняюсь, но не все так плохо, как тут малюют :D
4,5-5, а точнее 6, это массовое соотношение пары кислород/водород. А вот обемное соотношение для этой пары равно 2,4, только наоборот - водород/кислород. Это, конечно, тоже не сильно радует, но истинна дороже ... :D
Да? ;)
Шаттловский бак - объём кислородного бака 552 кубометра, объём водородного бака - 1573,2 кубометра. Соотношение объёмов водород/кислород - 2,85. :)
Боковушка Энергии, по Губанову - "Кислородный бак с полезным объемом 208 м3 и керосиновый бак с полезным объемом 106 м3 имеют сварные конструкции и выполнены из алюминиевого сплава."
Отношение объёмов керосин/кислород - 0,51.
Итак, делим одно на другое, получаем - водородный бак при таком же объёме кислорода имеет объём в 5,59 раз больше. :)
STEP, ну я наверно посмотрел конкретные числа, а? ;) :D
Да, это ещё не всё. ;)
Керосиновая ракета с таким же объёмом кислорода будет на 18,7% тяжелее - значит при той же массе всей ракеты у неё будет массовое совершество ещё выше. :)
Да, и вот ещё что, ЖРД первой ступени почти на всём участке своей работы будет работать с плохим УИ. :)
И не только потому, что атмосфера есть, а ещё и потому, что при максимальном УИ тяга меньше, если выбрать режим с максимальным УИ гравитационные потери сожрут всю эту прибавку.
Это тут осуждалось уже неоднократно.
ЦитироватьЦитироватьЯ конечно извиняюсь, но не все так плохо, как тут малюют :D
4,5-5, а точнее 6, это массовое соотношение пары кислород/водород. А вот обемное соотношение для этой пары равно 2,4, только наоборот - водород/кислород. Это, конечно, тоже не сильно радует, но истинна дороже ... :D
Да? ;)
Шаттловский бак - объём кислородного бака 552 кубометра, объём водородного бака - 1573,2 кубометра. Соотношение объёмов водород/кислород - 2,85. :)
Боковушка Энергии, по Губанову - "Кислородный бак с полезным объемом 208 м3 и керосиновый бак с полезным объемом 106 м3 имеют сварные конструкции и выполнены из алюминиевого сплава."
Отношение объёмов керосин/кислород - 0,51.
Итак, делим одно на другое, получаем - водородный бак при таком же объёме кислорода имеет объём в 5,59 раз больше. :)
STEP, ну я наверно посмотрел конкретные числа, а? ;) :D
Да, это ещё не всё. ;)
Керосиновая ракета с таким же объёмом кислорода будет на 18,7% тяжелее - значит при той же массе всей ракеты у неё будет массовое совершество ещё выше. :)
А, дико извиняюсь. Мы о разных вещах говорили :oops:
ЦитироватьДа, и вот ещё что, ЖРД первой ступени почти на всём участке своей работы будет работать с плохим УИ. :)
И не только потому, что атмосфера есть, а ещё и потому, что при максимальном УИ тяга меньше, если выбрать режим с максимальным УИ гравитационные потери сожрут всю эту прибавку.
Это тут осуждалось уже неоднократно.
Почему же с плохим УИ? У 11д122 даже у земли УИ был более 353 с. т.е. больше, чем у любого керосиновика в вакууме (ну, за исключением 11д58, да РД-0124). Далее, первая ступень водородной Ангары работает примерно до высоты 70-90 км, тогда как потери ХС на статическое противодавление формируются, в основном, до высоты 10 км. Да и гравпотери для водородника вырастут не на много больше, ну где!то на 100-150 м/с. Однако высокий УИ обеих ступеней компенсирует все.
ЦитироватьЦитироватьДа, и вот ещё что, ЖРД первой ступени почти на всём участке своей работы будет работать с плохим УИ. :)
И не только потому, что атмосфера есть, а ещё и потому, что при максимальном УИ тяга меньше, если выбрать режим с максимальным УИ гравитационные потери сожрут всю эту прибавку.
Это тут осуждалось уже неоднократно.
Почему же с плохим УИ? У 11д122 даже у земли УИ был более 353 с. т.е. больше, чем у любого керосиновика в вакууме (ну, за исключением 11д58, да РД-0124). Далее, первая ступень водородной Ангары работает примерно до высоты 70-90 км, тогда как потери ХС на статическое противодавление формируются, в основном, до высоты 10 км. Да и гравпотери для водородника вырастут не на много больше, ну где!то на 100-150 м/с. Однако высокий УИ обеих ступеней компенсирует все.
Да, компенсирует и ПН будет больше, чем у керосиновой ракеты. Но не в 2 раза, как это и мне казалось сперва, а раза в полтора.
По поводу потерь - я же сказал, УИ надо будет делать Хуже, чем возможно - максимальный УИ когда часть водорода вообще не сгорает. Тяга в этом режиме меньше.
Почему у шаттла УИ хороший почти на всей траектории? - Потому, что на участке первой ступени его тащат ТТУ, у Энергии - боковушки.
Проблема тяговооруженности решается другим способом.
И ещё раз по бакам.
Допустим, УРМ Ангары-5 имеет массу 10 тонн - первая и вторая ступени будут иметь массу 50 тонн.
5 двигателей по 3230 кг - 16150 кг, выше я почему-то решил, что на Ангаре-5 двигателей первой ступени 6, потому получил 19 тонн. :oops:
Пусть 3850 кг - "одинаковые детали" для водородной и керосиновой ракеты, не связанные с объёмом баков и общая масса баков - 30 тонн.
Отношение общего объёма баков водородной и керосиновой ракеты при одинаковой массе бака окислителя - (1+2,85)/(1+0,51) = 2,55.
Так как масса керосиновой ракеты больше, для одинаковой массы надо ещё домножить на 1,187 - 2,55*1,187 = 3,03.
Значит баки водородника с массой первой и второй ступени Ангары будут иметь массу 30*3,03 = 90,8 тонны примерно. На 60 тонн больше. :)
Разумеется, подразумевается одинаковое технологическое совершенство при изготовлении баков.
Топливный отсек (баки О и Г с арматурой и ТИ) блока Ц имел сухую массу около 20 т, то есть всего менее 3% от массы топлива.
ЦитироватьТопливный отсек (баки О и Г с арматурой и ТИ) блока Ц имел сухую массу около 20 т, то есть всего менее 3% от массы топлива.
Разбежались. :)
Топливные баки-то да. :) А вот весь блок Ц имел массу в момент разделения с ПН около 73,5 тонн. :)
У Шаттла бак кислорода около 5,65 т, бак водорода - 14,45. Но есть ещё межбаковый отсек, на который передаются все усилия, на него передаются все усилия и топливный бак имеет общую массу 33,5 тонны.
Значит эта "мелочь" имеет массу 13,5 тонн - как весь водородный бак. :)
Кроме того, Шаттл и Энергия это не Ангара. :) Конструктивное совершенство их баков высокое, конструкция технологически сложная.
Тем не менее, конструктивная хар-ка блока Ц (отношение начальной массы блока к его конечной массе) было около 10, что весьма неплохо. А межбаковый отсек блока Ц имел массу около 7 т.
ЦитироватьЦитироватьТопливный отсек (баки О и Г с арматурой и ТИ) блока Ц имел сухую массу около 20 т, то есть всего менее 3% от массы топлива.
Разбежались. :)
Топливные баки-то да. :) А вот весь блок Ц имел массу в момент разделения с ПН около 73,5 тонн. :)
У Шаттла бак кислорода около 5,65 т, бак водорода - 14,45. Но есть ещё межбаковый отсек, на который передаются все усилия, на него передаются все усилия и топливный бак имеет общую массу 33,5 тонны.
Значит эта "мелочь" имеет массу 13,5 тонн - как весь водородный бак. :)
Кроме того, Шаттл и Энергия это не Ангара. :) Конструктивное совершенство их баков высокое, конструкция технологически сложная.
Энергия: Масса сухой конструкции бака жидкого водорода - 14,365 т, бака жидкого кислорода - 5,741 т, межбакового отсека -6,26 т. Рабочий запас топлива блока 703,643 т, в том числе жидкого кислорода 602,775, жидкого водорода 100,868 т. Объем бака жидкого кислорода 552 м3, объем бака жидкого водорода 1523 м3.
Притом в межбаковом отсеке - вся аппаратура...
Вряд ли американцы хуже нас сделали - так что ты что-то сосчитать забыл (теплоизоляцию? :) )
ЦитироватьЭнергия: Масса сухой конструкции бака жидкого водорода - 14,365 т, бака жидкого кислорода - 5,741 т, межбакового отсека -6,26 т. Рабочий запас топлива блока 703,643 т, в том числе жидкого кислорода 602,775, жидкого водорода 100,868 т. Объем бака жидкого кислорода 552 м3, объем бака жидкого водорода 1523 м3.
Притом в межбаковом отсеке - вся аппаратура...
Вряд ли американцы хуже нас сделали - так что ты что-то сосчитать забыл (теплоизоляцию? :) )
Вот что у Губанова написано.
"Конечная масса перед отделением орбитального корабля 178,5 т у "Энергии" и 153 т - у "Спейс Шаттла", масса после отделения - 105 и 114,3 т соответственно."
А у Вейда ещё хуже. :)
http://www.astronautix.com/stages/eneacore.htm
Gross Mass: 905,000 kg. Empty Mass: 85,000 kg. Thrust (vac): 800,286 kgf. Isp: 453 sec. Burn time: 480 sec. Propellants: Lox/LH2 Isp(sl): 354 sec. Diameter: 7.75 m. Span: 7.75 m. Length: 58.77 m. Country: Russia. No Engines: 4. RD-0120 Status: Out of Production.
Губанов, видимо, пользовался лимитной массовой сводкой по ЭП. По факту, блок Ц был несколько перетяжелен (на несколько тонн относительно лимитки). На буран.ру имеется конечная масса блока Ц, т.е масса с учетом остатков незабора и газов наддува (в сумме около 1,5% от рабочего запаса топлива). С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьТопливный отсек (баки О и Г с арматурой и ТИ) блока Ц имел сухую массу около 20 т, то есть всего менее 3% от массы топлива.
Разбежались. :)
Топливные баки-то да. :) А вот весь блок Ц имел массу в момент разделения с ПН около 73,5 тонн. :)
У Шаттла бак кислорода около 5,65 т, бак водорода - 14,45. Но есть ещё межбаковый отсек, на который передаются все усилия, на него передаются все усилия и топливный бак имеет общую массу 33,5 тонны.
Значит эта "мелочь" имеет массу 13,5 тонн - как весь водородный бак. :)
Кроме того, Шаттл и Энергия это не Ангара. :) Конструктивное совершенство их баков высокое, конструкция технологически сложная.
Энергия: Масса сухой конструкции бака жидкого водорода - 14,365 т, бака жидкого кислорода - 5,741 т, межбакового отсека -6,26 т. Рабочий запас топлива блока 703,643 т, в том числе жидкого кислорода 602,775, жидкого водорода 100,868 т. Объем бака жидкого кислорода 552 м3, объем бака жидкого водорода 1523 м3.
Притом в межбаковом отсеке - вся аппаратура...
Вряд ли американцы хуже нас сделали - так что ты что-то сосчитать забыл (теплоизоляцию? :) )
Скорее забыли сосчитать двигатели, которые есть на блоке Ц, и которых нет на баке Шаттла.
И не забудем, что в первых полетах Шаттл был недогружен. Видимо был недогружен и Буран. Т.ч. надо сравнивать не просто Энергию-Буран с Шаттлом, а их же в первых полетах. Мне кажется, что разница будет гораздо меньше.
Кто в курсе, поправьте меня. :D
ЦитироватьСкорее забыли сосчитать двигатели, которые есть на блоке Ц, и которых нет на баке Шаттла.
И не забудем, что в первых полетах Шаттл был недогружен. Видимо был недогружен и Буран. Т.ч. надо сравнивать не просто Энергию-Буран с Шаттлом, а их же в первых полетах. Мне кажется, что разница будет гораздо меньше.
Кто в курсе, поправьте меня. :D
Одних двигателей Энергии мало. :)
Они имеют массу по 3450 кг, четыре двигателя - 13,8 тонны.
Масса пустого центра после разделения получается 73,5 тонны, значит бак и силовые элементы без двигателей - 59,7 тонны.
Что совершенно логично - двигатели должны быть на чём-то закреплены. Кроме того, 14,365 тонны это масса собственно водородного бака, интересно там не было каких-либо усилений для передачи тяги на центральный отсек?
Масса шаттловского бака приводится со всеми конструкциями.
ЦитироватьОдних двигателей Энергии мало. :)
Они имеют массу по 3450 кг, четыре двигателя - 13,8 тонны.
Масса пустого центра после разделения получается 73,5 тонны, значит бак и силовые элементы без двигателей - 59,7 тонны.
Что совершенно логично - двигатели должны быть на чём-то закреплены. Кроме того, 14,365 тонны это масса собственно водородного бака, интересно там не было каких-либо усилений для передачи тяги на центральный отсек?
Масса шаттловского бака приводится со всеми конструкциями.
Вообще-то, мы с Вороном уже обсуждали тему массового совершенства ВТБ Шаттла и блока Ц 11к25. Для освежения - масса одного 11д122 составляла 3700 кг (залитого), а масса всей ДУ превышала 20т - кроме ЖРД в нее много чего входит. МБО по факту весил около 7 т, бортовая кабельная сеть - не менее 1,5т, СПВП - не менее тонны.
Дмитрий В. хотите я вам предложу свою схему "чистого водородника"? ;)
Идея почти такая же как у вас, только двигателей надо 6. :)
Итак, "базовый модуль" - бак, как у шаттла. На него навешиваюся сбоку, как шаттловский орбитер модули с двумя двигателями. Упрощённые "самолётики" для спасения ЖРД.
На центр навешивается такой же самолётик, только с теплозащитой и ДУ для схода с орбиты и ещё одним ТБ.
Это и будет третья ступень.
Общая масса - около 600 тонн без ПН.
После старта сперва отваливают боковые баки, потом один бак центра, на опорную орбиту выходит только последний бак или даже он сбрасывается несколько раньше, за счёт дополнительной небольшой ёмкости под топливо в "самолётике".
Эта система на старте подвешивается за центр как Союз - водородные баки никак не нагружены и могут быть легче.
Что-то подобное я рисовал году в 1990. Правда, схема была чуть иной - три самолетика крепились вокруг большого водородного блока. Два из них отделялись подобно двигателям Атласа, а третий работал почти до выведения на орбиту, после чего бак сбрасывался и третий самолетик, аки Шаттл, довыводился на орбиту и выполнял функции орбитальной ступени. Схема красивая, но слишком много разъемов для перелива топлива, да и самолетики без ТЗП можно сделать, только если они работают до М=3,5-4,0 не более.
ЦитироватьЧто-то подобное я рисовал году в 1990. Правда, схема была чуть иной - три самолетика крепились вокруг большого водородного блока. Два из них отделялись подобно двигателям Атласа, а третий работал почти до выведения на орбиту, после чего бак сбрасывался и третий самолетик, аки Шаттл, довыводился на орбиту и выполнял функции орбитальной ступени. Схема красивая, но слишком много разъемов для перелива топлива, да и самолетики без ТЗП можно сделать, только если они работают до М=3,5-4,0 не более.
Допустим, на первой ступени корпус с ТЗП будет вообще Одноразовым. :) Или многоразовым "по факту" - получится, хорошо, не получится - ну и бог с ним. :)
В случае одноразовой ракеты мы расходуем кучу РД-0120, они похожи на SSME, а значит не могут быть "бесплатными".
Наша задача - спасти элементы системы управления, с данными о прошедшем запуске - для набора статистики и совершенствования системы и дорогие двигатели.
Например есть одноразовые КР, которые не так, чтобы очень уж дорогие, которые включают систему управления, планер и т. п.
Их задача - долететь до "места". :)
Возвращаемый модуль может быть построен по тому же принципу.
Дмитрий В. понимаете, есть такая практика - потеря "железа" в космонавтике не имеет никакого значения.
"Накрывшиеся медным тазом" запуски Н-1 сейчас малоизвестны и никого не вызывают эмоций.
Ну потеряем мы пару-другую "самолётиков с двигателями", это дополнительные затраты и не более.
Ну, вместо теплозащиты по типу Шаттла можно использовать жаропрочную сталь для изготовления конструкции (или титан) - в конце-концов летают же и МиГ-25 и SR-71.
ЦитироватьНу, вместо теплозащиты по типу Шаттла можно использовать жаропрочную сталь для изготовления конструкции (или титан) - в конце-концов летают же и МиГ-25 и SR-71.
Кстати, теплозащита в даном случае может быть вообще одноразовой. Мы спасаем дорогущий ЖРД, остальное не так важно. :)
ЦитироватьЦитироватьНу, вместо теплозащиты по типу Шаттла можно использовать жаропрочную сталь для изготовления конструкции (или титан) - в конце-концов летают же и МиГ-25 и SR-71.
Кстати, теплозащита в даном случае может быть вообще одноразовой. Мы спасаем дорогущий ЖРД, остальное не так важно. :)
В принципе- да. Поскольку в данном случае, особенно для первой ступени, масса, а значит и стоимость, ТЗП будут, вероятно, невелики.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНу, вместо теплозащиты по типу Шаттла можно использовать жаропрочную сталь для изготовления конструкции (или титан) - в конце-концов летают же и МиГ-25 и SR-71.
Кстати, теплозащита в даном случае может быть вообще одноразовой. Мы спасаем дорогущий ЖРД, остальное не так важно. :)
В принципе- да. Поскольку в данном случае, особенно для первой ступени, масса, а значит и стоимость, ТЗП будут, вероятно, невелики.
Для орбитальной ступени потребуется ТЗП по полной программе, но это "нестрашно". :)
Союзы-то садятся. :)
В данном случае "ПН" будут 2 дорогих двигателя массой 7 тонн приблизительно. Перегрузка может быть и большой, так что ТЗП может быть "вполне союзовской". :)
Ребята, ваш задор зело похвален, но имхо не стоит настолько мудрить. По сути вопрос сводится к выбору топлива для 1-й ступени. Всякие самолеты с ТЗП - новые сущности, все это пока от лукавого.
Вы уж разберитесь с водородом, а там видно будет ;)
Лично мне после всего прочитанного водород в целом нравится, но пока я не вижу качественных плюсов, только небольшие количественные :)
"Типа Зенит" с двумя боковушками-УРМами хоть как-то вяжется с генеральной линией партии (Ангара и т.п. заделы). Все остальное - не более чем разминка для ума...
ЦитироватьРебята, ваш задор зело похвален, но имхо не стоит настолько мудрить. По сути вопрос сводится к выбору топлива для 1-й ступени. Всякие самолеты с ТЗП - новые сущности, все это пока от лукавого.
Вы уж разберитесь с водородом, а там видно будет ;)
Лично мне после всего прочитанного водород в целом нравится, но пока я не вижу качественных плюсов, только небольшие количественные :)
"Типа Зенит" с двумя боковушками-УРМами хоть как-то вяжется с генеральной линией партии (Ангара и т.п. заделы). Все остальное - не более чем разминка для ума...
Ну, так мы на форуме и заимемся "разминкой для ума"! Нельзя же серьезно предполагать, что наши "изыскания" лягут в основу реальных проектов. С уважением, Дмитрий В.
Bell так идейка-то простенькая - "грузовой минишаттл" на одном водороде. :)
Если мы с ним вообще связались, почему бы не обойтись одним водородом? :)
При этом целесообразно спасать двигатели, сомнительно, что "русские SSME" можно делать в количестве достаточном для одноразовых ракет.
ЦитироватьНу, вместо теплозащиты по типу Шаттла можно использовать жаропрочную сталь для изготовления конструкции (или титан) - в конце-концов летают же и МиГ-25 и SR-71.
титан не пойдет. его можно использовать меньше чем до 1000С
оксид бериллия как вариант
ЦитироватьЦитироватьНу, вместо теплозащиты по типу Шаттла можно использовать жаропрочную сталь для изготовления конструкции (или титан) - в конце-концов летают же и МиГ-25 и SR-71.
титан не пойдет. его можно использовать меньше чем до 1000С
оксид бериллия как вариант
Интересно было бы сделать весь планер из углепластика, вроде того, который стоит на кромках шаттла.
Снаружи будут расположены съёмные панели, которые будут заменяться по мере их износа, сам планер тоже будет жаропрочным и дефект наружных панелей не будет приводить к катастрофическому разрушению планера.
ЦитироватьЦитироватьНу, вместо теплозащиты по типу Шаттла можно использовать жаропрочную сталь для изготовления конструкции (или титан) - в конце-концов летают же и МиГ-25 и SR-71.
титан не пойдет. его можно использовать меньше чем до 1000С
оксид бериллия как вариант
Имелось ввиду применение "горячей" конструкции для блока, который работает до скорости не более М=3-4. Для М=6, наверное, достаточно будет покрывать специальной ТЗП только передние кромки крыльев и носовую часть.
ЦитироватьИнтересно было бы сделать весь планер из углепластика, вроде того, который стоит на кромках шаттла.
Снаружи будут расположены съёмные панели, которые будут заменяться по мере их износа, сам планер тоже будет жаропрочным и дефект наружных панелей не будет приводить к катастрофическому разрушению планера.
К сожалению, материал RCC (усиленный углерод-углерод) - это не углепластик. Его (RCC) механические свойства низки, он хрупок. Однако в середине 80-х американцы изучали возможность улучшения его характеристик с целью обеспечения возможности использования в качестве конструкционного материала. Чем у них все закончилось, я не знаю.
ЦитироватьК сожалению, материал RCC (усиленный углерод-углерод) - это не углепластик. Его (RCC) механические свойства низки, он хрупок. Однако в середине 80-х американцы изучали возможность улучшения его характеристик с целью обеспечения возможности использования в качестве конструкционного материала. Чем у них все закончилось, я не знаю.
Ну не так уж чтобы сильно хрупок даже RCC. :)
Расколотить новую шаттловскую плитку не удалось - удалось расколотить поработавшую, и не с первого раза. :)
ЦитироватьИмелось ввиду применение "горячей" конструкции для блока, который работает до скорости не более М=3-4. Для М=6, наверное, достаточно будет покрывать специальной ТЗП только передние кромки крыльев и носовую часть.
Можно ставить вообще одноразовые накладки для защиты кромок крыльев и носа.
Хотя, собственно планер относительно маленький, двигатели, которые он спасает имеют массу около 7 тонн, значит и сам он примерно такой массы должен быть, всего тонн 14-15 масса. Небольшая конструкция, будет иметь хороший запас прочности, можно тормозить с хорошими перегрузками и уносимая теплозащита подойдёт.
Ну, в принципе, на орбитальную ступень можно и абляционное покрытие поставить. Правда, еще вопрос, что будет с аэродинамикой? Ведь при абляции практически меняется геометрия аппарата.
ЦитироватьНу, в принципе, на орбитальную ступень можно и абляционное покрытие поставить. Правда, еще вопрос, что будет с аэродинамикой? Ведь при абляции практически меняется геометрия аппарата.
Ну, допустим она станет хуже. :)
Но это же автомат для спасения дорогих ЖРД - зачем ему рулить по курсу и по дальности на сотни-тысячи километров? :) Он садится сразу, можно предусмотреть несколько посадочных площадок, посадка может быть достаточно жесткой - садится только оборудование, которое и так выдерживает большие нагрузки. Десяток-другой g мгновенно при посадки можно погасить амортизацией двигательного отсека.
Тем более, что СА Союза, например, держит 25g при худшем режиме посадки. :)
Ну, и, кстати, ОС можно делать без отсека ПН. ПН будет размещаться в носу ОС под обычным сбрасываемым обтекателем. Так что, ОС получиться гораздо проще и компактнее Шаттла.
ЦитироватьНу, и, кстати, ОС можно делать без отсека ПН. ПН будет размещаться в носу ОС под обычным сбрасываемым обтекателем. Так что, ОС получиться гораздо проще и компактнее Шаттла.
Да, совершенно верно. :)
Кроме того, мы получим универсальность РН.
Прикинул такой вариант. Увы, при ПН = 30 т стартовая массы выходит под 1000 т и ни о каких 5 11д122 речи уже идти не может. Правда, можно пожертвовать 1-м двигателем и разместить его не в ОС, а непосредственно на водородном блоке, а спасать только 4 движка 1-й ступени. В этом случае массовая отдача будет получше
ЦитироватьПрикинул такой вариант. Увы, при ПН = 30 т стартовая массы выходит под 1000 т и ни о каких 5 11д122 речи уже идти не может. Правда, можно пожертвовать 1-м двигателем и разместить его не в ОС, а непосредственно на водородном блоке, а спасать только 4 движка 1-й ступени. В этом случае массовая отдача будет получше
А какой вы считали массу ОС и массу баков в данном случае? При передаче усилия на центральный силовой элемент - не вижу почему бакам не быть такими же хорошими как шаттловские или около того.
При хорошем раскладе, я думаю, массу ОС можно считать равной массе двигателя.
Да, по поводу одного двигателя в конце траектории - можно сделать схему 2+2+1+1 - два модуля составляющие первую ступень оснащаются самолётиком с двумая двигателями, два модуля - вторая и третья ступени самолётиком с одним двигателем.
Мы не будем тащить на орбиту лишний двигатель.
ЦитироватьА какой вы считали массу ОС и массу баков в данном случае? При передаче усилия на центральный силовой элемент - не вижу почему бакам не быть такими же хорошими как шаттловские или около того.
При хорошем раскладе, я думаю, массу ОС можно считать равной массе двигателя.
Да, по поводу одного двигателя в конце траектории - можно сделать схему 2+2+1+1 - два модуля составляющие первую ступень оснащаются самолётиком с двумая двигателями, два модуля - вторая и третья ступени самолётиком с одним двигателем.
Мы не будем тащить на орбиту лишний двигатель.
Массу ОС принимал примерно в 2 раза больше массы спачаесого ЖРД.
Отновтьельную массу топливного отсека принимал на уровне 0,042 от массы топлива. Проблема здесь именно в схемных решениях - единственный топливный бак от старта до выхода на орбиту.
ЦитироватьМассу ОС принимал примерно в 2 раза больше массы спачаесого ЖРД.
Отновтьельную массу топливного отсека принимал на уровне 0,042 от массы топлива. Проблема здесь именно в схемных решениях - единственный топливный бак от старта до выхода на орбиту.
Ха, так я предлагаю 4 бака. :)
Один здоровенный бак "дюже дорого" тащить на орбиту. :)
Да и масса ОС, на мой взгляд завышена - у шаттла под 20 тонн масса кабины, тонн 10 он возвращает и 10 тонн двигателей, при посадочной массе около 90 тонн - чуть больше половины массы "собственно самолёт".
При этом шаттл больше такого "самолётика спасения ЖРД" раз в 10, соответственно конструкция нагружена больше.
ЦитироватьХа, так я предлагаю 4 бака. :)
Один здоровенный бак "дюже дорого" тащить на орбиту. :)
Ну, это уже, пожалуй "перебор"...
ЦитироватьЦитироватьХа, так я предлагаю 4 бака. :)
Один здоровенный бак "дюже дорого" тащить на орбиту. :)
Ну, это уже, пожалуй "перебор"...
Почему? :)
4 модуля по 150 тонн примерно - меньше модуля Дельты-4 примерно в том же отношении, в каком тяга двигателей меньше.
На всех ступенях используются модификации одного двигателя, все ступени запускаются на земле. :)
ЦитироватьПочему? :)
4 модуля по 150 тонн примерно - меньше модуля Дельты-4 примерно в том же отношении, в каком тяга двигателей меньше.
На всех ступенях используются модификации одного двигателя, все ступени запускаются на земле. :)
Хм, я так понимаю, что это практически возврат к исходному варианту, только посложнее (если к каждому из 4-х модулей приделать по крылатому "спасателю двигателей"). Тогда уж лучше одноразовый вариант с 2-мя ББ по 2*11д122 и 1 ЦБ с 1*11д122.
ЦитироватьВы уж разберитесь с водородом, а там видно будет ;)
Лично мне после всего прочитанного водород в целом нравится, но пока я не вижу качественных плюсов, только небольшие количественные :)
Эх, как-то пропустил .... Это как же плюсы небольшие? А удвоение мю ПН при переходе от чисто керосиновой к полностью водородной РН?
ЦитироватьЦитироватьПочему? :)
4 модуля по 150 тонн примерно - меньше модуля Дельты-4 примерно в том же отношении, в каком тяга двигателей меньше.
На всех ступенях используются модификации одного двигателя, все ступени запускаются на земле. :)
Хм, я так понимаю, что это практически возврат к исходному варианту, только посложнее (если к каждому из 4-х модулей приделать по крылатому "спасателю двигателей"). Тогда уж лучше одноразовый вариант с 2-мя ББ по 2*11д122 и 1 ЦБ с 1*11д122.
А не дорого будет выбрасывать "русские SSME"? :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПочему? :)
4 модуля по 150 тонн примерно - меньше модуля Дельты-4 примерно в том же отношении, в каком тяга двигателей меньше.
На всех ступенях используются модификации одного двигателя, все ступени запускаются на земле. :)
Хм, я так понимаю, что это практически возврат к исходному варианту, только посложнее (если к каждому из 4-х модулей приделать по крылатому "спасателю двигателей"). Тогда уж лучше одноразовый вариант с 2-мя ББ по 2*11д122 и 1 ЦБ с 1*11д122.
А не дорого будет выбрасывать "русские SSME"? :)
Скорее всего - дешевле, чем спасать. За счет роста серийности, стоимость 11д122 должна сильно снизится.
ЦитироватьЦитироватьВы уж разберитесь с водородом, а там видно будет ;)
Лично мне после всего прочитанного водород в целом нравится, но пока я не вижу качественных плюсов, только небольшие количественные :)
Эх, как-то пропустил .... Это как же плюсы небольшие? А удвоение мю ПН при переходе от чисто керосиновой к полностью водородной РН?
А что нам эта мю? Она говорит всего лишь о том, что на единицу веса топлива выводится в 2 раза больше ПН. Но за счет увеличения объемов баков сухой вес РН почти не изменится (ну уж явно не снизится в те же 2 раза ;)), а сложность относительно керосинки - возрастет. За счет криогенных баков и двигателей.
Уменьшается стартовый вес на ту же ПН => уменьшается потребная тяга => уменьшается число камер двигателей
Почти в два раза
Другое дело, что водородный движок "на лошадиную силу", как можно думать, вероятно подороже керосинового, плюс большИе по размеру баки под водород, тоже недешево
Так что, ЧТО в результате выходит - это... э... без поллитры... э... того :roll:
Не разберешь :mrgreen:
ЦитироватьУменьшается стартовый вес на ту же ПН => уменьшается потребная тяга => уменьшается число камер двигателей
Почти в два раза
Ничего подобного. Как было 5 РД-0120, так и осталось.
Ой, я слежу в полуха, вы наверное, что-то конкретное имеете в виду
Но абстрактно - раз стартовая масса меньше, то и движков тоже
Иначе действительно - зечем?
Правда, тяга у РД-120 все же поменьше "на горшок", чем у РД-191, так что тоже в минус
ЦитироватьЦитироватьА не дорого будет выбрасывать "русские SSME"? :)
Скорее всего - дешевле, чем спасать. За счет роста серийности, стоимость 11д122 должна сильно снизится.
Если исходить из существующего трафика, рост серийности не будет на порядки, может быть в разы.
РД-0120, смею думать, не проще SSME, а их считается дорогим выбрасывать.
Сама же посадочная система для них не является "чем-то сложным как шаттл", это "железо", а не люди + возвращаемая целевая ПН.
ЦитироватьЭх, как-то пропустил .... Это как же плюсы небольшие? А удвоение мю ПН при переходе от чисто керосиновой к полностью водородной РН?
А реально-то не происходит. :) Не получается увеличения ПН даже в полтора раза.
:)
ЦитироватьЦитироватьЭх, как-то пропустил .... Это как же плюсы небольшие? А удвоение мю ПН при переходе от чисто керосиновой к полностью водородной РН?
А реально-то не происходит. :) Не получается увеличения ПН даже в полтора раза.
:)
В середине 90-х наши правители любили говорить, что "экономика демонстрирует хорошие макроэкономические показатели". Работы и еды это не прибавляло...
Цитата: "Ворон"ЦитироватьЦитироватьА не дорого будет выбрасывать "русские SSME"? :)
РД-0120, смею думать, не проще SSME, а их считается дорогим выбрасывать.
У РД-0120, в отличие от SSME, один одновальный ТНА и нет резонансных камер. К тому же, нету трубочного сопла, все технологии "традиционно российские".
Стоимость РД-0120 в разы меньше стоимости SSME, хотя, конечно, высока.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА не дорого будет выбрасывать "русские SSME"? :)
Скорее всего - дешевле, чем спасать. За счет роста серийности, стоимость 11д122 должна сильно снизится.
Если исходить из существующего трафика, рост серийности не будет на порядки, может быть в разы.
Учитывая, что сей прожект рассматривается как аналог Протона, то можно рассчитывать на 10-15 пусков в год, а это - производство 50-75 11д122 за тот же год. Так что, серийность вполне приличная. ИМХО, разумеется.
ЦитироватьУчитывая, что сей прожект рассматривается как аналог Протона, то можно рассчитывать на 10-15 пусков в год, а это - производство 50-75 11д122 за тот же год. Так что, серийность вполне приличная. ИМХО, разумеется.
Протонов на сей день летает штук 7 в год. :)
Почему вас так пугает спасение ЖРД - только потому, что этого никто не пытался делать иначе как "здоровенным шаттлом"? :) Но бывает же Первый Раз. :)
Кстати, шаттловские ТТУ, которые "железка" целесообразно спасать. :)
ЦитироватьПротонов на сей день летает штук 7 в год. :)
Почему вас так пугает спасение ЖРД - только потому, что этого никто не пытался делать иначе как "здоровенным шаттлом"? :) Но бывает же Первый Раз. :)
Кстати, шаттловские ТТУ, которые "железка" целесообразно спасать. :)
Имей 11д122 25-кратный ресурс, смысл спасать, наверное, был бы... Ну, или острая нехватка производственных мощностей ВМЗ. Однако, при отработке двигателя ВМЗ "наклепал" 122-х как бы не за сотню...
ЦитироватьКстати, шаттловские ТТУ, которые "железка" целесообразно спасать. :)
Хм, а, ИМХО, наоборот - ТТУ твердотопливная железка, именно потому, что их решили спасать - это легче чем спасать жидкостные блоки.
ЦитироватьЦитироватьКстати, шаттловские ТТУ, которые "железка" целесообразно спасать. :)
Хм, а, ИМХО, наоборот - ТТУ твердотопливная железка, именно потому, что их решили спасать - это легче чем спасать жидкостные блоки.
Если бы ТТУ существенно отличались массой конструкции от "обычных" ракет - раза в два, я может и согласился бы. :)
Но у них масса вполне "обыкновенная".
В жидкостных блоках тяжело спасать баки и конструкции - при достаточно жесткой посадке они могут быть повреждены. А ЖРД компактен и система его спасения не будет "объёмной".
ЦитироватьИмей 11д122 25-кратный ресурс, смысл спасать, наверное, был бы... Ну, или острая нехватка производственных мощностей ВМЗ. Однако, при отработке двигателя ВМЗ "наклепал" 122-х как бы не за сотню...
Я думаю, даже РД-107 имеет 25-кратный ресурс без особых модификаций. Двигатель X-15 точно такой как 1/4 РД-107 и он имел такой ресурс.
Никто не пытался спасать ЖРД - ещё раз говорю, кроме как на шаттле. Там это "присобачено" к совершенно инородным целям - к орбитальному короблю. Потому и кажется сложным.
ЦитироватьЯ думаю, даже РД-107 имеет 25-кратный ресурс без особых модификаций. Двигатель X-15 точно такой как 1/4 РД-107 и он имел такой ресурс.
Никто не пытался спасать ЖРД - ещё раз говорю, кроме как на шаттле. Там это "присобачено" к совершенно инородным целям - к орбитальному короблю. Потому и кажется сложным.
Я думаю, что по поводу РД-107 Вы ошибаетесь. В любом случае, спасение и повторное использование ЖРД - есть проблема. Одна замена подшипников ТНА чего стоит - а ведь это переборка всего ТНА!
ЦитироватьЦитироватьЯ думаю, даже РД-107 имеет 25-кратный ресурс без особых модификаций. Двигатель X-15 точно такой как 1/4 РД-107 и он имел такой ресурс.
Никто не пытался спасать ЖРД - ещё раз говорю, кроме как на шаттле. Там это "присобачено" к совершенно инородным целям - к орбитальному короблю. Потому и кажется сложным.
Я думаю, что по поводу РД-107 Вы ошибаетесь. В любом случае, спасение и повторное использование ЖРД - есть проблема. Одна замена подшипников ТНА чего стоит - а ведь это переборка всего ТНА!
Налицо двигатель X-15, который имел ресурс полётов 20.
Сделан давно, никаких "особых технологий" тогда не было. По параметрам он близок к РД-107.
ЦитироватьНалицо двигатель X-15, который имел ресурс полётов 20.
Сделан давно, никаких "особых технологий" тогда не было. По параметрам он близок к РД-107.
Зато, он очень отстал по параметрам от 11д122. Конечно, технически возможно сделать 11д122 в многоразовом исполнении, но, думаю, что после этого он прибавит в массе пару сотен кг и сильно подорожает. Вот тогда полявятся резоны его спасать :wink:
ЦитироватьЦитироватьНалицо двигатель X-15, который имел ресурс полётов 20.
Сделан давно, никаких "особых технологий" тогда не было. По параметрам он близок к РД-107.
Зато, он очень отстал по параметрам от 11д122. Конечно, технически возможно сделать 11д122 в многоразовом исполнении, но, думаю, что после этого он прибавит в массе пару сотен кг и сильно подорожает. Вот тогда полявятся резоны его спасать :wink:
Нет, это такой "синдром ракетной техники" - от любой модернизации сразу всё дорожает. :)
А без модернизации "дорожает самопроизвольно". :)
Я абсолютно уверен, что РД-0120 не хуже того же SSME. :)
ЦитироватьНет, это такой "синдром ракетной техники" - от любой модернизации сразу всё дорожает. :)
А без модернизации "дорожает самопроизвольно". :)
Я абсолютно уверен, что РД-0120 не хуже того же SSME. :)
Ну, никто и не утверждает, что 11д122 "хуже" SSME. 11д122 чуть тяжелее, имеет несколько меньшую тягу, при практически равном УИ - совсем неплохо для 1-го российского/ советского серийного водородного ЖРД большой тяги... Но он изначально создавался одноразовым (разумеется, с некоторым запасом по ресурсу, а именно - четырехкратным). А переделывать его в многоразовый - трата денег и времени без видимого результата, ИМХО.
ЦитироватьЦитироватьНет, это такой "синдром ракетной техники" - от любой модернизации сразу всё дорожает. :)
А без модернизации "дорожает самопроизвольно". :)
Я абсолютно уверен, что РД-0120 не хуже того же SSME. :)
Ну, никто и не утверждает, что 11д122 "хуже" SSME. 11д122 чуть тяжелее, имеет несколько меньшую тягу, при практически равном УИ - совсем неплохо для 1-го российского/ советского серийного водородного ЖРД большой тяги... Но он изначально создавался одноразовым (разумеется, с некоторым запасом по ресурсу, а именно - четырехкратным). А переделывать его в многоразовый - трата денег и времени без видимого результата, ИМХО.
Дмитрий В. что-то мне кажется вы не правы в оценке ресурса РД-0120, вот Губанов пишет - "Наибольшая наработка на одном двигателе - 4072 с при 9 включениях (испытания 1987-1988 гг.). Наибольшее время одного пуска - 1202 с (январь 1988 г.). Наибольший достигнутый режим форсирования - 123 % в течение 100 с (сентябрь 1987 г.)."
И далее.
"К стратегическим характеристикам следует отнести и многоразовость использования двигателя с доведением ее уровня до значений не ниже тех, которые соответствуют двигателю первой ступени РД-170, и далее - до 20 ресурсов в сумме, с учетом расхода ресурсов на контрольных этапах и при прохождении профилактики двигателей."
1200 секунд это два ресурса непрерывной работы на участке выведения. :)
2 Ворон
Наработка на 1 ЖРД - это нерепрезентативная выборка, увы. Согласно ТЗ 11д122 должен был иметь гарантированный 4-хкратный ресурс. Так что до 25-кратного ресурса ему далеко. Я думаю, что и для SSME ресурс 8 часов - это гарантированное значение, а фактический его ресурс может быть раза в 2-3 больше, не говоря уже о наработке отдельных ЖРД. С уважением, Дмитрий В.
Цитировать2 Ворон
Наработка на 1 ЖРД - это нерепрезентативная выборка, увы. Согласно ТЗ 11д122 должен был иметь гарантированный 4-хкратный ресурс. Так что до 25-кратного ресурса ему далеко. Я думаю, что и для SSME ресурс 8 часов - это гарантированное значение, а фактический его ресурс может быть раза в 2-3 больше, не говоря уже о наработке отдельных ЖРД. С уважением, Дмитрий В.
Так у Губанова и написано выше, что ресурс двигателя должен был быть 2500 секунд и, как я понимаю, это ресурс непрерывной работы, а не 4 включения. :)
Другой вопрос, реально это были 2500 секунд или 1200 секунд. :)
ЦитироватьЦитировать2 Ворон
Наработка на 1 ЖРД - это нерепрезентативная выборка, увы. Согласно ТЗ 11д122 должен был иметь гарантированный 4-хкратный ресурс. Так что до 25-кратного ресурса ему далеко. Я думаю, что и для SSME ресурс 8 часов - это гарантированное значение, а фактический его ресурс может быть раза в 2-3 больше, не говоря уже о наработке отдельных ЖРД. С уважением, Дмитрий В.
Так у Губанова и написано выше, что ресурс двигателя должен был быть 2500 секунд и, как я понимаю, это ресурс непрерывной работы, а не 4 включения. :)
Другой вопрос, реально это были 2500 секунд или 1200 секунд. :)
А, черт! Спросить, нечто у КБХА? :?: Боюсь, не ответят :cry:
ЦитироватьА, черт! Спросить, нечто у КБХА? :?: Боюсь, не ответят :cry:
Действительно, вопрос в том, что декларировалось, а что получилось. :)
Отец рассказывал, что Глушко вызывали в ЦК и грозились лишить звания академика когда он заявлял, что не умеет делать двигатели работающие 600 секунд - примерное время активного участка.
Так что проблема была, вопрос в том как она реально была решена.
ЦитироватьОтец рассказывал, что Глушко вызывали в ЦК и грозились лишить звания академика когда он заявлял, что не умеет делать двигатели работающие 600 секунд - примерное время активного участка.
Так что проблема была, вопрос в том как она реально была решена.
Исключить из партии - было бы круче! :twisted:
Вообще-то, согласно воспоминаниям ЕМНИП Гинзбурга, когда Сахарова хотели исключить из состава АН СССР ("лишить звания академика"), Политбюро вежливо намекнули, что единственный подобный прецедент произошел в гитлеровской Германии. Идею признали не вполне удачной.
Неужто товарищ разгневал верхи круче, чем Сахаров?
ЦитироватьВообще-то, согласно воспоминаниям ЕМНИП Гинзбурга, когда Сахарова хотели исключить из состава АН СССР ("лишить звания академика"), Политбюро вежливо намекнули, что единственный подобный прецедент произошел в гитлеровской Германии. Идею признали не вполне удачной.
Неужто товарищ разгневал верхи круче, чем Сахаров?
Да никто Глушко бы ничего не лишил, но надо же было как-то "попугать" человека. :)
ЦитироватьЦитировать...
Да никто Глушко бы ничего не лишил, но надо же было как-то "попугать" человека. :)
На основании собственного короткого опыта общения с ВП, наблюдения за ним и рассказов старших товарищей ИМХО "попугать" его - дело бесперспективное, он был и пуганый и битый. А сам он некоторых подчиненных, особенно, говорят, в Химках вгонял в ужас своими неругательными и неоскорбительными оборотами лишь за счет измененной интонации.
Этот мужчина - редкий оригинал. Впечатление производил сильное.
Да, конечно, немного сноб, высокомерный, подчеркнуто аристократичный. Последнее его выделяло на фоне многих других тогдашних начальников - матершинников и грубиянов.
Лично я не взялся бы его "попугать" никаким образом, думаю, он и в ЦК смог бы поставить "попугателей" так как они того заслуживали.
ЦитироватьЦитироватьЦитировать...
Да никто Глушко бы ничего не лишил, но надо же было как-то "попугать" человека. :)
На основании собственного короткого опыта общения с ВП, наблюдения за ним и рассказов старших товарищей ИМХО "попугать" его - дело бесперспективное, он был и пуганый и битый. А сам он некоторых подчиненных, особенно, говорят, в Химках вгонял в ужас своими неругательными и неоскорбительными оборотами лишь за счет измененной интонации.
Этот мужчина - редкий оригинал. Впечатление производил сильное.
Да, конечно, немного сноб, высокомерный, подчеркнуто аристократичный. Последнее его выделяло на фоне многих других тогдашних начальников - матершинников и грубиянов.
Лично я не взялся бы его "попугать" никаким образом, думаю, он и в ЦК смог бы поставить "попугателей" так как они того заслуживали.
В ЦК никого нельзя было "поставить", это был "Местный Бог". Вам сказали бы - "Делайте Ракету Для Полёта На Солнце" и вы стали бы делать. :)
(Какой был бы Результат - Другой Вопрос.) :)
ЦитироватьНа основании собственного короткого опыта общения с ВП, наблюдения за ним и рассказов старших товарищей ИМХО "попугать" его - дело бесперспективное, он был и пуганый и битый. А сам он некоторых подчиненных, особенно, говорят, в Химках вгонял в ужас своими неругательными и неоскорбительными оборотами лишь за счет измененной интонации.
Этот мужчина - редкий оригинал. Впечатление производил сильное.
Да, конечно, немного сноб, высокомерный, подчеркнуто аристократичный. Последнее его выделяло на фоне многих других тогдашних начальников - матершинников и грубиянов.
Лично я не взялся бы его "попугать" никаким образом, думаю, он и в ЦК смог бы поставить "попугателей" так как они того заслуживали.
Ну, в общем-то понятно, что после ареста и работы в шараге, Глушко трудно было чем-то запугать. А насчет аристократизма, да, судя по воспоминаниям Губанова, было такое дело. Так же говорят, что А.Н. Туполев любил крепкое словцо, несмотря на не рабоче-крестьянское происхождение.
Новости проекта. Расчет по спредшиту ratmana подтвердил возможность уверенного выведения на низкую орбиту около 31т.
Дмитрий, за спредшитом ратмана замечены некоторые странности. Правда, спредшит не предназначен для любых начальных данных, конечно.
ЦитироватьДмитрий, за спредшитом ратмана замечены некоторые странности. Правда, спредшит не предназначен для любых начальных данных, конечно.
Подробности, плиз. Что за странности? Заранее благодарю. С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьЦитироватьДмитрий, за спредшитом ратмана замечены некоторые странности. Правда, спредшит не предназначен для любых начальных данных, конечно.
Подробности, плиз. Что за странности? Заранее благодарю. С уважением, Дмитрий В.
Дмитрий В. я бы не стал доверять "проге от ratman-а - судя по некоторым его заявлениям. :)
Вообще, проектированием траектории - а это именно так называется, занимаются целые отделы.
ЦитироватьЦитироватьДмитрий, за спредшитом ратмана замечены некоторые странности. Правда, спредшит не предназначен для любых начальных данных, конечно.
Подробности, плиз. Что за странности? Заранее благодарю. С уважением, Дмитрий В.
Ну, я обнаруживал странные результаты (для выяснений причин надо было покопаться в нюансах Экселя, так что я не стал этого делать) на некоторых тестовых прогонах.
Спредшит хороший, и вполне рекомендуем для быстрых оценок. Но на те данные, которые он порождает - особенно результирующие - надо смотреть внимательно.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДмитрий, за спредшитом ратмана замечены некоторые странности. Правда, спредшит не предназначен для любых начальных данных, конечно.
Подробности, плиз. Что за странности? Заранее благодарю. С уважением, Дмитрий В.
Дмитрий В. я бы не стал доверять "проге от ratman-а - судя по некоторым его заявлениям. :)
Вообще, проектированием траектории - а это именно так называется, занимаются целые отделы.
Вопросы к спредшиту есть и у меня - мне, например, кажется, что он нескоько занижает ХС. А по поводу проектирования траекторий - в свое время я с этим и один справлялся!
ЦитироватьВопросы к спредшиту есть и у меня - мне, например, кажется, что он нескоько занижает ХС. А по поводу проектирования траекторий - в свое время я с этим и один справлялся!
При одном из пусков Энергии две боковушки ухитрились шваркнуться одна об другую после разделения. :)
При бОльших скоростных напорах надо оценивать возможность того, что боковушки заденут центр.
Кроме того есть другие вопросы - например, я тут задавал вопрос, никто не ответил - Как УИ Зависит От Скорости Ракеты? :)
За ракетой должно возникать разрежение, которое увеличивает УИ, насколько существенна эта зависимость?
И т. п. :)
ЦитироватьКроме того есть другие вопросы - например, я тут задавал вопрос, никто не ответил - Как УИ Зависит От Скорости Ракеты? :)
За ракетой должно возникать разрежение, которое увеличивает УИ, насколько существенна эта зависимость?
И т. п. :)
Это вопрос, скорее к газодинамикам, а не к баллистикам. Боюсь, здесь на него (в "научно-обоснованной" трактовке) вряд ли кто ответит...
ЦитироватьЦитироватьВопросы к спредшиту есть и у меня - мне, например, кажется, что он нескоько занижает ХС. А по поводу проектирования траекторий - в свое время я с этим и один справлялся!
При одном из пусков Энергии две боковушки ухитрились шваркнуться одна об другую после разделения. :)
При бОльших скоростных напорах надо оценивать возможность того, что боковушки заденут центр.
Кроме того есть другие вопросы - например, я тут задавал вопрос, никто не ответил - Как УИ Зависит От Скорости Ракеты? :)
За ракетой должно возникать разрежение, которое увеличивает УИ, насколько существенна эта зависимость?
И т. п. :)
Увеличивается УИ, но увеличивается и донное давление. То на то и выходит ... :D
ЦитироватьУвеличивается УИ, но увеличивается и донное давление. То на то и выходит ... :D
А донное давление - "всегда на месте", даже если мы по рельсам едем. :)
Вопрос в том, как оно влияет на удельный импульс. :)
ЦитироватьА что нам эта мю? Она говорит всего лишь о том, что на единицу веса топлива выводится в 2 раза больше ПН. Но за счет увеличения объемов баков сухой вес РН почти не изменится (ну уж явно не снизится в те же 2 раза ;)), а сложность относительно керосинки - возрастет. За счет криогенных баков и двигателей.
А вот и нетушки! Водородник с 5*11д122 выводит 31 т на ЛЕ с Мст= 490т и суммарной массой конструкции 57т (с остатками незабора и газами наддува), а чисто керосиновая РН (с ЖРД с параметрами РД-191) выведет туже ПН с Мст=933т и массой конструкции 69,5т. Оба варианта - 2-хступенчатые РН пакетной схемы. С уважением, Дмитрий В.
Ну вот и смотрите:
1) Топлива меньше, но оно дороже на порядок.
2) Сухая масса несколько меньше - 57 против 70 т, но удельная стоимость тонны водородной РН будет на раза в 1,5 больше.
Где экономия?
В два почти раза меньше стартовая тяга => меньше двигателей
Правда водородник той же мощности может быть подороже?
Но кроме стоимости есть еще и трудоемкость
Однако габариты водородника...
Не, хрен его знает...
Поллитру, пожалуйста :roll:
:mrgreen:
Однако, для Ангары пришлось разрабатывать новый ЖРД РД-191 (пусть и не совсем с 0), тогда как 11д122 уже летал. И, кстати, еще вопрос, что дешевле в производстве - РД-191 или 11д122?
ЦитироватьИ, кстати, еще вопрос, что дешевле в производстве - РД-191 или 11д122?
РД-171 конечно дешевле :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьИ, кстати, еще вопрос, что дешевле в производстве - РД-191 или 11д122?
РД-171 конечно дешевле :mrgreen:
И почему его нет на Ангаре ЦИХа?
Потому что они не разрабатывают обсуждаемую вами керосиновую РН "с Мст=933т и массой конструкции 69,5т" :wink:
Для нее как раз лучше РД-171.
ЦитироватьПотому что они не разрабатывают обсуждаемую вами керосиновую РН "с Мст=933т и массой конструкции 69,5т" :wink:
Для нее как раз лучше РД-171.
Т.е. ЦИХ пошел на заведомо более дорогой вариант (6 РД-191 ведь явно дороже 1-го РД-171 и 1 11д122)?
ЦитироватьЦитироватьПотому что они не разрабатывают обсуждаемую вами керосиновую РН "с Мст=933т и массой конструкции 69,5т" :wink:
Для нее как раз лучше РД-171.
Т.е. ЦИХ пошел на заведомо более дорогой вариант (6 РД-191 ведь явно дороже 1-го РД-171 и 1 11д122)?
Вроде РД-191 это "четвертушка" РД-171?
Видимо им понадобилось полтора РД-171 :lol:
Ходят слухи, что на CEV вместо SSME будет RS-68, 14 против 50 млн.$
Вот только весит он раза в два больше SSME и импульс у него меньше: 410 sec vac против 454.4 sec vac.
ЦитироватьЦитироватьПотому что они не разрабатывают обсуждаемую вами керосиновую РН "с Мст=933т и массой конструкции 69,5т" :wink:
Для нее как раз лучше РД-171.
Т.е. ЦИХ пошел на заведомо более дорогой вариант (6 РД-191 ведь явно дороже 1-го РД-171 и 1 11д122)?
Они пошли туда, куда МОГЛИ пойти, а мы - туда, куда НАДО :)
ЦитироватьЦитироватьИ, кстати, еще вопрос, что дешевле в производстве - РД-191 или 11д122?
РД-171 конечно дешевле :mrgreen:
А есть еще и НК-33...
Кстати, недавно что-то мелькнуло, насчет "возобновления производства"
Это взглюкнуло что-то или правда таки?
А еще мне представляется, что соображения о ДОРОГОВИЗНЕ там, наверху, не играют такой роли как здесь, внизу
Ибо в дйствительности вовсе не столь значимы, как кажется
То есть, это чистая пропаганда, лапша на уши
На самом деле "технологичность" двигателя (в случае РД - 171/191) почему-то может перевешивать его значительно бОльшую стоимость в сравнении с НК-33
Хотелось бы надеятся, что это "почему-то" конструктивно в отношении собственно космонавтики, а не только "соответствующих чиновников"
"Водородная Ангара" - лишь иллюстрация одной из возможностей реализации проекта. Не факт, что ее разработка и производство были бы существенно дороже. Разумеется, 1 кг водородного бака дороже и существенно 1 кг бака керосинового. Однако, использование всего 3-х блоков одинакового диаметра 3,9-4,1 м и 5 одинаковых ЖРД могли существенно снизить стоимость разработки и производства. Не забывайте, что 11д122 уже был, а РД-191 пришлось разрабатывать заново (его до сих пор нет). Кстати, водородные баки вероятно можно сделать гладкими, тогда как керосиновые - наверняка вафельными (либо тоже гладкими, но на 20-30% более тяжелыми по сравнению с вафельными). Так что, не все так однозначно. С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьТ.е. ЦИХ пошел на заведомо более дорогой вариант (6 РД-191 ведь явно дороже 1-го РД-171...)?
Это не факт. При скромных темпах производства 6 четвертушек из-за бОльшей серийности могут быть дешевле одного цельного и в совокупности сопоставимы по надёжности. Другое дело, что на двигателях унифицированные КС, аналогичная технология и производятся они одновременно. Короче, фактор производства одного влияет на стоимость другого и наоборот.
ЦитироватьЦитироватьТ.е. ЦИХ пошел на заведомо более дорогой вариант (6 РД-191 ведь явно дороже 1-го РД-171...)?
Это не факт. При скромных темпах производства 6 четвертушек из-за бОльшей серийности могут быть дешевле одного цельного и в совокупности сопоставимы по надёжности.
Это весьма маловероятно. Дело в том, что 6 четвертушек используют ту же камеру, что и один "полный" движок, то есть, серийность четвертушек - это всего полторы серийности камер "полного" движка. А вот взамен этого надо будет делать 6 ТНА вместо одного. Это как сказать, что выпустить 6 "жигулей" дешевле, чем один "форд фокус". Удешевление из-за роста партии никогда не компенсирует удорожания из-за роста партии - иначе всегда вместо 10 предметов делали бы 15, чтобы в сумме оказалось, что эти 15 дешевле тех 10.
ЦитироватьЭто как сказать, что выпустить 6 "жигулей" дешевле, чем один "форд фокус"
Скорее, 6 "Жигулей" надо сравнивать с "Камазом". Или, точнее, 6 "Фокусов" с одним "дальнобойным" фордовским же тягачом.
ЦитироватьЦитироватьЭто как сказать, что выпустить 6 "жигулей" дешевле, чем один "форд фокус"
Скорее, 6 "Жигулей" надо сравнивать с "Камазом". Или, точнее, 6 "Фокусов" с одним "дальнобойным" фордовским же тягачом.
Если уж сравнивать, то сравнивать по мощности двигателя - "жигули" с микроавтобусом:
Chevrolet Aveo 1.6L, 103 hp (ПН - 4 человек): $9'890
GMC Savana Passenger 6L, 300 hp (ПН - 12 человек): $29'015
(http://www.gmbuypower.com/images/gmbp/13001/brand/2006/gallery/sml/360EXT_203.jpg) (http://www.gmbuypower.com/images/gmbp/48012/brand/2006/gallery/sml/360EXT_48.jpg)
Неуместно сравнивать массовое и почти уникальное производство. Сравните по стоимости бриллианты 1 и 4 карата, хотя это тоже не лучшая аналогия.
ЦитироватьЦитироватьЭто как сказать, что выпустить 6 "жигулей" дешевле, чем один "форд фокус"
Скорее, 6 "Жигулей" надо сравнивать с "Камазом". Или, точнее, 6 "Фокусов" с одним "дальнобойным" фордовским же тягачом.
Аналогии, конечно, у каждого свои :( . Пожалуй, ограничусь голословным заявлением, что мне кажется, что справедливее сравнивать именно жигули и форды - потому что камеры ЖРД РД-191 и РД-170 весьма похожи, а вот количество ТНА радикально разнится.
Лучше пусть утверждающий, что массовое производство позволит добиться именно такой экономии, обоснует своё высказвание.
Как на счёт самолётов?
Боинг 737-600, ПН 110 человек: $45.5 млн.
Боинг 777-200, ПН 305 человек: $171.0 млн.
Серийность: 737-ых делается намного больше чем 777-ых и цена включает уникальную оснастку:
http://www.boeing.com/commercial/prices/
http://www.boeing.com/commercial/737family/pf/pf_lopas.html
http://www.boeing.com/commercial/777family/pf/pf_seating_charts.html
ЗЫ: тот же результат, что и с автомобилями.
ЗЗЫ: На цену будет влиять ещё один момент: РД-171 уже есть, а РД-191 ещё нет.
Однако, запуск Delta IV Medium+ (5.4) стоит столько же сколько Боинг 777! :shock:
ИМХО Delta IV на много более простое изделие, чем 777.
ИМХО Delta IV столько стоит из-за малой серийности.
http://www.astronautix.com/lvs/delium54.htm
ЦитироватьЗЗЫ: На цену будет влиять ещё один момент: РД-171 уже есть, а РД-191 ещё нет.
Его нет примерно так же, как нет НК-33.
ЦитироватьВроде РД-191 это "четвертушка" РД-171?
Видимо им понадобилось полтора РД-171 :lol:
Могли бы поставить РД-171 + РД-180 :) или 3 РД-180
ЦитироватьХодят слухи, что на CEV вместо SSME будет RS-68, 14 против 50 млн.$
Вот только весит он раза в два больше SSME и импульс у него меньше: 410 sec vac против 454.4 sec vac.
SSME будут использовать "до израсходования имеющегося запаса", потом другой движок. Т.е. SSME фактически бесплатные (только проверка и т.п.)
ЦитироватьНа самом деле "технологичность" двигателя (в случае РД - 171/191) почему-то может перевешивать его значительно бОльшую стоимость в сравнении с НК-33
Зомби, ну не может более технологичное быть более дорогим при прочих равных...
Цитироватьтогда как керосиновые - наверняка вафельными (либо тоже гладкими, но на 20-30% более тяжелыми по сравнению с вафельными).
А что дороже - потерять несколько % ПН или фрезеровать вафлю?
Кстати - а вафлю прокатать/отштамповать нельзя? Или снаружи намотать?
ЦитироватьЦитироватьНа самом деле "технологичность" двигателя (в случае РД - 171/191) почему-то может перевешивать его значительно бОльшую стоимость в сравнении с НК-33
Зомби, ну не может более технологичное быть более дорогим при прочих равных...
Тогда сами объясните этот парадокс, с НК-33
ибо я решительно отказываюсь понимать,
почему НА ПОРЯДОК (как говорят?) более дешевый двигатель примерно той же мощности снимают с производства и заменяют его ДОРОГИМ РД-191?
Или это уже вопрос непосредственно к прокурору? :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьА что нам эта мю? Она говорит всего лишь о том, что на единицу веса топлива выводится в 2 раза больше ПН. Но за счет увеличения объемов баков сухой вес РН почти не изменится (ну уж явно не снизится в те же 2 раза ;)), а сложность относительно керосинки - возрастет. За счет криогенных баков и двигателей.
А вот и нетушки! Водородник с 5*11д122 выводит 31 т на ЛЕ с Мст= 490т и суммарной массой конструкции 57т (с остатками незабора и газами наддува), а чисто керосиновая РН (с ЖРД с параметрами РД-191) выведет туже ПН с Мст=933т и массой конструкции 69,5т. Оба варианта - 2-хступенчатые РН пакетной схемы. С уважением, Дмитрий В.
Дмитрий В. ну вот есть Дельта-4 в тяжелой модификации...
"ЭТО" хуже Протона...
Они что - Идиоты? ;)
:D
ЦитироватьДмитрий В. ну вот есть Дельта-4 в тяжелой модификации...
"ЭТО" хуже Протона...
Они что - Идиоты? ;)
:D
Они? Идиоты? Не знаю, не общался. А "паскудные "характеристики Дельты-4 хэви обусловлены более низким УИ по сравнению с 11д122 на 30 с лишним единиц, неоптимальной тяговооруженностью и неоптимальным рспределением масс из-за унификации блоков ступеней. Так им и надо!
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНа самом деле "технологичность" двигателя (в случае РД - 171/191) почему-то может перевешивать его значительно бОльшую стоимость в сравнении с НК-33
Зомби, ну не может более технологичное быть более дорогим при прочих равных...
Тогда сами объясните этот парадокс, с НК-33
ибо я решительно отказываюсь понимать,
почему НА ПОРЯДОК (как говорят?) более дешевый двигатель примерно той же мощности снимают с производства и заменяют его ДОРОГИМ РД-191?
Или это уже вопрос непосредственно к прокурору? :mrgreen:
ИМХО, политика...
ЦитироватьА есть еще и НК-33...
Кстати, недавно что-то мелькнуло, насчет "возобновления производства"
Это взглюкнуло что-то или правда таки?
На данный момент РККЭ планирует его использовать на второй ступени РН Союз-3 (Русь-М):
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/DSC04921-zoom.jpg)
http://motor-s.ru/NK33.htm
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=2172&postdays=0&postorder=asc&start=0&sid=b999923af434b0587187e5ae668cf787
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНа самом деле "технологичность" двигателя (в случае РД - 171/191) почему-то может перевешивать его значительно бОльшую стоимость в сравнении с НК-33
Зомби, ну не может более технологичное быть более дорогим при прочих равных...
Тогда сами объясните этот парадокс, с НК-33
ибо я решительно отказываюсь понимать,
почему НА ПОРЯДОК (как говорят?) более дешевый двигатель примерно той же мощности снимают с производства и заменяют его ДОРОГИМ РД-191?
Или это уже вопрос непосредственно к прокурору? :mrgreen:
Не на порядок, а в два раза. И это по утверждению изготовителя:
http://motor-s.ru/NK33.htm
На самом деле разница может быть ещё меньше.
ЦиХ выбрал РД-191 потому что он очень хорошо подходит для их
семейства РН Ангара. То есть РН Ангара-1, РН Ангара-3 и РН Ангара-5. С НК-33 получились бы совсем другие ПН - не востребованные сейчас на рынке. Ключевое слово -
семейство РН. Если бы речь шла об одной РН, то это другое дело.
Ну, так если б не "семейство", может быть уже и летала бы. А с НК-33 было бы вовсе неплохо - он по удельной массе раза в 1,5 легче РД-191.
По просьбе Дмитрия В. и товарища STEP'а выкладываю картинку "водородной "Ангары"":
(http://www.aerocosmos.ru/files/hydroangara.jpg)
ЦитироватьПо просьбе Дмитрия В. и товарища STEP'а выкладываю картинку "водородной "Ангары"":
Хороший рисунок - очень наглядно и красиво! Спасибо!
ЦитироватьПо просьбе Дмитрия В. и товарища STEP'а выкладываю картинку "водородной "Ангары"":
(http://www.aerocosmos.ru/files/hydroangara.jpg)
Рисунок Дмитрия В. Я только попросил подвесить.
Большое спасибо STEP и Know How за проделанный труд!
Проектные параметры «Водородной Ангары» (по состоянию на 14.04.2006г.).
1) Базовый вариант:
Стартовая масса 500 т.
Схема – 2-ступенчатая, пакетной компоновки с параллельной работой ступеней.
Компоненты топлива – ЖК/ЖВ (соотношение 6:1) на обеих ступенях.
Тип и количество двигателей: по 2*11д122 на каждом ББ, 1*11д122 на ЦБ.
Параметры опорной орбиты 185*185 км, i=51,7 град.
Схема выведения на опорную орбиту – промежуточное выведение на переходную орбиту 0*185 км, с последующим довыведением на опорную орбиту с помощью блока довыведения или ДУ КА.
ХС=9247 м/с (при выведении на переходную орбиту).
Масса ПН – 30,73 т (на переходной орбите).
Количество боковых блоков – 2.
Диаметр боковых блоков – 4,1 м.
Масса рабочего запаса топлива в 1-м ББ – 128,73 т.
Масса рабочего запаса топлива в ЦБ - 151,73 т.
Масса топлива, вырабатываемого из ЦБ до момента отсечки тяги ББ – 64,36 т.
Конечная масса одного ББ (масса конструкции ББ, приведенная масса головного обтекателя, масса невырабатываемых остатков топлива и газов наддува) – 21,61 т .
Конечная масса ЦБ – 16,87 т.
Конструктивная характеристика ББ (отношение массы заправленного блока к конечной массе блока) – 6,96.
Конструктивная характеристика ЦБ – 9,99.
Тяговооруженность 1-й ступени – 1,56.
Тяговооруженность 2-й ступени – 1,489.
Указанные параметры близки к оптимальным и позволяют транспортировать блоки РН по ЖД с минимальным конструктивным членением.
2) Без наложения ограничений на тягу ЖРД, при Мст=500т, масса ПН составила бы 31,47т (но пришлось бы отказаться от одинаковых ЖРД на обеих ступенях, поскольку оптимальная тяговооруженность 1-й ступени составила бы 2,05, а 2-й – 1,323).
3) Также был рассмотрен вариант с одинаковым объемом топливных баков ББ и ЦБ. В этом случае, при Мст = 500т, ПН = 30,36т (при массе топлива 1-го ББ = массе топлива ЦБ = 136,45т). Однако в данном варианте получается чрезмерная тяговооруженность 2-й ступени, равная 1,757 (что ведет и к чрезмерным осевым перегрузкам).
С уважением, Дмитрий В.
Интересно, как это ракета с массовым совершенством хуже, чем у Дельты-4 и массой меньше, чем Дельта-4, да ещё о двух ступенях, выводит ПН больше, чем Дельта-4.
Ошибка, очевидно здесь - "ХС=9247 м/с (при выведении на переходную орбиту)".
Интересно, на какой высоте планируется разделение ступеней и как?
ЦитироватьИнтересно, как это ракета с массовым совершенством хуже, чем у Дельты-4 и массой меньше, чем Дельта-4, да ещё о двух ступенях, выводит ПН больше, чем Дельта-4.
Ошибка, очевидно здесь - "ХС=9247 м/с (при выведении на переходную орбиту)".
Интересно, на какой высоте планируется разделение ступеней и как?
Ошибки в расчете ХС нет. Разделение ступеней происходит на высоте примерно 80-90 км, разделение - по аналогии с 11к25. Импульс скорости для довыведения ПН порядка 50-70 м/с. Что касается Дельты-4, прошу учесть, что УИ ее ЖРД на 35 с ниже чем у 11д122, а тяговооруженность ступеней существенно ниже (что резко увеличивает гравитационные потери ХС). Кроме того в Дельте массовая отдача принесена в жертву идее унификации блоков чтупеней, ну и т.п. Так что в "мерзких" параметрах Дельты ничего удивительного нет.
А вот и еще одна "Водородная "Ангара"". (с) Александр Шлядинский по материалам Дмитрия В.
(http://www.aerocosmos.ru/files/hydroangar.jpg)
А что будет, если все-таки взять унифицированные одинаковые блоки 1 и 2 ступени (по баку унифицированные, понятно), но добавить еще третью ступень типа пресловутого УКВМ? Ну, 40 тонн тяги, 40 тонн заправки, 8 тонн сухой массы. Это уберет избыточную тяговооруженность второй ступени, и добавит одновременно третью ступень что увеличит ПН тонны на 4-5, примерно, верно?
По поводу Дельты - там эффективных ступеней меньше ;-) Обсуждаемая РН - фактически 'водородный Союз', распределение тяги и расхода топлива именно такое. А у Дельты к окончанию работы 1й ступени во второй остается от силы треть начального запаса топлива. А третья ступень мелкая - приходится ЕЩЕ снижать тягу, жертвуя и так невысоким УИ.
ЦитироватьА вот и еще одна "Водородная "Ангара"". (с) Александр Шлядинский по материалам Дмитрия В.
(http://www.aerocosmos.ru/files/hydroangar.jpg)
Снимаю шляпу! Спасибо!
ЦитироватьА что будет, если все-таки взять унифицированные одинаковые блоки 1 и 2 ступени (по баку унифицированные, понятно), но добавить еще третью ступень типа пресловутого УКВМ? Ну, 40 тонн тяги, 40 тонн заправки, 8 тонн сухой массы. Это уберет избыточную тяговооруженность второй ступени, и добавит одновременно третью ступень что увеличит ПН тонны на 4-5, примерно, верно?
Попробую прикинуть ближе к понедельнику.
По вопросам унификации ракетных блоков, мне кажется, хорошее решение было предложено разработчиками Н-1. Унифицированные блоки в разных ракетах исполняют роль разных ступеней. Семейство - Н-1, Н-11, Н-111... Может оказаться, что потери на унификацию в такой схеме меньше :) хотя вряд ли удастся потерь избежать совсем.
Как вам такая идея: на ЦБ поменять местами баки кислорода и водорода. Баки будут дешевле в производстве и немного легче.
ЦитироватьОшибки в расчете ХС нет. Разделение ступеней происходит на высоте примерно 80-90 км, разделение - по аналогии с 11к25. Импульс скорости для довыведения ПН порядка 50-70 м/с. Что касается Дельты-4, прошу учесть, что УИ ее ЖРД на 35 с ниже чем у 11д122, а тяговооруженность ступеней существенно ниже (что резко увеличивает гравитационные потери ХС). Кроме того в Дельте массовая отдача принесена в жертву идее унификации блоков чтупеней, ну и т.п. Так что в "мерзких" параметрах Дельты ничего удивительного нет.
35 секунд УИ это меньше, чем 10%.
Масса предлагаемой ракеты на 50% меньше, чем Дельта-4.
Что касается тяговооруженности, Дмитрий В., выложите траекторию вашей ракеты, высота, скорость, дальность, и т. п. Сомневаюсь, что такая траектория реально возможна.
Что касается "картинки".
Два блока с общей тягой в вакууме 800 тонн на что передают усилие?
Кстати, какое будет ускорение в момент предшествующий разделению ступеней? Около 5 единиц?
Тогда центр будет "весить" около 500 тонн.
Цитировать1)Что касается тяговооруженности, Дмитрий В., выложите траекторию вашей ракеты, высота, скорость, дальность, и т. п. Сомневаюсь, что такая траектория реально возможна.
2)Что касается "картинки".
Два блока с общей тягой в вакууме 800 тонн на что передают усилие?
Кстати, какое будет ускорение в момент предшествующий разделению ступеней? Около 5 единиц?
Тогда центр будет "весить" около 500 тонн.
1)Ваши сомнения - от незнания. Траектория Водородной Ангары будет близка к траектории РН Гроза и Энергия, имеющих схожие тяговооруженности ступеней. Можете и сами посчитать с помощью спредшита ratman'а.
2)Продольные усилия передаются через кронштейны, установленные на верхнем переходнике ЦБ-это видно на рисунке.
А чем Вас смущает перегрузка в 5 единиц?
Цитировать1)Ваши сомнения - от незнания. Траектория Водородной Ангары будет близка к траектории РН Гроза и Энергия, имеющих схожие тяговооруженности ступеней. Можете и сами посчитать с помощью спредшита ratman'а.
2)Продольные усилия передаются через кронштейны, установленные на верхнем переходнике ЦБ-это видно на рисунке.
А чем Вас смущает перегрузка в 5 единиц?
1) У Энергии выше массовое совершенство ступеней. Каким образом существенно более тяжелая ракета выводит относительно в полтора раза больше полезной нагрузки - совершенно непонятно. Не говоря уже о нагрузках на ракету в процессе полёта.
2) И эти кронштейны такие, что центр имеет массу меньше, чем боковушки? :) Меня смущает то, что центр легче.
Вообще, ракета имеет более тяжелую конструкцию и две ступени, как я сказал выше. За счёт изменения траектории получается ПН аж в 6%? Удивительно, а что это никто так не сделал ещё?
Присоединяюсь к вопросам Гостя.
Хотя насчёт траектории - не надо недооценивать возможности оптимизации. Субъективно мне 6% не выглядят невозможными. И орптимизацией действительно занимаются - та же Н-1, скажем.
Цитировать1) У Энергии выше массовое совершенство ступеней. Каким образом существенно более тяжелая ракета выводит относительно в полтора раза больше полезной нагрузки - совершенно непонятно. Не говоря уже о нагрузках на ракету в процессе полёта.
2) И эти кронштейны такие, что центр имеет массу меньше, чем боковушки? :) Меня смущает то, что центр легче.
Вообще, ракета имеет более тяжелую конструкцию и две ступени, как я сказал выше. За счёт изменения траектории получается ПН аж в 6%? Удивительно, а что это никто так не сделал ещё?
1) У Энергии массовое совершенство не выше: блок А имел конструктивную характеристику меньше 6, а блок Ц -9,5-10 (см. буран.ру). Про Энергию можете посмотреть в теме "технические аспекты возрождения Энергии", ну, и вообще уже много про нее информации. То, что Вам совершенно непонятно, извините, но это Ваши проблемы. Меня учили понимать 6 лет в авиационном ВУЗе и 3,5 года в ракетном КБ, где я занимался соответствующими расчетами (я баллистик по образованию).
2) Вы можете объяснить русским языком, что Вам конкретно непонятно? Масса кронштейнов килограмм 100 у каждого. Да ЦБ, как это свойственно РН пакетной схему, существенно легче (относительно) ББ?
ЦитироватьПрисоединяюсь к вопросам Гостя.
Хотя насчёт траектории - не надо недооценивать возможности оптимизации. Субъективно мне 6% не выглядят невозможными. И орптимизацией действительно занимаются - та же Н-1, скажем.
В данном случае, для Водородной Ангары оптимизации (с точки зрения максимума "мю ПН")подлежат: угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени и относительные конечные массы ступеней (величины, обратные числу Циолковского). Представленные здесь параметры - это результаты данной оптимизации. Произведена проверка спредшитом ratman'а, подтвердившая возможность выведения около 31 т ПН на переходную орбиту. В конце-концов - все это даже не бумажный проект, а так фантазии на тему - не берите в голову! С уважением, Дмитрий В.
Цитировать1) У Энергии массовое совершенство не выше: блок А имел конструктивную характеристику меньше 6, а блок Ц -9,5-10 (см. буран.ру). Про Энергию можете посмотреть в теме "технические аспекты возрождения Энергии", ну, и вообще уже много про нее информации. То, что Вам совершенно непонятно, извините, но это Ваши проблемы. Меня учили понимать 6 лет в авиационном ВУЗе и 3,5 года в ракетном КБ, где я занимался соответствующими расчетами (я баллистик по образованию).
2) Вы можете объяснить русским языком, что Вам конкретно непонятно? Масса кронштейнов килограмм 100 у каждого. Да ЦБ, как это свойственно РН пакетной схему, существенно легче (относительно) ББ?
1) Раз вы баллистик, так выложите траекторию вашей ракеты. Непонятно каким образом вы массовую долю ПН раза в два больше, чем у существующих ракет и ещё удивляетесь, что это вызывает сомнения.
По поводу массы блока А -
Stage Number: 0. 4 x Energia Strapon Gross Mass: 355,000 kg. Empty Mass: 35,000 kg. Thrust (vac): 806,200 kgf. Isp: 337 sec. Burn time: 145 sec. Isp(sl): 309 sec. Diameter: 3.90 m. Span: 4.20 m. Length: 37.70 m. Propellants: Lox/Kerosene No Engines: 1. RD-170 Status: Out of Production. Comments: Essentially identical to Zenit stage 1.
http://www.astronautix.com/lvs/energia.htm
10% масса одной боковушки.
Ваши авторитарные аргументы я вообще не рассматриваю как и программу ratman'а.
Итак, вы передаёте тягу около 400 тонн через две детали массой 100 кг? Передаёте на кислородный бак центрального блока, причём как-то сверху.
И как закреплён тот кронштейн на баке?
Почему ЦБ легче, я не знаю, в данном случае. Никакого такого "свойства" пакетной схемы нет.
ЦитироватьЦитироватьПрисоединяюсь к вопросам Гостя.
Хотя насчёт траектории - не надо недооценивать возможности оптимизации. Субъективно мне 6% не выглядят невозможными. И орптимизацией действительно занимаются - та же Н-1, скажем.
В данном случае, для Водородной Ангары оптимизации (с точки зрения максимума "мю ПН")подлежат: угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени и относительные конечные массы ступеней (величины, обратные числу Циолковского). Представленные здесь параметры - это результаты данной оптимизации. Произведена проверка спредшитом ratman'а, подтвердившая возможность выведения около 31 т ПН на переходную орбиту. В конце-концов - все это даже не бумажный проект, а так фантазии на тему - не берите в голову! С уважением, Дмитрий В.
А как сия гениальная программа учитывает разного рода условия вроде управляемости ракеты?
Кстати, по поводу стоимости этой затеи.
Сравним Водородную Ангару с обычной.
И там и там 5 двигетелей, грубо говоря, стоимость или одинаковая или у водородного варианта больше. Смею думать, что водородный ЖРД стоит подороже ЖРД на керосине.
Теперь баки. Объём баков у обычной Ангары пропорционален приведённой плотности топлива, для пары керосин/кислород это около 1.
А для пары водород/кислород это около 0,3. При той же массе баки объёмнее в 3 раза.
Водородный вариант имеет столько же двигателей и по объёму будет больше керосинового для той же ПН, даже при меньшей массе.
Значит эта ракета будет дороже.
Цитировать1) Раз вы баллистик, так выложите траекторию вашей ракеты. Непонятно каким образом вы массовую долю ПН раза в два больше, чем у существующих ракет и ещё удивляетесь, что это вызывает сомнения.
По поводу массы блока А -
Stage Number: 0. 4 x Energia Strapon Gross Mass: 355,000 kg. Empty Mass: 35,000 kg. Thrust (vac): 806,200 kgf. Isp: 337 sec. Burn time: 145 sec. Isp(sl): 309 sec. Diameter: 3.90 m. Span: 4.20 m. Length: 37.70 m. Propellants: Lox/Kerosene No Engines: 1. RD-170 Status: Out of Production. Comments: Essentially identical to Zenit stage 1.
http://www.astronautix.com/lvs/energia.htm
10% масса одной боковушки.
Ваши авторитарные аргументы я вообще не рассматриваю как и программу ratman'а.
Итак, вы передаёте тягу около 400 тонн через две детали массой 100 кг? Передаёте на кислородный бак центрального блока, причём как-то сверху.
И как закреплён тот кронштейн на баке?
Почему ЦБ легче, я не знаю, в данном случае. Никакого такого "свойства" пакетной схемы нет.
1 -по поводу блоков А пользуйтесь более достоверной информацией, а не домыслами Вейда - например очень точная информация содержится в книге Б.И.Губанова. Так вот, конечная масса блока А, а именно эта масса рассматривается при расчете конструктивного совершенства, составляет 65,6 т, в том числе конструкция 59,1 т
2- насчет программы ратмана, как Вам угодно, конечно, но она дает вполне адекватные результаты. Траекторию я для Вас выкладывать не собираюсь - некуда, тем более результаты траекторных расчетов я уже в теме сообщал. Если Вас интересует траектория - пожалуйста, обращайтесь по мылу. С удовольствием вышлю, если 5 мб Вас не напрягают.
3-кронштейны крепятся не к баку (хотя опыт Р-7 показывает, что можно и к баку), а к сухому отсеку - переходнику, а именно к силовым шпангоутам и лонжеронам. Если Вы имеете представление о силовых схемах и прочности РН, то поймете, о чем я говорю.
4-на РН пакетной схемы ЦБ, как правило относительно легче, чем ББ по следующим причинам: влияние масштабного фактора из-за большего объема, разгрузка ЦБ от сжимающих усилий при передаче осевых нагрузок в верхнем поясе связи
ЦитироватьКстати, по поводу стоимости этой затеи.
Сравним Водородную Ангару с обычной.
И там и там 5 двигетелей, грубо говоря, стоимость или одинаковая или у водородного варианта больше. Смею думать, что водородный ЖРД стоит подороже ЖРД на керосине.
Теперь баки. Объём баков у обычной Ангары пропорционален приведённой плотности топлива, для пары керосин/кислород это около 1.
А для пары водород/кислород это около 0,3. При той же массе баки объёмнее в 3 раза.
Водородный вариант имеет столько же двигателей и по объёму будет больше керосинового для той же ПН, даже при меньшей массе.
Значит эта ракета будет дороже.
По поводу относительной стоимости водородных и керосиновых РН здесь уже много чего говорилось. Скажу лишь, что вывод об однозначной дешевизне керосиновых РН по сравнению с водородными - типичное заблуждение дилетантов. Люди более знакомые с проектированием ракет таких однозначных выводов не делают. Скорее можно сделать вывод, что водородные РН КАК ПРАВИЛО ДОРОЖе, но бывают ситуации, когда они могут быть и дешевле. В рассматриваемом примере для Водородной Ангары не нужно было роазрабатывать двигатели - они были давно созданы, а в Ангаре-5 используется 6 ЖРД 2-х типов, разработанных с нуля.
Гость:
ЦитироватьЧто касается "картинки".
Два блока с общей тягой в вакууме 800 тонн на что передают усилие?
Кстати, какое будет ускорение в момент предшествующий разделению ступеней? Около 5 единиц?
Тогда центр будет "весить" около 500 тонн.
С такой ситуацией столкнулся и я, когда рассматривал "Ангару" на керосине с переливом. Действительно, ЦБ оказывается в подвешенном состоянии, усилия боковушек передаются на переходник. Но такая ситуация благоприятна - баки ЦБ разгружаются, их можно облегчить. Конечно, вырастет масса переходника, 100-килограммовыми кронштейнами тут не отделаешься. Но дополнительную обвязку можно сбросить вслед за ускорителями.
Конецно, в этом деле много тонкостей, но в целом, похоже, все так.
ЦитироватьЦитировать1) Раз вы баллистик, так выложите траекторию вашей ракеты. Непонятно каким образом вы массовую долю ПН раза в два больше, чем у существующих ракет и ещё удивляетесь, что это вызывает сомнения.
По поводу массы блока А -
Stage Number: 0. 4 x Energia Strapon Gross Mass: 355,000 kg. Empty Mass: 35,000 kg. Thrust (vac): 806,200 kgf. Isp: 337 sec. Burn time: 145 sec. Isp(sl): 309 sec. Diameter: 3.90 m. Span: 4.20 m. Length: 37.70 m. Propellants: Lox/Kerosene No Engines: 1. RD-170 Status: Out of Production. Comments: Essentially identical to Zenit stage 1.
http://www.astronautix.com/lvs/energia.htm
10% масса одной боковушки.
Ваши авторитарные аргументы я вообще не рассматриваю как и программу ratman'а.
Итак, вы передаёте тягу около 400 тонн через две детали массой 100 кг? Передаёте на кислородный бак центрального блока, причём как-то сверху.
И как закреплён тот кронштейн на баке?
Почему ЦБ легче, я не знаю, в данном случае. Никакого такого "свойства" пакетной схемы нет.
1 -по поводу блоков А пользуйтесь более достоверной информацией, а не домыслами Вейда - например очень точная информация содержится в книге Б.И.Губанова. Так вот, конечная масса блока А, а именно эта масса рассматривается при расчете конструктивного совершенства, составляет 65,6 т, в том числе конструкция 59,1 т
2- насчет программы ратмана, как Вам угодно, конечно, но она дает вполне адекватные результаты. Траекторию я для Вас выкладывать не собираюсь - некуда, тем более результаты траекторных расчетов я уже в теме сообщал. Если Вас интересует траектория - пожалуйста, обращайтесь по мылу. С удовольствием вышлю, если 5 мб Вас не напрягают.
3-кронштейны крепятся не к баку (хотя опыт Р-7 показывает, что можно и к баку), а к сухому отсеку - переходнику, а именно к силовым шпангоутам и лонжеронам. Если Вы имеете представление о силовых схемах и прочности РН, то поймете, о чем я говорю.
4-на РН пакетной схемы ЦБ, как правило относительно легче, чем ББ по следующим причинам: влияние масштабного фактора из-за большего объема, разгрузка ЦБ от сжимающих усилий при передаче осевых нагрузок в верхнем поясе связи
Не забудьте, что на боковых блоках стоит по два двигателя, вместо одного на ЦБ. А это тоже заметный вес.
Цитировать1 -по поводу блоков А пользуйтесь более достоверной информацией, а не домыслами Вейда - например очень точная информация содержится в книге Б.И.Губанова. Так вот, конечная масса блока А, а именно эта масса рассматривается при расчете конструктивного совершенства, составляет 65,6 т, в том числе конструкция 59,1 т
2- насчет программы ратмана, как Вам угодно, конечно, но она дает вполне адекватные результаты. Траекторию я для Вас выкладывать не собираюсь - некуда, тем более результаты траекторных расчетов я уже в теме сообщал. Если Вас интересует траектория - пожалуйста, обращайтесь по мылу. С удовольствием вышлю, если 5 мб Вас не напрягают.
3-кронштейны крепятся не к баку (хотя опыт Р-7 показывает, что можно и к баку), а к сухому отсеку - переходнику, а именно к силовым шпангоутам и лонжеронам. Если Вы имеете представление о силовых схемах и прочности РН, то поймете, о чем я говорю.
4-на РН пакетной схемы ЦБ, как правило относительно легче, чем ББ по следующим причинам: влияние масштабного фактора из-за большего объема, разгрузка ЦБ от сжимающих усилий при передаче осевых нагрузок в верхнем поясе связи
1) Эти данные у Губанова даны для
многоразового блока А. :)
2) А что вам мешает выложить небольшую табличку - дальность, скорость, высота? Можно с достаточно большим шагом - секунд 5-10.
У вас там довольно большой обтекатель ПН есть, интересно, не снесёт ли его скоростным напором.
3) Я понимаю, что вы говорите - центр, который больше и переходник имеют массу меньше, чем боковушка. Я понимаю, что "так хочется".
4) Ну, допустим, здесь масштабный фактор особой роли не играет. Центр-то может и разгружен от сжимающих усилий, но центр наполовину залит топливом в момент максимальной перегрузки.
ЦитироватьС такой ситуацией столкнулся и я, когда рассматривал "Ангару" на керосине с переливом. Действительно, ЦБ оказывается в подвешенном состоянии, усилия боковушек передаются на переходник. Но такая ситуация благоприятна - баки ЦБ разгружаются, их можно облегчить. Конечно, вырастет масса переходника, 100-килограммовыми кронштейнами тут не отделаешься. Но дополнительную обвязку можно сбросить вслед за ускорителями.
Конецно, в этом деле много тонкостей, но в целом, похоже, все так.
А я и не спорю, что тянуть центр выгоднее, чем толкать снизу.
Но перегрузка в конце работы боковушек будет 4-5. Кислородный бак метров 10, если в нём половина кислорода к этому моменту, это дополнительное давление в 2-2,5 атмосферы на нижнюю часть бака.
ЦитироватьПо поводу относительной стоимости водородных и керосиновых РН здесь уже много чего говорилось. Скажу лишь, что вывод об однозначной дешевизне керосиновых РН по сравнению с водородными - типичное заблуждение дилетантов. Люди более знакомые с проектированием ракет таких однозначных выводов не делают. Скорее можно сделать вывод, что водородные РН КАК ПРАВИЛО ДОРОЖе, но бывают ситуации, когда они могут быть и дешевле. В рассматриваемом примере для Водородной Ангары не нужно было роазрабатывать двигатели - они были давно созданы, а в Ангаре-5 используется 6 ЖРД 2-х типов, разработанных с нуля.
Водородный вариант будет примерно в два раза больше по объёму.
Как-то кажется, что сделать ракету в два раза больше будет несколько дороже.
Цитировать1) Эти данные у Губанова даны для многоразового блока А. :)
2) А что вам мешает выложить небольшую табличку - дальность, скорость, высота? Можно с достаточно большим шагом - секунд 5-10.
У вас там довольно большой обтекатель ПН есть, интересно, не снесёт ли его скоростным напором.
3) Я понимаю, что вы говорите - центр, который больше и переходник имеют массу меньше, чем боковушка. Я понимаю, что "так хочется".
4) Ну, допустим, здесь масштабный фактор особой роли не играет. Центр-то может и разгружен от сжимающих усилий, но центр наполовину залит топливом в момент максимальной перегрузки.
1 - да, для многоразового, а для одноразового (вариант Энергия-М) 51 тонна - конечная масса, из них тонн 46-47 - конструкция - смотрите у Лукашевича про Энергию-М
2- мешает то, что Водородная ангара - это развлечение, а мне надо работу работать, так что если хотите, могу по запросу расчеты сбросить по мылу, в раровском виде на 1м тянут. Ну, а на нет и суда нет.
3- факты важнее домыслов. В подавляющем большинстве РН пакетной схемы ЦБ существенно легче ББ, по крайней мере относительно. Р-7, 11к25, Шаттл, Ариан-5 и куча проектов типа Вулкана, Грозы, Энергии-М.
4- и чем Вас пугает такая ситуация? Да гидростатика дает некоторый прирост внутреннего давления-это не критично, в том чичле и по массе конструкции.
ЦитироватьВодородный вариант будет примерно в два раза больше по объёму.
Как-то кажется, что сделать ракету в два раза больше будет несколько дороже.
Да, скорее всего, стоимость производства будет несколько выше, чем у Ангары-5, хотя и не думаю, что сильно. Однако для современной ситуации относительно редких запусков, на первое место в стоимости пуска могут выйти затраты на разработку, а они примерно на 40% определяются стоимостью разработки ЖРД. У Водородной Ангары - ЖРД давно разработаны, а для Ангары-5 их пришлось разрабатывать практически с 0 (надеюсь, Вы понимаете, что в основная сложность в ЖРД - это ТНА, а отнюдь не камера?)
Ах, да, совсем забыл! Ведь для Водородной Ангары можно использовать готовую протоновскую оснастку и оба ее блока одного диаметра. Тогда как для Ангары-5 надо заново делать/восстанавливать оснастку на диаметр 2,9 м. Да еще и УРМ-2 другого диаметра... Так что не знаю, может Водородная Ангара и подешевле выйдет.
ЦитироватьАх, да, совсем забыл! Ведь для Водородной Ангары можно использовать готовую протоновскую оснастку и оба ее блока одного диаметра. Тогда как для Ангары-5 надо заново делать/восстанавливать оснастку на диаметр 2,9 м. Да еще и УРМ-2 другого диаметра... Так что не знаю, может Водородная Ангара и подешевле выйдет.
Коли речь пошла о размерах, то можно полюбопытствовать, как предполагается выполнить двигательный отсек на ББ и на сколько планируется выносить сопло за диаметр 4,1м?
Цитировать1 - да, для многоразового, а для одноразового (вариант Энергия-М) 51 тонна - конечная масса, из них тонн 46-47 - конструкция - смотрите у Лукашевича про Энергию-М
2- мешает то, что Водородная ангара - это развлечение, а мне надо работу работать, так что если хотите, могу по запросу расчеты сбросить по мылу, в раровском виде на 1м тянут. Ну, а на нет и суда нет.
3- факты важнее домыслов. В подавляющем большинстве РН пакетной схемы ЦБ существенно легче ББ, по крайней мере относительно. Р-7, 11к25, Шаттл, Ариан-5 и куча проектов типа Вулкана, Грозы, Энергии-М.
4- и чем Вас пугает такая ситуация? Да гидростатика дает некоторый прирост внутреннего давления-это не критично, в том чичле и по массе конструкции.
1) Боковушка Энергии существенно тяжелее массы первой ступени Зенита? ;)
Тогда ваша боковушка должна быть ещё тяжелее. :)
2) Вы не можете выложить 20 точек по траектории?
Гениальная прогамма не позволяет? :)
3) Я верю, что вы можете сделать ЦБ существенно легче боковушек. Приведённые вами примеры к этому и относятся, боковушки у этих изделий не похожи на центр.
Тогда так и говорите - ЦБ мы сделаем используя другую технологию.
4) "Цена вопроса" ваша разница в массе ЦБ и боковушек. Вы просто отняли массу одного двигателя от массы бокового блока.
Как вы думаете, почему верхние ступени имеют более низкое массовое совершенство, чем нижние? Для обычной, последовательной схемы вроде Зенита.
ЦитироватьДа, скорее всего, стоимость производства будет несколько выше, чем у Ангары-5, хотя и не думаю, что сильно. Однако для современной ситуации относительно редких запусков, на первое место в стоимости пуска могут выйти затраты на разработку, а они примерно на 40% определяются стоимостью разработки ЖРД. У Водородной Ангары - ЖРД давно разработаны, а для Ангары-5 их пришлось разрабатывать практически с 0 (надеюсь, Вы понимаете, что в основная сложность в ЖРД - это ТНА, а отнюдь не камера?)
Надеюсь, Вы понимаете, что объём топлива, который должен перекачать водородный ТНА в 6 раз больше, чем ТНА для керосиновой ракеты?
Значит, сам ТНА должен быть раз в 6 больше.
ЦитироватьАх, да, совсем забыл! Ведь для Водородной Ангары можно использовать готовую протоновскую оснастку и оба ее блока одного диаметра. Тогда как для Ангары-5 надо заново делать/восстанавливать оснастку на диаметр 2,9 м. Да еще и УРМ-2 другого диаметра... Так что не знаю, может Водородная Ангара и подешевле выйдет.
Что, простите, использовать?
Один водородный бак будет иметь длину около 30 метров.
Так вот "взять и использовать"?
По просьбе уважаемого hcube привожу оценки проектных параметров Водородной Ангары в 3-хступенчатом варианте. Расчеты ориентировочные (из-за отсутствия у меня более точной модели для 3-хступенчатых РН), но дают представление об изменениях основных параметров при переходе к 3-м ступеням.
В качестве двигателя для 3-й ступени принят 11д57М (УИ=461 сек в пустоте, тяга 42 тс). С учетом роста гравитационных потерь для 3-й ступени и некоторым уменьшением тяговооруженности 1-й ступени (до 1,45) принято ХС=9400 м/с. В качестве ограничений принято, что масса топлива ББ = массе топлива в ЦБ = 136,45 т. В результате получаем:
Мст = 521,47 т, ПН = 35 т, масса топлива 3-й ступени = 15,53т (конструктивная характеристика 8,28). Тяговооруженности ступеней: 1-й – 1,45, 2-й – 1,43 (как для 2-хступенчатого основного варианта), 3-й – 0,8. В случае, если принять, что масса топлива ББ = массе топлива в ЦБ = 128,73 т (как масса топлива ББ у основного 2-хступенчатого варианта, что обеспечивает гарантированное размещение ББ в вагоне, пере переднего переходника и ЖРД) получим притой же стартовой массе (521,47 т) ПН около 36 т, правда при увеличении топлива в 3-й ступени до 35,63 т и снижении тяговооруженности 3-й ступени до 0,59-0,6).
С уважением, Дмитрий В.
Цитата: "Anonymous"Цитировать2) Вы не можете выложить 20 точек по траектории?
Гениальная прогамма не позволяет? :)
Отвечаю на этот вопрос. На остальные - вечером, если руки дойдут.
Ну, уломали...
Вот результаты расчетов траектории Водородной Ангары (расчет по спредшиту ratman'a). Скорость указана в стартовой подвижной системе координат (без учета вращения Земли):
T=8 сек (окончание вертикального участка) V= 48 м/с, H= 125 м
T=30 сек V= 213,7 м/с, H= 2665 м
T=60 сек V= 627,1 м/с, H= 12893 м
T=90 сек V= 1304,6 м/с, H= 33000 м
T=144 сек (разделение ступеней окончание АУТ 1-й ступени) V= 3200,5 м/с, H= 98000 м
T=180 сек V= 3535,3 м/с, H= 140300 м
T=200 сек V= 3806,8 м/с, H= 156680 м
T=220 сек V= 4132,0 м/с, H= 168951 м
T=250 сек V= 4719,5 м/с, H= 180534 м
T=280 сек V= 5434,7 м/с, H= 185392 м
T=300 сек V= 5994 м/с, H= 185938 м
T=320 сек V= 6635,4 м/с, H= 185287 м
T=200 сек V= 3806,8 м/с, H= 156680 м
T=343 сек (окончание АУТ 2-й ступени) V= 7449 м/с (абсолютная скорость = 7741 м/с), H= 184495 м.
Полезная нагрузка массой 30740 кг выведена на переходную орбиту с апогеем = 185001 м, перигеем = -1,4 м (задано апогей 185 км, перигей 0 км). В процессе выведения максимальная осевая перегрузка первой ступени составила 5,2, а 2-й ступени 4 единицы. Возможно ограничение максимальной осевой перегрузки 1-й ступени величиной 4 единицы путем плавного дросселирования двигателей (снижение тяги не превышает 20% от номинала), начиная со 132с полета (в результате, из-за потерь УИ и некоторого роста гравитационных потерь ПН может уменьшиться, оценочно на 200 кг). Максимальный скоростной напор достигается на 50 сек полета и составляет около 36 кПа.
Несколько слов о «гениальной» программе. Как я уже говорил, пользуюсь спредшитом ratman'a. Возможно, что точность этой программы не фантастическая, но она (заявляю как бывший баллистик) вполне пригодна для прикидочных расчетов и для меня очень удобна.
Ну вот оно.
T=60 сек V= 627,1 м/с, H= 12893 м
В момент максимальной неустойчивости ракеты, выработана почти половина топлива из боковых блоков, скоростной напор 5,5 тонн на квадратный метр.
Интересно, сорвёт обтекатель ПН или нет? :)
Да, и понятно происхождение такой большой ПН.
Активный участок не 500-600 секунд, а 343.
Потери, соответственно, меньше. Можно было не городить огород, а просто заявить, что надо укоротить активный участок.
Если бы это было возможно, это давно бы сделали.
О, вот ещё одно. :)
Пиригей-то равен нулю.
ЦитироватьКоли речь пошла о размерах, то можно полюбопытствовать, как предполагается выполнить двигательный отсек на ББ и на сколько планируется выносить сопло за диаметр 4,1м?
2 ЖРД опираются на торцевой силовой шпангоут ХО, тяга распределяется через лонжероны. ЖРД установлены в изолированных кожухах-обтеекателях-примерно, как на блоке Ц 11к25 или как F-1 на ХО Сатурн-5. Насчет выноса ЖРД не смотрел - набросок практически от руки. Если Вы опасаетесь увеличения шарнирного момента, то можно несколько увеличить обтекатели ЖРД и чуть сдвинуть их к центру блока.
ЦитироватьНадеюсь, Вы понимаете, что объём топлива, который должен перекачать водородный ТНА в 6 раз больше, чем ТНА для керосиновой ракеты?
Значит, сам ТНА должен быть раз в 6 больше.
Бред какой-то, извините. Посмотрите-ка лучше фото 11д122, благо найти их не проблема...
ЦитироватьО, вот ещё одно. :)
Пиригей-то равен нулю.
Читайте внимательнее- я сразу сказал, что ПН 30,7 т - на переходной орбите 0*185 км :lol: , да еще и импульс довыведения привел (от 50 до 70 м/с), а по факту около 60 м/с.
ЦитироватьДа, и понятно происхождение такой большой ПН.
Активный участок не 500-600 секунд, а 343.
Потери, соответственно, меньше. Можно было не городить огород, а просто заявить, что надо укоротить активный участок.
Если бы это было возможно, это давно бы сделали.
:lol: Да я только об этом и говорю - оптимальная тяговооруженность (уменьшение гравитационных потерь) , высокий УИ и т.п. Да, Вы видно мимо пробегаете! :(
ЦитироватьМожно было не городить огород, а просто заявить, что надо укоротить активный участок.
Если бы это было возможно, это давно бы сделали.
Пардон :oops: , но как говориться "ржунимагу" :lol: Это почему-же невозможно? Законы физики не позволяют? :wink:
ЦитироватьЦитироватьАх, да, совсем забыл! Ведь для Водородной Ангары можно использовать готовую протоновскую оснастку и оба ее блока одного диаметра. Тогда как для Ангары-5 надо заново делать/восстанавливать оснастку на диаметр 2,9 м. Да еще и УРМ-2 другого диаметра... Так что не знаю, может Водородная Ангара и подешевле выйдет.
Что, простите, использовать?
Один водородный бак будет иметь длину около 30 метров.
Так вот "взять и использовать"?
Во-первых, длина водородного бака ЦБ не более 24,3 м. Во!вторых, использовать протоновскую оснастку для изготовления днищ и цилиндрических секций обечаек баков, ферштеен? Так вот взять и использовать :twisted:
Цитировать1)Ну вот оно.
T=60 сек V= 627,1 м/с, H= 12893 м
В момент максимальной неустойчивости ракеты, выработана почти половина топлива из боковых блоков, скоростной напор 5,5 тонн на квадратный метр.
2) Интересно, сорвёт обтекатель ПН или нет? :)
1)Чего оно? Вы счтать скоростной напор умеете? На 2 разделить не забыли? Уточните, плиз. И что там с устойчивостью? В чем проблема? Что Шаттлы не летают, или Р-7, а может с Ариан-5 какие-то непонятки? Кстати, у Зенита ничего не срывает, хотя тяговооруженность у него и повыше будет (а значит и скоростной напор)
ЦитироватьЦитировать2) Вы не можете выложить 20 точек по траектории?...
Вот результаты расчетов траектории Водородной Ангары (расчет по спредшиту ratman'a). Скорость указана в стартовой подвижной системе координат (без учета вращения Земли):
T=8 сек (окончание вертикального участка) V= 48 м/с, H= 125 м
T=30 сек V= 213,7 м/с, H= 2665 м
T=60 сек V= 627,1 м/с, H= 12893 м
T=90 сек V= 1304,6 м/с, H= 33000 м
T=144 сек (разделение ступеней окончание АУТ 1-й ступени) V= 3200,5 м/с, H= 98000 м
T=180 сек V= 3535,3 м/с, H= 140300 м
T=200 сек V= 3806,8 м/с, H= 156680 м
T=220 сек V= 4132,0 м/с, H= 168951 м
T=250 сек V= 4719,5 м/с, H= 180534 м
T=280 сек V= 5434,7 м/с, H= 185392 м
T=300 сек V= 5994 м/с, H= 185938 м
T=320 сек V= 6635,4 м/с, H= 185287 м
T=343 сек (окончание АУТ 2-й ступени) V= 7449 м/с (абсолютная скорость = 7741 м/с), H= 184495 м.
Полезная нагрузка массой 30740 кг выведена на переходную орбиту с апогеем = 185001 м, перигеем = -1,4 м (задано апогей 185 км, перигей 0 км). В процессе выведения максимальная осевая перегрузка первой ступени составила 5,2, а 2-й ступени 4 единицы. Возможно ограничение максимальной осевой перегрузки 1-й ступени величиной 4 единицы путем плавного дросселирования двигателей (снижение тяги не превышает 20% от номинала), начиная со 132с полета (в результате, из-за потерь УИ и некоторого роста гравитационных потерь ПН может уменьшиться, оценочно на 200 кг). Максимальный скоростной напор достигается на 50 сек полета и составляет около 36 кПа...
Немного не по основной теме, но в связи:
Дмитрий, пробовали ли Вы, сделать подобный расчёт для семёрки в качестве тестовой проверки Ваших подходов к определению выводимой ПН, я имею ввиду учёт ГЗТ, невырабатываемых остатков, потерь на испарение и пр. ? По моим оценкам потери массы ПН при учёте указанных вещей для Р-7 составляют около 1 т.
Если такой расчёт проводился, то совпал ли результат с величиной реальной ПН?
Могли бы поделиться траекторией? Буквально в такой же форме, что и в цитате.
Буду благодарен за любой ответ.
Нет, семерку не считал...
2 Roger
Вообще-то у ratman'a в спредшите есть параметры Союза, но мне они кажутся не очень достоверными. Более точные характеристики РН семейства Р-7 у меня отсутствуют, увы. В отсутствие более-менее точных данных расчет будет некорректным.
А масса невырабатываемых остатков топлива, upn и газов наддува уже учтена в конечной массе блоков Водородной Ангары. С уважением, Дмитрий В.
Цитировать2 Roger
Вообще-то у ratman'a в спредшите есть параметры Союза, но мне они кажутся не очень достоверными. Более точные характеристики РН семейства Р-7 у меня отсутствуют, увы. В отсутствие более-менее точных данных расчет будет некорректным.
Спасибо
ЦитироватьА масса невырабатываемых остатков топлива, upn и газов наддува уже учтена в конечной массе блоков Водородной Ангары. С уважением, Дмитрий В.
Учитывать ГЗТ в конечной массе конечно можно, но тут кроется соблазн "назначить" его небольшим. Не сочтите за подозрение, скорее мысли вслух. Удачи. :)
Цитировать2 ЖРД опираются на торцевой силовой шпангоут ХО, тяга распределяется через лонжероны. ЖРД установлены в изолированных кожухах-обтеекателях-примерно, как на блоке Ц 11к25 или как F-1 на ХО Сатурн-5. Насчет выноса ЖРД не смотрел - набросок практически от руки. Если Вы опасаетесь увеличения шарнирного момента, то можно несколько увеличить обтекатели ЖРД и чуть сдвинуть их к центру блока.
В продолжении этой темы. Посмотрел на фотографии и эскизы Энергии на buran.ru и засомневался, а можно ли вообше разместить два двигателя на диаметре 4,1 м. Чисто зрительно расстояние между двумя двигателями на блоке Ц весьма большое. Нет ли у вас данных. как близко можно распологать двигатели?
ЦитироватьУчитывать ГЗТ в конечной массе конечно можно, но тут кроется соблазн "назначить" его небольшим. Не сочтите за подозрение, скорее мысли вслух. Удачи. :)
По статистике (11к25, Протон-М, Вулкан), остатки топлив, включая гарантийные запасы, и газы наддува составляют 1,2-1,5% от массы рабочих запасов топлива. С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьВ продолжении этой темы. Посмотрел на фотографии и эскизы Энергии на buran.ru и засомневался, а можно ли вообше разместить два двигателя на диаметре 4,1 м. Чисто зрительно расстояние между двумя двигателями на блоке Ц весьма большое. Нет ли у вас данных. как близко можно распологать двигатели?
Зазор между ЖРД определяется из условия безударного их отклонения для управления. В моем варианте межосевое расстояние ЖРД составляет примерно 3,45 м, что обеспечивает зазор между ЖРД 950 мм. При максимальном отклонении не более 10 град, линейное отклонение при длине ЖРД 4520 мм не превысит 784 мм. Учитывая, что оба ЖРД на каждом ББ всегда отклоняются в одну сторону одновременно, соударение в принципе невозможно. И расстояние между двигателями можно уменьшить до 800 мм. С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьЦитироватьДа, и понятно происхождение такой большой ПН.
Активный участок не 500-600 секунд, а 343.
Потери, соответственно, меньше. Можно было не городить огород, а просто заявить, что надо укоротить активный участок.
Если бы это было возможно, это давно бы сделали.
:lol: Да я только об этом и говорю - оптимальная тяговооруженность (уменьшение гравитационных потерь) , высокий УИ и т.п. Да, Вы видно мимо пробегаете! :(
По поводу удельного импульса тоже есть вопросы.
Вы взяли максимальный удельный импульс в вакууме? Так это будет не режим максимальной тяги.
ЦитироватьЦитироватьМожно было не городить огород, а просто заявить, что надо укоротить активный участок.
Если бы это было возможно, это давно бы сделали.
Пардон :oops: , но как говориться "ржунимагу" :lol: Это почему-же невозможно? Законы физики не позволяют? :wink:
Не позволяет наличие атмосферы, маленькая такая помеха.
ЦитироватьЦитировать1)Ну вот оно.
T=60 сек V= 627,1 м/с, H= 12893 м
В момент максимальной неустойчивости ракеты, выработана почти половина топлива из боковых блоков, скоростной напор 5,5 тонн на квадратный метр.
2) Интересно, сорвёт обтекатель ПН или нет? :)
1)Чего оно? Вы счтать скоростной напор умеете? На 2 разделить не забыли? Уточните, плиз. И что там с устойчивостью? В чем проблема? Что Шаттлы не летают, или Р-7, а может с Ариан-5 какие-то непонятки? Кстати, у Зенита ничего не срывает, хотя тяговооруженность у него и повыше будет (а значит и скоростной напор)
О, всё очень просто.
Плотность на высоте 12900 метров - 0,271 кг/м**3.
Скоростной напор - (0,271*(627,1)**2)/2 = 53286 Н/м**2 = 5432 кг/м**2.
И это не самый худший режим, как мне кажется, несколько ниже скоростной напор будет ещё больше.
Возмущающие факторы пропорциональны скоростному напору, потому будут проблемы с устойчивостью.
Шаттлы, Ариан-5 и т. п. не летают по такой траектории, скоростной напор зависит ещё и от высоты. У вас и траектория пологая и тяговооруженность высокая. Естественно, ПН "получается" большая, если забыть про атмосферу.
Кстати, отношение площади поперечного сечения к массе у этой Водородной Ангары точно такое же, как у Дельты-4. Тяговооруженность Водородной Ангары больше, значит нагрузки на ракету будут больше.
ЦитироватьВы взяли максимальный удельный импульс в вакууме? Так это будет не режим максимальной тяги.
Для 11д122 - максимальный.
ЦитироватьО, всё очень просто.
Плотность на высоте 12900 метров - 0,271 кг/м**3.
Скоростной напор - (0,271*(627,1)**2)/2 = 53286 Н/м**2 = 5432 кг/м**2.
И это не самый худший режим, как мне кажется, несколько ниже скоростной напор будет ещё больше.
Возмущающие факторы пропорциональны скоростному напору, потому будут проблемы с устойчивостью.
Шаттлы, Ариан-5 и т. п. не летают по такой траектории, скоростной напор зависит ещё и от высоты. У вас и траектория пологая и тяговооруженность высокая. Естественно, ПН "получается" большая, если забыть про атмосферу.
Пожалуй, со скоростным напором Вы правы, надо покапаться в стандартной атмосфере. Уточню. Проблемы с учтойчивочстью давно и успешно решаются выбором параметров АС, конструктивно-компоновочными мерами и т.п. А траектория-таки не очень-то и пологая. Заметьте АУТ 1-й ступени у Шаттла заканчивается на высоте примерно 45 км, а у 11к25 на 51-52 км. А про атмосферу помним всегда :wink:
ЦитироватьЦитироватьВы взяли максимальный удельный импульс в вакууме? Так это будет не режим максимальной тяги.
Для 11д122 - максимальный.
Этого просто быть не может.
ЦитироватьПожалуй, со скоростным напором Вы правы, надо покапаться в стандартной атмосфере. Уточню. Проблемы с учтойчивочстью давно и успешно решаются выбором параметров АС, конструктивно-компоновочными мерами и т.п. А траектория-таки не очень-то и пологая. Заметьте АУТ 1-й ступени у Шаттла заканчивается на высоте примерно 45 км, а у 11к25 на 51-52 км. А про атмосферу помним всегда :wink:
А чудо-программа не учитывает атмосферу вообще? :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВы взяли максимальный удельный импульс в вакууме? Так это будет не режим максимальной тяги.
Для 11д122 - максимальный.
Этого просто быть не может.
:shock: :lol: :lol: :lol: :lol: :lol:
ЦитироватьЦитироватьПожалуй, со скоростным напором Вы правы, надо покапаться в стандартной атмосфере. Уточню. Проблемы с учтойчивочстью давно и успешно решаются выбором параметров АС, конструктивно-компоновочными мерами и т.п. А траектория-таки не очень-то и пологая. Заметьте АУТ 1-й ступени у Шаттла заканчивается на высоте примерно 45 км, а у 11к25 на 51-52 км. А про атмосферу помним всегда :wink:
А чудо-программа не учитывает атмосферу вообще? :)
Если Вы про спредшит ratman'a, то учитывает (сейчас с ним уточняю, насколько точно) . Если про мою простенькую модель, то - тоже учитывает (в виде аэродинамических потерь ХС 1-й ступени). :D
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВы взяли максимальный удельный импульс в вакууме? Так это будет не режим максимальной тяги.
Для 11д122 - максимальный.
Этого просто быть не может.
:shock: :lol: :lol: :lol: :lol: :lol:
Максимальная тяга когда сгорает весь водород, а максимальный удельный импульс когда он сгорает не весь.
ЦитироватьЕсли Вы про спредшит ratman'a, то учитывает (сейчас с ним уточняю, насколько точно) . Если про мою простенькую модель, то - тоже учитывает (в виде аэродинамических потерь ХС 1-й ступени). :D
Я думаю, "очень точно". Особенно, учитывая Cx несуществующей ракеты.
Кстати, Дмитрий В. можно получить более детальную тракеторию от 0 до разделения? Через 5 секунд, составляющие скорости и угол тангажа ракеты?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьВы взяли максимальный удельный импульс в вакууме? Так это будет не режим максимальной тяги.
Для 11д122 - максимальный.
Этого просто быть не может.
:shock: :lol: :lol: :lol: :lol: :lol:
Максимальная тяга когда сгорает весь водород, а максимальный удельный импульс когда он сгорает не весь.
Что-то мне все это кого-то напоминает... Черт, на моей памяти на форуме был только один (может, других я просто не замечал?)человек, с апломбом изрекавший известные истины в ошибочной трактовке - Ворон. Гость, признавайтесь, Вы - Ворон? Или его реинкарнация? И, кстати, не Вы ли скрываетесь за ником Гайка - уж больно стиль у вас троих схожий?! :?: :?:
Цитировать1)Я думаю, "очень точно". Особенно, учитывая Cx несуществующей ракеты.
2)Кстати, Дмитрий В. можно получить более детальную тракеторию от 0 до разделения? Через 5 секунд, составляющие скорости и угол тангажа ракеты?
1) Учитывая то что аэродинамические потери составляют 1-2% от потребной ХС, точность Сх не имеет сколько-нибудь принципиального значения. А рассчитывать АДХ специально для "виртуального" проекта я не собираюсь.
2)Щаз! Мне что, делать нечего? Мне продукцию продавать надо, заказы оформлять, оплату контролировать- а Вы мне предлагаете траекторию выкладлывать с шагом 5 секунд! Начальство не поймет! Да и поменял я уже траекторию...
ЦитироватьКак вам такая идея: на ЦБ поменять местами баки кислорода и водорода. Баки будут дешевле в производстве и немного легче.
Это, ИМХО, неплохое решение для 2-й ступени моноблочного тандема. Для ЦБ расположение баков практически безразлично, так как весь топливный отсек и так разгружен от сжатия, а на АУТ 2-й ступени нагрузки не являются определяющими для массы конструкции, ну, только что магистральный трубопровод полегче. А на ББ бак ЖК размещен вверху из центровочных соображений.
ЦитироватьЦитироватьКак вам такая идея: на ЦБ поменять местами баки кислорода и водорода. Баки будут дешевле в производстве и немного легче.
Это, ИМХО, неплохое решение для 2-й ступени моноблочного тандема. Для ЦБ расположение баков практически безразлично, так как весь топливный отсек и так разгружен от сжатия, а на АУТ 2-й ступени нагрузки не являются определяющими для массы конструкции, ну, только что магистральный трубопровод полегче. А на ББ бак ЖК размещен вверху из центровочных соображений.
И управляемость ракеты станет ещё хуже... :)
ЦитироватьЧто-то мне все это кого-то напоминает... Черт, на моей памяти на форуме был только один (может, других я просто не замечал?)человек, с апломбом изрекавший известные истины в ошибочной трактовке - Ворон. Гость, признавайтесь, Вы - Ворон? Или его реинкарнация? И, кстати, не Вы ли скрываетесь за ником Гайка - уж больно стиль у вас троих схожий?! :?: :?:
Именно. ;)
(Если бы вы были внимательны, вы бы заметили где это написано.)
Ваш проект попахивает подделкой и подгонкой данных.
Цитировать1) Учитывая то что аэродинамические потери составляют 1-2% от потребной ХС, точность Сх не имеет сколько-нибудь принципиального значения. А рассчитывать АДХ специально для "виртуального" проекта я не собираюсь.
2)Щаз! Мне что, делать нечего? Мне продукцию продавать надо, заказы оформлять, оплату контролировать- а Вы мне предлагаете траекторию выкладлывать с шагом 5 секунд! Начальство не поймет! Да и поменял я уже траекторию...
1) Это смотря для чего. Вы вознамерились запустить водородную ракету с высокой тяговооруженностью по пологой траектории, у вас эти потери будут значительно выше.
Не говоря уже о том, что ракета, скорее всего, просто разрушится.
2) Вот и выдавайте продукцию, а не имитацию проекта.
В своё время эти вычисления делались на арифмометре.
ЦитироватьВаш проект попахивает подделкой и подгонкой данных.
Процесс проектирования - это и есть "подгонка данных", т.е. их последовательное уточнение.
Цитировать1) Это смотря для чего. Вы вознамерились запустить водородную ракету с высокой тяговооруженностью по пологой траектории, у вас эти потери будут значительно выше.
Не говоря уже о том, что ракета, скорее всего, просто разрушится.
2) Вот и выдавайте продукцию, а не имитацию проекта.
В своё время эти вычисления делались на арифмометре.
1) Доказательства разрушения - в студию, плиз!
2) Ну, на форуме все проекты участников - это "имитция"! Не хотите же Вы в самом деле потребовать на эти "изделия" выпуска КД ?!
ЦитироватьЦитироватьВаш проект попахивает подделкой и подгонкой данных.
Процесс проектирования - это и есть "подгонка данных", т.е. их последовательное уточнение.
Да, только можно задаться вопросом, почему у существующих ракет примерно одинаковая траектория, примерно одинаковое время активного участка и массовая доля ПН отличается на 1-2%.
Уточнять потребуется меньше.
Цитировать1) Доказательства разрушения - в студию, плиз!
2) Ну, на форуме все проекты участников - это "имитция"! Не хотите же Вы в самом деле потребовать на эти "изделия" выпуска КД ?!
1) Нет ничего проще. :) Она не существует, эта ракета, значит, можно считать, что она уже в разрушенном состоянии. :)
2) Нет, разумеется. Но что-то вроде технического предложения можно было выдать. С учётом всех достаточно очевидных факторов.
ЦитироватьЦитировать1) Доказательства разрушения - в студию, плиз!
2) Ну, на форуме все проекты участников - это "имитция"! Не хотите же Вы в самом деле потребовать на эти "изделия" выпуска КД ?!
1) Нет ничего проще. :) Она не существует, эта ракета, значит, можно считать, что она уже в разрушенном состоянии. :)
2) Нет, разумеется. Но что-то вроде технического предложения можно было выдать. С учётом всех достаточно очевидных факторов.
Ребяты! В любом реальном проекте есть стадии, влючающие в себя и обсуждение, и защиту и доводку и т.д. Но там вроде не улюлюкают, не топают ногами и не подозревают автора в попытках смахинировать (по крайней мере так принято в культурном обществе).
У Вас есть вопросы. Так автор для того и выставил свою идею на обозрение.
Какие бы Вы задали вопросы, если бы идеи не было.
У вас есть претензии - автор отвечает расчетами. На эти расчеты Вы выдвигаете свое ИМХО и кроете автора. Это, по меньшей мере, некорректно.
Есть понятие "презумпция невиновности". Человек не виноват, пока не доказано обратное. Т.е. доказывать должен не он сам, а оппонент.
А тут бред. Выдвинь идею, да еще сам своими расчетами докажи, что она не правильная.:shock:
Так вот, рекомендация. У Вас есть претензии к расчетам и к примененному математическому аппарату. Приведите свои расчеты с помощью своего математического аппарата. Сравните. Если обнаружилась разница, то попытайтесь разобраться, чем она вызвана. Такая работа будет полезна для всех. Появятся держатели нормальных программ, которые в дальнейшем смогут оценивать другие проекты.
А тут судом Линча попахивает.
Кстати. Я тут проводил некоторые параллельные расчеты, правда для других изделий, с помощью программы собственного сочинения, и сравнивал их с тем, что дает спредшит. Различие получилось менее 1%. Т.ч. лично я спорить с приведенными Дмитрием К. данными не берусь. Если Вы беретесь, то Ваши цифры в студию ... :D
ЦитироватьРебяты! В любом реальном проекте есть стадии, влючающие в себя и обсуждение, и защиту и доводку и т.д. Но там вроде не улюлюкают, не топают ногами и не подозревают автора в попытках смахинировать (по крайней мере так принято в культурном обществе).
У Вас есть вопросы. Так автор для того и выставил свою идею на обозрение.
Какие бы Вы задали вопросы, если бы идеи не было.
У вас есть претензии - автор отвечает расчетами. На эти расчеты Вы выдвигаете свое ИМХО и кроете автора. Это, по меньшей мере, некорректно.
Есть понятие "презумпция невиновности". Человек не виноват, пока не доказано обратное. Т.е. доказывать должен не он сам, а оппонент.
А тут бред. Выдвинь идею, да еще сам своими расчетами докажи, что она не правильная.:shock:
Так вот, рекомендация. У Вас есть претензии к расчетам и к примененному математическому аппарату. Приведите свои расчеты с помощью своего математического аппарата. Сравните. Если обнаружилась разница, то попытайтесь разобраться, чем она вызвана. Такая работа будет полезна для всех. Появятся держатели нормальных программ, которые в дальнейшем смогут оценивать другие проекты.
А тут судом Линча попахивает.
Кстати. Я тут проводил некоторые параллельные расчеты, правда для других изделий, с помощью программы собственного сочинения, и сравнивал их с тем, что дает спредшит. Различие получилось менее 1%. Т.ч. лично я спорить с приведенными Дмитрием К. данными не берусь. Если Вы беретесь, то Ваши цифры в студию ... :D
STEP, а я и спорить не собираюсь особо, потому что предмета спора как такового нету.
"Проект" основан на примитивной идейке - уменьшении активного участка за счёт увеличения тяговооруженности. Кстати, совершенно непонятно, зачем в конце работы второй ступени тяговооруженность 4 единицы, после 5 км/с влияние силы тяжести снижается до 0,5*g - это то же самое, что у земли тяговооруженность 8.
Увеличение тяговооруженности - очевидная идея, но мешает атмосфера.
В принципе, я Гостю где-то даже благодарен. Благодаря Гостю тема Водородной Ангары живет и развивается! Ну, а теперь по существу.
1) Идея Водородной Ангары не заключается в «банальном» сокращении АУТ за счет высокой тяговооруженности РН. Исходная идея заключалась в поиске ответа на вопрос: «Имелась ли в начале 1990-х гг. у проектантов реальная альтернатива разрабатываемой «Ангаре»?». Соответственно, родилась мысль об использовании в проекте единого для всех ступеней водородного ЖРД 11д122. Двигатель был уже доведен, летал в составе 11к25. Обладая высоким УИ, данный ЖРД обеспечивает рост относительной массы ПН, даже несмотря на некоторое увеличение (по сравнению с керосиновыми РН) потерь ХС на статическое противодавление и гравитационные потери.
2) Проектные параметры Водородной Ангары определились не сразу. Если кто помнит, изначально предлагалась РН с 4 ББ и 1 ЦБ с последовательной работой ступеней. При стартовой массе 435т ПН оценивалась величиной 27-30т. Выбор многоблочной компоновки 1-й ступени был обусловлен транспортными ограничениями (перевозка по ЖД, диаметр единичного блока 4,1 м). Моноблочная компоновка требовала применить диаметр блоков примерно 6,5-7 м. Данный диаметр не был освоен промышленностью. Применение такого диаметра приводило к необходимости авиационной транспортировки блоков, что резко удорожало проект, да и в условиях «разрухи» начала 90-х это было просто невозможно. Выбор же схемы с последовательной работой ступеней был обусловлен, как банальным отсутствием у меня под рукой математической модели для расчета пакетной схемы с параллельной работой ступеней, так и некоторым известным преимуществом в весовой отдаче РН такой схемы. Однако этот вариант компоновался плохо – 4 ББ получались слишком короткими, что создавало проблемы с передачей продольных усилий на ЦБ.
3) Когда я разработал (а вернее, восстановил) модель для РН с параллельной работой ступеней, проект был пересмотрен. Кроме того, заложенные в первоначальный вариант массовые характеристики блоков оказались завышенными. В результате внесенных изменений и уточнений стартовая масса РН была увеличена до 500т, а расчетная масса ПН получалась в районе 30-31 т. Следующим шагом стал переход от 4-х ББ к 2-м (по 2*11д122 на каждом ББ). Это позволило:
а)удлинить ББ и улучшить конструктивно-силовую схему за счет передачи продольных усилий на ЦБ через верхний переходник и полностью разгрузить ЦБ от сжимающих нагрузок;
б)улучшить «живучесть» РН – при отказе 1-го из 2-х ЖРД на ББ, полет мог быть продолжен (при дросселировании ЖРД противоположного ББ на 50%).
Кроме того, такое решение позволило максимально сблизить по габаритам ББ и ЦБ, применить совмещенные днища на всех блоках с выносом магистрали ЖК на наружную поверхность блоков (упрощение сборки и уменьшение массы конструкции за счет отказа от тоннельного трубопровода).
4)Если тяговооруженность 1-й ступени (1,56) была задана, исходя из стремления уменьшить гравитационные потери при заданной тяге 1-го 11д122, то тяговооруженность 2-й ступени получилась «автоматически» (опять же из-за «заданности» типа и тяги ЖРД!). И хотя эта тяговооруженность (1,489) и близка к оптимальной, тем не менее, она существенно сократила АУТ 2-й ступени. Следствием этого явился некоторый рост потерь ХС на программное управление 2-й ступенью (около 90 м/с). При этом потребная ХС всей РН составляет примерно 9247 м/с. Сама же по себе относительно небольшая продолжительность АУТ не играет существенной роли – орбита низкая (0*185 км, обеспечивает падение ЦБ в антиподную точку).
5)Сами по себе продольные перегрузки (примерно 5,2-5,5 в конце 1-й ступени и 4 в конце 2-й) не влекут каких-то катастрофических последствий (РН беспилотная), но естественно несколько увеличивают массу конструкции. Хуже увеличение скоростного напора (здесь Гость абсолютно прав), т.к. это ведет к росту изгибающего момента от аэродинамических сил (а это дает бОльший прирост массы конструкции). Разумеется, снизить скоростной напор и продольные перегрузки за счет плавного дросселирования двигателей. Однако дросселирование ЖРД ведет к росту гравитационных потерь и некоторому снижению УИ, что, конечно, неизбежно ведет к уменьшению ПН. Компенсация этих потерь возможна за счет:
а) оптимизации траектории;
б) выведения РН не в апогей переходной орбиты, а в более «низкую» точку (например, на высоте 150 км, как это было с Энергией).
6)Значит ли все вышесказанное, что Водородная Ангара не имеет каких-либо недостатков? Разумеется, нет. Во-первых массу ПН=30-31 т надо рассматривать как максимально возможную теоретически при заданных параметрах ЖРД и массовых характеристиках блоков. В реальности, ПН вряд ли будет больше 29 т на переходной орбите (соответственно, 27-28 т на опорной орбите с Н=185 км). Во-вторых, возможности развития проекта ограничены: любая попытка увеличения ПН за счет роста Мст ведет к выходу габаритов блоков за пределы, допустимые условиями транспортировки. А членение блоков крайне затруднено из-за наличия совмещенных днищ (блоки-то получаются «неразъемными»). Можно, конечно применить 4 ББ, но при увеличении ПН не более чем до 45-50 т, это приведет к росту перегрузок и скоростного напора (стартовая тяговооруженность будет, при неизменном ЦБ, уже 1,7).
7) Несколько слов Гостю. Ваши соображения о том, что траектории всех современных ракет практически одинаковы, не имеют отношения к реальности. Форма траектории зависит от многих факторов (высота орбиты выведения; проектные параметры РН; ограничения на перегрузки, скоростной напор, районы падения блоков, угловые скорости и ускорения; форма программы изменения тангажа и т.п. и т.д.). Мысль, что существенно увеличить ПН можно только за счет изменения траектории для меня звучит абсурдно. Добиться высокой массовой отдачи можно только путем оптимизации основных проектных (относительные конечные массы ступеней, тяговооруженности и т.п.) и траекторных (углы наклона траектории, программы изменения тангажа на всех ступенях) параметров, а также конструктивно-силовой схемы РН. Наиболее же существенное влияние (как следует из формулы Циолковского) на ПН многоступенчатых РН оказывает УИ двигателей.
Так что, давайте относиться к проекту, как к альтернативной реальности. Т.е. могло бы быть, но реализовано уже вряд ли будет. И давайте не требовать друг от друга сверхточных расчетов – т.к. ни у кого из нас нет соответствующего матаппарата. Но если мы предъявляем оппонентам претензии к расчетам, то, ИМХО, должны подкреплять свои претензии своими же расчетами, а не голословными утверждениями (здесь я согласен с уважаемым STEP' Ом).
С уважением, Дмитрий В.
Дмитрий В. - в конце работы первой ступени, на высоте 98 км ракета должна иметь вертикальную скорость 1,5 км/с или даже больше. Она как-то с 33-х км попадает на 98 за 54 секунды.
Я не могу понять куда она потом у вас девалась, дальше сила тяготения ослабевает. Как вы могли заметить, у третьих ступеней тяговооруженность может быть меньше 1, да и у второй около 1.
Вообще, нежелание выложить траекторию поподробнее весьма подозрительно, особенно с чудесной программой, на которую все тут кивают. :)
Вы "нарисовали" Дельту-4 уменьшенную в полтора раза, ПН у такой ракеты будет 10-15 тонн, не более.
Ибо в Боинге не идиоты сидят.
Что касается, "подкрепить расчётами", я вам такую "альтернативную реальность" нарисую, что вы будете год разбираться что к чему. И тоже попрошу сделать свои выкладки по поводу моего мифологического чудовища. :)
Кстати, "пепелац сей" должен иметь скорость 1300 м/с на высоте 33 км при скоростном напоре около 2 тонн.
Кроме всего прочего это должно вызывать значительный нагрев ракеты. Кислород в баках не закипит, а?
Цитата: "Anonymous"
Вы "нарисовали" Дельту-4 уменьшенную в полтора раза, ПН у такой ракеты будет 10-15 тонн, не более.
Ибо в Боинге не идиоты сидят.
[/quoteН-да, это клиника :cry: Вы хоть пытались (хотя бы для себя) разобраться в логике проектирования Дельты-4 (ну, там, критерии оптимизации, схема выведения, ограничения и т.п.) ? Думаю,
нет. Иначе бы не приводили эту РН в качестве эталона для сравнения.
ЦитироватьКстати, "пепелац сей" должен иметь скорость 1300 м/с на высоте 33 км при скоростном напоре около 2 тонн.
Кроме всего прочего это должно вызывать значительный нагрев ракеты. Кислород в баках не закипит, а?
Нет, не закипит. Как известно максимальная температура торможения достигается в критических точках (в данном случае на ГО), после чего t потока резко падает, ну а на поверхности температура заведомо ниже температуры торможения. В носовых частях ББ тоже имеются критические точки, но до подхода к ним поток уже заторможен в носовом скочке уплотнения, так что там t гораздо ниже чем на ГО (по моим прикидкам в критической точке ГО не более 1000-1100 К). Кроме того, баки ЖК и ЖВ покрыты теплоизоляцией. Да, еще. ЖК переохлажден, как на 11к25
ЦитироватьН-да, это клиника :cry: Вы хоть пытались (хотя бы для себя) разобраться в логике проектирования Дельты-4 (ну, там, критерии оптимизации, схема выведения, ограничения и т.п.) ? Думаю,
нет. Иначе бы не приводили эту РН в качестве эталона для сравнения.
Дмитрий В. словечки вроде "клиника" относятся к области хамства.
Вы не можете даже детализацию траектории показать.
У Дельты-4 легче конструкция, она сама тяжелее на 50%.
Да, тяговооруженность меньше, но три ступени.
По вашей "логике" если её уменьшить, например убрать третью ступень, ПН увеличится.
Волшебство, однако.
ЦитироватьЦитироватьКстати, "пепелац сей" должен иметь скорость 1300 м/с на высоте 33 км при скоростном напоре около 2 тонн.
Кроме всего прочего это должно вызывать значительный нагрев ракеты. Кислород в баках не закипит, а?
Нет, не закипит. Как известно максимальная температура торможения достигается в критических точках (в данном случае на ГО), после чего t потока резко падает, ну а на поверхности температура заведомо ниже температуры торможения. В носовых частях ББ тоже имеются критические точки, но до подхода к ним поток уже заторможен в носовом скочке уплотнения, так что там t гораздо ниже чем на ГО (по моим прикидкам в критической точке ГО не более 1000-1100 К). Кроме того, баки ЖК и ЖВ покрыты теплоизоляцией. Да, еще. ЖК переохлажден, как на 11к25
Вах, там ещё и теплозащита? :)
"Переохлаждён", это на сколько градусов? ;)
Дмитрий В. вы предложили откровенную лажу и её защищаете.
Любому человеку, который знакомится с ракетными технологиями приходит идея - "Надо сделать "водородник" с ПН в два раза больше существующих ракет!"
Не получается...
Цитировать1)Дмитрий В. словечки вроде "клиника" относятся к области хамства.
Вы не можете даже детализацию траектории показать.
2) У Дельты-4 легче конструкция, она сама тяжелее на 50%.
Да, тяговооруженность меньше, но три ступени.
3)По вашей "логике" если её уменьшить, например убрать третью ступень, ПН увеличится.
Волшебство, однако.
1)Извините, если обидел. Но к сожалению наш диалог не получается. Если мои аргументы подтверждены расчетами, то у Вас кроме домыслов, не подтвержденных никакими цифрами, и эмоций-ничего нет.
2)Приведите цифры по Дельте4. Это целое семейство РН с различными параметрами и схемами. ЕМНИП, основной блок (CCB, или как он там) при массе заправленного 226 т, конечная масса более 26 т, что дает конструктивную хар-ку =226/26=8,7. И, кстати, сколько весит ГО Дельты и куда отнесена его масса. С чсего Вы взяли, что легче?
3) По моей логике, если оптимально спроектировать РН, то можно добиться роста "мю ПН". А для подсказки, намекаю: Дельта оптимизирована для вывода ПН на геопереходную орбиту, кроме того, проектные параметры базового варианта Дельты4 (2-хступенчатый) видимо оптимизировался по критерию "максимальная ПН при заданной тяге двигателей", а не "максимум мю ПН". Ну, и еще ряд соображений по поводу Дельты у меня имеется - будет время изложу, наверное в отдельном топике.
ЦитироватьВах, там ещё и теплозащита? :)
"Переохлаждён", это на сколько градусов? ;)
Не теплозащита, а теплоизоляция. Пенополиуретан низкой плотности типа РИПОР-2, применявшийся на блоке Ц.
Переохлажден примерно на 3-5 К.
ЦитироватьДмитрий В. вы предложили откровенную лажу и её защищаете.
Любому человеку, который знакомится с ракетными технологиями приходит идея - "Надо сделать "водородник" с ПН в два раза больше существующих ракет!"
Не получается...
Вот и докажите, что лажа. С цифрами на руках. Посчитайте траекторию и выложите ее на форум, если сможете конечно :wink:
Цитировать1)Извините, если обидел. Но к сожалению наш диалог не получается. Если мои аргументы подтверждены расчетами, то у Вас кроме домыслов, не подтвержденных никакими цифрами, и эмоций-ничего нет.
2)Приведите цифры по Дельте4. Это целое семейство РН с различными параметрами и схемами. ЕМНИП, основной блок (CCB, или как он там) при массе заправленного 226 т, конечная масса более 26 т, что дает конструктивную хар-ку =226/26=8,7. И, кстати, сколько весит ГО Дельты и куда отнесена его масса. С чсего Вы взяли, что легче?
3) По моей логике, если оптимально спроектировать РН, то можно добиться роста "мю ПН". А для подсказки, намекаю: Дельта оптимизирована для вывода ПН на геопереходную орбиту, кроме того, проектные параметры базового варианта Дельты4 (2-хступенчатый) видимо оптимизировался по критерию "максимальная ПН при заданной тяге двигателей", а не "максимум мю ПН". Ну, и еще ряд соображений по поводу Дельты у меня имеется - будет время изложу, наверное в отдельном топике.
1) Я не видел ваших расчетов. Когда я вас спрашиваю про траекторию и конструкцию верхнего переходного отсека вы говорите общие слова.
Без этого никакой аргументации быть не может.
2) Пожалуйста, например Delta IV Medium+ (5.2), общая масса около 300 тонн, разделение последовательное. ПН 10,3 тонны на орбите 185 км. Но не 18 тонн, как должно быть для вашей ракеты при такой массе.
Масса конструкции если не меньше, то примерно такая же как у вас.
Обтекатель у вас тоже есть, вроде?
3) Нет, вы скажите - если Дельту-4 в тяжелой модификации уменьшить, ПН увеличится или нет? ;)
ЦитироватьЦитироватьВах, там ещё и теплозащита? :)
"Переохлаждён", это на сколько градусов? ;)
Не теплозащита, а теплоизоляция. Пенополиуретан низкой плотности типа РИПОР-2, применявшийся на блоке Ц.
Переохлажден примерно на 3-5 К.
Который поотрывет вашим большим скоростным напором? ;)
ЦитироватьЦитироватьДмитрий В. вы предложили откровенную лажу и её защищаете.
Любому человеку, который знакомится с ракетными технологиями приходит идея - "Надо сделать "водородник" с ПН в два раза больше существующих ракет!"
Не получается...
Вот и докажите, что лажа. С цифрами на руках. Посчитайте траекторию и выложите ее на форум, если сможете конечно :wink:
С какой это стати? :) Это ваш пепелац, вот и объясните как оно летает.
Я вам сказал, что скоростной напор недопустим даже для керосиновых ракет вроде Союза. Этого уже достаточно.
Кстати, Дмитрий В. привёл общую ХС около 9300 м/с и при этом умолчал о том, что такая ХС получается если считать, что ракета вообще всё время двигалась в вакууме, не учитывая потери удельного импульса у земли.
У него все вообще потери не учитываются. :)
Цитировать1)Кстати, Дмитрий В. привёл общую ХС около 9300 м/с и при этом умолчал о том, что такая ХС получается если считать, что ракета вообще всё время двигалась в вакууме,
2)не учитывая потери удельного импульса у земли.
3) У него все вообще потери не учитываются. :)
1)Точнее 9247 м/с.
2)Потери УИ (точнее потери на статическое противодавление) учтены. Они составляют примерно 220-240 м/с.
3) Это Ваши малокомпетентные домыслы.
ЦитироватьЯ вам сказал, что скоростной напор недопустим даже для керосиновых ракет вроде Союза. Этого уже достаточно.
То есть, Вы хотите сказать, что некотрые РН летают вопреки законам природы (ну, по крайней мере в Вашей интерпретации) :?: :shock:
Ведь для Союза скоростной напор недопустим, а Союзы знай себе летают :lol:
ЦитироватьЦитировать1)Кстати, Дмитрий В. привёл общую ХС около 9300 м/с и при этом умолчал о том, что такая ХС получается если считать, что ракета вообще всё время двигалась в вакууме,
2)не учитывая потери удельного импульса у земли.
3) У него все вообще потери не учитываются. :)
1)Точнее 9247 м/с.
2)Потери УИ (точнее потери на статическое противодавление) учтены. Они составляют примерно 220-240 м/с.
3) Это Ваши малокомпетентные домыслы.
1) Тем более. :)
2) Как учтены? ;) На основе чего? Или опять "шибко заняты"? :)
3) Я про то, что я-то думал, 9300 с учётом уменьшения удельного импульса у земли, оказывается дело ещё хуже. :)
ЦитироватьЦитироватьЯ вам сказал, что скоростной напор недопустим даже для керосиновых ракет вроде Союза. Этого уже достаточно.
То есть, Вы хотите сказать, что некотрые РН летают вопреки законам природы (ну, по крайней мере в Вашей интерпретации) :?: :shock:
Ведь для Союза скоростной напор недопустим, а Союзы знай себе летают :lol:
Я про то, что 5 тонн на квадратный метр недопустимо и для Союза. :)
Дмитрий В. при таком скоростном напоре, наверно, и пассажирский лайнер развалится. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЯ вам сказал, что скоростной напор недопустим даже для керосиновых ракет вроде Союза. Этого уже достаточно.
То есть, Вы хотите сказать, что некотрые РН летают вопреки законам природы (ну, по крайней мере в Вашей интерпретации) :?: :shock:
Ведь для Союза скоростной напор недопустим, а Союзы знай себе летают :lol:
Я про то, что 5 тонн на квадратный метр недопустимо и для Союза. :)
Дмитрий В. при таком скоростном напоре, наверно, и пассажирский лайнер развалится. :)
Гайка. Ну дайте Вы необходимые для ратмана данные по Дельте 4, которые Вы найдете и будете считать реальными. Дальше, посчитаем по ратману, это делается мгновенно, и сравним ПН и др. характеристики по ратману с реальными. Если расхождений не будет, значит и проект Дмитрия нормальный. Если будут - значит надо искать ошибки. Оттарируем программу по реальной машине.
И нечего ногами топать. Спокойнее.
Спросите спокойно у Дмитрия, какие ему нужны данные для расчета, найдите их и ... победила дружба :D
Дмитрий В. вы не обижайтесь, но я сам проходил этот этап. :)
"100-150 тонная ракета на водороде, которая выводит ПН не меньше Союза." Высокая начальная тяговооруженность, потому малые потери.
Однако, так не получается, ракета - неустойчивая система. Вы можете сказать, что у нас есть управление вектором тяги, и мощность системы управления огромная. ;)
Вот эта самая мощность и разломает ракету, слишком сильная система управления тоже вредна.
"Водородник", да ещё сделанный по пакетной схеме имеет существенно большую площадь сечения, чем керосиновая ракета такой же массы. Потому влияние возмущающих факторов тоже больше и это ограничивает скоростной напор, допустимый на участке работы первой ступени.
Почему я всё время привожу в пример Дельту-4? Вот реальное решение только на водороде и то, что оно даёт.
Практически ничего.
Кстати, как вы собираетесь отделять боковые блоки?
Можете показать, что в процессе разделения они не вдарят по центру? ;)
ЦитироватьГайка. Ну дайте Вы необходимые для ратмана данные по Дельте 4, которые Вы найдете и будете считать реальными. Дальше, посчитаем по ратману, это делается мгновенно, и сравним ПН и др. характеристики по ратману с реальными. Если расхождений не будет, значит и проект Дмитрия нормальный. Если будут - значит надо искать ошибки. Оттарируем программу по реальной машине.
И нечего ногами топать. Спокойнее.
Спросите спокойно у Дмитрия, какие ему нужны данные для расчета, найдите их и ... победила дружба :D
STEP вот вам данные по Дельте-4. :)
От производителя. :)
http://www.boeing.com/defense-space/space/delta/delta4/delta4.htm
http://www.boeing.com/defense-space/space/delta/delta4/docs/DeltaIV_overview.pdf
Спорить будем? ;)
Пять тонн на квадратный метр, это что это такое? Сейчас посмотрим. Это 5000кг на квадратный метр, так кажется. Или это 5000 на 10000 квадратных сантиметров. То есть, это нулижды нуль, семь на ум пошло, 0,5 кг на квадратный сантиметр ...
И вы хотите сказать, что это запредельная нагрузка??? :shock:
Я спорить не собираюсь. Посмотрим, посчитаем ... только и всего.
ЦитироватьЦитироватьГайка. Ну дайте Вы необходимые для ратмана данные по Дельте 4, которые Вы найдете и будете считать реальными. Дальше, посчитаем по ратману, это делается мгновенно, и сравним ПН и др. характеристики по ратману с реальными. Если расхождений не будет, значит и проект Дмитрия нормальный. Если будут - значит надо искать ошибки. Оттарируем программу по реальной машине.
И нечего ногами топать. Спокойнее.
Спросите спокойно у Дмитрия, какие ему нужны данные для расчета, найдите их и ... победила дружба :D
STEP вот вам данные по Дельте-4. :)
От производителя. :)
http://www.boeing.com/defense-space/space/delta/delta4/delta4.htm
http://www.boeing.com/defense-space/space/delta/delta4/docs/DeltaIV_overview.pdf
Спорить будем? ;)
Ну братец. Посмотрел я Ваши ссылки. Если Вы считаете, что на их основе можно что то рассчитать, то у меня к Вам больше вопросов и предложений нет :?
Надо не так считать. 5 тонн на м2 - это порядка 100 * Сх тонн на обтекатель диаметром 5 метров. То есть 15-20 тонн учитывая Сх. Честно говоря, многовато, но учитывая что максимум скоростного напора не совпадает с максимумом ускорения, а ПН у нас 36 тонн - то вполне нормально. Конструкция третьей ступени по идее должна держать нагрузку 4*ПН, то есть порядка 140 тонн. А тут всего 20 в плюс, причем в тот момент когда нагрузка от ускорения ниже максимума - то есть у нас тонн 50 запаса есть.
Нагрузку на боковушки можно вобще не считать - она заведомо меньше допустимой.
Так что вопрос только в прочности - и весе - обтекателя.
Все под контролем! :)
Да, вынужден признать, что у ratman'a есть ошибка - его программа примерно на 70% занижает плотность атмосферы, что ведет к неправильному расчету скоростного напора. Я заменил в программе модель атмосферы на экспоненциальную и заново все посчитал. Конечно, скоростной напор вырос и составляет в момент t=62с (при более пологой траектории)примерно 45 кПа, то есть около 4,5 т/кв м. В принципе цифра в 5 т/кв м, указанная ГВГ (Гость-Ворон-Гайка) близка к истине. Какой-либо каитастрофы это не влечет. Достатолчно плавно задросселировать ДУ на участке максимального скоростного напора примерно до уровня 75% номинальной тяги и максимальный q уменьшится примерно до 30-35 кПа. Возможное уменьшение ПН из-за дросселирования вполне компенсируется некоторым выполаживанием траектории - путем уменьшения угла наклона траектории в конце АУТ 1 ст с 25 до 18 град и уменьшением высоты разделения с 96-98 км до 75 км.
ЦитироватьВсе под контролем! :)
Да, вынужден признать, что у ratman'a есть ошибка - его программа примерно на 70% занижает плотность атмосферы, что ведет к неправильному расчету скоростного напора. Я заменил в программе модель атмосферы на экспоненциальную и заново все посчитал. Конечно, скоростной напор вырос и составляет в момент t=62с (при более пологой траектории)примерно 45 кПа, то есть около 4,5 т/кв м. В принципе цифра в 5 т/кв м, указанная ГВГ (Гость-Ворон-Гайка) близка к истине. Какой-либо каитастрофы это не влечет. Достатолчно плавно задросселировать ДУ на участке максимального скоростного напора примерно до уровня 75% номинальной тяги и максимальный q уменьшится примерно до 30-35 кПа. Возможное уменьшение ПН из-за дросселирования вполне компенсируется некоторым выполаживанием траектории - путем уменьшения угла наклона траектории в конце АУТ 1 ст с 25 до 18 град и уменьшением высоты разделения с 96-98 км до 75 км.
Дмитрий! Проведите Вы калибровку ратмана по Дельте 4. Оно конечно влом, но Гайка просто так не отвинтится... :(
Группа доброжелателей :D :D :D
ЦитироватьНу братец. Посмотрел я Ваши ссылки. Если Вы считаете, что на их основе можно что то рассчитать, то у меня к Вам больше вопросов и предложений нет :?
Братан, ну что я-то? Это ты у Боинга спроси. ;) :D
ЦитироватьНадо не так считать. 5 тонн на м2 - это порядка 100 * Сх тонн на обтекатель диаметром 5 метров. То есть 15-20 тонн учитывая Сх. Честно говоря, многовато, но учитывая что максимум скоростного напора не совпадает с максимумом ускорения, а ПН у нас 36 тонн - то вполне нормально. Конструкция третьей ступени по идее должна держать нагрузку 4*ПН, то есть порядка 140 тонн. А тут всего 20 в плюс, причем в тот момент когда нагрузка от ускорения ниже максимума - то есть у нас тонн 50 запаса есть.
Нагрузку на боковушки можно вобще не считать - она заведомо меньше допустимой.
Так что вопрос только в прочности - и весе - обтекателя.
hcube если у вас "есть Cx меньше 0,3" - идите и продайте его за большие деньги. :)
Кстати, на участке 5-20 км ракета не летит строго вертикально с углом атаки равным 0. Она "ложится на бок" и оценка её площади по поперечному сечению сугубо приблизительна.
Далее следующее, чем опасен большой скоростной напор. Ракета неустойчивая система, потому возмущающее воздействие, которое пропорционально скоростному напору, пытается развернуть ракету в "обратном направлении".
Как я говорил выше, управление вектором тяги даёт очень мощное компенсирующее воздействие. Но "поросёночку" это небезразлично. ;)
Если ракету разворачивает скоростной напор с одной стороны, а с другой двигатель коменсирует это поворотом вектора тяги, она может и "пополам поломаться". :)
ЦитироватьВсе под контролем! :)
Да, вынужден признать, что у ratman'a есть ошибка - его программа примерно на 70% занижает плотность атмосферы, что ведет к неправильному расчету скоростного напора. Я заменил в программе модель атмосферы на экспоненциальную и заново все посчитал. Конечно, скоростной напор вырос и составляет в момент t=62с (при более пологой траектории)примерно 45 кПа, то есть около 4,5 т/кв м. В принципе цифра в 5 т/кв м, указанная ГВГ (Гость-Ворон-Гайка) близка к истине. Какой-либо каитастрофы это не влечет. Достатолчно плавно задросселировать ДУ на участке максимального скоростного напора примерно до уровня 75% номинальной тяги и максимальный q уменьшится примерно до 30-35 кПа. Возможное уменьшение ПН из-за дросселирования вполне компенсируется некоторым выполаживанием траектории - путем уменьшения угла наклона траектории в конце АУТ 1 ст с 25 до 18 град и уменьшением высоты разделения с 96-98 км до 75 км.
У вас ракета раза в два "толще" - при той же массе. ;)
Для Союза-Р7, максимальное значение 4 тонны, у вас должно быть 2. ;)
ЦитироватьЦитироватьНу братец. Посмотрел я Ваши ссылки. Если Вы считаете, что на их основе можно что то рассчитать, то у меня к Вам больше вопросов и предложений нет :?
Братан, ну что я-то? Это ты у Боинга спроси. ;) :D
Так вот я и говорю, критиковать чужой проект на основе аналога, о котором не имеешь почти ни какого представления ... это ... нда ... ... как то ... уж ... да, что уж тут говорить :shock: :shock: :shock:
По поводу прочностей! В фильме "Аполлон 13" для пипла, дабы он осознал напряженность ситуации, процесс коррекции показали так, будто это езда на формуле 1 с плохо действующим рулем. Ну, для кино это оправдано. Пипл иначе не понял бы, в чем серьезность момента и заскучал бы. Похоже у Вас представления об управлении ракетой почерпнуты из голлиывудских фильмов: ... нажимаем на газ, врубаем третью скорость и рулим. Так действительно и развалиться не долго :(
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНу братец. Посмотрел я Ваши ссылки. Если Вы считаете, что на их основе можно что то рассчитать, то у меня к Вам больше вопросов и предложений нет :?
Братан, ну что я-то? Это ты у Боинга спроси. ;) :D
Так вот я и говорю, критиковать чужой проект на основе аналога, о котором не имеешь почти ни какого представления ... это ... нда ... ... как то ... уж ... да, что уж тут говорить :shock: :shock: :shock:
По поводу прочностей! В фильме "Аполлон 13" для пипла, дабы он осознал напряженность ситуации, процесс коррекции показали так, будто это езда на формуле 1 с плохо действующим рулем. Ну, для кино это оправдано. Пипл иначе не понял бы, в чем серьезность момента и заскучал бы. Похоже у Вас представления об управлении ракетой почерпнуты из голлиывудских фильмов: ... нажимаем на газ, врубаем третью скорость и рулим. Так действительно и развалиться не долго :(
STEP, когда я был таким же мудаком как вы, я пришел к своему батьке, который участвовал в проектировании Р7 и спросил - "А почему не увеличить тяговооруженность и не положить траекторию "набок"?"
Ну он мне и ответил то, что я вам выше говорил. Вам и Дмитрию В.
Вообще, моему отцу насрать на эти ракеты, которые он сам делал. Не в них смысл жизни.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьНу братец. Посмотрел я Ваши ссылки. Если Вы считаете, что на их основе можно что то рассчитать, то у меня к Вам больше вопросов и предложений нет :?
Братан, ну что я-то? Это ты у Боинга спроси. ;) :D
Так вот я и говорю, критиковать чужой проект на основе аналога, о котором не имеешь почти ни какого представления ... это ... нда ... ... как то ... уж ... да, что уж тут говорить :shock: :shock: :shock:
По поводу прочностей! В фильме "Аполлон 13" для пипла, дабы он осознал напряженность ситуации, процесс коррекции показали так, будто это езда на формуле 1 с плохо действующим рулем. Ну, для кино это оправдано. Пипл иначе не понял бы, в чем серьезность момента и заскучал бы. Похоже у Вас представления об управлении ракетой почерпнуты из голлиывудских фильмов: ... нажимаем на газ, врубаем третью скорость и рулим. Так действительно и развалиться не долго :(
STEP, когда я был таким же мудаком как вы, я пришел к своему батьке, который участвовал в проектировании Р7 и спросил - "А почему не увеличить тяговооруженность и не положить траекторию "набок"?"
Ну он мне и ответил то, что я вам выше говорил. Вам и Дмитрию В.
Вообще, моему отцу насрать на эти ракеты, которые он сам делал. Не в них смысл жизни.
На счет М..., говорите за себя пожалуйста. Жаль, что Ваш отец не научил Вас элементарной вежливости.
После такого, извините, я больше с Вами не разговариваю. И надеюсь, что любой форумчанин, считающий себя культурным человеком, делать этого не будет.
ЦитироватьНа счет М..., говорите за себя пожалуйста. Жаль, что Ваш отец не научил Вас элементарной вежливости.
После такого, извините, я больше с Вами не разговариваю. И надеюсь, что любой форумчанин, считающий себя культурным человеком, делать этого не будет.
Ну как вам сказать... :)
В своё время сам СП сидел в концлагере... ;)
Вы - трепло.
А вы не догадались, что это Бродяга?
ЦитироватьА вы не догадались, что это Бродяга?
А вы не догадались, что эта облезлая рожа - "Postoronnim V"?
ЦитироватьПо поводу прочностей! В фильме "Аполлон 13" для пипла, дабы он осознал напряженность ситуации, процесс коррекции показали так, будто это езда на формуле 1 с плохо действующим рулем. Ну, для кино это оправдано. Пипл иначе не понял бы, в чем серьезность момента и заскучал бы. Похоже у Вас представления об управлении ракетой почерпнуты из голлиывудских фильмов: ... нажимаем на газ, врубаем третью скорость и рулим. Так действительно и развалиться не долго :(
А вы пойдите, и предложите свои представления о "управляемости". ;)
Ну в тот же Боинг, например. ;)
Денег получите кучу, или влом ту кучу домой нести? ;)
Небольшой аноанс.
На следующей неделе предполагается выкладывание анализа проектных параметров Дельты-4.
ЦитироватьС такой ситуацией столкнулся и я, когда рассматривал "Ангару" на керосине с переливом. Действительно, ЦБ оказывается в подвешенном состоянии, усилия боковушек передаются на переходник. Но такая ситуация благоприятна - баки ЦБ разгружаются, их можно облегчить. Конечно, вырастет масса переходника, 100-килограммовыми кронштейнами тут не отделаешься. Но дополнительную обвязку можно сбросить вслед за ускорителями.
Конецно, в этом деле много тонкостей, но в целом, похоже, все так.
Ну, один кронштейн крепления блока А к блоку Ц на 11к25 имел массу 212 кг. Так что в 100 кг на Водородной Ангаре уложиться можно. Но, кстати, я нигде не говорил, что кронштейн - это единственный силовой элемент верхнего пояса силовой связи. В силовую конструкцию переходника, кроме кронштейнов, входят 2 силовых шпангоута и 2 лонжерона. Общие затраты массы на восприятие и распределение сосредоточенных нагрузок от ББ могут составить 1000-1500 кг (навскидку) , не считая массы оболочки самого переходника.
ЦитироватьНу, один кронштейн крепления блока А к блоку Ц на 11к25 имел массу 212 кг. Так что в 100 кг на Водородной Ангаре уложиться можно. Но, кстати, я нигде не говорил, что кронштейн - это единственный силовой элемент верхнего пояса силовой связи. В силовую конструкцию переходника, кроме кронштейнов, входят 2 силовых шпангоута и 2 лонжерона. Общие затраты массы на восприятие и распределение сосредоточенных нагрузок от ББ могут составить 1000-1500 кг (навскидку) , не считая массы оболочки самого переходника.
Очень хотелось бы увидеть, как передаётся усилие в 800 тонн (2х400) на оболочку кислородного бака сверху.
На "картинке" нарисован какой-то конус, его будет сплющивать с двух сторон усилие в 400 тонн.
ЦитироватьНебольшой аноанс.
На следующей неделе предполагается выкладывание анализа проектных параметров Дельты-4.
Да, очень интересно. ;)
Почему это разработчики Дельты-4 не захотели выводить на переходную орбиту массу почти в два раза больше, это же выгодно? :)
Кстати, Дмитрий В. вы так и убеждены, что у вас удельный импульс водородного двигателя не зависит от тяги? ;)
Кроме того, вы можете сами прикинуть, что водорода подаётся в камеру сгорания в 6 раз больше, чем керосина - в объёмном соотношении.
ТНА должен быть физически в 6 раз больше. :)
Это не имеет никакого значения? ;)
ЦитироватьОчень хотелось бы увидеть, как передаётся усилие в 800 тонн (2х400) на оболочку кислородного бака сверху.
На "картинке" нарисован какой-то конус, его будет сплющивать с двух сторон усилие в 400 тонн.
Посмотрите, как это делается на 11к25 (передача 3200 тс=4*800 тс) и все поймете
ЦитироватьЦитироватьОчень хотелось бы увидеть, как передаётся усилие в 800 тонн (2х400) на оболочку кислородного бака сверху.
На "картинке" нарисован какой-то конус, его будет сплющивать с двух сторон усилие в 400 тонн.
Посмотрите, как это делается на 11к25 (передача 3200 тс=4*800 тс) и все поймете
На Энергии и на Шатлле усилие от боковушек передаётся на кислородный бак центра через центральный переходной отсек.
Он достаточно массивный.
Вы предлагаете передать сосредоточенное усилие сразу на тонкую оболочку бака или как-то по-другому? Я допускаю, что верхний переходник будет не особо тяжеленным, но вместе с ним массовое совершенство центра не получится таким хорошим.
Я думаю, оно будет не выше боковушек.
Кстати.
ЦитироватьВсе под контролем! :)
Да, вынужден признать, что у ratman'a есть ошибка - его программа примерно на 70% занижает плотность атмосферы, что ведет к неправильному расчету скоростного напора.
Надо было ещё добавить, что-нибудь такое. - "А я-то олух, ей пользовался и другим мозги пудрил." :)
ЦитироватьДмитрий В. вы предложили откровенную лажу и её защищаете.
Любому человеку, который знакомится с ракетными технологиями приходит идея - "Надо сделать "водородник" с ПН в два раза больше существующих ракет!"
Не получается...
Можно сделать. Но этот пепелац будет раз в 10 дороже керосинки. Оно так сильно надо?
ЦитироватьМожно сделать. Но этот пепелац будет раз в 10 дороже керосинки. Оно так сильно надо?
Не факт! Если уж сравнивать, то с Ангарой-5, а не слюбой керосинкой. При сегодняшнем темпе запусков, определяющей в стоимости пуска становится стоимость разработки, а по статистике в стоимости разработки РН доля ЖРД занимает около 40%. Для Водородной Ангары двигатели уже были созданы к 1987г., а для Ангары-5 их пришлось разрабатывать практически с 0.
ЦитироватьЦитироватьМожно сделать. Но этот пепелац будет раз в 10 дороже керосинки. Оно так сильно надо?
Не факт! Если уж сравнивать, то с Ангарой-5, а не слюбой керосинкой. При сегодняшнем темпе запусков, определяющей в стоимости пуска становится стоимость разработки, а по статистике в стоимости разработки РН доля ЖРД занимает около 40%. Для Водородной Ангары двигатели уже были созданы к 1987г., а для Ангары-5 их пришлось разрабатывать практически с 0.
"Те что вчера были Очень Большие, Ну ОЧЕНЬ БОЛЬШИЕ!
Но вчера..."
Кто-нибудь ещё может сейчас сделать хоть один РД-0120?
ЦитироватьЦитироватьМожно сделать. Но этот пепелац будет раз в 10 дороже керосинки. Оно так сильно надо?
Не факт! Если уж сравнивать, то с Ангарой-5, а не слюбой керосинкой. При сегодняшнем темпе запусков, определяющей в стоимости пуска становится стоимость разработки, а по статистике в стоимости разработки РН доля ЖРД занимает около 40%. Для Водородной Ангары двигатели уже были созданы к 1987г., а для Ангары-5 их пришлось разрабатывать практически с 0.
Я имел в виду нечто совсем другое. Например, трудоёмкость работ по подготовке старта. Уровень точности и пр. Кроме этого, нужен новый СК, или, как минимум - новая инфраструктура на существующем (строящемся). Какими темпами это дело у нас сооружается - уточнять, полагаю, не надо.
Кроме того, с чего Вы взяли, что те самые двигатели (РД-0120, ежели мне память ни с кем не изменяет), мы можем сейчас строить? Нужно возобновить ВСЮ оснастку на заводе, найти по всей стране комплектующие, и заново всё испытать. Возможно, это будет дешевле разработки нового двигателя. А возможно - и нет. Потому как отсутствие какой-нть криогенной заклёпки, может привести к пересмотру конструкции всего двигателя. Такое бывало не раз.
Моё ламерское имхо (я не юродствую) - нам действительно нужен водородный разгонник. И - поэтапная модернизация "Союза". Ангара - это необходимость, чтоб мозги не ржавели у конструкторов. Что до водородной ракеты... Не знаю, очень не уверен.
Вот ещё что. Ссссно, стоимость ракеты для страны - копеечная. На строительство того же СК Ангары выделяется денег меньше, чем на 12 км федеральной трассы "Дон". Но строить надо подо что-то конкретное. Мне вот, для Не3, нужна дешёвая и надёжная РН на 40 тонн ПН. Причём, летать она должна 100 раз в год (при полном развёртывании программы). Хочу иметь себестоимость РН в 10 раз ниже, чем Протон. Есть идеи?
ЦитироватьЯ имел в виду нечто совсем другое. Например, трудоёмкость работ по подготовке старта. Уровень точности и пр. Кроме этого, нужен новый СК, или, как минимум - новая инфраструктура на существующем (строящемся). Какими темпами это дело у нас сооружается - уточнять, полагаю, не надо.
Кроме того, с чего Вы взяли, что те самые двигатели (РД-0120, ежели мне память ни с кем не изменяет), мы можем сейчас строить? Нужно возобновить ВСЮ оснастку на заводе, найти по всей стране комплектующие, и заново всё испытать. Возможно, это будет дешевле разработки нового двигателя. А возможно - и нет. Потому как отсутствие какой-нть криогенной заклёпки, может привести к пересмотру конструкции всего двигателя. Такое бывало не раз.
Моё ламерское имхо (я не юродствую) - нам действительно нужен водородный разгонник. И - поэтапная модернизация "Союза". Ангара - это необходимость, чтоб мозги не ржавели у конструкторов. Что до водородной ракеты... Не знаю, очень не уверен.
Вот ещё что. Ссссно, стоимость ракеты для страны - копеечная. На строительство того же СК Ангары выделяется денег меньше, чем на 12 км федеральной трассы "Дон". Но строить надо подо что-то конкретное. Мне вот, для Не3, нужна дешёвая и надёжная РН на 40 тонн ПН. Причём, летать она должна 100 раз в год (при полном развёртывании программы). Хочу иметь себестоимость РН в 10 раз ниже, чем Протон. Есть идеи?
На момент начала работ по проекту "Ангара" 11д122 вполне мог производиться серийно (как сейчас не знаю, но Водородная Ангара, я это не раз отмечал, является гипотетической альтернативой времен 1992-1995 гг). В качестве СК мог использоваться УКСС. А на других полигонах все равно пришлось бы строить новые СК (что для обычной Ангары, что для Водородной). С уважением, Дмитрий В.
Как и обещал.
«Поэма о Дельте IV»
Ну, «возьмемся» за Дельту 4. Почему же эта самая Дельта, при использовании водорода на двух (а на Хэви и на 3-х ступенях) имеет массовую отдачу гораздо меньшую, чем предложенная мной «виртуальная» Водородная Ангара? Мои очевидные ответы на этот вопрос (низкая тяговооруженность ступеней в вариантах 4М и Хэви, что влечет рост гравитационных потерь; меньший УИ первой ступени; «заточенность» под геопереходную орбиту; отступление от оптимального распределения масс ступеней вследствие проектирования целого семейства РН вместо одной специализирванной и т.п.) действия не возымели. Поэтому я и решил провести небольшое «расследование».
Для этого использовались, в качестве исходных данных, цифры из http://www.astronautix.com
Не знаю, насколько эти цифры точны, но для приближенного анализа достаточно и их.
Самый поверхностный анализ проектных параметров РН семейства Дельта 4 сразу дал тривиальные ответы на вопрос, почему «мю ПН» Дельты 4 значительно ниже, чем у Водородной Ангары. Для этого оказалось достаточным рассчитать располагаемую ХС (которая по определению должна быть не ниже потребной). Например, для Дельты-4М (без использования ТТУ GEM-60) располагаемая ХС при выведении ПН=3,9 т на геопереходную орбиту 538*35966 км составляет 12776,83 м/с, что для чисто 2-хступенчатой РН, надо признать, многовато (по логике, надо было бы использовать 3 ступени). Для проверки, я провел небольшой баллистический анализ (с применением достаточно простенькой модели, написанной мной в «экселе» на основе институтской «методички» «Расчет летных характеристик ЛА», В.М.Белоконов, В.А. Вьюжанин, КуАИ, 1982г.). Расчет дал для Дельты-4М потребную ХС = 12810 м/с (что весьма близко к вышеназванному значению располагаемой ХС), из которых: примерно 10750 м/с - затраты ХС на выведение на опорную орбиту 185*538 км и 2060 м/с – затраты ХС на орбитальные маневры по выведению ПН на орбиту 538*35966 км с наклонением 27,3 град (принималась гомановская схема межорбитальных перелетов). Чем же обусловлены столь большие затраты ХС для выведения на опорную орбиту? Ответ: очень большими гравитационными потерями: при тяговооруженности 1,159 (при выводе на ГПО) гравитационные потери 1-й ступени составляют почти 1400 м/с, а для 2-й ступени (тяговооруженность примерно 0,4) около 1440 м/с (из-за большой длительности АУТ, примерно 876 сек). Для Дельты-4Хэви ситуация аналогична (но еще и усугубляется унификацией блоков 1 и 2 ступеней, но об этом немного ниже). Заметим, кстати, что наибольшая «мю ПН» (для НОО примерно 3,55%) в семействе Дельта достигается для варианта Дельта-4М+(4,2) с 2-мя ТТУ GEM-60, что объясняется существенно меньшими гравитационными потерями ХС (тяговооруженность 1-й ступени около 1,3, а 2-й - примерно 1,776 без дросселирования RS-68 и около 1,04 – при дросселировании RS-68 до 59%). Если бы в проект Дельты-4М были заложены более или менее нормальные тяговооруженности (скажем, 1,3 – для 1-й ступени и 0,8 – для 2-й), то ПН=8,6 т на НОО она бы выводила при стартовой массе 182,5 т (ХС=9957 м/с). Но при этом пришлось бы проектировать ЖРД 2-й ступени тягой около 30,5 тс (ну, или использовать 3 штуки RL-10B2)! Ну, а если бы были приняты тяговооуженности 1,4 и 1,2 для 1-й и 2-й соответственно, то таже ПН была бы выведена на НОО при Мст=155 т («мю ПН» = 5,5%, т.е. практически как у «Водородной Ангары»)!!!
Возникает вопрос, почему проектанты выбрали такие параметры РН? Чем они руководствовались при выборе размерности блока первой ступени и тяги RS-68? Какова была логика проектирования? Я решил «копнуть» немного поглубже. Вот что поучается. Перед проектантами стояла задача спроектировать не одну РН, а целое семейство носителей, выводящих на ГПО и НОО ПН в широком диапазоне массы. При этом, как следует из материалов опубликованных в И. Афанасьевым в НК (2001-2002г.), основной целью, в т.ч. при проектировании ЖРД было не достижение максимальных удельных параметров, а снижение производственных издержек и стоимости разработки. А для компенсации снижения характеристик был выбран водород (что, собственно, все и объясняет Если бы с такими подходами проектировалась керосиновая РН, то ее характеристики были бы сопоставимы с ФАУ-2!). Но, по порядку.
1.Выбор размерности двигателя. Согласно материалам И.Афанасьева RS-68 проектировался параллельно с РН, как простой, дешевый и надежный. Величина тяги у Земли (295 тс или 650 тыс. фунт-сила), предположительно была выбрана из условия обеспечения старта вариантов РН, не использующих ТТУ. Также возможно, что тяга 295 тс была выбрана как максимально возможная при заданных условиях и сроках разработки. Отсюда же открытая схема и явная оптимизация ЖРД для применения у земли (коэффициент высотности всего 1,15). Подобный подход к проектированию «околоземного водородника» был использован в конце 1980-хх гг. при разработке в США тяжелых РН по программе ALS. В свое время в репринтном журнале «Аэрокосмическая техника» было приведено мнение одного из руководителей разработки водородного ЖРД для этой РН: «Мы не будем биться за каждый килограмм массы и за каждую единицу удельной тяги. Наша цель – надежность и дешевизна.» (цитирую не дословно, по памяти). Быть может, ноги RS-68 растут именно оттуда...
2.Выбор размерности блока 1-й ступени. При проектировании семейства РН неизбежно возникает вопрос, для какого варианта оптимизировать проектные параметры (а для семейства это возможно только для одного из вариантов) и, соответственно выбирать размерность модуля? Я предположил, что этот выбор осуществлен для варианта Дельта-4М (для вариантов с ТТУ размерность блока 1-й ступени не играет такой роли, поскольку неоптимальность его массы/тяги легко компенсируется набором необходимого количества сравнительно дешевых твердотопливных ускорителей). Для подтверждения этого предположения я провел расчет проектных параметров для варианта Дельта-4Хэви и Дельта-4М. Поскольку из материалов НК следовало, что в Дельте-4М использована модифицированная модифицированная верхняя ступень от Дельты-3 (без изменений взяты ЖРД и бак ЖК, остальные элементы модифицированы), то подбор размерности блока 1-й ступени производился по критерию «максимальная масса ПН на геопереходной орбите, при заданной тяге ЖРД обеих ступеней и заданной массе блока 2-й ступени». Расчет показал, что при стартовой тяге 1-й ступени 295 тс (и тяговооруженности 1-й ступени1,159), при массе блока 2-й ступени 24,17 т (в т.ч. топливо 21,32 т) и тяге 11,222 тс, максимальная ПН = 3,847т, а потребная масса топлива 1-й ступени равна примерно 201 т. Полученные расчетные значения близки к известным данным. Расчет для выведения на НОО дал ПН=9,04 т и массу топлива 196 т, что также близко к известным цифрам (ПН=8,6 т, Мт1=199т). Расчет для Дельты-4Хэви подтвердил, что выбор размерности блока 1-й ступени был сделан, исходя из параметров и характеристик Дельты-4М. Если бы Хэви проектировалась сама по себе, то при заданных УИ ЖРД и тяговооруженностях ступеней, соответствующих реальному изделию, она выводила бы на НОО 31 т (Мст=735 т), но при этом в 1-м боковом блоке должно быть только 125 т топлива. При наложении ограничения «масса ББ=массе ЦБ» при той же стартовой массе, Хэви вывела бы на НОО около 28 т груза. При этом масса топлива в ЦБ и ББ составила бы примерно 175 т в каждом, а масса 3-й ступени была бы около 133 т (с двигателем тягой 30-40 т). И только после введения дополнительного ограничения «масса топлива ЦБ = масса топлива ББ = 200 т», расчетная ПН на НОО оказалась около 24 т, что близко к объявленным 25,8 т. Все указанные неточности обусловлены неточностью модели и погрешностями исходных данных.
3) Масса ПН остальных РН ряда получалась по принципу «сколько уж получится» при использоваии различного количества навесных ТТУ.
Резюмируя вышесказанное, можно сделать однозначные выводы, объясняющие существенные отличия массовой отдачи РН семейства Дельта-4 от «Водородной Ангары»:
1) Оптимизация параметров, исходя из заданной номенклатуры и тяги ЖРД, по критерию «максимум ПН на ГПО при заданной тяге ДУ и массе верхней ступени».
2) «Заточенность» РН под выведение на НПО при минимальном количестве ступеней.
3) Отклонение параметров РН ряда от оптимальных значений, по причине наложения ограничений связанных с унификацией блоков.
4)Приоритет стоимостных характеристик перед весовой эффективностью.
Значит ли это, что Дельта-4 плоха? Вовсе нет. Проектанты с честью выполнили задачу создания РН с диапазоном ПН от 8,6 до 25,8 т на НОО и от 3,9 до 10,84 на ГПО. Используя при этом всего 2 типа ЖРД и модифицированный ТТУ! При этом, Дельта-4М способна выводить ПН на ГПО, используя только 2 ступени, причем 2-я выполняет как функции маршевого блока, так и КРБ.
С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьКак и обещал.
«Поэма о Дельте IV»
...
С уважением, Дмитрий В.
Большое спасибо! :)
Вот теперь критику пожалуйста. Но только без ИМХО, с цифрами :D :D :D
ЦитироватьБольшое спасибо! :)
Пришлось, конечно, повозиться, но, думаю, результат стоил того.
Будут вопросы по существу - обращайтесь. Чем смогу, помогу.
С уважением, Дмитрий В.
Цитировать1)Кстати, Дмитрий В. вы так и убеждены, что у вас удельный импульс водородного двигателя не зависит от тяги? ;)
2)Кроме того, вы можете сами прикинуть, что водорода подаётся в камеру сгорания в 6 раз больше, чем керосина - в объёмном соотношении.
ТНА должен быть физически в 6 раз больше. :)
Это не имеет никакого значения? ;)
1) Не надо приписывать мне глупостей, которых я никогда не говорил!
2)В 6 раз больше по массе, линейным габаритам, объему или скорости вращения ротора? Уточнить бы не мешало. Никто не спорит, что объемная производительность насоса ЖВ должна быть в разы выше, чем для кросина. Только какое это имеет значение для уже ГОТОВОГО ЖРД с известными параметрами?
Дмитрий В. никто не спорит, что у Дельты-4 ХС для выхода на опорную орбиту около 10 км/с, спорят с тем, что у вас не будет 9250 м/с.
Вы ещё малость позабыли, что у Дельты-4 прибавка за счёт вращения Земли больше, чем у вас.
Вам не приходит в голову странное обстоятельство, с вашей точки зрения если Дельту-4 уменьшить, скажем топлива залить меньше, её ПН увеличится? :)
Интересно, почему никто так не делает. Кроме того, интересно, почему у Атласа-5 с керосиновой первой ступенью практически такая же ПН. :)
Цитировать1) Не надо приписывать мне глупостей, которых я никогда не говорил!
2)В 6 раз больше по массе, линейным габаритам, объему или скорости вращения ротора? Уточнить бы не мешало. Никто не спорит, что объемная производительность насоса ЖВ должна быть в разы выше, чем для кросина. Только какое это имеет значение для уже ГОТОВОГО ЖРД с известными параметрами?
1) А вы взяли максимальную тягу и максимальный удельный импульс одновременно. Я понимаю, подогнать параметры хотелось. :)
2) Они готовые на деревьях растут? :)
ЦитироватьЦитироватьБольшое спасибо! :)
Пришлось, конечно, повозиться, но, думаю, результат стоил того.
Будут вопросы по существу - обращайтесь. Чем смогу, помогу.
С уважением, Дмитрий В.
Не стоил того результат.
Ясно, что у Дельты-4 маленькая ПН потому, что параметры далеки от предельных и низкая тяговооруженность.
Только вот низкая тяговооруженность на ней потому, что высокая просто невозможна для водородной ракеты - она не сможет лететь в плотных слоях атмосферы.
Цитировать1)Дмитрий В. никто не спорит, что у Дельты-4 ХС для выхода на опорную орбиту около 10 км/с, спорят с тем, что у вас не будет 9250 м/с.
2)Вы ещё малость позабыли, что у Дельты-4 прибавка за счёт вращения Земли больше, чем у вас.
3)Вам не приходит в голову странное обстоятельство, с вашей точки зрения если Дельту-4 уменьшить, скажем топлива залить меньше, её ПН увеличится? :)
Интересно, почему никто так не делает. Кроме того, интересно, почему у Атласа-5 с керосиновой первой ступенью практически такая же ПН. :)
1)Докажите, что ХС будет больше 9250 м/с.
2)Нет, добавка от вращения земли при расчете потебной ХС для Дельты 4 учтена.
3)Нет, не приходило. При заправке меньшего количества топлива, из-за роста тяговооруженности, "мю ПН" может несколько возрасти, но из-за уменьшения Мст, масса ПН в абсолютном выражении уменьшится.
ЦитироватьЦитировать1) Не надо приписывать мне глупостей, которых я никогда не говорил!
2)В 6 раз больше по массе, линейным габаритам, объему или скорости вращения ротора? Уточнить бы не мешало. Никто не спорит, что объемная производительность насоса ЖВ должна быть в разы выше, чем для кросина. Только какое это имеет значение для уже ГОТОВОГО ЖРД с известными параметрами?
1) А вы взяли максимальную тягу и максимальный удельный импульс одновременно. Я понимаю, подогнать параметры хотелось. :)
2) Они готовые на деревьях растут? :)
1)Максимальный УИ 11д122 454,7 с обеспечивается на режиме 100-110% номинальной тяги. При дросселировании 11д122 (при уменьшении тяги) УИ также плавно снижается - это факт.
2) Нет, они на деревьях не растут.
ЦитироватьНе стоил того результат.
Ясно, что у Дельты-4 маленькая ПН потому, что параметры далеки от предельных и низкая тяговооруженность.
Только вот низкая тяговооруженность на ней потому, что высокая просто невозможна для водородной ракеты - она не сможет лететь в плотных слоях атмосферы.
Это Ваше малокомпетентное ИМХО. Докажите расчетом, что водородные РН немогут лететь в плотных слоях атмосферы с тяговооруженностью 1,5-1,56.
Цитировать1)Докажите, что ХС будет больше 9250 м/с.
2)Нет, добавка от вращения земли при расчете потебной ХС для Дельты 4 учтена.
3)Нет, не приходило. При заправке меньшего количества топлива, из-за роста тяговооруженности, "мю ПН" может несколько возрасти, но из-за уменьшения Мст, масса ПН в абсолютном выражении уменьшится.
1) Как я вам докажу это, если у вас ничего нет? Есть только приблизительные выкладки, да заклинания о "программе ratmana". :)
2) Ну так у вас ХС будет ещё больше. :)
3) Слава богу. :) Значит Дельта-4 в тяжелом варианте заправленная так, что тяговооруженность будет 1,5 будет выводить ПН значительно меньше? ;) Раза в 2, а? ;)
Цитировать1)Максимальный УИ 11д122 454,7 с обеспечивается на режиме 100-110% номинальной тяги. При дросселировании 11д122 (при уменьшении тяги) УИ также плавно снижается - это факт.
2) Нет, они на деревьях не растут.
1) Да? А я что-то читал, что J-2 дросселировали соотношением компонентов для увеличения удельного импульса. :) Да и шаттловские двигатели дросселируются на конечном участке, видимо так же и с той же целью.
Добавляется водород, который не сгорает, общая молекулярная масса продуктов сгорания уменьшается и удельный импульс растёт.
А вот тяга падает, потому что меньшая масса топлива выбрасывается.
2) И значит этот здоровенный турбонасос надо кому-то делать? ;)
ЦитироватьЦитироватьНе стоил того результат.
Ясно, что у Дельты-4 маленькая ПН потому, что параметры далеки от предельных и низкая тяговооруженность.
Только вот низкая тяговооруженность на ней потому, что высокая просто невозможна для водородной ракеты - она не сможет лететь в плотных слоях атмосферы.
Это Ваше малокомпетентное ИМХО. Докажите расчетом, что водородные РН немогут лететь в плотных слоях атмосферы с тяговооруженностью 1,5-1,56.
У, это надо проделать работу, которую мне проделать СЛАБО. :) Да и ЛЕНЬ. :)
Я вот опять сегодня спросил отца об этих всех вопросах.
Когда встала потребность увеличить ПН Р7 для целей доставки в космос, естетсвенно возникла идея сделать более пологой траекторию и лететь при относительно бОльших скоростных напорах.
Допустимый скоростной напор увеличили с 3,2 тонн до 3,8.
Ваша теоретическая ракета имеет вдвое бОльшую площадь сечения отнесённую к массе. Топливо расходуется медленнее, потому что больше удельный импульс.
В результате она будет значительно на большем участке неустойчива.
Мощная система управления в виде управления вектором тяги не поможет, избыточная мощность управления приводит к возникновению автоколебаний.
Дмитрий В. поймите, не вам одному такая идея в голову приходила. :)
ЦитироватьЦитировать1)Докажите, что ХС будет больше 9250 м/с.
2)Нет, добавка от вращения земли при расчете потебной ХС для Дельты 4 учтена.
3)Нет, не приходило. При заправке меньшего количества топлива, из-за роста тяговооруженности, "мю ПН" может несколько возрасти, но из-за уменьшения Мст, масса ПН в абсолютном выражении уменьшится.
1) Как я вам докажу это, если у вас ничего нет? Есть только приблизительные выкладки, да заклинания о "программе ratmana". :)
2) Ну так у вас ХС будет ещё больше. :)
3) Слава богу. :) Значит Дельта-4 в тяжелом варианте заправленная так, что тяговооруженность будет 1,5 будет выводить ПН значительно меньше? ;) Раза в 2, а? ;)
1) Опять пустые слова... А основные расчеты я не в "программе ratmana" делаю.
2) Слова...
Дмитрий В. вы хотите, чтобы я спроектировал вашу ракету за вас? :)
Точнее её траекторию.
Не дождётесь, это ваша идея. Выкладывайте детально траекторию с направлением вектора скорости, тягой двигателей в зависимости от времени, удельным импульсом и т. д.
Тогда будет о чём говорить.
Кстати, как вы считали гравитационные потери для Дельты-4 не зная её траекторию? :)
ЦитироватьЦитировать1)Максимальный УИ 11д122 454,7 с обеспечивается на режиме 100-110% номинальной тяги. При дросселировании 11д122 (при уменьшении тяги) УИ также плавно снижается - это факт.
2) Нет, они на деревьях не растут.
1) Да? А я что-то читал, что J-2 дросселировали соотношением компонентов для увеличения удельного импульса. :) Да и шаттловские двигатели дросселируются на конечном участке, видимо так же и с той же целью.
Добавляется водород, который не сгорает, общая молекулярная масса продуктов сгорания уменьшается и удельный импульс растёт.
А вот тяга падает, потому что меньшая масса топлива выбрасывается.
2) И значит этот здоровенный турбонасос надо кому-то делать? ;)
1) Воистину, "иногда лучше жевать, чем говорить" :lol: Все же, Гость/Гайка/Ворон, убедительно Вас прошу почитать специальную литературу :!: Еслди Вы потрудитесь это сделать, то узнаете, что максимальный УИ любого ЖРД достигается при коэффициенте избытка окислителя меньше 1. И что оптимальное значение коэффициента избытка окислителя/соотношение компонентов топлива, с точки зрения максимума УИ, растет с увеличением давления в КС (вероятно, коэф-т избытка становится равным 1, а соотношение компонентов-стехиометрическим, при давлении в КС стремящимся к бесконечности). Также Вы узнаете, что для неводороджных ЖРД соотношение компонентов/к-т избытка окислителя выбирается из обеспечения максимума УИ, а для водородных ЖРД - из обеспечения максимума ХС (или,что тоже самое-максимума ПН). Скажем, для SSME максимальный УИ достигается (ЕМНИП, могу и ошибиться) достигается при соотношении компонентов где!то 5,5, а максимум ПН - при 6,0 (к-т избытка окислителя 0.75). Соответственно, для J-2 максимум УИ достигался при соотношении компонентов 4,5, а режим с соотношением 5,5 обеспечивал повышение плотности топлива и, соответственно, уменьшение массы конструкции, а также снижение гравпотерь за счет бОльшей тяги. SSME и 11д122- двигатели однорежимные, работающие с номинальным соотношением компонентов 6,0. Хотя имеют регуляторы соотношения компонентов для "1) поддержания соотношения компонентов в КС в тех пределах, в которых она надежно работает с высокими характеристиками, надежным охлаждением и устойчивостью рабочего процесса. 2) для обеспечения... одновременной выработки окислителя и горючего... или доведения невырабатываемых остатков компонентов в баках до минимума" . Дросселирование, что для Энергии, что для Шаттла осуществлялось уменьшением величины тяги при неизменном соотношении компонентов для целей ограничения скоростного напора, осевой перегрузки и расширения зон устойчивости РН перед разделением ступеней.
2) Это делали рабочие и инженеры ВМЗ :wink:
ЦитироватьКстати, как вы считали гравитационные потери для Дельты-4 не зная её траекторию? :)
В посте "Поэма о Дельте" я указал источник.
ЦитироватьЦитироватьКстати, как вы считали гравитационные потери для Дельты-4 не зная её траекторию? :)
В посте "Поэма о Дельте" я указал источник.
Дмитрий!
Гайка, или кто он там, не хочет считать за Вас ракету. Он не хочет слушать Ваших доводов. Ему лениво разбираться в науках.
Просто ему хочется ВЫСТУПАТЬ и обвинять.
НО!!!
Сколько всего интересного было обсуждено благодаря этому ... как там его папа называл?
Да здравствует Гайка, или кто он там еще есть? Я испытывал истинное наслаждение читая Ваш пост про Дельту 4. Гайку забудут, а статья (хоть сейчас в НК), останется. С удовольствием прочту ее продолжение.
ЦитироватьДмитрий!
Гайка, или кто он там, не хочет считать за Вас ракету. Он не хочет слушать Ваших доводов. Ему лениво разбираться в науках.
Просто ему хочется ВЫСТУПАТЬ и обвинять.
НО!!!
Сколько всего интересного было обсуждено благодаря этому ... как там его папа называл?
Да здравствует Гайка, или кто он там еще есть? Я испытывал истинное наслаждение читая Ваш пост про Дельту 4. Гайку забудут, а статья (хоть сейчас в НК), останется. С удовольствием прочту ее продолжение.
В принципе, согласен. Но, черт возьми! Почему-то, когда я читаю посты Гайки, мне хочется сменить свой ник на "БОЛТ" ! :twisted: :twisted: :twisted:
ЦитироватьЦитироватьДмитрий!
Гайка, или кто он там, не хочет считать за Вас ракету. Он не хочет слушать Ваших доводов. Ему лениво разбираться в науках.
Просто ему хочется ВЫСТУПАТЬ и обвинять.
НО!!!
Сколько всего интересного было обсуждено благодаря этому ... как там его папа называл?
Да здравствует Гайка, или кто он там еще есть? Я испытывал истинное наслаждение читая Ваш пост про Дельту 4. Гайку забудут, а статья (хоть сейчас в НК), останется. С удовольствием прочту ее продолжение.
В принципе, согласен. Но, черт возьми! Почему-то, когда я читаю посты Гайки, мне хочется сменить свой ник на "БОЛТ" ! :twisted: :twisted: :twisted:
А кто мешает? Правда Гайка, судя по всему, в этом уже на столько преуспел, что состязаться с ним бессмысленно :D Тут я полностью признаю его превосходство. :D :D :D
Понимаете, Дмитрий В. если бы у вас был хоть малейший запас в вашей идее, я бы не стал обсуждать вопрос об удельном импульсе. :)
Ваша ХС 9250 м/с получается простейшим способом исходя из значения удельного импульса в вакууме 455 секунд.
И вам слабо показать траекторию своего аппарата в детализованном виде.
Если удельный импульс меняется вообще по ходу дела не важно для чего, у вас концы с концами не сходятся.
ЦитироватьДмитрий!
Гайка, или кто он там, не хочет считать за Вас ракету. Он не хочет слушать Ваших доводов. Ему лениво разбираться в науках.
Просто ему хочется ВЫСТУПАТЬ и обвинять.
НО!!!
Сколько всего интересного было обсуждено благодаря этому ... как там его папа называл?
Да здравствует Гайка, или кто он там еще есть? Я испытывал истинное наслаждение читая Ваш пост про Дельту 4. Гайку забудут, а статья (хоть сейчас в НК), останется. С удовольствием прочту ее продолжение.
STEP вам охота защищать эту ерунду? ;)
Дмитрий В. просто выложил очевидный факт, что у водородника высоки гравитационные потери.
Он не объяснил каким образом у его водородника будут низкие гравитационные потери.
Ах, он увеличит тяговооруженность аж в два раза? Интересно, а что это никто так не делает? :)
Кстати, STEP, вы обратили внимание на то, что Дмитрий В. использовал программу занижающую на 70% плотность атмосферы? :)
Значти, соответственно, завышающую значение удельного импульса.
ЦитироватьКстати, STEP, вы обратили внимание на то, что Дмитрий В. использовал программу занижающую на 70% плотность атмосферы? :)
Значти, соответственно, завышающую значение удельного импульса.
Дмитрий не в "ратмане" считает. Бродага, не гоните ;)
ЦитироватьКстати, STEP, вы обратили внимание на то, что Дмитрий В. использовал программу занижающую на 70% плотность атмосферы? :)
Значти, соответственно, завышающую значение удельного импульса.
На сколько мне известно, за плотность атмосферы Вам сказали отдельное спасибо. В программу были внесены соответствующие исправления, что не сильно повлияло на конечный результат. Но Вы на это исправление ни как не отреагировали.
И второе. Боюсь, что если Вам выложат траекторию полета, или чего еще Вам так не хватает, то Вы заявите, что у Вас нет времени разбираться в этом, и что все равно это все ерунда. Да и как Вы проверите, если у Вас для этого нет ни программы, ни времени, ни желания.
Я не защищаю Дмитрия В. Мне тоже интересна истина. Но если идет критика, то она должна подтверждаться не личным мнением, а расчетом. От Вас же имеются только вопросы, изложенные в грубой форме, и ни чем не подтвержденное отрицательное мнение. Мне претит такая система диалога, о чем я и говорю. Ваш тон слишком напоминает элементарное сведение личных счетов.
Если же Вы решили, что я не имею права вмешиваться в ваш диалог, то, по моему, Вы превышаете свои полномочия на форуме.
ЦитироватьНа сколько мне известно, за плотность атмосферы Вам сказали отдельное спасибо. В программу были внесены соответствующие исправления, что не сильно повлияло на конечный результат. Но Вы на это исправление ни как не отреагировали.
И второе. Боюсь, что если Вам выложат траекторию полета, или чего еще Вам так не хватает, то Вы заявите, что у Вас нет времени разбираться в этом, и что все равно это все ерунда. Да и как Вы проверите, если у Вас для этого нет ни программы, ни времени, ни желания.
Я не защищаю Дмитрия В. Мне тоже интересна истина. Но если идет критика, то она должна подтверждаться не личным мнением, а расчетом. От Вас же имеются только вопросы, изложенные в грубой форме, и ни чем не подтвержденное отрицательное мнение. Мне претит такая система диалога, о чем я и говорю. Ваш тон слишком напоминает элементарное сведение личных счетов.
Если же Вы решили, что я не имею права вмешиваться в ваш диалог, то, по моему, Вы превышаете свои полномочия на форуме.
STEP ну при чём тут личные счёты? :)
Лажа это просто и всё. :) Активный участок, сравнительно с современными ракетами - практически всеми, уменьшен раза в 2.
Соответственно, увеличена средняя тяговооруженность.
Понятно, что это приведёт к уменьшению потерь и увеличению полезной нагрузки. Тут такая идейка высказывалась неоднократно.
(В том числе мной, например.)
Это ежу понятно, остаётся только показать, что "ракета Дмитрия В." может так летать, а другие не могут. :)
Вы разработчиков современных ракет идиотами считаете или как? ;)
ЦитироватьЦитироватьКстати, STEP, вы обратили внимание на то, что Дмитрий В. использовал программу занижающую на 70% плотность атмосферы? :)
Значти, соответственно, завышающую значение удельного импульса.
Дмитрий не в "ратмане" считает. Бродага, не гоните ;)
Bell ну давайте не поднимать старые склоки.
Человек взял "теоретически" ракету с УИ водорода и решил, что она сможет лететь по траектории твердотопливной МБР (например).
Можно потратить год на анализ динамики движения, чтобы доказать ему, что так нельзя, но ....
Вот вы и докажите, то или другое.
ЦитироватьЦитироватьНа сколько мне известно, за плотность атмосферы Вам сказали отдельное спасибо. В программу были внесены соответствующие исправления, что не сильно повлияло на конечный результат. Но Вы на это исправление ни как не отреагировали.
И второе. Боюсь, что если Вам выложат траекторию полета, или чего еще Вам так не хватает, то Вы заявите, что у Вас нет времени разбираться в этом, и что все равно это все ерунда. Да и как Вы проверите, если у Вас для этого нет ни программы, ни времени, ни желания.
Я не защищаю Дмитрия В. Мне тоже интересна истина. Но если идет критика, то она должна подтверждаться не личным мнением, а расчетом. От Вас же имеются только вопросы, изложенные в грубой форме, и ни чем не подтвержденное отрицательное мнение. Мне претит такая система диалога, о чем я и говорю. Ваш тон слишком напоминает элементарное сведение личных счетов.
Если же Вы решили, что я не имею права вмешиваться в ваш диалог, то, по моему, Вы превышаете свои полномочия на форуме.
STEP ну при чём тут личные счёты? :)
Лажа это просто и всё. :) Активный участок, сравнительно с современными ракетами - практически всеми, уменьшен раза в 2.
Соответственно, увеличена средняя тяговооруженность.
Понятно, что это приведёт к уменьшению потерь и увеличению полезной нагрузки. Тут такая идейка высказывалась неоднократно.
(В том числе мной, например.)
Это ежу понятно, остаётся только показать, что "ракета Дмитрия В." может так летать, а другие не могут. :)
Вы разработчиков современных ракет идиотами считаете или как? ;)
Идиотами я ни кого не считаю. Но я инженер, и после того, как я что спроектировал "гениальное", я попадаю в разные инстанции. Много чего приходится пройти. Одна из любимых инстанций, это технологи. Вот они мне и объясняют, что так делать нельзя, что у них для этого нет оснастки, а новую делать влом, а эти гостовские детали хотя есть, но их надо заказывать на предприятии, с которым нет связей. А эту деталь переделайте пожалуйста из имеющейся в наличии. Правда она получится в пять раз больше и в десять тяжелее, но ... И без их подписи ни одно мое гениальное изделие не пойдет в работу. А потом все вокруг начинают удивляться, что это за ерунду я сделал, почему не применил простого решения. А вот не применил, а вы видели, что бы кто нить, когда нить это смелое решение применял... А раз ни кто, значит это невозможно.
Признайтесь Гайка, Вы ТЕХНОЛОГ??? :D :D :D
ЦитироватьИдиотами я ни кого не считаю. Но я инженер, и после того, как я что спроектировал "гениальное", я попадаю в разные инстанции. Много чего приходится пройти. Одна из любимых инстанций, это технологи. Вот они мне и объясняют, что так делать нельзя, что у них для этого нет оснастки, а новую делать влом, а эти гостовские детали хотя есть, но их надо заказывать на предприятии, с которым нет связей. А эту деталь переделайте пожалуйста из имеющейся в наличии. Правда она получится в пять раз больше и в десять тяжелее, но ... И без их подписи ни одно мое гениальное изделие не пойдет в работу. А потом все вокруг начинают удивляться, что это за ерунду я сделал, почему не применил простого решения. А вот не применил, а вы видели, что бы кто нить, когда нить это смелое решение применял... А раз ни кто, значит это невозможно.
Признайтесь Гайка, Вы ТЕХНОЛОГ??? :D :D :D
Нет, я не технолог. :)
И дело тут не в технологии, дело в простейших физических обстоятельствах, в наличии атмосферы, которая мешает быстрому разгону ракет, в особенности водородных, имеющих большой объём.
При этом у Дмитрия В. с двумя боковушками на водороде 6% ПН, а у шаттла примерно 5%, даже в этом сравнении от водорода выгоды почти нету.
ЦитироватьНет, я не технолог. :)
И дело тут не в технологии, дело в простейших физических обстоятельствах, в наличии атмосферы, которая мешает быстрому разгону ракет, в особенности водородных, имеющих большой объём.
При этом у Дмитрия В. с двумя боковушками на водороде 6% ПН, а у шаттла примерно 5%, даже в этом сравнении от водорода выгоды почти нету.
Гайка, послушайте, сейчас полным полно ракет с приличной тяговооруженностью, в том числе использующие водород. Тот же Шаттл, Энергия, Ариан-5, да и таже Дельта 4+ с 2/4 навесными РДТТ. Почему-то наличие водорода и большая тяговооруженность (для одних РН 1-й ступени, для других и 1-й и 2-й ступеней) не мешает им летать. А некоторые из них, к примеру упомянутый Шаттл, имеют еще и неплохую весовую отдачу. Из Ваших рассуждений совершенно непонятно, почему чисто водородная РН не может иметь траекторию близкую, к примеру к траектории Шаттла. Да, некоторые составляющие потерь ХС (о чем я уже писал), а именно аэродинамические потери, потери на статическое противодавление могут возрасти по сравнению с керосиновыми 1-ми ступенями. Но уменьшение гравитационных потерь из-за относительно высокой (но не чрезмерной) тяговооруженности, с лихвой окупает "издержки". Не понятны также Ваши соображения по поводу невозможности обеспечения устойчивости Водородной Ангары. как-то ведь летают и Шаттл и Энергия, как-то летала и МБР Р-7 (я привел лишь несколько примеров ракет с высокой тяговооруженностью и сравнительно низкой нагрузкой на мидель). Ну, и наконец. Я ничего не "продвигаю" :wink: В этом топике заинтересованные участники обсуждают одну из возможных альтернатив Ангаре, и только!
Дмитрий В. представьте шаттл или Энергию с парочкой таких же как центральный баков. :)
Это примерно то, что вы предлагаете, неужели не очевидно, что аэродинамические нагрузки на такую систему будут огромными?
Есть ракеты и с тяговооруженностью 1,8-2 - твердотопливные. Да, у них меньше потери, но они не водородные.
А шаттл имеет высокую весовую отдачу не из-за траектории, а из-за того, что центральный бак сделан с высоким массовым совершенством.
Вы упомянули Р7, так на ней в полной мере проявились эти проблемы, когда надо было увеличить полезную нагрузку. Вы просто не сможете уменьшить гравитационные потери потому, что не сможете заставить лететь ракету при скоростных напорах больше определённых.
Предложите статически устойчивую ракету, например со здоровенными стабилизаторами, тогда можно подумать. ;)
ЦитироватьДмитрий В. представьте шаттл или Энергию с парочкой таких же как центральный баков. :)
Это примерно то, что вы предлагаете, неужели не очевидно, что аэродинамические нагрузки на такую систему будут огромными?
Есть ракеты и с тяговооруженностью 1,8-2 - твердотопливные. Да, у них меньше потери, но они не водородные.
А шаттл имеет высокую весовую отдачу не из-за траектории, а из-за того, что центральный бак сделан с высоким массовым совершенством.
Вы упомянули Р7, так на ней в полной мере проявились эти проблемы, когда надо было увеличить полезную нагрузку. Вы просто не сможете уменьшить гравитационные потери потому, что не сможете заставить лететь ракету при скоростных напорах больше определённых.
Предложите статически устойчивую ракету, например со здоровенными стабилизаторами, тогда можно подумать. ;)
Ей Богу, у Вас каша в голове. Аэродинамические нагрузки могут быть меньше или больше, в любом случае они учитываются при расчетах и не могут быть бесконечно большими, во всяком случае эти нагрузки гораздо меньше тяги. Равно, как сами по себе они не определяют статиченскую устойчивость/неустойчивость. Надеюсь, Вам известно, что степень статической неустойчивости определяется "разбежкой" ЦМ и ЦД? А эта разбежка, в свою очередь, зависит от геометрии РН, числа М, ну, и само собой, от координат ЦМ? Ну, а воздействие возмущающих сил аэродинамического происхождения спокойно парируется АС. Кроме умозрительных заключений, непонятно на чем основанных, у Вас, к сожалению, ничего нет... :cry:
ЦитироватьЕй Богу, у Вас каша в голове. Аэродинамические нагрузки могут быть меньше или больше, в любом случае они учитываются при расчетах и не могут быть бесконечно большими, во всяком случае эти нагрузки гораздо меньше тяги. Равно, как сами по себе они не определяют статиченскую устойчивость/неустойчивость. Надеюсь, Вам известно, что степень статической неустойчивости определяется "разбежкой" ЦМ и ЦД? А эта разбежка, в свою очередь, зависит от геометрии РН, числа М, ну, и само собой, от координат ЦМ? Ну, а воздействие возмущающих сил аэродинамического происхождения спокойно парируется АС. Кроме умозрительных заключений, непонятно на чем основанных, у Вас, к сожалению, ничего нет... :cry:
Извините, это у вас каша в голове.
Сам факт устойчивости не определяют, а вот сила возмущающего воздействия пропорциональна скоростному напору.
Что касается "спокойно парируется" - ограничения по скоростному напору для той же Р7 придуманы для развлечения публики? :)
Если у вас неустойчивая ракета, то слишком мощная система управления будет загонять её в режим автоколебаний, так что это не поможет.
Предложите устойчивую ракету, и на дозвуковых режимах и на сверхзвуковых.
Кстати, у вас площадь сечения ракеты около 40 квадратных метров, при скоростном напоре 4 тонны и "вполне умеренном" Cx = 0,3 просто тормозящая сила будет около 50 тонн. Так что сами аэродинамические потери будут существенны.
ЦитироватьЦитироватьЕй Богу, у Вас каша в голове. Аэродинамические нагрузки могут быть меньше или больше, в любом случае они учитываются при расчетах и не могут быть бесконечно большими, во всяком случае эти нагрузки гораздо меньше тяги. Равно, как сами по себе они не определяют статиченскую устойчивость/неустойчивость. Надеюсь, Вам известно, что степень статической неустойчивости определяется "разбежкой" ЦМ и ЦД? А эта разбежка, в свою очередь, зависит от геометрии РН, числа М, ну, и само собой, от координат ЦМ? Ну, а воздействие возмущающих сил аэродинамического происхождения спокойно парируется АС. Кроме умозрительных заключений, непонятно на чем основанных, у Вас, к сожалению, ничего нет... :cry:
Извините, это у вас каша в голове.
Сам факт устойчивости не определяют, а вот сила возмущающего воздействия пропорциональна скоростному напору.
Что касается "спокойно парируется" - ограничения по скоростному напору для той же Р7 придуманы для развлечения публики? :)
Если у вас неустойчивая ракета, то слишком мощная система управления будет загонять её в режим автоколебаний, так что это не поможет.
Предложите устойчивую ракету, и на дозвуковых режимах и на сверхзвуковых.
Кстати, у вас площадь сечения ракеты около 40 квадратных метров, при скоростном напоре 4 тонны и "вполне умеренном" Cx = 0,3 просто тормозящая сила будет около 50 тонн. Так что сами аэродинамические потери будут существенны.
Так Вы про возмущения или про статическую устойчивость?
Ну, кстати, я и не утверждал, что для Водородной Ангары аэродинамические потери ХС маленькие - около 200 м/с (точнее могу сказать только завтра), зато гравитационные меньше чем для Дельты4.
Не могу сказать точно, для чего вводили ограничение на q для Р-7, а для 11к25 - в первую очередь для снижения нагрузок. И при тяговооруженности 1,5 Энергия имела максимальный скоростной напор всего 30 тс/ кв.м. И Вы прекрасно знаете, как обеспечивалось выполнение этого ограничения - плавным дросселированием ДУ 1-й и 2-й ступеней. Я уже писал, что аналагочный способ, при неизбежной потере небольшой части ПН, вполне применим и для Водородной Ангары.
ЦитироватьЕсть ракеты и с тяговооруженностью 1,8-2 - твердотопливные. Да, у них меньше потери, но они не водородные.
Ну есть и жидкостные МБР с такой тяговооруженностью. Впрочем, они тоже не водородные :)
ЦитироватьЦитироватьЕсть ракеты и с тяговооруженностью 1,8-2 - твердотопливные. Да, у них меньше потери, но они не водородные.
Ну есть и жидкостные МБР с такой тяговооруженностью. Впрочем, они тоже не водородные :)
Да, кстати! А как быть с БРПЛ? У них, при при больших стартовых перегрузках, нагрузка на мидель вполне себе небольшая - в районе 14-18 т/кв.м. ? И как же они летают при этом?
Цитировать1. Так Вы про возмущения или про статическую устойчивость?
2. Ну, кстати, я и не утверждал, что для Водородной Ангары аэродинамические потери ХС маленькие - около 200 м/с (точнее могу сказать только завтра), зато гравитационные меньше чем для Дельты4.
3. Не могу сказать точно, для чего вводили ограничение на q для Р-7, а для 11к25 - в первую очередь для снижения нагрузок. И при тяговооруженности 1,5 Энергия имела максимальный скоростной напор всего 30 тс/ кв.м. И Вы прекрасно знаете, как обеспечивалось выполнение этого ограничения - плавным дросселированием ДУ 1-й и 2-й ступеней. Я уже писал, что аналагочный способ, при неизбежной потере небольшой части ПН, вполне применим и для Водородной Ангары.
1. И про то и про другое. Устойчивый ЛА может управляться при больших скоростных напорах, а неустойчивый нет.
Его будет раскачивать сама система управления.
2. Чем больше нагрузки от аэродинамики, тем больше будут гравитационные потери - для классической схемы. Ракета должна лететь по траектории близкой к вертикали для уменьшения скоростного напора. В результате большими будут и гравитационные потери, они ещё зависят и от угла наклона траектории.
4.
30 тс/кв. м???? :) Может 3? ;)
30 тонн силы на квадратный метр это 3 атмосферы. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЕсть ракеты и с тяговооруженностью 1,8-2 - твердотопливные. Да, у них меньше потери, но они не водородные.
Ну есть и жидкостные МБР с такой тяговооруженностью. Впрочем, они тоже не водородные :)
Да, кстати! А как быть с БРПЛ? У них, при при больших стартовых перегрузках, нагрузка на мидель вполне себе небольшая - в районе 14-18 т/кв.м. ? И как же они летают при этом?
На меня самое большое впечатление оказывают кадры старта Днепра. Во где нагрузки. Такой вот плевок двухсоттонной ракетой на высоту в два ее роста. Вот где все должно развалиться, а ведь летает. Не даром запад кличет эту ракету Сатаной!
Любые нагрузки на корпус не могут в сумме превышать силу действия двигательной установки. Более того, по принципу "сила действия равна силе противодействия", эти силы равны. Т.е. если ДУ развивает тягу в 500 т, то ни при каких ухищрениях сумма массовых нагрузок и аэродинамических сил не может превысить эти самые 500 т. При этом совершенно не важно, какой вес имеет ракета, какое в ней топливо и какая у нее площадь миделя. Надеюсь это объяснять не надо, или у некоторых имеется своя физика??? :shock:
:D :D :D
ЦитироватьДа, кстати! А как быть с БРПЛ? У них, при при больших стартовых перегрузках, нагрузка на мидель вполне себе небольшая - в районе 14-18 т/кв.м. ? И как же они летают при этом?
Дмитрий В. а вы раз в ДЕСЯТЬ не ошиблись опять? ;)
См. выше. :)
ЦитироватьНа меня самое большое впечатление оказывают кадры старта Днепра. Во где нагрузки. Такой вот плевок двухсоттонной ракетой на высоту в два ее роста. Вот где все должно развалиться, а ведь летает. Не даром запад кличет эту ракету Сатаной!
Любые нагрузки на корпус не могут в сумме превышать силу действия двигательной установки. Более того, по принципу "сила действия равна силе противодействия", эти силы равны. Т.е. если ДУ развивает тягу в 500 т, то ни при каких ухищрениях сумма массовых нагрузок и аэродинамических сил не может превысить эти самые 500 т. При этом совершенно не важно, какой вес имеет ракета, какое в ней топливо и какая у нее площадь миделя. Надеюсь это объяснять не надо, или у некоторых имеется своя физика??? :shock:
:D :D :D
STEP вы сразу от этой ерунды откажетесь или вас надо "мордой об стол повозить" некоторое время, а? ;)
Бред Сивой Кобылы - хорошая аргуменация в пользу Водородной Ангары. :)
STEP пока вы помалкиваете, давайте понемногу возить вас "рылом об стол". ;)
Вот представьте, ракета взяла, да выключила двигатель. ;)
С вашей точки зрения - немедленно исчезнут все остальные нагрузки на ракету. ;)
ЦитироватьSTEP пока вы помалкиваете, давайте понемногу возить вас "рылом об стол". ;)
Вот представьте, ракета взяла, да выключила двигатель. ;)
С вашей точки зрения - немедленно исчезнут все остальные нагрузки на ракету. ;)
Дарагой. Ни в коем случае. По крайней мере аэродинамическая сила приведет к тому, что перегрузка поменяет знак. Т.е. космонавты в креслах повиснут на ремнях (см. Аполлон-13, там этот момент хорошо показан). И будут висеть на ремнях до тех пор, пока двигатели снова не включат, или пока ракета полностью не затормозится. Уж тут инерцияС.
Да! Так вы хотите сказать, что при тяге двигателя в 500т сопротивление может быть и 700, и 1000т. Я правильно Вас понял??? :shock:
ЦитироватьДа! Так вы хотите сказать, что при тяге двигателя в 500т сопротивление может быть и 700, и 1000т. Я правильно Вас понял??? :shock:
И 10000 тонн... ;)
ЦитироватьЦитироватьДа! Так вы хотите сказать, что при тяге двигателя в 500т сопротивление может быть и 700, и 1000т. Я правильно Вас понял??? :shock:
И 10000 тонн... ;)
УррааААА! Гайка обнаружил силу, которая берется ни откуда.
Вам, уважаемый, надо срочно обратиться в черную дыру к единомышленникам. Теперь, объединившись, вы без труда построите аппарат, работающий без отброса массы.
УРррааААА! УУРРррааААА!!!КАррРРАуЛЛЛ!!!
:D :D :D
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДа! Так вы хотите сказать, что при тяге двигателя в 500т сопротивление может быть и 700, и 1000т. Я правильно Вас понял??? :shock:
И 10000 тонн... ;)
УррааААА! Гайка обнаружил силу, которая берется ни откуда.
Вам, уважаемый, надо срочно обратиться в черную дыру к единомышленникам. Теперь, объединившись, вы без труда построите аппарат, работающий без отброса массы.
УРррааААА! УУРРррааААА!!!КАррРРАуЛЛЛ!!!
:D :D :D
STEP вы можете провести опыт. ;)
Вдарьтесь рылом об стол, сила удара будет гораздо больше вашей "тяги", рыло может даже расколоться.
(К сведению, аэродинамическая сила F = P*Cx*(V**2)/2)? где Р - плотность атмосферы, Сx - безразмерный коэффициент, V - скорость тела.
Никакой тяги нету. :) )
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьДа! Так вы хотите сказать, что при тяге двигателя в 500т сопротивление может быть и 700, и 1000т. Я правильно Вас понял??? :shock:
И 10000 тонн... ;)
УррааААА! Гайка обнаружил силу, которая берется ни откуда.
Вам, уважаемый, надо срочно обратиться в черную дыру к единомышленникам. Теперь, объединившись, вы без труда построите аппарат, работающий без отброса массы.
УРррааААА! УУРРррааААА!!!КАррРРАуЛЛЛ!!!
:D :D :D
STEP вы можете провести опыт. ;)
Вдарьтесь рылом об стол, сила удара будет гораздо больше вашей "тяги", рыло может даже расколоться.
(К сведению, аэродинамическая сила F = P*Cx*(V**2)/2)? где Р - плотность атмосферы, Сx - безразмерный коэффициент, V - скорость тела.
Никакой тяги нету. :) )
Я устал. И у меня сегодня был очень хороший день на природе. Но Вы меня позабавили, и продлили мое удовольствие.
Да, тяга двигателя в эту формулу не входит. Это говорит только о том, что для определения аэродинамической силы совершенно не важно, откуда появилась скорость.
А вот теперь представьте свою формулу, если тяга двигателя равна нулю, или в момент старта она меньше массы ракеты???
Вот именно: 0=0
ЦитироватьЯ устал. И у меня сегодня был очень хороший день на природе. Но Вы меня позабавили, и продлили мое удовольствие.
Да, тяга двигателя в эту формулу не входит. Это говорит только о том, что для определения аэродинамической силы совершенно не важно, откуда появилась скорость.
А вот теперь представьте свою формулу, если тяга двигателя равна нулю, или в момент старта она меньше массы ракеты???
Вот именно: 0=0
STEP вы уже понимаете, что вы идиотизм выдали? ;)
При чём тут "момент старта". ;)
Вы меня тоже развлекли, теперь я вижу, что цена ваших аргументов равна Нулю. :)
ЦитироватьЦитироватьЯ устал. И у меня сегодня был очень хороший день на природе. Но Вы меня позабавили, и продлили мое удовольствие.
Да, тяга двигателя в эту формулу не входит. Это говорит только о том, что для определения аэродинамической силы совершенно не важно, откуда появилась скорость.
А вот теперь представьте свою формулу, если тяга двигателя равна нулю, или в момент старта она меньше массы ракеты???
Вот именно: 0=0
STEP вы уже понимаете, что вы идиотизм выдали? ;)
При чём тут "момент старта". ;)
Как это при чем старт?!! А от чего летит ракета? От космодрому, естественно.
Съездите на природу, может в голове прояснится. :D
Кстати. Завтра народ проснется и почитает наш спор. Ох, смеху будет. А вот над кем, подумайте ...
:D :D :D
А, я понял. Вы не технолог, Вы баллистик. Так прямо бы и говорили. Тут я не спорю. Если тело входит в атмосферу из околопланетного пространства с Бог знает какой скоростью, или набирает ее на нисходящей, за счет сил гравитации. ОООО!!! Тут я с Вами вполне согласен, сила сопротивления здесь совершенно не зависит от тяги, т.к. таковой нет.
НО! Тут мы рассматриваем совсем другой случАй. Ракета взлетает, и, если сила аэродинамического сопротивления превысит тягу, то полет начнет замедляться, пока не наступит равновесие. Или Вы что имеете против???
Или Вы и не баллистик тоже? :shock:
Гайка:
ЦитироватьSTEP писал(а):
ЦитироватьДа! Так вы хотите сказать, что при тяге двигателя в 500т сопротивление может быть и 700, и 1000т. Я правильно Вас понял???
И 10000 тонн...
_________________
Возможно всё. Но это очень сильный встречный ветер. Реально может реализоваться при полёте в направлении центра Земли.
ЦитироватьА, я понял. Вы не технолог, Вы баллистик. Так прямо бы и говорили. Тут я не спорю. Если тело входит в атмосферу из околопланетного пространства с Бог знает какой скоростью, или набирает ее на нисходящей, за счет сил гравитации. ОООО!!! Тут я с Вами вполне согласен, сила сопротивления здесь совершенно не зависит от тяги, т.к. таковой нет.
НО! Тут мы рассматриваем совсем другой случАй. Ракета взлетает, и, если сила аэродинамического сопротивления превысит тягу, то полет начнет замедляться, пока не наступит равновесие. Или Вы что имеете против???
Или Вы и не баллистик тоже? :shock:
Или, например. ;)
Скоростной напор просто станет равным тяге двигателя.
При достаточно пологой траектории. :)
А тут, знаете, ещё гравитация есть, которая ни от чего не зависит. ;)
STEP вы просто рассмотрели случай, когда ракета РАЗГОНЯЕТСЯ. :)
Если она разгоняется, разумеется тяга двигателя больше силы сопротивления. (Если она не летит вниз.) :)
Но "вообще" это неверно. :)
Так что скажите "магическую фразу" - "Я ошибался." :)
ЦитироватьЦитироватьА, я понял. Вы не технолог, Вы баллистик. Так прямо бы и говорили. Тут я не спорю. Если тело входит в атмосферу из околопланетного пространства с Бог знает какой скоростью, или набирает ее на нисходящей, за счет сил гравитации. ОООО!!! Тут я с Вами вполне согласен, сила сопротивления здесь совершенно не зависит от тяги, т.к. таковой нет.
НО! Тут мы рассматриваем совсем другой случАй. Ракета взлетает, и, если сила аэродинамического сопротивления превысит тягу, то полет начнет замедляться, пока не наступит равновесие. Или Вы что имеете против???
Или Вы и не баллистик тоже? :shock:
Или, например. ;)
Скоростной напор просто станет равным тяге двигателя.
При достаточно пологой траектории. :)
Т.е. аппарат снижается. Так бы и говорили, что Вы вверх лететь не хотите, а для достижения большей скорости добавляете разгон за счет притяжения Земли. Я, все же, лечу вверх. Там из тяги притяжение земли вычитается, что уменьшает ускорение, вместе с лобовым сопротивлением.
Вы БОЛЬШОЙ ЗНАТОК ФОРМУЛ. Напишите мне уравнение:
В левой части тяга двигателя. В правой части все остальные силы, включая аэродинамическую. Или такой формуле не обучены.
Пока эту формулу не напишите, ни каких возражений с Вашей стороны не принимаю.
Или Вы еще и не БОЛЬШОЙ ЗНАТОК ФОРМУЛ? :shock:
Вот как с Вами разговаривать: Вы не технолог, не баллистик, даже, злые языки утверждают, не Гайка. Сплошное НЕ. Может хоть формулу вспомните??? :D :D :D
Ну я так и думал. :)
"Синдром ratman-а" - он тоже выдав глупость стал потом её защищать.
ЦитироватьНу я так и думал. :)
"Синдром ratman-а" - он тоже выдав глупость стал потом её защищать.
Ответ не принят. Ратман тут вообще ни при чем.
Формулу в студию. :evil:
Да, кстати, упрощаю задачу. Формулу напишите для данного момента времени, без учета расхода топлива. С расходом я даже заикаться не берусь. Свяжите мне :shock:
Я вам напомню ваше заявление -
"Любые нагрузки на корпус не могут в сумме превышать силу действия двигательной установки. Более того, по принципу "сила действия равна силе противодействия", эти силы равны. Т.е. если ДУ развивает тягу в 500 т, то ни при каких ухищрениях сумма массовых нагрузок и аэродинамических сил не может превысить эти самые 500 т. При этом совершенно не важно, какой вес имеет ракета, какое в ней топливо и какая у нее площадь миделя. Надеюсь это объяснять не надо, или у некоторых имеется своя физика???"
ЦитироватьЯ вам напомню ваше заявление -
"Любые нагрузки на корпус не могут в сумме превышать силу действия двигательной установки. Более того, по принципу "сила действия равна силе противодействия", эти силы равны. Т.е. если ДУ развивает тягу в 500 т, то ни при каких ухищрениях сумма массовых нагрузок и аэродинамических сил не может превысить эти самые 500 т. При этом совершенно не важно, какой вес имеет ракета, какое в ней топливо и какая у нее площадь миделя. Надеюсь это объяснять не надо, или у некоторых имеется своя физика???"
Не понял только одного, Вы согласны с этим заявлением, или нет. Если нет, то приведите формулу, как Вы это видите. Если да, то тоже приведите формулу. Хочется убедиться, что Вы все правильно поняли.
Формулу в студию, и не увиливайте. :evil:
Да, и дарагой. Не вздумайте приписывать мне то, чего я не говорил. Учитесь работать в контексте. Здесь обсуждается выведение ПН на орбиту, а не другие виды полета, включая вход в атмосферу из космоса, или полет по нисходящей траектории, о чем я уже написал. Вы пытаетесь уйти от темы путем подмены физического процесса. Вы батенька шулер.
Формулу в студию, и ни каких уверток :evil: :evil: :evil:
Цитировать4. 30 тс/кв. м???? :) Может 3? ;)
30 тонн силы на квадратный метр это 3 атмосферы. :)
Разумеется, опечатка! 30 кПа, т.е. около 3 т/кв.м.
ЦитироватьЦитироватьДа, кстати! А как быть с БРПЛ? У них, при при больших стартовых перегрузках, нагрузка на мидель вполне себе небольшая - в районе 14-18 т/кв.м. ? И как же они летают при этом?
Дмитрий В. а вы раз в ДЕСЯТЬ не ошиблись опять? ;)
См. выше. :)
Не, не ошибся! Вот, РСМ-54. Диаметр 1,9 м, стартовая масса около 40 т. Площадь миделя = 3.1415*1.9^2/4=2.835 кв.м. Нагрузка на мидель = 40/2,835=14,1 т/кв.м.
ЦитироватьДа, и дарагой. Не вздумайте приписывать мне то, чего я не говорил. Учитесь работать в контексте. Здесь обсуждается выведение ПН на орбиту, а не другие виды полета, включая вход в атмосферу из космоса, или полет по нисходящей траектории, о чем я уже написал. Вы пытаетесь уйти от темы путем подмены физического процесса. Вы батенька шулер.
Формулу в студию, и ни каких уверток :evil: :evil: :evil:
Ну давайте "в контексте". ;)
Допустим, ракета разогналась до скорости когда сопротивление воздуха равно тяге. ;) Вроде бы дальше аэродинамическая сила не может увеличиваться? ;)
Так вот фигвам - она может изменить угол атаки и сопротивления воздуха станет больше тяги. :P
Разумеется, она потом затормозится, но это уже потом. :)
ЦитироватьНе, не ошибся! Вот, РСМ-54. Диаметр 1,9 м, стартовая масса около 40 т. Площадь миделя = 3.1415*1.9^2/4=2.835 кв.м. Нагрузка на мидель = 40/2,835=14,1 т/кв.м.
Если честно, ничего не понял. :)
А при чём тут стартовая масса?
ЦитироватьЦитироватьДа, и дарагой. Не вздумайте приписывать мне то, чего я не говорил. Учитесь работать в контексте. Здесь обсуждается выведение ПН на орбиту, а не другие виды полета, включая вход в атмосферу из космоса, или полет по нисходящей траектории, о чем я уже написал. Вы пытаетесь уйти от темы путем подмены физического процесса. Вы батенька шулер.
Формулу в студию, и ни каких уверток :evil: :evil: :evil:
Ну давайте "в контексте". ;)
Допустим, ракета разогналась до скорости когда сопротивление воздуха равно тяге. ;) Вроде бы дальше аэродинамическая сила не может увеличиваться? ;)
Так вот фигвам - она может изменить угол атаки и сопротивления воздуха станет больше тяги. :P
Разумеется, она потом затормозится, но это уже потом. :)
Прежде всего, ракета не может разогнаться до скорости, когда сопротивление воздуха равно тяге (считаем конечно случай, когда работает двигатель и ракета летит вверх, а то опять начнете увиливать), т.к. энергия тяги расходуется еще и на другие вещи. В противном случае в вакууме (опять же на активном участке), по Вашей логике, для разгона тяга вообще не нужна. :shock:
И трасса у нас, это не Формула 1. Сопротивление воздуха может меняться. Скорость полета при этом будет меняться с некоторым отставанием, за счет инерции, а вот ускорение будет реагировать мгновенно... увеличилось сопротивление-уменьшилось ускорение, и наоборот.
Формулу в студию пожалуйста. Хватит выкручиваться :evil: :evil: :evil:
ЦитироватьА при чём тут стартовая масса?
При том, что по определению, проектный параметр ракеты, называемый "нагрузка на мидель", рассчитывается делением стартовой массы на площадь миделевого сечения.
ЦитироватьЦитироватьА при чём тут стартовая масса?
При том, что по определению, проектный параметр ракеты, называемый "нагрузка на мидель", рассчитывается делением стартовой массы на площадь миделевого сечения.
А какое это имеет отношение к скоростному напору и т. п.? :)
ЦитироватьПрежде всего, ракета не может разогнаться до скорости, когда сопротивление воздуха равно тяге (считаем конечно случай, когда работает двигатель и ракета летит вверх, а то опять начнете увиливать), т.к. энергия тяги расходуется еще и на другие вещи. В противном случае в вакууме (опять же на активном участке), по Вашей логике, для разгона тяга вообще не нужна. :shock:
И трасса у нас, это не Формула 1. Сопротивление воздуха может меняться. Скорость полета при этом будет меняться с некоторым отставанием, за счет инерции, а вот ускорение будет реагировать мгновенно... увеличилось сопротивление-уменьшилось ускорение, и наоборот.
Формулу в студию пожалуйста. Хватит выкручиваться :evil: :evil: :evil:
STEP - "Если человек умер, это надолго, если он дурак, это навсегда." :)
Это по поводу "ракета не может разогнаться". ;)
Что касается "трасса не Формула 1" - я думаю покруче будет, если ракета потеряет устойчивость и повернётся боком к потоку. :)
Формулу я вам никакую выдавать не буду, ибо это будет пища для вашей глупости. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА при чём тут стартовая масса?
При том, что по определению, проектный параметр ракеты, называемый "нагрузка на мидель", рассчитывается делением стартовой массы на площадь миделевого сечения.
А какое это имеет отношение к скоростному напору и т. п.? :)
Как бы это подоходчивей? :roll:
Видите ли, дело в том, что ракеты с примерно равными значениями начальной тяговооруженности и нагрузки на мидель, имеют также примерно равные потери ХС на аэродинамическое сопротивление. исходя из Вашей логики, описанной выше, жидкостные БРПЛ с тяговооруженностью около 2 и нагрузкой на мидель порядка 14 т/кв.м. (то есть, как у Водородной Ангары ), не могут устойчиво летать, однако летают :shock:
ЦитироватьЦитироватьПрежде всего, ракета не может разогнаться до скорости, когда сопротивление воздуха равно тяге (считаем конечно случай, когда работает двигатель и ракета летит вверх, а то опять начнете увиливать), т.к. энергия тяги расходуется еще и на другие вещи. В противном случае в вакууме (опять же на активном участке), по Вашей логике, для разгона тяга вообще не нужна. :shock:
И трасса у нас, это не Формула 1. Сопротивление воздуха может меняться. Скорость полета при этом будет меняться с некоторым отставанием, за счет инерции, а вот ускорение будет реагировать мгновенно... увеличилось сопротивление-уменьшилось ускорение, и наоборот.
Формулу в студию пожалуйста. Хватит выкручиваться :evil: :evil: :evil:
STEP - "Если человек умер, это надолго, если он дурак, это навсегда." :)
Это по поводу "ракета не может разогнаться". ;)
Что касается "трасса не Формула 1" - я думаю покруче будет, если ракета потеряет устойчивость и повернётся боком к потоку. :)
Формулу я вам никакую выдавать не буду, ибо это будет пища для вашей глупости. :)
Т.е. формулы, это пища для глупости. Вы выше формул. К свидетелю вопросов больше нет.
Гайка. Ты прав, а я нет. У меня достаточно смелости, что бы признавать ошибки.
Только вот ты как был, так и остался ...
Впрочем, живи как хочешь, а я предпочитаю с такими людьми не пересекаться.
ЦитироватьКак бы это подоходчивей? :roll:
Видите ли, дело в том, что ракеты с примерно равными значениями начальной тяговооруженности и нагрузки на мидель, имеют также примерно равные потери ХС на аэродинамическое сопротивление. исходя из Вашей логики, описанной выше, жидкостные БРПЛ с тяговооруженностью около 2 и нагрузкой на мидель порядка 14 т/кв.м. (то есть, как у Водородной Ангары ), не могут устойчиво летать, однако летают :shock:
Понимаете, у них плотность топлива повыше, чем у "водородников".
:)
ЦитироватьГайка. Ты прав, а я нет. У меня достаточно смелости, что бы признавать ошибки.
Только вот ты как был, так и остался ...
Впрочем, живи как хочешь, а я предпочитаю с такими людьми не пересекаться.
Аргумент? :)
STEP признайте свою ошибку и только. ;)
Все ошибаются. :)
ЦитироватьЦитироватьКак бы это подоходчивей? :roll:
Видите ли, дело в том, что ракеты с примерно равными значениями начальной тяговооруженности и нагрузки на мидель, имеют также примерно равные потери ХС на аэродинамическое сопротивление. исходя из Вашей логики, описанной выше, жидкостные БРПЛ с тяговооруженностью около 2 и нагрузкой на мидель порядка 14 т/кв.м. (то есть, как у Водородной Ангары ), не могут устойчиво летать, однако летают :shock:
Понимаете, у них плотность топлива повыше, чем у "водородников".
:)
Ну, и что?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьКак бы это подоходчивей? :roll:
Видите ли, дело в том, что ракеты с примерно равными значениями начальной тяговооруженности и нагрузки на мидель, имеют также примерно равные потери ХС на аэродинамическое сопротивление. исходя из Вашей логики, описанной выше, жидкостные БРПЛ с тяговооруженностью около 2 и нагрузкой на мидель порядка 14 т/кв.м. (то есть, как у Водородной Ангары ), не могут устойчиво летать, однако летают :shock:
Понимаете, у них плотность топлива повыше, чем у "водородников".
:)
Ну, и что?
Дмитрий В. ну всё же просто. Шаттл и Энергия "тормозили" на определённом участке для снижения нагрузок на конструкцию от скоростного напора.
Вы предложили схему "3 шаттловских бака" только в масштабе 1:5.
Значит у вас нагрузки на ракету будут выше в 3 раза, ну может в 2,5.
Следовательно, траектория должна быть ещё более крутой, соответственно гравитационные потери тоже больше. Потому у Дельты-4 такая высокая ХС - она не может лететь с большой скоростью в плотных слоях атмосферы, тут будет то же самое.
В своё время я тоже приходил к такой примерно идее как "Водородная Ангара", но, к сожалению, так не получится.
Цитировать1)Дмитрий В. ну всё же просто. Шаттл и Энергия "тормозили" на определённом участке для снижения нагрузок на конструкцию от скоростного напора.
Вы предложили схему "3 шаттловских бака" только в масштабе 1:5.
Значит у вас нагрузки на ракету будут выше в 3 раза, ну может в 2,5.
2)Следовательно, траектория должна быть ещё более крутой, соответственно гравитационные потери тоже больше. Потому у Дельты-4 такая высокая ХС - она не может лететь с большой скоростью в плотных слоях атмосферы, тут будет то же самое.
1) Ничто не мешает и ВА "затормозить", то есть задросселировать ЖРД, где нужно для ограничения скоростного напора. При этом ЖРД достаточно плавно дросселировать от 100 до 60-65% номинальной тяги. При этом рост гравпотерь и снижение УИ приведет к потере пары сотен кг ПН. Ну, выведем не 30,7, а скажем 30,3-30,5 т
2) Вовсе необязательно (см пункт 1). А можно и покомбинировать - чуть-чуть увеличить крутизну траектории, но не так сильно дросселировать ДУ. Все это вопросы оптимизации.
Читаю НК номер 4 , "Старт с моря" - отчет о запуске Зенит-3 СиЛонч. На схеме выведения указана цифра максимального скоростного напора 5392 кгс/кв.м. Чуть больше, чем у ВА! Летает. И про нагрузки, кстати. Как известно увеличение аэродинамического сопротивления снижает продольную перегрузку, чем отчасти и компенсирует свой рост за счет снижения массово-инерционных нагрузок. Ну, а нормальная аэродинамическая сила вполне легко ограничивается, посредством ограничения q*alfa. Так что, Гайка, не волнуйтесь! Усе будет в порядке :lol:
ЦитироватьГость/Гайка/Ворон, убедительно Вас прошу почитать специальную литературу :!: Еслди Вы потрудитесь это сделать, то узнаете, что максимальный УИ любого ЖРД достигается при коэффициенте избытка окислителя меньше 1.
Это действительно так?
Вот
тут (http://rocketworkbench.sourceforge.net/equil.phtml) есть одна считалка УИ. Подставил туда значения 95 г 100% перекиси, 5 г воды, 16 г JP4 (LIQUID TURBOJET FUEL) (это очень близко к максимуму УИ), давление в камере 45 атм, на срезе сопла - 0,8 атм, модель - "замороженная", т.е. равновесие устанавливается в камере и не сдвигается.
На выходе, кроме нейтральных H2O и CO2 - в основном такие газы:
CO 7.2244e-02
H2 5.1078e-02
OH 1.4563e-02
числа - молярные доли. Если это и "сладкий" газ, то не слишком вроде бы...
Хотелось бы поподробнее цитированный тезис осветить :) .
ЦитироватьЭто действительно так?
Хотелось бы поподробнее цитированный тезис осветить :) .
Извините, avmich, я не совсем понял, что именно надо осветить? Речь, вроде бы шла о коэффициенте избытка окислителя, то есть отношении фактического соотношения компонентов к стехиометрическому. Для всех реальных ЖРД этот коэф-м меньше 1 (Для ЖК+ЖВ, к примеру, равен 6/8=0,75).
А в случае перекись+керосин это тоже так? Как это можно проверить? Как, например, узнать стехиометрическое соотношение масс?
Цитировать1. Читаю НК номер 4 , "Старт с моря" - отчет о запуске Зенит-3 СиЛонч. На схеме выведения указана цифра максимального скоростного напора 5392 кгс/кв.м. Чуть больше, чем у ВА! Летает.
2. И про нагрузки, кстати. Как известно увеличение аэродинамического сопротивления снижает продольную перегрузку, чем отчасти и компенсирует свой рост за счет снижения массово-инерционных нагрузок.
3. Ну, а нормальная аэродинамическая сила вполне легко ограничивается, посредством ограничения q*alfa. Так что, Гайка, не волнуйтесь! Усе будет в порядке :lol:
1. Ну вот и поделите эти 5392 кг на два и получите "ограничение сверху" вашего скоростного напора. :)
2. А вашей схеме это "фиолетово" она должна держать высокие перегрузки в конце работы ступеней, потому можете наплевать на уменьшение нагрузок за счёт аэродинамической силы.
3. А как вы быстро "загнёте траекторию горизонтально"? ;) Если угол атаки будет мал, то ракета будет медленно поворачиваться. ;)
Цитировать1) Ничто не мешает и ВА "затормозить", то есть задросселировать ЖРД, где нужно для ограничения скоростного напора. При этом ЖРД достаточно плавно дросселировать от 100 до 60-65% номинальной тяги. При этом рост гравпотерь и снижение УИ приведет к потере пары сотен кг ПН. Ну, выведем не 30,7, а скажем 30,3-30,5 т
2) Вовсе необязательно (см пункт 1). А можно и покомбинировать - чуть-чуть увеличить крутизну траектории, но не так сильно дросселировать ДУ. Все это вопросы оптимизации.
1) Ну да, вы дросселируете двигатель именно там где есть атмосфера? ;)
Значит вы теряете и УИ за счёт более длительного пролёта в атмосфере и увеличиваете гравитационные потери?
Результатом будет уменьшение ПН раза в два.
2) В вашей идее оптимизацией и не пахнет, вы нарисовали три "водородных сосиски" и просчитали какую-то траекторию, не считаясь с наличием ограничений от атмосферы.
Вообще, по-вашему, вместо Дельты-4 надо было делать ракету с 5-ю SSME - двигатель-то уже есть. :)
Почему-то так не сделали. :)
ЦитироватьА в случае перекись+керосин это тоже так? Как это можно проверить? Как, например, узнать стехиометрическое соотношение масс?
Если остались недогоревшие водород и СО, , значит альфа меньше 1. Но можно и точно посчитать: составляем уравнение полного окисления керосина перекисью, находим стехиометрическое молярное соотношение, затем стехиометрическое массовое, и находим альфу. У меня были данные для реального соотношения компонентов только для 90%-й перекиси, тогда альфа получается около 0,91. Вобщем действуют те же принципы, что и для пары кислород-керосин, просто добавляется балластная вода.
Мда, спутал с прямым углом. Спасибо... хотя всё же непонятно, откуда берётся общность такого утверждения.
ЦитироватьМда, спутал с прямым углом. Спасибо... хотя всё же непонятно, откуда берётся общность такого утверждения.
Утверждения, что максимум УИ при альфа меньше 1? Просто горючие или продукты их неполного сгорания имеют меньшую молекулярную массу, чем окислитель и меньше диссоциируют.
А я когда вижу название этого топика то почемуто воспринимается как "водопроводная Ангара". :)
ЦитироватьЦитироватьМда, спутал с прямым углом. Спасибо... хотя всё же непонятно, откуда берётся общность такого утверждения.
Утверждения, что максимум УИ при альфа меньше 1? Просто горючие или продукты их неполного сгорания имеют меньшую молекулярную массу, чем окислитель и меньше диссоциируют.
Поэтому и искал контрпример с перекисью. Особенно разбавленной... поскольку, чем больше такого окислителя, тем больше воды в продуктах сгорания, а у воды лёгкая молекула. Контрпример не нашёл, но пока не видно, что его не может быть.
ЦитироватьПоэтому и искал контрпример с перекисью. Особенно разбавленной... поскольку, чем больше такого окислителя, тем больше воды в продуктах сгорания, а у воды лёгкая молекула. Контрпример не нашёл, но пока не видно, что его не может быть.
Если перекись в избытке, она просто будет разлагаться, выделяя гораздо меньше тепла, чем при окислении керосина, и это не компенсируется снижением молекулярной массы продуктов сгорания. При этом возрастут потери на диссоциацию СО2. А разбавлять перекись - это все равно, что разбавлять спирт или тетраксид азота - балластная вода воообще в реакции не участвует.
Чтобы найти контрпример, нужен очень легкий окислитель, а его нет.
ЦитироватьА в случае перекись+керосин это тоже так? Как это можно проверить? Как, например, узнать стехиометрическое соотношение масс?
Это к химикам, или двигателистам-теоретикам
Цитировать1. Ну вот и поделите эти 5392 кг на два и получите "ограничение сверху" вашего скоростного напора. :)
2. А вашей схеме это "фиолетово" она должна держать высокие перегрузки в конце работы ступеней, потому можете наплевать на уменьшение нагрузок за счёт аэродинамической силы.
3. А как вы быстро "загнёте траекторию горизонтально"? ;) Если угол атаки будет мал, то ракета будет медленно поворачиваться. ;)
1) Почему на 2? И почему поделить?
2) Перегрузки вполне себе нормальные, не более 4,5-5,0 единиц, как у Дельты 4М (без дросселя, естественно)
3) Да будет Вам известно, участок аэродинамического разворота, как правило, производится до М=0.8 (примерно 40 секунда полета, ориентировочно). После этого программные углы атаки нулевые, а разворот производится только под действием гравиттации. Речь естественно об АУТ 1 ступени.
Цитировать1) Ну да, вы дросселируете двигатель именно там где есть атмосфера? ;)
Значит вы теряете и УИ за счёт более длительного пролёта в атмосфере и увеличиваете гравитационные потери?
Результатом будет уменьшение ПН раза в два.
2) В вашей идее оптимизацией и не пахнет, вы нарисовали три "водородных сосиски" и просчитали какую-то траекторию, не считаясь с наличием ограничений от атмосферы.
Вообще, по-вашему, вместо Дельты-4 надо было делать ракету с 5-ю SSME - двигатель-то уже есть. :)
Почему-то так не сделали. :)
1) Естественно :lol: Зачем дросселировать, если нет скоростного напора? Ну только если для ограничения перегрузок (но даже и в этом случае УИ будет несколько падать, даже при отсутствии атмосферы). Падение ПН в 2 раза? Расчеты в студию
2) Кто установил эти ограничения?
Цитировать1) Почему на 2? И почему поделить?
2) Перегрузки вполне себе нормальные, не более 4,5-5,0 единиц, как у Дельты 4М (без дросселя, естественно)
3) Да будет Вам известно, участок аэродинамического разворота, как правило, производится до М=0.8 (примерно 40 секунда полета, ориентировочно). После этого программные углы атаки нулевые, а разворот производится только под действием гравиттации. Речь естественно об АУТ 1 ступени.
1. Потому что у вас ракета имеет площадь сечения раза в два больше.
2. А зачем двигатель Дельты-4 может дросселироваться до 60% тяги? ;)
3. Правильно, но у вас это будет не 40 секунд а, например 60 - ограничение скоростного напора скажется.
Цитировать1) Естественно :lol: Зачем дросселировать, если нет скоростного напора? Ну только если для ограничения перегрузок (но даже и в этом случае УИ будет несколько падать, даже при отсутствии атмосферы). Падение ПН в 2 раза? Расчеты в студию
2) Кто установил эти ограничения?
1) "Зачем дросселировать" - двигатели шаттла дросселируются на конечном участке до 60% тяги, видимо для увеличения удельного импульса.
Ограничение по перегрузке 3 дало бы меньшее дросселирование.
Если бы траектория вашей ракеты и прочие детали были бы, может и дал бы прикидку. Пока этого нет.
2) Практика создания ракет установила. Можно подумать, никто не мог до вас додуматься до такого простого "фокуса".
Цитировать3. Правильно, но у вас это будет не 40 секунд а, например 60 - ограничение скоростного напора скажется.
Дросселирование может начинаться уже после окончания аэродинамического разворота.
ЦитироватьА я когда вижу название этого топика то почемуто воспринимается как "водопроводная Ангара". :)
Хм, Старый! А у Вас после выхода на пенсию, работа, случаем, не связана с ремонтом трубопроводов? :wink: :D
ЦитироватьЦитироватьА я когда вижу название этого топика то почемуто воспринимается как "водопроводная Ангара". :)
Хм, Старый! А у Вас после выхода на пенсию, работа, случаем, не связана с ремонтом трубопроводов? :wink: :D
Мнэ... скорее что-то ближе к канализации. Душок чувствуется :twisted: :mrgreen:
Цитировать1) "Зачем дросселировать" - двигатели шаттла дросселируются на конечном участке до 60% тяги, видимо для увеличения удельного импульса.
Ограничение по перегрузке 3 дало бы меньшее дросселирование.
Откуда дровишки, Гайка? Приведите, пожалуйста, источник, в котором говорится, что SSME дросселируются изменением соотношения компонентов и с целью повышения УИ? Мне, например, известен следующий факт:
"Для выполнения программы полета ЛА часто возникает необходимость в изменении тяги двигателя, что обеспечивается изменением массового расхода топлива в камеру ЖРД. Например, тяга ЖРД SSME в полете может изменяться в диапазоне 65 ... 109 % Рном. На 60 ... 80-й секунде полета МТКК "Спейс шаттп" тяга всех трех ЖРД SSМE снижается примерно до 65 % Рном для уменьшения нагрузок на корабль в зоне максимального скоростного напора. Непосредственно перед 500-й секундой полета тяга указанных двигателей непрерывно снижается, чтобы перегрузки на космонавтов не превышали значения 3g." (Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей". Учебник для ВТУЗ под редакцией Г.Г.Гахуна. М., Машиностроение, 1989г., стр. 10).
Как видите, ни слова про ступенчатое, или иное, изменение соотношения компонентов с целью повышения УИ. Все простенько и со вкусом: дросселирование путем уменьшения расхода с целью ограничения скоростного напора и продольных перегрузок.
ЦитироватьОткуда дровишки, Гайка? Приведите, пожалуйста, источник, в котором говорится, что SSME дросселируются изменением соотношения компонентов и с целью повышения УИ? Мне, например, известен следующий факт:
"Для выполнения программы полета ЛА часто возникает необходимость в изменении тяги двигателя, что обеспечивается изменением массового расхода топлива в камеру ЖРД. Например, тяга ЖРД SSME в полете может изменяться в диапазоне 65 ... 109 % Рном. На 60 ... 80-й секунде полета МТКК "Спейс шаттп" тяга всех трех ЖРД SSМE снижается примерно до 65 % Рном для уменьшения нагрузок на корабль в зоне максимального скоростного напора. Непосредственно перед 500-й секундой полета тяга указанных двигателей непрерывно снижается, чтобы перегрузки на космонавтов не превышали значения 3g." (Конструкция и проектирование жидкостных ракетных двигателей". Учебник для ВТУЗ под редакцией Г.Г.Гахуна. М., Машиностроение, 1989г., стр. 10).
Как видите, ни слова про ступенчатое, или иное, изменение соотношения компонентов с целью повышения УИ. Все простенько и со вкусом: дросселирование путем уменьшения расхода с целью ограничения скоростного напора и продольных перегрузок.
Всё правильно. :)
Если добавить водорода, и убрать кислород мы и получим уменьшение массового расхода, а давление будет таким же - водород менее плотный.
Зачем дросселировать двигатель так глубоко? Конечная масса не менее 150 тонн, а тяга снижается до 390 тонн.
Про SSME не знаю, а вот для РД-0120 возможное изменение соотношения компонентов 7-10% от номинала при соотношении 6:1.
Это будет изменение примерно от 6,3:1 до 5,7:1.
Кстати, Дмитрий В. вы как-то "замялись" по поводу моего предположения о проектировании Дельты-4. ;)
Берём 5 SSME и делаем ракету аж на 30 тонн ПН на переходной орбите, это тонн 10 минимально на геостационаре. (При водородном разгонном блоке, вроде "Центавра".)
Двигатель освоен в производстве, давно изготовляется. ;)
"Боингам" вашей "гениальности" не хватило? ;)
ЗЫ. Кстати, у вас ракета не в 2 раза больше Зенита, а в 3. Делите скоростной напор на 3. (Если не на 5 - "Энергия" дросселировала двигатели с 39-й по 77-ю секунду, а ваша ракета раза в два побольше той же "Энергии" будет, относительно, разумеется.)
ЦитироватьКстати, Дмитрий В. вы как-то "замялись" по поводу моего предположения о проектировании Дельты-4. ;)
Берём 5 SSME и делаем ракету аж на 30 тонн ПН на переходной орбите, это тонн 10 минимально на геостационаре. (При водородном разгонном блоке, вроде "Центавра".)
Двигатель освоен в производстве, давно изготовляется. ;)
"Боингам" вашей "гениальности" не хватило? ;)
Один SSME стоит 50 млн. долларов, 5 - соответственно 250 млн. баксов.
В данном случае, дешевле было спроектировать новый, довольно простой, двигатель.
ЦитироватьЗачем дросселировать двигатель так глубоко? Конечная масса не менее 150 тонн, а тяга снижается до 390 тонн.
А у вас циклограммы нету? Может это просто выключение через конечную ступень тяги
ЦитироватьЦитироватьЗачем дросселировать двигатель так глубоко? Конечная масса не менее 150 тонн, а тяга снижается до 390 тонн.
А у вас циклограммы нету? Может это просто выключение через конечную ступень тяги
Нету, но у Губанова дросселирование на конечном участке названо почему-то "главным дросселированием".
Вообще интересно рассмотреть этот вопрос подробнее. ИМХО удельный импульс в 455 секунд получается только в самом конце траектории при этом дросселировании. Выгода будет когда траектория почти горизонтальна - за счёт малых гравитационных потерь на этом участке.
ЦитироватьОдин SSME стоит 50 млн. долларов, 5 - соответственно 250 млн. баксов.
В данном случае, дешевле было спроектировать новый, довольно простой, двигатель.
Да, но ведь вы утверждали, что наибольшие затраты на разработку двигателя, а не на его производство? ;)
Кстати, посмотрите изображение "Энергии" у Губанова - один РД-0120 почти такой же по своим размерам, как РД-170 на боковушке. ИМХО и стоимость РД-0120 будет ближе к стоимости РД-170, а не к стоимости РД-180 или РД-190.
ЦитироватьДа, но ведь вы утверждали, что наибольшие затраты на разработку двигателя, а не на его производство? ;)
Зависит от серийности.
ЦитироватьЦитироватьОдин SSME стоит 50 млн. долларов, 5 - соответственно 250 млн. баксов.
В данном случае, дешевле было спроектировать новый, довольно простой, двигатель.
Да, но ведь вы утверждали, что наибольшие затраты на разработку двигателя, а не на его производство? ;)
Кстати, посмотрите изображение "Энергии" у Губанова - один РД-0120 почти такой же по своим размерам, как РД-170 на боковушке. ИМХО и стоимость РД-0120 будет ближе к стоимости РД-170, а не к стоимости РД-180 или РД-190.
вздор!
вы хотели сказать "стоимость материалов, пошедших на изготовления 0120 ближе к стоимости 170, чем 180"? ;)
а с учетом того что длинна окружности меньше длин вписанных в нее 4-х окружностей примерно в 1.4 выходит что даже по цене вторчермета 0120 в полтора раза дешевле должен был быть (чего уж мелочится, посчитаем по диаметру КС, точные цифры искать лень, но визуально - примерно равны)
немного ошибся - по цене вторсырья 0120 более чем в 2.5 раза дешевле 170 выходит если судить по весу. да и деталей у него меньше должно быть... вобщем получается что без учета стоимости ручного труда он как раз между 190 и 180. с учетом - гораздо ближе к 190
Цитироватьнемного ошибся - по цене вторсырья 0120 более чем в 2.5 раза дешевле 170 выходит если судить по весу. да и деталей у него меньше должно быть... вобщем получается что без учета стоимости ручного труда он как раз между 190 и 180. с учетом - гораздо ближе к 190
Вы когда-нибудь заказывали бак себе? ;)
Ну, скажем из пищевой нержи. ;)
Там цена зависит от объёма.
"Грузите апельсины бочках" не проходит. :)
По цене единицы затрат выйдет то же соотношение, что и для SSME и RS-68 - чудес не бывает.
ЦитироватьНемного не по основной теме, но в связи:
Дмитрий, пробовали ли Вы, сделать подобный расчёт для семёрки в качестве тестовой проверки Ваших подходов к определению выводимой ПН, я имею ввиду учёт ГЗТ, невырабатываемых остатков, потерь на испарение и пр. ? По моим оценкам потери массы ПН при учёте указанных вещей для Р-7 составляют около 1 т.
Если такой расчёт проводился, то совпал ли результат с величиной реальной ПН?
Могли бы поделиться траекторией? Буквально в такой же форме, что и в цитате.
Буду благодарен за любой ответ.
Рассчитал в спредшите ratman'а траекторию беспилотной 11А511У (по исходным данным из НК за декабрь 2002г. При стартовой массе около 306 т выводит на НОО 190*190 км с наклонеием 51 град примерно 6,9 т ПН
ЦитироватьЦитироватьНемного не по основной теме, но в связи:
Дмитрий, пробовали ли Вы, сделать подобный расчёт для семёрки в качестве тестовой проверки Ваших подходов к определению выводимой ПН, я имею ввиду учёт ГЗТ, невырабатываемых остатков, потерь на испарение и пр. ? По моим оценкам потери массы ПН при учёте указанных вещей для Р-7 составляют около 1 т.
Если такой расчёт проводился, то совпал ли результат с величиной реальной ПН?
Могли бы поделиться траекторией? Буквально в такой же форме, что и в цитате.
Буду благодарен за любой ответ.
Рассчитал в спредшите ratman'а траекторию беспилотной 11А511У (по исходным данным из НК за декабрь 2002г. При стартовой массе около 306 т выводит на НОО 190*190 км с наклонеием 51 град примерно 6,9 т ПН
Неплохо!
Но, на мой взгляд, ПН=6,9 т - "маловато будет".
Этот вариант (11Ф511У с КА "Зенит") по данным "НК" из Плесецка на орбиту i=82,5; H=210...240 выводит 6,3 т.
При этом, по моим прикидкам (не "ratman"!), из Плесецка на орбиту i=63;Н=200 должно выводится около 7,0 т. Для Байконура не считал, но думаю, что не менее 7,2 т.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНемного не по основной теме, но в связи:
Дмитрий, пробовали ли Вы, сделать подобный расчёт для семёрки в качестве тестовой проверки Ваших подходов к определению выводимой ПН, я имею ввиду учёт ГЗТ, невырабатываемых остатков, потерь на испарение и пр. ? По моим оценкам потери массы ПН при учёте указанных вещей для Р-7 составляют около 1 т.
Если такой расчёт проводился, то совпал ли результат с величиной реальной ПН?
Могли бы поделиться траекторией? Буквально в такой же форме, что и в цитате.
Буду благодарен за любой ответ.
Рассчитал в спредшите ratman'а траекторию беспилотной 11А511У (по исходным данным из НК за декабрь 2002г. При стартовой массе около 306 т выводит на НОО 190*190 км с наклонеием 51 град примерно 6,9 т ПН
Неплохо!
Но, на мой взгляд, ПН=6,9 т - "маловато будет".
Этот вариант (11Ф511У с КА "Зенит") по данным "НК" из Плесецка на орбиту i=82,5; H=210...240 выводит 6,3 т.
При этом, по моим прикидкам (не "ratman"!), из Плесецка на орбиту i=63;Н=200 должно выводится около 7,0 т. Для Байконура не считал, но думаю, что не менее 7,2 т.
Немного "поиграл" с углом наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени. Получил на той же орбите (старт с Байконура, 190*190км) 7248 кг.
ЦитироватьЦитироватьнемного ошибся - по цене вторсырья 0120 более чем в 2.5 раза дешевле 170 выходит если судить по весу. да и деталей у него меньше должно быть... вобщем получается что без учета стоимости ручного труда он как раз между 190 и 180. с учетом - гораздо ближе к 190
Вы когда-нибудь заказывали бак себе? ;)
Ну, скажем из пищевой нержи. ;)
Там цена зависит от объёма.
"Грузите апельсины бочках" не проходит. :)
мда... опыта в заказывании баков у меня прямо скажем мало ;)
только боюсь что и масса и объем играют в стоимости двигателей считанные и очень небольшие проценты. сколько стоит пара тонн нержавейки? или титана? как это соотносится с $20M? 8)
ЦитироватьНету, но у Губанова дросселирование на конечном участке названо почему-то "главным дросселированием".
Наверно потому что оно последнее.
ЦитироватьВообще интересно рассмотреть этот вопрос подробнее. ИМХО удельный импульс в 455 секунд получается только в самом конце траектории при этом дросселировании. Выгода будет когда траектория почти горизонтальна - за счёт малых гравитационных потерь на этом участке.
Если бы двигатель обладал такой уникальной особенностью, это бы наверняка было особо отмечено. У шаттла его 453 секунды получается именно на режиме максимальной тяги.
ЦитироватьНемного "поиграл" с углом наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени. Получил на той же орбите (старт с Байконура, 190*190км) 7248 кг.
Так держать! 8)
Попутно, в соседней ветке:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=136203
ЦитироватьРН "СОЮЗ-У"
полезная нагрузка массой 7,29 т.:
- ТГК "ПРОГРЕСС М"
- ТГК "ПРОГРЕСС М1"
Похоже? :)
Вот только откуда запуск? Думаю, что Плесецк, с учётом модернизации РН.
Кстати, имхо, угол наклона траектории на 118с в районе 34..35 град.
ЦитироватьКстати, имхо, угол наклона траектории на 118с в районе 34..35 град.
У меня получилось около 30 град.
ЦитироватьЕсли бы двигатель обладал такой уникальной особенностью, это бы наверняка было особо отмечено. У шаттла его 453 секунды получается именно на режиме максимальной тяги.
это особенность водородников, у которых дросселирование осуществляется изменением соотношения компонентов.
ЦитироватьЦитироватьКстати, имхо, угол наклона траектории на 118с в районе 34..35 град.
У меня получилось около 30 град.
Налицо "разброд и шатания"! :D
Здесь нужен "начальник транспортного цеха" или, хотя бы, его работник. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьКстати, имхо, угол наклона траектории на 118с в районе 34..35 град.
У меня получилось около 30 град.
Налицо "разброд и шатания"! :D
Здесь нужен "начальник транспортного цеха" или, хотя бы, его работник. :)
Разброд и шатания не превышают 5 град, то есть в пределах допуска (7 град)! :lol:
ЦитироватьЦитироватьНету, но у Губанова дросселирование на конечном участке названо почему-то "главным дросселированием".
Наверно потому что оно последнее.".
И удельный импульс при этом дросселировании офигенно падает? ;)
"Не верю". :)
ЦитироватьЦитироватьВообще интересно рассмотреть этот вопрос подробнее. ИМХО удельный импульс в 455 секунд получается только в самом конце траектории при этом дросселировании. Выгода будет когда траектория почти горизонтальна - за счёт малых гравитационных потерь на этом участке.
Если бы двигатель обладал такой уникальной особенностью, это бы наверняка было особо отмечено. У шаттла его 453 секунды получается именно на режиме максимальной тяги.
Вам всё должно быть "везде отмечено". :)
Что такое "удельный импульс" и т. п. знают весьма незначительное количество людей.
:)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьнемного ошибся - по цене вторсырья 0120 более чем в 2.5 раза дешевле 170 выходит если судить по весу. да и деталей у него меньше должно быть... вобщем получается что без учета стоимости ручного труда он как раз между 190 и 180. с учетом - гораздо ближе к 190
Вы когда-нибудь заказывали бак себе? ;)
Ну, скажем из пищевой нержи. ;)
Там цена зависит от объёма.
"Грузите апельсины бочках" не проходит. :)
мда... опыта в заказывании баков у меня прямо скажем мало ;)
только боюсь что и масса и объем играют в стоимости двигателей считанные и очень небольшие проценты. сколько стоит пара тонн нержавейки? или титана? как это соотносится с $20M? 8)
Я вам объясню простую арифметику. ;)
Допустим, у нас есть 100 кг забитых в стену гвоздей. Каждый из них, человек должен взять и забить. Этому человеку надо платить.
Чем больше изделие, при одинаковой технологии, тем бОльшее количество людей его делают.
ЦитироватьИ удельный импульс при этом дросселировании офигенно падает? :wink:
"Не верю". :)
А я не верю, что он офигенно растет. При дросселировании в определенных пределах УИ вообще не меняется. Принято указывать УИ, соответствующий максимальной тяге или наоборот.
ЦитироватьВам всё должно быть "везде отмечено". :)
Что такое "удельный импульс" и т. п. знают весьма незначительное количество людей. :)
И Губанов конечно же писал для тех бедняг, которые ничего об УИ не знают. :) У J-2 эта особенность указывалась, а у РД-0120 о ней забыли?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьнемного ошибся - по цене вторсырья 0120 более чем в 2.5 раза дешевле 170 выходит если судить по весу. да и деталей у него меньше должно быть... вобщем получается что без учета стоимости ручного труда он как раз между 190 и 180. с учетом - гораздо ближе к 190
Вы когда-нибудь заказывали бак себе? ;)
Ну, скажем из пищевой нержи. ;)
Там цена зависит от объёма.
"Грузите апельсины бочках" не проходит. :)
мда... опыта в заказывании баков у меня прямо скажем мало ;)
только боюсь что и масса и объем играют в стоимости двигателей считанные и очень небольшие проценты. сколько стоит пара тонн нержавейки? или титана? как это соотносится с $20M? 8)
Я вам объясню простую арифметику. ;)
Допустим, у нас есть 100 кг забитых в стену гвоздей. Каждый из них, человек должен взять и забить. Этому человеку надо платить.
Чем больше изделие, при одинаковой технологии, тем бОльшее количество людей его делают.
не соглашусь
в первом приближении верно. чтобы выпустить 20 двигателей людям нужно платить вдвое больше, чем при выпуске 10 двигателей. но если все это на одних и тех же станках и в одном и том же помещении выпускается, то постоянная составляющая затрат (амортизация станков, обогрев помещений, аренда) остается неизменной и размазываясь на общее число изделий уменьшает конечную стоимость. но не вижу связи между величиной серии и сравнительной стоимостью 0120 и 170 (к примеру)
ЦитироватьЦитироватьИ удельный импульс при этом дросселировании офигенно падает? :wink:
"Не верю". :)
А я не верю, что он офигенно растет. При дросселировании в определенных пределах УИ вообще не меняется. Принято указывать УИ, соответствующий максимальной тяге или наоборот.
Я "алгеброй гармонию кирдык". :)
А для водородника существенно меняется масса выбрасываемого топлива в зависимости от соотношения компонентов при том же давлении в КС.
ЦитироватьЦитироватьВам всё должно быть "везде отмечено". :)
Что такое "удельный импульс" и т. п. знают весьма незначительное количество людей. :)
И Губанов конечно же писал для тех бедняг, которые ничего об УИ не знают. :) У J-2 эта особенность указывалась, а у РД-0120 о ней забыли?
Я про то, что Губанов не мог упомянуть все детали, и даже знать их лично.
Цитироватьне соглашусь
в первом приближении верно. чтобы выпустить 20 двигателей людям нужно платить вдвое больше, чем при выпуске 10 двигателей. но если все это на одних и тех же станках и в одном и том же помещении выпускается, то постоянная составляющая затрат (амортизация станков, обогрев помещений, аренда) остается неизменной и размазываясь на общее число изделий уменьшает конечную стоимость. но не вижу связи между величиной серии и сравнительной стоимостью 0120 и 170 (к примеру)
Чтобы забить 200 гвоздей "молотков" надо вдвое больше, чем для того, чтобы забить 100 гвоздей.
;)
А если использовать "те же молотки", то надо вдвое больше времени, и всё это время "рабочий кушать хочет". (Да и вмазать не мешало бы, и тёлки красивые ходят вокруг...)
;)
:D
Harsky представьте себе самого себя организатором какого-то простого дела, того же забивания гвоздей, отпиливания досок и т. п.
Разумеется, технология меняется и можно придумать "самозабивающиеся гвозди" и прочее. ;)
ЦитироватьЧтобы забить 200 гвоздей "молотков" надо вдвое больше, чем для того, чтобы забить 100 гвоздей.
;)
А если использовать "те же молотки", то надо вдвое больше времени, и всё это время "рабочий кушать хочет". (Да и вмазать не мешало бы, и тёлки красивые ходят вокруг...)
;)
:D
Рабочие кушать хотят одинаково - что один день 20 работают, что 2 дня 10.
А вот молотков в два раза разница :)
Но если оплату начинают взимать не от количества гвоздей, а от площади стены - тут что-то не так :)
ЦитироватьЦитироватьЧтобы забить 200 гвоздей "молотков" надо вдвое больше, чем для того, чтобы забить 100 гвоздей.
;)
А если использовать "те же молотки", то надо вдвое больше времени, и всё это время "рабочий кушать хочет". (Да и вмазать не мешало бы, и тёлки красивые ходят вокруг...)
;)
:D
Рабочие кушать хотят одинаково - что один день 20 работают, что 2 дня 10.
А вот молотков в два раза разница :)
Но если оплату начинают взимать не от количества гвоздей, а от площади стены - тут что-то не так :)
Да, но... ;)
1) Заказчик хочет получить "забитые гвозди" к сроку. ;)
2) Аренда помещения под "хранилище молотков" и Гвоздобойную Администрацию увеличится вдвое с ростом времени работ.
(Оплата непроизводственного персонала.)
Вообще "Идея Хорошая" - именно так строились все Великие Сооружения Древности - они строились Долго. :)
да постойте же вы с вашими молотками!!!
все верно, при условии что эти чертовы молотки постоянно в деле, коэф. использования около 100% (загрузка станков и оснастки для производства двигателей). но мне видится совсем другая картина - пока нет никаких караванов ракет (а их что-то не видно) бОльшую часть времени линии для сборки РД простаивают или загружены от силы на десятки %%. да и есть ли какие-нибудь линии-то? не пирожки пекут, не Форд-Т, объемы не те. а значит можно позволить занять молоток не на 60 секунд, а на 80, чтобы забить гвоздь немного другой формы ;)
на самом деле я успел потерять за этими аналогиями суть спора. кто-нибудь - сделайте одолжение, дайте выжимку...
Цитироватьда постойте же вы с вашими молотками!!!
все верно, при условии что эти чертовы молотки постоянно в деле, коэф. использования около 100% (загрузка станков и оснастки для производства двигателей). но мне видится совсем другая картина - пока нет никаких караванов ракет (а их что-то не видно) бОльшую часть времени линии для сборки РД простаивают или загружены от силы на десятки %%. да и есть ли какие-нибудь линии-то? не пирожки пекут, не Форд-Т, объемы не те. а значит можно позволить занять молоток не на 60 секунд, а на 80, чтобы забить гвоздь немного другой формы ;)
на самом деле я успел потерять за этими аналогиями суть спора. кто-нибудь - сделайте одолжение, дайте выжимку...
Немудрено запутаться :lol: ИМХО, Гайка/Ворон/Гость пытается всех убедить, что производство 11д122 было (возможно ли это производство сейчас, никому неизвестно)жутко дорогим.
ЦитироватьНемудрено запутаться :lol: ИМХО, Гайка/Ворон/Гость пытается всех убедить, что производство 11д122 было (возможно ли это производство сейчас, никому неизвестно)жутко дорогим.
ну я что-то подобное и подозревал :lol:
нет, не убедили нифига! поэтому можно смело считать что по цене 0120 вполне конкурентен. до тех пор пока не доказано обратное (с технологической картой или, накрайняк, прайсом в xls). мне помнится что несколько месяцев назад проскакивала новость о том что амы заинтересовались этим двигателем для своих амовских нужд. есть у кого-нибудь продолжение истории? для каких целей и продолжают ли интересоваться? больно уж RS-68 по характеристикам убог (по сравнению с SSME и 0120), душа за болит за дело превращения человечества в космическую цивилизацию ;)
ЦитироватьЦитироватьНемудрено запутаться :lol: ИМХО, Гайка/Ворон/Гость пытается всех убедить, что производство 11д122 было (возможно ли это производство сейчас, никому неизвестно)жутко дорогим.
ну я что-то подобное и подозревал :lol:
нет, не убедили нифига! поэтому можно смело считать что по цене 0120 вполне конкурентен. до тех пор пока не доказано обратное (с технологической картой или, накрайняк, прайсом в xls). мне помнится что несколько месяцев назад проскакивала новость о том что амы заинтересовались этим двигателем для своих амовских нужд. есть у кого-нибудь продолжение истории? для каких целей и продолжают ли интересоваться? больно уж RS-68 по характеристикам убог (по сравнению с SSME и 0120), душа за болит за дело превращения человечества в космическую цивилизацию ;)
Я тоже подозреваю, что 11д122 "не так дорог, как его малюют"! Однако ж цифр конкретных, уваы, нету :(
РД-0120 "примерно то же самое, что SSME", он оказался слишком дорогим.
Что касается "сути спора", Harsky, если речь не идёт о серийном производстве, то стоимость зависит от размеров изделия. Вы просто не сможете сделать тем же количиством людей одинаковое количество водородников, и керосиновых двигателей.
ЦитироватьРД-0120 "примерно то же самое, что SSME", он оказался слишком дорогим.
Что касается "сути спора", Harsky, если речь не идёт о серийном производстве, то стоимость зависит от размеров изделия. Вы просто не сможете сделать тем же количиством людей одинаковое количество водородников, и керосиновых двигателей.
люди болванки не на себе таскают, а погрузчику пофиг вобщем-то сколько весит деталь. в пределах возможностей погрузчика конечно. конечно когда речь заходит о масштабах типа S5, H-1, шаттлобуранов - согласен, но там и про серию разговоров нет. а если рассматривать производство двигателей в серии (сотни надо думать)? да и размеры SSME ~ RD-0120, а RS-68 (по массе) вдвое больше. значит габаритами тоже больше. делаем вывод - амы выбрали RS-68 исходя из чего угодно, то только не из того что большой двигатель больше стоит.
ЦитироватьЦитироватьРД-0120 "примерно то же самое, что SSME", он оказался слишком дорогим.
Что касается "сути спора", Harsky, если речь не идёт о серийном производстве, то стоимость зависит от размеров изделия. Вы просто не сможете сделать тем же количиством людей одинаковое количество водородников, и керосиновых двигателей.
люди болванки не на себе таскают, а погрузчику пофиг вобщем-то сколько весит деталь. в пределах возможностей погрузчика конечно. конечно когда речь заходит о масштабах типа S5, H-1, шаттлобуранов - согласен, но там и про серию разговоров нет. а если рассматривать производство двигателей в серии (сотни надо думать)? да и размеры SSME ~ RD-0120, а RS-68 (по массе) вдвое больше. значит габаритами тоже больше. делаем вывод - амы выбрали RS-68 исходя из чего угодно, то только не из того что большой двигатель больше стоит.
Не в массе дело, а в площади.
Все эти конструкции, как и большнство других - "оболочки". Как и почти вообще все технические и биологические объекты.
Сварка двух листов стали толщиной 5 и 10 мм стоит примерно одинаково.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьРД-0120 "примерно то же самое, что SSME", он оказался слишком дорогим.
Что касается "сути спора", Harsky, если речь не идёт о серийном производстве, то стоимость зависит от размеров изделия. Вы просто не сможете сделать тем же количиством людей одинаковое количество водородников, и керосиновых двигателей.
люди болванки не на себе таскают, а погрузчику пофиг вобщем-то сколько весит деталь. в пределах возможностей погрузчика конечно. конечно когда речь заходит о масштабах типа S5, H-1, шаттлобуранов - согласен, но там и про серию разговоров нет. а если рассматривать производство двигателей в серии (сотни надо думать)? да и размеры SSME ~ RD-0120, а RS-68 (по массе) вдвое больше. значит габаритами тоже больше. делаем вывод - амы выбрали RS-68 исходя из чего угодно, то только не из того что большой двигатель больше стоит.
Не в массе дело, а в площади.
Все эти конструкции, как и большнство других - "оболочки". Как и почти вообще все технические и биологические объекты.
Сварка двух листов стали толщиной 5 и 10 мм стоит примерно одинаково.
Ну, так у 11д122 площадь поверхности весомо меньше, чем у РД-170.
думается что наибольший вес в себестоимости двигателя имеют технологические операции. т.е. суммируем операции, помноженные на стоимость каждой конкретной операции и получаем цифру. а уже потом в нее добавляются всякие аренды, транспортировки, амортизации оборудования и т.д.
т.к. операции по стоимости зависят и от времени, то в первом приближении себестоимость обработки отдельной детали пропорциональна ее обрабатываемой площади (для фрезерования). со сваркой что-то похожее, но там зависимость от длинны шва. со штамповкой зависимость менее выражена, но опять же от площади.
в итоге получаем что для более тяжелого двигателя и цены выше. посмотреть бы технологические карты, сравнить - было бы о чем говорить. а так - не более чем гадание на кофейной гуще. сказал представитель фирмы что 191 будет по стоимости близок к 107 - приходится ему верить. до тех пор пока инсайдеры не поправят
Цитироватьдумается что наибольший вес в себестоимости двигателя имеют технологические операции. т.е. суммируем операции, помноженные на стоимость каждой конкретной операции и получаем цифру. а уже потом в нее добавляются всякие аренды, транспортировки, амортизации оборудования и т.д.
т.к. операции по стоимости зависят и от времени, то в первом приближении себестоимость обработки отдельной детали пропорциональна ее обрабатываемой площади (для фрезерования). со сваркой что-то похожее, но там зависимость от длинны шва. со штамповкой зависимость менее выражена, но опять же от площади.
в итоге получаем что для более тяжелого двигателя и цены выше. посмотреть бы технологические карты, сравнить - было бы о чем говорить. а так - не более чем гадание на кофейной гуще. сказал представитель фирмы что 191 будет по стоимости близок к 107 - приходится ему верить. до тех пор пока инсайдеры не поправят
Учитывайте ещё "мерзостные" свойства водорода как такового.
Ёмкость, которая "держит" керосин, будет травить, если её залить водородом.
Кроме того, например, скорость вращения лопаток турбонасоса у РД-0120 около 900 м/с.
ЦитироватьКроме того, например, скорость вращения лопаток турбонасоса у РД-0120 около 900 м/с.
Да, и нехай! Пусть 900 м/с - ведь работает же!
И все-таки, водород - это перспектива на ближайшее обозримое будущее. Возможная конструктивная реализация водородных РН может отличаться от предложенной здесь пакетной схемы. Водородный "тандем" , к п-римеру с 4*д на 1-й ступени и 1*д на 2-й, обеспечит выведение ПН=28-30 т на ЛЕО при Мст около 450 т. При этом возможно использование оснастки 11к25 (блок Ц).
ЦитироватьИ все-таки, водород - это перспектива на ближайшее обозримое будущее. Возможная конструктивная реализация водородных РН может отличаться от предложенной здесь пакетной схемы. Водородный "тандем" , к п-римеру с 4*д на 1-й ступени и 1*д на 2-й, обеспечит выведение ПН=28-30 т на ЛЕО при Мст около 450 т. При этом возможно использование оснастки 11к25 (блок Ц).
Дмитрий В., я соглашусь по поводу водорода, но вы преувеличиваете эффективность. :)
ЦитироватьЦитироватьКроме того, например, скорость вращения лопаток турбонасоса у РД-0120 около 900 м/с.
Да, и нехай! Пусть 900 м/с - ведь работает же!
Ну да, "G" работает. ;)
Если она перестанет работать - беда. ;)
:D
ЦитироватьЦитироватьИ все-таки, водород - это перспектива на ближайшее обозримое будущее. Возможная конструктивная реализация водородных РН может отличаться от предложенной здесь пакетной схемы. Водородный "тандем" , к п-римеру с 4*д на 1-й ступени и 1*д на 2-й, обеспечит выведение ПН=28-30 т на ЛЕО при Мст около 450 т. При этом возможно использование оснастки 11к25 (блок Ц).
Дмитрий В., я соглашусь по поводу водорода, но вы преувеличиваете эффективность. :)
1)Необходим критерий эффективности. Если за этот критерий принять "мю ПН", то здесь у водорода неоспоримые преимущества. Если взять "стоимость выведения 1 кг ПН на заданную орбиту/траекторию", то здесь не все однозначно, надо считать, а методик подходящих нет, увы.
2)Факт преувеличения эффективности желательно бы подтвердить хоть какими-то расчетами.
ЦитироватьЦитироватьС такой ситуацией столкнулся и я, когда рассматривал "Ангару" на керосине с переливом. Действительно, ЦБ оказывается в подвешенном состоянии, усилия боковушек передаются на переходник. Но такая ситуация благоприятна - баки ЦБ разгружаются, их можно облегчить. Конечно, вырастет масса переходника, 100-килограммовыми кронштейнами тут не отделаешься. Но дополнительную обвязку можно сбросить вслед за ускорителями.
Конецно, в этом деле много тонкостей, но в целом, похоже, все так.
Ну, один кронштейн крепления блока А к блоку Ц на 11к25 имел массу 212 кг. Так что в 100 кг на Водородной Ангаре уложиться можно. Но, кстати, я нигде не говорил, что кронштейн - это единственный силовой элемент верхнего пояса силовой связи. В силовую конструкцию переходника, кроме кронштейнов, входят 2 силовых шпангоута и 2 лонжерона. Общие затраты массы на восприятие и распределение сосредоточенных нагрузок от ББ могут составить 1000-1500 кг (навскидку) , не считая массы оболочки самого переходника.
По моим прикидкам, масса переходника с верхним поясом силовой связи ББ составит около 2000 кг.
Цитировать1)Необходим критерий эффективности. Если за этот критерий принять "мю ПН", то здесь у водорода неоспоримые преимущества. Если взять "стоимость выведения 1 кг ПН на заданную орбиту/траекторию", то здесь не все однозначно, надо считать, а методик подходящих нет, увы.
2)Факт преувеличения эффективности желательно бы подтвердить хоть какими-то расчетами.
1) Вот именно по доле ПН и не получится увеличения эффективности.
2) Посмотрите, как носятся с погодными условиями при запуске шаттла, а чистый водородник будет раза в 3 его больше.
ЦитироватьЦитировать1)Необходим критерий эффективности. Если за этот критерий принять "мю ПН", то здесь у водорода неоспоримые преимущества. Если взять "стоимость выведения 1 кг ПН на заданную орбиту/траекторию", то здесь не все однозначно, надо считать, а методик подходящих нет, увы.
2)Факт преувеличения эффективности желательно бы подтвердить хоть какими-то расчетами.
1) Вот именно по доле ПН и не получится увеличения эффективности.
2) Посмотрите, как носятся с погодными условиями при запуске шаттла, а чистый водородник будет раза в 3 его больше.
1) По "мю ПН", как раз- все в порядке - существенный рост по сравнению с керосином.
2) Ограничения на погодные условия в той или иной степени касаются ВСЕХ РН. Каковы могут быть такие ограничения для Водородной Ангары никто точно не скажет. Может, Вы посчитаете?! :)
Цитировать2) Посмотрите, как носятся с погодными условиями при запуске шаттла, а чистый водородник будет раза в 3 его больше.
Для чисто керосинового с ПН 130т будет принципиальная разница?
Можно взглянуть на Ваши расчеты?
Есть такой тезис, что для определённого конструкционного материала и определённого топлива нельзя - принципиально, по механическим соображениям - создать баки с массовым совершенством выше некоторого предела. К нему можно только стремиться.
Правда, если в случае с ЖРД такой предел сравнительно недалеко, то в случае массового совершенства ракет...
ЦитироватьЕсть такой тезис, что для определённого конструкционного материала и определённого топлива нельзя - принципиально, по механическим соображениям - создать баки с массовым совершенством выше некоторого предела. К нему можно только стремиться.
Разумеется. Если бы кто-нибудь еще сказал, чему равен этот предел :) Я лично предполагаю, что этот предел для водородного топливного отсека (для РН среднего и тяжолого классов) находится в районе 3,5-4,5% от массы топлива (меньшее значение для сплавов типа 01460, большее - 1201).
ЦитироватьЦитировать2) Посмотрите, как носятся с погодными условиями при запуске шаттла, а чистый водородник будет раза в 3 его больше.
Для чисто керосинового с ПН 130т будет принципиальная разница?
Можно взглянуть на Ваши расчеты?
Разница в том, что компоновочная плотность керосиновой ракеты около 1, а водородной около 3.
При той же схеме водородная ракета будет геометрически раза в 3 больше.
И потом, на какого сдались всем эти "130 тонн" и более. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитировать2) Посмотрите, как носятся с погодными условиями при запуске шаттла, а чистый водородник будет раза в 3 его больше.
Для чисто керосинового с ПН 130т будет принципиальная разница?
Можно взглянуть на Ваши расчеты?
Разница в том, что компоновочная плотность керосиновой ракеты около 1, а водородной около 3.
При той же схеме водородная ракета будет геометрически раза в 3 больше.
Не совсем так. Во-первых, объем (а не геометрические размеры) водороднойРН будет в 3 раза больше, чем у керосиновой, при условии равной массы топлива. Однако, при равной ПН, стартовая масса водородной РН будет раза в 2 меньше, чем керосиновой. Соответственно, объем водородной РН превысит таковой для "керосинки" только примерно в 1,5 раза. А габариты будут больше примерно (1.5)^0.3333.
Что, опять водород vs керосин? :) Не надоело?
ЦитироватьЧто, опять водород vs керосин? :) Не надоело?
Э-э! Ну, пусть будет "водород против гептила"?! :)
Немного поработал со спредшитом ratman' а. Как писал ранее, заменил модель атмосферы на экспоненциальную (с поправочным коэффициентом). Так что сейчас эта модель достаточно точно воспроизводит СА. Кроме того ввел в модель расчет Сх в зависимости от числа М (известные аналитические зависимости для Титан-2). Выяснил также, почему спредшит выдает несколько заниженную ХС. Все нормально, просто в спредшите ХС уже считается с учетом потерь тяги на статическое противодавление. Заново пересчиал траекторию Водородной Ангары. При Мст = 505т выводит на переходную орбиту 0*185 км около 32 т ПН. Так что, резерв есть. Ну, и кроме прочего, на основе спредшита сделал несколько моделей по оптимизации проектных параметров РН (одноступенчатые, двухступенчатые тандемной и пакетной схем и трехступенчатая тандемной схемы). Результаты интересные и неоднозначные. Впрочем, это уже отдельная песня.
С уважением, Дмитрий В.
Надо сказать, эта самая "трёхсосиска" на Титан-2 "очень похожа". :)
ЦитироватьНе совсем так. Во-первых, объем (а не геометрические размеры) водороднойРН будет в 3 раза больше, чем у керосиновой, при условии равной массы топлива. Однако, при равной ПН, стартовая масса водородной РН будет раза в 2 меньше, чем керосиновой. Соответственно, объем водородной РН превысит таковой для "керосинки" только примерно в 1,5 раза. А габариты будут больше примерно (1.5)^0.3333.
Дмитрий В. вы не понимаете, что важно отношение объёма к массе?
Если плотность в 3 раза меньше, то площадь поперечного сечения будет больше раза в два и влияние факторов, зависящих от атмосферы - соответственно.
ЦитироватьЦитироватьНе совсем так. Во-первых, объем (а не геометрические размеры) водороднойРН будет в 3 раза больше, чем у керосиновой, при условии равной массы топлива. Однако, при равной ПН, стартовая масса водородной РН будет раза в 2 меньше, чем керосиновой. Соответственно, объем водородной РН превысит таковой для "керосинки" только примерно в 1,5 раза. А габариты будут больше примерно (1.5)^0.3333.
Дмитрий В. вы не понимаете, что важно отношение объёма к массе?
Если плотность в 3 раза меньше, то площадь поперечного сечения будет больше раза в два и влияние факторов, зависящих от атмосферы - соответственно.
Геометрические параметры важны всегда и для любой ракеты. Между тем, расчеты показывают, что отношение массы к площади поперечного сечения, либо отношение массы к объемы, не оказывает определяющего влияния на энергетику РН.
Почему нельзя на реальной ракете протон заменить третью ступень на кислород-водород или фтор-водород для увеличения пн???
ЦитироватьПочему нельзя на реальной ракете протон заменить третью ступень на кислород-водород или фтор-водород для увеличения пн???
В принципе можно (со фтором, конечно, лучше не связываться) оснастить Пртон и водородной ступенью - это уже много раз обсуждалось на форуме. Если водород применить на 2-й ступени, то 2-я становится ненужной. В этом случае ПН возрастает до 34-35 т при той же стартвой массе. Замена 3-й ступени на водородную даст, конечно меньший прирост ПН, но более реальна, т.к. ее можно сделать в том же диаметре (4,1 м). Почему этого не делают? Ну, видимо, по причине скудных финансов, загрузки ЦиХ "Ангарой" и т.п.
ЦитироватьЦитироватьПочему нельзя на реальной ракете протон заменить третью ступень на кислород-водород или фтор-водород для увеличения пн???
Замена 3-й ступени на водородную даст, конечно меньший прирост ПН, но более реальна, т.к. ее можно сделать в том же диаметре (4,1 м).
По данным http://www.satellite.srd.mtuci.ru/Rocets/Proton/proton.htm 2-я и 3-я ступени неотличаются диаметром
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПочему нельзя на реальной ракете протон заменить третью ступень на кислород-водород или фтор-водород для увеличения пн???
Замена 3-й ступени на водородную даст, конечно меньший прирост ПН, но более реальна, т.к. ее можно сделать в том же диаметре (4,1 м).
По данным http://www.satellite.srd.mtuci.ru/Rocets/Proton/proton.htm 2-я и 3-я ступени неотличаются диаметром
При сохранении моноблочной компоновки 2-й ступени и диаметра 4,1м, при переходе на водород длина РН недопустимо возрастает (метров до 80, а то и до 100!). Для сохранения приемлемой длины, в данном случае придется 2-ю ступень выполнить в бОльшем диаметре (например, 5,5 м), либо перейти на многоблочную компоновку (по аналогии с 1-й ступенью).
ЦитироватьГеометрические параметры важны всегда и для любой ракеты. Между тем, расчеты показывают, что отношение массы к площади поперечного сечения, либо отношение массы к объемы, не оказывает определяющего влияния на энергетику РН.
А при чём тут энергетика?
Речь о управляемости и нагрузках на конструкцию. Кстати, если
ПН будет 30 тонн, то какой будет размер обтекателя и вообще, что это будет такое? (И сколько оно будет стоить?) :)
Да, вот ещё одно соображение. ;)
Если взять начальную тяговооруженность 3 и вообще её не менять на всём протяжении траектории выведения, ПН будет ещё больше. :)
ЦитироватьЦитироватьГеометрические параметры важны всегда и для любой ракеты. Между тем, расчеты показывают, что отношение массы к площади поперечного сечения, либо отношение массы к объемы, не оказывает определяющего влияния на энергетику РН.
А при чём тут энергетика?
Речь о управляемости и нагрузках на конструкцию. Кстати, если
ПН будет 30 тонн, то какой будет размер обтекателя и вообще, что это будет такое? (И сколько оно будет стоить?) :)
Да, вот ещё одно соображение. ;)
Если взять начальную тяговооруженность 3 и вообще её не менять на всём протяжении траектории выведения, ПН будет ещё больше. :)
Устойчивость и управляемость, а равно и аэродинамические нагрузки, будут близки у всех РН с одинаковой компоновкой и с примерно одинаковыми габаритами. Размеры и масса ГО определяется плотностью ПН, нагрузками (преимущественно аэродинамическими) , а также применяемыми конструкционными материалами - это общеизвестный факт. Поэтому цена ГО практически не зависит от конструкции самой РН. В рассматриваемом варианте "ВА" ГО принят диаметром 6,2 м и длиной около 18 м. Масса ГО принята 6500 кг.
ЦитироватьУстойчивость и управляемость, а равно и аэродинамические нагрузки, будут близки у всех РН с одинаковой компоновкой и с примерно одинаковыми габаритами. Размеры и масса ГО определяется плотностью ПН, нагрузками (преимущественно аэродинамическими) , а также применяемыми конструкционными материалами - это общеизвестный факт. Поэтому цена ГО практически не зависит от конструкции самой РН. В рассматриваемом варианте "ВА" ГО принят диаметром 6,2 м и длиной около 18 м. Масса ГО принята 6500 кг.
Да, вот только размер ракеты зависит от плотности топлива, соответственно и аэродинамические нагрузки будут больше.
Кроме того у вас спереди огромный обтекатель ПН, который ещё больше ухудшает ситуацию.
При скоростном напоре около 5 тонн на квадратный метр на него будет действовать сила около 50 тонн. (Cx=0,3)
ЦитироватьДа, вот только размер ракеты зависит от плотности топлива, соответственно и аэродинамические нагрузки будут больше.
Кроме того у вас спереди огромный обтекатель ПН, который ещё больше ухудшает ситуацию.
При скоростном напоре около 5 тонн на квадратный метр на него будет действовать сила около 50 тонн. (Cx=0,3)
1) При одинаковой массе ПН=30-32 т, размеры ВА будут такие же как и чисто керосиновой РН. При этом стартовая масса последней будет в 2 с лишним раза больше. Соответственно, из-за меньших моментов инерции, ВА будет иметь лушую управляемсть, но худшую устойчивость. Аэродинамические нагрузки, в силу близости форм, будут при этом одинаковы, однако аэрдинамические потери ХС для ВА будут в 2 раза выше, чем у "керосинки", что, собственно и подтверждается расчетом.
2)Для определения нагрузок на ГО необходимо строить эпюру распеделения аэродинамических сил по его длине. Приведенное Вами значение осевой нагрузки 50 тс скорее ближе к суммарной силе лобового сопротивления всей РН. В любом случае, эти нагрузки на ГО будут одинаковы (примерно) для обеих вариантов. Кроме того, 50 тс - это весьма незначительная нагрузка.
Цитировать1) При одинаковой массе ПН=30-32 т, размеры ВА будут такие же как и чисто керосиновой РН. При этом стартовая масса последней будет в 2 с лишним раза больше. Соответственно, из-за меньших моментов инерции, ВА будет иметь лушую управляемсть, но худшую устойчивость. Аэродинамические нагрузки, в силу близости форм, будут при этом одинаковы, однако аэрдинамические потери ХС для ВА будут в 2 раза выше, чем у "керосинки", что, собственно и подтверждается расчетом.
2)Для определения нагрузок на ГО необходимо строить эпюру распеделения аэродинамических сил по его длине. Приведенное Вами значение осевой нагрузки 50 тс скорее ближе к суммарной силе лобового сопротивления всей РН. В любом случае, эти нагрузки на ГО будут одинаковы (примерно) для обеих вариантов. Кроме того, 50 тс - это весьма незначительная нагрузка.
1) А плотность водородника в 4 раза меньше. :)
2) Это я вас пожалел. Ракета ещё должна пройти звуковой барьер. ;)
Там Cx может быть значительно больше 1.
Кроме того вы завышаете вообще выработанную ХС.
Как вы оцениваете удельный импульс до высоты 15 км?
Цитировать[
1) А плотность водородника в 4 раза меньше. :)
2) Это я вас пожалел. Ракета ещё должна пройти звуковой барьер. ;)
Там Cx может быть значительно больше 1.
1)Ну, не в 4! Раза в 3...
2)Не надо меня жалеть - не люблю я этого чувства. А Сх может быть любой, поскольку определяется отношением силы лобового сопротивления к произведению скоростного напора и характерной площади. Если зададим площадь побольше, получим Сх поменьше (например в баллистическом расчете 11ф36 испоьзовалась площадь 170 "квадратов" и она не была равна ни площади крыльев Бурана, ни площади миделева сечения).
ЦитироватьКроме того вы завышаете вообще выработанную ХС.
Как вы оцениваете удельный импульс до высоты 15 км?
Чего я завышаю? Помниться, Вы писали, что я занижаю ХС. Поясните, плиз!
А УИ я не оцениваю - он (точнее, изменение тяги с высотой) счтается автоматически в спредшите Ратмана, а в другой используемой мной методике, изменение УИ учитывается через коэффициент высотности сопла (если Вы не знаете, что это, то это отношение тяги ДУ в пустоте к тяге у Земли), от которого зависят потери ХС на статическое противодавление.
ЦитироватьЧего я завышаю? Помниться, Вы писали, что я занижаю ХС. Поясните, плиз!
А УИ я не оцениваю - он (точнее, изменение тяги с высотой) счтается автоматически в спредшите Ратмана, а в другой используемой мной методике, изменение УИ учитывается через коэффициент высотности сопла (если Вы не знаете, что это, то это отношение тяги ДУ в пустоте к тяге у Земли), от которого зависят потери ХС на статическое противодавление.
А количественно, какой средний УИ на этом участке?
Разумеется, усреднение должно быть по времени.
ЦитироватьЦитироватьЧего я завышаю? Помниться, Вы писали, что я занижаю ХС. Поясните, плиз!
А УИ я не оцениваю - он (точнее, изменение тяги с высотой) счтается автоматически в спредшите Ратмана, а в другой используемой мной методике, изменение УИ учитывается через коэффициент высотности сопла (если Вы не знаете, что это, то это отношение тяги ДУ в пустоте к тяге у Земли), от которого зависят потери ХС на статическое противодавление.
А количественно, какой средний УИ на этом участке?
Разумеется, усреднение должно быть по времени.
Не знаю, не считал. Для оценки ХС или для расчета траектории-это (значение среднетраекторного УИ) не имеет никакого практического значения.
ЦитироватьНе знаю, не считал. Для оценки ХС или для расчета траектории-это (значение среднетраекторного УИ) не имеет никакого практического значения.
Ну как это не имеет? :)
То, что у вас нет никакого представления о среднем удельном импульсе на участке траектории до 15 км, и вы не в состоянии его дать - свидетельствует о том, что вы вообще свои выкладки никак не проверяли.
Ах, да, есть "программа крысомужика", она "умная", разумеется... ;)
Ворон, ну, а нафига Вам среднетраекторный импульс? Что он Вам даст. Нет, можно конечно его высчитать, но для корректности, придется брать интеграл по времени отношения тяги к секундному расходу, а потом делить на время. Но в чем смысл этих заморочек?
ЦитироватьАх, да, есть "программа крысомужика", она "умная", разумеется... ;)
Программа ратмана как раз тупая. В лоб считает очевидные вещи. Поэтому и спорить с ней сложно - you can't really argue with arithmetics.
ЦитироватьЦитироватьАх, да, есть "программа крысомужика", она "умная", разумеется... ;)
Программа ратмана как раз тупая. В лоб считает очевидные вещи. Поэтому и спорить с ней сложно - you can't really argue with arithmetics.
Да, сам по себе спредшит считает просто. Главное корректно задать исходные данные. Тем не менее располагаемая ХС считается достаточно точно.
ЦитироватьВорон, ну, а нафига Вам среднетраекторный импульс? Что он Вам даст. Нет, можно конечно его высчитать, но для корректности, придется брать интеграл по времени отношения тяги к секундному расходу, а потом делить на время. Но в чем смысл этих заморочек?
Я уверен, что вы его завышаете. :)
ЦитироватьДа, сам по себе спредшит считает просто. Главное корректно задать исходные данные. Тем не менее располагаемая ХС считается достаточно точно.
При условии, что такая траектория вообще возможна. :)
Вот представьте, вы проектируете, например, тормоза для автомобиля. Вы хотите уменьшить тормозной путь раза в два.
Несложно спроектировать тормоза, которые это обеспечат, вот только "асфальт оторвётся".
То же самое у вас, Дмитрий В.
Теоретически у вас всё правильно, если не считать проблем с атмосферой. :)
Кстати, вот какое предложение. ;)
Поставьте на ракету большие аэродинамические стабилизаторы, которые будут сброшены после прохождения критических скоростных напоров.
Тогда, возможно, это более-менее будет близко к реальным возможностям.
ЦитироватьЦитироватьВорон, ну, а нафига Вам среднетраекторный импульс? Что он Вам даст. Нет, можно конечно его высчитать, но для корректности, придется брать интеграл по времени отношения тяги к секундному расходу, а потом делить на время. Но в чем смысл этих заморочек?
Я уверен, что вы его завышаете. :)
Вовсе нет! Пустотный УИ 11д122 равен примерно 454,7 с, а у земли 353 с. Такие значения в расчет и закладываю.
ЦитироватьЦитироватьДа, сам по себе спредшит считает просто. Главное корректно задать исходные данные. Тем не менее располагаемая ХС считается достаточно точно.
При условии, что такая траектория вообще возможна. :)
Вот представьте, вы проектируете, например, тормоза для автомобиля. Вы хотите уменьшить тормозной путь раза в два.
Несложно спроектировать тормоза, которые это обеспечат, вот только "асфальт оторвётся".
То же самое у вас, Дмитрий В.
Теоретически у вас всё правильно, если не считать проблем с атмосферой. :)
Да нет никаких проблем с атмосферой.
ЦитироватьКстати, вот какое предложение. ;)
Поставьте на ракету большие аэродинамические стабилизаторы, которые будут сброшены после прохождения критических скоростных напоров.
Тогда, возможно, это более-менее будет близко к реальным возможностям.
Большие или маленькие - это можно определить толко после расчета РН на устойчивост/управляемость и определения параметров автомата стабилизации. ИМХО, лучше применять решетчатые стабилизаторы - они эффективнее и легче "перьевых". Да и сбрасывать их не надо - сами отпадут :) вместе с боковухами.
ЦитироватьЦитироватьЯ уверен, что вы его завышаете. :)
Вовсе нет! Пустотный УИ 11д122 равен примерно 454,7 с, а у земли 353 с. Такие значения в расчет и закладываю.
А средний импульс как считается? :)
Сами понимаете, начального и конечного значения в данном случае недостаточно.
ЦитироватьДа нет никаких проблем с атмосферой.
Ну да, у всех ракет есть, а тут нету. :)
ЦитироватьЦитироватьКстати, вот какое предложение. ;)
Поставьте на ракету большие аэродинамические стабилизаторы, которые будут сброшены после прохождения критических скоростных напоров.
Тогда, возможно, это более-менее будет близко к реальным возможностям.
Большие или маленькие - это можно определить толко после расчета РН на устойчивост/управляемость и определения параметров автомата стабилизации. ИМХО, лучше применять решетчатые стабилизаторы - они эффективнее и легче "перьевых". Да и сбрасывать их не надо - сами отпадут :) вместе с боковухами.
После 40 км они будут не нужны - зачем тащить с собой лишнюю массу?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЯ уверен, что вы его завышаете. :)
Вовсе нет! Пустотный УИ 11д122 равен примерно 454,7 с, а у земли 353 с. Такие значения в расчет и закладываю.
А средний импульс как считается? :)
Сами понимаете, начального и конечного значения в данном случае недостаточно.
для расчета траектории достаточно.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьКстати, вот какое предложение. ;)
Поставьте на ракету большие аэродинамические стабилизаторы, которые будут сброшены после прохождения критических скоростных напоров.
Тогда, возможно, это более-менее будет близко к реальным возможностям.
Большие или маленькие - это можно определить толко после расчета РН на устойчивост/управляемость и определения параметров автомата стабилизации. ИМХО, лучше применять решетчатые стабилизаторы - они эффективнее и легче "перьевых". Да и сбрасывать их не надо - сами отпадут :) вместе с боковухами.
После 40 км они будут не нужны - зачем тащить с собой лишнюю массу?
А зачем нам еще одна зона отчуждения?
Цитироватьдля расчета траектории достаточно.
Не знаю, как ваша программа считает, но средний удельный импульс зависит от того, как меняется атмосферное давление в соответствии со временем полёта.
ЦитироватьА зачем нам еще одна зона отчуждения?
Это веский аргумент. :)
Но стабилизаторы могут иметь массу тонн 10-20, вам нужны здоровенные управляющие поверхности.
ЦитироватьЦитироватьА зачем нам еще одна зона отчуждения?
Это веский аргумент. :)
Но стабилизаторы могут иметь массу тонн 10-20, вам нужны здоровенные управляющие поверхности.
Господь с Вами! Откуда такие массы? Это как крыло у Бурана, а то и больше раза в 2! Масса одного стабилизатора для "ВА" будет килограммов 200, вряд ли больше.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА зачем нам еще одна зона отчуждения?
Это веский аргумент. :)
Но стабилизаторы могут иметь массу тонн 10-20, вам нужны здоровенные управляющие поверхности.
Господь с Вами! Откуда такие массы? Это как крыло у Бурана, а то и больше раза в 2! Масса одного стабилизатора для "ВА" будет килограммов 200, вряд ли больше.
Ага, при скоростном напоре 5 тонн на квадратныйф метр? :)
Дмитрий В. не получится сделать такую ракету, чем-то не пожертвовав. Если вы заложите в массу конструкции элементы, обеспечивающие аэродинамическую устойчивость, я соглашусь, что можно летать на более высоких скоростных напорах - самолёты летают.
Кстати, я могу вам предложить в этом плане конструкцию круче. :)
Система с горизонтальным стартом - планер будет иметь массу около 50 тонн, блоки будут соединены "треугольником". До высоты километров 30 эта система будет лететь как обычный самолёт, по пологой траектории.
Скоростные напоры будут ещё больше, но не превышать допустимые для существующих военных самолётов.
А ПН будет ещё больше. :)
Цитировать1) Ага, при скоростном напоре 5 тонн на квадратныйф метр? :)
2)Дмитрий В. не получится сделать такую ракету, чем-то не пожертвовав. Если вы заложите в массу конструкции элементы, обеспечивающие аэродинамическую устойчивость, я соглашусь, что можно летать на более высоких скоростных напорах - самолёты летают.
1) Ну. и что?
2) Даже если принять Ваши фантастические 10-20 т на стабиизаторы, масса ПН уменьшится примерно на 1,5-2т. Так что, не смешите мои тапочки (с)
ЦитироватьКстати, я могу вам предложить в этом плане конструкцию круче. :)
Система с горизонтальным стартом - планер будет иметь массу около 50 тонн, блоки будут соединены "треугольником". До высоты километров 30 эта система будет лететь как обычный самолёт, по пологой траектории.
Скоростные напоры будут ещё больше, но не превышать допустимые для существующих военных самолётов.
А ПН будет ещё больше. :)
Мерси, не надо.
ЦитироватьЦитировать1) Ага, при скоростном напоре 5 тонн на квадратныйф метр? :)
2)Дмитрий В. не получится сделать такую ракету, чем-то не пожертвовав. Если вы заложите в массу конструкции элементы, обеспечивающие аэродинамическую устойчивость, я соглашусь, что можно летать на более высоких скоростных напорах - самолёты летают.
1) Ну. и что?
2) Даже если принять Ваши фантастические 10-20 т на стабиизаторы, масса ПН уменьшится примерно на 1,5-2т. Так что, не смешите мои тапочки (с)
1) То самое. :)
2) Стабилизаторы будут достаточно большой конструкцией, выламывающий момент будет значительным, вам надо будет их к чему-то крепить.
Что касается массы ПН, я верю в вашу идею, именно потому я её и критикую. Мне тоже нравится "чистый водородник" с высокой долей Пн, но есть много "но".
Цитировать1) То самое. :)
2) Стабилизаторы будут достаточно большой конструкцией, выламывающий момент будет значительным, вам надо будет их к чему-то крепить.
Что касается массы ПН, я верю в вашу идею, именно потому я её и критикую. Мне тоже нравится "чистый водородник" с высокой долей Пн, но есть много "но".
1) скоростной напор в 5 тс/м^2 не есть "большой проблем".
2)Э-э! "Наукообразно" - все-таки "изгибающий момент". Даже для перьевых стабилизаторов (в силу пологой характеристики производной Су по углу атаки) будет не чрезмерным, а для решетчатых - так и вообще не очень большим. Кроме того, решетчатые стабилизаторы воспринимают нагрузки в плоскости максимальной жесткости, в силу чего их масса будет невелика. А крепить стабилизаторы, ежели они потебуются, будем на хвостовых отсеках ББ.
ЦитироватьЦитироватьдля расчета траектории достаточно.
Не знаю, как ваша программа считает, но средний удельный импульс зависит от того, как меняется атмосферное давление в соответствии со временем полёта.
Да не только средний, а вообще УИ зависит от внешнего давления! Ну, и что?
И когда появится возможность первого полета для любой Ангары?
ЦитироватьИ когда появится возможность первого полета для любой Ангары?
Где-то в 2010-2011 гг.
Цитировать1) скоростной напор в 5 тс/м^2 не есть "большой проблем".
2)Э-э! "Наукообразно" - все-таки "изгибающий момент". Даже для перьевых стабилизаторов (в силу пологой характеристики производной Су по углу атаки) будет не чрезмерным, а для решетчатых - так и вообще не очень большим. Кроме того, решетчатые стабилизаторы воспринимают нагрузки в плоскости максимальной жесткости, в силу чего их масса будет невелика. А крепить стабилизаторы, ежели они потебуются, будем на хвостовых отсеках ББ.
1) Ну да, для всех ракет проблема, а для вашей - нет. :)
2) Да, основные нагрузки, может быть, но хватит неосновных. :)
ЦитироватьДа не только средний, а вообще УИ зависит от внешнего давления! Ну, и что?
Да, зависит. :)
И я хотел бы увидеть оценку среднего удельного импульса. :)
У вас есть программа, которая как-то загадочно считает, при этом получаются результаты, которые невозможно проверить. :)
Она может дать оценку среднего удельного импульса или таблицу значений УИ в зависимости от времени полёта?
Кстати, как именно ратмановская программа считает УИ? У меня подозрение, что она там довольно простую интерполяцию использует. Ошибки при этом, может, не так велики, но можно и уменьшить.
ЦитироватьКстати, как именно ратмановская программа считает УИ? У меня подозрение, что она там довольно простую интерполяцию использует. Ошибки при этом, может, не так велики, но можно и уменьшить.
Сами по себе ошибки в УИ невелики, но имеет место следующая зависимость: меньше УИ -> меньше тяга -> увеличение гравитационных потерь.
Это-то понятно.
Ратмановская программа позволяет вытащить тягу и расход в каждую секунду полёта. УИ можно посчитать.
ЦитироватьЭто-то понятно.
Ратмановская программа позволяет вытащить тягу и расход в каждую секунду полёта. УИ можно посчитать.
Вот и хотелось бы увидеть эти выкладки. :)
Кстати, при ХС 9300 м/с отлично получается вообще одноступенчатая керосиновая ракета, если принять массовое совершенство ракеты 4%.
ПН будет около 2%. :)
Можно поподробнее про 4% ? В смысле - это что, отношение массы ракеты к массе топлива? Или я, как всегда, чего-то путаю?
Может там где-то нолик забыли?
ЦитироватьМожно поподробнее про 4% ? В смысле - это что, отношение массы ракеты к массе топлива? Или я, как всегда, чего-то путаю?
Может там где-то нолик забыли?
Это масса конструкции относительно стартовой массы. Для керосиновой ракеты вполне достижимо, то что сейчас летает похуже, но близко к этому.
ЦитироватьКстати, как именно ратмановская программа считает УИ? У меня подозрение, что она там довольно простую интерполяцию использует. Ошибки при этом, может, не так велики, но можно и уменьшить.
Спредшит не считает УИ (он задается в виде 2-х значений для каждой ступени- УИ на земле и в пустоте). Просто в спредшите рассчитывается изменение тяги в зависимости от высоты полета, то есть от атмосферного давления.
ЦитироватьЦитироватьДа не только средний, а вообще УИ зависит от внешнего давления! Ну, и что?
Да, зависит. :)
И я хотел бы увидеть оценку среднего удельного импульса. :)
У вас есть программа, которая как-то загадочно считает, при этом получаются результаты, которые невозможно проверить. :)
Она может дать оценку среднего удельного импульса или таблицу значений УИ в зависимости от времени полёта?
Спредшит считает текущую тягу по формуле P=Pп-(Pп-Pз)*p(h)/p0,
где Pп - тяга в пустоте, Pз- тяга у земли (на уровне моря), p(h)-атмосферное давление на высоте h, p0- атмосферное давление на уровне моря. Разделив текущее значение тяги на секундный расход, Вы получите текущее значение УИ.
ЦитироватьСпредшит считает текущую тягу по формуле P=Pп-(Pп-Pз)*p(h)/p0,
где Pп - тяга в пустоте, Pз- тяга у земли (на уровне моря), p(h)-атмосферное давление на высоте h, p0- атмосферное давление на уровне моря. Разделив текущее значение тяги на секундный расход, Вы получите текущее значение УИ.
Тяга зависит только от давления?
Соотношение компонентов не меняется?
ЦитироватьЦитироватьСпредшит считает текущую тягу по формуле P=Pп-(Pп-Pз)*p(h)/p0,
где Pп - тяга в пустоте, Pз- тяга у земли (на уровне моря), p(h)-атмосферное давление на высоте h, p0- атмосферное давление на уровне моря. Разделив текущее значение тяги на секундный расход, Вы получите текущее значение УИ.
Тяга зависит только от давления?
Соотношение компонентов не меняется?
Да, тяга зависит от атмосферного давления, соотношение компонентов не меняется.
ЦитироватьЦитироватьМожно поподробнее про 4% ? В смысле - это что, отношение массы ракеты к массе топлива? Или я, как всегда, чего-то путаю?
Может там где-то нолик забыли?
Это масса конструкции относительно стартовой массы. Для керосиновой ракеты вполне достижимо, то что сейчас летает похуже, но близко к этому.
4% - это уж слишком оптимистично.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьМожно поподробнее про 4% ? В смысле - это что, отношение массы ракеты к массе топлива? Или я, как всегда, чего-то путаю?
Может там где-то нолик забыли?
Это масса конструкции относительно стартовой массы. Для керосиновой ракеты вполне достижимо, то что сейчас летает похуже, но близко к этому.
4% - это уж слишком оптимистично.
Ага, и 6% для Р-9 оптимистично? ;)
Р-9 сделана когда? ;) - ("Тогда") :)
ЦитироватьАга, и 6% для Р-9 оптимистично? ;)
Р-9 сделана когда? ;) - ("Тогда") :)
6% для Р-9? Что-то сомневаюсь! А не 8-9%? Уточните-ка, плиз, данные по 8к75.
Пришла мне тут мыслишка одна, по мотивам дискуссии с И. Афанасьевым: можно ведь было спроектировать Ангару по аналогии с Атлас-5, к примеру: переразмеренная керосиновая ступень с РД-170 и маленькая ступень водородная с 11д57М. Прикинул: при Мст=500 т, ПН= 25-26 т. Интересно получается, покопаюсь - подробности на днях :wink:
ЦитироватьПрищла мне тут мыслишка одна, по мотивам дискуссии с И. Афанасьевым: можно ведь было спроектировать Ангару по аналогии с Атлас-5, к примеру: переразмеренная керосиновая ступень с РД-170 и маленькая ступень водороднгая с 11д57М. Прикинул: при Мст=500 т, ПН= 25-26 т. Интересно получается, покопаюсь - подробности на днях :wink:
Но ведь у Атласа не РД-170 и водородная ступень не пререразмерена. И в основном варианте ТТУ которые образуют "полупервую" ступень а ЦБ превращают в "полувторую". А у Хэви Атласа предусматривается "эрзац вторая ступень".
ЦитироватьЦитироватьПрищла мне тут мыслишка одна, по мотивам дискуссии с И. Афанасьевым: можно ведь было спроектировать Ангару по аналогии с Атлас-5, к примеру: переразмеренная керосиновая ступень с РД-170 и маленькая ступень водороднгая с 11д57М. Прикинул: при Мст=500 т, ПН= 25-26 т. Интересно получается, покопаюсь - подробности на днях :wink:
Но ведь у Атласа не РД-170 и водородная ступень не пререразмерена. И в основном варианте ТТУ которые образуют "полупервую" ступень а ЦБ превращают в "полувторую". А у Хэви Атласа предусматривается "эрзац вторая ступень".
Согласен - пусть будет "Одноатлас по-русски", типо удвоенный 401
ЦитироватьПрищла мне тут мыслишка одна, по мотивам дискуссии с И. Афанасьевым: можно ведь было спроектировать Ангару по аналогии с Атлас-5, к примеру: переразмеренная керосиновая ступень с РД-170 и маленькая ступень водороднгая с 11д57М. Прикинул: при Мст=500 т, ПН= 25-26 т. Интересно получается, покопаюсь - подробности на днях :wink:
Как выглядит первая ступень?
ЦитироватьЦитироватьПрищла мне тут мыслишка одна, по мотивам дискуссии с И. Афанасьевым: можно ведь было спроектировать Ангару по аналогии с Атлас-5, к примеру: переразмеренная керосиновая ступень с РД-170 и маленькая ступень водороднгая с 11д57М. Прикинул: при Мст=500 т, ПН= 25-26 т. Интересно получается, покопаюсь - подробности на днях :wink:
Как выглядит первая ступень?
Пока "не определился"! В зависимости от стартовой массы, первая ступень может быть либо "чистым" монобоком, либо может быть скомпонована по "протоновской" схеме.
Для первой ступени могу предложить две первые ступени Атласа-5 сложенные вместе. Снизу один РД-171. Диаметр блоков 4.1 м.
Так сказать на перспективу создания РД-180 :D . Тогда, когда появился бы РД-180 была готовая первая ступень под русский Атлас-5, и ТриАтлас.
ЗЫ: Эх если бы Протон в 1962 по этой схеме сделали бы. История космонавтики развивалась бы по другому. :D :(
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПрищла мне тут мыслишка одна, по мотивам дискуссии с И. Афанасьевым: можно ведь было спроектировать Ангару по аналогии с Атлас-5, к примеру: переразмеренная керосиновая ступень с РД-170 и маленькая ступень водороднгая с 11д57М. Прикинул: при Мст=500 т, ПН= 25-26 т. Интересно получается, покопаюсь - подробности на днях :wink:
Как выглядит первая ступень?
Пока "не определился"! В зависимости от стартовой массы, первая ступень может быть либо "чистым" монобоком, либо может быть скомпонована по "протоновской" схеме.
По "протоновской" схеме но длинной с Зенит, а? :wink: :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьПрищла мне тут мыслишка одна, по мотивам дискуссии с И. Афанасьевым: можно ведь было спроектировать Ангару по аналогии с Атлас-5, к примеру: переразмеренная керосиновая ступень с РД-170 и маленькая ступень водороднгая с 11д57М. Прикинул: при Мст=500 т, ПН= 25-26 т. Интересно получается, покопаюсь - подробности на днях :wink:
Как выглядит первая ступень?
Пока "не определился"! В зависимости от стартовой массы, первая ступень может быть либо "чистым" монобоком, либо может быть скомпонована по "протоновской" схеме.
По "протоновской" схеме но длинной с Зенит, а? :wink: :mrgreen:
Типа того! Подробности - позже...
Обещанные подробности по «Русско-Атласу», ну, или по «Полуводородной Ангаре»
1)Идеология: максимум массы ПГ при заданной тяге ДУ, минимальное количество двигателей, баки – «Протоновского» диаметра. Рассматривая ситуацию 1992г., на первой ступени – однозначно РД-170. На 2-й – 11д75м (42 тс, УИ=461с, раздвижное сопло масса 911 кг). Из источников, заслуживающих доверия, получена информация, что этот ЖРД прошел-таки огневые стендовые испытания. Вопрос с двигателем 2-й ступени, конечно, неоднозначный. Можно было бы взять 4*КВД-1, но тяга маловата, а масса будет больше, к тому же придется использовать 4 штуки (влезут ли в диаметр 4,1?), что снижает надежность. Воронежские водородники тягой порядка 10тс – еще только в стадии проектирования. РД-0120 слишком велик и его применение ведет к увеличению «водородной составляющей» РН, что увеличивает стоимость. Так что, выбор 1д57м представляется оптимальным.
2)Расчеты. Все расчеты велись в программе, созданной на основе спредшита Ратмана с использованием солвера XL. Точность расчетов определяется точностью модели Ратмана и точностью солвера (вообще-то, у меня есть определенные претензии к солверу: результаты, например, зависят от начального приближения и т.п., поэтому к результатам стоит относиться как к приближенным сравнительным оценкам).
Целевая функция: отношение массы ПН к стартовой тяге первой ступени. Варьируемые параметры (проектно-баллистические параметры; основные проектные параметры): относительные конечные массы ступеней (определяют рабочий запас топлива), параметры программы угла тангажа. Прочие исходные данные: масса ГО = 5 т, сброс на 190 секунде от КП; выведение на опорную орбиту 0*185 км, наклонение 51,7 град (выбрана из условия падения блока 2-й ступени в антиподную точку, старт из Байконура); массовые характеристики блоков – по статистике и известным массам ДУ (в массу ДУ кроме ЖРД включены – трубопроводы, комплекс автоматики аварийной защиты и т.п.).
3)Результаты. Получена зависимость массы ПН от стартовой массы. Максимальная ПН (26,5) т получена при стартовой массе 674 т (правда тяговооруженность 1-й ступени составила всего 1,097). При этом варьировалась стартовая масса от 500 до 700 т. Интересно, что изменение стартовой массы происходило в основном за счет заправки 1-й ступени (от 398 т при Мст=500т, до 558 т при Мст=674т), тогда как заправка и тяговооруженность 2-й ступени практически не менялись (заправка лежит в диапазоне 34,7-36,3т, а тяговооруженность – от 0,663 до 0,626). Если это не «глюк» модели, то результат интересный! Для Мст = 500т, ПГ составил 24,4 т (т.е. на 2,1 т меньше оптимума). При использовании «легкого» ГО с массой 2,5т, масса ПН во всех вариантах возрастает примерно на 300 кг. Любопытно, что при этом выполняются требования к массе ПГ для Ангары. Правда, при старте из Плесецка, предпочтительнее варианты с Мст>550т. И всего-то 2 движка!
Для дальнейших изысканий оставил 2 варианта: с Мст=500 и 600т. Последний вариант незначительно отличается по массе ПГ (26,2 т) от оптимального, но имеет более приличную тяговооруженность 1-й ступени (1,233), однако может быть выполнен, видимо, с компоновкой 1-й ступени по типу 8к82к (при этом общая длина РН около 60м). Этот вариант также обеспечивает умеренные значения скоростного напора, что позволяет предположить возможность применения гладких баков. Вариант с Мст=500т может быть выполнен в моноблочном варианте. Но при этом, из-за в 1,5 раза более высокого скоростного напора и при длине около 66 м (диаметр 4,1 м), по видимому, придется использовать вафельные баки.
Как видно, в целом, идеология РН близка к идеологии Атлас-5 (с учетом большей размерности). В целом, имхо, подобный вариант был бы неплохой альтернативой известным проектам: получалась РН с нужной грузоподъемностью, всего лишь 2-мя двигателями. Наращивание грузоподъемности также было бы возможным «по американскому» варианту – навеской РДТТ (например, с использованием блоков МБР «Тополь»).
Несколько комментариев по поводу величин массы ПН. Известный проект ЦиХ «Ангара-26» (с навесными баками на обеих ступенях), выигравший конкурс, при Мст=640 т выводил на орбиту 200*200 км с наклонением 63 град ПН=26 т. Выигрыш рассматриваемого варианта (600-тонник) в массе ПН можно объяснить следующим:
- в моих расчетах не учтен резерв массы ПН;
- более высокая тяговооруженность 1-й ступени;
- более высокий УИ 2-й ступени;
- более высокое массовое совершенство блоков (меньшие остатки невырабатываемого топлива при моноблочной компоновке; моноблочная компоновка блока 2-й ступени; меньше доля массы ДУ в массе конструкции блока 2-й ступени).
Ну, про точность модели я уже говорил...
С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьНа 2-й – 11д75м (42 тс, УИ=461с, раздвижное сопло масса 911 кг). Из источников, заслуживающих доверия, получена информация, что этот ЖРД прошел-таки огневые стендовые испытания. Вопрос с двигателем 2-й ступени, конечно, неоднозначный. Можно было бы взять 4*КВД-1, но тяга маловата, а масса будет больше, к тому же придется использовать 4 штуки (влезут ли в диаметр 4,1?), что снижает надежность. Воронежские водородники тягой порядка 10тс – еще только в стадии проектирования. РД-0120 слишком велик и его применение ведет к увеличению «водородной составляющей» РН, что увеличивает стоимость. Так что, выбор 1д57м представляется оптимальным.
...
заправка и тяговооруженность 2-й ступени практически не менялись (заправка лежит в диапазоне 34,7-36,3т, а тяговооруженность – от 0,663 до 0,626
Дмитрий, вы не заметили как фактически повторили УКВБ Ангары :)
Там предполагается как раз 4 КВД-1М тягой по 10,5 тс, т.е. именно 42 тс. Сходится практически все - заправка, тяга, диаметр, импульс.
Так что все намного ближе к реальности, чем вы могли подумать :)
С другой стороны вызывает большие сомнения первая ступень на 560 т по сравнению с Зенитом...
В целом получается полуводородный супер-Зенит...
Только уж очень он специализированный - резервов уменьшения или увеличения ПН практически нет, считанные проценты.
ЦитироватьС другой стороны вызывает большие сомнения первая ступень на 560 т по сравнению с Зенитом...
Ну, 600-тонная РН, предположительно, могла бы иметь компоновку 1-й ступени по аналогии с Протоном: бак ЖК длиной 25м и диаметром 4,1м и 4 навесных бака керосина длиной по 20м и диаметром 1,6м. Так что, все транспортабельно, если вопрос в этом. Кстати, есть у меня кое-какие соображения по конструктивному исполнению, будет время - выложу.
ЦитироватьВ целом получается полуводородный супер-Зенит...
Только уж очень он специализированный - резервов уменьшения или увеличения ПН практически нет, считанные проценты.
Про увеличение ПН я говорил - РДТТ, а по снижению (правда небольшому) - укорочение баков и дросселирование РД-170. Правда, зачем нам уменьшение? Нужна была РН с ПН = 25-26 т для независимого доступа на ГСО! :)
Цитировать1)Идеология: максимум массы ПГ при заданной тяге ДУ, ...
Эххх, идеология, идеология... Вечно эта проблема выбора правильной идеологии... :(
Вот что идеологически правильнее: при той же массе увеличивать ПГ применением водорода или увеличить стартовую массу но обойтись без водорода?
ЦитироватьНужна была РН с ПН = 25-26 т для независимого доступа на ГСО! :)
Эээээээ....?
ЦитироватьЦитироватьНужна была РН с ПН = 25-26 т для независимого доступа на ГСО! :)
Эээээээ....?
Э-э-э-э: для обеспечения выведения ИСЗ на ГСО той же массы, что и Протоном, на ЛЕО нужна была ПН порядка 25-26 т (хотя, если с Мирного пускать, как планировалось, то в принципе достаточно было и протоновских 21 т, +4-5 т - это на перспективу :wink: )
ЦитироватьЦитировать1)Идеология: максимум массы ПГ при заданной тяге ДУ, ...
Эххх, идеология, идеология... Вечно эта проблема выбора правильной идеологии... :(
Вот что идеологически правильнее: при той же массе увеличивать ПГ применением водорода или увеличить стартовую массу но обойтись без водорода?
Идеологически правильнее - Н2, однозначное имхо :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНужна была РН с ПН = 25-26 т для независимого доступа на ГСО! :)
Эээээээ....?
Э-э-э-э: для обеспечения выведения ИСЗ на ГСО той же массы, что и Протоном, на ЛЕО нужна была ПН порядка 25-26 т (хотя, если с Мирного пускать, как планировалось, то в принципе достаточно было и протоновских 21 т, +4-5 т - это на перспективу :wink: )
Не
Это другое "ээээээ....?"
Это "эээээ....?" такое:
а почему "типа Протон длинной с Зенит" не может вывести 40 тонн? :mrgreen:
Не, я понимаю, чтобы "навесные штучки" были чисто керосиновым баком и т.д.... :roll:
Но если все-таки сделать их 6 (шесть), ровно как у прототипа, да еще впихнуть РД-180 "по центру", где у Протона ничего нет?
Дмитрий, Мст=500т - очень красивый вариант!!!
Мне очень нравится! :D
Завораживает своей легкостью! :D
ИМХО такой вариант был бы дёшев в производстве.
Поздравляю с красивым вариантом!
ЗЫ: Дмитрий говорит о ситуации 1992 года (хочу подчеркнуть, что сегодня надо было бы использовать РД-180).
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНужна была РН с ПН = 25-26 т для независимого доступа на ГСО! :)
Эээээээ....?
Э-э-э-э: для обеспечения выведения ИСЗ на ГСО той же массы, что и Протоном, на ЛЕО нужна была ПН порядка 25-26 т (хотя, если с Мирного пускать, как планировалось, то в принципе достаточно было и протоновских 21 т, +4-5 т - это на перспективу :wink: )
Да, кстати, хорошее замечание.
Что же на самом деле надо? ГСО или ЛЕО? Или то и другое? И сколько?
Если только обеспечения выведения ИСЗ на ГСО той же массы, что и Протоном, то ...
Скажем на ГСО должно быть 3 тонны (я точно не знаю сколько). Тогда:
1. Керосиновой РН выводящая на ГСО 3 тонны, выведит на ЛЕО 25-26 тонн.
2. РН по схеме Атласа (с водородом на второй ступени) выводящая на ГСО 3 тонны, выведит на ЛЕО 16-19 тонн.
Получаются совсем разные РН!!!
Так что же надо ГСО и ЛЕО или только ГСО?
ЦитироватьИдеологически правильнее - Н2, однозначное имхо :wink:
А аргументировать? Где можно увидеть те три источника и три составные части водоризма?
Ну дабы идея овладела массами и стала материальной силой?
ЦитироватьЦитироватьИдеологически правильнее - Н2, однозначное имхо :wink:
А аргументировать? ....
А смысл? :roll:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьНужна была РН с ПН = 25-26 т для независимого доступа на ГСО! :)
Эээээээ....?
Э-э-э-э: для обеспечения выведения ИСЗ на ГСО той же массы, что и Протоном, на ЛЕО нужна была ПН порядка 25-26 т (хотя, если с Мирного пускать, как планировалось, то в принципе достаточно было и протоновских 21 т, +4-5 т - это на перспективу :wink: )
Да, кстати, хорошее замечание.
Что же на самом деле надо? ГСО или ЛЕО? Или то и другое? И сколько?
Если только обеспечения выведения ИСЗ на ГСО той же массы, что и Протоном, то ...
Скажем на ГСО должно быть 3 тонны (я точно не знаю сколько). Тогда:
1. Керосиновой РН выводящая на ГСО 3 тонны, выведит на ЛЕО 25-26 тонн.
2. РН по схеме Атласа (с водородом на второй ступени) выводящая на ГСО 3 тонны, выведит на ЛЕО 16-19 тонн.
Получаются совсем разные РН!!!
Так что же надо ГСО и ЛЕО или только ГСО?
Грузоподъемность 25-26 т позволяла выводить на ГСО те же ПН, что и Протон при использовании слегка модифицированного блока ДМ (при запуске из Плесецка). Применение КВРБ примерно удваивает ПН на ГСО. Уменьшение массы ПН на ЛЕО менее 20 т было недопустимым, опять же из условия "неснижения возможностей по сравнению с Протоном". Имхо.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьНужна была РН с ПН = 25-26 т для независимого доступа на ГСО! :)
Эээээээ....?
Э-э-э-э: для обеспечения выведения ИСЗ на ГСО той же массы, что и Протоном, на ЛЕО нужна была ПН порядка 25-26 т (хотя, если с Мирного пускать, как планировалось, то в принципе достаточно было и протоновских 21 т, +4-5 т - это на перспективу :wink: )
Да, кстати, хорошее замечание.
Что же на самом деле надо? ГСО или ЛЕО? Или то и другое? И сколько?
Если только обеспечения выведения ИСЗ на ГСО той же массы, что и Протоном, то ...
Скажем на ГСО должно быть 3 тонны (я точно не знаю сколько). Тогда:
1. Керосиновой РН выводящая на ГСО 3 тонны, выведит на ЛЕО 25-26 тонн.
2. РН по схеме Атласа (с водородом на второй ступени) выводящая на ГСО 3 тонны, выведит на ЛЕО 16-19 тонн.
Получаются совсем разные РН!!!
Так что же надо ГСО и ЛЕО или только ГСО?
Грузоподъемность 25-26 т позволяла выводить на ГСО те же ПН, что и Протон при использовании слегка модифицированного блока ДМ (при запуске из Плесецка). Применение КВРБ примерно удваивает ПН на ГСО. Уменьшение массы ПН на ЛЕО менее 20 т было недопустимым, опять же из условия "неснижения возможностей по сравнению с Протоном". Имхо.
Ну если надо обеспечить те же ПН с территории России, что выводит Протон из Байконура. То тогда у вашего варианта «Полуводородной Ангары», нужно урезать первую ступень. Всё то же самое, что вы и предлогали, но первая ступень короче. Мст тогда получиться, где то 420т.
Первая ступент заправленная ~360 тонн, диаметр 4.1м. Тогда у нею можно будет сделать гладкие стенки баков!!!
Вторая ступень выполняется в двух вариантах: на ГСО и ЛЕО, как у Атласа-5. На ГСО можно использовать 10 тонный двигатель.
Тогда получится совсем красивая РН!
ЦитироватьЦитировать1)Идеология: максимум массы ПГ при заданной тяге ДУ, ...
Эххх, идеология, идеология... Вечно эта проблема выбора правильной идеологии... :(
Вот что идеологически правильнее: при той же массе увеличивать ПГ применением водорода или увеличить стартовую массу но обойтись без водорода?
Зависит от идеологии.
Если "круто" - то Н2
Если "дешево" - то масса (ну если не считать сверхтяжёлые, хотя Н-1 помним...)
Господа, давно есть Атлас-Центавр, вполне хорошая ракета, так вот и подумайте - где выгоднее применять водород. ;)
Хм, опять старый спор: керосин vs водород и т.п. Еще раз повторюсь, выбор идеологии РН, включая и выбор компонентов топлива, зависит от конкретной проектной ситуации (общий уровень научно-технического потенциала и экономическое положение страны; потребная масса ПГ, необходимая для решения конкретных целевых задач; наличие освоенных в производстве двигателей; наличие производственных мощностей, включая наличие оснастки и т.п.).
Возвращаясь к ситуации 1992г., что мы увидим:
- из керосиновых ЖРД в РФ серийно производились 11д58, 11д33, РД-0110 (блок И 11А511), РД-107/108, РД-170. Производство РД-120 осталось на Украине. Организация его серийного производства, равно как и НК-33/43 требовало больших затрат (правда, НК-33 мог быть использован на 1-е время из задела, но на РН с ПН более 20 т требовалось использование 5-6 ЖРД). РД-180 существовал только на бумаге.
- из водородников в производстве был только 11д122 (достаточно дорогой). 11д56 и его «деривация» КВД-1 реально могли быть рассмотрены (в развитие индийского заказа), но их требовалось 4 штуки на 2-ю ступень (ну, может быть, и 3?). 11д57 серийно не поизводился, но прошел стендовые испытания. Учитывая, что он имел Рк=120-150 атм (существенно ниже, чем у РД-0122), можно предположить, что его производство (даже с учетом капитальных затрат), в итоге оказалось бы дешевле, чем 11д122.
- Чисто керосиновая РН с ПН=25-26т при Мст=850-900т, требовала использования ЖРД с суммарной тягой около 1200 тс. Из чего было выбирать? Надо было разрабатывать заново двигатели для обеих ступеней, либо использовать большое количество уже готовых (снижение надежности). РН с большей стартовой массой требует более громоздкого ТУА, больших площадей в МИК и т.п.
Рассмотренный вариант РН с 1*РД-10 и 1*11д57м, по крайней мере, отвечал следующим требованиям:
- необходимая грузоподъемность (25-26 т на НОО);
- наличие серийного двигателя для 1-й ступени и практически отработанного ЖРД для 2-й ступени;
- наличие серийной оснастки для изготовления баков и каркасных отсеков (диаметр 4,1 и 1,6 м).
- экологическая чистота;
- габариты, сопоставимые с 11к77.
Учитывая, что заправка водорода для 2-й ступени составляла всего около 5 т, водородная инфраструктура не должна была быть чрезмерно дорогой. При этом, что в стране еще не был утрачен опыт работы с водородом.
Отсюда вывод – в тех условиях наиболее экономичным представляется решение с использованием водорода на 2-й ступени. Кроме того, сохранялся «водородный» потенциал страны.
С уважением, Дмитрий В.
Цитировать- Чисто керосиновая РН с ПН=25-26т при Мст=850-900т, требовала использования ЖРД с суммарной тягой около 1200 тс. Из чего было выбирать? Надо было разрабатывать заново двигатели для обеих ступеней, либо использовать большое количество уже готовых (снижение надежности). РН с большей стартовой массой требует более громоздкого ТУА, больших площадей в МИК и т.п.
А если абстрагироваться от необходимости возобновления производства (кстати РД-120 точно уже в то время на Украину перевели?), сколько будет выводить керосиновый Протон с 6-ю НК-33 на 1-й ступени, 2-мя РД-120 на 2-й и одним НК-39 с каким-нибудь рулевиком на 3-й? Правда смущает его длина и несколько меньшие тяговооруженности верхних ступеней, да и двигателей многовато, лучше уж наверно триатлас.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьИдеологически правильнее - Н2, однозначное имхо :wink:
А аргументировать? ....
А смысл? :roll:
Чисто из любопытства. Я тоже терзаюсь этой проблемой: что лучше именно для нас - водород или без него?
То, что для всего остального мира водород лучше это я знаю, а вот для нас?
ЦитироватьЦитировать- Чисто керосиновая РН с ПН=25-26т при Мст=850-900т, требовала использования ЖРД с суммарной тягой около 1200 тс. Из чего было выбирать? Надо было разрабатывать заново двигатели для обеих ступеней, либо использовать большое количество уже готовых (снижение надежности). РН с большей стартовой массой требует более громоздкого ТУА, больших площадей в МИК и т.п.
А если абстрагироваться от необходимости возобновления производства (кстати РД-120 точно уже в то время на Украину перевели?), сколько будет выводить керосиновый Протон с 6-ю НК-33 на 1-й ступени, 2-мя РД-120 на 2-й и одним НК-39 с каким-нибудь рулевиком на 3-й? Правда смущает его длина и несколько меньшие тяговооруженности верхних ступеней, да и двигателей многовато, лучше уж наверно триатлас.
Ну, если только абстрагироваться... Так вот, РН, выполненная по схеме "Протона", но с керосиновыми движками (принято 6*НК-33 на 1 ст., 1*НК-43 на 2-й ст. и 1*НК-31 на 3 ст, РД-120 производился в Днепропетровске), при стартовой массе 70 т в принципе выводит на НОО 180*180 км около 26 т ПН.
Не много ли опечаток на последней странице? Что за РД-10? Или стартовая масса 70 т?
Дмитрий, так Вы считаете оптимум "на тогда"? Не на "через три-пять лет"?
ЦитироватьНе много ли опечаток на последней странице? Что за РД-10? Или стартовая масса 70 т?
Каюсь, есть "ачипятки": д.б. РД-170, стартовая масса 700 т.
ЦитироватьДмитрий, так Вы считаете оптимум "на тогда"? Не на "через три-пять лет"?
Естественно, я пытаюсь подходить к проекту с позиций ситуации 1992г.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьИдеологически правильнее - Н2, однозначное имхо :wink:
А аргументировать? ....
А смысл? :roll:
Чисто из любопытства. Я тоже терзаюсь этой проблемой: что лучше именно для нас - водород или без него?
То, что для всего остального мира водород лучше это я знаю, а вот для нас?
Не терзайтесь, Старый! :wink: Водород, однозначно надо развивать. Каким образом и в каких масштабах - это уже вопрос конкретики. Сейчас я бы начал с КРБ. Кстати, вторая ступень моего "Русско-Атласа" - по размерности весьма похожа на КВРБ для носителя 40-тонного класса (на перспективу, конечно), возможно, с заменой 11д57 на что-то более "космическое", типа КВД-1 или РД-0146 и т.п.
ЦитироватьНе терзайтесь, Старый! :wink: Водород, однозначно надо развивать. Каким образом и в каких масштабах - это уже вопрос конкретики. Сейчас я бы начал с КРБ. Кстати, вторая ступень моего "Русско-Атласа" - по размерности весьма похожа на КВРБ для носителя 40-тонного класса (на перспективу, конечно), возможно, с заменой 11д57 на что-то более "космическое", типа КВД-1 или РД-0146 и т.п.
В принципе да. На РБ вероятно не обойтись. А на маршевых ступенях пока ни-ни! А то взорвёмся нафиг...
ЦитироватьВ принципе да. На РБ вероятно не обойтись. А на маршевых ступенях пока ни-ни! А то взорвёмся нафиг...
Да, ладно уж! Не взорвемся :wink:
ЦитироватьЦитироватьВ принципе да. На РБ вероятно не обойтись. А на маршевых ступенях пока ни-ни! А то взорвёмся нафиг...
Да, ладно уж! Не взорвемся :wink:
Да мы и без водорода отлично взрываемся. А уж с водородом...
С другой стороны у нас и на керосин то денег нету. А уж на водород...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВ принципе да. На РБ вероятно не обойтись. А на маршевых ступенях пока ни-ни! А то взорвёмся нафиг...
Да, ладно уж! Не взорвемся :wink:
Да мы и без водорода отлично взрываемся. А уж с водородом...
С другой стороны у нас и на керосин то денег нету. А уж на водород...
Ну, тогда на метан :lol:
Да, кстати, как это у нас нет денег? Сколько там профицит федерального бюджета? 1,5 трлн. рублей, что ли? Денег дофига - у нас дефицит смысла, ну, и воли, конечно.
ЦитироватьДа, кстати, как это у нас нет денег? Сколько там профицит федерального бюджета? 1,5 трлн. рублей, что ли? Денег дофига - у нас дефицит смысла, ну, и воли, конечно.
Тогда тем более. С таким дефицитом к водороду даже подходить опасно... :(
Однако если всётаки смысл и воля возобладают (во что хочется верить но верится слабо) то есть более важные вещи на которые есть смысл потратить деньги. Так что на водород и в этом случае не хватит... :(
ЦитироватьЦитироватьДа, кстати, как это у нас нет денег? Сколько там профицит федерального бюджета? 1,5 трлн. рублей, что ли? Денег дофига - у нас дефицит смысла, ну, и воли, конечно.
Тогда тем более. С таким дефицитом к водороду даже подходить опасно... :(
Однако если всётаки смысл и воля возобладают (во что хочется верить но верится слабо) то есть более важные вещи на которые есть смысл потратить деньги. Так что на водород и в этом случае не хватит... :(
(насвистывая на мотивчик шлягера "Черный бумер": "Cтарый ламер, старый ламер..." :D ) Экий Вы, батенька, пессимист :cry:
ЦитироватьГоспода, давно есть Атлас-Центавр, вполне хорошая ракета, так вот и подумайте - где выгоднее применять водород. ;)
Да, "Атлас-Центавр" симпатичная ракета.
Обещанные подробности по конструкции «Русского атласа».
В качестве основного варианта рассматривается РН со стартовой массой 600 т.
РН выполнена двухступенчатой по тандемной схеме с последовательной работой ступеней. Ракетный блок первой ступени - многоблочный: вокруг бака ЖК диаметром 4,1 м расположены 4 бака с керосином РГ-1 (диаметр каждого 1,6 м). Материал баков – сплав АМГ-6Н (в последующем мог быть заменен на 01420 или 01460). Бак ЖК покрыт теплоизоляцией из пенополиуретана низкой плотности. Баки ЖК и РГ-1, предварительно, гладкие, химически фрезерованные для обеспечения местных усилений в зонах сварных швов. При необходимости, для обеспечения устойчивости оболочек в процессе наземной эксплуатации, баки могут подкрепляться кольцевыми приварными шпангоутами. Внутри баков размещены: демпфирующие перегородки, арматура системы наддува, заборные устройства, датчики заправки и датчики уровня. На верхних днищах баков расположены дренажно-предохранительные клапаны. Наддув баков производится подогретым гелием. Гелий храниться в титановых шар-баллонах, погруженных в бак ЖК. К баку ЖК крепится хвостовой отсек (ХО) цилиндрической формы, внутри которого на силовой ферме размещен ЖРД РД-170/171. ХО имеет каркасную клепаную (как вариант – сварную) конструкцию. Нижний торец ХО закрыт стальным теплозащитным экраном. По периметру ХО. На обечайке расположены разъемные соединения для связи с СК (гидро-пневморазъемы и электроразъемы). На обечайке ХО также расположены 4 мощных лонжерона сложного сечения (из стали или титана), воспринимающие нагрузки от стартовых опор и от навесных баков РГ-1 (осевые, радиальные и тангенциальные нагрузки). Баки РГ-1 крепятся к баку ЖК в 3 поясах связи: нижнем (с опорой на лонжероны ХО посредством шарнирного соединения через стержневую ферму), в верхнем и промежуточном. Верхний пояс связи воспринимает только радиальные и тангенциальные нагрузки (передача осевых сил, как было указано выше, осуществляется в нижнем поясе, что обеспечивает разгрузку бака ЖК от сжимающих осевых усилий) представляет собой механизм, состоящий из лонжерона, расположенного на каркасной юбке бака ЖК и каретки с 4-мя роликами, которая шарнирно соединена с коническим отсеком навесного бака и может перемещаться по лонжерону при механических и температурных деформациях баков. Промежуточный пояс связи состоит из 2-х тяг, воспринимающих только радиальные нагрузки и препятствующих соударению баков при динамических колебаниях. Как вариант, тяги могут быть выполнены в виде телескопического демпфера сухого трения (например, как цанга, лепестки которой перемещаются по конической поверхности). Все пневмо-гидравлические и электрические связи между центральным блоком и навесными баками расположены в районе нижнего пояса связи, где отсутствуют взаимные перемещения блоков. Керосин из навесных баков подается в кольцевой трубопровод, размещенный по периметру ХО (т.е., таким образом, баки РГ-1 оказываются «закольцованными» и представляют собой сообщающиеся сосуды, что способствует синхронизации выработки из них горючего). Из кольцевого трубопровода РГ-1 подается в насос горючего ТНА РД-170/171. Через этот же трубопровод производится заправка навесных баков.
Блок 2-й ступени соединен с блоком первой ступени через цилиндрический переходник. Запуск двигателя 2-й ступени – холодный (как вариант, возможен и «горячий»). Осадка компонетов топлива 2-й ступени производится за счет работы 4-х РДТТ разведения ступеней, размещенных на переходнике. После окончания работы РДТТ и запуска двигателя 2-й ступени производится сброс переходника. Блок 2-й ступени – моноблочный. Он состоит из баков ЖК и ЖВ, разделенных совмещенным днищем. Материал баков 1201 (вариант – 01460). Совмещенное днище – трехслойное (с пенополиуретановой теплоизоляцией). Бак ЖВ расположен над баком ЖК. Наддув производится: бака ЖК – гелием (из погруженных в бак ЖК шар-баллонов), бака ЖВ – газифицированным водородом (предстартовый наддув – гелием от наземной системы). Баки покрыты теплоизоляцией из пенополиуретана низкой плотности. Подача ЖВ из бака производится чере наружный трубопровод с сифонным заборным устройством. К нижнему днищу бака ЖК посредством конической оболочки крепится ЖРД 11Д57М, закрепленный на оболочке в карданном подвесе. ЖРД закрыт цилиндрическим кожухом, на наружной поверхности которого в кронштейнах установлены 2 качающихся сопла крена (работают на газообразном водороде). На распорный шпангоут верхнего днища бака ЖВ установлена цилиндрическая каркасная юбка, на которой установлены ГО (диаметр 4,35 м) и адаптер ПГ. На адаптере установлен приборный отсек, на котором закреплен ПГ. ГО крепится к юбке через шарнирные кронштейны и состоит из 2-х створок. ГО - 3-хслойной композиционной конструкции (2 слоя из углепластика типа КМУ-4Л, разделенных алюминиевым сотовым заполнителем). Разделение створок производится за счет линейных устройств разделения (ЛУР) пиротехнического типа. Разворот створок производится пневматическими (вариант: механическими или пиротехническими) толкателями. Для выведения ПГ высокой плотности (КА разведки, ДЗЗ и т.п.) на низкую орбиту применяется «короткий» ГО длиной примерно 11,3м. При этом общая длина РН составляет около 54 м. «Длинный обтекатель» длиной 15,4м обеспечивает размещение под ним КВРБ и низкоплотных нагрузок на высокие (вплоть до ГСО) орбиты, общая длина РН возрастает при этом примерно до 58 м.. Комплектация КГЧ может быть и иной. Например, возможно применение ГО других размеров, использование блока ДМ с увеличенной заправкой и т.п. В типовом варианте предполагается довыведение ПГ с помощью собственной ДУ (импульс ХС = 50-60 м/с). Также возможно применение и автономного «блока довыведения).
Надеюсь в ближайшем будущем выложит кое-какие рисунки.
С уважением, Дмитрий В.
Ну прямо эскизный проект :)
ЦитироватьНу прямо эскизный проект :)
Техническое предложение :wink:
Лучше вместо кольцевого небольшой коллектор поближе к двигателю. А довыведение нам зачем - вторая ступень невелика, пусть падает где хочет. Наверно и теплоизоляцию на кислородном баке достаточно только в районе керосиновых баков сделать.
ЦитироватьЛучше вместо кольцевого небольшой коллектор поближе к двигателю. А довыведение нам зачем - вторая ступень невелика, пусть падает где хочет. Наверно и теплоизоляцию на кислородном баке достаточно только в районе керосиновых баков сделать.
В случае 4-х навесных баков горючего (а их именно столько) лучше кольцевой трубопровод с 6 патрубками (по 1-му от каждого бака, один расходный в ЖРД и 1 заправочный).
довыведение - чтобы не засорять космос + для определенности точки падения (антипод в нейтральных водах) + небольшой выигрыш в ПН.
ЦитироватьВ случае 4-х навесных баков горючего (а их именно столько) лучше кольцевой трубопровод с 6 патрубками (по 1-му от каждого бака, один расходный в ЖРД и 1 заправочный).
Пожалуй что так, учитывая компоновку РД-171.
Цитироватьдовыведение - чтобы не засорять космос + для определенности точки падения (антипод в нейтральных водах) + небольшой выигрыш в ПН.
Ну космос как-нибудь переживет, а с водородом на 2-й ступени прибавки ПН за счет довыведения может и не быть, больше возни с ним, хотя конечно можно всё подряд не довыводить.
Дмитрий В.
Хороший проект! Только - почему четыре керосиновых бака - а не два, например?
У Протона понятно, почему шесть - по количеству двигателей...
ЦитироватьДмитрий В.
Хороший проект! Только - почему четыре керосиновых бака - а не два, например?
У Протона понятно, почему шесть - по количеству двигателей...
Из условия компоновки - при сохранении "протоновских" диаметров (1,6 для РГ-1 и 4,1 для ЖК) для нормальной "компонуемости" блока 1-й ступени 4 бака РГ-1 - идеальный вариант.
По просьбе Александра Шлядинского, размещаю две его иллюстрации по материалам Дмитрия В.
(http://www.aerocosmos.ru/files/RA1.JPG)
(http://www.aerocosmos.ru/files/RA2.JPG)
ЦитироватьПо просьбе Александра Шлядинского, размещаю две его иллюстрации по материалам Дмитрия В.
http://www.aerocosmos.ru/files/RA1.JPG
http://www.aerocosmos.ru/files/RA2.JPG
Большое спасибо "Know How" и Александру Шлядинскому! :D
Т.е. этакий протонозенит? Под фиксированную ПН? Без возможности апгрейда? ;-)
Почему не просто триатлас на 1-5 РД-180?
И если уж на то пошло - то почему 4 блока по 1.6, а не 2 по 2.5 метра? С 2 боковушками остается место для навески еще 4х УРМ на РД-191, что поднимает максимальную ПН почти вдвое.
ЦитироватьПочему не просто триатлас на 1-5 РД-180?
Потому что стоит двигатель, а не его тяга - грубо говоря. 3 двигателя РД-180 - это три двигателя. А 1 РД-171 - это один двигатель. Один дешевле трёх. Не всегда, но в данном случае :) .
ЦитироватьИ если уж на то пошло - то почему 4 блока по 1.6, а не 2 по 2.5 метра?
Видимо, потому что у ЦиХа нет рабочего диаметра в 2,5 метра. УРМы же дополнительные не получится навесить по причинам необходимости пересчёта силовых нагрузок. Тут идея, как я понимаю, сейчас такая :) - на форуме сейчас в фаворе неапргрейдимые, но оптимизированные конструкции. Мода на американский подход. Грубо говоря, конечно.
ЦитироватьТут идея, как я понимаю, сейчас такая :) - на форуме сейчас в фаворе неапргрейдимые, но оптимизированные конструкции. Мода на американский подход. Грубо говоря, конечно.
Да вроде у американцев как раз все наоборот - широкий диапазон ПН используя набор стандартных блоков, в каждом отдельном случае ракета немного не оптимальна, но в целом получается дешевле.
Не забывайте, коллеги, речь идет о варианте РН, который мог быть рассмотрен в 1992г. когда никакой речи о семействе не шло. Кроме того апгрейд возможен за счет навески РДТТ (до 4-х шт) в промежутках между навесными баками горючего. Апгрейд вниз тоже возможен. Например, заменой водородной 2-й ступени на керосиновую с РД-0124 - в этом случае масса ПН снижается до 17-18 т.
ЦитироватьВидимо, потому что у ЦиХа нет рабочего диаметра в 2,5 метра. УРМы же дополнительные не получится навесить по причинам необходимости пересчёта силовых нагрузок. Тут идея, как я понимаю, сейчас такая :) - на форуме сейчас в фаворе неапргрейдимые, но оптимизированные конструкции. Мода на американский подход. Грубо говоря, конечно.
А в районе 3.2м у них рабочего нет? Сделать из двух разнокалиберных труб :)
Оно конечно нетрадиционно - но почему нет?
2,9 м остались от УР-200, 2,4 м есть на прихватизированном "Полете", но если ускорители не нужны лучше 4 боковухи, нагрузки будут меньше и распределены равномернее, а парусность уменьшится.
Ага, и где у нас есть РДДТ? У меня такое впечатление, что кроме 1 ступени Тополя, которых самим мало (с) - у нас вообще мощных ТТРД нету.
Потом, нормально посчитанная жидкостная боковушка - это значительно лучше РДДТ в смысле повышения ПН. Если ее сделать относительно небольшой по запасу топлива, но длинной (как Союзовская боковушка), то можно избыток тяги реализовать в увеличении массы третьей ступени и ПН. Тогда первая тсупень остается та же, с той же прочностью, а меняется переходник и третья ступень.
И к слову, я таки думаю, что на центр надо РД-180 ставить, боковухи - короткие! - на РД-191. Т.е. такой увеличенный в 2 раза по массе Союз, со стартовой массой порядка 700-800 тонн с оптимальным разливом топлива. Верхнюю ступень - диаметр 4.1, двигатель тот же РД-191. Итого получается 1 РД-180 и 5 РД-191. Что вполне сравнимо с Протоном, притом что ПН шагнет за 25 тонн, я думаю. 'легкая' версия - с УРМ-2, он же 2-я ступень Союза-2 и без боковушек.
По поводу парусности - сильно спорно. 4 боковухи имеют большую суммарную площадь, чем две большие. Если уж на то пошло, то две большие имеют парусность больше, чем одна - т.е. продольная компоновка бака.
ЦитироватьАга, и где у нас есть РДДТ? У меня такое впечатление, что кроме 1 ступени Тополя, которых самим мало (с) - у нас вообще мощных ТТРД нету.
Отечественную твердотопливную промышленность надо развивать, а то совсем загнется.
ЦитироватьПотом, нормально посчитанная жидкостная боковушка - это значительно лучше РДДТ в смысле повышения ПН.
Лучше, но РДТТ проще сделать желаемого размера и тяги.
ЦитироватьИ к слову, я таки думаю, что на центр надо РД-180 ставить, боковухи - короткие! - на РД-191. Т.е. такой увеличенный в 2 раза по массе Союз, со стартовой массой порядка 700-800 тонн с оптимальным разливом топлива. Верхнюю ступень - диаметр 4.1, двигатель тот же РД-191. Итого получается 1 РД-180 и 5 РД-191. Что вполне сравнимо с Протоном, притом что ПН шагнет за 25 тонн, я думаю. 'легкая' версия - с УРМ-2, он же 2-я ступень Союза-2 и без боковушек.
Это без дросселирования получается центр будет вчетверо больше боковухи, а у Союза - примерно вдвое. На третьей ступени РД-191 явно не понадобится. И может тогда уж вообще триатлас делать?
ЦитироватьПо поводу парусности - сильно спорно. 4 боковухи имеют большую суммарную площадь, чем две большие. Если уж на то пошло, то две большие имеют парусность больше, чем одна - т.е. продольная компоновка бака.
В любом продольном сечении 4 боковухи будут иметь меньшую площадь, а мидель при равной высоте боковух не изменится.
ЦитироватьЦитироватьТут идея, как я понимаю, сейчас такая :) - на форуме сейчас в фаворе неапргрейдимые, но оптимизированные конструкции. Мода на американский подход. Грубо говоря, конечно.
Да вроде у американцев как раз все наоборот - широкий диапазон ПН используя набор стандартных блоков, в каждом отдельном случае ракета немного не оптимальна, но в целом получается дешевле.
Это видимость, что блоки стандартные.
ЦитироватьЭто видимость, что блоки стандартные.
Т.е. когда к Атласу цепляют пять ускорителей, они совсем другие чем когда прицеплен один или Центавр с двумя RL-10 не имеют ничего общего с однодвигательным? :wink: Ну ЦБ конечно могут усиливать, ставить или не ставить крепления для каждого конкретного пуска и т.п., но это гораздо проще чем для каждой ПН сделать отдельную РН.
В _любом_? Вот совершенно нет. В диапазоне углов +- 20 градусов от плоскости симметрии двухбакового варианта его площадь будет меньше чем с 4 блоками. И... мидель это еще не все, важен Cx, а он у круглого корпуса ниже чем у сборки цилиндров.
Относительно же ТТРД - не надо брать пример с амов, у них свои тараканы, у нас свои. Зачем нам надо их догонять в бласти ТТРД, когда у нас есть хорошие ЖРД. ТТРД такого масштаба (на РН понадобится повесить хорошо за сотню тонн ускорителей, т.е. по 25+ тонн на каждый) у нас не делают. Нету школы. А создавать школу производства РДДТ только чтобы 'було как у усих', по моему просто глупо. Тем паче вот не уверен я что с учетом более низкой эффективности РДДТ дешевле получаются.
ЦитироватьЦитироватьЭто видимость, что блоки стандартные.
Т.е. когда к Атласу цепляют пять ускорителей, они совсем другие чем когда прицеплен один или Центавр с двумя RL-10 не имеют ничего общего с однодвигательным? :wink: Ну ЦБ конечно могут усиливать, ставить или не ставить крепления для каждого конкретного пуска и т.п., но это гораздо проще чем для каждой ПН сделать отдельную РН.
Да, похожи только внешне. Внутренне для каждой ПН ракета модифицируется; это классический американский подход - оптимизация ракеты под данный полёт. Степень изменений больше, чем для советских ракет.
ЦитироватьДа, похожи только внешне. Внутренне для каждой ПН ракета модифицируется; это классический американский подход - оптимизация ракеты под данный полёт. Степень изменений больше, чем для советских ракет.
Под одинанаковую по массе ПН не больше, а под разную меньше. В чем состоят изменения мы конечно же не узнаем :)
:)
ЦитироватьВ _любом_? Вот совершенно нет. В диапазоне углов +- 20 градусов от плоскости симметрии двухбакового варианта его площадь будет меньше чем с 4 блоками. И... мидель это еще не все, важен Cx, а он у круглого корпуса ниже чем у сборки цилиндров.
Относительно же ТТРД - не надо брать пример с амов, у них свои тараканы, у нас свои. Зачем нам надо их догонять в бласти ТТРД, когда у нас есть хорошие ЖРД. ТТРД такого масштаба (на РН понадобится повесить хорошо за сотню тонн ускорителей, т.е. по 25+ тонн на каждый) у нас не делают. Нету школы. А создавать школу производства РДДТ только чтобы 'було как у усих', по моему просто глупо. Тем паче вот не уверен я что с учетом более низкой эффективности РДДТ дешевле получаются.
Ну, Вы же сами упоминали РДТТ 1-й ступени Тополя. Тяга этого РДТТ, видимо, больше 100 тс. А у Булавы? Надо думать, не менее 80-90 тс, а то и поболе. И масса РДТТ первой ступени Тополя тоже не менее 25 т, хотя можно и уточнить. Так что крупные РДТТ у нас делать умеют. Кстати, если производственная база крупных РДТТ после развала СССР, в значительной степени, осталась на Украине, то почти вся научно-исследовательская инфраструктура - в России (Питер, Люберцы, Пермь, Бийск). И хотя я сам не особый сторонник РДТТ, но, считаю, что при необходимости, применение РДТТ не вызовет принципиальных затруднений.
Дмитрий, напрашивается в вашем русском Атласе собрать киросиновые баки первой ступени в параблоки - два вместе с одной стороны и два с другой (по схеме как первая ступень у Энергии).
Тогда, по-прежнему, можно довешивать ускорители, но зато можно объединять первые ступени в Дву-Атлас (40-тонник :mrgreen: ) и Три-Атлас (60-тонник).
Тогда это вообще классная РН была бы! И прожила бы очень долго.
ЦитироватьДмитрий, напрашивается в вашем русском Атласе собрать киросиновые баки первой ступени в параблоки - два вместе с одной стороны и два с другой (по схеме как первая ступень у Энергии).
Тогда, по-прежнему, можно довешивать ускорители, но зато можно объединять первые ступени в Дву-Атлас (40-тонник :mrgreen: ) и Три-Атлас (60-тонник).
Тогда это вообще классная РН была бы! И прожила бы очень долго.
Не-а! 40-тонник будем делать по-другому :wink: Но на той же элементной базе :lol: На днях выложу, если время будет
Цитировать:)
А по существу есть что сказать? Или будете оспаривать, что различий между Атласом-5 512-м и 552-м меньше чем между Зенитом и Протоном? :wink:
Фагот, Вы о чём это? :) Хотите говорить по существу - так говорите. Не хотите - не ждите ответов :) .
ЦитироватьФагот, Вы о чём это? :) Хотите говорить по существу - так говорите. Не хотите - не ждите ответов :).
Да все о том же:
ЦитироватьТут идея, как я понимаю, сейчас такая :) - на форуме сейчас в фаворе неапргрейдимые, но оптимизированные конструкции. Мода на американский подход. Грубо говоря, конечно.
Я-то думаю, что так называемая оптимизация под конкретный полет возможна именно благодаря тому, что конструкции апгрейдимые. А неапгрейдимые это как раз наш подход, а не американский, хотя это тоже достаточно условно ибо и мы при совсем уж нестандартных полетах апгрейдом занимались.
ЦитироватьЯ-то думаю, что так называемая оптимизация под конкретный полет возможна именно благодаря тому, что конструкции апгрейдимые.
Повесить доп ускоритель - это не апгрейд, а игра в лего :)
ЦитироватьПовесить доп ускоритель - это не апгрейд, а игра в лего :)
Что-то я сомневаюсь что Авмич это имел ввиду, скорее он считает что с каждым дополнительным ускорителем мы получаем совсем новую ракету, имеющую мало общего с предыдущей. Небольшие изменения приходится делать, но не более того. При этом каждая ракета семейства не так оптимальна как специально спроектированная под данную ПН, но семейство дешевле нескольких специализированных ракет - при условии что оно покрывает разумный диапазон ПН и наиболее часто используемая ракета семейства наиболее оптимальна.
ЦитироватьВ _любом_? Вот совершенно нет. В диапазоне углов +- 20 градусов от плоскости симметрии двухбакового варианта его площадь будет меньше чем с 4 блоками.
Да, зевнул-с. Но максимальная площадь все равно будет у двухбакового и сосредоточенные нагрузки там больше.
ЦитироватьИ... мидель это еще не все, важен Cx, а он у круглого корпуса ниже чем у сборки цилиндров.
Но ведь вариант с двумя боковыми баками это тоже сборка цилиндров. И потом для РН Сх не так важен, в разумных пределах конечно.
ЦитироватьОтносительно же ТТРД - не надо брать пример с амов, у них свои тараканы, у нас свои. Зачем нам надо их догонять в бласти ТТРД, когда у нас есть хорошие ЖРД.
Можно и не догонять, это я так, к слову, можно как на Ариан-4 делать.
ЦитироватьТТРД такого масштаба (на РН понадобится повесить хорошо за сотню тонн ускорителей, т.е. по 25+ тонн на каждый) у нас не делают. Нету школы. А создавать школу производства РДДТ только чтобы 'було как у усих', по моему просто глупо. Тем паче вот не уверен я что с учетом более низкой эффективности РДДТ дешевле получаются.
Как правильно отметил Дмитрий В. школа производства РДТТ как раз такого масштаба у нас есть - первая ступень Тополя весит 26 т. Была и школа производства 50-тонных РДТТ. Не следует путать ее со школой производства ускорителей, хотя они в общем-то проще и дешевле, чем ступени МБР, но к ним другие требования. Если будет нормальная загрузка предприятий производством боевых ракет, то и ускорители ни к чему. Кстати жидкостные ускорители мы тоже не применяли.
Ага, если бы Тополя пекли такими темпами как минитмены, я бы согласился, да. Но скорости их производства еле-еле хватает чтобы РВСН вооружать. А каждый космический пуск - минус 4 Тополя. Есть мнение (с) что два УРМ с РД-191 будут _несколько_ выгоднее, чем 4 несделанных Тополя.
А так я не спорю - вполне нормальный концепт, мне самому удлинение Зенита не нравлось ;-). Кстати, действительно - можно обьединить баки в параблоки и между ними уже повесить УРМ-бустеры. Два точно влезет.
ЦитироватьАга, если бы Тополя пекли такими темпами как минитмены, я бы согласился, да. Но скорости их производства еле-еле хватает чтобы РВСН вооружать.
А вы уверены, что темп их производства ограничен техническими возможностями, а не финансовыми? :wink: Я потому и предложил ТТУ, что загрузка мощностей мала и предприятия еле сводят концы с концами. Хотя если так продлится и дальше, наступят и технические ограничения. Но вообще я бы предпочел, чтобы они были загружены по профилю. :)
ЦитироватьА каждый космический пуск - минус 4 Тополя. Есть мнение (с) что два УРМ с РД-191 будут _несколько_ выгоднее, чем 4 несделанных Тополя.
Ну первая ступень это все же не Тополь, к тому же ускоритель надо делать упрощенный. Если же брать ЖРД, то луше уж НК-33, а вообще можно и мелкие ускорители делать - на РД-0155 например.
ЦитироватьЦитироватьФагот, Вы о чём это? :) Хотите говорить по существу - так говорите. Не хотите - не ждите ответов :).
Да все о том же:
ЦитироватьТут идея, как я понимаю, сейчас такая :) - на форуме сейчас в фаворе неапргрейдимые, но оптимизированные конструкции. Мода на американский подход. Грубо говоря, конечно.
Я-то думаю, что так называемая оптимизация под конкретный полет возможна именно благодаря тому, что конструкции апгрейдимые. А неапгрейдимые это как раз наш подход, а не американский, хотя это тоже достаточно условно ибо и мы при совсем уж нестандартных полетах апгрейдом занимались.
В этих определениях оптимизацией под конкретный полёт принято было заниматься в СССР. Исходные системы допускали изменения условий, ценой меньшей эффективности. Напротив, американцы старались выжать эффективность побольше из каждого варианта. В результате вариантов приходилось создавать больше - и у каждого возможности модификаций были меньше, так как запасов не хватало.
Американские ракеты более оптимальны под полёт - и нуждаются в более частой перестройке. Наши - менее оптимальны, и поддаются настройке, апгрейду. Сейчас на форуме мода - двигаться от "российского" подхода к "американскому".
ЦитироватьЦитироватьДмитрий, напрашивается в вашем русском Атласе собрать киросиновые баки первой ступени в параблоки - два вместе с одной стороны и два с другой (по схеме как первая ступень у Энергии).
Тогда, по-прежнему, можно довешивать ускорители, но зато можно объединять первые ступени в Дву-Атлас (40-тонник :mrgreen: ) и Три-Атлас (60-тонник).
Тогда это вообще классная РН была бы! И прожила бы очень долго.
Не-а! 40-тонник будем делать по-другому :wink: Но на той же элементной базе :lol: На днях выложу, если время будет
Н-да... Не получается 40-тонник на той же элементной базе... Применение на 1-й ступени РД-171М с тягой 784 тс (при увеличении Мст до 640 т) и 2-х 11Д57М на 2-й ступени, в лучшем случае, дают массу ПН на переходной орбите 0*185 км (наклонение 51,6-51,7 град) только 32 т. И это максимум. Замена двигателя 2-й ступени на 1*11Д122 тоже дает немного: Мпн не более 34 т (и это тоже верхняя граница, ведь у «Ангары-26» ПН не превышала 26 т, правда на круговой орбите 200 км с наклонением 63 град). К тому же 2*11Д57М (имеющих, согласно, Вэйду, диаметр сопла 2,0 м) с трудом размещаются в хвостовом отсеке 2-й ступени.
«Будем посмотреть» вариант с 4-мя навесными РДТТ с одновременным увеличением тяги 2-й ступени (скажем, 2 модифицированных 11Д57М с соплом уменьшенного диаметра, пусть будет 2*40 тс при УИ = 458 с).
ЦитироватьН-да... Не получается 40-тонник на той же элементной базе...
(http://img378.imageshack.us/img378/3504/pechora5ayg3.jpg)
ЦитироватьЦитироватьН-да... Не получается 40-тонник на той же элементной базе...
(http://img378.imageshack.us/img378/3504/pechora5ayg3.jpg)
Нет, Зомби, тока не это :evil: Хотя :roll: Можно подумать, но РН с навесными жидкостными блоками не лезет в Зенитовский СК.
И мы пришли обратно к керосиновому Протону ;-).
Дмитрий преследует почти спейсэксовскую философию - по одному движку на ступень, причём ступень - по баку на компонент...
Дмитрий, Вы уже сняли ограничения по поперечным и продольным габаритам? Можно ведь и не по ЖД возить...
ЦитироватьДмитрий преследует почти спейсэксовскую философию - по одному движку на ступень, причём ступень - по баку на компонент...
Дмитрий, Вы уже сняли ограничения по поперечным и продольным габаритам? Можно ведь и не по ЖД возить...
Если бы я снял ограничение на габариты, то скорее всего получился бы мой "Дейтрон" (40т) или "Энергия-МТ" (30т). Ну, может быть, что-то из прототипов "Дейтрона" с керосиновой 1-й ступенью (с 1*14Д20 на 860 тс и ПН = 32-34 т или с 1*РД-171 с ПН в районе 30т).
Нужно-то не только 40 тонн ПН, но и малое число двигателей.
А я б забацал 40-тонник из трёх соединённых в пакет Зенитов.
Так Зенит ещё разрабатывать надо - он же нероссийский. А тогда лучше сразу уж делать вариант, который не в 3, а в 2 модуля 40+ тонн выводит. Или дмитриевский вариант - 32+ т, одним модулем.
Чего плохого в керосиновом Протоне?
ЦитироватьНужно-то не только 40 тонн ПН, но и малое число двигателей.
Для 40-тонного носителя, видимо, не получится использовать по одному ЖРД на ступень. По крайней мере, если исходить из теперешних реалий. Как я уже говорил, расчеты показывают, что РН с 1*РД-171М и 1*РД-0122 больше 30-32 т вряд ли потянет, хотя, повторюсь, можно уточнить. Следующий шаг - 3*РД-180 + 1*РД-0122 с некоторым форсированием по тяги. Если появится РД-191, возможны и другие варианты. Например, 5*РД-191+РД-0122 и т.п. Но, это уже не минимум двигателей :(
ЦитироватьА я б забацал 40-тонник из трёх соединённых в пакет Зенитов.
Прям один в один три Зенита? Вряд ли он вытащит 40 т - узлы межблочных связей съедят несколько тонн ПН.
ЦитироватьА я б забацал 40-тонник из трёх соединённых в пакет Зенитов.
(http://www.rogersite.alfamoon.com/pic/3zenit.gif)
:)
ЦитироватьАга, если бы Тополя пекли такими темпами как минитмены, я бы согласился, да. Но скорости их производства еле-еле хватает чтобы РВСН вооружать. А каждый космический пуск - минус 4 Тополя. Есть мнение (с) что два УРМ с РД-191 будут _несколько_ выгоднее, чем 4 несделанных Тополя.
....
Ну, кроме Воткинска еще и Пермь есть :wink:
Вопрос к Дмитрию В.
Дмитрий не могли бы Вы дать развесовку по ступеням и по ХС вашего "русского атласа". который очень красив на картинке.
Зраранее признателен.
ЦитироватьВопрос к Дмитрию В.
Дмитрий не могли бы Вы дать развесовку по ступеням и по ХС вашего "русского атласа". который очень красив на картинке.
Зраранее признателен.
Да, конечно. Но не ранее понедельника - все расчеты на работе.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьТут идея, как я понимаю, сейчас такая :) - на форуме сейчас в фаворе неапргрейдимые, но оптимизированные конструкции. Мода на американский подход. Грубо говоря, конечно.
Да вроде у американцев как раз все наоборот - широкий диапазон ПН используя набор стандартных блоков, в каждом отдельном случае ракета немного не оптимальна, но в целом получается дешевле.
Это видимость, что блоки стандартные.
avmich, о чём это вы?
Вот что пишет Локхид о своём семействе РН Атлас-5:
"A key feature of the current Atlas V family is the use of common vehicle elements to support performance requirements spanning 9 to 28 mT to LEO. Use of common elements improves production efficiency, reliability, and cost while providing the ability to tailor the overall launch vehicle configuration with combinations of these common elements to meet mission requirements."
Перевод:
"Главная черта семейства ракетоносителей Атлас-5 это использование универсальных (общих) элементов для РН с ПН от 9 до 28 тонн на ЛЕО. Использование универсальных (общих) элементов улучшает эффективность производства, надёжность и стоимость (снижается), в то время как необходимый по ПН ракетоноситель собирается из комбинации этих универсальных (общих) элементов."
Atlas Launch System Mission Planner's Guide CLSB-0409-1109
Revision 10, December 2004, Page 8-8
Этот документ раньше лежал на ilslaunch.com
Если надо, могу вам его выслать.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьТут идея, как я понимаю, сейчас такая :) - на форуме сейчас в фаворе неапргрейдимые, но оптимизированные конструкции. Мода на американский подход. Грубо говоря, конечно.
Да вроде у американцев как раз все наоборот - широкий диапазон ПН используя набор стандартных блоков, в каждом отдельном случае ракета немного не оптимальна, но в целом получается дешевле.
Это видимость, что блоки стандартные.
avmich, о чём это вы?
Вот что пишет Локхид о своём семействе РН Атлас-5:
"A key feature of the current Atlas V family is the use of common vehicle elements to support performance requirements spanning 9 to 28 mT to LEO. Use of common elements improves production efficiency, reliability, and cost while providing the ability to tailor the overall launch vehicle configuration with combinations of these common elements to meet mission requirements."
Перевод:
"Главная черта семейства ракетоносителей Атлас-5 это использование универсальных (общих) элементов для РН с ПН от 9 до 28 тонн на ЛЕО. Использование универсальных (общих) элементов улучшает эффективность производства, надёжность и стоимость (снижается), в то время как необходимый по ПН ракетоноситель собирается из комбинации этих универсальных (общих) элементов."
Atlas Launch System Mission Planner's Guide CLSB-0409-1109
Revision 10, December 2004, Page 8-8
Этот документ раньше лежал на ilslaunch.com
Если надо, могу вам его выслать.
Оно все конечно так, но ... Если Вы думаете, что у них там склад блоков. И вот возникла задача, и на склад посылают грузчиков, которые достают со склада блоки, те, что поближе. А потом сборщики соединяют эти блоки болтами и полетело. Боюсь, что это далеко не так. Да, блоки сделаны на одной базе, но первую ступень Зенита невозможно использовать в качестве первой ступени Энергии. Примерно так и тут. Под каждую конкретную конфигурацию делается похожий, но имеющий отличие блок. И за счет этих отличий он в другой конфигурации не применим. Для этой неприменимости достаточно иногда очень маленьких отличий.
ЦитироватьВ этих определениях оптимизацией под конкретный полёт принято было заниматься в СССР. Исходные системы допускали изменения условий, ценой меньшей эффективности.
С определениями похоже вышла полная путаница :(
ЦитироватьНапротив, американцы старались выжать эффективность побольше из каждого варианта. В результате вариантов приходилось создавать больше - и у каждого возможности модификаций были меньше, так как запасов не хватало.
Дело обстояло так, что с середины 70-х мы почти перестали увеличивать ПН своих РН-"рабочих лошадок" (исключая создание Зенита), а американцы достаточно плавно повышали ее все время соответственно росту массы спутников, ну и ПН у них были более разнообразны, потому и вариантов РН было больше, хотя исходных ракет было меньше. И только отчасти эта разница была связана с изначально низкой грузоподъемностью американских ракет. Мы также создавали ПН в тесной увязке с РН и последние порожняком не летали - практически в каждом полете их ПН была максимальной и в этом смысле наши ракеты тоже были вполне оптимальны, но если масса спутников не увеличивается 10-20 лет, то и новые варианты РН ни к чему.
ЦитироватьАмериканские ракеты более оптимальны под полёт - и нуждаются в более частой перестройке.
Вы имеете виду навеску разного числа ускорителей и применение разных верхних ступеней или что-то более существенное?
ЦитироватьНаши - менее оптимальны, и поддаются настройке, апгрейду.
Поддаются не больше чем американские.
ЦитироватьСейчас на форуме мода - двигаться от "российского" подхода к "американскому".
Американским подходом давно уже стало создание семейств РН, а на форуме вроде далеко не все поддерживают его, по крайней мере касательно путей развития российских РН.
ЦитироватьАмериканским подходом давно уже стало создание семейств РН, а на форуме вроде далеко не все поддерживают его, по крайней мере касательно путей развития российских РН.
"Давно" - это, видимо, с середины 70-х? К тому времени американцы уже сформировали "свой подход". Собственно, на форуме сейчас как раз тенденция перехода к этому, классическому американскому варианту развития.
Цитировать"Давно" - это, видимо, с середины 70-х? К тому времени американцы уже сформировали "свой подход".
Да, тенденция наметилась даже немного раньше.
ЦитироватьСобственно, на форуме сейчас как раз тенденция перехода к этому, классическому американскому варианту развития.
Так я и не пойму, что вы подразумеваете под "классическим американским подходом".
С некоторым опозданием, привожу цифры по проекту 600-тонного носителя (1 ст. – 1*РД-171, 2 мт. – 1*11Д57М). первый столбец – наименование параметра, 2-й – значение параметра для 1 ст., третий – для 2-й.
Тяговооруженность ступеней 1,233 0,639
Относит. конечная масса ступеней 0,184 0,464
Масса топлива (раб. запас) 489429,9 кг 35195,7 кг
Конечная масса блоков 39861,36 кг 4092,85 кг
ХС= 5574,73 м/с 3469,04 м/с
Масса ГО 5000 кг.
ЦитироватьС некоторым опозданием, привожу цифры по проекту 600-тонного носителя (1 ст. – 1*РД-171, 2 мт. – 1*11Д57М). первый столбец – наименование параметра, 2-й – значение параметра для 1 ст., третий – для 2-й.
....
Большое спасибо Дмитий
ЦитироватьЦитироватьС некоторым опозданием, привожу цифры по проекту 600-тонного носителя (1 ст. – 1*РД-171, 2 мт. – 1*11Д57М). первый столбец – наименование параметра, 2-й – значение параметра для 1 ст., третий – для 2-й.
....
Большое спасибо Дмитий
Завсегда пожалуйста :wink:
Что-то захотелось мне еще один вариант "керосиново-водородной Ангары" посчитать - по пакетной схеме, на следующей неделе и попробую.
Прикинул (в принципе где!то мельком уже такой вариант рассматривал). Получается при Мст=620-625т, ПН=32т, с учетом резерва - не менее 30т. ББ диаметром 2,9 м с 1*РД-180 на каждом, или по 2*РД-191. Другие подробности - позже.
ЦитироватьПрикинул (в принципе где!то мельком уже такой вариант рассматривал). Получается при Мст=620-625т, ПН=32т, с учетом резерва - не менее 30т. ББ диаметром 2,9 м с 1*РД-180 на каждом, или по 2*РД-191. Другие подробности - позже.
Ждемс!
ЦитироватьЦитироватьПрикинул (в принципе где!то мельком уже такой вариант рассматривал). Получается при Мст=620-625т, ПН=32т, с учетом резерва - не менее 30т. ББ диаметром 2,9 м с 1*РД-180 на каждом, или по 2*РД-191. Другие подробности - позже.
Ждемс!
Дополнительные подробности по варианту «керосин-водородной Ангары» пакетной компоновки: 2 ББ диаметром 2,9 м с керосиновыми ЖРД + ЦБ с 11д122. Вообще говоря, возможно 2 варианта комплектации ББ: по одному РД-180 (для любителей минимального количества ЖРД) и по два РД-191М (это, для любителей отказоустойчивости, вроде меня J ).
Интересно, что при выбранной стартовой массе (около 620 т), размерность ББ (рабочий запас топлива) почти в точности (до десятков кг) совпадает с размерностью ББ для предложенного мной варианта РН «Селена» (см. тему «самая удачная ракета для освоения Луны» http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3548&postdays=0&postorder=asc&start=345). То есть РЗТ в каждом ББ составляет около 165 т. Правда, ЦБ (РЗТ = 195,4т) получается несколько габаритнее, чем в «Водородной Ангаре». В результате, придется ввести межбаковый отсек, на который передаются усилия ББ. В целом, смотрится неплохо – унификация по ББ с лунной РН «Селена» практически полная, а с РН «Ангара» - по диаметру ББ и, возможно, по ЖРД.
С уважением, Дмитрий В.
Да, пожалуй, я бы и сам предпочел этот вариант "полуводородной Ангары". Причем, думаю, его можно проапгрейдить тонн до 38-40, за счет увеличения заправки блоков и увеличения стартовой массы. Надо будет прикинуть...
ЦитироватьДа, пожалуй, я бы и сам предпочел этот вариант "полуводородной Ангары". Причем, думаю, его можно проапгрейдить тонн до 38-40, за счет увеличения заправки блоков и увеличения стартовой массы. Надо будет прикинуть...
Прикинул. Почти 39 т при Мст=730т. Однако, ББ и ЦБ прилично "вытягиваются".
Дмитрий В.
Я конечно понимаю, что Вам очень нравится от раза к разу делать курсовую по выбору основных проектных параметров....
Но чего Вы хотите добиться своими расчётами???
ЦитироватьДмитрий В.
Я конечно понимаю, что Вам очень нравится от раза к разу делать курсовую по выбору основных проектных параметров....
Но чего Вы хотите добиться своими расчётами???
А что еще делать :cry: Если не получилось проектировать ракету в реальности, то хотя бы виртуально :wink:
ЦитироватьДмитрий В.
Я конечно понимаю, что Вам очень нравится от раза к разу делать курсовую по выбору основных проектных параметров....
Но чего Вы хотите добиться своими расчётами???
Зато интересно!
И автору и нам. За что ему большое спасибо!
Кстати, имхо, можно было бы уже набрать на небольшую научно-популярную статью в НК... :roll:
А чего тут особо интересного????
Вас ещё удивляет что можно спроектировать любую ракету????
ЦитироватьА чего тут особо интересного????
Дык мне, как неспециалисту многое интересно.
ЦитироватьВас ещё удивляет что можно спроектировать любую ракету????
Меня удивляет, что можно спроектировать хорошую ракету, но не в ГКНПЦ... :(
Фрейнир, ну чем вам не нравится, например, Ангара с увеличенным ЦБ и уменьшенными ББ? Ст. масса та же. Диаметры те же. Двигатели точно такие же. Высота чуть больше. Стол такой же. Зато ПН на неск. тонн больше...
ЦитироватьЦитироватьА чего тут особо интересного????
Дык мне, как неспециалисту многое интересно.
ЦитироватьВас ещё удивляет что можно спроектировать любую ракету????
Меня удивляет, что можно спроектировать хорошую ракету, но не в ГКНПЦ... :(
Фрейнир, ну чем вам не нравится, например, Ангара с увеличенным ЦБ и уменьшенными ББ? Ст. масса та же. Диаметры те же. Двигатели точно такие же. Высота чуть больше. Стол такой же. Зато ПН на неск. тонн больше...
Попробую ответить за Павла-freinir' а -в данном случае не будет СЕМЕЙСТВА, а для ЦиХ сейчас - это основеной "конек" .
Семейство будет, и даже лучше, чем прежнее.
"Тройка" с большим ЦБ и "единичка" на базе ББ. Сами понимаете - оба варианта лучше и оптимальнее по распределению по ступеням и по тяговооруженоости (особенно "единичка").
Самое заманчивое - переделывать почти ничего не надо, только укоротить УРМ для ББ и удлинить для ЦБ. Переходник, в которй упираются ББ и которым так гордится Фрейнир, войдет в состав ЦБ, в основание надкалиберной части.
ЦитироватьС некоторым опозданием, привожу цифры по проекту 600-тонного носителя (1 ст. – 1*РД-171, 2 мт. – 1*11Д57М). первый столбец – наименование параметра, 2-й – значение параметра для 1 ст., третий – для 2-й.
Тяговооруженность ступеней 1,233 0,639
Относит. конечная масса ступеней 0,184 0,464
Масса топлива (раб. запас) 489429,9 кг 35195,7 кг
Конечная масса блоков 39861,36 кг 4092,85 кг
ХС= 5574,73 м/с 3469,04 м/с
Масса ГО 5000 кг.
Дмитрий В., если у вас потребная ХС менее 9100 м/с - так и скажите, тут можно любую ракету напроектировать. :)
ЦитироватьЦитироватьС некоторым опозданием, привожу цифры по проекту 600-тонного носителя (1 ст. – 1*РД-171, 2 мт. – 1*11Д57М). первый столбец – наименование параметра, 2-й – значение параметра для 1 ст., третий – для 2-й.
Тяговооруженность ступеней 1,233 0,639
Относит. конечная масса ступеней 0,184 0,464
Масса топлива (раб. запас) 489429,9 кг 35195,7 кг
Конечная масса блоков 39861,36 кг 4092,85 кг
ХС= 5574,73 м/с 3469,04 м/с
Масса ГО 5000 кг.
Дмитрий В., если у вас потребная ХС менее 9100 м/с - так и скажите, тут можно любую ракету напроектировать. :)
А что Вас смущает? Вот, у Зенита, к примеру ХС меньше 9000 м/с, что не мешает ему выводить свою ПН на замкнутую орбиту с Н=200 км. В предложенном мной варианте, ПН выводится на переходную орбиту 0*185 км.
ЦитироватьА что Вас смущает? Вот, у Зенита, к примеру ХС меньше 9000 м/с, что не мешает ему выводить свою ПН на замкнутую орбиту с Н=200 км. В предложенном мной варианте, ПН выводится на переходную орбиту 0*185 км.
Это вы сами подсчитали или как? :)
ЦитироватьЦитироватьА что Вас смущает? Вот, у Зенита, к примеру ХС меньше 9000 м/с, что не мешает ему выводить свою ПН на замкнутую орбиту с Н=200 км. В предложенном мной варианте, ПН выводится на переходную орбиту 0*185 км.
Это вы сами подсчитали или как? :)
Ага, по известной Вам формуле Циолковского, при известных значениях стартовой и конечной масс ступеней (с учетом остатков топлива и газов наддува, ессно) :wink:
ЦитироватьАга, по известной Вам формуле Циолковского, при известных значениях стартовой и конечной масс ступеней (с учетом остатков топлива и газов наддува, ессно) :wink:
Да, что-то вроде того выходит. :)
Но, Зенит-то выводит на орбиту 3% ПН, а у вас получается регулярно 4-5. ;)
Интересно, почему бы это? :)
ЦитироватьЦитироватьАга, по известной Вам формуле Циолковского, при известных значениях стартовой и конечной масс ступеней (с учетом остатков топлива и газов наддува, ессно) :wink:
Да, что-то вроде того выходит. :)
Но, Зенит-то выводит на орбиту 3% ПН, а у вас получается регулярно 4-5. ;)
Интересно, почему бы это? :)
Ну, во-первых, в моих вариантах я водород применяю.
Во-вторых, я в расчеты, как правило не закладываю резерв, а он может достигать 5-10% от номинальной ПН. В частности, я предполагаю, что теоретически Зенит может вывести на низкую орбиту 200*200 км с наклонением 51,6 град ПН около 14,5-15 т.
ЦитироватьНу, во-первых, в моих вариантах я водород применяю.
Во-вторых, я в расчеты, как правило не закладываю резерв, а он может достигать 5-10% от номинальной ПН. В частности, я предполагаю, что теоретически Зенит может вывести на низкую орбиту 200*200 км с наклонением 51,6 град ПН около 14,5-15 т.
Интересно, почему практически никто не пробовал Зенитом 15 тонн выводить на орбиту? :)
И какой смысл в "теоретических ракетах без запаса". :)
Вообще, мне представляется, что ожесточённая борьба за массовую долю ПН не имеет практического смысла - можно просто сделать несколько побольше ракету. :)
ЦитироватьЦитироватьНу, во-первых, в моих вариантах я водород применяю.
Во-вторых, я в расчеты, как правило не закладываю резерв, а он может достигать 5-10% от номинальной ПН. В частности, я предполагаю, что теоретически Зенит может вывести на низкую орбиту 200*200 км с наклонением 51,6 град ПН около 14,5-15 т.
1) Интересно, почему практически никто не пробовал Зенитом 15 тонн выводить на орбиту? :)
И какой смысл в "теоретических ракетах без запаса". :)
2) Вообще, мне представляется, что ожесточённая борьба за массовую долю ПН не имеет практического смысла - можно просто сделать несколько побольше ракету. :)
1) Причин может быть несколько: мое предположение может оказаться неверным; таких ПН нет; в таких ПН нет потребности, и ПН выводятся на другие орбиты; и т.п.
2) А ожесточенную борьбу сейчас никто и не ведет - в проектных проработках используется критерий "максимум ПН при заданной тяге ДУ", или близкий к нему.
Цитировать1) Причин может быть несколько: мое предположение может оказаться неверным; таких ПН нет; в таких ПН нет потребности, и ПН выводятся на другие орбиты; и т.п.
2) А ожесточенную борьбу сейчас никто и не ведет - в проектных проработках используется критерий "максимум ПН при заданной тяге ДУ", или близкий к нему.
1) Интересно, какова потребность в ПН 30-40 тонн? ;)
2) А можно приляпать к ракете один или более ТТУ и на тягу ДУ "наплевать" - как успешно делается на Атласе. :)
ЦитироватьЦитировать1) Причин может быть несколько: мое предположение может оказаться неверным; таких ПН нет; в таких ПН нет потребности, и ПН выводятся на другие орбиты; и т.п.
2) А ожесточенную борьбу сейчас никто и не ведет - в проектных проработках используется критерий "максимум ПН при заданной тяге ДУ", или близкий к нему.
1) Интересно, какова потребность в ПН 30-40 тонн? ;)
2) А можно приляпать к ракете один или более ТТУ и на тягу ДУ "наплевать" - как успешно делается на Атласе. :)
1)В 90-е годы потребность оценивалась в 5-6 пусков в год (в СССР)
2)Да, можно. Особенно, если есть из чего выбирать, как в США.
В связи с тем, что некоторые коллеги по Форуму неоднократно высказывали сомнения в точности расчетов спредшита ratman' а, обращаюсь ко всем с вопросом: есть ли у кого-нибудь несекретная, относительно простая и достаточно точная программа по расчету траекторий РН ? Нужно для тарировки упомянутого спредшита.
Заранее благодарю. С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьВ связи с тем, что некоторые коллеги по Форуму неоднократно высказывали сомнения в точности расчетов спредшита ratman' а
"Некоторые коллеги" удосужились только "высказать сомнения". Уважаю Старого за то, что он хоть в этом не проявил своего "оптимизма"...
По существу. К чему там конкретно претензии???
А, вообще-то, и я "баловался" этим:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=86839#86839 и ниже...
ЦитироватьЦитироватьВ связи с тем, что некоторые коллеги по Форуму неоднократно высказывали сомнения в точности расчетов спредшита ratman' а
"Некоторые коллеги" удосужились только "высказать сомнения". Уважаю Старого за то, что он хоть в этом не проявил своего "оптимизма"...
По существу. К чему там конкретно претензии???
А, вообще-то, и я "баловался" этим:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=86839#86839 и ниже...
Поясню. У меня лично, особых претензий к спредшиту нет. Ошибку в вычислении плотности атмосферы я поправил (с достаточной степенью точности). В целом, результаты получаемые в спредшите близки к тем, которые я сам получал, работая по специальности. У меня есть и другая, более простая, модель, позволяющая ролучить значение ХС без интегрирования дифуравнений движения. Так вот, вторая модель, как правило, выдает ХС несколько больше, чем спредшит. Соответственно, для тарировки/поверки, нужна третья, достаточно точная, модель движения РН.
ЦитироватьУ меня лично, особых претензий к спредшиту нет.
И быть не может, учитывая аудиторию и точность, на которую она претендует.
ЦитироватьОшибку в вычислении плотности атмосферы я поправил (с достаточной степенью точности)
И я тоже это сделал, хотя особой нужды в этом не было, как оказалось.
ЦитироватьСоответственно, для тарировки/поверки, нужна третья, достаточно точная, модель движения РН
Вот она, третья модель: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=86839#86839 и ниже...
Только, предотвращая дискуссию, замечу, что программы, как таковой нет. Т.е. я ее никому не дам :) не из жадности, а просто потому, что она так и не была доделана.
Вообще говоря, нужно бы ratman'у было еще более упростить модель. Например, я бы убрал все методы управления, оставив тангенс тангажа и вручную забитую программу тангажа.
Также, я бы уменьшил шаг интегрирования. Впрочем, в последних "релизах", ratman шаг сделал переменным, вроде бы...
Цитировать...В связи с тем, что некоторые коллеги по Форуму неоднократно высказывали сомнения в точности расчетов спредшита ratman' а, обращаюсь ко всем с вопросом: есть ли у кого-нибудь несекретная, относительно простая и достаточно точная программа по расчету траекторий РН ? Нужно для тарировки упомянутого спредшита...
Дмитрий, а как Вы представляете себе тарировку?
По какому критерию или параметру? Какой случай в качестве теста?
Задаю вопросы, т. к., хотя программу предложить не могу (есть мои модули на С++ в которых без меня и с бутылкой не разобраться), но могу дать свои расчётные параметры по траектории Союз-У (ПН=6300) с Плесецка на орбиту 210/240/82,5.
И, может быть, нужна новая тема, т.к. в два слова обсуждение не уложится?
Вначале нужно договориться о принятой модели движения ракеты, какие факторы учитывать, какими пренебречь. Далее "создать" "эталонную" модель ракеты и договориться об "эталонной" орбите...
Только, не совсем понятно, нафига все это нужно, ежели есть ЛончМодель? ;)
Кроме того, чем хорош спредшит, в общем и лончмодель, в частности - своей открытостью и предельной прозрачностью. Ее можно коверкать, как угодно, согласно собственным представлениям о движении материальной точки и здравом смысле :)
ЦитироватьТолько, не совсем понятно, нафига все это нужно, ежели есть ЛончМодель? ;)...
Насколько я понимаю Дмитрия, есть одна маленькая проблемка - насколько модель ratman'a соответствует реальной жизни. Хочется, всё таки, узнать. :) Но для этого, действительно, нужно определиться - что из себя представляет "реальная жизнь".
ЦитироватьНасколько я понимаю Дмитрия, есть одна маленькая проблемка - насколько модель ratman'a соответствует реальной жизни
Сама модель, в принятой точности - на 100%. Вот вы почитайте дискуссию по ссылке, приведенной мною выше, там Ворон задавал много всяких вопросов и придумывал ситуаций, в которых лончмоделью уже не отделаться...
Нужно задаться требуемой точностью и от нее и "плясать".
Напрашивается такой вариант. Берем сверенные исходные данные по известной РН и для заданной орбиты считаем массу ПН. Если расчет по двум!трем моделям дает примерно одинаковое отклонение от известного значения, то претензии к спредшиту снимаются. К примеру, посчитал сегодня запуск 11А511У на орбиту, указанную Roger' ом, старт из Плесецка. Результат, полученный в спредшите (оптимизация по условию - минимум ХС): Масса ПН=6336 кг.
ЦитироватьЦитироватьТолько, не совсем понятно, нафига все это нужно, ежели есть ЛончМодель? ;)...
Насколько я понимаю Дмитрия, есть одна маленькая проблемка - насколько модель ratman'a соответствует реальной жизни. Хочется, всё таки, узнать. :) Но для этого, действительно, нужно определиться - что из себя представляет "реальная жизнь".
В принице все верно. Только есть ошибка в расчете плотности воздуха. Якобы занижена на 70% (вероятно ошибка накапливается с высотой).
Сзесь немного обсуждалось: http://khrunichev-sm.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=82
ЦитироватьНапрашивается такой вариант. Берем сверенные исходные данные по известной РН и для заданной орбиты считаем массу ПН. Если расчет по двум!трем моделям дает примерно одинаковое отклонение от известного значения, то претензии к спредшиту снимаются. К примеру, посчитал сегодня запуск 11А511У на орбиту, указанную Roger' ом, старт из Плесецка. Результат, полученный в спредшите (оптимизация по условию - минимум ХС): Масса ПН=6336 кг.
Меня смущает то, что явным образом не учтено падение характиристик при дросселировании, УИ там и все такое...
А Ангара не взлетает, несмотря на достаточную тяговооруженность :(
ЦитироватьЦитироватьНапрашивается такой вариант. Берем сверенные исходные данные по известной РН и для заданной орбиты считаем массу ПН. Если расчет по двум!трем моделям дает примерно одинаковое отклонение от известного значения, то претензии к спредшиту снимаются. К примеру, посчитал сегодня запуск 11А511У на орбиту, указанную Roger' ом, старт из Плесецка. Результат, полученный в спредшите (оптимизация по условию - минимум ХС): Масса ПН=6336 кг.
Меня смущает то, что явным образом не учтено падение характиристик при дросселировании, УИ там и все такое...
А Ангара не взлетает, несмотря на достаточную тяговооруженность :(
Да, с дросселированием есть проблемы, хотя и решаемые при наличии исходных данных. Но это поправки, так сказать второго порядка малости.
А какая Ангара у Вас не летает? У меня все взлетели :lol:
ЦитироватьДа, с дросселированием есть проблемы, хотя и решаемые при наличии исходных данных. Но это поправки, так сказать второго порядка малости.
Согласен :)
ЦитироватьА какая Ангара у Вас не летает? У меня все взлетели :lol:
Все, которые есть на последней странице. Даже с "правильным" УРМ-2 40т.
Просто не взлетает - альтитуда в минус уходит.
ЦитироватьМеня смущает то, что явным образом не учтено падение характиристик при дросселировании, УИ там и все такое...
Само дросселирование реализовано у ratman'а, другое дело, что влияние дросселирования на УИ - нет. Однако, я уже говорил о том, что такая ДУ, как SSME теряет 1...1,5 с УИ при штатном дросселировании со 104% до 65% номинала.
Важно знать, конкретный закон потери УИ при дросселировании конкретной ДУ. Но при том, что, вообще говоря, ряд более важных параметров ракеты известен с меньшей точностью - стоит ли говорить о важности потери УИ при дросселировании?
ЦитироватьНо это поправки, так сказать второго порядка малости.
Угу.
Вопрос такой есть: почему по данным с сайта хруничева ангара-5 и протон с бриз-м выводят разный ПГ на ГПО, 5.4 и 6.0 соотвественно?
В чем может быть причина?
ЦитироватьНапрашивается такой вариант. Берем сверенные исходные данные по известной РН и для заданной орбиты считаем массу ПН. Если расчет по двум!трем моделям дает примерно одинаковое отклонение от известного значения, то претензии к спредшиту снимаются. К примеру, посчитал сегодня запуск 11А511У на орбиту, указанную Roger' ом, старт из Плесецка. Результат, полученный в спредшите (оптимизация по условию - минимум ХС): Масса ПН=6336 кг.
Дмитрий, для проверки своих расчётов я использовал данные по РН Союз-У из статьи в НК:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/239/21.shtml
Ссылка для скачивания файла с исходными данными и результатами моего тестового расчёта:
http://ifolder.ru/1134907
Необходимые пояснения:
1) При выполнении расчётов ставилась задача определения затрат топлива на управление, когда при движении РН, либо непосредственно расходуется топливо через рулевые камеры, либо происходит отбор мощности от ТНА на создание гидравлического давления для рулевых приводов качания основных камер, что в конечном итоге, приводит к снижению суммарного удельного импульса двигателя.
Для этого, я принял в расчётах, что выведение происходит в самых неблагоприятных условиях с полной выработкой ГЗТ, при этом циклограмма по остальным параметрам, траектория выведения и величина ПН должны максимально соответствовать штатному полёту.
При таком допущении, за счёт варьирования величины заданного удельного импульса в пустоте (текущий удельный импульс рассчитывался с учётом атмосферного давления) удалось получить достаточно точное приближение.
2) Таким образом, по результатам данного расчёта видно, что потери топлива на управление максимально могут составить около 2,7% от запасов топлива 1-й и 2-й ступеней. Или же по-другому расчётный пустотный удельный импульс двигателей 11Д512/11Д511 для учёта потерь на управление следует задавать 306,2/307,6 вместо 314,5/316 соответственно.
3) При обычном выведении потери на управление меньше, но гарантийный запас топлива всё равно остаётся в отделяемых блоках. Поэтому, в любом случае, это следует учитывать при расчётах на максимально возможную ПН.
Roger, я грешным делом думал вы проверите ратмана, а оказалось - слепили своего.
С ратманом-то что?
ЦитироватьЦитироватьНапрашивается такой вариант. Берем сверенные исходные данные по известной РН и для заданной орбиты считаем массу ПН. Если расчет по двум!трем моделям дает примерно одинаковое отклонение от известного значения, то претензии к спредшиту снимаются. К примеру, посчитал сегодня запуск 11А511У на орбиту, указанную Roger' ом, старт из Плесецка. Результат, полученный в спредшите (оптимизация по условию - минимум ХС): Масса ПН=6336 кг.
Дмитрий, для проверки своих расчётов я использовал данные по РН Союз-У из статьи в НК:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/239/21.shtml
Ссылка для скачивания файла с исходными данными и результатами моего тестового расчёта:
http://ifolder.ru/1134907
Необходимые пояснения:
1) При выполнении этого расчёта ставилась задача определения затрат топлива на управление, т.е, по моему мнению, при движении РН, происходит отбор мощности от ТНА на создание гидравлического давления для рулевых машин, что в конечном итоге, приводит к снижению суммарного удельного импульса двигателя.
Для этого, я принял в расчётах, что выведение происходит в самых неблагоприятных условиях с полной выработкой ГЗТ, при этом циклограмма по остальным параметрам, траектория выведения и величина ПН должны максимально соответствовать штатному полёту.
При таком допущении, за счёт варьирования величины заданного удельного импульса в пустоте (текущий удельный импульс рассчитывался с учётом атмосферного давления) удалось получить достаточно точное приближение.
2) Таким образом, по результатам данного расчёта видно, что потери топлива на управление максимально могут составить около 2,7% от запасов топлива 1-й и 2-й ступеней. Или же по-другому расчётный пустотный удельный импульс двигателей 11Д512/11Д511 для учёта потерь на управление следует задавать 306,2/307,6 вместо 314,5/316 соответственно.
3) При обычном выведении потери на управление меньше, но гарантийный запас топлива всё равно остаётся в отделяемых блоках. Поэтому, в любом случае, это следует учитывать при расчётах на максимально возможную ПН.
Спасибо, скачал. Будем посмотреть :wink:
Кстати, а разве рулевые машинки на ББ и ЦБ гидравлические, а не электрические (матчасть по 11А511У учил еще в институте, многое позабылось). Наверное, для корректности, лучше выбрать какие-то единые условия, например, без учета потерь на управление рулевиками. А исходные данные для расчета в спредшите, я брал там же.
ЦитироватьRoger, я грешным делом думал вы проверите ратмана, а оказалось - слепили своего.
Честно говоря, если лет 15 попроверять то, что сам на коленках налепил, на спредшит ratman'a уже никакого вдохновения не хватает. :)
Все расчёты делались в проекте на С++. Я выложил только исходные данные и результаты. А в ёкселе интегрировать дифуры как-то стрёмно, всё время будешь сомневаться так-ли оно там округляет или не так. Ну и ещё куча всяких нюансов.
Вот Дмитрию спредшит понравился, это как раз на тот случай, когда мозги быстро работают, ждать некогда. Ну и сравнить разные подходы всегда интересно.
ЦитироватьС ратманом-то что?
Я думаю всё будет хорошо. :)
ЦитироватьА какая Ангара у Вас не летает? У меня все взлетели :lol:
Блин, ну не хочет она нормально взлетать! Не хватает тяги - сипется вниз при старте на 800 м :(
ЦитироватьЦитироватьА какая Ангара у Вас не летает? У меня все взлетели :lol:
Блин, ну не хочет она нормально взлетать! Не хватает тяги - сипется вниз при старте на 800 м :(
а вы дросселирование ЦБ вводите на 55-75 секунде :wink:
ЦитироватьЦитироватьА какая Ангара у Вас не летает? У меня все взлетели :lol:
Блин, ну не хочет она нормально взлетать! Не хватает тяги - сипется вниз при старте на 800 м :(
Чем меньше тяговооруженность, тем меньше должен быть угол атаки. Если интересно, стукнитесь в мыло, пришлю исходные данные. А если трафик не лимитирует, то могу скинуть и весь файл (несколько метров :lol: ).
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА какая Ангара у Вас не летает? У меня все взлетели :lol:
Блин, ну не хочет она нормально взлетать! Не хватает тяги - сипется вниз при старте на 800 м :(
а вы дросселирование ЦБ вводите на 55-75 секунде :wink:
Дросселирование стоит на 60-й секунде, до 60%.
Не хочет отрываться от стола, с первых секунд проседает. А в этот момент тяга максимальная.
Наверно это вопрос к Ратману...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьА какая Ангара у Вас не летает? У меня все взлетели :lol:
Блин, ну не хочет она нормально взлетать! Не хватает тяги - сипется вниз при старте на 800 м :(
а вы дросселирование ЦБ вводите на 55-75 секунде :wink:
Дросселирование стоит на 60-й секунде, до 60%.
Не хочет отрываться от стола, с первых секунд проседает. А в этот момент тяга максимальная.
Наверно это вопрос к Ратману...
Нет, это вопрос к исходным данным.
С исходными данными все в порядке. Тяга 5 УРМов заведомо больше массы.
ЦитироватьС исходными данными все в порядке. Тяга 5 УРМов заведомо больше массы.
Посмотрите площадь поперечного и продольного сечений. Также советую задать самый маленький угол атаки - порядка 0,02-0,05. В солвере задайте поиск минимума ХС, а в качестве переменных ячеек задайте массу ПН, угол атаки и параметры программы тангажа. Ограничения-высота в конце АУТ равна высоте перbгея, высоты перигея и апогея равны заданным.
Спасибо всем, кто помог мне уяснить, что Ангара это абсолютно бесполезное удолбище, которое создается неизвестно зачем, наверное для попила космического бюджета. Остается либо переквалифицировать Ангару в РН от 40 тонн, а если это невозможно, срочно ее слить в отстой.
ЦитироватьСпасибо всем, кто помог мне уяснить, что Ангара это абсолютно бесполезное удолбище, которое создается неизвестно зачем, наверное для попила космического бюджета. Остается либо переквалифицировать Ангару в РН от 40 тонн, а если это невозможно, срочно ее слить в отстой.
Какое безапиляционное суждение. :shock:
Должно быть аФтар большой спец! :lol:
ЦитироватьЦитироватьСпасибо всем, кто помог мне уяснить, что Ангара это абсолютно бесполезное удолбище, которое создается неизвестно зачем, наверное для попила космического бюджета. Остается либо переквалифицировать Ангару в РН от 40 тонн, а если это невозможно, срочно ее слить в отстой.
Какое безапиляционное суждение. :shock:
Должно быть аФтар большой спец! :lol:
А Вы, наверное, из ЦиХ :wink: :lol:
Вы сначала объясните, нафиг 40 тонн, когда заказ был на 25???
ЦитироватьВы сначала объясните, нафиг 40 тонн, когда заказ был на 25???
А где Вы в этой теме 40 тонн нашли? Здесь обсуждаются РН с ПН от 25 до 32-35 т. 40-тонник - в другой теме :wink: Почему 30? Потому что 25 мало при пуске из Плесецка (с учетом тенденции роста массы ГСО-спутников, да и других объектов).
ЦитироватьВы сначала объясните, нафиг 40 тонн, когда заказ был на 25???
Правда заказ был на 25 из Свободного...
Значит будет 27 из Плесецка!!!
Но нафиг 40 т.?
ЦитироватьЦитироватьВы сначала объясните, нафиг 40 тонн, когда заказ был на 25???
Правда заказ был на 25 из Свободного...
Ага, и "Ангара-26" выводила 26 т на орбиту 200*200 км наклонением 63 град.
ЦитироватьЗначит будет 27 из Плесецка!!!
Но нафиг 40 т.?
Тьфу, ты :twisted: Ну, где Вы тут 40 тонн увидели?
Так здесь (на форуме) кроме 40 т. больше никакая цифра не фигурирует :shock:
ЦитироватьЗначит будет 27 из Плесецка!!!
Не будет. :P :(
ЦитироватьНо нафиг 40 т.?
Чтоб было. :P :lol:
ЦитироватьТак здесь (на форуме) кроме 40 т. больше никакая цифра не фигурирует :shock:
Почитайте эту тему сначала - здесь фигурируют от 25 до 35 тонн :twisted:
Ну будет/не будет это Вам не известно....
ЦитироватьЦитироватьТак здесь (на форуме) кроме 40 т. больше никакая цифра не фигурирует :shock:
Почитайте эту тему сначала - здесь фигурируют от 25 до 35 тонн :twisted:
35 видел, но последняя "фишка" - 40т.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьТак здесь (на форуме) кроме 40 т. больше никакая цифра не фигурирует :shock:
Почитайте эту тему сначала - здесь фигурируют от 25 до 35 тонн :twisted:
35 видел, но последняя "фишка" - 40т.
Еще раз, в третий, наверное :twisted: , повторю: В теме "Водородная Ангара" 40-тонник не обсуждается. Сорокатонник обсуждается в разделе "Формулируем концепцию космонавтики". Там, в частности, есть и мой пост на тему "зачем нам нужен 40-тонник" :wink:
ну а зачем тогда 35 тонник??? :P
Цитироватьну а зачем тогда 35 тонник??? :P
Вообще-то, изначальный смысл этого топика - обсуждение гипотетического варианта Ангары, использующего ЖРД 11Д122. Первоначально рассматривалась РН на ПН=30 т, то есть на грузоподъемность, учитывающую тенденции развития тяжелых телекоммуникационных ИСЗ для ГСО. Потом в данной теме обсуждались разные варианты, в частности, с ПН до 32-35 т - эта ПН получалась "случайно" при выбранном типе ЖРД.
Кстати, сам freinir не так давно выдал информацию, обсуждавшуюся уже, что Ангару модернизируют, в том числе в части грузоподъемности. Интересно, эти мероприятия направлены на сохранение уже объявленной грузоподъемности (по причине проблем с РД-191), или на принципиальное увеличение этого показателя?
Цитироватьучитывающую тенденции развития тяжелых телекоммуникационных ИСЗ для ГСО.
А откуда такие тенденции? Сначало делается переразмеренная РН типа Ariane 5, затем ищется, что бы ей запустить. В условиях обвала рынка коммерческих запусков на ГСО рост массы связных ИСЗ - искусственное явление, т.к. в последнее времяпроизводят РН и платформы одни и те же фирмы.
ЦитироватьКстати, сам freinir не так давно выдал информацию, обсуждавшуюся уже, что Ангару модернизируют, в том числе в части грузоподъемности. Интересно, эти мероприятия направлены на сохранение уже объявленной грузоподъемности (по причине проблем с РД-191), или на принципиальное увеличение этого показателя?
Там проблемы не только с РД, там с конструкцией серьезные проблемы. Вообще удивительно, что в XXI веке огромный могущественный холдинг не может сделать ракету.
ЦитироватьА откуда такие тенденции? Сначало делается переразмеренная РН типа Ariane 5, затем ищется, что бы ей запустить.
Вобщето каждая очередная Ариана делалась под двойной запуск но пока она делалась оказывалось что в неё опять влезает только один спутник. Так как их масса росла быстрее чем ПН Арианы.
ЦитироватьЦитироватьКстати, сам freinir не так давно выдал информацию, обсуждавшуюся уже, что Ангару модернизируют, в том числе в части грузоподъемности. Интересно, эти мероприятия направлены на сохранение уже объявленной грузоподъемности (по причине проблем с РД-191), или на принципиальное увеличение этого показателя?
Там проблемы не только с РД, там с конструкцией серьезные проблемы. Вообще удивительно, что в XXI веке огромный могущественный холдинг не может сделать ракету.
Костяк любого КБ составляют 40-летние мужики-специалисты, еще не забывшие институтский курс и успевшие приобрести опыт. Этот опыт они передают молодым специалистам. Поскольку в 90-е годы этот костяк разбежался по торговым палаткам, рынкам и другим коммерческим предприятиям, проектировать ракету по-нормальному просто некому. Так что, ничего удивительного.
Согласен. Сам в своё время разбежался по палаткам :(
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьКстати, сам freinir не так давно выдал информацию, обсуждавшуюся уже, что Ангару модернизируют, в том числе в части грузоподъемности. Интересно, эти мероприятия направлены на сохранение уже объявленной грузоподъемности (по причине проблем с РД-191), или на принципиальное увеличение этого показателя?
Там проблемы не только с РД, там с конструкцией серьезные проблемы. Вообще удивительно, что в XXI веке огромный могущественный холдинг не может сделать ракету.
Костяк любого КБ составляют 40-летние мужики-специалисты, еще не забывшие институтский курс и успевшие приобрести опыт. Этот опыт они передают молодым специалистам. Поскольку в 90-е годы этот костяк разбежался по торговым палаткам, рынкам и другим коммерческим предприятиям, проектировать ракету по-нормальному просто некому. Так что, ничего удивительного.
Это правильно. Но, если руководство холдинга ставит задачу сделать Ангару, оно должно любыми средствами обеспечить предприятия специалистами. Т.е. те немногие 40-летние, кто остался на разных фирмах, должны активно переманиваться ими друг у друга. На самом деле этго не происходит. Наоборот, с ростом в последнее время госзаказа стараются набрать побольше молодых, платят им больше, чем ветеранам. Почему? Я думаю, чтобы под это снова просить денег у Роскосмоса, и так до бесконечности. Понять руководство конечно можно. Сделаешь ракету, а она взорвется. А если не делать, а рисовать презентации (сейчас красивые в 3D), то ничего плохого не случится, а деньги будут капать.
ЦитироватьЦитироватьА откуда такие тенденции? Сначало делается переразмеренная РН типа Ariane 5, затем ищется, что бы ей запустить.
Вобщето каждая очередная Ариана делалась под двойной запуск но пока она делалась оказывалось что в неё опять влезает только один спутник. Так как их масса росла быстрее чем ПН Арианы.
Ну, все же 4 и 5 Ариан обычно летали с парными ПН. Сама же история пятерки - типичный пример головокружения от успехов. После Челленджера Арианспейс оказался монополистом на рынке коммерческих пусков, и именно в этот период проектная масса ПН Ариан-5 выросляв два раза. Тогда продвигалась идея тройной ПН (как на шаттле). Но когда ее ввели в строй, практически не осталось мелких операторов ИСЗ, которые заказывали 376 хьюзы. Вообще Союз из Куру по характеристикам очень близок к Ариан-4, и это признание ошибки Арианспейс в выборе размерности пятой. Или возмем Силончь. РН мощная, но парного адаптера нет. Естественно Боинг будет продвигать тяжелую платформу, которая после поглощения Хьюза стала его.
ЦитироватьНу, все же 4 и 5 Ариан обычно летали с парными ПН.
А вы гляньте на последние запуски Арианы-44L и Арианы-5G, не говоря уж об Арианах-4 более слабых вариантов. Пришлось Ариану-5Е делать, пока она тянет два спутника.
Вот список запусков Арианы-44L самого последнего варианта Н10-3. Из 12 последних запусков только два парных.
http://www.skyrocket.de/space/doc_lau_det/ariane-44l_h10-3.htm
ЦитироватьСама же история пятерки - типичный пример головокружения от успехов. После Челленджера Арианспейс оказался монополистом на рынке коммерческих пусков, и именно в этот период проектная масса ПН Ариан-5 выросляв два раза. Тогда продвигалась идея тройной ПН (как на шаттле).
Однако пока идея продвигалась выяснилось что влезает только один. А платформы "376" которых по три заряжали в шаттл исчезли с горизонта по причине малости. Такое счас даже третьесортные страны не берут. TDRS котрый едва влазил в шаттл вместе с ИУСом по нынешним временам далеко не гигант.
ЦитироватьНо когда ее ввели в строй, практически не осталось мелких операторов ИСЗ, которые заказывали 376 хьюзы.
Операторы остались все теже что начинали с 376-х. Только такое счастье им по нынешним временам не надо. Уже снята с производства 601-я платформа ибо тоже слишком мала. Счас минимум - 601НР.
Орбитал Сайенс кичится ием что производит "малые геостационарные платформы" однако его "малые спутники" по размеру уже больше 601-й.
ЦитироватьВообще Союз из Куру по характеристикам очень близок к Ариан-4, и это признание ошибки Арианспейс в выборе размерности пятой.
Нет, он будет просто запускать мелочь которая слишком мелка для АПрианы-5Е. У нас же Союз летает вместе с Протоном но никто не говорит что с размерностью Протона ошиблись.
ЦитироватьИли возмем Силончь. РН мощная, но парного адаптера нет. Естественно Боинг будет продвигать тяжелую платформу, которая после поглощения Хьюза стала его.
В Силонч не влезет пара спутников ни в каком виде.
Боингу и Локхиду пришлось снять с производства Атлас-2 и Дельту-2 потому что они уже не могли поднять ни один современный спутник, а какихто 10-15 лет назад были основными рабочими лошадьми.
Вы трактуете ситуацию с точностью до наоборот. На самом деле новое поколение ракет пришлось создавать потому что старые уже не могли выводить современные спутники и никакой апгрейд уже не помогал.
Это спор о яйце и курице. Я все же останусь при своем мнении, т.к. ни один разработчик спутника не будет делать аппарат, который нельзя запустить ни одной ракетой. Но если вы разработчик и РН и платформы, то можете навязать заказчику любой вариант этой пары. Правда есть еще конкуренты, и они могут предложить другую кнцепцию. С другой стороны, основная бизнес-стратегия сегодня - повторение ходов конкурента. Поэтому рост массы КА связи может иметь как объективные, так и субъективные причины. Мне кажется, что в основе субъективные.
ЦитироватьЭто спор о яйце и курице. Я все же останусь при своем мнении, т.к. ни один разработчик спутника не будет делать аппарат, который нельзя запустить ни одной ракетой.
Разработчики спутников проектируют спутники зная что разрабатываются соответствующие ракеты. Здесь производители ракет подстраиваются под рынок спутников но никак не наоборот.
ЦитироватьНо если вы разработчик и РН и платформы, то можете навязать заказчику любой вариант этой пары.
Это очень легко опровергнуть. Несмотря на наличие в избытке никому не удаётся навязать заказчикам более маленькие спутники. Как ни старался Хьз и Боинг им так и не удалось продолжать навязывать потребителям 376-е и 601-е. Повторяю: и спутники и ракеты под них имелись в избытке, активно рекламировались но заказчик отказывался их брать.
ЦитироватьПравда есть еще конкуренты, и они могут предложить другую кнцепцию. С другой стороны, основная бизнес-стратегия сегодня - повторение ходов конкурента. Поэтому рост массы КА связи может иметь как объективные, так и субъективные причины. Мне кажется, что в основе субъективные.
Рост массы КА имеет чисто объективнык причины - большой КА выгоднее чем маленький. Потребитель естественно заказывает то что ему выгодней. И производители вынуждены следовать требованиям потребителя и разрабатывать всё более крупные КА и РН.
Вы глубоко ошибаетесь считая что производители убрали с рынка маленькие спутники и РН чтобы потребитель вынужденно брал большие. На самом деле наоборот - производители активно пытаются распродавать старые спутники и РН но их просто больше никто не хочет брать.
И производителям выгодно продать два малых спутника и две малых РН нежели чем один большой аналогичной сумарной мощности. Но потребителю выгоден один большой и производителям приходится с этим считаться.
Я согласен с тем, что в области связных ИСЗ (и из всей космонавтике только вней) действуют рыночные механизмы спроса/предложения. Хорошо видно, что платформы ИСЗ ложатся на классическую кривую жизненного цикла товара. Это логично, поскольку коммерческие заказчики привыкли к такому подходу. Но все это работает только при наличии конкуренции. Не было бы предложения по тяжелым платформам - не было бы и заказов. Для шаттла выгодно было выводить именно легкие КА, в том числе попутно. И мне кажется, что NASA все бы сделало, чтобы сохранить на коммерческом рынке именно легкие платформы (поскольку весь этот рынок был создан под шаттл). Но после Челленджера шаттл не позиционировался как средство выведения, ВВС США и NASA выгребали все производимые ракеты, а уже Arianespace стал мнополистом на рынке пусковых услуг. И в это время тяжелых аппаратов не было. Конкурентная гонка началась при Клинтоне со снижения госзаказа. А дальше сами производители платформ загнали себя в тупик гонкой гарантированных ресурсов и числа стволов на одном аппарате. Да, эти КА все время росли в массе, но все же в пределах возможностей существующих ракет. Что может быть с ИСЗ, создаваемым под несуществующий носитель, показывает судьба советского тяжелого ИСЗ связи 80-х (кажется Геликон), создаваемого под Протон с КВРБ. Большинство коммерчесих платформ ИСЗ создавались или по госзаказу, или под Intelsat (что почти то же самое) и только затем выводились на рынок. Если есть госзаказ, то можно конечно и новую ракету заказать или модернизировать существующую. Но на свой страх и риск делать КА под несуществующий носитель?
ЦитироватьБольшинство коммерчесих платформ ИСЗ создавались или по госзаказу, или под Intelsat (что почти то же самое) и только затем выводились на рынок. Если есть госзаказ, то можно конечно и новую ракету заказать или модернизировать существующую. Но на свой страх и риск делать КА под несуществующий носитель?
Опять неправда ваша. Из комерческих платформ только 601-я делалась по госзаказу (под UFO). Все остальные были чисто частными инициативами.
Первая "настоящая" коммерческая платформа - 333 была чисто коммерческая - помните первые Аники, Уэстары и Палапы? Под них Дуглас сделал специальный вариант Дельты с девятью ТТУ (серия 1000 и 2000).
Вторая хьюзовская коммерческая платформа - 376-я это тоже чистая коммерция. Госзаказ там и рядом не стоял. И специально для неё совершенно частным образом Дуглас сделал Дельту серии 3000.
Абсолютно коммерческими были и все платформы RCA (ныне Локхид). А по массовости они вторыен после хьюзовских.
Коммерческими были и платформы европейских производителей - Евростар и Спейсбус.
Так что не надо.
Единственным исключением была хьюзовская 601. Но там так получилось что Хьюз дал маху, затянул со своими вращающимися платформами и прошляпил трёхосную стабилизацию. Когда спохватился было уже поздно. Пришлось государству вмешаться и поддержать отечественного производителя т.е. на деньги налогоплательщика вернуть ему конкурентоспособность.
На госзаказ были созданы платформы 312, 353, 389 которые использовались в Интелсатах 4, 4А и 6. Но рыночными они фактически не стали, использовались только интелсатом а другими коммерческими заказчиками - нет.
Список запусков всех хьюзовских платформ:
http://www.boeing.com/defense-space/space/bss/launch/launched.html
Да, а под всё возрастающие по массе платформы 601 и 2100 Дженерал Дайнемикс а затем Локхид последовательно модернизировали Атлас-Центавр создавая варианты Атлас-1, 2, 2А и 2АS. Пока наконец возможности модернизации не исчерпались. А ведь в процессе модернизации ПН Атлас-центавра за 10 лет возросла почти вдвое! Но не взирая на это Хьюз жахнул 702-ю платформу.
Под 376-ю и платформы Локхида Дуглас дожимал Дельту создав серии 6000 и 7000. Но недолго удалось поработать рабочими лошадьми даже этим вариантам, масса спутников быстро их переросла.
Нужно отметить что масса спутников никогда не ограничивалась возможностями ракет. Всегда существовали РН позволяющие вывести ещё более тяжёлые спутники чем существующие. Например всегда существовали Титаны-3 и 4 которые позволяли вывести ещё более тяжёлый спутник чем любая из коммерческих РН. Поэтому возможности РН никогда не сдерживали размер спутников. Всегда он определялся именно коммерческими потребностями рынка.
ЦитироватьДа, а под всё возрастающие по массе платформы 601 и 2100 Дженерал Дайнемикс а затем Локхид последовательно модернизировали Атлас-Центавр создавая варианты Атлас-1, 2, 2А и 2АS. Пока наконец возможности модернизации не исчерпались. А ведь в процессе модернизации ПН Атлас-центавра за 10 лет возросла почти вдвое! Но не взирая на это Хьюз жахнул 702-ю платформу.
Под 376-ю и платформы Локхида Дуглас дожимал Дельту создав серии 6000 и 7000. Но недолго удалось поработать рабочими лошадьми даже этим вариантам, масса спутников быстро их переросла.
Нужно отметить что масса спутников никогда не ограничивалась возможностями ракет. Всегда существовали РН позволяющие вывести ещё более тяжёлые спутники чем существующие. Например всегда существовали Титаны-3 и 4 которые позволяли вывести ещё более тяжёлый спутник чем любая из коммерческих РН. Поэтому возможности РН никогда не сдерживали размер спутников. Всегда он определялся именно коммерческими потребностями рынка.
Может и так. Но все же заказчик покупает наверное стволы, а не спутники, и сравнивает минимальную совокупную стоимость владения стволом. И здесь могли быть разные стратегии развития платформ.
Титан-4 - очень дорого, по мне и Ариан-5 тоже.
Мне интересно Ваше мнение о ситуации с шаттлом, как средством выведения коммерческих ПН.
ЦитироватьКостяк любого КБ составляют 40-летние мужики-специалисты, еще не забывшие институтский курс и успевшие приобрести опыт. Этот опыт они передают молодым специалистам. Поскольку в 90-е годы этот костяк разбежался по торговым палаткам, рынкам и другим коммерческим предприятиям, проектировать ракету по-нормальному просто некому. Так что, ничего удивительного.
А если бы остались - какая разница? Опыта у них всё равно нет - неоткуда. Когда у нас последний раз спроектировали что-то летающее?
ЦитироватьЦитироватьКостяк любого КБ составляют 40-летние мужики-специалисты, еще не забывшие институтский курс и успевшие приобрести опыт. Этот опыт они передают молодым специалистам. Поскольку в 90-е годы этот костяк разбежался по торговым палаткам, рынкам и другим коммерческим предприятиям, проектировать ракету по-нормальному просто некому. Так что, ничего удивительного.
А если бы остались - какая разница? Опыта у них всё равно нет - неоткуда. Когда у нас последний раз спроектировали что-то летающее?
Тоже верно, но отчасти. Все же были разные КРБ: Бризы, Фрегат, Икар, ну и по мелочи - всякие разные модернизации РН. К тому же, нынешние сорокалетние могли успеть какой-никакой опыт приобрести еще до развала.
ЦитироватьЦитироватьКстати, сам freinir не так давно выдал информацию, обсуждавшуюся уже, что Ангару модернизируют, в том числе в части грузоподъемности. Интересно, эти мероприятия направлены на сохранение уже объявленной грузоподъемности (по причине проблем с РД-191), или на принципиальное увеличение этого показателя?
Там проблемы не только с РД, там с конструкцией серьезные проблемы. Вообще удивительно, что в XXI веке огромный могущественный холдинг не может сделать ракету.
Кстати, а что за проблемы с конструкцией?
В общем, водород "рулит". С ним и движки проще получаются, да и стоимость выведения, в конечном итоге, ниже.
ЦитироватьВ общем, водород "рулит". С ним и движки проще получаются, да и стоимость выведения, в конечном итоге, ниже.
Он рулит по любому. 8) И по всей видимости именно на нем будут рулить автомобили будущего.8) 8) 8)
Ссылки не совсем по теме:
Водородная Honda уже на подходе (http://www.zr.ru/News/156408/)
Honda FCX (http://ru.wikipedia.org/wiki/Honda_FCX)
Домашняя энергетическая станция Honda (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%94%D0%BE%D0%BC%D0%B0%D1%88%D0%BD%D1%8F%D1%8F_%D1%8D%D0%BD%D0%B5%D1%80%D0%B3%D0%B5%D1%82%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F_%D1%81%D1%82%D0%B0%D0%BD%D1%86%D0%B8%D1%8F_Honda)
Т.е. с каждым годом стоимость производства, хранения и транспортировки водорода будет только снижаться.
ЦитироватьЦитироватьВ общем, водород "рулит". С ним и движки проще получаются, да и стоимость выведения, в конечном итоге, ниже.
Он рулит по любому. 8) И по всей видимости именно на нем будут рулить автомобили будущего.8) 8) 8)
Ссылки не совсем по теме:
Водородная Honda уже на подходе (http://www.zr.ru/News/156408/)
Honda FCX (http://ru.wikipedia.org/wiki/Honda_FCX)
Домашняя энергетическая станция Honda (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%94%D0%BE%D0%BC%D0%B0%D1%88%D0%BD%D1%8F%D1%8F_%D1%8D%D0%BD%D0%B5%D1%80%D0%B3%D0%B5%D1%82%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F_%D1%81%D1%82%D0%B0%D0%BD%D1%86%D0%B8%D1%8F_Honda)
Т.е. с каждым годом стоимость производства, хранения и транспортировки водорода будет только снижаться.
Да, совершенно верно! Но, почему-то не у нас... :cry:
Кстати, а кто-нибудь может сказать, сколько сейчас стоит ЖВ за кг?
ЦитироватьКстати, а кто-нибудь может сказать, сколько сейчас стоит ЖВ за кг?
Хы, недавно смотрел фильм про шаттл, относительно свежий, там был момент когда в связи с погодой отложили запуск, потом еще отложили и еще, в конце концов надо было снимать шаттл с позиции и возвращять в мик, и голос за кадром, так сокрушенно говорит:
- Ну вот, теперь придется сливать ЖВ и списывать его, а он стоит целых 200 000 $.
Кошмар какой :)
ЦитироватьЦитироватьКстати, а кто-нибудь может сказать, сколько сейчас стоит ЖВ за кг?
Хы, недавно смотрел фильм про шаттл, относительно свежий, там был момент когда в связи с погодой отложили запуск, потом еще отложили и еще, в конце концов надо было снимать шаттл с позиции и возвращять в мик, и голос за кадром, так сокрушенно говорит:
- Ну вот, теперь придется сливать ЖВ и списывать его, а он стоит целых 200 000 $.
Так, получается примерно 2 бакса за кг, то есть, в пересчете на рубли около 50-55 деревянных. А почем у нас керосин РГ-1, интересно?
Вроде бы авиационный керосин ок. 600 долл. за тонну.
Нашел еще такие данные. Компоненты, закупаемые для пуска РН "Союз"
Спирт 0,9т.
Азот 220т.
Кислород 595т.
Гелий 0,22т.
Керосин 110т.
Перекись ПВ-85 12,6т.
Тех.конденсат 5т.
Жидкость "И" 0,4т.
ЦитироватьВроде бы авиационный керосин ок. 600 долл. за тонну.
О! Разница с ЖВ всего-то в 3 раза. А если объем производства ЖВ увеличить, то его цена, вероятно, будет вполне сопоставима с углеводородами.
ЦитироватьВроде бы авиационный керосин ок. 600 долл. за тонну.
В какой стране?
ЦитироватьЦитироватьВроде бы авиационный керосин ок. 600 долл. за тонну.
О! Разница с ЖВ всего-то в 3 раза. А если объем производства ЖВ увеличить, то его цена, вероятно, будет вполне сопоставима с углеводородами.
При такой разнице у них одинаковая цена теплотворной способности. Где-то ошибка в стоимости.
И ещё интересные сведения: согласно сайту КБХА, озон обойдётся в 20 кВтчас (это казахская мера стоимости, теперь они свой ВВП на будущее в киловаттах считают).
ЦитироватьНашел еще такие данные. Компоненты, закупаемые для пуска РН "Союз"
Спирт 0,9т.
Азот 220т.
Кислород 595т.
Гелий 0,22т.
Керосин 110т.
Перекись ПВ-85 12,6т.
Тех.конденсат 5т.
Жидкость "И" 0,4т.
Надо бы знать и технологические остатки. Спирта, понятно, не останется. Азота и кислорода неимоверно много, наверняка закупается с запасом. Гелий - это в блок И, что ли?
ЦитироватьПри такой разнице у них одинаковая цена теплотворной способности. Где-то ошибка в стоимости.
Не понял, разве цена зависит от теплотворной способности? То есть 10 лет назад нефть стоила 40$ за баррель, а щас 65$ у ней че способности возросли? хм, а я думал - спрос\предложение и т.п.
[
Цитироватьb]mihalchuk писал(а):[/bЦитировать]Lev писал(а):
Вроде бы авиационный керосин ок. 600 долл. за тонну.
В какой стране?
Оптовая цена Бакинского НПЗ. Думаю в других местах примерно столько же.
ЦитироватьЦитироватьПри такой разнице у них одинаковая цена теплотворной способности. Где-то ошибка в стоимости.
Не понял, разве цена зависит от теплотворной способности? То есть 10 лет назад нефть стоила 40$ за баррель, а щас 65$ у ней че способности возросли? хм, а я думал - спрос\предложение и т.п.
Водород делается из углеводородов. Если цена на нефть растёт, то дорожает и водород. Получается, что водород бесплатно отщепляют и ожижают. Может быть, водород получают из газа, а газ - дешевле? Сомнительно, сейчас в Америке дефицит газа. Единственное внятное объяснение - водород является побочным продуктом нефтепереработки, и его отдают по цене нефти в пересчёте на теплотворную способность.
Ну в принципе можно водород и из угля получать, его в Америке полно и нефти он гораздо дешевле.
ЦитироватьНу в принципе можно водород и из угля получать, его в Америке полно и нефти он гораздо дешевле.
Как я понял экономическую географию, залежи угля (как и газа) далековаты от Флориды и их транспортировка туда вряд ли налажена, так как нефтяные потоки идут в обратную сторону.
Как я понял рыночную экономику, энергоносители примерно эквивалентны по стоимости с учётом энергосодержания и качества.
Как я понял химию процесса, получение водорода из угля довольно энергозатратно.
Может воду электролизом ращеплять.Ночью :D
А на самом деле водород получают из метана.
Кстати, на счет водородной энергетики и др энергетики будущего. Обнаружил недавно весьма интересный блог:
Новости возобновляемой энергетики (http://oborot.blogspot.com/)
Оттуда же:
Новый метод производства водорода. (http://oborot.blogspot.com/2007/05/blog-post_21.html)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВроде бы авиационный керосин ок. 600 долл. за тонну.
О! Разница с ЖВ всего-то в 3 раза. А если объем производства ЖВ увеличить, то его цена, вероятно, будет вполне сопоставима с углеводородами.
При такой разнице у них одинаковая цена теплотворной способности. Где-то ошибка в стоимости.
И ещё интересные сведения: согласно сайту КБХА, озон обойдётся в 20 кВтчас (это казахская мера стоимости, теперь они свой ВВП на будущее в киловаттах считают).
Я не знаю, можно ли доверять этим данным:
Водородная энергетика (Википедия) (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D0%BE%D0%B4%D0%BE%D1%80%D0%BE%D0%B4%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D1%8D%D0%BD%D0%B5%D1%80%D0%B3%D0%B5%D1%82%D0%B8%D0%BA%D0%B0)
Но цены там как раз от 2$ за килограмм. :)
Из Википедии:
ЦитироватьСебестоимость процесса $2-5 за килограмм водорода. В будущем возможно снижение цены до $2-$2,50, включая доставку и хранение.
Но это не жидкий водород! Возможно, корреспондент тоже пользовался данными из Википедии. :)
ЦитироватьИз Википедии:ЦитироватьСебестоимость процесса $2-5 за килограмм водорода. В будущем возможно снижение цены до $2-$2,50, включая доставку и хранение.
Но это не жидкий водород! Возможно, корреспондент тоже пользовался данными из Википедии. :)
Хорошо, а во сколько вы оцениваете стоимость охлаждения водорода до жидкого состояния в расчете на килограмм (примерно)?
ЦитироватьИз Википедии:ЦитироватьСебестоимость процесса $2-5 за килограмм водорода. В будущем возможно снижение цены до $2-$2,50, включая доставку и хранение.
Но это не жидкий водород! Возможно, корреспондент тоже пользовался данными из Википедии. :)
хехе теплотворная способность жидкого водорада ниже чем сжатого :) а цена выше. Кароче я так и не понял прямой связи между ценой и теплотворной способностью.
Основной и самый дешовый способ гнать водород из природного газа цена которого от 3 до 7 раз ниже чем нефти в зависимости от производства.
Цитироватьхехе теплотворная способность жидкого водорада ниже чем сжатого :) а цена выше. Кароче я так и не понял прямой связи между ценой и теплотворной способностью.
Основной и самый дешовый способ гнать водород из природного газа цена которого от 3 до 7 раз ниже чем нефти в зависимости от производства.
Посчитаем. Нефть 60 долл/баррель, 1 баррель =159 литров (по памяти), плотность 0,85. Получается нефть стоит 0,32 доллара за килограмм.
Газпром продаёт газ в дальнее зарубежье по 250 долл/1000 кубометров. Кубометр газа - 0,7 кг. Итого - 0,36 долларов за килограмм. Газ по цене примерно равен нефти, если учесть, что цены на неё колеблются несколько выше 60 долл.
ЦитироватьХорошо, а во сколько вы оцениваете стоимость охлаждения водорода до жидкого состояния в расчете на килограмм (примерно)?
Чего не знаю, того... Умозрительно, стоимость водорода и стоимость его ожижения одного порядка.
ЦитироватьЦитироватьхехе теплотворная способность жидкого водорада ниже чем сжатого :) а цена выше. Кароче я так и не понял прямой связи между ценой и теплотворной способностью.
Основной и самый дешовый способ гнать водород из природного газа цена которого от 3 до 7 раз ниже чем нефти в зависимости от производства.
Посчитаем. Нефть 60 долл/баррель, 1 баррель =159 литров (по памяти), плотность 0,85. Получается нефть стоит 0,32 доллара за килограмм.
Газпром продаёт газ в дальнее зарубежье по 250 долл/1000 кубометров. Кубометр газа - 0,7 кг. Итого - 0,36 долларов за килограмм. Газ по цене примерно равен нефти, если учесть, что цены на неё колеблются несколько выше 60 долл.
И?
Ответьте всеже на вопрос как цена зависит от теплотворной способности? мне интересен механизм.
Что касается цены на газ, в России действует регулирование цены на газ. Законодательно установлено что цена состоит из затрат на добычу\доставку\обслуживание\зарплату и т.п. + норма прибыли для данного вида деятельности и сейчас она состовляет 55$ за 1000 кубов.
Таким образом продавая за 250 газпром получает сверхприбыль (норма прибыли + 400%). Но реально то теплотворная способность газа при пересечении границы не меняется !!!!
Для начала всё-таки посчитаем. Холодильный коэффициент: kхол= Тн/(Тн-Тхол)-1. Для водорода Тн=300, Тхол=20. kхол=0,071 (не путать с плотностью ЖВ!). Энтальпия ЖВ - 4440 кДж/кг. Делим на kхол, получаем 62535 кДж/кг - идеальные затраты на сжижение водорода. Так как идеального ничего не бывает, помножим на 2,5 (КПД приводных устройств от топлива - 40%), получим 156 МДж/кг - затраты по минимуму. Теплотворная способность водорода 15,6/9=140 МДж/кг.
Как связана цена с теплотворной способностью (точнее - теплотой сгорания в данном случае)? Уверен, что теплота сгорания - один из важнейших коэффициентов, определяющих цену горючих на мировом рынке.
Насколько помню, в бытность мою инженером в ВФ НПОЭ, цена ЖВ, со слов моих коллег, составляла около 1000 рублей за тонну. В книге Губанова, ЕМНИП, указывалась цена от 5 до 2 тыс. рублей за тонну, в зависимости от объемов производства. РГ-1 стоил тогда около 40 руб/т.
Ну в те годы АИ93 стоил 40 копеек за литр в розницу, а сейчас?
А, собственно, что изменилось в России в соотношении стоимостей "керосин/водород" к сегодняшнему моменту? Если, конечно, исключить, что украинские мощности по производству ЖВ для России безвозвратно потеряны, а самые большие количества ЖВ для огневых испытаний двигателей получают сейчас в Загорске (НИИХиммаш, г.Пересвет Московской обл.) электролизом из воды :shock:
А по поводу производства водорода из углеводородов, это Вы, господин Михальчук, скорее всего, намекаете на остальной цивилизованный мир...
ЦитироватьА, собственно, что изменилось в России в соотношении стоимостей "керосин/водород" к сегодняшнему моменту? Если, конечно, исключить, что украинские мощности по производству ЖВ для России безвозвратно потеряны, а самые большие количества ЖВ для огневых испытаний двигателей получают сейчас в Загорске (НИИХиммаш, г.Пересвет Московской обл.) электролизом из воды :shock:
Раньше ЕМНИП, водород в новостройку (ныне - Пересвет) откуда-то привозили.
ЦитироватьА по поводу производства водорода из углеводородов, это Вы, господин Михальчук, скорее всего, намекаете на остальной цивилизованный мир...
Если полистать страницы на три назад, то можно заметить, что все началось именно с обсуждения Шаттла (стоимость водорода - 200000 долл.). :)
Увы, не читал, дело не в этом.
Я не против того, что цивилизованными методами на нынешнем уровне развития технологии экономически выгоднее получать ЖВ из природных углеводородов (часть УВ сжигаем - получаем энергию в любом виде, с применением которой оставшуюся часть УВ разлагаем с последующим ожижением водорода). ТАК И ДОЛЖНО БЫТЬ!
Но, поскольку явных потребителей промышленных "доз" ЖВ в России нет (или мне, во всяком случае, неизвестны - может быть, какая-то химия или еще что, во всяком случае, ПОКА не ракетная техника), клановость наших ракетчиков ПОЗВОЛЯЕТ им ограничиваться электролизом... Возможно, глупость, возможно - расчет.
Вот если бы электричество стоило на порядок меньше, чем сейчас, а природные УВ кончились, тогда электролиз бы "рулил" (но это в будущем, причем весьма оптимистичном). А сейчас мы это будущее, таким образом, приблизили.
Но сравнивать себестоимость ЖВ и керосина бессмысленно, поскольку доля топлива в стоимости разработки и эксплуатации любого СЕРЬЕЗНОГО современного ракетно-космического комплекса ничтожна по сравнению с другими затратами.
И вообще, кто придумал называть - "водород топливом будущего"? , какое изнего нафиг топливо, хотя, да, надо так - "водород топливо в будущем".
Я тут вычитал что норма потери водорода, при хранении, составляет 1,5% в сутки !!! и это еще хороший показатель.
Это чтож получается заправился, приехал на дачу, а за пару выходных полбака испарилось!!!
ЦитироватьНо, поскольку явных потребителей промышленных "доз" ЖВ в России нет (или мне, во всяком случае, неизвестны - может быть, какая-то химия или еще что, во всяком случае, ПОКА не ракетная техника), клановость наших ракетчиков ПОЗВОЛЯЕТ им ограничиваться электролизом... Возможно, глупость, возможно - расчет.
Водорода (не жидкого) в нефтехимии полно. То, что прибегают к электролизу, связано, по-видимому с проблемами и издержками транспортировки.
Славянский танцор
ЦитироватьА, собственно, что изменилось в России в соотношении стоимостей "керосин/водород" к сегодняшнему моменту? Если, конечно, исключить, что украинские мощности по производству ЖВ для России безвозвратно потеряны, а самые большие количества ЖВ для огневых испытаний двигателей получают сейчас в Загорске (НИИХиммаш, г.Пересвет Московской обл.) электролизом из воды
Б.И. Губанов"Триумф и трагедия "Энергии"
ЦитироватьДоклад на Межведомственном совете (начало 1985 года)
Задерживался с вводом стенд огневой отработки двигателей РД-0120 в Нижней Салде. Выявилась нехватка введенных мощностей Чирчикского завода по производству жидкого водорода. Из-за нехватки водорода с ноября 1984 г. по февраль 1985 г. число испытаний двигателей сократилось с 5 до 2 в месяц.
Во всём виноваты узбеки, а не хохлы :evil: .
ЦитироватьНу в те годы АИ93 стоил 40 копеек за литр в розницу, а сейчас?
Ну, было время когда бензин стоил дешевле газировки :cry:
ЦитироватьЦитироватьНу в те годы АИ93 стоил 40 копеек за литр в розницу, а сейчас?
Ну, было время когда бензин стоил дешевле газировки :cry:
Ничего не изменилось... :)
http://dostavka.7cont.ru/good/497/
Все по-прежнему. ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНу в те годы АИ93 стоил 40 копеек за литр в розницу, а сейчас?
Ну, было время когда бензин стоил дешевле газировки :cry:
Ничего не изменилось... :)
http://dostavka.7cont.ru/good/497/
Все по-прежнему. ;)
О, и это нас радовать :D
А в Солнечном городе Незнайка ездил на газировке вместо бензина :P
ЦитироватьИ вообще, кто придумал называть - "водород топливом будущего"? , какое изнего нафиг топливо, хотя, да, надо так - "водород топливо в будущем".
Я тут вычитал что норма потери водорода, при хранении, составляет 1,5% в сутки !!! и это еще хороший показатель.
Это чтож получается заправился, приехал на дачу, а за пару выходных полбака испарилось!!!
Шугообразный водород испаряется гораздо медленнее.
ЦитироватьЭто чтож получается заправился, приехал на дачу, а за пару выходных полбака испарилось!!!
Ну так это же неплохо. Испаряющийся водород сжигаем в газовой плите и готовим обед или там шашлык-башлык какой, в газовом титане греем воду для душа и ванны после трудового дня на огороде, посредством ЭХГ или мотора-генератора вырабатываем эл-во для телевизора, холодильника, бритвы и прочих приятностей цивилизации.
А ещё водород можно вдохнуть полной грудью, а потом что-нибыдь сказать (только от огня подальше). Весело получится.
ЦитироватьИ вообще, кто придумал называть - "водород топливом будущего"? , какое изнего нафиг топливо, хотя, да, надо так - "водород топливо в будущем".
Я тут вычитал что норма потери водорода, при хранении, составляет 1,5% в сутки !!! и это еще хороший показатель.
Это чтож получается заправился, приехал на дачу, а за пару выходных полбака испарилось!!!
Однако, пара выходных - это максимум 12 дней, испарится 18% водорода. :roll:
ЦитироватьА ещё водород можно вдохнуть полной грудью, а потом что-нибыдь сказать (только от огня подальше). Весело получится
Ну да - если уже от гелия голос писклявым становится, то от водорода воопче в ультразвук перейдет. Будем голосом комаров и летучих мышей от веранды отпугивать...
ЦитироватьА в Солнечном городе Незнайка ездил на газировке вместо бензина :P
Наверняка, вода была газирована водородом :lol:
Ну не знаю, они ее пили! Самое интересное вода была с сиропом для смазки двигателя. Во взрослой жизни бензин предлагают заменить на этиловый спирт. :roll:
ЦитироватьНу не знаю, они ее пили! Самое интересное вода была с сиропом для смазки двигателя. Во взрослой жизни бензин предлагают заменить на этиловый спирт. :roll:
Тоже неплохо :wink:
ЦитироватьИ вообще, кто придумал называть - "водород топливом будущего"? , какое изнего нафиг топливо, хотя, да, надо так - "водород топливо в будущем".
Я тут вычитал что норма потери водорода, при хранении, составляет 1,5% в сутки !!! и это еще хороший показатель.
Это чтож получается заправился, приехал на дачу, а за пару выходных полбака испарилось!!!
Вы часом полтора и 15 не перепутали?
Нет он видимо хорошо знает своих соседей по даче. :D
Представляю сцену как сосед из бака с помощью трубки отсасывает жидкий водород в сосуд Дьюара. :P
ЦитироватьНет он видимо хорошо знает своих соседей по даче. :D
Представляю сцену как сосед из бака с помощью трубки отсасывает жидкий водород в сосуд Дьюара. :P
А я то думаю, чегой-то у нас водороду нету :shock:
Следующий проект - отчасти навеянный УР-700 - "3/4-водородная Ангара" :wink: Стартовая масса 700 т, 4ББ диаметром 2,9 м, с ЖРД РД-191 и баками водорода. Перелив ЖК и ЖВ из ББ в ЦБ. ЦБ диаметром 4,1 м оснащен 1*РД-0120. ПН на НОО высотой 200 км (наклонение 51,6 град) - около 38 т.
ЦитироватьСледующий проект - отчасти навеянный УР-700 - "3/4-водородная Ангара" :wink: Стартовая масса 700 т, 4ББ диаметром 2,9 м, с ЖРД РД-191 и баками водорода. Перелив ЖК и ЖВ из ББ в ЦБ. ЦБ диаметром 4,1 м оснащен 1*РД-0120. ПН на НОО высотой 200 км (наклонение 51,6 град) - около 38 т.
А вот только бы УР-700 хаять, а глди ж ты - навеяло :D
ЦитироватьЦитироватьСледующий проект - отчасти навеянный УР-700 - "3/4-водородная Ангара" :wink: Стартовая масса 700 т, 4ББ диаметром 2,9 м, с ЖРД РД-191 и баками водорода. Перелив ЖК и ЖВ из ББ в ЦБ. ЦБ диаметром 4,1 м оснащен 1*РД-0120. ПН на НОО высотой 200 км (наклонение 51,6 град) - около 38 т.
А вот только бы УР-700 хаять, а глди ж ты - навеяло :D
Хе-хе! У меня перелив не как у УР-700, а "правильный" :wink:
ЦитироватьХе-хе! У меня перелив не как у УР-700, а "правильный" :wink:
В ур-700 как раз перелив, а вы как я понял сторонник перекача :D
ЦитироватьЦитироватьХе-хе! У меня перелив не как у УР-700, а "правильный" :wink:
В ур-700 как раз перелив, а вы как я понял сторонник перекача :D
Дык, в любом случае, перелив сводится к перекачу :lol:
ЦитироватьДык, в любом случае, перелив сводится к перекачу :lol:
Отнюдь. В конструкции УР-700 применен правильный принцип водокачки, где топливо из расходных баков самотеком поступает в основные. Поэтому нужен всего один разьем (на компонент).
Вы же исповедуете опортунистический принцип подключения турбокомпрессоров сразу к обоим бакам. Поэтому на компонент вам нужно два разьема.
На это я пойтить не могу :wink:
ЦитироватьЦитироватьДык, в любом случае, перелив сводится к перекачу :lol:
Отнюдь. В конструкции УР-700 применен правильный принцип водокачки, где топливо из расходных баков самотеком поступает в основные. Поэтому нужен всего один разьем (на компонент).
Вы же исповедуете опортунистический принцип подключения турбокомпрессоров сразу к обоим бакам. Поэтому на компонент вам нужно два разьема.
На это я пойтить не могу :wink:
На один компонент надо один разъем из двух клапанов - ну и у меня тоже самое: просто баки первой ступени соединены с ЦБ через коллектор в ХО ЦБ0, к этому же коллектору подсоединен трубопровод соответьствующего компонента ЦБ. Вот из этого коллектора по ОДНОЙ магистрали компонент подается в ЖРД ЦБ.
На счет самотека - все равно подсос от ТНА идет :wink:
Но не говорите, что я вас не предупреждал!
Но в конце концов ваша ракета - сами и парьтесь :lol:
ЦитироватьНо не говорите, что я вас не предупреждал!
Но в конце концов ваша ракета - сами и парьтесь :lol:
Всего моего парения - дня на два не больше :lol: В смысле - день посчитать, день нарисовать :wink:
ЦитироватьВсего моего парения - дня на два не больше :lol: В смысле - день посчитать, день нарисовать :wink:
А где же муки творчества? Где неожиданное техническое решение пришедшее во сне? Романтика где?
Так буднично - два дня и привет....
ЦитироватьЦитироватьВсего моего парения - дня на два не больше :lol: В смысле - день посчитать, день нарисовать :wink:
А где же муки творчества? Где неожиданное техническое решение пришедшее во сне? Романтика где?
Так буднично - два дня и привет....
Эх, было бы времени больше- можно было бы и помучиться :roll:
ЦитироватьЭх, было бы времени больше- можно было бы и помучаться :roll:
А если потратить 4 дня и вернуться так сказать к истокам? :lol:
В смысле как бы сейчас выглядела РН типа УР-700 ( в смысле ПН 150, и все можно перевозить по ЖД)?
Гулять так гулять :wink:
ЦитироватьЦитироватьЭх, было бы времени больше- можно было бы и помучаться :roll:
А если потратить 4 дня и вернуться так сказать к истокам? :lol:
В смысле как бы сейчас выглядела РН типа УР-700 ( в смысле ПН 150, и все можно перевозить по ЖД)?
Гулять так гулять :wink:
Как "Виктория-К" :wink:
ЦитироватьКак "Виктория-К" :wink:
Так маловата и перелива нет :lol:
Опять же метаном побаловаться....
ЦитироватьЦитироватьКак "Виктория-К" :wink:
Так маловата и перелива нет :lol:
Опять же метаном побаловаться....
Вы спросили - я ответил :wink:
При 7-блочной компоновке можно и перелив сделать.
Но, лично я выбрал бы что-то вулканоподобное :lol:
Тоже неплохо :wink:
Хотя я так и не понял сколько всего вариантов этого самого Вулкана было, хотя ПН кажись постоянно падала.
ЛЭК для него тоже забавно выглядит.
ЦитироватьТоже неплохо :wink:
Хотя я так и не понял сколько всего вариантов этого самого Вулкана было, хотя ПН кажись постоянно падала.
ЛЭК для него тоже забавно выглядит.
ПН Вулкана постоянно росла! Первый вариант - 170 т на НОО, последний -198 т :P
ЦитироватьПН Вулкана постоянно росла! Первый вариант - 170 т на НОО, последний -198 т :P
А я читал что в начале (одним пуском на луну) было 230т, а в конце 160т, и перешли на двухпусковую схему.... Вроде и диаметр центральной части уменьшился и все такое. В общем у меня сложилось ощущение, что самомоу мощьному РН из ряда РЛА и присваивали звание вулкана :wink:
ЦитироватьЦитироватьПН Вулкана постоянно росла! Первый вариант - 170 т на НОО, последний -198 т :P
А я читал что в начале (одним пуском на луну) было 230т, а в конце 160т, и перешли на двухпусковую схему.... Вроде и диаметр центральной части уменьшился и все такое. В общем у меня сложилось ощущение, что самомоу мощьному РН из ряда РЛА и присваивали звание вулкана :wink:
230-250 т - это, ЕМНИП, РЛА-150 (не уверен, что он уже тогда носил название Вулкан, хотя все возможно) с диаметром ЦБ 9 м и ББ- 6 м. Основные варианты Вулкана рассматривались уже на элементной базе 11К25, в сильно измененном, конечно, виде.
В расчете на такой носитель в конце 1974 года в НПО «Энергия» были разработаны тех. предложения по лунному экспедиционному комплексу ЛЭК «Звезда». Основу комплекса составлял лунный экспедиционный корабль, доставляемый на Луну и обратно по прямой схеме. Масса корабля на окололунной орбите составляла 60 тонн, на поверхности Луны — 37 тонн, а при старте с Луны — 22 тонны. Сам лунный экспедиционный корабль состоял из посадочной ступени, взлетной ступени и отсека управления с размещенным в нем спускаемом аппарате аналогично программе Н1-Л3М. Экипаж корабля — 3 человека. Старт с околоземной орбиты и торможение с выходом на орбиту Луны осуществлялся с помощью кислородно-водородного блока «Везувий». Для схода с окололунной орбиты и посадки на Луну использовалась посадочная ступень. Взлетная ступень обеспечивала старт с Луны и вывод на траекторию полета к Земле. В состав лунного экспедиционного комплекса входили также 2 лабораторно-жилых модуля на 3 человека каждый, луноход с герметичной кабиной, ядерная энергетическая установка и транспортный корабль доставки расходуемых материалов. Смена персонала экспедиции производилась 1 раз в год. Экспертная комиссия проекта ЛЭК сочла работы по нему неактуальными для текущего момента времени, и на первое место по приоритетности были поставлены работы по созданию многоразовой космической транспортной системы «Буран».
В ходе создания многоразовой космической системы «Буран» неоднократно менялись и параметры носителей. Так, в связи с унификацией "боковушек" (блок А) и первой ступени ракеты-носителя «Зенит», их диаметр составил 3,9 метра, что обеспечивало беспрепятственный провоз по железной дороге. Диаметр центрального блока (блок Ц) составил 8,8 метра. В эскизном проекте по «Бурану», выпущенном в марте 1977 года, ракеты сменили свои обозначения. Теперь самыми грузоподъемными стали РЛА-132 и РЛА-133. Первая из них РЛА-132 со стартовым весом 3810 тонн имела 8 "боковушек" нормальной размерности. Ее грузоподъемность составляла 170 тонн на опорной орбите и 41 тонну на окололунной. На РЛА-133 (стартовый вес 5800 тонн) было установлено уже 9 блоков А с увеличенной заправкой, при этом масса выводимого груза на опорную орбиту возрастала до 210 тонн, а на орбиту Луны — до 51 тонны.
Борясь за совершенство конструкции ракеты-носителя, было предложено применить переохлажденные ("шугообразные") жидкие кислород и водород и уменьшить диаметр центрального блока до 7,7 метра. Такие размеры блока Ц не позволяли установить на нем больше 8 блоков А. Поэтому в техническом проекте 1979 года исчезло упоминание о РЛА-133, а под именем «Вулкан» фигурировала РЛА-132 со стартовым весом 3750 тонн и выводимой полезной нагрузкой 160 тонн на орбите Земли и 36 тонн на орбите Луны. Такая грузоподъемность не обеспечивала при одном пуске ракеты-носителя «Вулкан» полет на Луну по прямой схеме. Переход же к схеме со стыковкой на орбите Луны повторял программу «Аполлон» и не давал ничего нового. Поэтому в проектных материалах 1979 года была предложена двухпусковая схема со стыковкой на орбите Луны лунного орбитального и лунного посадочного кораблей. Каждый из кораблей доставлялся к Луне с помощью ракеты-носителя «Вулкан» и кислородно-водородного блока «Везувий».
Вот это я имел в виду - т.е от 230 упало до 160т
2WkWk.
Да, я помню эту информацию. Ее в прошлом году разместил на форуме пользователь "Владимир". Тем не менее, повторюсь, в проектных материалах по РЛА 1974-1975 гг, которые были мне доступны название Вулкан не упоминалось.
Точнее, по вопросу массы ПН, я бы сказал так: ее величина все время менялась по мере изменений проекта 11Ф36. По эскизному проекту 1986-88 гг, Пн Вулкана составляла 198 т на НОО.
А мне просто ЛЭК интересовал, и я долго не мог понять на какой РН он расчитан? Все время натыкался на разную ПН :D
Но теперь более менее понятно, кроме конструкции самого ЛЭК :wink:
ЦитироватьТоже неплохо :wink:
Хотя я так и не понял сколько всего вариантов этого самого Вулкана было, хотя ПН кажись постоянно падала.
ЛЭК для него тоже забавно выглядит.
Забавно, но ни одного изображения последнего Вулкана в инете так никто и не выложил...
У кого есть данные по шугообразному водороду? Физические свойства: плотность, температура хранения и т.п. А также, в каком состоянии работы (опытные, полупромышленные)?
Плотность жидкого водорода вблизи температуры замерзания 0.076 г/см3, твердого -- 0.088г/см3, шугообразного очевидно где-то посредине в зависимости от соотношения твердой и жидкой фаз. Температура хранения очевидно равна температуре плавления -- 14K. :) Но нет потерь на испарение, пока вся твердая фаза не растает. Это, кстати, к вопросу о длительном хранении водорода в космосе...
Цитировать... Температура хранения очевидно равна температуре плавления -- 14K. :) Но нет потерь на испарение, пока вся твердая фаза не растает. Это, кстати, к вопросу о длительном хранении водорода в космосе...
Тут есть, имхо, нюанс. Если использовать кипящий водород, то его пары просто дренируются, а бак "подпитывается" ЖВ от наземки. А вот при использовании шуги при прогреве компонента паров нет, но плотность водорода падает и он "вспухает". Видимо, для использования шугообразного водорода придется несколько увеличивать объем баков, либо делать мощную систему циркуляции "борт-наземка". :roll:
Не нашел другого места для информации, а заводить тему нет смысла.
"Гран-при Международной выставки изобретений и новых технологий «Женева-2007» получат разработчики Нижнего Новгорода
Как сообщает пресс-служба Росатома, Гран-при 35-й Международной выставки изобретений и новых технологий «Женева-2007» удостоено ФГУП «ОКБМ» (Нижний Новгород) за техническое совершенство проекта «Технология высокотемпературных газовых реакторов для производства водорода из воды». "
ЦитироватьНе нашел другого места для информации, а заводить тему нет смысла.
"Гран-при Международной выставки изобретений и новых технологий «Женева-2007» получат разработчики Нижнего Новгорода
Как сообщает пресс-служба Росатома, Гран-при 35-й Международной выставки изобретений и новых технологий «Женева-2007» удостоено ФГУП «ОКБМ» (Нижний Новгород) за техническое совершенство проекта «Технология высокотемпературных газовых реакторов для производства водорода из воды». "
Как знать, может быть именно эта технология позволит снизить стоимость водорода? В ЕС, по крайней мере, работы в этом направлении идут вовсю.
А в орбитальных условиях как она будет выглядеть?
ЦитироватьА в орбитальных условиях как она будет выглядеть?
Там вполне вероятно и кислород как сопутствующий продукт имеется. Не исключено, что технология и в космосе заиграть может. Вода в качестве топлива КВ двигателя.
В космосе скорее всего подойдет вот это:
http://oborot.blogspot.com/2007/05/blog-post_21.html
ЦитироватьВ космосе скорее всего подойдет вот это:
http://oborot.blogspot.com/2007/05/blog-post_21.html
Да, кажется, по Euronews эпизод показывали. Интересно, какова может быть удельная стомиость производства водорода при таких технологиях?
На борту этот вариант не пойдет, в отличие от того, о котором я писал. На Луне может быть. Но есть прямой способ каталитического разложения воды под действием УФ Солнца. КПД там пока пониже, но не требуется концентрации солнечной энергии. А пилотные установки такого же масштаба работают.
ЦитироватьНа борту этот вариант не пойдет, в отличие от того, о котором я писал.
Да пусть хоть на Земле отладят!
Перефразируя фразу Александра III, скажу, что "в ракетной технике у России только два союзника - водород и гелий!". :D
ЦитироватьПерефразируя фразу Александра III, скажу, что "в ракетной технике у России только два союзника - водород и гелий!". :D
Ну почему же, еще метан :lol:
ЦитироватьЦитироватьПерефразируя фразу Александра III, скажу, что "в ракетной технике у России только два союзника - водород и гелий!". :D
Ну почему же, еще метан :lol:
Как сырье для получения водорода? Согласен!
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПерефразируя фразу Александра III, скажу, что "в ракетной технике у России только два союзника - водород и гелий!". :D
Ну почему же, еще метан :lol:
Как сыоье для получения водорода? Согласен!
Можно и так, а на первых порах можно и сам метан использовать.
Причем производство метана можно организовать в подсобном хозяйстве при космодроме. Надо посмотреть какой сейчас выход у установок.
Обещают из 0,3 куб.м. навоза 24 куб.м. биогаза в сутки.
ЦитироватьОбещают из 0,3 куб.м. навоза 24 куб.м. биогаза в сутки.
Завалим космодромы навозом? Готично!
Шучу, конечно. Но уж совсем нетрадиционный канал финансирования отечественного животноводства.
ЦитироватьЦитироватьОбещают из 0,3 куб.м. навоза 24 куб.м. биогаза в сутки.
Завалим космодромы навозом? Готично!
Шучу, конечно. Но уж совсем нетрадиционный канал финансирования отечественного животноводства.
Ищем новые пути :)
Понятно, что сейчас есть другие источники метана, но даже если они исчерпаются, то есть где его взять, чуть ли не даром :lol:
Впрочем, как и водород, пока есть вода и светит солнце... 8)
Поддавшись тлетворному влиянию Роскосмоса с его конкурсом на пилотируемую РН, предлагаю мини-Водородную Ангару :D 2 боковых блока с 1*РД-0120 + параллельно работающий ЦБ с 2*11Д57М с раздвижными соплами. Стартовая масса 260 т, масса ПГ около 17[/size] т на НОО 200 км и наклонением 51,6 град. :D
ЦитироватьПоддавшись тлетворному влиянию Роскосмоса с его конкурсом на пилотируемую РН, предлагаю мини-Водородную Ангару :D 2 боковых блока с 1*РД-0120 + параллельно работающий ЦБ с 2*11Д57М с раздвижными соплами. Стартовая масса 260 т, масса ПГ около 17[/size] т на НОО 200 км и наклонением 51,6 град. :D
А что, это реально для пакета - 6,5% мю ПН?
ЦитироватьСтартовая масса 260 т, масса ПГ около 17[/size] т на НОО 200 км и наклонением 51,6 град. :D
А можно то же самое только тонн на 500 и без водорода? ;)
ЦитироватьЦитироватьПоддавшись тлетворному влиянию Роскосмоса с его конкурсом на пилотируемую РН, предлагаю мини-Водородную Ангару :D 2 боковых блока с 1*РД-0120 + параллельно работающий ЦБ с 2*11Д57М с раздвижными соплами. Стартовая масса 260 т, масса ПГ около 17[/size] т на НОО 200 км и наклонением 51,6 град. :D
А что, это реально для пакета - 6,5% мю ПН?
Да, конечно. Можете и сами посчитать.
ЦитироватьЦитироватьСтартовая масса 260 т, масса ПГ около 17[/size] т на НОО 200 км и наклонением 51,6 град. :D
А можно то же самое только тонн на 500 и без водорода? ;)
Можно, но не нужно. Я бы вообще законодательно запретил проектирование ракет с ПГ от 15 т и выше, не использующих водород :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПоддавшись тлетворному влиянию Роскосмоса с его конкурсом на пилотируемую РН, предлагаю мини-Водородную Ангару :D 2 боковых блока с 1*РД-0120 + параллельно работающий ЦБ с 2*11Д57М с раздвижными соплами. Стартовая масса 260 т, масса ПГ около 17[/size] т на НОО 200 км и наклонением 51,6 град. :D
А что, это реально для пакета - 6,5% мю ПН?
Да, конечно. Можете и сами посчитать.
У меня такие значения получились при ато[/size] 0,06 и 0,07. Это сильно лучше, чем у Дельты 4. С ато[/size] 0,1 и 0,11 можно говорить только о примерно 5,3% мю ПН. Т.е. стартовая масса на 17 т ПН уже больше 320 т, что исключает схему с двумя РД-0120 и двумя 11Д57.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьПоддавшись тлетворному влиянию Роскосмоса с его конкурсом на пилотируемую РН, предлагаю мини-Водородную Ангару :D 2 боковых блока с 1*РД-0120 + параллельно работающий ЦБ с 2*11Д57М с раздвижными соплами. Стартовая масса 260 т, масса ПГ около 17[/size] т на НОО 200 км и наклонением 51,6 град. :D
А что, это реально для пакета - 6,5% мю ПН?
Да, конечно. Можете и сами посчитать.
У меня такие значения получились при ато[/size] 0,06 и 0,07. Это сильно лучше, чем у Дельты 4. С ато[/size] 0,1 и 0,11 можно говорить только о примерно 5,3% мю ПН. Т.е. стартовая масса на 17 т ПН уже больше 320 т, что исключает схему с двумя РД-0120 и двумя 11Д57.
Если мы под Ато имеем ввиду отношение конечной массы топливного отсека к массе РЗТ, то я принимал значение примерно как на блоке Ц - 0,045. Конструктивная характеристика блоков - примерно 7,4 и 10,6 соответственно для 1 и 2 ст.
Правильно ли это? Все же блок Ц сильно больше. И неужели Дельта 4 настолько плоха в плане конструкции баков?
ЦитироватьПравильно ли это? Все же блок Ц сильно больше. И неужели Дельта 4 настолько плоха в плане конструкции баков?
Дельта - средненькая (гладкие баки, подкрепленные шпангоутами - не лучшее решение с точки зрения массы, хотя и неплохое по стоимости).
Что же она такая дорогая-то?
Дешевле Титана, это факт, но сильно дороже Ариана...
ЦитироватьЧто же она такая дорогая-то?
Дешевле Титана, это факт, но сильно дороже Ариана...
Какая именно модель "дорогая". Например, по Вэйду, Дельта-4М, ЕМНИП, выходила едва ли не дешевле Атласа-3. Ну, конечно, "гладко было на бумаге". А дорогая, потому что не часто пускают (завод-то строили из расчета пр-ва до 40 ракет в год).
ЦитироватьЦитироватьСтартовая масса 260 т, масса ПГ около 17[/size] т на НОО 200 км и наклонением 51,6 град. :D
А можно то же самое только тонн на 500 и без водорода? ;)
Можно и поболе, но такие вещи конструирует у нас другой конструктор. А вот мне хочется тонн на 200, не более. :D
ЦитироватьЦитироватьЧто же она такая дорогая-то?
Дешевле Титана, это факт, но сильно дороже Ариана...
Какая именно модель "дорогая". Например, по Вэйду, Дельта-4М, ЕМНИП, выходила едва ли не дешевле Атласа-3. Ну, конечно, "гладко было на бумаге". А дорогая, потому что не часто пускают (завод-то строили из расчета пр-ва до 40 ракет в год).
Это "стандартная отмазка", Дмитрий. Чесслово. Ну, что, они такие фиговые экономисты, что не могли предугадать, что никаких 40 пусков в год не будет? Или им минобороны приказало - "Стройте завод на 40 шт в год!" Так вроде Минобороны платит вперёд, даже какому-то жалкому спейс-иксу... Все заранее знали, что дельта 4 медиум будет стоить "на круг" не меньше 150 лимонов за пуск, просто законы выделения денег там такие.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЧто же она такая дорогая-то?
Дешевле Титана, это факт, но сильно дороже Ариана...
Какая именно модель "дорогая". Например, по Вэйду, Дельта-4М, ЕМНИП, выходила едва ли не дешевле Атласа-3. Ну, конечно, "гладко было на бумаге". А дорогая, потому что не часто пускают (завод-то строили из расчета пр-ва до 40 ракет в год).
Это "стандартная отмазка", Дмитрий. Чесслово. Ну, что, они такие фиговые экономисты, что не могли предугадать, что никаких 40 пусков в год не будет? Или им минобороны приказало - "Стройте завод на 40 шт в год!" Так вроде Минобороны платит вперёд, даже какому-то жалкому спейс-иксу... Все заранее знали, что дельта 4 медиум будет стоить "на круг" не меньше 150 лимонов за пуск, просто законы выделения денег там такие.
В НК в этом году был материал (кажется №1) об образовании ULA. Этот консорциум планирует сократить издержки на менеджмент на 150 млн. $ в год. Обе ракеты - и Атлас и Дельту - планируется строить на заводе в Дикейтуре (Алабама), который был построен Боингом в середине 90-х исходя из оптимистичных прогнозов потребности в федеральных пусках. Прогнозы не оправдались - ошибка, практически, на порядок. Естественно, фактические затраты оказались выше планируемых. Уж отмазка это или нет - сказать трудно.
"Потерпевший наступил на арбузную корку, поскользнулся и упал на мой ножик. И так все шесть раз".
Исходя из чего они спрогнозировали такую частоту пусков?
Почему ESA такую частоту пусков не прогнозирует?
И, всё равно, насколько сравнимая модификация "дельты-4" дороже "Ариана-5ECA"? втрое?
Цитировать"Потерпевший наступил на арбузную корку, поскользнулся и упал на мой ножик. И так все шесть раз".
Исходя из чего они спрогнозировали такую частоту пусков?
Почему ESA такую частоту пусков не прогнозирует?
И, всё равно, насколько сравнимая модификация "дельты-4" дороже "Ариана-5ECA"? втрое?
ЦиХ тоже модульную Ангару стал делать на основе прогнозов по росту потребности в пусках, в т.ч. РН легкого класса. Дельта-4Хэви сравнимая по размерности с Ариан-5, летала всего 1 раз (ой, я ничего не пропустил? второй пуск состоялся?). Сравнивать по стоимости их пока бессмысленно.
ЦитироватьЦитировать"Потерпевший наступил на арбузную корку, поскользнулся и упал на мой ножик. И так все шесть раз".
Исходя из чего они спрогнозировали такую частоту пусков?
Почему ESA такую частоту пусков не прогнозирует?
И, всё равно, насколько сравнимая модификация "дельты-4" дороже "Ариана-5ECA"? втрое?
ЦиХ тоже модульную Ангару стал делать на основе прогнозов по росту потребности в пусках, в т.ч. РН легкого класса.
Старый подозревает - и я тут с ним согласен - что прогноз роста потребностей в лёгких спутниках ЦиХ сфальсифицировал, чтобы обосновать задним числом выбор диаметра 2,9
Но капиталистам-то это зачем?
ЦитироватьДельта-4Хэви сравнимая по размерности с Ариан-5, летала всего 1 раз (ой, я ничего не пропустил? второй пуск состоялся?). Сравнивать по стоимости их пока бессмысленно.
Наверное.
Но одноблочная дельта-4 медиум уже стоит дороже, чем Ариан-5ECA, а трёхблочная будет минимум вдвое дороже.
ЦитироватьЦитироватьЦиХ тоже модульную Ангару стал делать на основе прогнозов по росту потребности в пусках, в т.ч. РН легкого класса.
Старый подозревает - и я тут с ним согласен - что прогноз роста потребностей в лёгких спутниках ЦиХ сфальсифицировал, чтобы обосновать задним числом выбор диаметра 2,9
Извиняюсь, но Вы что-то путаете.
ЦиХ ничего не фальсифицировал. Он честно выдумывал Диалоги с довыводом ЭРД. И вообще идея модульности родилась ради замены Протона, Зенита и Циклона одним флаконом. Диаметр автоматически получился из стремления сделать легкую РН. Так что ничего задним числом обосновывать не надо было.
ЦитироватьЦиХ тоже модульную Ангару стал делать на основе прогнозов по росту потребности в пусках, в т.ч. РН легкого класса.
Насколько я понимаю, такая идея тоже была, но она не была основной.
Главным было желание захватить ВЕСЬ рынок РН, кроме пилотируемого, да и то с расчетом, что скоро ПКК дорастут до А-3, что мы сейчас и наблюдаем ;)
А вообще мечты что 40 дельт и 50 шаттлов в год с подозрительной периодичностью возникают за океаном...
Этот жжжж неспроста... :roll:
ЦитироватьЦитироватьЦиХ тоже модульную Ангару стал делать на основе прогнозов по росту потребности в пусках, в т.ч. РН легкого класса.
Насколько я понимаю, такая идея тоже была, но она не была основной.
Главным было желание захватить ВЕСЬ рынок РН, кроме пилотируемого, да и то с расчетом, что скоро ПКК дорастут до А-3, что мы сейчас и наблюдаем ;)
Да, вместо того, чтобы заняться "Водородной Ангарой" :D , ЦиХ лепит всякую фигню. :cry:
Пытался найти в сети данные по выпуску и стоимости Ж.В. Есть сообщение, что на Дзержинском "Капролактаме" возобновлено производство водорода, но в прайслисте собственника Сибурнефтегаза данных нет. Запросил e-mail? жду. Попробую еще в ГИПХе узнать, но боюсь, что это уже все ДСП.
ЦитироватьПытался найти в сети данные по выпуску и стоимости Ж.В. Есть сообщение, что на Дзержинском "Капролактаме" возобновлено производство водорода, но в прайслисте собственника Сибурнефтегаза данных нет. Запросил e-mail? жду. Попробую еще в ГИПХе узнать, но боюсь, что это уже все ДСП.
По ЖВ в сети искать бесполезно. Может, просто потому что для коммерческих нужд его не производят. Хотя, по москве жидкий гелий, наприер, прямо с доставкой на дом! Вот это сервис. :D
ЦитироватьИ, всё равно, насколько сравнимая модификация "дельты-4" дороже "Ариана-5ECA"? втрое?
Ариан-5 - самая дорогая из коммерческих РН.
ЦитироватьЦитироватьДельта-4Хэви сравнимая по размерности с Ариан-5, летала всего 1 раз (ой, я ничего не пропустил? второй пуск состоялся?). Сравнивать по стоимости их пока бессмысленно.
Наверное.
Но одноблочная дельта-4 медиум уже стоит дороже, чем Ариан-5ECA, а трёхблочная будет минимум вдвое дороже.
Вы сравниваете пуски по госзаказу с коммерческими. Это неправильно. В США внутренная цена выше коммерческой. А Дельта 4Н в любом случае дешевле Титана 4.
ЦитироватьЕсли мы под Ато имеем ввиду отношение конечной массы топливного отсека к массе РЗТ, то я принимал значение примерно как на блоке Ц - 0,045.
Я понял, это без массы переходных отсеков. Я то для простоты принимал всю массу блока без двигателя. Иначе тяжело искать статистику по той же Дельте. Но я не сторонник завышения удельных параметров на ранних этапах проектирования. Да и пример с тем же УРМ это показывает..
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦиХ тоже модульную Ангару стал делать на основе прогнозов по росту потребности в пусках, в т.ч. РН легкого класса.
Старый подозревает - и я тут с ним согласен - что прогноз роста потребностей в лёгких спутниках ЦиХ сфальсифицировал, чтобы обосновать задним числом выбор диаметра 2,9
Извиняюсь, но Вы что-то путаете.
ЦиХ ничего не фальсифицировал. Он честно выдумывал Диалоги с довыводом ЭРД.
Выдумал - не значит "сделал". Сделал - не значит "продал". Продал - не значит "запустил". Так что, сфальсифицировал...
ЦитироватьИ вообще идея модульности родилась ради замены Протона, Зенита и Циклона одним флаконом. Диаметр автоматически получился из стремления сделать легкую РН. Так что ничего задним числом обосновывать не надо было.
Ну, и что заменяет Ангара-1? Циклон? Ню-ню. Она заменяет Рокот, а Циклон почти в два раза грузоподъёмнее. А Рокот, к тому же, всё равно куда-то девать надо.
А зачем заменять "Зенит"? То есть, нет, зачем его заменять, я, в принципе, понимаю - он неоптимален в том смысле, что делался, как первая ступень "Энергии", и поэтому не очень хорош, как ракета 12-13-тонного класса. Так давайте заапгрейдим его до 16 тонн! Это больше подходит движку РД-171М!
"Протон" заменять надо, да, но зачем так странно? Почему не сохранить четырёхметровый диаметр? Почему не впендюрить на него три РД-180, чтобы всё было шоколадно и не нужно было платить за доводку РД-191М?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦиХ тоже модульную Ангару стал делать на основе прогнозов по росту потребности в пусках, в т.ч. РН легкого класса.
Старый подозревает - и я тут с ним согласен - что прогноз роста потребностей в лёгких спутниках ЦиХ сфальсифицировал, чтобы обосновать задним числом выбор диаметра 2,9
Извиняюсь, но Вы что-то путаете.
ЦиХ ничего не фальсифицировал. Он честно выдумывал Диалоги с довыводом ЭРД.
Выдумал - не значит "сделал". Сделал - не значит "продал". Продал - не значит "запустил". Так что, сфальсифицировал...
ЦитироватьИ вообще идея модульности родилась ради замены Протона, Зенита и Циклона одним флаконом. Диаметр автоматически получился из стремления сделать легкую РН. Так что ничего задним числом обосновывать не надо было.
Ну, и что заменяет Ангара-1? Циклон? Ню-ню. Она заменяет Рокот, а Циклон почти в два раза грузоподъёмнее. А Рокот, к тому же, всё равно куда-то девать надо.
А зачем заменять "Зенит"? То есть, нет, зачем его заменять, я, в принципе, понимаю - он неоптимален в том смысле, что делался, как первая ступень "Энергии", и поэтому не очень хорош, как ракета 12-13-тонного класса. Так давайте заапгрейдим его до 16 тонн!
Не правильно понимаете, главная причина в том, что он украинский
ЦитироватьЦитироватьИ вообще идея модульности родилась ради замены Протона, Зенита и Циклона одним флаконом. Диаметр автоматически получился из стремления сделать легкую РН. Так что ничего задним числом обосновывать не надо было.
Ну, и что заменяет Ангара-1? Циклон? Ню-ню. Она заменяет Рокот, а Циклон почти в два раза грузоподъёмнее. А Рокот, к тому же, всё равно куда-то девать надо.
А зачем заменять "Зенит"? То есть, нет, зачем его заменять, я, в принципе, понимаю - он неоптимален в том смысле, что делался, как первая ступень "Энергии", и поэтому не очень хорош, как ракета 12-13-тонного класса. Так давайте заапгрейдим его до 16 тонн! Это больше подходит движку РД-171М!
"Протон" заменять надо, да, но зачем так странно? Почему не сохранить четырёхметровый диаметр? Почему не впендюрить на него три РД-180, чтобы всё было шоколадно и не нужно было платить за доводку РД-191М?
Ангара-1.2 с грузоподъемностью 3,7 т вполне Циклон заменяет. А Зенит чем Вам не угодил как 13-тонник? РН с такой массовой отдачей, как у Зенита, в его классе - еще поискать.
ЦитироватьАнгара-1.2 с грузоподъемностью 3,7 т вполне Циклон заменяет. А Зенит чем Вам не угодил как 13-тонник? РН с такой массовой отдачей, как у Зенита, в его классе - еще поискать.
Зенит ракета хорошая - но импортная. Производили б его в Омске - было бы просто замечательно.
А ракет "в его классе" и нет почти - ни у "нас", ни у "них". У Атласа вторая ступень водородная, у Союза пакет и движки архаичные...
Небольшая корректировка по маленькой пилотируемой "Водородной Ангарке". Снизил массу ПГ до 15,5-16 т. :cry: Признаю, что 17 т было несколько оптимистично.
ЦитироватьНебольшая корректировка по маленькой пилотируемой "Водородной Ангарке". Снизил массу ПГ до 15,5-16 т. :cry: Признаю, что 17 т было несколько оптимистично.
У меня не больше 14 при разумных значениях сухой массы ТО. Вариант на 16 уже представляется проблемным - примерно как УРМ.
ЦитироватьЦитироватьНебольшая корректировка по маленькой пилотируемой "Водородной Ангарке". Снизил массу ПГ до 15,5-16 т. :cry: Признаю, что 17 т было несколько оптимистично.
У меня не больше 14 при разумных значениях сухой массы ТО. Вариант на 16 уже представляется проблемным - примерно как УРМ.
Вообще-то, расчет дает прмерно 16,5 т. Но. учитывая невысокую точность спредшита + некоторый резерв, я и принял указанные значения массы ПГ.
ЦитироватьА вообще мечты что 40 дельт и 50 шаттлов в год с подозрительной периодичностью возникают за океаном...
Этот жжжж неспроста... :roll:
стараются догнать СССР по количеству пусков в лучшие годы... у нас уже давно поняли ошибки этого подхода, а они все комплексуют :P
ЦитироватьЦитироватьА вообще мечты что 40 дельт и 50 шаттлов в год с подозрительной периодичностью возникают за океаном...
Этот жжжж неспроста... :roll:
стараются догнать СССР по количеству пусков в лучшие годы... у нас уже давно поняли ошибки этого подхода, а они все комплексуют :P
Восполнение орбитальной группировки в случае войны?
ЦитироватьНе правильно понимаете, главная причина в том, что он украинский
Нифига! Зенит больше, чем на 50% состоит из русских комплектующих, а если брать стоимость, то наверное, его скорее можно назвать русским, чем украинским.
ЦитироватьЦитироватьНебольшая корректировка по маленькой пилотируемой "Водородной Ангарке". Снизил массу ПГ до 15,5-16 т. :cry: Признаю, что 17 т было несколько оптимистично.
У меня не больше 14 при разумных значениях сухой массы ТО. Вариант на 16 уже представляется проблемным - примерно как УРМ.
Да, ну, ничего проблемного там особо нет.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНебольшая корректировка по маленькой пилотируемой "Водородной Ангарке". Снизил массу ПГ до 15,5-16 т. :cry: Признаю, что 17 т было несколько оптимистично.
У меня не больше 14 при разумных значениях сухой массы ТО. Вариант на 16 уже представляется проблемным - примерно как УРМ.
Да, ну, ничего проблемного там особо нет.
У УРМ? Особо нет, кроме перевеса.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьНебольшая корректировка по маленькой пилотируемой "Водородной Ангарке". Снизил массу ПГ до 15,5-16 т. :cry: Признаю, что 17 т было несколько оптимистично.
У меня не больше 14 при разумных значениях сухой массы ТО. Вариант на 16 уже представляется проблемным - примерно как УРМ.
Да, ну, ничего проблемного там особо нет.
У УРМ? Особо нет, кроме перевеса.
Перевес (превышение фактической массы сухого блока над лимитной массой) был, есть и будет всегда - это неизбежно.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьНебольшая корректировка по маленькой пилотируемой "Водородной Ангарке". Снизил массу ПГ до 15,5-16 т. :cry: Признаю, что 17 т было несколько оптимистично.
У меня не больше 14 при разумных значениях сухой массы ТО. Вариант на 16 уже представляется проблемным - примерно как УРМ.
Да, ну, ничего проблемного там особо нет.
У УРМ? Особо нет, кроме перевеса.
Перевес (превышение фактической массы сухого блока над лимитной массой) был, есть и будет всегда - это неизбежно.
Но ведь если не завышать удельные параметры на ранней стадии, то его можно избежать. :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьНебольшая корректировка по маленькой пилотируемой "Водородной Ангарке". Снизил массу ПГ до 15,5-16 т. :cry: Признаю, что 17 т было несколько оптимистично.
У меня не больше 14 при разумных значениях сухой массы ТО. Вариант на 16 уже представляется проблемным - примерно как УРМ.
Да, ну, ничего проблемного там особо нет.
У УРМ? Особо нет, кроме перевеса.
Перевес (превышение фактической массы сухого блока над лимитной массой) был, есть и будет всегда - это неизбежно.
Но ведь если не завышать удельные параметры на ранней стадии, то его можно избежать. :wink:
Как сказать. В авиастроении в практике весового проектирования принята схема проектирования с весовым резервом. В ракетостроении, насколько помню, тоже. Если резерв не закладывать, то рост массы в процессе проектирования превысит все мыслимые размеры.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьНебольшая корректировка по маленькой пилотируемой "Водородной Ангарке". Снизил массу ПГ до 15,5-16 т. :cry: Признаю, что 17 т было несколько оптимистично.
У меня не больше 14 при разумных значениях сухой массы ТО. Вариант на 16 уже представляется проблемным - примерно как УРМ.
Да, ну, ничего проблемного там особо нет.
У УРМ? Особо нет, кроме перевеса.
Не беда, выполнят мероприятия по ППКН и перевес уменьшится :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьНебольшая корректировка по маленькой пилотируемой "Водородной Ангарке". Снизил массу ПГ до 15,5-16 т. :cry: Признаю, что 17 т было несколько оптимистично.
У меня не больше 14 при разумных значениях сухой массы ТО. Вариант на 16 уже представляется проблемным - примерно как УРМ.
Да, ну, ничего проблемного там особо нет.
У УРМ? Особо нет, кроме перевеса.
Да, кстати, а "перевес"-то большой?
Тишина... Так какой же все-таки перевес у УРМ-1? :?:
ЦитироватьТишина... Так какой же все-таки перевес у УРМ-1? :?:
Вам в граммах? Когда принимаются такие "оригинальные" конструктивные решения, как в последнее время на УРМ, причиной этого может быть только перевес.
ЦитироватьЦитироватьТишина... Так какой же все-таки перевес у УРМ-1? :?:
Вам в граммах? Когда принимаются такие "оригинальные" конструктивные решения, как в последнее время на УРМ, причиной этого может быть только перевес.
Я поклонник СИ - поэтому, в кг, пожайлуйста :D
ЦитироватьЦитироватьТишина... Так какой же все-таки перевес у УРМ-1? :?:
Вам в граммах? Когда принимаются такие "оригинальные" конструктивные решения, как в последнее время на УРМ, причиной этого может быть только перевес.
А чего там может быть оригинального?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьТишина... Так какой же все-таки перевес у УРМ-1? :?:
Вам в граммах? Когда принимаются такие "оригинальные" конструктивные решения, как в последнее время на УРМ, причиной этого может быть только перевес.
А чего там может быть оригинального?
А что, все передрали?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьТишина... Так какой же все-таки перевес у УРМ-1? :?:
Вам в граммах? Когда принимаются такие "оригинальные" конструктивные решения, как в последнее время на УРМ, причиной этого может быть только перевес.
А чего там может быть оригинального?
А что, все передрали?
Незнаю... это Вы говорите про оригинальности...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьТишина... Так какой же все-таки перевес у УРМ-1? :?:
Вам в граммах? Когда принимаются такие "оригинальные" конструктивные решения, как в последнее время на УРМ, причиной этого может быть только перевес.
А чего там может быть оригинального?
А что, все передрали?
Незнаю... это Вы говорите про оригинальности...
Не знаете, тогда не говорите.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьТишина... Так какой же все-таки перевес у УРМ-1? :?:
Вам в граммах? Когда принимаются такие "оригинальные" конструктивные решения, как в последнее время на УРМ, причиной этого может быть только перевес.
А чего там может быть оригинального?
А что, все передрали?
Незнаю... это Вы говорите про оригинальности...
Не знаете, тогда не говорите.
не понял.... я и не говорю, это вы сказали что принимаются оригинальные решения... вот я и спросил какие!
ЦитироватьЦитироватьНе правильно понимаете, главная причина в том, что он украинский
Нифига! Зенит больше, чем на 50% состоит из русских комплектующих, а если брать стоимость, то наверное, его скорее можно назвать русским, чем украинским.
Это из разряда "наполовину беременная".
Русский - это значит собирается в России и нет рисков зависимости от государства производителя полностью подконтрольного США, каким сегодня является Украина
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНе правильно понимаете, главная причина в том, что он украинский
Нифига! Зенит больше, чем на 50% состоит из русских комплектующих, а если брать стоимость, то наверное, его скорее можно назвать русским, чем украинским.
Это из разряда "наполовину беременная".
Русский - это значит собирается в России и нет рисков зависимости от государства производителя полностью подконтрольного США, каким сегодня является Украина
Эти страхи сейчас гораздо меньше, чем в 1991 году, когда в первую ФКП был вписан "российский" Зенит. Тогда по опыту 1918 г. ожидали чуть ли не гражданскую войну. А сейчас Роскосмос многие нагрузки планирует под Зенит.
В любом случае при желании (например жены украинского президента...) могут быть организованы перебои с поставкой Зенита.
ЦитироватьВ любом случае при желании (например жены украинского президента...) могут быть организованы перебои с поставкой Зенита.
Риск этого не больше, чем перебои в поставках Ангары.
Технологические риски примерно одинаковые. Политические - несопостовимы.
При всём уважении к жене президента, сделать такой шаг означает сделать себе ххаракири. Конечно от нашего президента можно ждать чего угодно (строительство памятника Карлу ХХІІ и празднование юбилея Полтавской битвы со шведами тому пример) , но это вряд ли возможно. :shock:
ЦитироватьПри всём уважении к жене президента, сделать такой шаг означает сделать себе ххаракири. Конечно от нашего президента можно ждать чего угодно (строительство памятника Карлу ХХІІ и празднование юбилея Полтавской битвы со шведами тому пример) , но это вряд ли возможно. :shock:
Это очень даже возможно, достаточно посмотреть на это
ЦитироватьВ пятницу Верховный суд Украины велел Черноморскому флоту (ЧФ) РФ передать в ведение украинского Министерства обороны все крымские маяки. Одновременно Киев запретил российским кораблям покидать акваторию Севастополя без предварительных объяснений: куда и зачем?
В Украине набирает обороты кампания, связанная с изменением статуса дислоцированного в Крыму Черноморского флота России. Она приобрела особый накал после того, как Военно-морской флот России начал на минувшей неделе крупнейший за все постсоветское время поход в Средиземноморье. Туда должны подтянуться и корабли Черноморского флота. Но украинские власти поставили условие: Россия должна в документальном порядке доказать, что ее корабли не будут участвовать в военных действиях.
http://www.rambler.ru/news/events/russiaukraine/549012874.html
ЦитироватьПри всём уважении к жене президента, сделать такой шаг означает сделать себе ххаракири. Конечно от нашего президента можно ждать чего угодно (строительство памятника Карлу ХХІІ и празднование юбилея Полтавской битвы со шведами тому пример) , но это вряд ли возможно. :shock:
Жаль, у нас, при нынешней власти, памятник Карлу XII невозможно поставить. Этот юный король противостоял сразу 3-м(!) крупным государствам. Беларусь тогда была составной частью Речи Посполитой, которую вначале тоже подбили поддержать Петра I и Ко. Петр у нас тогда тоже оставил кровавый след (хотя и не такой, как так любимый многими А.Суворов и прочие). Это, замечу, в независимом государстве, за сотню лет до захвата Российской империей. Карл XII тогда защищал балтийские народы. А куда, например, исчезло государство Ингерманландия после Российской империи, а затем советской власти? Советую поинтересоваться. Не только историю белорусов (правильно - литвинов) теперь приходится вычищать от гигантского пласта "исторического наследия" Российской и Советской империй. :(
Мда... Трава нынче в Белорусии уродилась на славу...
ЦитироватьМда... Трава нынче в Белорусии уродилась на славу...
Bell, у Вас очень односторонний взгляд на мир.
Украина не хочет флот - зачем держать дома войска страны, которая постоянно шантажирует газовым краном ?
Закончится договор - пжалста, на выход. И так плата за транспортировку газа в Европу обходится России в копейки
Другое дело - Зенит, и вообще, торговля, в т.ч. с Россией.
Помнится, США надавили на Украину (еще кажись при Кучме, зодоооолго до Ющенка) - не дали поставить Харькову оборудование в Иран. Взамен пообещали грант на поддержку атомной энергетики Украины и тд и тп. Надули гады.
После этого все торговые вопросы типа поставок в Россию РН Зенит или компонентов Союза или Протона или даже сахара :) решаются без политики.
Какой дурень не захочет заработать денег ?
Опять же, Украина никогда не стремилась разорвать технологические связи с Россией. Взять те же проекты ан-70 и ан-148, Циклон, Зенит,...
Скорее Россия показывала свое пренебрежение Украиной - создает пассажирский самолет SSJ-100, в котором 80% комплектующих производится в странах НАТО, не хочет поставлять комплектующие для Циклона-4 и Маяка, хотя называть эти ракеты конкурентами как-то не очень.
Конечно, всегда хочется иметь свое и не зависеть ни от кого, но нужно и меру знать. Поэтому Боинг собирает комплектующие для своих самолетов со всего мира, и из России в т.ч.
Так что - для военных есть Протон, и задачи много важнее, элементарно навести порядок в казармах и обеспечить военных человеческими соцусловиями. И лучше бы время Ч не настало никогда...
ЦитироватьЦитироватьМда... Трава нынче в Белорусии уродилась на славу...
Bell, у Вас очень односторонний взгляд на мир.
У меня не на мир, у меня на то, что сказал товарищ из Минска... :(
Давайте политоффтоп завершим.
ЦитироватьМда... Трава нынче в Белорусии уродилась на славу...
А славные российские ученые подтвердили истину: генетически белорусы (литвины) - западные балты, небольшая часть - восточные; россияне - фины. И те и другие не родственны с украинцами (настоящая и единственная Русь). Кстати, самый страшный в истории геноцид в Великом Княжестве Литовском (наше историческое государство с центром в Беларуси) был совершен именно московитами. Тогда из 2,8 млн. населения было истреблено более половины! Именно московитами была осквернена и уничтожена полоцкая София - символ королевства.
:twisted:
Петр I был лишь "славным продолжателем" (как ни странно, его Елизавета I - литвинка по крови). А вот Украина Беларуси намного ближе. Ну а генетически самые близкие - мазуры в Польше и лужицкие сербы в Германии (откуда переселились наши предки). Так то.
Вот вам и три "братских народа".
А сотрудничать - так это всегда было и будет в силу исторически сложившихся обстоятельств. С тем же "Тополем-М" весьма активно помогаем. :wink:
Заканчиваю на эту тему.
Хороший совет (только не в обиду, совет хороший) - поинтересуйтесь, что такое
настоящая история наших народов. Поймете - многие постсоветские комплексы пропадут, будет проще жить. Я раньше думал так же, как Вы. :(
ЦитироватьТак то.
Вот вам и три "братских народа".
Так вот ради того, чтоб белорусы, украинцы и русские не считали себя братскими народами и был придуман весь это горячечный бред, который вы сюда странсилировали. Вам самому-то не смешно такое писать?
ЦитироватьХороший совет (только не в обиду, совет хороший) - поинтересуйтесь, что такое настоящая история наших народов. Поймете - многие постсоветские комплексы пропадут, будет проще жить. Я раньше думал так же, как Вы. :(
А я вам дам совет не менять своих взглядов по каждому пуку политиков. Настоящая история к сиюминутным политическим веяниям не имеет никакого отношения.
Bell, Я прошу прощения за то , что невольно начал этот оффтоп. :cry:
Одну тему уже закрыли (Космонавтика Украины), не доведи господи и эту закроют.
Последнее замечание: Я думал что ничего хуже украинского националиста быть не может (ну может быть российский где-то рядои, хотя о том что мать Христа русская мне слышать не приходилось). Как я оказывается ошибался. :cry:
Какая Полтавская битва и Карл ХІІ. Бялорус Миндаугас -вот кому нужно памятник ставить. :wink:
ЦитироватьТехнологические риски примерно одинаковые. Политические - несопостовимы.
Да, риски с Ангарой возрастают многократно. Все же на экспорт по международным соглашениям у нас (в широком смысле) срывать поставки не принято.
ЦитироватьBell, Я прошу прощения за то , что невольно начал этот оффтоп. :cry:
Одну тему уже закрыли (Космонавтика Украины), не доведи господи и эту закроют.
Последнее замечание: Я думал что ничего хуже украинского националиста быть не может (ну может быть российский где-то рядои, хотя о том что мать Христа русская мне слышать не приходилось). Как я оказывается ошибался. :cry:
Какая Полтавская битва и Карл ХІІ. Бялорус Миндаугас -вот кому нужно памятник ставить. :wink:
Да хватит уже. (Литвинский князь Миндовг такого имени никогда не имел, как и отношения к нынешней Литве. "Литовцы", как и "белорусы" появились только во второй половине XIX века. До того они были жмудами и аукштайтами (литовцы), а во времена Миндовга не имели не то что государственности, но и много меньшего. )
Именно, что Вам обоим не стоит идти на поводу у политиков.
И я своих взллядов не меняю очень давно, после того, как более серьезно начал интересоваться историей, что и Вам снова посоветую (теперь обоим).
Хватит уже "замечаний".
Кто сможет ответить, на сколько % российским является тот же "Протон"?
ЦитироватьКто сможет ответить, на сколько % российским является тот же "Протон"?
смотря как считать :)
Протон-М - больше, Протон-К - меньше
Протон-К на 100% казахский. :(
ЦитироватьПротон-К на 100% казахский. :(
Что же им Казсат не запускают?
Дело в том, что последний Протон-К лежит в степях Казахстана, а значит принадлежит казахам. Может уже сдали в металлолом. :wink:
ЦитироватьДело в том, что последний Протон-К лежит в степях Казахстана, а значит принадлежит казахам. Может уже сдали в металлолом. :wink:
я тож подумал, но все же железки должны принадлежать воякам.
"...надо в поликлинику сдать, для опытов" :shock:
Циклон-2К тоже казахский на 100%. :wink:
ЦитироватьИ я своих взллядов не меняю очень давно, после того, как более серьезно начал интересоваться историей, что и Ваем снова посоветую
Спасибо, битва при Вилькомире мне хорошо известна. Впрочем, Свидригайла был той еще сволочью.
ЦитироватьЦитироватьМда... Трава нынче в Белорусии уродилась на славу...
А славные российские ученые подтвердили истину: генетически белорусы (литвины) - западные балты, небольшая часть - восточные; россияне - фины. И те и другие не родственны с украинцами (настоящая и единственная Русь). Кстати, самый страшный в истории геноцид в Великом Княжестве Литовском (наше историческое государство с центром в Беларуси) был совершен именно московитами. Тогда из 2,8 млн. населения было истреблено более половины! Именно московитами была осквернена и уничтожена полоцкая София - символ королевства.
:twisted:
Петр I был лишь "славным продолжателем" (как ни странно, его Елизавета I - литвинка по крови). А вот Украина Беларуси намного ближе. Ну а генетически самые близкие - мазуры в Польше и лужицкие сербы в Германии (откуда переселились наши предки). Так то.
Вот вам и три "братских народа".
А сотрудничать - так это всегда было и будет в силу исторически сложившихся обстоятельств. С тем же "Тополем-М" весьма активно помогаем. :wink:
Заканчиваю на эту тему.
Хороший совет (только не в обиду, совет хороший) - поинтересуйтесь, что такое настоящая история наших народов. Поймете - многие постсоветские комплексы пропадут, будет проще жить. Я раньше думал так же, как Вы. :(
Так что Вы Лютич фин (именно так с одним "н"). :wink:
Уважаемый земляк, вы это... того... Хва уже в ту степь. Прошлое - вообще не ахти какой повод для грызни. Мало ли что у кого было. Сотрудничество на взаимовыгодных условиях - это лучший путь сейчас, особенно если взглянуть на Запад... а потом и на Восток :wink: Мы уже давно в одном котле варимся, и вполне дружно. А всё что было в мутной кровавой истории средневековья - фтопку.
Или может, ещё аз привлечём к ответственности Ватикан за казнь Коперника? :wink: :D
Это Вы своему президенту скажите. :wink:
Впрочем за сим умолкаю.
ЦитироватьЦитироватьКто сможет ответить, на сколько % российским является тот же "Протон"?
смотря как считать :)
Протон-М - больше, Протон-К - меньше
Я только в смысле комплектующих самой ракеты.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьКто сможет ответить, на сколько % российским является тот же "Протон"?
смотря как считать :)
Протон-М - больше, Протон-К - меньше
Я только в смысле комплектующих самой ракеты.
Хартрон и киевский радиозавод поставляют СУ и прочую электронную начинку почти на все российские РН
Во всю идет перевод на отечественную элементную базу.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьКто сможет ответить, на сколько % российским является тот же "Протон"?
смотря как считать :)
Протон-М - больше, Протон-К - меньше
Я только в смысле комплектующих самой ракеты.
Хартрон и киевский радиозавод поставляют СУ и прочую электронную начинку почти на все российские РН
На Союз 2 уже не поставляют. :(
ЦитироватьВо всю идет перевод на отечественную элементную базу.
С каких пор Китай и Тайвань стали Вашим Отечеством :shock: ?
Кстати СВЧ транзисторы до сих пор Киев делает
ЦитироватьЦитироватьВо всю идет перевод на отечественную элементную базу.
С каких пор Китай и Тайвань стали Вашим Отечеством :shock: ?
Ну надо различать китайскую рассыпуху (которой кстати и в американских ракетах, в том числе военных полно) и систему управления производства НПО автоматики (Союз-2) или НПЦ автоматики и приборостроения (Протон-М).
ЦитироватьКстати СВЧ транзисторы до сих пор Киев делает
И чё, продают москалям? Ужосс :shock:
Куда смотрит ваш совбез :D
Вон документацию на какой-то Ан-148 отказались передавать как гостайну, а тут СВЧ транзисторы секретные.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВо всю идет перевод на отечественную элементную базу.
С каких пор Китай и Тайвань стали Вашим Отечеством :shock: ?
Ну надо различать китайскую рассыпуху (которой кстати и в американских ракетах, в том числе военных полно) и систему управления производства НПО автоматики (Союз-2) или НПЦ автоматики и приборостроения (Протон-М).
Ну а я об чем ? То ж готовые блоки, устройства, а не "элементы" ;)
ЦитироватьЦитироватьКстати СВЧ транзисторы до сих пор Киев делает
И чё, продают москалям? Ужосс :shock:
Куда смотрит ваш совбез :D
Вон документацию на какой-то Ан-148 отказались передавать как гостайну, а тут СВЧ транзисторы секретные.
Про Ан-148 - то просто месные бандюки бабло делят опять, самоль просто для формальности :(
Ну а секреты, как извесно, стоят денег, или лет. Пока что только денег. Коммерция. Ничего личного. (знакомая фраза ? :) )
ЦитироватьВо всю идет перевод на отечественную элементную базу.
:lol: Ну, и как успехи? :lol:
ЦитироватьЦитироватьВо всю идет перевод на отечественную элементную базу.
С каких пор Китай и Тайвань стали Вашим Отечеством :shock: ?
Кстати СВЧ транзисторы до сих пор Киев делает
Ну положим и микросхемы пока ещё делают на Квазар-ИС (http://www.kwazar-is.kiev.ua/). Только сколько времени это ещё продлится. Элементная база устаревает быстро. Думаю лет через 10-15 этим заводам хана. :cry: По-крайней мере в Запоpожье ПО Гамма уже закрылось.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВо всю идет перевод на отечественную элементную базу.
С каких пор Китай и Тайвань стали Вашим Отечеством :shock: ?
Кстати СВЧ транзисторы до сих пор Киев делает
Ну положим и микросхемы пока ещё делают на Квазар-ИС (http://www.kwazar-is.kiev.ua/). Только сколько времени это ещё продлится. Элементная база устаревает быстро. Думаю лет через 10-15 этим заводам хана. :cry: По-крайней мере в Запоожье ПО Гамма уже закрылось.
Как-то смотрел фильмец о Российской космонавтике (жалко Украина таких фильмов мало делает), там был один грусный момент: предприятия, которые изготавливали спецэлектронику, выкуплены коммерсантами. В договорах написано: предприятие должно сохранять профиль на протяжении минимум 10 лет (!). Тут проходит 10 лет. И все станки чики-пики по закону сдаются на металлобрухт :(
Вот вам и элементная база...
И что, баллистические ракеты будут летать на Texas Instruments ?
Вот что имеет Россия сегодня:
http://innovations.nnm.ru/elektronika_rossiya_voshla_v_semerku_liderov
0.18 мкм - закуплено за бугром, используется для изготовления различных смарткарт, и всего за 200 мешков денег позволило войти в Top7 производителей микросхем.
Почему бы не заказать заводику пару сотен DSP процов ?
ps. я в 2000-2003 занимался моделями транзисторов, так вот тогда на Квазаре использовалась своя 1мкм технология.
Была инфа о покупке Россией у АМД линии на 0.13мкм.
Думаю под ракетно-космические нужды хватит. :wink:
Кстати племянница работает на "Кванте" в Киеве. Участвовала в разработке СУ нового электровоза. Процессор и схемы от Siemens. Много грустных историй рассказывала. Схемы оказались не морозостойкие, при -20град барахлили, устойчивость по питанию низкая. В общем или купили не то, или не то подсунули. А вы о космосе. :(
ЦитироватьБыла инфа о покупке Россией у АМД линии на 0.13мкм.
Думаю под ракетно-космические нужды хватит. :wink:
Кстати племянница работает на "Кванте" в Киеве. Участвовала в разработке СУ нового электровоза. Процессор и схемы от Siemens. Много грустных историй рассказывала. Схемы оказались не морозостойкие, при -20град барахлили, устойчивость по питанию низкая. В общем или купили не то, или не то подсунули. А вы о космосе. :(
Пусть берут в Минске на "Интеграле". Они еще и о-о-о-о-о-о-чень радиационностойкие. :wink:
Вон весь мир покупает китайские электронные часы. Более чем в половине - интеграловские чипы (у них теперь и крупный офис в Гонконге). Только не надо про надежность - там других причин море.
Ссылка из соседней ветки http://www.vedomosti.ru/newspaper/article.shtml?2007/12/13/137992
ЦитироватьВчера подконтрольный «Ситрониксу» зеленоградский «НИИМЭ и Микрон» запустил первое в России производство микросхем размером 0,18 микрона (мкн). Строить новое производство «Микрон» начал полтора года назад, подписав соглашение об использовании технологий с франко-итальянской ST Microelectronics.
В России выпускаются в основном микросхемы по технологии 0,8 мкн, применяющиеся в потребительской электронике, где не требуется особая точность. «Переход на 0,18 мкн для нашей страны — большой шаг, но в технологически развитых странах эта технология уже считается устаревшей», — говорит исполнительный директор Национального центра информтехнологий Булат Гайфуллин. Современные микропроцессоры производятся по технологии 0,09 мкн и 0,065 мкн. Недаром почти 90% российского рынка микроэлектронных компонентов, по данным Роспрома, — импорт. Недавно правительство утвердило программу развития отечественной электронной компонентной базы: до 2015 г. отрасль получит 187 млрд руб., из них 110 млрд руб. — из средств федерального бюджета. Разработчики ФЦП планируют: изготовление микросхем в 0,13 мкн будет налажено в 2009-2010 гг.; 0,1-0,09 мкн — в 2011 г., 0,045 мкн — в 2015 г., а объем выпуска радиоэлектроники в 2015 г. вырастет в шесть раз по сравнению с 2007 г. до 300 млрд руб.
«Ситроникс» вчера пообещал, что «перейдет на производство интегральных схем с топологическим размером 0,13 мкн» в 2008 г., а еще год спустя — на 0,09 мкн. Одновременно компания ведет переговоры с государством о создании СП для производства микросхем в 0,065 мкн, стоимость которого компания ранее определила в $2,3 млрд. Технология 0,065 мкн позволяет выпускать чипы для цифровых телеприемников, устройств ГЛОНАСС и GPS.
Связаться с представителями другого зеленоградского производителя микросхем — «Ангстрем-Т» не удалось. В сентябре его гендиректор Анатолий Сухопаров говорил: компания внедряет технологию 0,13 мкн и договорилась закупить у AMD оборудование на $462 млн.
ЦитироватьСсылка из соседней ветки http://www.vedomosti.ru/newspaper/article.shtml?2007/12/13/137992
ЦитироватьВчера подконтрольный «Ситрониксу» зеленоградский «НИИМЭ и Микрон» запустил первое в России производство микросхем размером 0,18 микрона (мкн). Строить новое производство «Микрон» начал полтора года назад, подписав соглашение об использовании технологий с франко-итальянской ST Microelectronics.
В России выпускаются в основном микросхемы по технологии 0,8 мкн, применяющиеся в потребительской электронике, где не требуется особая точность. «Переход на 0,18 мкн для нашей страны — большой шаг, но в технологически развитых странах эта технология уже считается устаревшей», — говорит исполнительный директор Национального центра информтехнологий Булат Гайфуллин. Современные микропроцессоры производятся по технологии 0,09 мкн и 0,065 мкн. Недаром почти 90% российского рынка микроэлектронных компонентов, по данным Роспрома, — импорт. Недавно правительство утвердило программу развития отечественной электронной компонентной базы: до 2015 г. отрасль получит 187 млрд руб., из них 110 млрд руб. — из средств федерального бюджета. Разработчики ФЦП планируют: изготовление микросхем в 0,13 мкн будет налажено в 2009-2010 гг.; 0,1-0,09 мкн — в 2011 г., 0,045 мкн — в 2015 г., а объем выпуска радиоэлектроники в 2015 г. вырастет в шесть раз по сравнению с 2007 г. до 300 млрд руб.
«Ситроникс» вчера пообещал, что «перейдет на производство интегральных схем с топологическим размером 0,13 мкн» в 2008 г., а еще год спустя — на 0,09 мкн. Одновременно компания ведет переговоры с государством о создании СП для производства микросхем в 0,065 мкн, стоимость которого компания ранее определила в $2,3 млрд. Технология 0,065 мкн позволяет выпускать чипы для цифровых телеприемников, устройств ГЛОНАСС и GPS.
Связаться с представителями другого зеленоградского производителя микросхем — «Ангстрем-Т» не удалось. В сентябре его гендиректор Анатолий Сухопаров говорил: компания внедряет технологию 0,13 мкн и договорилась закупить у AMD оборудование на $462 млн.
Млин, кормим западного разработчега, получаем коробочку з проводками наружу и наклеечкой "void if removed".
А вложить в своего ученого - рука не поднимается :?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьКто сможет ответить, на сколько % российским является тот же "Протон"?
смотря как считать :)
Протон-М - больше, Протон-К - меньше
Я только в смысле комплектующих самой ракеты.
Хартрон и киевский радиозавод поставляют СУ и прочую электронную начинку почти на все российские РН
http://www.objectiv.tv/211207/10100.html
«Коммунару» - 80 лет
Электроника, созданная в Харькове, использовалась при запуске станций «МКС» и «Мир». А завтра (?) с космодрома Байконур стартует ракетоноситель с коммунаровской системой управления.
Вы ещё забыли вспомнить Арсенал и Киевприбор. :wink:
А вот на Союз-2 уже ставят СУ НПО Автоматики :
http://www.spacenews.ru/spacenews/live/akt_int.asp?id=22159
Так, что-то про электронику заговорили :twisted: Не пора ли тему прихлопнуть? :roll:
ЦитироватьТак, что-то про электронику заговорили :twisted: Не пора ли тему прихлопнуть? :roll:
А ниче, вот нефть закончиццо, вернем тему назад :)
ЦитироватьЦитироватьТак, что-то про электронику заговорили :twisted: Не пора ли тему прихлопнуть? :roll:
А ниче, вот нефть закончиццо, вернем тему назад :)
Ага... и перейдём на метан :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьТак, что-то про электронику заговорили :twisted: Не пора ли тему прихлопнуть? :roll:
А ниче, вот нефть закончиццо, вернем тему назад :)
Ага... и перейдём на метан :wink:
Ну, будем "Метановую Ангару" открывать? :roll:
Нее, на угле, из Донбасса!
"... космонавт уныло посмотрел на большое запотевшее круглое стекло безстранзисторного (и вообще неэлектрического) показателя скорости. Почти вторая космическая. Космонавт открыл люк, взял лопату и подкинул в реактор угля. Весёлое пламя на миг подсветило жёлто-голубой флаг на противогазе под скафандром, на всякий случай, угольная пыль -- вещь опасная..."
Дмитрий, вы вариант Ангары с заменой УРМ-II на водородную ступень просчитывали?
Так его сами хруники считали. :wink:
ЦитироватьТак его сами хруники считали. :wink:
С Вашего позволения, я продемонстрирую:
Цитировать(http://i019.radikal.ru/0801/6c/27863900b8b6.jpg)
То, что Вы спрашиваете,
Alexandrc, последнее в этом ряду.
Там только в последней колонке ГПО и ГСО перепутаны. :oops:
Я малость недописал, имелась ввиду Ангара-7.
У меня получается, после прикидки на пальцах, от 36 до 42 тонн на LEO.
ЦитироватьЯ малость недописал, имелась ввиду Ангара-7.
У меня получается, после прикидки на пальцах, от 36 до 42 тонн на LEO.
Был здесь и такой вариант, и даже красивая картинка 3D-модели с установленными под ГО разгонным блоком и... лунным лэндером :!:
ЕМНИП, масса ПГ на НОО - 41 т.
Ага, нашел :) :
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНет, я даже знаю, кто из форумчан стал рисовать эти картинки первым. И все перепечатки - это с его 3D моделей.
Автор - Serb
(http://forums.airbase.ru/attachment.php?item=30157&download=1)
http://forums.airbase.ru/attachment.php?item=30157
Ну, во всяком случае ЦиХ вариант 7-блочной Ангары рассматривал. 100%.
Скопировано здесь:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7188&postdays=0&postorder=asc&start=0
Спасибо, хоть это и не совсем то, о чём я спрашивал, но радует совпадение оценок.
(http://img519.imageshack.us/img519/4572/a7rp0.jpg)
А что это за документ? Откуда это?
Вопрос к Lin'у :lol:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7188&postdays=0&postorder=asc&start=6
Спросим! :D Когда появится...
А Вы ему в личку черканите. :wink:
ЦитироватьА что это за документ? Откуда это?
Да, это из книги какой-то. Помнится Лин даже название приводил. Вот склеороззз! :shock:
Наверно, ДСП какое-нибудь... Или нет?
ЦитироватьНаверно, ДСП какое-нибудь... Или нет?
Вроде, нет.
Да это ж книжка о марсианском проекте - Lin ее тут выкладывал.
А ссылка есть?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНебольшая корректировка по маленькой пилотируемой "Водородной Ангарке". Снизил массу ПГ до 15,5-16 т. :cry: Признаю, что 17 т было несколько оптимистично.
У меня не больше 14 при разумных значениях сухой массы ТО. Вариант на 16 уже представляется проблемным - примерно как УРМ.
Вообще-то, расчет дает прмерно 16,5 т. Но. учитывая невысокую точность спредшита + некоторый резерв, я и принял указанные значения массы ПГ.
На днях имел возможность сравнить точность спредшита с примером выбора основных проектных параметров двухступенчатой РН из учебника Мишина "Основы проектирования ЛА (транспортные системы)". Получено хорошее совпадение. Так что, с моей стороны претензии к точности собственно спредшита снимаются. Все расхождения с параметрами реальных РН, скорее всего, обусловлены точностью исходных данных.
Вадим Лукашевич опубликовал данные по Ангаре, Амуру и Енисею от хруников: (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=1406&start=2482)
(http://www.buran.ru/sinsheim/IMG_0688.jpg)
(http://www.buran.ru/sinsheim/IMG_0692.jpg)
(http://www.buran.ru/sinsheim/IMG_0698.jpg)
(http://www.buran.ru/sinsheim/IMG_0699.jpg)
(http://www.buran.ru/sinsheim/IMG_0701.jpg)
(http://www.buran.ru/sinsheim/IMG_0716.jpg)
(http://www.buran.ru/sinsheim/IMG_0719.jpg)
ЦитироватьВадим Лукашевич опубликовал данные по Ангаре, Амуру и Енисею от хруников...
Хорошо! Много водорода - люблю!
ЦитироватьВадим Лукашевич опубликовал данные по Ангаре, Амуру и Енисею от хруников: (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=1406&start=2482)
(http://www.buran.ru/sinsheim/IMG_0688.jpg)
Так, можно сравнить:
http://www.enextec.ru/texriad.files/image001.gif[/img] (//%5Bimg)
Тенденция к однобаковым блокам налицо. Идее, между прочим, уже лет восемь. Грузоподъёмность у меня получилась такая же.
Вот только не пойму, как у них распределено топливо. По объёмному соотношению получается аккурат один бак керосина на два таких же бака для кислорода. Если баки работают попарно (однобаковый + двухбаковый бак), то в двухбаковом внизу должен быть кислород, вверху - керосин. Либо через один идут автономные двухбаковые блоки, а между ними - однобаковые с переливом. Но представленная картинка для меня пока загадка. :roll:
А зачем Амур-5 и Енисей-5 с одинаковой ПН? :roll:
ЦитироватьА зачем Амур-5 и Енисей-5 с одинаковой ПН? :roll:
На Авиабазе я ответил примерно так: "Демократия - должен быть выбор не менее, чем из двух альтернатив!" :D
Интересно также , что у Ангары-7В на РБ стоит два РД-0146, а у Ангары-7П один? И разница в 30т в стартовой массе объясняется разной массой РБ?
(http://www.buran.ru/sinsheim/IMG_0692.jpg)
(http://www.buran.ru/sinsheim/IMG_0719.jpg)
ЦитироватьА зачем Амур-5 и Енисей-5 с одинаковой ПН? :roll:
А каково Ваше мнение ББ Амура и Енисея конструктивно равны?
Немогу расшифровать размеры.
Судя по РЗТ первой ступени Енисея-5 (1520т), размеры должны быть меньше чем у Амура-5 (1620т).
Вроде бы длина блоков первой ступени Енисея-5 36409 мм.
А у Амура-5 не пойму, но вроде-бы 39м.
ЦитироватьSalo пишет:
Интересно также , что у Ангары-7В на РБ стоит два РД-0146, а у Ангары-7П один? И разница в 30т в стартовой массе объясняется разной массой РБ?
:oops:
Оказывается у Ангары-7В не РБ, а третья ступень с двумя РД-0146. И РЗТ видимо 19,5т. :wink:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьИнтересно также , что у Ангары-7В на РБ стоит два РД-0146, а у Ангары-7П один? И разница в 30т в стартовой массе объясняется разной массой РБ?
:oops:
Оказывается у Ангары-7В не РБ, а третья ступень с двумя РД-0146. И РЗТ видимо 19,5т. :wink:
Это выходит, что 7П при двух керосиновых ступенях 36т ЛЕО,
а при добавлении 3-ей водородной на 20т добавляется 4.5т ПН?
Странно, да еще с двумя движками.
Это та цифра которую мне удалось разглядеть. :wink:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьИнтересно также , что у Ангары-7В на РБ стоит два РД-0146, а у Ангары-7П один? И разница в 30т в стартовой массе объясняется разной массой РБ?
:oops:
Оказывается у Ангары-7В не РБ, а третья ступень с двумя РД-0146. И РЗТ видимо 19,5т. :wink:
Скорее, "универсальная верхняя ступень" типа Центавра от Атлас-5.
ЦитироватьНовичок пишет:
ЦитироватьЦитироватьИнтересно также , что у Ангары-7В на РБ стоит два РД-0146, а у Ангары-7П один? И разница в 30т в стартовой массе объясняется разной массой РБ?
:oops:
Оказывается у Ангары-7В не РБ, а третья ступень с двумя РД-0146. И РЗТ видимо 19,5т. :wink:
Это выходит, что 7П при двух керосиновых ступенях 36т ЛЕО,
а при добавлении 3-ей водородной на 20т добавляется 4.5т ПН?
Странно, да еще с двумя движками.
Прирост в 12,5% кажется слишком маленьким? Сделаем поправку на относительно небольшие размеры (читай - массу)криогенной ступени и её не очень впечатляющую тяговооруженность.
А в какой минимальной конфигурации может полететь ЦБ от А-7? С 2 УРМ или с 3? Я имею в виду вариант без 3-й ступени? И какая при этом ПН будет?
ЦитироватьА в какой минимальной конфигурации может полететь ЦБ от А-7? С 2 УРМ или с 3? Я имею в виду вариант без 3-й ступени? И какая при этом ПН будет?
С 3 УРМ-1 ПГ на низкой орбите 15-16 т (Мст= 687 т), т.е. применение двух УРМ-1 из-за крайне низкой тяговооруженности 1-й ступени явно нецелезообразно - ракета просто попадет в класс более дешевой РН Союз-2-3.
Ну, 3 УРМ-1 - это А3 с 14.5т. Легче 3 ступень водородную сделать, чтобы добрать недостающее
ЦитироватьНу, 3 УРМ-1 - это А3 с 14.5т. Легче 3 ступень водородную сделать, чтобы добрать недостающее
Да. При этом А-3 будет гораздо легче.
"Ополовиненная" "Водородная Ангара" для перспективного ПКК:
(http://i056.radikal.ru/0809/d9/95ac9a6e1dabt.jpg) (http://radikal.ru/F/i056.radikal.ru/0809/d9/95ac9a6e1dab.jpg.html)
:D
А полная где?
ЦитироватьА полная где?
Здесь:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=1953&postdays=0&postorder=asc&start=450
Уточненная компоновка "Водородной Ангары":
(http://s52.radikal.ru/i135/0810/74/dd57c314e073.jpg) (http://www.radikal.ru)
Дмитрий! Если полной унификации блоков всё-же нет, то зачем на ЦБ бак кислорода вверху, а не внизу?
ЦитироватьДмитрий! Если полной унификации блоков всё-же нет, то зачем на ЦБ бак кислорода вверху, а не внизу?
Для центровки, разумеется.
С небольшими изменениями и уточнениями:
(http://s41.radikal.ru/i094/0810/56/481980995936.jpg) (http://www.radikal.ru)
А вид снизу? Я не понял сколько двиглов, 6 или пять. :roll: :D
ЦитироватьА вид снизу? Я не понял сколько двиглов, 6 или пять. :roll: :D
Пять:
(http://s43.radikal.ru/i099/0810/3d/bb6ac7b0691bt.jpg) (http://radikal.ru/F/s43.radikal.ru/i099/0810/3d/bb6ac7b0691b.jpg.html)
Спасибо. РД-0120?
ЦитироватьСпасибо. РД-0120?
Конечно! Это ж сабжевая ракета! :D
рд-0120 фарева ))
а почему нельзя сделать одинаковые баки ?
(или я что пропустил ? :roll: )
ЦитироватьЦитироватьДмитрий! Если полной унификации блоков всё-же нет, то зачем на ЦБ бак кислорода вверху, а не внизу?
Для центровки, разумеется.
Ну, это понятно, что для центровки. Вопрос в том, надо ли? На начальном участке полёта в составе пакета это не так важно: центр масс больше определяется боковыми блоками, а затраты на управление - их же топливом. После разделения возмущающие моменты невелики.
Цитироватьрд-0120 фарева ))
а почему нельзя сделать одинаковые баки ?
(или я что пропустил ? :roll: )
А зачем?
шоб совсем заунифицироваться )
Цитироватьшоб совсем заунифицироваться )
Эффекта по снижению затрат практически не будет, но уменьшится (хоть и немного) масса ПГ и ухудшатся летные характеристики. В частности, произойдет рост продольных перегрузок на 2-й ступени.
На сколько я заметил, в ЦБ баки гладкие, а в ББ - вафельные. Т.ч. даже на уровне оснастки унификации нет, да и стоимость баков заметно разная. ХО вообще другие, на два и на один двигатель. Разные виды нагружения. Т.ч. унификацией здесь и пахнуть не должно, иначе потеряем не только в ПН, но и в стоимости РН.
ЦитироватьНа сколько я заметил, в ЦБ баки гладкие, а в ББ - вафельные. Т.ч. даже на уровне оснастки унификации нет, да и стоимость баков заметно разная. ХО вообще другие, на два и на один двигатель. Разные виды нагружения. Т.ч. унификацией здесь и пахнуть не должно, иначе потеряем не только в ПН, но и в стоимости РН.
Совершенно верно: в полете "боковушки" сжаты, а ЦБ - растянут. В принципе и для ББ можно попробовать гладкие баки с подкреплением шпангоутами. Но весовая эффективность будет невелика. В то же время, и ЦБ можно сделать вафельным (проще эксплуатация). Кстати, судя по информации freinir'а, вафля в современных условиях выходит дешевле "шпангоутированных" оболочек. Так что...
ЦитироватьХО вообще другие, на два и на один двигатель.
Кстати, Саша, если ты заметил, в предыдущей компоновке я нарисовал ОДИНАКОВЫЕ обечайки ХО для ББ и ЦБ. Но в этом случае, пришлось бы усложнять конструкцию подмоторной рамы. Поэтому я вернулся к исходной идее передачи тяги через нижнее днище бака ЖВ. При этом удалось сократить длинцу (а значит, и массу) ХО ЦБ.
"Три богатыря" :lol:
(http://s44.radikal.ru/i104/0810/6a/f100b6b8c7a0.jpg) (http://www.radikal.ru)
Слева направо: мой 25-тонник (из темы о "40-тоннике" :lol: ), "ВА", LM-5E.
ЦитироватьЦитироватьНа сколько я заметил, в ЦБ баки гладкие, а в ББ - вафельные. Т.ч. даже на уровне оснастки унификации нет, да и стоимость баков заметно разная. ХО вообще другие, на два и на один двигатель. Разные виды нагружения. Т.ч. унификацией здесь и пахнуть не должно, иначе потеряем не только в ПН, но и в стоимости РН.
Совершенно верно: в полете "боковушки" сжаты, а ЦБ - растянут. В принципе и для ББ можно попробовать гладкие баки с подкреплением шпангоутами. Но весовая эффективность будет невелика. В то же время, и ЦБ можно сделать вафельным (проще эксплуатация). Кстати, судя по информации freinir'а, вафля в современных условиях выходит дешевле "шпангоутированных" оболочек. Так что...
Если ЦБ "подвешен", то перемена расположения баков менее актуальна.
Цитировать"Три богатыря" :lol:
(http://s44.radikal.ru/i104/0810/6a/f100b6b8c7a0.jpg) (http://www.radikal.ru)
Слева направо: мой 25-тонник (из темы о "40-тоннике" :lol: ), "ВА", LM-5E.
Жаль только, что полетит один, а два, что покрасивше ... :(
Ээх, ну где КБ для хороших инженеров...???
ЦитироватьЭэх, ну где КБ для хороших инженеров...???
Не, не так.
Где хорошие инженеры для КБ?
ЦитироватьЦитироватьЭэх, ну где КБ для хороших инженеров...???
Не, не так.
Где хорошие инженеры для КБ?
Сидят на Форуме НК и нифига не делают! :twisted:
ЦитироватьСидят на Форуме НК и нифига не делают! :twisted:
В том-то и беда :-(
Вот интересно - за какие деньги толковые инженеры согласились бы вернуться? Или помимо денег нужно что-то еще?
ЦитироватьЦитироватьСидят на Форуме НК и нифига не делают! :twisted:
В том-то и беда :-(
Вот интересно - за какие деньги толковые инженеры согласились бы вернуться? Или помимо денег нужно что-то еще?
Слишком много факторов... К примеру семья, которая не хочет переезжать в другой город. Ну, и ко всему, в КБ должна быть атмосфера творчества, а не рутины и склок :roll:
С того света не вернутся уже...
ЦитироватьС того света не вернутся уже...
Инженеров у нас уже не учат?
freinir, лучше б новостью нас какой порадовали. На тему водородных технологий, чтоб из сабжа не сильно выбиваться.
ЦитироватьС того света не вернутся уже...
Да, похоже, неважны дела в ЦиХе...
ЦитироватьЦитироватьС того света не вернутся уже...
Да, похоже, неважны дела в ЦиХе...
А где они "важны"? :cry:
Цитировать"Три богатыря" :lol:
(http://s44.radikal.ru/i104/0810/6a/f100b6b8c7a0.jpg) (http://www.radikal.ru)
Слева направо: мой 25-тонник (из темы о "40-тоннике" :lol: ), "ВА", LM-5E.
На сайте Чобитока хихикали над немцем что Тигру ходовую рисовал- мол в детстве
мачеха заставляла мыть тарелки. Интересно нафига боковушки крепить к обтекателю? Это чего такой фирменный стиль?
Это очень здравый стиль, я сам к нему пришёл, когда рассматривал свои А4/А7. В этом случае на участке работы первой ступени, когда реализуются максимальные нагрузки (от ускорения и скоростного напора) ЦБ разгружен и, следовательно, будет более лёгким.
ЦитироватьНа сайте Чобитока хихикали над немцем что Тигру ходовую рисовал- мол в детстве
мачеха заставляла мыть тарелки. Интересно нафига боковушки крепить к обтекателю? Это чего такой фирменный стиль?
А нигде боковушки к обтекателю и не крепятся! Переходник это :lol: :lol: :lol:
Чтобы не было недоразумений, показываю, как выглядит 2-я ступень после отделения ББ и ГО:
(http://s57.radikal.ru/i156/0810/ab/ae6ab45d7cfc.jpg) (http://www.radikal.ru)
ЦитироватьЦитироватьНа сайте Чобитока хихикали над немцем что Тигру ходовую рисовал- мол в детстве
мачеха заставляла мыть тарелки. Интересно нафига боковушки крепить к обтекателю? Это чего такой фирменный стиль?
А нигде боковушки к обтекателю и не крепятся! Переходник это :lol: :lol: :lol:
Дмитрий! Не надо так строго! Форма обтекаемая, значит - обтекатель. Если нужно - и переходник в одном флаконе. :)
ЦитироватьЧтобы не было недоразумений, показываю, как выглядит 2-я ступень после отделения ББ и ГО:
(http://s57.radikal.ru/i156/0810/ab/ae6ab45d7cfc.jpg) (http://www.radikal.ru)
замечательно, пусть переходник.
А проще никак нельзя было? Зачем такое количество конусов- смотри РБ как-то хитро за ж-пу прицеплен- а почему нельзя без заумства просто на цилиндр его поставить- в смысле чтоб диаметр такой же.
Потом смотри- а чего такой мудрёный хвост? У тебя двигатель качается?
Да, ещё один момент- я не понял каким
местом это всё великолепие стоит на старте?
Цитироватьзамечательно, пусть переходник.
А проще никак нельзя было? Зачем такое количество конусов- смотри РБ как-то хитро за ж-пу прицеплен- а почему нельзя без заумства просто на цилиндр его поставить- в смысле чтоб диаметр такой же.
Потом смотри- а чего такой мудрёный хвост? У тебя двигатель качается?
Да, ещё один момент- я не понял каким
местом это всё великолепие стоит на старте?
1)"Проще" - это передача продолmных усилий на цилиндр. В этом случае, либо масса ББ увеличится из-за внецентренного изгиба, либо масса узлов связи, остающихся после разделения на ЦБ.
2)Чтоб РБ на цилиндр поставить, надо его диаметр до 6.2 м увеличить, что не гуд по компонуемости (одни чечевицы останутся).
3)"Великолепие" стоит на СК, опираясь на ХО ББ.
4)Хвост ЦБ нормальный, ЖРД качается в 2-х плоскостях.
40-тонник на основе "Водородной Ангары":
(http://i049.radikal.ru/0811/2b/66226fb28a58.jpg) (http://www.radikal.ru)
Три ББ от "Водородной Ангары", ЦБ включается перед отделением ББ, стартовая масса более 666 т, масса ПГ около 40 т на низкой орбите.
Цитироватьстартовая масса более 666 т, масса ПГ около 40 т на низкой орбите.
Мда, вот что крест животво... ой, то есть водород делает. По сравнению с Протоном. :?
ЦитироватьЦитироватьстартовая масса более 666 т, масса ПГ около 40 т на низкой орбите.
Мда, вот что крест животво... ой, то есть водород делает. По сравнению с Протоном. :?
Негодится, как батюшке такую РН окропить? :lol:
Думайте дальше, без попа ракеты у нас уже не летают. :roll:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьстартовая масса более 666 т, масса ПГ около 40 т на низкой орбите.
Мда, вот что крест животво... ой, то есть водород делает. По сравнению с Протоном. :?
Негодится, как батюшке такую РН окропить? :lol:
Думайте дальше, без попа ракеты у нас уже не летают. :roll:
Ничо, вы ему просто стартовую массу ракеты не говорите... А так попы у нас нынче небрезгливые, и не такое освятят :twisted:
В сравнении с "Тризенитом":
(http://i059.radikal.ru/0811/2a/3d95b3e12300.jpg) (http://www.radikal.ru)
Дмитрий В. как вы собрались заправлять центр? ;)
ЦитироватьДмитрий В. как вы собрались заправлять центр? ;)
Через плату гидравлических разъемных соединений, разумеется. :D
ЦитироватьЦитироватьДмитрий В. как вы собрались заправлять центр? ;)
Через плату гидравлических разъемных соединений, разумеется. :D
Засветите где "оно" и какого размера будет? ;)
Кстати, как заправляется тяжелая Дельта-4? ;)
Помимо этого, раз уж водород, надо делать 3 ступени. :)
За каким терять 50% ПН, если можно потерять 20%. :)
В качестве третьей ступени выступает РБ.
А для НЗО третья водородная ступень явное излишество. :roll:
ЦитироватьВ качестве третьей ступени выступает РБ.
А для НЗО третья водородная ступень явное излишество. :roll:
Точно!
ЦитироватьЗасветите где "оно" и какого размера будет? ;)
размер 1400х2900 мм примерно
(http://s42.radikal.ru/i097/0811/42/6a5f7d35e866.jpg) (http://www.radikal.ru)
ЦитироватьКстати, как заправляется тяжелая Дельта-4? ;)
Не знаю, надо екартинки смотреть
ЦитироватьВ качестве третьей ступени выступает РБ.
А для НЗО третья водородная ступень явное излишество. :roll:
Да, сперва мы боремся за долю ПН путём использования водорода, а потом гробим её на разгон центрального блока почти до орбитальной скорости. :)
ЦитироватьЦитироватьВ качестве третьей ступени выступает РБ.
А для НЗО третья водородная ступень явное излишество. :roll:
Да, сперва мы боремся за долю ПН путём использования водорода, а потом гробим её на разгон центрального блока почти до орбитальной скорости. :)
Спокойно, Бродяга! Все под контролем: третья ступень даст мизерный прирост в массе ПГ (при одинаковой стартовой массе, разумеется) - процентов 10-12 от силы. Зато с 3-й ступенью сильно возрастает стоимость и падает надеджность! Нам лиший геморрой не нужен! :D
ЦитироватьЦитироватьЗасветите где "оно" и какого размера будет? ;)
размер 1400х2900 мм примерно
(http://s42.radikal.ru/i097/0811/42/6a5f7d35e866.jpg) (http://www.radikal.ru)
Что,
СНИЗУ ВВЕРХ? :shock:
А так что-нибудь вообще заправляют? :shock:
ЦитироватьСпокойно, Бродяга! Все под контролем: третья ступень даст мизерный прирост в массе ПГ (при одинаковой стартовой массе, разумеется) - процентов 10-12 от силы. Зато с 3-й ступенью сильно возрастает стоимость и падает надеджность! Нам лиший геморрой не нужен! :D
Сколько масса ЦБ Водородной Ангары? ;)
ЦитироватьЧто, СНИЗУ ВВЕРХ? :shock:
А так что-нибудь вообще заправляют? :shock:
Что "снизу вверх"? Заправка? А какже иначе. Я вообще предлагаю заправлять через магистральный трубопровод
ЦитироватьЦитироватьЧто, СНИЗУ ВВЕРХ? :shock:
А так что-нибудь вообще заправляют? :shock:
Что "снизу вверх"? Заправка? А какже иначе. Я вообще предлагаю заправлять через магистральный трубопровод
Я понял, а так делают? ;)
И если не делают, то почему не делают? ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЧто, СНИЗУ ВВЕРХ? :shock:
А так что-нибудь вообще заправляют? :shock:
Что "снизу вверх"? Заправка? А какже иначе. Я вообще предлагаю заправлять через магистральный трубопровод
Я понял, а так делают? ;)
И если не делают, то почему не делают? ;)
А сейчас только так и делают, в смысле - снизу-вверх: Протон, Зенит, Энергия. А как можно сверху? :shock: Через верхнее днище что ли? Даже на семерке так не делали - там трубы заправочных устройств непосредственно к нижнему днищу соотвествующих баков подходят :wink:
ЦитироватьЦитироватьСпокойно, Бродяга! Все под контролем: третья ступень даст мизерный прирост в массе ПГ (при одинаковой стартовой массе, разумеется) - процентов 10-12 от силы. Зато с 3-й ступенью сильно возрастает стоимость и падает надеджность! Нам лиший геморрой не нужен! :D
Сколько масса ЦБ Водородной Ангары? ;)
163 тонны, и что? :roll:
ЦитироватьА сейчас только так и делают, в смысле - снизу-вверх: Протон, Зенит, Энергия. А как можно сверху? :shock: Через верхнее днище что ли? Даже на семерке так не делали - там трубы заправочных устройств непосредственно к нижнему днищу соотвествующих баков подходят :wink:
Что-то я в этом сомневаюсь. ;)
Вы ещё скажите, что третью ступень Протона заправляют снизу. :P
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьСпокойно, Бродяга! Все под контролем: третья ступень даст мизерный прирост в массе ПГ (при одинаковой стартовой массе, разумеется) - процентов 10-12 от силы. Зато с 3-й ступенью сильно возрастает стоимость и падает надеджность! Нам лиший геморрой не нужен! :D
Сколько масса ЦБ Водородной Ангары? ;)
163 тонны, и что? :roll:
Значит сухая масса центра тонн 16, третья ступень вроде Centaur G на 40 тонн будет иметь массу тонн 5, ну пусть 6... ;)
Вам 10 тонн ПН помешает? ;)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьСпокойно, Бродяга! Все под контролем: третья ступень даст мизерный прирост в массе ПГ (при одинаковой стартовой массе, разумеется) - процентов 10-12 от силы. Зато с 3-й ступенью сильно возрастает стоимость и падает надеджность! Нам лиший геморрой не нужен! :D
Сколько масса ЦБ Водородной Ангары? ;)
163 тонны, и что? :roll:
Значит сухая масса центра тонн 16, третья ступень вроде Centaur G на 40 тонн будет иметь массу тонн 5, ну пусть 6... ;)
Вам 10 тонн ПН помешает? ;)
Применение 3-й ступени, при той же стартовой массе 666 т дает прирост массы ПГ на 16,4%: с 41058 кг до 47800. Причем, 3-хступенчатый вариант оптимизировался по распределению масс топлива, тогда как двухступенчатый - был получен комбинацией 3-х ББ и 1 ЦБ от исходного варианта "Водородной Ангары".
ЦитироватьПрименение 3-й ступени, при той же стартовой массе 666 т дает прирост массы ПГ на 16,4%: с 41058 кг до 47800. Причем, 3-хступенчатый вариант оптимизировался по распределению масс топлива, тогда как двухступенчатый - был получен комбинацией 3-х ББ и 1 ЦБ от исходного варианта "Водородной Ангары".
Зачем при той же стартовой массе?
Просто поставить ещё одну ступень массой тонн 50 сверху. :)
Заодно масса ракеты будет не такая сатанинская. ;) :D
Прибавочка массы ПН тянет на КК "Союз" — "ни фига себе мелочи", что называется. Можно ещё один здоровенный космический аппарат запустить, если компоновка позволит.
Если вывод ПН на орбиту стоит даже 3000 долларов за килограмм, то 6800 кг массы это 20 мегабаксов дополнительной прибыли. :)
ЦитироватьПрименение 3-й ступени, при той же стартовой массе 666 т дает прирост массы ПГ на 16,4%: с 41058 кг до 47800. Причем, 3-хступенчатый вариант оптимизировался по распределению масс топлива, тогда как двухступенчатый - был получен комбинацией 3-х ББ и 1 ЦБ от исходного варианта "Водородной Ангары".
Ну, а если сравнивать оптимизированный "двухступ", то при одинаковой стартовой массе, его ПГ окажется меньше всего лишь на 1,5 т, по сравнению с 3-хступенчатым вариантом.
ЦитироватьЦитироватьПрименение 3-й ступени, при той же стартовой массе 666 т дает прирост массы ПГ на 16,4%: с 41058 кг до 47800. Причем, 3-хступенчатый вариант оптимизировался по распределению масс топлива, тогда как двухступенчатый - был получен комбинацией 3-х ББ и 1 ЦБ от исходного варианта "Водородной Ангары".
Зачем при той же стартовой массе?
Просто поставить ещё одну ступень массой тонн 50 сверху. :)
Заодно масса ракеты будет не такая сатанинская. ;) :D
Прибавочка массы ПН тянет на КК "Союз" — "ни фига себе мелочи", что называется. Можно ещё один здоровенный космический аппарат запустить, если компоновка позволит.
Если вывод ПН на орбиту стоит даже 3000 долларов за килограмм, то 6800 кг массы это 20 мегабаксов дополнительной прибыли. :)
Это уже будет не 40-тонник. Кстати, а Вы к какой "ВА" предлагаете 3 ступень присобачить - к исходной 30-тооной или к четырехблочной 40-тонной? :roll:
ЦитироватьЭто уже будет не 40-тонник. Кстати, а Вы к какой "ВА" предлагаете 3 ступень присобачить - к исходной 30-тооной или к четырехблочной 40-тонной? :roll:
И к той и к другой. :P
Я сомневаюсь, что третья ступень будет стоить очень дорого, если будет сделана по принципу Centaur-а.
Кстати, есть данные сколько он стоит? :)
Однако часть ПН съедят гравпотери и усиление нижних ступеней, а центр можно и в 12 т уложить. Центавр вообще-то довольно дорог, титановский вообще под 200 млн. стоил.
ЦитироватьЦитироватьЭто уже будет не 40-тонник. Кстати, а Вы к какой "ВА" предлагаете 3 ступень присобачить - к исходной 30-тооной или к четырехблочной 40-тонной? :roll:
И к той и к другой. :P
Я сомневаюсь, что третья ступень будет стоить очень дорого, если будет сделана по принципу Centaur-а.
Кстати, есть данные сколько он стоит? :)
Третью ступень имеет смысл применять, когда другие способы повышения грузоподъемности исчерпаны. Для семейства "Водородная Ангара" применение 3-й ступени станет актуальным при требовании повышения грузоподъемности свыше 45 тонн (дальнейшее наращивание объема баков первых двух ступеней делает невозможной их транспортировку по ЖД).
ЦитироватьОднако часть ПН съедят гравпотери и усиление нижних ступеней, а центр можно и в 12 т уложить. Центавр вообще-то довольно дорог, титановский вообще под 200 млн. стоил.
Под Титан-4? :shock:
Он весь 400 миллионов стоил, один Центавр сжирал 200? :shock:
Кстати, если можно уложить в 12 тонн вторую ступень, то третью можно уложить в 4 тонны. ;)
ЦитироватьТретью ступень имеет смысл применять, когда другие способы повышения грузоподъемности исчерпаны. Для семейства "Водородная Ангара" применение 3-й ступени станет актуальным при требовании повышения грузоподъемности свыше 45 тонн (дальнейшее наращивание объема баков первых двух ступеней делает невозможной их транспортировку по ЖД).
Дмитрий В. надо делать всё сразу, ибо, как показывает практика, после запуска в эксплуатацию готового изделия какие-то изменения вносятся очень неохотно и долго. :)
Это вполне понятно, если есть отработанная ракета, любая модернизация является потенциальным источником ненадёжности, которая ставит под удар доверие ко всей ракете, как к надёжному носителю. :)
ЦитироватьДмитрий В. надо делать всё сразу, ибо, как показывает практика, после запуска в эксплуатацию готового изделия какие-то изменения вносятся очень неохотно и долго. :)
Это вполне понятно, если есть отработанная ракета, любая модернизация является потенциальным источником ненадёжности, которая ставит под удар доверие ко всей ракете, как к надёжному носителю. :)
И для Союза и для Протона третьи ступени делали, когда двухступенчатые версии уже летали (впрочем, Протон изначально проектировался 3-хступенчатым, но полетел в 2-хступенчатой конфигурации). В семействе "Зенит-Энергия" вообще не предусматривались маршевые третьи ступени. И Зенит как-то спокойно без 3 ступени обходится, имея массовую отдачу как 3-хступенчатый Протон.
Вообще-то спор про "2 или 3 ступени" логичнее перенести в тему:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3219&postdays=0&postorder=asc&highlight=%E4%E2%E5+%F1%F2%F3%EF%E5%ED%E8+++%F2%F0%E8+%F1%F2%F3%EF%E5%ED%E8&start=0
:roll:
Да, логично, там и продолжим. :)
ЦитироватьПод Титан-4? :shock:
Он весь 400 миллионов стоил, один Центавр сжирал 200? :shock:
Была в НК такая информация. Ну уменьшите цифру на порядок, все равно прилично получается.
ЦитироватьКстати, если можно уложить в 12 тонн вторую ступень, то третью можно уложить в 4 тонны. ;)
Но разрыв все равно будет меньше, хотя 4 тонны еще вопрос.
Цитироватьнадо делать всё сразу, ибо, как показывает практика, после запуска в эксплуатацию готового изделия какие-то изменения вносятся очень неохотно и долго. :)
Это вполне понятно, если есть отработанная ракета, любая модернизация является потенциальным источником ненадёжности, которая ставит под удар доверие ко всей ракете, как к надёжному носителю. :)
История развития большинства РН говорит об обратном.
ЦитироватьЦитироватьА сейчас только так и делают, в смысле - снизу-вверх: Протон, Зенит, Энергия. А как можно сверху? :shock: Через верхнее днище что ли? Даже на семерке так не делали - там трубы заправочных устройств непосредственно к нижнему днищу соотвествующих баков подходят :wink:
Что-то я в этом сомневаюсь. ;)
Вы ещё скажите, что третью ступень Протона заправляют снизу. :P
Кстати, на Р-9 и Зените так и делается - через кабель-заправочную мачту (в случае Р-9, она вообще входила в состав ракеты и отстреливалась после старта). Так что, можно и все ступени Протона "снизу" заправлять! :D А уж на двухступенчатом пакете - сам Бог велел! :D
Рядом с фалкон-9:
(http://i033.radikal.ru/0811/9e/a3d388add9c2.jpg) (http://www.radikal.ru)
Четырехблочный водородный пакет с Мпг=70...72 т:
(http://s52.radikal.ru/i136/0811/78/47633731e480.jpg) (http://www.radikal.ru)
Все семейство "Водородной Ангары":
(http://s59.radikal.ru/i165/0811/0d/5be8a9cc5b0f.jpg) (http://www.radikal.ru)
Ужасно рад увидеть эту тему )))
Нужна небольшая помощь в проектировании РН схемы "пакет" с 2-мя боковыми блоками с использованием кислородно-водородных ступеней.
Мпг=15т., угол наклонения 51,6., Нп=190км, На=210км. В качестве двигателей думаю тоже насчет РД-0120.
При расчете геометр. параметров, РН получается какой-то несуразной, ввиду низкой плотности водорода размер конструкции возрастает....
Буду очень благодарен за какие-либо советы, а если есть какие-нибудь программы (ехе или ексель) для расчетов опп или баллистики ещё лучше!
ЦитироватьУжасно рад увидеть эту тему )))
Нужна небольшая помощь в проектировании РН схемы "пакет" с 2-мя боковыми блоками с использованием кислородно-водородных ступеней.
Мпг=15т., угол наклонения 51,6., Нп=190км, На=210км. В качестве двигателей думаю тоже насчет РД-0120.
При расчете геометр. параметров, РН получается какой-то несуразной, ввиду низкой плотности водорода размер конструкции возрастает....
Буду очень благодарен за какие-либо советы, а если есть какие-нибудь программы (ехе или ексель) для расчетов опп или баллистики ещё лучше!
Да, вот как раз 15-тонник на базе РД-0120!
:D http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8615&postdays=0&postorder=asc&start=1065
Правда, тандем.
А вот и пакет:
(http://i065.radikal.ru/0812/86/dfe5ad9c76c9.jpg) (http://www.radikal.ru)
ЦитироватьУжасно рад увидеть эту тему )))
Нужна небольшая помощь в проектировании РН схемы "пакет" ...
"Жертва" курсового проектирования? :wink:
жертва дипломного проектирования ))
Вот последний "пакет" отличный вариант. Есть ли по нему более подробные данные, расчеты?
Цитироватьжертва дипломного проектирования ))
Вот последний "пакет" отличный вариант. Есть ли по нему более подробные данные, расчеты?
Есть.