Форум Новости Космонавтики

Так, не пользы ради, а утехи для...
В нескольких темах уже обсуждалась идея воссоздания РН «Энергия». Лично я в этих обсуждениях занимал позицию: «невозможно». В первую очередь, по причинам финансовым, а так же из-за отсутствия четкого ответа на вопрос: «А зачем?». Но, абстрагируясь от этих проблем, можно обсудить технические аспекты. Итак, для воссоздания «стотонника» нам необходимы: блоки «А», доработанные для применения в качестве ББ, новый блок «Ц», ну, и новый блок «Я». Поскольку «Бурана» уже нет, нам ненужна универсальная РН, значит, применяем обычное размещение ПН под ГО. По этим же причинам отказываемся от объединения блоков «А» в параблоки, ББ размещаем равномерно через 90 град, чем экономим массу конструкции ББ и ЦБ. Для удешевления, уменьшаем заправку блока Ц до 468 т и оставляем на нем 2 ЖРД 11д122 (форсированных на 10%), а заправку блоков «А» увеличиваем до 325-329 т. Получается РН с Мст = 2125т и ПН = 95-97т, что близко к требуемому. Оснастка (и м.б. некоторый задел от 11к25) сохранились на «Прогрессе». ЖРД уже разработаны, а РД-170 даже и серийно производится. Систему управления (БЦВМ, инерциальный блок и т.п.) можем адаптировать с какой-нибудь серийной РН (пусть, с Протона-М, к примеру). Общие затраты на разработку и запуск в производство (темп 1-2 шт. в год), ИМХО, составят 2-3 млрд. американских рублей. Остаются вопросы по блоку «Я» (кто сделает?) и по транспортировке блока «Ц». Последнюю проблему решаем модификацией Ил-96, который с легкостью доставит в Тюра-Там «обрезанный» блок «Ц» в сборе. Вперед!?

Хм. А Вы уверены, что нужен именно стотонник?

Для двухпусковой схемы к Луне связки "Легкий орбитальный корабль - легкий лэндер" нужен 33..40 тонник (всю плешь уже проели!)  

Для однопусковой "легкой" экспедиции нужно 60-70 тонн. Эта же размерность нужна и для пресловутого "Клипера" к Луне. Ну и для соответствующего лендера на 4-6 человек.

Что забавно, модули марсианской экспедиции заявляются примерно в этой же размерности - либо 35-40, либо 60-70 тонн.

Однопусковая схема к Луне - это порядка 120-130 тонн, примерно столько же весит "заправка" марсианского комплекса.

Это я к тому, что раз уж кирпичи у нас 35-40, 60-70 и 120-130 тонн - может быть, попытаться собрать (да! легонавты мы!  :wink:)  из оставшихся от "Энергии" блоков именно их?

Так как существующая РН "Энергия" уже "труп", если делать новый стотонник я бы использовал ту же схему, но "шаттловский" подход к размещению и спасению двигателей.
 Схему похожую на "Шаттл-C".

 Цель - облегчить блок "Ц" и спасать РД-0120 отдельным модулем.

 ПН размещается под обтекателем сбоку.

Много (6-8) Зенит. :D

(http://www.geocities.com/czpanorama/zenit.jpg)

ПН с криогенным разгонником-2-й ступенью в оси, вокруг первые ступени Зенита по вкусу.

ЦитироватьМного (6-8) Зенит. :D
ПН с криогенным разгонником-2-й ступенью в оси, вокруг первые ступени Зенита по вкусу.

 А разделение когда?

Ровно тогда, когда зенитовская 1-я ступень выключается :D

ЦитироватьРовно тогда, когда зенитовская 1-я ступень выключается :D

 Я это к тому - зачем водород-то наверх упихан? :)

 На РБ это проходит, а на второй ступени ещё нет.

ЦитироватьХм. А Вы уверены, что нужен именно стотонник?

Для двухпусковой схемы к Луне связки "Легкий орбитальный корабль - легкий лэндер" нужен 33..40 тонник (всю плешь уже проели!)  

Для однопусковой "легкой" экспедиции нужно 60-70 тонн. Эта же размерность нужна и для пресловутого "Клипера" к Луне. Ну и для соответствующего лендера на 4-6 человек.

Что забавно, модули марсианской экспедиции заявляются примерно в этой же размерности - либо 35-40, либо 60-70 тонн.

Однопусковая схема к Луне - это порядка 120-130 тонн, примерно столько же весит "заправка" марсианского комплекса.

Это я к тому, что раз уж кирпичи у нас 35-40, 60-70 и 120-130 тонн - может быть, попытаться собрать (да! легонавты мы!  :wink:)  из оставшихся от "Энергии" блоков именно их?

95 - "это 70 с запасом"
Так и пишите :wink:  :mrgreen:

To Дмитрий:
А какие варианты насчет 2 или 6 боковых блоков?

ЦитироватьХм. А Вы уверены, что нужен именно стотонник?

Для двухпусковой схемы к Луне связки "Легкий орбитальный корабль - легкий лэндер" нужен 33..40 тонник (всю плешь уже проели!)  

Для однопусковой "легкой" экспедиции нужно 60-70 тонн. Эта же размерность нужна и для пресловутого "Клипера" к Луне. Ну и для соответствующего лендера на 4-6 человек.

Что забавно, модули марсианской экспедиции заявляются примерно в этой же размерности - либо 35-40, либо 60-70 тонн.

Однопусковая схема к Луне - это порядка 120-130 тонн, примерно столько же весит "заправка" марсианского комплекса.

Это я к тому, что раз уж кирпичи у нас 35-40, 60-70 и 120-130 тонн - может быть, попытаться собрать (да! легонавты мы!  :wink:)  из оставшихся от "Энергии" блоков именно их?

Не-а, не уверен - см. первую строку поста :D
Ну, почему сразу к Луне? Хотя можно и к Луне - стотонником выводим беспилотный лендер, а 30-тонником - пилотируемый КК! CEV!!!!

А сколько выйдет ПН, если "прямо на Луну"?

А в двухпусковой схеме (причем один из них - Протон), пожалуй и получатся "те самые" 15-20 тонн для модуля лунной базы?

ЦитироватьTo Дмитрий:
А какие варианты насчет 2 или 6 боковых блоков?

Для 100-тонника 2 ББ мало, а 6 -   много:!: С 6-ю тонн 130 получится, навскидку. А с 2-мя - тонн 40, вряд ли сильно больше.

Цитировать

ЦитироватьХм. А Вы уверены, что нужен именно стотонник?

Для двухпусковой схемы к Луне связки "Легкий орбитальный корабль - легкий лэндер" нужен 33..40 тонник (всю плешь уже проели!)  

Для однопусковой "легкой" экспедиции нужно 60-70 тонн. Эта же размерность нужна и для пресловутого "Клипера" к Луне. Ну и для соответствующего лендера на 4-6 человек.

Что забавно, модули марсианской экспедиции заявляются примерно в этой же размерности - либо 35-40, либо 60-70 тонн.

Однопусковая схема к Луне - это порядка 120-130 тонн, примерно столько же весит "заправка" марсианского комплекса.

Это я к тому, что раз уж кирпичи у нас 35-40, 60-70 и 120-130 тонн - может быть, попытаться собрать (да! легонавты мы!  :wink:)  из оставшихся от "Энергии" блоков именно их?

Не-а, не уверен - см. первую строку поста :D
Ну, почему сразу к Луне? Хотя можно и к Луне - стотонником выводим беспилотный лендер, а 30-тонником - пилотируемый КК! CEV!!!!

ЛОС!
Только ЛОС! :mrgreen:
Но с такой Энергией путь от "чистого ЛОСа" к "базе на поверхности" можно пройти гораздо быстрее
Почти сразу начать забрасывать небольшие блоки на Луну

Цитировать

ЦитироватьTo Дмитрий:
А какие варианты насчет 2 или 6 боковых блоков?

Для 100-тонника 2 ББ мало, а 6 -   много:!: С 6-ю тонн 130 получится, навскидку. А с 2-мя - тонн 40, вряд ли сильно больше.

Не, ну "самое оно", прям в копейку! :wink:  :mrgreen:

40 тонн - Союз на ЛОС
Даже не Союз, а прямо Шеньчжоу какой-то :roll:
90 тонн - вывод модуля ЛОС
130 тонн - сброс на Луну модуля базы...

ЦитироватьТак как существующая РН "Энергия" уже "труп", если делать новый стотонник я бы использовал ту же схему, но "шаттловский" подход к размещению и спасению двигателей.
 Схему похожую на "Шаттл-C".

 Цель - облегчить блок "Ц" и спасать РД-0120 отдельным модулем.

 ПН размещается под обтекателем сбоку.

Увы, этот вариант не подходит. По проекту Шаттл-С возвращаемый модуль ДУ весил 30т, а модуль ПН - еще 26 (Аэрокосмическая техника, N9. 1986u. cnh 175-180). Даже при условии замены модуля полностью сбрасываемым контейнером, будет съедена масса ПН не менее 10т, а с учетом несимметричной нагрузки на ЦБ - еще больше. Для сохранения ПН придется увеличивать Мст, и добавлять третий 11д122. К тому же, 11д122 многоразовый только условно - 4-хкратный ресурс, из которых 1 съедался на ОСИ. Так что спасать ДУ вряд ли целесообразно :cry:

Только, что по Вести-Самара было интерьвью с директором СНТК им.КУЗНЕЦОВА. Он сообщил, что начинают выпуск двигателя НК-33 . Интерес к нему проявили Роскосмос и американцы.

При весьма подходящем спектре масс ПН "новой Энергии", выпуск 1-2 штук в год для лунной базы абсолютно недостаточен

Поэтому "оптимальный 40-тонник" может сильно выигрывать по массовости и дешевизне

Если принять сценарий:
фаза-I - "чистый ЛОС",
фаза-II - ЛОС + деятельность на поверхности, включая "одномодульные малые базы",
фаза-III - постоянная база на поверхности
то, чисто на глаз конечно, на фазе-II 40-тонник выигрывает, т.к. поддерживает и ЛОС и данный уровень на самой Луне одновременно, а эта Энергия сможет обеспечить только "поверхность" в том же объеме
То есть, "глобальной компоненты" не будет, а по стоимости так и еще и дороже наверное выйдет

Могу и ошибаться, конечно, но я бы "ставил" на 40-тонник
Сначала :wink:  :mrgreen:

А потом - либо 40-тонник + "новая Энергия", либо 40-тонник + высокоимпульная ТС
На выбор

На все том же сайте www.buran.ru прочитал статью про Энергию-2
И больше всего меня заинтересовал вариант, когда два практически идентичных крылатых блока стартуют, так сказать "пузо к пузу",  на одном  киросин+кислород, на другом трехкомпонентые двигатели. Один выполняет функцию 1-й ступени и возвращается на место старта на крыльях, второй целиком выходит на орбиту  и имеет отсек полезной нагрузки, а потом возвращается по схеме Бурана.

Интеренсно, насколько такая схема реализуема и эффективна?

ЦитироватьНа все том же сайте www.buran.ru прочитал статью про Энергию-2
И больше всего меня заинтересовал вариант, когда два практически идентичных крылатых блока стартуют, так сказать "пузо к пузу",  на одном  киросин+кислород, на другом трехкомпонентые двигатели. Один выполняет функцию 1-й ступени и возвращается на место старта на крыльях, второй целиком выходит на орбиту  и имеет отсек полезной нагрузки, а потом возвращается по схеме Бурана.

Интеренсно, насколько такая схема реализуема и эффективна?

Технически -реализуемо, экономически - неэффективно. ИМХО, подкрепленное опытом и расчетами.

ЦитироватьНа все том же сайте www.buran.ru прочитал статью про Энергию-2
И больше всего меня заинтересовал вариант, когда два практически идентичных крылатых блока стартуют, так сказать "пузо к пузу",  на одном  киросин+кислород, на другом трехкомпонентые двигатели. Один выполняет функцию 1-й ступени и возвращается на место старта на крыльях, второй целиком выходит на орбиту  и имеет отсек полезной нагрузки, а потом возвращается по схеме Бурана.

Интеренсно, насколько такая схема реализуема и эффективна?

Межде прочим, если на 1-й ступени керосин заменить на метан, то получится тот самый "Урал" с многоразовой 2-й ступенью  :wink:

А кинул бы кто ссылочек толковых по "Уралу". :)

ЦитироватьА кинул бы кто ссылочек толковых по "Уралу". :)

На сегодня самая лучшая ссылка такая: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3185&postdays=0&postorder=asc&start=0
 :D

Цитировать

Цитировать...Интеренсно, насколько такая схема реализуема и эффективна?

Технически -реализуемо, экономически - неэффективно. ИМХО, подкрепленное опытом и расчетами.

Готов спорить - львинная доля затрат была бы на обслуживание второй ступени. Убрать ее и все сразу станет и технически реализуемо, и экономически эффективно :)

Цитировать

Цитировать

Цитировать...Интеренсно, насколько такая схема реализуема и эффективна?

Технически -реализуемо, экономически - неэффективно. ИМХО, подкрепленное опытом и расчетами.

Готов спорить - львинная доля затрат была бы на обслуживание второй ступени. Убрать ее и все сразу станет и технически реализуемо, и экономически эффективно :)

Ага, а еще - сделать одноразовой и 1-ую ступень. Тогда экономическая эффективность еще больше возрастет!

Цитировать

ЦитироватьТак как существующая РН "Энергия" уже "труп", если делать новый стотонник я бы использовал ту же схему, но "шаттловский" подход к размещению и спасению двигателей.
 Схему похожую на "Шаттл-C".

 Цель - облегчить блок "Ц" и спасать РД-0120 отдельным модулем.

 ПН размещается под обтекателем сбоку.

Увы, этот вариант не подходит. По проекту Шаттл-С возвращаемый модуль ДУ весил 30т, а модуль ПН - еще 26 (Аэрокосмическая техника, N9. 1986u. cnh 175-180). Даже при условии замены модуля полностью сбрасываемым контейнером, будет съедена масса ПН не менее 10т, а с учетом несимметричной нагрузки на ЦБ - еще больше. Для сохранения ПН придется увеличивать Мст, и добавлять третий 11д122. К тому же, 11д122 многоразовый только условно - 4-хкратный ресурс, из которых 1 съедался на ОСИ. Так что спасать ДУ вряд ли целесообразно :cry:

 Ну так уж сразу многоразовость РД-0120 "слили". :)
 Просто не захотели дорабатывать двигатель и всё - все ЖРД потенциально многоразовые, просто никто не хочет возиться с этим вопросом под такой трафик.

 Кстати, "4-х кратный ресурс" это непрерывной работы или 4 запуска? Для ЖРД это "две большие разницы". :)

ЦитироватьКстати, "4-х кратный ресурс" это непрерывной работы или 4 запуска? Для ЖРД это "две большие разницы". :)

Не помню уже точно. Вроде бы 4 по 450 секунд... Но это надо уточнять.

Цитировать

ЦитироватьКстати, "4-х кратный ресурс" это непрерывной работы или 4 запуска? Для ЖРД это "две большие разницы". :)

Не помню уже точно. Вроде бы 4 по 450 секунд... Но это надо уточнять.

 Не, не может этого быть. :)

 Больно фиговато получается. :)

ЦитироватьТак как существующая РН "Энергия" уже "труп", если делать новый стотонник я бы использовал ту же схему, но "шаттловский" подход к размещению и спасению двигателей.
 Схему похожую на "Шаттл-C".

 Цель - облегчить блок "Ц" и спасать РД-0120 отдельным модулем.

 ПН размещается под обтекателем сбоку.

"Труп" не РН "Энергия" а "Шатл". Если бы американцы использовали теплозащиту блока "Ц" РН  "Энергии" то "Колумбия" благополучно вернулась бы на Землю. А используй они жидкостные боковушки "Энергии" то и "Челенджер" бы остался цел. Как бы сейчас не старались а лучшего носителя чем "Энергия" пока никто не придумал. Я думаю что не надо изобретать "велосипед" и выдумывать разные схемы РН ведь неизвестно как они будут летать. Надо взять РН "Знергию" за основу и мы будем иметь носитель на все случаи жизни.

Дежавю. Это уже писалось. Я могу написать просто слово - бредите, но можно написать - если бы коровы летали. Приношу извинения за резкость остальным участникам форума. Этим словам не место даже в черной дыре. А вам, Новик, посоветую дополнительно, хорошенько думать, прежде чем писать. Я сам подпускаю изрядную струю флуда, но стараюсь оставаться в рамках  разумного.

Цитировать[
"Труп" не РН "Энергия" а "Шатл". Если бы американцы использовали теплозащиту блока "Ц" РН  "Энергии" то "Колумбия" благополучно вернулась бы на Землю.

Боюсь, что Колумбию это бы не спасло - теплоизоляция, что на ВТБ Шаттла, что на блоке Ц, ЕМНИП, - пенополиуретан низкой плотности с замкнутыми порами. А с блока Ц теплоизоляция отслаивалась - перед первым пуском Бурана на блок Ц пришлось отправлять альпинистов для ее восстановления. так что, увы...

Цитировать

Цитировать[
"Труп" не РН "Энергия" а "Шатл". Если бы американцы использовали теплозащиту блока "Ц" РН  "Энергии" то "Колумбия" благополучно вернулась бы на Землю.

Боюсь, что Колумбию это бы не спасло - теплоизоляция, что на ВТБ Шаттла, что на блоке Ц, ЕМНИП, - пенополиуретан низкой плотности с замкнутыми порами. А с блока Ц теплоизоляция отслаивалась - перед первым пуском Бурана на блок Ц пришлось отправлять альпинистов для ее восстановления. так что, увы...

Сравните фото теплоизоляции "Энергии" и "Шатла". Видите разницу?

А может, дело в количестве полосок на флагах? Вы настолько разбираетесь, что беретесь по фотографии судить о свойствах? Ну, давайте картинки, мы тоже посмотрим.

ЦитироватьСравните фото теплоизоляции "Энергии" и "Шатла". Видите разницу?

Ну, и что там, на фото? Цветом отличаются? ...

Постфактум все "очень умные" по поводу той теплозащиты отпадающей. :)
 Есть простенькое решение этой проблемки - дополнительный обтекатель центра над теплозащитой со стороны ПН. :)

 Да, это несколько ухудшит характеристики системы, но и только. :)

ЦитироватьПостфактум все "очень умные" по поводу той теплозащиты отпадающей. :)
 Есть простенькое решение этой проблемки - дополнительный обтекатель центра над теплозащитой со стороны ПН. :)

 Да, это несколько ухудшит характеристики системы, но и только. :)

Ну, а если ПН сверху ЦБ ставить, так и обтекатель дополнительный не нужен!

Цитировать

ЦитироватьПостфактум все "очень умные" по поводу той теплозащиты отпадающей. :)
 Есть простенькое решение этой проблемки - дополнительный обтекатель центра над теплозащитой со стороны ПН. :)

 Да, это несколько ухудшит характеристики системы, но и только. :)

Ну, а если ПН сверху ЦБ ставить, так и обтекатель дополнительный не нужен!

 Да, но обтекатель ПН в любом случае понадобится. :) Кроме того, понадобится переходной отсек к ПН на кислородном баке, и сам бак должен быть прочнее. :)
 Шаттловская силовая схема оптимальная с точки зрения массы баков, а отрыв теплоизоляции просто технологическая недоработка - здесь предлагалось неоднократно композитное внешнее армирование пены, которое исключит падение отдельных кусков вообще.

 Проблему падения пены с баков просто не считали значимой, пока не произошла катастрофа. :) А теперь столкнулись с Проблемой - любая существенная модификация, в том числе общее подкрепление поверхности требует серьёзных испытаний, в том числе лётных. :)

ЦитироватьДа, но обтекатель ПН в любом случае понадобится. :) Кроме того, понадобится переходной отсек к ПН на кислородном баке, и сам бак должен быть прочнее. :)
 Шаттловская силовая схема оптимальная с точки зрения массы баков, а отрыв теплоизоляции просто технологическая недоработка - здесь предлагалось неоднократно композитное внешнее армирование пены, которое исключит падение отдельных кусков вообще.

 Проблему падения пены с баков просто не считали значимой, пока не произошла катастрофа. :) А теперь столкнулись с Проблемой - любая существенная модификация, в том числе общее подкрепление поверхности требует серьёзных испытаний, в том числе лётных. :)

1) Обтекатель ПН, расположенной сверху, будет легче бокового контейнера из!за отсутствия сосредоточенных нагрузок от узлов связи. Для сравнения - контейнер для Энергии при длине 40 м и диаметре 6,7 м весил около 40 т, а ГО Н-1 длиной тоже около 40 м и диаметром около 6 м имел массу 21 т с САС и 14 т без нее.
2)Переходник ПН будет иметь массу всего килограмм 500-800 - мизер.
3)Нагрузка на бак окислителя от ПН разгрузится давлением наддува - при давлении наддува 2,5 атм растягивающая сила в баке будет более 1000 тс, тогда как сжимающая нагрузка от ПН не превысит 500 тс

Цитировать1) Обтекатель ПН, расположенной сверху, будет легче бокового контейнера из!за отсутствия сосредоточенных нагрузок от узлов связи. Для сравнения - контейнер для Энергии при длине 40 м и диаметре 6,7 м весил около 40 т, а ГО Н-1 длиной тоже около 40 м и диаметром около 6 м имел массу 21 т с САС и 14 т без нее.
2)Переходник ПН будет иметь массу всего килограмм 500-800 - мизер.
3)Нагрузка на бак окислителя от ПН разгрузится давлением наддува - при давлении наддува 2,5 атм растягивающая сила в баке будет более 1000 тс, тогда как сжимающая нагрузка от ПН не превысит 500 тс

 1) Дмитрий В. сухая масса Шаттла - около 70 тонн, 10 тонн двигателей, тонн 20 кабина, 8 тонн теплозащита.
 Конструкция шаттла легче "того контейнера"? :)

 2) Под ПН 100 тонн? Не считал, может быть. :)

 3) Увеличим наддув - увеличится масса бака при том же запасе, кроме того сам дополнительный газ для наддува будет иметь какую-то массу.

Цитировать1) Дмитрий В. сухая масса Шаттла - около 70 тонн, 10 тонн двигателей, тонн 20 кабина, 8 тонн теплозащита.
 Конструкция шаттла легче "того контейнера"? :)

 2) Под ПН 100 тонн? Не считал, может быть. :)

 3) Увеличим наддув - увеличится масса бака при том же запасе, кроме того сам дополнительный газ для наддува будет иметь какую-то массу.

1) Разумеется, конструкция Шаттла "тяжелее".
2) Да я сам не считал, так прикинул ... к носу, но порядок должен быть тот же, т.е. сотни кг.
3) А наддув и увеличивать не надо - 2,5 атм - штатный наддув из условия безкавитационной работы насосов ТНА.

Цитировать1) Разумеется, конструкция Шаттла "тяжелее".
2) Да я сам не считал, так прикинул ... к носу, но порядок должен быть тот же, т.е. сотни кг.
3) А наддув и увеличивать не надо - 2,5 атм - штатный наддув из условия безкавитационной работы насосов ТНА.

 1) Получается, что не тяжелее. :) Не мог быть обтекатель 40 тонн - это больше массы шаттловского бака. :)

 2) А вы учитывали Размер ПН? ;) Сосредоточенная конструкция имеет небольшую массу, да, но вот переходник "под диаметр". :)

 3) По-любому это бак полностью переделывать - заправка там сверху. :)

Цитировать1) Получается, что не тяжелее. :) Не мог быть обтекатель 40 тонн - это больше массы шаттловского бака. :)

 2) А вы учитывали Размер ПН? ;) Сосредоточенная конструкция имеет небольшую массу, да, но вот переходник "под диаметр". :)

 3) По-любому это бак полностью переделывать - заправка там сверху. :)

1) ГТК 14с70 именно 40 т и "весил", начинался он, правда, с 28 т по "лимитке", но в ходе проектирования, масса его постоянно росла.
2) переходник как раз нагружен распределенной (по периметру) нагрузкой от ПН, так что масса его невелика
3) Бак "О" переделать - не проблема, достаточно использовать днища и секции обечайки бака "Г".

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/2648.jpg)

По просьбе уважаемого Дмитрия В. выкладываю его набросок "новой Энергии"

Кстати поскольку скоро весна и опять из-под снега вылезет всякая дрянь, например автомобильные колесные покрышки, совершенно не хотят самостоятельно гнить. Есть предложение выводить эту резину с помощью восстановленной РН "Энергия" на баллистическую траекторию для ускоренного процесса утилизации посредством сгорания. Опять же вся вонь далеко за облаками летает. Очень энергичных прошу не беспокоиться идея уже запатентована.

Автомобилные покрышки - особенно в измельченном виде - сырье, имеющее стабильный спрос. Странная идея.

Цитировать1) ГТК 14с70 именно 40 т и "весил", начинался он, правда, с 28 т по "лимитке", но в ходе проектирования, масса его постоянно росла.
2) переходник как раз нагружен распределенной (по периметру) нагрузкой от ПН, так что масса его невелика
3) Бак "О" переделать - не проблема, достаточно использовать днища и секции обечайки бака "Г".

 1) Если кто-то такой "умный", что сделал обтекатель массой 40 тонн это не означает, что с него надо "пример брать". :)

 2) А "всякие-разные колебания" относительно центра масс, которые могут привести к перераспределению нагрузки?

 3) Может технически и "не проблема", но это надо проводить все испытания конструкции заново.

Была такая тема: Ангара-100:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=1984&sid=b7fdc49d9778b85d614447f9ec9fd88c

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/58682.jpg)

Примерно то, о чем вы говорите.

ЦитироватьЕсть предложение выводить эту резину с помощью восстановленной РН "Энергия" на баллистическую траекторию для ускоренного процесса утилизации посредством сгорания. Опять же вся вонь далеко за облаками летает. Очень энергичных прошу не беспокоиться идея уже запатентована.

А почему бы не отправить на Солнце? ;)

Цитировать1) Если кто-то такой "умный", что сделал обтекатель массой 40 тонн это не означает, что с него надо "пример брать". :)

 2) А "всякие-разные колебания" относительно центра масс, которые могут привести к перераспределению нагрузки?

 3) Может технически и "не проблема", но это надо проводить все испытания конструкции заново.

1) Увы, боковой контейнер - это не обтекатель - конструкция существенно сложнее (хотя бы из-за сложности безударного разделения) и заведомо тяжелее, в том числе из-за более сложного комплекса нагрузок и т.д.
2) Ну, для любой РН (даже для каждого варианта модульной Ангары) надо проводить динамический расчет и динамические испытания - это неизбежно. Кстати в плане динамики, вариант с верхним расположением ГО предпочтительнее.
3)Испытания (практически в полном объеме, кроме КДИ уже отработанных агрегатов и систем) придется проводить для любой РН.
С уважением, Дмитрий В.

Скорее всего, повторю уже не раз сказанную мысль, но все-таки выскажусь.
Мой сарказм по поводу восстановления Энергии «порыт» в другом.
Когда в нашей стране разработают механизм личной ответственности за принятие недальновидного или заведомо вредного решения, тогда и восстанавливать ничего не надо будет. А то конца этому нет. Сегодня восстанавливаем потом выясняется, что дядя который это придумал вышел на пенсию или уехал на Канары жить навсегда, а вы ребята типа сами дураки мало ли, что я вам приказал или сказал.
Представьте, принял чиновник решение сделать так или этак, а результата нет, одни расходы, так вот изволь возместить убытки дорогой. И разработать механизм возмещения. А то напринимали решений и никого не интересует результат, а ведь тысячи людей работают, тратят жизненную энергию и государственные деньги.
Но пока этого нет и чтобы не застопорить процесс надо все-таки заглядывать чуть дальше просто технических вопросов типа можно или нет. Надо сначала решить вопрос, зачем.
И вот кто ответит мне Зачем? Для какой такой супер цели нам нужна эта супер ракета?
Кто готов оплатить запуски этого гиганта? Желательно фамилии и адреса.

"Энергия" - ракета для "дальнего космоса"
Для полетов на Луну и Марс и вывода блоков больших орбитальных станций
Больше ни для чего
Так что "принимая решение" надо это четко понимать

Выбор такой, идём ли мы "дальше в космос" или нет

Если вы считаете, что это нам "не нужно" - значит так
Но тогда и "луноходов" не просите - не нужно, значит не нужно

ЦитироватьСкорее всего, повторю уже не раз сказанную мысль, но все-таки выскажусь.
Мой сарказм по поводу восстановления Энергии «порыт» в другом.
Когда в нашей стране разработают механизм личной ответственности за принятие недальновидного или заведомо вредного решения, тогда и восстанавливать ничего не надо будет. А то конца этому нет. Сегодня восстанавливаем потом выясняется, что дядя который это придумал вышел на пенсию или уехал на Канары жить навсегда, а вы ребята типа сами дураки мало ли, что я вам приказал или сказал.
Представьте, принял чиновник решение сделать так или этак, а результата нет, одни расходы, так вот изволь возместить убытки дорогой. И разработать механизм возмещения. А то напринимали решений и никого не интересует результат, а ведь тысячи людей работают, тратят жизненную энергию и государственные деньги.
Но пока этого нет и чтобы не застопорить процесс надо все-таки заглядывать чуть дальше просто технических вопросов типа можно или нет. Надо сначала решить вопрос, зачем.
И вот кто ответит мне Зачем? Для какой такой супер цели нам нужна эта супер ракета?
Кто готов оплатить запуски этого гиганта? Желательно фамилии и адреса.

Эта система уже разработана. Называется - "держать и непущщать". Механизм другой, а результат - тот же  :mrgreen:

С "механизмом" все намного проще. Он действительно давно уже есть и называется "правоохранительные органы". В данном случае вопрос подпадает под юристдикцию конкретно прокуратуры и госбезопастности. Реальная же проблема в том, что как известно суровость российских законов компенсируется необязательностью их выполнения.

Цитировать"Энергия" - ракета для "дальнего космоса"
Для полетов на Луну и Марс и вывода блоков больших орбитальных станций
Больше ни для чего
Так что "принимая решение" надо это четко понимать

Выбор такой, идём ли мы "дальше в космос" или нет

Если вы считаете, что это нам "не нужно" - значит так
Но тогда и "луноходов" не просите - не нужно, значит не нужно

А поскольку "дальний" космос это одновременно и "дальняя" перспектива, плюс желание вытеснить конкурентов с уже освоенных позиций, то и появляются "универсальные" РН :lol:
Мда... был бы двигатель с УИ 1000 с, проблем бы с универсальностью не было.

Универсальных суперракет небыло
Сатурн-5 - лунная
Н-1 - лунная
Энергия - Буран

А "универсальность" Энергии - скорее "пиар", чем факт
С такой точки - любая ракета "универсальная", раз уж она "корапь" выводит, то и свинцовые чушки тоже осилит :wink:  :mrgreen:

ЦитироватьУниверсальных суперракет небыло
Сатурн-5 - лунная
Н-1 - лунная
Энергия - Буран

А "универсальность" Энергии - скорее "пиар", чем факт
С такой точки - любая ракета "универсальная", раз уж она "корапь" выводит, то и свинцовые чушки тоже осилит :wink:  :mrgreen:

Ничего подобного.
Энергия расчитывалась в том числе на выведение тяжелых модулей Мир-2 и модулей марсианского корабля, тяжелых АМС. Причем, я сильно подозреваю, что в перую очередь именно МЭКа.

Другое дело, что родилась Энергия как носитель Бурана, но тут надо рассматривать в целом историю его создания. Изначально как таковой РН не было, а была копия шаттла. Как самостоятельная РН Энегия оформилась в процессе, в связи с появлением в планах вышеуказанных тяжелых нагрузок. И стала универсальной.

Плохая у нее универсальность. Простое перераспределение двигателей второй ступени - три оставить, один - переместить на третью ступень, при сохранении стартовой массы, добавило бы ПН тонн на 20, не меньше.

ЦитироватьПлохая у нее универсальность.

Ну уж какая есть!
На то она и универсальность, чтобы за нее платить неоптимальностью ;)

Цитировать1) Увы, боковой контейнер - это не обтекатель - конструкция существенно сложнее (хотя бы из-за сложности безударного разделения) и заведомо тяжелее, в том числе из-за более сложного комплекса нагрузок и т.д.
2) Ну, для любой РН (даже для каждого варианта модульной Ангары) надо проводить динамический расчет и динамические испытания - это неизбежно. Кстати в плане динамики, вариант с верхним расположением ГО предпочтительнее.
3)Испытания (практически в полном объеме, кроме КДИ уже отработанных агрегатов и систем) придется проводить для любой РН.
С уважением, Дмитрий В.

 1) Эта "сложная конструкция" сложнее планера того же Шаттла и Бурана? Которые имеют массу около тех же 40 тонн. :)

 2) Да, в плане динамики движения проще поставить ПН сверху. :) А в плане силовой схемы - сбоку. :)
 Метания в сторону "верхнего расположения" - просто "синдром пены". :)

 3) Ну так это будет совершенно новая ракета - и прибыльность от использования компонентов Энергии будет минимальна.

Цитировать

Цитировать1) Увы, боковой контейнер - это не обтекатель - конструкция существенно сложнее (хотя бы из-за сложности безударного разделения) и заведомо тяжелее, в том числе из-за более сложного комплекса нагрузок и т.д.
2) Ну, для любой РН (даже для каждого варианта модульной Ангары) надо проводить динамический расчет и динамические испытания - это неизбежно. Кстати в плане динамики, вариант с верхним расположением ГО предпочтительнее.
3)Испытания (практически в полном объеме, кроме КДИ уже отработанных агрегатов и систем) придется проводить для любой РН.
С уважением, Дмитрий В.

 1) Эта "сложная конструкция" сложнее планера того же Шаттла и Бурана? Которые имеют массу около тех же 40 тонн. :)

 2) Да, в плане динамики движения проще поставить ПН сверху. :) А в плане силовой схемы - сбоку. :)
 Метания в сторону "верхнего расположения" - просто "синдром пены". :)

 3) Ну так это будет совершенно новая ракета - и прибыльность от использования компонентов Энергии будет минимальна.

Так ведь если ничего не менять, все равно это будет новая ракета. Т.к. НИЧЕГО не поменять не получится, время ушло ... А раз ЧЕГО-ТО поменяем, то и остальное придется ... такая вот диалектика :D

ЦитироватьНадо сначала решить вопрос, зачем.
И вот кто ответит мне Зачем? Для какой такой супер цели нам нужна эта супер ракета?
Кто готов оплатить запуски этого гиганта? Желательно фамилии и адреса.

Извините, но изначально в этом топике предлагалось не рассматривать вопросы типа "Зачем?", а ограничиться только техническими аспектами (смотрите самый первый пост). С уважением, Дмитрий В.

Цитировать1) Эта "сложная конструкция" сложнее планера того же Шаттла и Бурана? Которые имеют массу около тех же 40 тонн. :)

 2) Да, в плане динамики движения проще поставить ПН сверху. :) А в плане силовой схемы - сбоку. :)
 Метания в сторону "верхнего расположения" - просто "синдром пены". :)

 3) Ну так это будет совершенно новая ракета - и прибыльность от использования компонентов Энергии будет минимальна.

1 - не сложнее, однако грузовой контейнер Шаттла-С имел массу еще больше, чем ГТК Энергии.
2 - в плане силовой схемы - боковое размещение как раз самое неудачное из-за дополнительных изгибающих моментов и необходимости восприятия сосредоточенных сил. Не спасает даже то, что "висящий" ГТК (без двигателей) частично разгружает блок Ц от сжатия...
3 - сильно упрощается конструкция блока Ц и ГО.

ЦитироватьПлохая у нее универсальность. Простое перераспределение двигателей второй ступени - три оставить, один - переместить на третью ступень, при сохранении стартовой массы, добавило бы ПН тонн на 20, не меньше.

Применение 3-х ступеней приведет к увеличению ПН вряд ли больше, чем на 10%, но добавит геморроя с надежностью и появлением еще одной зоны отчуждения. Кстати, поэтому зарубили 3-хступенчатый вариант Энергии - т.н. четырехбаковую схему, на которую Садовский года 2 убил.

Цитировать

Цитировать1) Эта "сложная конструкция" сложнее планера того же Шаттла и Бурана? Которые имеют массу около тех же 40 тонн. :)

 2) Да, в плане динамики движения проще поставить ПН сверху. :) А в плане силовой схемы - сбоку. :)
 Метания в сторону "верхнего расположения" - просто "синдром пены". :)

 3) Ну так это будет совершенно новая ракета - и прибыльность от использования компонентов Энергии будет минимальна.

1 - не сложнее, однако грузовой контейнер Шаттла-С имел массу еще больше, чем ГТК Энергии.
2 - в плане силовой схемы - боковое размещение как раз самое неудачное из-за дополнительных изгибающих моментов и необходимости восприятия сосредоточенных сил. Не спасает даже то, что "висящий" ГТК (без двигателей) частично разгружает блок Ц от сжатия...
3 - сильно упрощается конструкция блока Ц и ГО.

 1. Грузовой контейнер Шаттла-С - "от Вейда" http://www.astronautix.com/lvs/shuttlec.htm -
 "Stage Number: 2. 1 x Shuttle C Gross Mass: 36,360 kg. Empty Mass: 34,380 kg. Thrust (vac): 696,905 kgf. Isp: 313 sec. Burn time: 120 sec. Isp(sl): 0.000 sec. Diameter: 6.30 m. Span: 6.30 m. Length: 21.00 m. Propellants: N2O4/MMH No Engines: 2. OME Other designations: IHLLV; Interim Heavy Lift Launch Vehicle. Status: Study 1980."
 Однако, поменьше 40 тонн. :)

 2. "Дополнительные изгибающие моменты" - мифология "в духе Старого". :)
 На Союзе двигатели боковушек смотрят не в центр масс, возникает изгибающий момент, да. Но компенсируется он креплением к центру и плечо у этой силы в разы больше, потому он не представляет проблемы.

 3. Не упрощается, ГО - может быть, а весь блок будет сложнее, чем вынос двигателей "вбок". Да, при выносе сложнее управление, но сама силовая схема проще.

Цитировать1. Грузовой контейнер Шаттла-С - "от Вейда" http://www.astronautix.com/lvs/shuttlec.htm -
 "Stage Number: 2. 1 x Shuttle C Gross Mass: 36,360 kg. Empty Mass: 34,380 kg. Thrust (vac): 696,905 kgf. Isp: 313 sec. Burn time: 120 sec. Isp(sl): 0.000 sec. Diameter: 6.30 m. Span: 6.30 m. Length: 21.00 m. Propellants: N2O4/MMH No Engines: 2. OME Other designations: IHLLV; Interim Heavy Lift Launch Vehicle. Status: Study 1980."
 Однако, поменьше 40 тонн. :)

 2. "Дополнительные изгибающие моменты" - мифология "в духе Старого". :)
 На Союзе двигатели боковушек смотрят не в центр масс, возникает изгибающий момент, да. Но компенсируется он креплением к центру и плечо у этой силы в разы больше, потому он не представляет проблемы.

 3. Не упрощается, ГО - может быть, а весь блок будет сложнее, чем вынос двигателей "вбок". Да, при выносе сложнее управление, но сама силовая схема проще.

1 - грузовой отсек Шаттла-С не мог быть сброшен целиком, и выводился на орбиту вместе с отсеком ДУ, вследствие чего ПН была равна всего 68т. Кстати о развесовке этого отсека я уже писал где-то (пару недель назад). ГТК Бурана-Т должен был сбрасываться практически целиком, за исключением силового кольца, поэтому весовая отдача была не в пример выше чем у Шаттл-С
2 - изгибающие моменты, увы, не мифы - из-за них, возникающих по причине несимметричной схемы Энергии, ее ПН не досчитывалась 20-25 т. И потом, Ворон, плечо надо смотреть относительно оси жесткости, а не ЦМ. Так вот, изгибающий момент от боковой ПН примерно равен m*g*nx*7- для Энергии, грубо, конечно. А на семерке эксцентриситет тяги ББ был не очень велик, что практически не сказалось на массе ББ.

По поводу 10% - позволю себе не согласиться. Масса ЦБ Энергии - порядка 85 тонн. И все они выходят на орбиту. Допустим, мы их делим как 70 и 15 тонн, 15 заливаем примерно 100 тоннами ЖК-ЖВ. Это в сочетании с примерно 100-тонной ПН дает ХС порядка 3 км/с и фактор мультипликации массы - 2. Т.е. мы не выводим на орбиту половину от 85 тонн, но выводим - 15 тонн третьей ступени. 42-15 = 28 тонн экономии ПН. Ну, это расчет грубый, но так... по порядку. Т.е. трехступенчатая Энергия вытащила бы порядка 130 тонн. Резко уменьшились бы проблемы с прочностью бака - бе усилие передавалось бы не через вторую ступень, а через переходное кольцо к третьей ступени и далее через третью. Третья ступень на орбите давала бы готовый 'мегабустер' для разгона тех же 100 тонн к Луне. В общем, куда ни лянь - сплошные плюсы ;-).

Цитировать1 - грузовой отсек Шаттла-С не мог быть сброшен целиком, и выводился на орбиту вместе с отсеком ДУ, вследствие чего ПН была равна всего 68т. Кстати о развесовке этого отсека я уже писал где-то (пару недель назад). ГТК Бурана-Т должен был сбрасываться практически целиком, за исключением силового кольца, поэтому весовая отдача была не в пример выше чем у Шаттл-С
2 - изгибающие моменты, увы, не мифы - из-за них, возникающих по причине несимметричной схемы Энергии, ее ПН не досчитывалась 20-25 т. И потом, Ворон, плечо надо смотреть относительно оси жесткости, а не ЦМ. Так вот, изгибающий момент от боковой ПН примерно равен m*g*nx*7- для Энергии, грубо, конечно. А на семерке эксцентриситет тяги ББ был не очень велик, что практически не сказалось на массе ББ.

 1. Шаттл-С вообще "почти самостоятельный корабль" с ДУ и тому подобным.
 Разумеется, если обтекатель делать сбрасываемым на "участке второй ступени" его не надо делать особо облегчённым, может потому он 40 тонн и получился. :)

 2. Так на ПН вообще усилие передаётся "прямо" - она находится спереди ДУ, которая тоже сбоку. Как у Шаттла.
 У нас есть налицо схема Шаттла, с боковым расположением ДУ - бак он толкает через силовые элементы через центральный отсек, а сам КК - просто "прямо". При этом массовое совершенство у Шаттла выше, чем у Энергии.

ЦитироватьУ нас есть налицо схема Шаттла, с боковым расположением ДУ - бак он толкает через силовые элементы через центральный отсек, а сам КК - просто "прямо". При этом массовое совершенство у Шаттла выше, чем у Энергии.

Ворон, Вы уже неоднократно пытаетесь нас убедить, что ОС Шаттла "толкает" ВТБ через межбаковый отсек последнего. Однако, Вы заблуждаетесь - тяга SSME передается на ВТБ в НИЖНЕМ поясе связи (верхний пояс воспринимает только радиальные и тангенциальные усилия от ОС). Вследствие этого, ВТБ испытывает сжатие в районе приложения тяги SSME (в отличие, кстати, от Бурана, который растягивал блок Ц за счет инерционных нагрузок). Пожелай американцы воспользоваться Вашей схемой с передачей тяги в верхнем поясе связи, им пришлось бы оснастить ОС мощными 20-метровыми лонжеронами общей массой не менее 1500 кг, с соответствующим уменьшением ПН. С уважением, Дмитрий В.

ЦитироватьПо поводу 10% - позволю себе не согласиться. Масса ЦБ Энергии - порядка 85 тонн. И все они выходят на орбиту. Допустим, мы их делим как 70 и 15 тонн, 15 заливаем примерно 100 тоннами ЖК-ЖВ. Это в сочетании с примерно 100-тонной ПН дает ХС порядка 3 км/с и фактор мультипликации массы - 2. Т.е. мы не выводим на орбиту половину от 85 тонн, но выводим - 15 тонн третьей ступени. 42-15 = 28 тонн экономии ПН. Ну, это расчет грубый, но так... по порядку. Т.е. трехступенчатая Энергия вытащила бы порядка 130 тонн. Резко уменьшились бы проблемы с прочностью бака - бе усилие передавалось бы не через вторую ступень, а через переходное кольцо к третьей ступени и далее через третью. Третья ступень на орбите давала бы готовый 'мегабустер' для разгона тех же 100 тонн к Луне. В общем, куда ни лянь - сплошные плюсы ;-).

Уважаемый hcube! К сожалению, вынужден Вас огорчить. Расчеты показвают, что при современном уровне конструктивного совершенства и развития ЖРД, применение 3-х ступеней дает выигрыш в "мю ПН" именно не более 10%.  А теперь, прошу Вас ответить на некоторые вопросы по предложенному Вами варианту:
1) На сколько уменьшится ПН за счет уменьшения тяги блока Ц на четверть (из-за переноса 1-го ЖРД на 3 ступень)?
2) На сколько уменьшится высота и возрастет скоростной напор при разделении 1 и 2 ступени ? Ведь увеличение ХС за счет 3-й ступени очевидно приведет к сокращению длительности АУТ 1-й ступени.
3) Куда упадет блок 2-й ступени массой не менее 60т (в двухступенчастой схеме падает в нейтральные воды Тихого Океана)
4) На сколько уменьшится надежность РН за счет введения еще одного элемента - 3 ступени?
С уважением, Дмитрий В.

1) На сколько уменьшится ПН за счет уменьшения тяги блока Ц на четверть (из-за переноса 1-го ЖРД на 3 ступень)?

Ни на сколько. Четыре ЖРД на блоке Ц избыточны - на треть. Он полностью выполняет программу полета на трех ЖРД - даже при отказе начиная с самого старта. Там же паралельно стоят блоки А, которые до 2 км/с работают - за это время треть блока Ц по топливу вырабатывается.

2) На сколько уменьшится высота и возрастет скоростной напор при разделении 1 и 2 ступени ? Ведь увеличение ХС за счет 3-й ступени очевидно приведет к сокращению длительности АУТ 1-й ступени.

Не приведет. 1-я ступень та же, 2-я - меньше на треть, третья - разница между второй и блоком Ц. Т.е. в длину оно только чуть болше блока Ц - плюс обтекатель. Вес - точно такой же. Падение тяговооруженности на 5% - думаю, это несерьезно ;-). Более того - наоборот, преимущественное использование на старте керосина приведет к РОСТУ ПН.

3) Куда упадет блок 2-й ступени массой не менее 60т (в двухступенчастой схеме падает в нейтральные воды Тихого Океана)

Ну... можно так подобрать время работы, сиречь обьем баков, чтобы падал туда же куда вторая ступень Протона.

4) На сколько уменьшится надежность РН за счет введения еще одного элемента - 3 ступени?

На надежность системы разделения и горячего запуска двигателя. Число двигателей - ровно то же самое. Прошу напомнить недавние случаи незапуска водородника второй ступени ;-).

Если верить этой новости от 13.05.2005, найденной в архиве Авиакосмического портала украины, то Роскосмос подумывают о востановлении Энергии:

"Роскосмос не исключает возможности реанимации проекта "Энергия-Буран".

Способная выводить в космос полезную нагрузку весом в 100 тонн ракетно-космическая система "Энергия-Буран" в случае необходимости может быть реанимирована.
Об этом сообщил сегодня журналистам заместитель руководителя Федерального космического агентства Александр Медведчиков, передает ИТАР-ТАСС.
"Эта уникальная система была создана преждевременно. Необходимости выводить полезную нагрузку весом в 100 тонн сегодня нет. Если появится такая задача эту систему можно реанимировать", - сказал Медведчиков. Он отметил, что возможное использование многоразовой системы экономически нецелесообразно. "Сегодня дешевле и проще использовать одноразовые ракеты-носители".
По мнению Медведчикова, ракетно-космическая система "Энергия-Буран" "существенно лучше, чем шаттл", поскольку "Энергия" могла выводить в космос не только "Бураны", но и другие полезные грузы. Он напомнил, что всего было произведено два успешных пуска "Энергии". Один раз с "Бураном", второй - "с другой полезной нагрузкой"."

Чем черт не шутит...

Цитировать1) На сколько уменьшится ПН за счет уменьшения тяги блока Ц на четверть (из-за переноса 1-го ЖРД на 3 ступень)?

Ни на сколько. Четыре ЖРД на блоке Ц избыточны - на треть. Он полностью выполняет программу полета на трех ЖРД - даже при отказе начиная с самого старта. Там же паралельно стоят блоки А, которые до 2 км/с работают - за это время треть блока Ц по топливу вырабатывается.

2) На сколько уменьшится высота и возрастет скоростной напор при разделении 1 и 2 ступени ? Ведь увеличение ХС за счет 3-й ступени очевидно приведет к сокращению длительности АУТ 1-й ступени.

Не приведет. 1-я ступень та же, 2-я - меньше на треть, третья - разница между второй и блоком Ц. Т.е. в длину оно только чуть болше блока Ц - плюс обтекатель. Вес - точно такой же. Падение тяговооруженности на 5% - думаю, это несерьезно ;-). Более того - наоборот, преимущественное использование на старте керосина приведет к РОСТУ ПН.

3) Куда упадет блок 2-й ступени массой не менее 60т (в двухступенчастой схеме падает в нейтральные воды Тихого Океана)

Ну... можно так подобрать время работы, сиречь обьем баков, чтобы падал туда же куда вторая ступень Протона.

4) На сколько уменьшится надежность РН за счет введения еще одного элемента - 3 ступени?

На надежность системы разделения и горячего запуска двигателя. Число двигателей - ровно то же самое. Прошу напомнить недавние случаи незапуска водородника второй ступени ;-).

1- тяговооруженность 2-й ступени Энергии оптимальна с точки зрения мю ПН и ее сокращение на 0,25 приведет к потере ПН - не очень намного, но наверняка
2-поскольку вы планируете увеличение ПН то относительные конечные массы 1 и 2 ступени соответственно уменьшатся, а значит уменьшится и их ХС, что приведет к в частности к росту скоростного напора. Для 11к25 -ограничение на   qразд = 130 кгс/кв.м.
Увеличение доли керосиновых ЖРД в общей тяге ведет к уменьшению эффективного УИ, а уменьшающиеся при этом потери ХС на противодавление этого, увы, не компенсируют.
3 - тогда ответьте, плиз, как такое перераспределение масс скажется на мю ПН?
4- надежность уменьшится однозначно, на сколько, сказать трудно, но можно - позднее прикину и скажу точнее. С уважением, Дмитрий В.

1- тяговооруженность 2-й ступени Энергии оптимальна с точки зрения мю ПН и ее сокращение на 0,25 приведет к потере ПН - не очень намного, но наверняка

Она оптимальна для ПОЛУТОРАСТУПЕНЧАТОГО варианта. Для 2.5 ступенчатого оптимальное распределение тяги соовсем другое.

Классический пример, похожий, кстати, по соотношению тяговооруженностей на Энергию - Союз. Полутораступенчатая Р-7 в варианте Спутник вытягивала на орбиту 7 тонн второй ступени плюс примерно 3 тонны ПН. После установки третьей ступени она же стала вытягивать 2.5 тонны третьей ступени и 7.5 тонн ПН - общий вес только чуть больше, но ПН (которая нам как раз интересна) возросла в 2 с лишним раза.

ЦитироватьВорон, Вы уже неоднократно пытаетесь нас убедить, что ОС Шаттла "толкает" ВТБ через межбаковый отсек последнего. Однако, Вы заблуждаетесь - тяга SSME передается на ВТБ в НИЖНЕМ поясе связи (верхний пояс воспринимает только радиальные и тангенциальные усилия от ОС). Вследствие этого, ВТБ испытывает сжатие в районе приложения тяги SSME (в отличие, кстати, от Бурана, который растягивал блок Ц за счет инерционных нагрузок). Пожелай американцы воспользоваться Вашей схемой с передачей тяги в верхнем поясе связи, им пришлось бы оснастить ОС мощными 20-метровыми лонжеронами общей массой не менее 1500 кг, с соответствующим уменьшением ПН. С уважением, Дмитрий В.

 Усилие передаётся не на корпус водородного бака, а на силовую раму на баке - она очень хорошо видна на фотографиях отделяющегося бака.
 А эта силовая рама передаёт усилие уже на центральный отсек.

 "Нижнего пояса" там практически нет - в том смысле, что водородный бак не нагружен осевым усилием.

Что касается третьей ступени - был такой проект для шаттла грузоподъёмностью 150 тонн, не помню как точно назывался.

 Вот он - http://www.astronautix.com/lvs/shuttlez.htm - только малость ошибся ;) там нет грузоподъёности, а только указано, что есть 3-я ступень с 181-тонной топлива. :)

ЦитироватьУсилие передаётся не на корпус водородного бака, а на силовую раму на баке - она очень хорошо видна на фотографиях отделяющегося бака.
 А эта силовая рама передаёт усилие уже на центральный отсек.

 "Нижнего пояса" там практически нет - в том смысле, что водородный бак не нагружен осевым усилием.

Упс! А, куда же, по-Вашему передаются усилия с этой рамы (точнее, фермы)? И что Вы имеете ввиду под Центральным отсеком?
Все продольные, часть радиальных и тангенциальных усилий через стержни этой фермы передаются на бак ЖВ ВТБ и воспринимаются вваренными в бак силовыми шпангоутами и усиленными стрингерами.

Цитировать1-Она оптимальна для ПОЛУТОРАСТУПЕНЧАТОГО варианта. Для 2.5 ступенчатого оптимальное распределение тяги соовсем другое.

1- И какое же распределение оптимально для "2,5"- ступенчатого (а я-то, наивный всю жизнь думал, что количество ступеней есть число целое, видать мои преподы в институте - ракетчики со стажем - полные олухи были :cry: ) варианта? И, если не секрет, каким методом оптимизации Вы пользовались для расчета этого распределения.

Цитировать

ЦитироватьУсилие передаётся не на корпус водородного бака, а на силовую раму на баке - она очень хорошо видна на фотографиях отделяющегося бака.
 А эта силовая рама передаёт усилие уже на центральный отсек.

 "Нижнего пояса" там практически нет - в том смысле, что водородный бак не нагружен осевым усилием.

Упс! А, куда же, по-Вашему передаются усилия с этой рамы (точнее, фермы)? И что Вы имеете ввиду под Центральным отсеком?
Все продольные, часть радиальных и тангенциальных усилий через стержни этой фермы передаются на бак ЖВ ВТБ и воспринимаются вваренными в бак силовыми шпангоутами и усиленными стрингерами.

 Да за каким продольные усилия передавать на оболочку бака? :)
 Они передаются рамой на центральный отсек бака, который потом эту оболочку "тащит". :)

 А радиальное усилие незначительно, потому что двигатели находятся далеко от центра масс, да и, скорее всего, они так повёрнуты, что вообще в ЦМ смотрят и радиального усилия практически нет.

ЦитироватьДа за каким продольные усилия передавать на оболочку бака? :)
 Они передаются рамой на центральный отсек бака, который потом эту оболочку "тащит". :)
 

Господь с Вами :shock: , да вот же во вчерашней ленте новостей на этом же сайте НК ! замечательное фото ВТБ, на котором четко видна эта самая ферма, передающая тягу на НИЖНЮЮ часть бака ЖВ

Цитировать

ЦитироватьДа за каким продольные усилия передавать на оболочку бака? :)
 Они передаются рамой на центральный отсек бака, который потом эту оболочку "тащит". :)
 

Господь с Вами :shock: , да вот же во вчерашней ленте новостей на этом же сайте НК ! замечательное фото ВТБ, на котором четко видна эта самая ферма, передающая тягу на НИЖНЮЮ часть бака ЖВ

 Ага, и вы хотите сказать, что Продольное усилие в 600 тонн передаётся через сосредоточенное крепление на оболочку бака? :)
 А я так думаю, усилие передаётся на центр бака, через продольные силовые элементы.

 Факт такой, что шаттловский бак имеет массу значительно меньше центра Энергии при этом самом боковом размещении двигателей.

Цитировать1- Ага, и вы хотите сказать, что Продольное усилие в 600 тонн передаётся через сосредоточенное крепление на оболочку бака? :)
 2- А я так думаю, усилие передаётся на центр бака, через продольные силовые элементы.

 3- Факт такой, что шаттловский бак имеет массу значительно меньше центра Энергии при этом самом боковом размещении двигателей.

Да-а, чем дальше - тем "страньше" :lol:
1 - Ну, не то чтобы хочу, просто это общеизвестный факт. И это связано с меньшими весовыми издержками, чем, к примеру, тянуть через ОС продольные силовые элементы
2-ну, про это я уже сказал
3-ну, а уж про это, мы с Вами, Ворон, друг другу уши прожужжали, наверное, по четвертому кругу пошли :cry:  Ладно, но только в последний раз: нельзя в лоб сравнивать блок Ц и ВТБ. Вот приплюсуйте к сухой массе ВТБ массу SSME, массу остатков незабора и газов наддува, массу конструкцию ОС, воспринимающую тягу SSME, массу СУ, которая на Энергии размещалась в межбаковом отсеке блока Ц, а на Шаттле - на ОС.. Вот тогда и сравнивайте - разница будет не очень большая. А масса собственно баков примерно одинакова- около 20 т - что для блока Ц, что для ВТБ.

На всякий случай просчитал предложенный вариант 100-тонной РН с помощью  спредшита ratman'а - вроде бы гарантированно выводится на низкую орбиту 99 т, а если применить схему с довыведением, то ПН может быть и чуточку больше... Да, кстати, забыл сказать, что на ЦБ я использовал совмещенные днища, хотя можно обойтись и без него - ПН не сильно изменится.

ЦитироватьДа-а, чем дальше - тем "страньше" :lol:
1 - Ну, не то чтобы хочу, просто это общеизвестный факт. И это связано с меньшими весовыми издержками, чем, к примеру, тянуть через ОС продольные силовые элементы
2-ну, про это я уже сказал
3-ну, а уж про это, мы с Вами, Ворон, друг другу уши прожужжали, наверное, по четвертому кругу пошли :cry:  Ладно, но только в последний раз: нельзя в лоб сравнивать блок Ц и ВТБ. Вот приплюсуйте к сухой массе ВТБ массу SSME, массу остатков незабора и газов наддува, массу конструкцию ОС, воспринимающую тягу SSME, массу СУ, которая на Энергии размещалась в межбаковом отсеке блока Ц, а на Шаттле - на ОС.. Вот тогда и сравнивайте - разница будет не очень большая. А масса собственно баков примерно одинакова- около 20 т - что для блока Ц, что для ВТБ.

 1. Ага, только на Титане-4 почему-то именно так и сделано - усилие передаётся не на бак, а через продольные силовые элементы. :)
 2. ...
 3. Ну и что получим? :)
 Масса центра Энергии после разделения 73,5 тонны, пусть недозабор и наддув в сумме аж 10 тонн, пусть 4 движка имеют массу аж 12 тонн - останется 51,5 тонна. :)
 Вы хотите сказать, что СУ и "те силовые элеметны" тянут аж 12 тонн? :)
 Да, "тянут" - например, у Энергии есть хвостовой отсек, Губанов так "скромно" умалчивает о его массе. :)

Цитировать1. Ага, только на Титане-4 почему-то именно так и сделано - усилие передаётся не на бак, а через продольные силовые элементы. :)
  3. Ну и что получим? :)
 Масса центра Энергии после разделения 73,5 тонны, пусть недозабор и наддув в сумме аж 10 тонн, пусть 4 движка имеют массу аж 12 тонн - останется 51,5 тонна. :)
 Вы хотите сказать, что СУ и "те силовые элеметны" тянут аж 12 тонн? :)
 Да, "тянут" - например, у Энергии есть хвостовой отсек, Губанов так "скромно" умалчивает о его массе. :)

1-И где же эти силовые элементы на Шаттле :?: Да, обратите внимание, что передний узел связи ОС и ВТБ не может воспринимать и передавать продольные силы, ибо в данном направлении является механизмом...
3- ДУ блока Ц имела массу около 20 т - кроме 4 ЖРД в ДУ входит много чего.

Цитировать

Цитировать1. Ага, только на Титане-4 почему-то именно так и сделано - усилие передаётся не на бак, а через продольные силовые элементы. :)
  3. Ну и что получим? :)
 Масса центра Энергии после разделения 73,5 тонны, пусть недозабор и наддув в сумме аж 10 тонн, пусть 4 движка имеют массу аж 12 тонн - останется 51,5 тонна. :)
 Вы хотите сказать, что СУ и "те силовые элеметны" тянут аж 12 тонн? :)
 Да, "тянут" - например, у Энергии есть хвостовой отсек, Губанов так "скромно" умалчивает о его массе. :)

1-И где же эти силовые элементы на Шаттле :?: Да, обратите внимание, что передний узел связи ОС и ВТБ не может воспринимать и передавать продольные силы, ибо в данном направлении является механизмом...
3- ДУ блока Ц имела массу около 20 т - кроме 4 ЖРД в ДУ входит много чего.

 1. Они входят в силовой набор бака.

 3. Да, кстати, помимо всего остального стартовая массу у Энергии 2400 тонн, при этом ПН получилась меньше. :)
 УИ боковушек тоже больше УИ шаттловских ускорителей. :)
 И каким же это образом? :)

Цитировать1. Они входят в силовой набор бака.

 3. Да, кстати, помимо всего остального стартовая массу у Энергии 2400 тонн, при этом ПН получилась меньше. :)
 УИ боковушек тоже больше УИ шаттловских ускорителей. :)
 И каким же это образом? :)

1. Ну, вот, наконец-то. А я о чем говорю! Все правильно - в силовой набор бака ЖВ.
3. Ну, и что? Причины этого общеизвестны.

Цитировать1. Ну, вот, наконец-то. А я о чем говорю! Все правильно - в силовой набор бака ЖВ.
3. Ну, и что? Причины этого общеизвестны.

 1. Правильно, но на оболочку бака усилие не передаётся. Может я ошибаюсь, но непонятно зачем было бы такое делать.

 3. Ага, общеизвестны - центр Энергии получился гораздо хуже шаттловского бака + ЖРД на орбитальном корабле.
 По отношению стартовой массы и УИ двигателей она должна бы вытаскивать тонн 120-130 чистой ПН.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

... 3. Да, кстати, помимо всего остального стартовая массу у Энергии 2400 тонн, при этом ПН получилась меньше. :)
 УИ боковушек тоже больше УИ шаттловских ускорителей. :)
 И каким же это образом? :)

Действительно, известны. В первую очередь, это разная географическая широта точек старта, во-вторых, разное наклонение базовых опорных орбит.
У шаттлов оба фактора - в плюс для Мпг по сравнению с "Энергией-Бураном" (изд.11Ф36).
Есть и обратный пример - на МКС огромный шаттл привозит в гермообъемах (в модулях Spacehab DM или MPLM) грузов, всего лишь как 2-3 наших сравнительно небольших "Прогресса М".
Кроме многоразовости, сильно повлияло изменение наклонения с 28 на 51 град, а также разное число ступеней при выведении. Но это ж не значит, что шаттлы принципиально хуже по конструктивному совершенству. Вот.

Цитировать

Цитировать1. Ну, вот, наконец-то. А я о чем говорю! Все правильно - в силовой набор бака ЖВ.
3. Ну, и что? Причины этого общеизвестны.

 1. Правильно, но на оболочку бака усилие не передаётся. Может я ошибаюсь, но непонятно зачем было бы такое делать.

 3. Ага, общеизвестны - центр Энергии получился гораздо хуже шаттловского бака + ЖРД на орбитальном корабле.
 По отношению стартовой массы и УИ двигателей она должна бы вытаскивать тонн 120-130 чистой ПН.

1.Согласен - гладкая оболочка сосредоточенных усилий не держит. Однако. ортотроано-подкрепленная - вполне. Предполагаю, что усилия от нижнего пояса связей воспринимаются вваренными в бак ЖВ ВТБ двумя силовыми шпангоутами и лонжеронами (либо усиленными стрингерами фрезерованных панелей).

Цитировать1.Согласен - гладкая оболочка сосредоточенных усилий не держит. Однако. ортотроано-подкрепленная - вполне. Предполагаю, что усилия от нижнего пояса связей воспринимаются вваренными в бак ЖВ ВТБ двумя силовыми шпангоутами и лонжеронами (либо усиленными стрингерами фрезерованных панелей).

 1. Так я о том и говорю, при боковом расположении нагрузки целесообразно передать усилие на центр с использованием специальных силовых элементов, а с него уже на оболочку.
 Тем более, что в баке-то "всего ничего" массы топлива.

Вопрос такой.
Если мы ставим вторую ступень отдельным, запускаемым на земле блоком - то почему ПН на неё надо ставить сверху?
Почему не сделать отсек ПН снизу - между двигателями и баками?
Разумеется, для пилотируемого варианта это не годится - но грузы возить можно запросто.

ЦитироватьВопрос такой.
Если мы ставим вторую ступень отдельным, запускаемым на земле блоком - то почему ПН на неё надо ставить сверху?
Почему не сделать отсек ПН снизу - между двигателями и баками?
Разумеется, для пилотируемого варианта это не годится - но грузы возить можно запросто.

А смысл? Тащить весь грузоотсек до орбиты? Напоминаю, что блок Ц падает в антиподную точку, дабы не засорять околоземное пространство. Кроме того, в данном случае, мы навсегда будем повязаны ограниченным объемом грузового отсека, а современные ПН, особенно для ГСО, имеют тенденцию к снижению плотности.

ЦитироватьВопрос такой.
Если мы ставим вторую ступень отдельным, запускаемым на земле блоком - то почему ПН на неё надо ставить сверху?
Почему не сделать отсек ПН снизу - между двигателями и баками?
Разумеется, для пилотируемого варианта это не годится - но грузы возить можно запросто.

 И всю тягу двигателей передавать через "несчастную ПН"? :)

Цитировать

ЦитироватьВопрос такой.
Если мы ставим вторую ступень отдельным, запускаемым на земле блоком - то почему ПН на неё надо ставить сверху?
Почему не сделать отсек ПН снизу - между двигателями и баками?
Разумеется, для пилотируемого варианта это не годится - но грузы возить можно запросто.

А смысл? Тащить весь грузоотсек до орбиты? Напоминаю, что блок Ц падает в антиподную точку, дабы не засорять околоземное пространство. Кроме того, в данном случае, мы навсегда будем повязаны ограниченным объемом грузового отсека, а современные ПН, особенно для ГСО, имеют тенденцию к снижению плотности.

Мне кажется, при всей необычности такого решения, могут найтись и доводы в его пользу. Если такое решение позволит упростить ПН (не нужна довыводящая ДУ), скажем. Или если нет нужды делать ракету универсальной - под неясный набор нагрузок.

ЦитироватьМне кажется, при всей необычности такого решения, могут найтись и доводы в его пользу. Если такое решение позволит упростить ПН (не нужна довыводящая ДУ), скажем. Или если нет нужды делать ракету универсальной - под неясный набор нагрузок.

 Нуууу...  :D

 Тогда давайте подвесим ПН СЗАДИ двигательной установки. ;)
 И несколько "сбоку", чтобы факелом не сожгло. ;)

ЦитироватьТогда давайте подвесим ПН СЗАДИ двигательной установки. ;)

Ворон, вопрос компоновки двигательных отскеов - это такой вопрос, над которым с зари ракетостроения бьются многие. Отсюда и некоторые преимущества многокамерников, и схемы-"утопленники"... Тебе приходится иметь длинный отсек - потому что некуда девать сопло - при этом по бокам практически пусто. Вот как раз соблазн и возникает занять это место ПН.

Цитировать

ЦитироватьВопрос такой.
Если мы ставим вторую ступень отдельным, запускаемым на земле блоком - то почему ПН на неё надо ставить сверху?
Почему не сделать отсек ПН снизу - между двигателями и баками?
Разумеется, для пилотируемого варианта это не годится - но грузы возить можно запросто.

А смысл? Тащить весь грузоотсек до орбиты? Напоминаю, что блок Ц падает в антиподную точку, дабы не засорять околоземное пространство. Кроме того, в данном случае, мы навсегда будем повязаны ограниченным объемом грузового отсека, а современные ПН, особенно для ГСО, имеют тенденцию к снижению плотности.

Так мы, выйдя на восходящую траекторию, сбрасываем бак и движки (которые потом на нисходящей вмажутся в атмосферу) и доразгоняемся до необходимой скорости. Кстати, для доразгона можно использовать рулевые движки ступени, например.

ЦитироватьИ всю тягу двигателей передавать через "несчастную ПН"?

Через стенки отсека ПН. Конечно их крепкие придётся делать - но зато весь верхний бак (водородный?) у нас ненагруженный получается, у него стенки можно тонкие делать. А длина у него в разы больше.

Цитировать1.Так мы, выйдя на восходящую траекторию, сбрасываем бак и движки (которые потом на нисходящей вмажутся в атмосферу) и доразгоняемся до необходимой скорости. Кстати, для доразгона можно использовать рулевые движки ступени, например.

ЦитироватьИ всю тягу двигателей передавать через "несчастную ПН"?

2.Через стенки отсека ПН. Конечно их крепкие придётся делать - но зато весь верхний бак (водородный?) у нас ненагруженный получается, у него стенки можно тонкие делать. А длина у него в разы больше.

1.И при этом должны "перерубить" кучу кабелей и трубопроводов, на что затратим сотни кг массы и снизим надежность (а вдрук что-то не перерубися?).
2.На усилении грузоотсека (а он целиком будет работать на сжатие) уйдет с лихвой весь выигрыш от облегчения бака (в Энергии бак ЖВ и так был растянут наддувом и усилиями от блоков А). Кстати, а хлипенький блок Ц (в реале у толщиа баков блока Ц и так была 2,5-3 мм, но бак ЖВ был вафельный), как транспортировать будем - заранее наддувать?

ЦитироватьКстати, а хлипенький блок Ц .... как транспортировать будем - заранее наддувать?

Общепринятая практика - горизонтально-транспортируемые баки ВСЕГДА наддувают ...
P.S.: ...само-собой тонкостенные.

Цитировать

ЦитироватьКстати, а хлипенький блок Ц .... как транспортировать будем - заранее наддувать?

Общепринятая практика - горизонтально-транспортируемые баки ВСЕГДА наддувают ...
P.S.: ...само-собой тонкостенные.

Реальные баки блока Ц, ЕМНИП, наддувались при транспортировке. Однако, чем хлипче бак, тем хуже он держит сжимающие нагрузки, тем больше его надо наддувать, тем толще его стенки... А-а-а! Круг замкнулся... Короче, наземные расчетные случаи могут оказаться "тяжелее" полетных, что, ИМХО, не есть гут.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКстати, а хлипенький блок Ц .... как транспортировать будем - заранее наддувать?

Общепринятая практика - горизонтально-транспортируемые баки ВСЕГДА наддувают ...
P.S.: ...само-собой тонкостенные.

Реальные баки блока Ц, ЕМНИП, наддувались при транспортировке. Однако, чем хлипче бак, тем хуже он держит сжимающие нагрузки, тем больше его надо наддувать, тем толще его стенки... А-а-а! Круг замкнулся... Короче, наземные расчетные случаи могут оказаться "тяжелее" полетных, что, ИМХО, не есть гут.

 Ну, вы преувеличиваете. :)

 Если наддув 1 атмосфера - это давление 10 тонн на квадратный метр. :)
 Сделать "подпорку" в 4 квадратных метра площадью и она будет держать бак, даже если это "однородный пузырь". :)
 Не говоря про то, что его можно перевозить закрепив за силовые элементы конструкции.

Цитировать1.И при этом должны "перерубить" кучу кабелей и трубопроводов, на что затратим сотни кг массы и снизим надежность (а вдрук что-то не перерубися?).

ну вообще говоря только две трубы и один кабель. И зачем рубить? Разъёмный (одноразово) замок сложно сделать что ли?

А потом даже перерубать не обязательно - ПН можно вбок выпихнуть - это максимум половина окружности открываться должна (а реально меньше - порядка трети)

Цитировать

Цитировать1.И при этом должны "перерубить" кучу кабелей и трубопроводов, на что затратим сотни кг массы и снизим надежность (а вдрук что-то не перерубися?).

ну вообще говоря только две трубы и один кабель. И зачем рубить? Разъёмный (одноразово) замок сложно сделать что ли?

А потом даже перерубать не обязательно - ПН можно вбок выпихнуть - это максимум половина окружности открываться должна (а реально меньше - порядка трети)

Овчинка выделки не стоит: плюсов никаких, а масса такого грузоотсека будет гораздо выше чем у обычного ГО (весь отсек нагружен сжатием от ДУ, в т.ч. сосредоточенными нагрузками, +2 бимса и 2 силовых шпангоута для окантовки выреза и т.п.). К тому же ГО можно сбросить примерно на 180-220 с полета, а предложенный Вами грузоотсек - нет. С уважением, Дмитрий В.

В свое время, на БР Р-2 разместили приборный отсек практически в хвостовом. Куча плюсов, место заняли, не надо для регулировки каждый раз на мачту лазать, ну и т.д. Да вот на Р-5 его поставили уже в межбаке. Уж больно приборы растряхивало. На первом варианте Р-7 ПО тоже ставился в межбаке блока А, но позднее, когда сверху убрали ненужный радиоотсек, то автопилот поставили туда, от греха...
Амеры в свое время перестали выводить Шаттлом водородные разгонные блоки, их тоже здорово растряхивало. Там ведь грузовой отсек практически на ДУ и одет ...
А вы хотите нежную ПН туда сунуть ... :D  Весельчаки :D

Уж тогда надо сувать ПН внутрь баков. Прорабатывал я в свое время сей дурной вариант. Грузовой отсек является внутренней стенкой длинных торовых баков. Усилие от ДУ сразу передается и на баки, и на ДУ. Только вот обслуга усложняется, да при криогене надо ТЗП ставить, дабы ПН не отморозить, да к ДУ, опять же, слишком близко. Вот и думайте, стоит ли ... :shock:

ЦитироватьОднако, чем хлипче бак, тем хуже он держит сжимающие нагрузки, тем больше его надо наддувать, тем толще его стенки... А-а-а! Круг замкнулся...

Дмитрий В., тогда расскажите, а как же летали первые Атласы? Там толщина оболочки стальной была в миллиметр. Даже если увеличить толщину, для большего диаметра, всё же это достаточно малые величины - такой бак можно и прямо в МИКе делать. То есть, круг, конечно, замыкается, только масса бака получается при этом очень малой.

"Гусь да полгуся да четвертьгуся да..." сходится отнюдь не к бесконечности, а к удобным в использовании двум гусям.

ЦитироватьДмитрий В., тогда расскажите, а как же летали первые Атласы? Там толщина оболочки стальной была в миллиметр. Даже если увеличить толщину, для большего диаметра, всё же это достаточно малые величины - такой бак можно и прямо в МИКе делать. То есть, круг, конечно, замыкается, только масса бака получается при этом очень малой.

В амерском МИКе может и можно, хотя там придется практически новый завод строить. А первые Атласы наддувались еще на заводе, ибо в ненаддутом состоянии просто складывались. Про наши МИКи молчу - вспомним Н-1...

В докладе Европейсого Косического Агенства (ESA) Concurrent Design Facility STUDY EXECUTIVE SUMMARY, HUMAN MISSIONS TO MARS OVERALL ARCHITECTURE ASSESSMENT (CDF-20(C) февраль 2004) о пилотируемой экспедиции на Марс в рамках программы Аврора ( запуски в период 2025-2040 гг):

The Russian launcher Energia has been selected as the main launcher for the mission. Although it is no longer in production, it was assumed that the effort to make it operational is smaller than the one to develop a launcher of comparable performance.
The Energia launcher is a two-stage launcher, consisting of central core and booster, with a lateral configuration for the payload.
The performance and characteristics of the vehicle assumed within this study are shown in Table 6-11:

Characteristics Value
Overall mass (tonnes) 2400
Payload mass (tonnes) 80
Success rate (%) 100
Status Out of production
Fairing length (m) 35
Fairing diameter (m) 6

The payload is inserted into a low orbit of 200 x 200 km from where it is pushed up to the final orbit by an RCS stage.

Number of launches required 29 (21 Energia, 3 Ariane5, 1 Proton, 2 Shuttle for EVAs operations, 2 Soyuz for crew transportation).

Launcher availability is anyway critical. The study assumed that a launcher with the performance of Energia would be available for most of the launches. If this hypothesis cannot be confirmed a very high penalty on the mission is expected.

Интересно, но следует ли из этого что мы будем ее востанавливать, это не известно (благо доклад от 2004)... Хотя, конечно хотелось бы, но...

Никто не посчитает такой вариант ? :
Три "Блока-Ц" в ряд ( а-ля Титан-3 ), ПН сверху на центральном из них трёх;
у боковых "Це-шек" от 3 до 6 "Блоков-А", у центрального "Ц" 2, 4 или 6 "А-шек".
Возможно центральный "Ц" нужно увеличить по длине... Насколько?
Каковы возможности дросселирования тяги?

Компоновка, наверное, слишком сумасшедшая, но раз уж весна так весна...
 :D  :D  :D

ПЯТЬ блоков Ц и на каждый наружный по две боковушки  :)

А не маловато будет? Боковушек-то? "А-шек" в смысле...  :D  :D  :D

Рад бы больше, да крепить некуда. Если только по щелям рассовать  :)

Или в два слоя вокруг пакета из Ц-шек обернуть  :D

ЦитироватьПЯТЬ блоков Ц и на каждый наружный по две боковушки  :)

:shock: Обалдеть! Дайте две (для Луны и Марса)! :)

ЦитироватьРад бы больше, да крепить некуда. Если только по щелям рассовать  :)

Почему? Три запросто, а может даже и по четыре, если красить не слишком толстым слоем...  :D  :D  :D Просто схему разделения надо потщательнее продумать...

Цитировать

ЦитироватьПЯТЬ блоков Ц и на каждый наружный по две боковушки  :)

:shock: Обалдеть! Дайте две (для Луны и Марса)! :)

Только по предоплате!!!  :D А то потом пойди до вас доберись на Луну или на Марс.  :D  :D  :D

Ну, тогда уж 7 блоков Ц с переливом, и ни каких боковушек ... ВО! :shock:

Ну, вот... Стоило отвлечься на пару дней и понеслось! Как там Старый выражается? "Весеннее обострение"? :cry:

А вы посчитали сколько надо двигателей? штук 30 или больше? С водородом будет как Шатл миллиард полет стоить, ничего удивительного что даже могучий СССР не потянул эксплуатацию Энергии, надорвался и Энергия сдохла еще раньше СССРа... Или может европейцы ее полностью профинансируют? Неа, будет как с Клиппером, поманили и похерили...

Если возрождать, так Н-1, он на порядок дешевле Энергии был...
И научиться делать мощные двигатели, пусть попробует кто хотя бы повторить мифический Ф-1.

ЦитироватьА вы посчитали сколько надо двигателей? штук 30 или больше? С водородом будет как Шатл миллиард полет стоить, ничего удивительного что даже могучий СССР не потянул эксплуатацию Энергии, надорвался и Энергия сдохла еще раньше СССРа... Или может европейцы ее полностью профинансируют? Неа, будет как с Клиппером, поманили и похерили...

Если возрождать, так Н-1, он на порядок дешевле Энергии был...
И научиться делать мощные двигатели, пусть попробует кто хотя бы повторить мифический Ф-1.

Какие  30 двигателей? Вы о чем? На Энергии 8 ЖРД стояло, а на рассматриваемом здесь варианте всего 6. И, кстати, прочтите мой первый пост - здесь обсуждаются технические вопросы, а не экономическая целесообразность восстановления РН с ПН 100 т.

ЦитироватьИ научиться делать мощные двигатели, пусть попробует кто хотя бы повторить мифический Ф-1.

РД-171 мощнее Ф-1 (на 2%) и эффективнее Ф-1 (на 10.9% в вакуме и на 16.6% у земли).
http://www.astronautix.com/engines/rd171.htm
http://www.astronautix.com/engines/f1.htm

Цитировать

ЦитироватьИ научиться делать мощные двигатели, пусть попробует кто хотя бы повторить мифический Ф-1.

РД-171 мощнее Ф-1 (на 2%) и эффективнее Ф-1 (на 10.9% в вакуме и на 16.6% у земли).
http://www.astronautix.com/engines/rd171.htm
http://www.astronautix.com/engines/f1.htm

Есть только мелкое отличие: F1 - однокамерный, а РД-171 - четырех.

ЦитироватьЕсть только мелкое отличие: F1 - однокамерный, а РД-171 - четырех.

В данном случае, это не принципиально, ИМХО.

Ну, учитывая что на РД-170 два ТНА, формально можно его считать двумя РД-180 в одном корпусе ;-).

ЦитироватьНу, учитывая что на РД-170 два ТНА,

А не 2 газогенератора?

Цитировать

ЦитироватьЕсть только мелкое отличие: F1 - однокамерный, а РД-171 - четырех.

В данном случае, это не принципиально, ИМХО.

Продолжим сравнивать остальные параметры
Burn time: у РД-171 на 7% меньше;
Mass Engine: РД-171 на 12% тяжелее;
Diameter: РД-171 на 7% больше;
Length: РД-171 в полтора раза короче;
Chamber Pressure: у РД-171 в 3,5раза выше;
Area Ratio: у РД-171 в 2,3раза больше;
Oxidizer to Fuel Ratio: у РД-171 на 16% больше;
Thrust to Weight Ratio: у РД-171 на 11% меньше.

Все те же мелкие непринципиальные отличия.
Если Ваше ИМХО в том, что F1 и РД-171 два самых мощных двигателя, то наши ИМХО совпадают. Жаль только, что один разрабатывали почти 50 лет назад, а другой 30.

ЦитироватьВсе те же мелкие непринципиальные отличия.
Если Ваше ИМХО в том, что F1 и РД-171 два самых мощных двигателя, то наши ИМХО совпадают. Жаль только, что один разрабатывали почти 50 лет назад, а другой 30.

Но вот что является не-мелким и не-непринципиальным отличием - это различие в УИ. 304/265 против 337/309 секунд. Заметим, что зависимость ПН от УИ - экспоненциальная.

Цитировать

ЦитироватьВсе те же мелкие непринципиальные отличия.
Если Ваше ИМХО в том, что F1 и РД-171 два самых мощных двигателя, то наши ИМХО совпадают. Жаль только, что один разрабатывали почти 50 лет назад, а другой 30.

Но вот что является не-мелким и не-непринципиальным отличием - это различие в УИ. 304/265 против 337/309 секунд. Заметим, что зависимость ПН от УИ - экспоненциальная.

Как увеличится масса ПН с увеличением импульса на 11% при уменьшении времени работы двигателя на 7%?

P.S. Прошу не рассматривать мои постинги, как "злую иронию" или желание "утопить" оппонента.

ЦитироватьКак увеличится масса ПН с увеличением импульса на 11% при уменьшении времени работы двигателя на 7%?

Ну про Энергию известно как. ПН у ей меньше чем у Сатурна-5.

ЦитироватьКак увеличится масса ПН с увеличением импульса на 11% при уменьшении времени работы двигателя на 7%?

Время работы двигателя (указанное у Вэйда, Вы же оттуда брали?) определяется по критерию исчерпания топлива в ступени. Ресурс тут не при чем - РД-171 вообще проектировался как многоразовый (на 10 полетов, испытания проводились до 20).
Также странно выглядят и цифры соотношения компонентов как доказательство преимущества одного двигателя пред другим. Типа путаются "шашечки" и "ехать".

Ну а что до влияния Isp - грубо, если задрать импульс всех двигателей "Сатурна" на 10 процентов, ПН вырастет процентов на 30-35. Ну или соответственно снизится стартовая масса.
Если заменить только Ф-1 на РД-171 (грубо говоря "средний по траектории" импульс увеличится только на 3-4%), то ПН вырастет процентов на 8-9.

ЦитироватьНу про Энергию известно как. ПН у ей меньше чем у Сатурна-5.

... как и стартовая масса.

На экономику вы плюете, несколько миллиардов за Энергию, это мелочи жизни, тогда техника, - неужто водородные технологии просто так  можно восстановить? И потом водород слишком низкоплотный, а ракета слишком большая и тонкостенная!!! От Шатла отваливалась термоизоляция и плитки, посему он больше и не летает, а от Бурана разве плики не могут отвалиться? тоже что то отваливалось

РД-171, равносилен четырем двигателям, и его надежность тоже почти вчетверо ниже...

Дело в том, что РД-170 - это предельный двигатель, мощнее на одну камеру сделать невозможно, а желательно ставить мощные двигатели типа Ф-1, но в том то и дело, что мощнее чем 200-250 тс сделать не получается ни у кого, и то глушковские движки менее надежные чем кузнецовские, по причине большей мощности и меньшей устойчивости

ЦитироватьИ потом водород слишком низкоплотный, а ракета слишком большая и тонкостенная!!!

Во-во! Лет 40-50 назад Глушко точно также говорил... Потом, правда, изменил свою позицию и признал-таки водород.

ЦитироватьИ научиться делать мощные двигатели, пусть попробует кто хотя бы повторить мифический Ф-1.

Пробуют, дорогой! И дале на водороде!

RS-800  -  Designer: Rocketdyne. Developed in: 2005  Propellants: Lox/LH2 Thrust(vac): 420,000 kgf. Chambers: 1. Country: USA. Status: Design concept -2004. Comments: New high-thrust cryogenic engine for Delta IV Heavy growth versions.  
 
RS-XXX   - Designer: Rocketdyne. Developed in: 2005  Propellants: Lox/LH2 Thrust(vac): 840,000 kgf. Chambers: 1. Country: USA. Status: Design concept -2004. Comments: New high-thrust cryogenic engine concept for Next Generation Delta with 7 m diameter modules.  
 
Заметьте- тоже ОДНОКАМЕРНЫЕ !  :shock:

Цитировать

ЦитироватьИ научиться делать мощные двигатели, пусть попробует кто хотя бы повторить мифический Ф-1.

Пробуют, дорогой! И дале на водороде!

RS-800  -  Designer: Rocketdyne. Developed in: 2005  Propellants: Lox/LH2 Thrust(vac): 420,000 kgf. Chambers: 1. Country: USA. Status: Design concept -2004. Comments: New high-thrust cryogenic engine for Delta IV Heavy growth versions.  

У нас двухкамерный РД-701.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьИ научиться делать мощные двигатели, пусть попробует кто хотя бы повторить мифический Ф-1.

Пробуют, дорогой! И дале на водороде!

RS-800  -  Designer: Rocketdyne. Developed in: 2005  Propellants: Lox/LH2 Thrust(vac): 420,000 kgf. Chambers: 1. Country: USA. Status: Design concept -2004. Comments: New high-thrust cryogenic engine for Delta IV Heavy growth versions.  

У нас двухкамерный РД-701.

Он еще и 2-хкомпонентный...

ЦитироватьОн еще и 2-хкомпонентный...

Вернее трехкомпонентный и двухрежмный.
Во втором режиме работает на ЖК+ЖВ.

Цитировать

ЦитироватьОн еще и 2-хкомпонентный...

Вернее трехкомпонентный и двухрежмный.
Во втором режиме работает на ЖК+ЖВ.

Ну, да. Как говориться, "прошу прощения за ачипятку" :oops:

Цитировать

ЦитироватьTo Дмитрий:
А какие варианты насчет 2 или 6 боковых блоков?

Для 100-тонника 2 ББ мало, а 6 -   много:!: С 6-ю тонн 130 получится, навскидку. А с 2-мя - тонн 40, вряд ли сильно больше.

Ха! Перечитал свой собственный пост, и понял, что с цифрами погорячился! 40 тонн для РН с 2 ББ - это навеяно Энергией-М с 1*11д122 на ЦБ, а мы ведь тут говорим про 2 ЖРД на блоке Ц. А вот в такой комплектации ПН может составить 52-55 т запросто! :D

Эх, хорошая была тема :cry:

Тема хорошая, только Россия сейчас занята модернизацией Союза. Да и Ангара никак полететь не может...  :evil:  Потом будем лететь на Луне по 7-пусковой схеме.   :?
какая здесь Энергия?!

ЦитироватьПотом будем лететь на Луне по 7-пусковой схеме.   :?
какая здесь Энергия?!

Ага! А на Марс - по 100-пусковой схеме? :lol:

Интересно было бы обсудить возможные высокоэнергетические (водород...) верхнии ступени Ангары :) . Только, вероятно, не в этой теме...

ЦитироватьИнтересно было бы обсудить возможные высокоэнергетические (водород...) верхнии ступени Ангары :) . Только, вероятно, не в этой теме...

Вот это, как раз не интересно. Что тут обсуждать - КВРБ и УКВБ? Да, некоторый прирост массы ПГ они обеспечат, но не кардинально...

Ну, для начала, хотелось бы ссылок - хоть одну - по УКВБ. По КВРБ ссылки видел, а по этому что-то не припомню.

И почему не кардинально? Качественно на этот вопрос можно ответить? Может, дело в конкретных параметрах - тогда, получается, УКВБ (и КВРБ) неоптимален?

ЦитироватьНу, для начала, хотелось бы ссылок - хоть одну - по УКВБ. По КВРБ ссылки видел, а по этому что-то не припомню.

И почему не кардинально? Качественно на этот вопрос можно ответить? Может, дело в конкретных параметрах - тогда, получается, УКВБ (и КВРБ) неоптимален?

http://www.enextec.ru/Moon.htm
Не кардинально, потому что применение водородного блока взамен керосинового на 3-хступенчатой А-5 не даст очень большого выигрыша. Можно, конечно посчитать, но где-то на форуме выкладывали табличку из мануала по Ангаре, там был и вариант с УКВБ. 4*КВД-1М3 по 10,5 тс каждый, заправка в районе 44-45 т, кажется.