Форум Новости Космонавтики

Приветствую всех участников форума!

При разработке ракеты-носителя инженеры сталкиваются с ключевым выбором: сколько двигателей установить на один топливный блок первой ступени? Речь тут идет именно о едином баковом отсеке с окислителем и горючим, а не о пакетной схеме из нескольких блоков, как у "Ангары А5" или Delta IV Heavy.

Классический пример такого выбора — российский «Союз-5». Хотя сейчас он проектируется с одним мощным двигателем РД-171МВ, теоретически его можно было бы спроектировать и с несколькими двигателями меньшей мощности, например, четырьмя РД-191 и или двумя РД-180. В то же время SpaceX для Falcon 9 использует девять двигателей Merlin, а для первой ступени Starship — тридцать три двигателя Raptor.

Давайте порассуждаем, какое количество двигателей на едином блоке первой ступени является наиболее перспективным?

Основные архитектурные варианты
Многодвигательная компоновка (20+ двигателей): Большое количество относительно небольших двигателей.
  - Плюсы: Высокая отказоустойчивость (потеря 1-2 двигателей не критична), точное управление вектором тяги,  возможность дросселирования за счет выключения части двигателей.
  - Минусы: Крайне сложная система управления и подачи топлива, множество потенциальных точек отказа (трубопроводы, клапаны).
  - Примеры: Starship Super Heavy (33 двигателя Raptor), советская ракета Н-1 (30 двигателей НК-15 на первой ступени).


Среднекластерная компоновка (5-12 двигателей): Компромиссное решение, ставшее популярным в последние годы.
  - Плюсы: Хороший баланс между отказоустойчивостью и сложностью системы, проверенная на практике технология.
  - Минусы: Все еще требует сложной системы распределения топлива по сравнению с малодвигательными схемами.
  - Примеры: Falcon 9 (9 двигателей Merlin 1D) , Saturn V (5 двигателей F-1 на первой ступени S-IC) , Electron (9 двигателей Rutherford).


Малодвигательная компоновка (2-4 двигателя):
  - Плюсы: Относительная простота системы управления и подачи топлива, высокая удельная мощность каждого двигателя.
  - Минусы: Более низкая отказоустойчивость (отказ одного двигателя часто критичен), ограниченные возможности дросселирования.
  - Примеры: Ранние ракеты Ariane 1-4 (4 двигателя Viking на первой ступени) , центральный жидкостный блок индийской LVM3 (2 двигателя Vikas).


Однодвигательная компоновка: Единственная сверхмощная двигательная установка на весь блок.
  - Плюсы: Максимальная простота конструкции и силовой рамы, минимум систем подачи топлива.
  - Минусы: Нулевая отказоустойчивость (отказ двигателя = потеря миссии), невозможность дросселирования тяги, огромная сложность создания и испытаний такого двигателя.
  - Примеры: Современный проект "Союз-5" (1 РД-171МВ), "Зенит" (1 РД-170), "Ангара" УРМ-1 (1 РД-191), Atlas V (1 РД-180) , советский проект УР-700 (блоки первой ступени с одним РД-270).

Коллеги, благодарю за участие!

Прошу всех, кто заметит в теме технические неточности, сообщить мне, и я оперативно внесу исправления, чтобы наша дискуссия была максимально грамотной.

Первый вариант подходит только под СТК. Не совсем корректно получается. Ни 20 же движков по 40 тс в РН среднего класса устанавливать... :)

А следующий опрос будет по типу топлива? ;D
Слишком уж дробите варианты.

Цитата: Андрюха от 28.09.2025 13:35:58Первый вариант подходит только под СТК. Не совсем корректно получается. Ни 20 же движков по 40 тс в РН среднего класса устанавливать

да, я об этом думал. но решил оставить этот пункт. 20+ двигателей точно только СТК? Вобщем не знаю. можно и убрать 1й пункт. Что думают форумчане?

Цитата: Андрюха от 28.09.2025 13:38:42А следующий опрос будет по типу топлива? ;D
Слишком уж дробите варианты.

да уже поднадоело эти опросы банить

Цитата: torazurey от 28.09.2025 13:17:40Приветствую всех участников форума!

При разработке ракеты-носителя инженеры сталкиваются с ключевым выбором: сколько двигателей установить на один топливный блок первой ступени? Речь тут идет именно о едином баковом отсеке с окислителем и горючим, а не о пакетной схеме из нескольких блоков, как у "Ангары А5" или Delta IV Heavy.

Классический пример такого выбора — российский «Союз-5». Хотя сейчас он проектируется с одним мощным двигателем РД-171МВ, теоретически его можно было бы спроектировать и с несколькими двигателями меньшей мощности, например, четырьмя РД-191 и или двумя РД-180. В то же время SpaceX для Falcon 9 использует девять двигателей Merlin, а для первой ступени Starship — тридцать три двигателя Raptor.

Давайте порассуждаем, какое количество двигателей на едином блоке первой ступени является наиболее перспективным?

...

Выбор количества двигателей определяется не рассуждениями, а расчётами, учитывающими критерии оптимизации, технологические ограничения и т.п. Поэтому единого подхода для РН разных размерностей быть не может. С точки зрения минимизации стоимости запуска, напимер, оптимален 1 двигатель на ракетный блок. Но если его тяга выходит за пределы освоенного диапазона, то выгоднее может оказаться 2 двигателя или большее количество. Или, скажем, Маск не имея финансовой возможности создать керосиновый ЖРД большой тяги, взялся за маломощный Мерлин, и под него делал ракеты. Для среднего Ф9 потребовалось 9 движков.

Цитата: Дмитрий В. от 28.09.2025 14:52:29Выбор количества двигателей определяется не рассуждениями, а расчётами, учитывающими критерии оптимизации, технологические ограничения и т.п. Поэтому единого подхода для РН разных размерностей быть не может. С точки зрения минимизации стоимости запуска, напимер, оптимален 1 двигатель на ракетный блок. Но если его тяга выходит за пределы освоенного диапазона, то выгоднее может оказаться 2 двигателя или большее количество. Или, скажем, Маск не имея финансовой возможности создать керосиновый ЖРД большой тяги, взялся за маломощный Мерлин, и под него делал ракеты. Для среднего Ф9 потребовалось 9 движков.

Сейчас много новых ракет разрабатывается с нуля, а с развитием ИИ, робототехники и 3D-печати их будут делать еще больше и быстрее. Тема как раз об этом: порассуждать, какое количество двигателей является оптимальным для перспективных ракет.

Цитата: torazurey от 28.09.2025 15:43:37

Цитата: Дмитрий В. от 28.09.2025 14:52:29Выбор количества двигателей определяется не рассуждениями, а расчётами, учитывающими критерии оптимизации, технологические ограничения и т.п. Поэтому единого подхода для РН разных размерностей быть не может. С точки зрения минимизации стоимости запуска, напимер, оптимален 1 двигатель на ракетный блок. Но если его тяга выходит за пределы освоенного диапазона, то выгоднее может оказаться 2 двигателя или большее количество. Или, скажем, Маск не имея финансовой возможности создать керосиновый ЖРД большой тяги, взялся за маломощный Мерлин, и под него делал ракеты. Для среднего Ф9 потребовалось 9 движков.

Сейчас много новых ракет разрабатывается с нуля, а с развитием ИИ, робототехники и 3D-печати их будут делать еще больше и быстрее. Тема как раз об этом: порассуждать, какое количество двигателей является оптимальным для перспективных ракет.

Оптимальное количество - по какому критерию?

Цитата: torazurey от 28.09.2025 15:43:37Сейчас много новых ракет разрабатывается с нуля, а с развитием ИИ, робототехники и 3D-печати их будут делать еще больше и быстрее. Тема как раз об этом: порассуждать, какое количество двигателей является оптимальным для перспективных ракет.

Полагаю БЕ-4 имеет максимально разумный предел. Этот движок заточен чтобы сделать увеличенную версию Фалкон по максимуму используя небольшое давление кислого тракта.
С большим размером (для версии Фалкон) баки ракеты станут слишком плоскими, так как движок тягу увеличил за счет площади, а не давления.
PS.
Кстати. Думаю БЕ-4 близок к пределу размера сопла для давления своей камеры сгорания - объем сопла растет кубически от площади, тогда как площадь - только квадратно, для вакуума все равно, на на уровне моря чтобы воздух не мешал, объем должен быть занят выходящим из камеры газом.
Не случайно у РД-107 сопло всего 72 см диаметром - из-за низкого давления. Да, оно не предельное, при простом пересчет с БЕ-4 получим 1.9 м / (132 бар/60 бар)= 86 см.
Конечно повысив давление можно соответственно повысить и диаметр сопла, так делал Глушко с РД-270.

Цитата: Prokrust от 28.09.2025 16:17:26объем сопла растет кубически от площади, тогда как площадь - только квадратно

Зачот! ;D

Если речь идет о тандеме, то число двигателей первой ступени определяется требованиями 1) увода от СК при отказе РД на старте, 2) компенсации отказа РД в полете и 3) реактивного возвращения первой ступени после выведения. Классика - это пять РД (не обязательно одинаковых), которыми выполняются все требования. Можно больше.

А если меньше - то какими-то требованиями придется пожертвовать. Например, с четырьмя маршевыми РД будет избыточная тяга при вертикальной посадке, с тремя РД может не хватить тяги для компенсации отказа, а при двух РД не будет даже увода от СК.

Опрос не полный без указания схемы. На проклятой кислой схеме Глушко, чем меньше двигателей, тем лучше. Потому что надёжно резервировать нельзя, будут взрывы. То же самое для раздутой схемы с полной газификацией (300+ атм. Раптор). Оптимально - один двигатель.
Для сдутой схемы с полной газификцией (скажем, <150 атм.) и для холодного ДОГГа (скажем, <120 атм.) уже лучше иметь резервирование. Оптимально - 7-10 двигателей.
Для ДВГГ и открытого цикла можно и больше десяти, можно и 100 двигателей. Но оптимально, наверное, опять 7-10.

Цитата: Raul от 28.09.2025 17:19:34Если речь идет о тандеме, то число двигателей первой ступени определяется требованиями 1) увода от СК при отказе РД на старте, 2) компенсации отказа РД в полете и 3) реактивного возвращения первой ступени после выведения. Классика - это пять РД

Ну и как при пяти РД компенсировать отказ в полете? Форсирования-то нет.
А как мне увести ракету от стола, если стартовая тяговооружённость 1,2? Это вполне нормальная обычная тяговооружённость, но при отказе 1 из 5 двигателей она превратится в 0,96 ;)

А на марсе можно сделать один двигатель диаметром со ступень, подача вытеснительная, насосов нет, одна гигантская пинтуль-форсунка (с дырками размером с кулак) и давление подачи 10 атм. Загрузить водород и на одноступе лететь на орбиту. Надёжность 100%-я

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 19:30:51Ну и как при пяти РД компенсировать отказ в полете? Форсирования-то нет.

Почему нет форсирования? Обычно есть, хотя бы на 10%. При уменьшении тяги растут гравитационные потери, но ведь не обязательно отказ происходит прямо над стартовым столом, может быть где-нибудь повыше. Активный участок при нехватке тяги растягивается, первая ступень по скорости сколько-то недобирает (но можно компенсировать недобор скорости гарантийными запасами).

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 19:30:51А как мне увести ракету от стола, если стартовая тяговооружённость 1,2?

Ну вот у Протона 145%. Вы мне приведите пример из жизни, у кого она меньше 125%?

Цитата: Raul от 28.09.2025 19:51:57

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 19:30:51А как мне увести ракету от стола, если стартовая тяговооружённость 1,2?

Ну вот у Протона 145%. Вы мне приведите пример из жизни, у кого она меньше 125%?

Да мне честно лень подсчитывать. New Glenn подойдёт, достаточно современная и большая ракета? Ещё у Astra Space была тяговооружённость ровно 1,25, доказательства на видео
https://youtu.be/kfjO7VCyjPM?feature=shared

Цитата: Raul от 28.09.2025 19:44:54Почему нет форсирования? Обычно есть, хотя бы на 10%.

Нету, тем боле на целых 10%. 10% это целая модернизация, когда SSME аттестировали на работу на 108% тяги это было мегадостижение

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 20:32:30

Цитата: Raul от 28.09.2025 19:44:54Почему нет форсирования? Обычно есть, хотя бы на 10%.

Нету, тем боле на целых 10%. 10% это целая модернизация, когда SSME аттестировали на работу на 108% тяги это было мегадостижение

РД-180 штатно форсируется на 10%

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 20:30:33New Glenn подойдёт, достаточно современная и большая ракета?

У New Glenn, если взять его заявленные параметры из английской wiki - 170%  ;D

Цитата: Raul от 28.09.2025 20:47:25У New Glenn, если взять его заявленные параметры из английской wiki - 170%

Да, а если посмотреть видео взлёта, то разгон крайне медленный

Цитата: Raul от 28.09.2025 20:47:25РД-180 штатно форсируется на 10%

Каво? РД-180 штатно форсируется с 390 тонн до 430 тонн? Прям в полёте режим тяги 110%? А где про это можно прочитать?

Скотт Мэнли тоже насчитал 1,2 для Глена. И кстати меньше 1,2 было у Сатурна V, такие дела

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 21:33:19Скотт Мэнли тоже насчитал 1,2 для Глена. И кстати меньше 1,2 было у Сатурна V, такие дела

Такая тяговооружённость не соответствует ни одному критерию , кроме одного: максимальная  Мпг при заданной тяге двигателей. Кстати, Глушко полюбил этот критерий в своём семействе РЛА. ;)

Цитата: Дмитрий В. от 28.09.2025 22:21:14

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 21:33:19Скотт Мэнли тоже насчитал 1,2 для Глена. И кстати меньше 1,2 было у Сатурна V, такие дела

Такая тяговооружённость не соответствует ни одному критерию , кроме одного: максимальная  Мпг при заданной тяге двигателей. Кстати, Глушко полюбил этот критерий в своём семействе РЛА. ;)

Видимо бизнесмен Безос тоже уважает данный критерий))

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 22:51:57

Цитата: Дмитрий В. от 28.09.2025 22:21:14

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 21:33:19Скотт Мэнли тоже насчитал 1,2 для Глена. И кстати меньше 1,2 было у Сатурна V, такие дела

Такая тяговооружённость не соответствует ни одному критерию , кроме одного: максимальная  Мпг при заданной тяге двигателей. Кстати, Глушко полюбил этот критерий в своём семействе РЛА. ;)

Видимо бизнесмен Безос тоже уважает данный критерий))

Да, хоть он и не обеспечивает минимум удельной стоимости выведения

Цитата: Дмитрий В. от 28.09.2025 15:58:05Оптимальное количество - по какому критерию?

можете что-то предложить?

Цитата: torazurey от 28.09.2025 13:17:40Среднекластерная компоновка (5-12 двигателей): Компромиссное решение, ставшее популярным в последние годы.
  - Плюсы: Хороший баланс между отказоустойчивостью и сложностью системы, проверенная на практике технология.
  - Минусы: Все еще требует сложной системы распределения топлива по сравнению с малодвигательными схемами.
  - Примеры: Falcon 9 (9 двигателей Merlin 1D) , Saturn V (5 двигателей F-1 на первой ступени S-IC) , Electron (9 двигателей Rutherford).

Вы неправильно указали границы. Правильно : 7-14 движков. 
5 движков это мало. Как и 6.
Нужно минимум 7 для отказоустойчивости и плотности упаковки движков/сопел.

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 21:33:19Скотт Мэнли тоже насчитал 1,2 для Глена. И кстати меньше 1,2 было у Сатурна V, такие дела

Молодец Скотт Мэнли, но для меня лично этого говорит о том, что BE-4 еще не выведен на проектную тягу.

Цитата: Raul от 28.09.2025 20:47:25У New Glenn, если взять его заявленные параметры из английской wiki - 170%  ;D

На семи РД. При шести работающих РД - около 146%. Т.е. New Glenn, по своему замыслу, должен бодро стартовать на шести двигателях из семи, наверное, с выведением штатной ПН. И отрываться от земли на пяти РД.

Цитата: Дмитрий В. от 28.09.2025 22:21:14

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 21:33:19Скотт Мэнли тоже насчитал 1,2 для Глена. И кстати меньше 1,2 было у Сатурна V, такие дела

Такая тяговооружённость не соответствует ни одному критерию , кроме одного: максимальная  Мпг при заданной тяге двигателей. Кстати, Глушко полюбил этот критерий в своём семействе РЛА. ;)

Критерий пгКтяг "максимальная Мпг при заданной тяге двигателей"
- самый правильный.
Наряду с пгКсух " максимум Мпг при заданной сухой массе".

Критерий "максимум Мпг при заданной стартовой массе" - самый тупорогий и вредительский.
(мюПН - туфта от жуликов для лохов)
Он имеет хоть какой-то смысл только для твердотопливных РН.
Но его к сожалению некоторые любят. Даже тут такие типЫ находятся.
+++
Если посмотреть на разные РН по критериям пгКсух и пгКтяг (для краткости так пока),
то сразу видно какие ракета хорошие, а какие нет.

ф9
пгКсух = 87%
пгКтяг = 2,9 %
--
протон
пгКсух = 52,5 %
пгКтяг  = 2,30 %
--
союз-2
пгКсух = 26,5 % 
пгКтяг = 1,72 %         

==
Особенно больно пгКсух бьёт по водородным РН.
(твердотопливные РН вообще днище по обоим критериям)

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 21:19:47

Цитата: Raul от 28.09.2025 20:47:25РД-180 штатно форсируется на 10%

Каво? РД-180 штатно форсируется с 390 тонн до 430 тонн? Прям в полёте режим тяги 110%? А где про это можно прочитать?

Интересный (и важный) вопрос, можно даже "помощь зала" спросить :)

Для РД-180 указываются различные диапазоны регулирования тяги. Во вложении Energomash2.pdf пруф насчет 110% у ТНА РД-180:

ЦитироватьРазработка турбонасосных агрегатов с самого начала сопровождалась большим объемом конструкторских проработок, научно-исследовательских и экспериментальных работ, вызванных необходимостью освоения все более высоких параметров (расходов компонентов топлива, давления подачи, окружных скоростей, температур газа перед турбиной), а также в связи с применением новых компонентов топлива и расширением режимов работы. Если для двигателей более ранней разработки режимы работы могли меняться в пределах нескольких процентов от номинального, то в современных двигателях это изменение может составлять десятки процентов. Например, для двигателя РД180 диапазон режимов работы составляет ~ 40-110%.

На lpre.de сообщается диапазон регулирования тяги газогенератором РД-180 до 105%

Цитироватьhttp://www.lpre.de/energomash/RD-180/
Газогенератор обеспечивает на выходе окислительный газ в широком диапазоне температур (от 190 до 600°С), что позволяет регулировать тягу двигателя от 40 до 105% номинала.

По поводу камеры. Испытание РД-171М проводились в режиме 105%, для РД-191 заявлен диапазон регулирования тяги 27-105%. И там же заявлено об испытаниях демонстратора РД-191М на режиме 110% (второе вложение 03-01.pdf, надо уточнить, какая там камера у демонстратора - типовая или с увеличенным критическим сечением сопла)?

Цитата: torazurey от 29.09.2025 05:06:27

Цитата: Дмитрий В. от 28.09.2025 15:58:05Оптимальное количество - по какому критерию?

можете что-то предложить?

Единственный совет: выбирать конкретный критерий сообразно конкретной проектной ситуации. Универсальных, на все случаи жизни, быть не может. Стоимостные критерии, к примеру, требуют минимального количества двигателей. А необходимость унификации ДУ ступеней (а значит и снижение стоимости разработки) требуют, чтобы, к примеру, чтобы на первой ступени было 7 жрд. Но это для РН относительно большой размерности. А для РН СЛК на первой ступени должно быть уже 40 двигателей, но это нереально, поэтому оставляем, скажем, 12. В этом случае непрерывное выведение на типовую ССО становится крайне неэффективным, и приходится для второй ступени делать повторное включение, что довольно сложно в ряде случаев. Либо оснащать РН апогейной ступенью.  ;)

Цитата: Raul от 29.09.2025 06:42:17

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 21:33:19Скотт Мэнли тоже насчитал 1,2 для Глена. И кстати меньше 1,2 было у Сатурна V, такие дела

Молодец Скотт Мэнли, но для меня лично этого говорит о том, что BE-4 еще не выведен на проектную тягу.

Цитата: Raul от 28.09.2025 20:47:25У New Glenn, если взять его заявленные параметры из английской wiki - 170%  ;D

На семи РД. При шести работающих РД - около 146%. Т.е. New Glenn, по своему замыслу, должен бодро стартовать на шести двигателях из семи, наверное, с выведением штатной ПН. И отрываться от земли на пяти РД.

Как BE-4 может быть не выведен на проектную тягу, если на нём уже летал Вулкан? Нет, всё проще - алчный Безос приказал увеличить заправку чтобы Глен выводил больше груза.

Цитата: Дмитрий В. от 28.09.2025 23:12:08

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 22:51:57

Цитата: Дмитрий В. от 28.09.2025 22:21:14

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 21:33:19Скотт Мэнли тоже насчитал 1,2 для Глена. И кстати меньше 1,2 было у Сатурна V, такие дела

Такая тяговооружённость не соответствует ни одному критерию , кроме одного: максимальная  Мпг при заданной тяге двигателей. Кстати, Глушко полюбил этот критерий в своём семействе РЛА. ;)

Видимо бизнесмен Безос тоже уважает данный критерий))

Да, хоть он и не обеспечивает минимум удельной стоимости выведения

А как это работает? Двигатели же самая дорогая часть, а топливо - самая дешёвая?

Цитата: Буцетам от 29.09.2025 08:22:42

Цитата: Дмитрий В. от 28.09.2025 23:12:08

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 22:51:57

Цитата: Дмитрий В. от 28.09.2025 22:21:14

Цитата: Буцетам от 28.09.2025 21:33:19Скотт Мэнли тоже насчитал 1,2 для Глена. И кстати меньше 1,2 было у Сатурна V, такие дела

Такая тяговооружённость не соответствует ни одному критерию , кроме одного: максимальная  Мпг при заданной тяге двигателей. Кстати, Глушко полюбил этот критерий в своём семействе РЛА. ;)

Видимо бизнесмен Безос тоже уважает данный критерий))

Да, хоть он и не обеспечивает минимум удельной стоимости выведения

А как это работает? Двигатели же самая дорогая часть, а топливо - самая дешёвая?

Есть ещё и конструкция. А для "сильномногоразовых" определяющим может стать стоимость топлива.

Цитата: Буцетам от 29.09.2025 08:20:23Как BE-4 может быть не выведен на проектную тягу, если на нём уже летал Вулкан? Нет, всё проще - алчный Безос приказал увеличить заправку чтобы Глен выводил больше груза

Легко. Смотрите, у нее есть два ТТУ, которые нехило добавляют тягу на старте. Потому может лететь в щадящем режиме BE-4, выводимая масса немного падает, и все тут.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/386585.jpg)
Алчный Безос все продумал  8)

Цитата: Дмитрий В. от 29.09.2025 08:27:53Есть ещё и конструкция. А для "сильномногоразовых" определяющим может стать стоимость топлива.

Да, но ведь ваша оценка этого критерия - она для одноразовых ракет. И что это за "конструкция", которая дороже двигателей? Звучит как какой-то частный случай типа водородного одноступа с ТТУ-ускорителями

Цитата: Буцетам от 29.09.2025 10:24:42

Цитата: Дмитрий В. от 29.09.2025 08:27:53Есть ещё и конструкция. А для "сильномногоразовых" определяющим может стать стоимость топлива.

Да, но ведь ваша оценка этого критерия - она для одноразовых ракет. И что это за "конструкция", которая дороже двигателей? Звучит как какой-то частный случай типа водородного одноступа с ТТУ-ускорителями

Двигатель, хоть и один из самых тяжёлых, в т.ч. в соимостном смысле, компонентов, но не он единственный определяет стоимость изготовления и пуска РН. А если уж бррать комплекс, то самая дорогая составная часть - это, конечно, наземка.

Если мы не пилим бюджет и разрабатываем один и тот же движок на обе ступени - то на верхней один, на нижней 5-9
Ну если конечно одного хватает для нашей ПН, иначе умножаем на нужное количество. Ибо делать камеру на тягу более 200-300т - неоптимально. А многокамерный будет сложнее нескольких однокамерных.
Касамемо мюПН и увода - проще придержать ракету на старте чтобы убедиться что она летит, чем думать об уводе в первые секунды. А дальше уже пофиг, она сбоку  упадёт.

Цитата: Дмитрий В. от 29.09.2025 08:18:47и приходится для второй ступени делать повторное включение, что довольно сложно в ряде случаев

Ф9 и СШ доказывают что ничего сложного

Цитата: Дем от 30.09.2025 15:53:41Если мы не пилим бюджет и разрабатываем один и тот же движок на обе ступени - то на верхней один, на нижней 5-9
Ну если конечно одного хватает для нашей ПН, иначе умножаем на нужное количество. Ибо делать камеру на тягу более 200-300т - неоптимально. А многокамерный будет сложнее нескольких однокамерных.
Касамемо мюПН и увода - проще придержать ракету на старте чтобы убедиться что она летит, чем думать об уводе в первые секунды. А дальше уже пофиг, она сбоку  упадёт.

Цитата: Дмитрий В. от 29.09.2025 08:18:47и приходится для второй ступени делать повторное включение, что довольно сложно в ряде случаев

Ф9 и СШ доказывают что ничего сложного

Несколько неудач по невыходу на расчётную орбиту Альфы и и того же Ф9 показывают не столь радужную картину. Повторное включение - это не просто.

Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2025 17:45:34Повторное включение - это не просто.

Скорее так:
Включение ЖРД - это непросто.
А повторное включение - это очень непросто.

Цитата: Дмитрий В. от 30.09.2025 17:45:34Несколько неудач по невыходу на расчётную орбиту Альфы и и того же Ф9 показывают не столь радужную картину.

Здесь Falcon 9 как раз очень неудачный пример. На 494 орбитальных пуска Falcon 9/Heavy Block 5 был только один неудачный, где двигатель верхней ступени не включился повторно. Для ранних версий Falcon 9/Heavy v1.2 (37 пусков) таких случаев не было. Для Falcon v1.1 (15 пусков) тоже, авария была по другой причине.
Но это не означает, что повторное включение - это просто. Это означает, что SpaceX весьма успешно смогли преодолеть сложности.

Ранее Вы написали:

Цитата: Дмитрий В. от 29.09.2025 08:18:47А необходимость унификации ДУ ступеней (а значит и снижение стоимости разработки) требуют, чтобы, к примеру, чтобы на первой ступени было 7 жрд. Но это для РН относительно большой размерности. А для РН СЛК на первой ступени должно быть уже 40 двигателей, но это нереально, поэтому оставляем, скажем, 12. В этом случае непрерывное выведение на типовую ССО становится крайне неэффективным, и приходится для второй ступени делать повторное включение, что довольно сложно вмряле случаев. Либо оснащать РН апогейной ступенью.  ;)

Повторное включение "приходится" делать для любой верхней ступени. Будь она вторая, третья или четвёртая. Можно, конечно, найти несколько примеров верхних ступеней без повторного включения. Например, ESC-A для Ariane 5 или верхняя ступень GSLV Mk. II.

Вряд ли можно подобрать пример верхней ступени столь же надёжной, как вторая ступень Falcon 9. И по пальцам одной руки можно пересчитать верхние ступени, которые вообще можно сопоставить с ней по надёжности.

Дополнительная апогейная ступень - это от неумения сделать повторное включение, что действительно сложно.

Цитата: Дмитрий В. от 29.09.2025 13:03:49

Цитата: Буцетам от 29.09.2025 10:24:42

Цитата: Дмитрий В. от 29.09.2025 08:27:53Есть ещё и конструкция. А для "сильномногоразовых" определяющим может стать стоимость топлива.

Да, но ведь ваша оценка этого критерия - она для одноразовых ракет. И что это за "конструкция", которая дороже двигателей? Звучит как какой-то частный случай типа водородного одноступа с ТТУ-ускорителями

Двигатель, хоть и один из самых тяжёлых, в т.ч. в соимостном смысле, компонентов, но не он единственный определяет стоимость изготовления и пуска РН. А если уж бррать комплекс, то самая дорогая составная часть - это, конечно, наземка.

Исходный ваш тезис был : "При тяговооружённости 1,2 для заданной ПН нужна минимальная тяга. Но это не означает что и стоимость за кг ПН будет минимальная".
Так всё-таки, как это должно работать? Мы увеличиваем тягу, скажем, на 20%, не меняем стартовую массу (то есть и стоимость наземки!) и ПН растет, скажем, на 10%. Масса (стоимость) баков растёт слабо, т.к. не меняем стартовую массу.
В итоге у нас:
- наземка не изменилась
- баки не изменились
- двигатели дороже на 20%
- ПН выросла на 10%

Допустим стоимость наземки 1,5 единицы, стоимость двигателей (до роста тяги) 0,5 единицы, стоимость остальной ракеты 0,5 единицы. После роста тяги получаем 1,5+0,6+0,5=2,6 единицы. Это больше чем исходные 2,5 единицы на 4%. А ПН выросла на 10%....хммм а ведь и правда работает ;D ;D :D

Цитата: Буцетам от 02.10.2025 15:16:25

Цитата: Дмитрий В. от 29.09.2025 13:03:49

Цитата: Буцетам от 29.09.2025 10:24:42

Цитата: Дмитрий В. от 29.09.2025 08:27:53Есть ещё и конструкция. А для "сильномногоразовых" определяющим может стать стоимость топлива.

Да, но ведь ваша оценка этого критерия - она для одноразовых ракет. И что это за "конструкция", которая дороже двигателей? Звучит как какой-то частный случай типа водородного одноступа с ТТУ-ускорителями

Двигатель, хоть и один из самых тяжёлых, в т.ч. в соимостном смысле, компонентов, но не он единственный определяет стоимость изготовления и пуска РН. А если уж бррать комплекс, то самая дорогая составная часть - это, конечно, наземка.

Исходный ваш тезис был : "При тяговооружённости 1,2 для заданной ПН нужна минимальная тяга. Но это не означает что и стоимость пуска будет минимальная".
Так всё-таки, как это должно работать? Мы увеличиваем тягу, скажем, на 20%, не меняем стартовую массу (то есть и стоимость наземки!) и ПН растет, скажем, на 10%. Масса (стоимость) баков растёт слабо, т.к. не меняем стартовую массу.
В итоге у нас:
- наземка не изменилась
- баки не изменились
- двигатели дороже на 20%
- ПН выросла на 10%

Допустим стоимость наземки 1,5 единицы, стоимость двигателей (до роста тяги) 0,5 единицы, стоимость остальной ракеты 0,5 единицы. После роста тяги получаем 1,5+0,6+0,5=2,6 единицы. Это больше чем исходные 2,5 единицы на 4%. А ПН выросла на 10%....хммм а ведь и правда работает ;D ;D :D

Ну, как-то так

Цитата: Дмитрий В. от 02.10.2025 15:54:34Ну, как-то так

А какая тяговооружённость оптимальна по критерию $/кг ПН? Для водородов и для углеводородов. Если у ракеты автоматизированный пуск уровня Р-9.

Цитата: Буцетам от 02.10.2025 16:46:27

Цитата: Дмитрий В. от 02.10.2025 15:54:34Ну, как-то так

А какая тяговооружённость оптимальна по критерию $/кг ПН? Для водородов и для углеводородов. Если у ракеты автоматизированный пуск уровня Р-9.

Вот отсюда почитайте: https://forums.airbase.ru/2017/06/t98697_7--soyuz-5-irtysh-on-zhe-feniks-sunkar.html#p5119861
Если по-простому, то универсального значения нет, надо всякий раз считать заново. Численными методами.

Цитата: Дмитрий В. от 02.10.2025 17:44:54Вот отсюда почитайте

Благодарю!