Форум Новости Космонавтики

Что лучше – 2 или 3 ступени для вывода на низкую орбиту? - достаточно часто обсуждаемый (прямо или косвенно) вопрос на форуме. По этому поводу у нас с уважаемым hcube произошла небольшая дискуссия в «Технических аспектах возрождения «Энергии». Чтобы не загромождать тему про «Энергию», я решил вынести свое суждение по данному вопросу в отдельный топик.
Вообще говоря, вопрос об оптимальном количестве ступеней был рассмотрен еще в отчете «Баллистические возможности составных ракет», выполненный под руководством М.В. Келдыша по заказу С.П. Королева в начале 1950-х гг. В отчете делались следующие выводы (привожу по памяти):
1)Баллистические возможности составных ракет исчерпываются (т.е. достигается межконтинентальная дальность) при 2-х ступенях.
2)Оптимальное количество ступеней не превышает 3-х, причем выигрыш в дальности (массе ПН, стартовой массе) по сравнению с 2-хступенчатыми ракетами незначителен, а по мере совершенствования конструкции (т.е. снижение относительной ее массы) и улучшения УИ двигателей этот выигрыш будет снижаться.
Практика, в т.ч. применительно к РН, полностью подтверждает эти выводы. И если на заре космонавтики использование 3-х и более ступеней (для вывода на низкую орбиту) было вполне оправданным, то сейчас эту задача легко решается с использованием только 2-х ступеней. При этом 3-хступенчатые РН, обладая незначительными преимуществами по массовой отдаче («мю ПН»), менее надежны и более дороги в проектировании, производстве и эксплуатации, по сравнению с 2-хступенчатыми ракетами. Чтобы не быть голословным, приведу некоторые количественные оценки, выполненные мной с использованием достаточно простых и точных математических моделей.
Рассмотрим ситуацию проектирования РН «с нуля». Задана масса ПН, предположим 30т, которую надо вывести на круговую орбиту высотой 185-200 км (при этом допускается прямое выведение, т.е. выведение ПН на заданную орбиту с помощью последней ступени РН, так и «довыведение» с помощью небольшого разгонного блока, входящего в состав космической головной части – в данном случае последняя ступень падает в океан, не засоряя космическое пространство). Схема – классический тандем (для других схем, как показывают расчеты результаты не сильно отличаются).
1.Массовая отдача.
Выбираем распределение масс ступеней из условия максимума «мю ПН». При этом, для простоты, считаем удельные массы ДУ и конструктивное совершенство блоков всех ступеней одинаковыми. Тяговооруженность первой ступени всех вариантов принимаем равной 1,5 (оптимальное значение из условия максимума «мю ПН», вообще-то
Находится в районе 1,8-2,2, но повышенная тяговооруженность удорожает двигатели, ведет к чрезмерным перегрузкам и т.п., вследствие чего, принятое значение 1,5 можно считать рациональным, в т.ч. обеспечивающим надежный увод РН со стартового комплекса при отказе 1 двигателя). Тяговооруженность 2-х ступеней всех вариантов принимаем равным 1,2 (значение, близкое к оптимальному, независимо от типа топлива и схемы РН, что подтверждается численным моделированием, проведенным мной в 1990-1991гг, а так же рядом источников – например, «Основы проектирования ЛА (транспортные системы)» под редакцией В.П. Мишина). Тяговооруженность 3-й ступени принята равной 0,8 (хотя диапазон может быть гораздо шире – от менее, чем 0,5 до 1,0, что весьма слабо влияет на «мю ПН»). Относительные массы топливных отсеков всех блоков приняты: для керосиновых РН 0,025; для водородных РН 0,045. Относительные массы прочих отсеков (СУ, сухие отсеки и прочие системы) для всех блоков приняты равными 0,03. Удельные массы ЖРД приняты: для керосина 0,012 т/тс; для водорода 0,02 т/тс. Для расчетов принимаем значения ХС: для 2-хступенчатых керосиновых 9100 м/с, для 3-хступенчатых керосиновых 9250 м/с; для 2-хступенчатых водородных 9250 м/с, для 3-хступенчатых водородных 9400 м/с (при увеличении количества ступеней потребная ХС растет из-за увеличения общей длительности АУТ). Значения пустотных УИ приняты: керосин - 3300 м/с (1 ст), 3450 м/с (2 ст); водород – 4500 м/с (1 ст), 4600 м/с (2 ст). Заметим при этом, что согласно формуле Циолковского, располагаемая ХС, в отличие от потребной ХС, зависит только от пустотного УИ и соотношения начальной и конечной массы ступеней. Такие нюансы, как бОльшие гравитационные потери и потери на противодавление, свойственные водородным ЖРД, учитываются в расчете потребной ХС.
Что имеем в результате?
А) для керосиновых РН:
- 2 ступени: Мст = 739.2929 т, масса конструкции = 53,37 т (с точностью до массы остатков незабора и газов наддува);
- 3 ступени: Мст = 662.44 т, масса конструкции = 50.61 т.
 Выигрыш по стартовой массе 3-хступенчатой РН по сравнению с 2-хступенчатой составляет 10,4%, а по массе конструкции всего лишь 5,17%!
Б) для водородных РН:
- 2 ступени: Мст = 370.011т, масса конструкции = 37.62т (с точностью до массы остатков незабора и газов наддува);
- 3 ступени: Мст = 348.641 т, масса конструкции = 38.00т.
 Выигрыш по стартовой массе 3-хступенчатой РН по сравнению с 2-хступенчатой составляет 5.78%, а по массе конструкции двухступенчатая имеет выигрыш примерно в 1%!
При этом надо учесть, что в реальности, минимум удельной массы ЖРД находится в районе тяги порядка 100-200 тс, соответственно для ЖРД 3-й ступени, для которых характерны небольшие значения тяги, будут на практике более «тяжелыми», чем принято в моих оценках. При увеличении количества ступеней, а значит при уменьшении их объема, цилиндрические баки верхних (особенно 3-их) зачастую заменяются на тороидальные, гораздо более тяжелые, что снижает весовое совершенство топливных отсеков. Исходя из этого, приведенный выше выигрыш 3-хступенчатых ракет следует считать максимальным. На практике он будет еще меньше!

2.Надежность.
Принимая надежность одного ракетного блока 0,99, надежность РН составит: 2-хступенчатая 0,99^2 = 0,98; 3-ступенчатая 0,99^3 = 0,97. Соответственно, вероятность отказа 2-хступенчатой РН составит 1-0,98 =0,02, а 3-хступенчатой соответственно 1-0,97=0,03. Иными словами, вероятность отказа 3-хступенчатой РН в 1,5 раза выше!!!

3.Стоимость.
Очевидно, что разработка 3-хступенчатой РН, значительно дороже (в 1,5 раза больше систем). Ее экспериментальная отработка также дороже – например, для доведения уровня надежности 2-хступенчатой, необходимо повысить надежность единичного блока до 0,9933, что потребует более длительных испытаний. Для 3-хступенчатой РН придется разрабатывать, по крайней мере, «2,5» типа ЖРД (1 тип – для 1-й ст, «0,5» типа – высотная модификация 1-го типа для 2-й ступени и 3-й тип – для 3-й ступени), тогда как для 2-хступенчатой РН достаточно разработать только «1,5» типа ЖРД (для 1-й ступени и высотную модификацию – для 2-й). Это тоже удорожает стоимость разработки.
В производстве, по тем же причинам, 3-хступенчатая РН дороже 2-хступенчатой.

4.Эксплуатация.
Для 3-хступенчатых РН нужен более сложный и дорогой СК. 3-хступенчтые РН требуют наличия 2-х зон отчуждения, за которые надо платить, в отличие от 2-хступенчатых, для которых достаточно одной зоны. Можно, конечно, «подогнать» массы ступеней, так чтобы они падали в уже существующие зоны, но в этом случае, из-за неоптимального распределения масс, уменьшится «мю ПН».

Есть и еще нюансы. Первая ступень 3-хступенчатой РН разделяется  при более высоких скоростных напорах, что может вызвать проблемы с устойчивостью/управляемостью или обеспечением безударного разделения. ГО 2-хступенчатых РН может быть сброшен вместе с блоком 1-й ступени, в одну зону отчуждения, а для 3-хступенчатых РН сброс ГО производится либо вместе с блоком 2-3 ступни, либо на АУТ 2 ступени, что требует дополнительной зоны отчуждения.
На мой взгляд, вывод ОДНОЗНАЧЕН: при разработке новой РН для ЛЕО надо выбирать 2 ступени.
К слову, указанные соображения, видимо, стали причиной того, что в НПО «Энергия» в 80-х гг. был наложен ФАКТИЧЕСКИЙ запрет на проектирование 3-хступенчатых РН. К сожалению, не могу сказать, был ли этот запрет формализован каким-либо документом, или остался на уровне «неписанных законов».
Сказанное выше не означает «запрета» на использование 3 ступеней вообще. Например, при модернизации существующих РН, когда другие способы исчерпаны или слишком дороги (требуется существенное увеличение емкости баков, переделка производственной оснастки или разработка совершенно нового ЖРД и т.п.), применение 3-х ступеней может быть и оправданным, при условии тщательного обоснования экономической целесообразности.
Надеюсь, что не утомил. С уважением, Дмитрий В.

Цитировать...На мой взгляд, вывод ОДНОЗНАЧЕН: при разработке новой РН для ЛЕО надо выбирать 2 ступени.
К слову, указанные соображения, видимо, стали причиной того, что в НПО «Энергия» в 80-х гг. был наложен ФАКТИЧЕСКИЙ запрет на проектирование 3-хступенчатых РН. К сожалению, не могу сказать, был ли этот запрет формализован каким-либо документом, или остался на уровне «неписанных законов».
Сказанное выше не означает «запрета» на использование 3 ступеней вообще. Например, при модернизации существующих РН, когда другие способы исчерпаны или слишком дороги (требуется существенное увеличение емкости баков, переделка производственной оснастки или разработка совершенно нового ЖРД и т.п.), применение 3-х ступеней может быть и оправданным, при условии тщательного обоснования экономической целесообразности.
Надеюсь, что не утомил. С уважением, Дмитрий В.

Да, конечно, посему, ИМХО, оптимальное число ступеней (только при полете на НОО, даже не ССО!) где-то примерно:
- на криогенных компонентах - 2;
- на высококипящих - 3;
- на РДТТ - 4.
При смешивании (т.е. блоки с разными компонентами) число блоков получается как некое среднее.
Для более высоких орбит, начиная с ССО, обычно добавляется одна ступень или РБ. Исключение - РН с блоками 2 ст. на водороде; они зачастую могут справляться и сами.
Кажется, статистика в общем и целом сие подтверждает.
Более конкретно по указанным причинам самые ИМХО рациональные РН на сегодня:
- из отечественных - "Зенит" (2 блока, 3 ЖРД - неплохо!),
- из американских - Atlas V 401 (2 блока, 2 ЖРД - блеск!).
А высококипящие и твердотопливные - все-таки по экологии они хуже, что ни делай.

Дмитрий В. вы так сложно написали, что у меня, в моих скудных мозгах это всё не помещается. :)

 Вот вам примерчик - "классическая" очень надёжная, постоянно используемая, давно разрабоанная ступень Centaur G (вариант Centaur) -
 "Gross Mass: 23,880 kg. Empty Mass: 2,775 kg. Thrust (vac): 14,970 kgf. Isp: 444 sec. Burn time: 625 sec. Propellants: Lox/LH2 Diameter: 4.33 m. Span: 4.33 m. Length: 9.00 m. Country: USA. No Engines: 2. RL-10A-3A Status: Hardware. Comments: Centaur for Titan 4."

 Итак, "масса пустого", грубо говоря, 3 тонны.
 Пусть ПН - 20 тонн. Грубо говоря, в связке ПН-третья ступень 50% топлива, и 50% остальной массы.
 Таким образом, эта третья ступень даёт около 3 км/с ХС, это почти 3 км/с орбитальной скорости.

 Как я понимаю, вы предлагаете тащить с собой здоровенную вторую ступень со старта? Тогда сухая масса её просто арифметически вычтется из массы ПН.

 Если это обсуждается в контексте "полутороступенчатой" Энергии, разумеется. :)

Для ЛЕО две ступени - мало, а три - много. Оптимально 2.5 (две с половиной), как у Союза или Дельты-2.

ЦитироватьДля ЛЕО две ступени - мало, а три - много. Оптимально 2.5 (две с половиной), как у Союза или Дельты-2.

Старый, количество ступеней есть число натуральное, т.е. целое и положительное, иными словами, у Союза, Дельты-2, Атлас-Центавр - 3 ступени :wink:

ЦитироватьКак я понимаю, вы предлагаете тащить с собой здоровенную вторую ступень со старта? Тогда сухая масса её просто арифметически вычтется из массы ПН.

 Если это обсуждается в контексте "полутороступенчатой" Энергии, разумеется. :)

Нет, сухая (точнее, конечная) масса ракетного блока вычитается из конечной массы ступени, а не из массы ПН. Да, сразу, чтоб вопросов не возникало - согласно терминологии принятой в МоМ, под ступенью понимается ракетный блок вместе с его полезной нагрузкой.

ЦитироватьСтарый, количество ступеней есть число натуральное, т.е. целое и положительное, иными словами, у Союза, Дельты-2, Атлас-Центавр - 3 ступени :wink:

Под "половинной" ступенью я имел в виду конечно ракетные блоки используемые в качестве навесных ускорителей, работающих параллельно с центральным блоком. :)
 А откуда у Атлас-Центавра третья ступень? Там вроде нет ещё одного сбрасываемого ракетного блока по терминологии МОМ? Стартовые моторы это ж не ракетный блок? ;)

НУ хорошо, скажите мне, глупому, каким образом так модицфицировать _двухступенчатую_ Р7, чтобы масса ПН у нее была хотя бы 6 тонн из расчета 300 тонн стартовой массы (у Союза-ФГ - 7.9 тонны при стартовой в 315 тонн, у Союза-2 будет 8+ тонн). Т.е. поднимите ПН выше 2% без увеличения массового совершенства ступеней.

ЦитироватьСхема – классический тандем (для других схем, как показывают расчеты результаты не сильно отличаются).

Ага, особенно для переразмеренной в два раза второй ступенью ;-).
Еще раз - пакет это НЕ две ступени. Вторая ступень пакета НЕ есть полноценная вторая ступень. Ее 'лишняя' масса на момент окончания работы первой ступени - а это примерно половина времени работы РН - вычитается из ПН с неким коэфициентом, зависящим от УИ этой самой второй ступени. Для Энергии, повторюсь, выигрыш составил бы никак не менее 20 тонн, скорее ближе к 25.

И к слову - статья писалась в 50-е годы, когда про падение УИ на водородниках и слыхом не слыхивали ;-). А простой сопловой насадок на РД-0120 третьей ступени даст не менее 2-3% ПН дополнительно ;-).

Да, по поводу Союза - мы со Степом посчитали в порядке противостояния Технократу комбинированный трехступенчатый носитель в габаритах старта Союза. Ракетный, конечно ;-) Стартовая масса - 370 тонн. ПН - 19.5 тонн. Чистая ПН. Старт из Байконура. Как только побьете эту цифру ЛЮБЫМ двухступенчатым носителем массой в 360 тонн или менее, с топливом водород или углеводороды плюс кислород - приходите спорить дальше.

ЦитироватьА откуда у Атлас-Центавра третья ступень? Там вроде нет ещё одного сбрасываемого ракетного блока по терминологии МОМ? Стартовые моторы это ж не ракетный блок? ;)

Стартовые двигатели - это ракетный блок. Конечно, по определению, в ОБЩЕМ случае РБ включает в себя ДУ, баки и прочие агрегаты и системы. Однако, из общих случаев, как известно, бывают исключения

Цитировать1-НУ хорошо, скажите мне, глупому, каким образом так модицфицировать _двухступенчатую_ Р7, чтобы масса ПН у нее была хотя бы 6 тонн из расчета 300 тонн стартовой массы (у Союза-ФГ - 7.9 тонны при стартовой в 315 тонн, у Союза-2 будет 8+ тонн). Т.е. поднимите ПН выше 2% без увеличения массового совершенства ступеней.

2-Ага, особенно для переразмеренной в два раза второй ступенью ;-).
Еще раз - пакет это НЕ две ступени. Вторая ступень пакета НЕ есть полноценная вторая ступень. Ее 'лишняя' масса на момент окончания работы первой ступени - а это примерно половина времени работы РН - вычитается из ПН с неким коэфициентом, зависящим от УИ этой самой второй ступени. Для Энергии, повторюсь, выигрыш составил бы никак не менее 20 тонн, скорее ближе к 25.

3-И к слову - статья писалась в 50-е годы, когда про падение УИ на водородниках и слыхом не слыхивали ;-). А простой сопловой насадок на РД-0120 третьей ступени даст не менее 2-3% ПН дополнительно ;-).

4-Да, по поводу Союза - мы со Степом посчитали в порядке противостояния Технократу комбинированный трехступенчатый носитель в габаритах старта Союза. Ракетный, конечно ;-) Стартовая масса - 370 тонн. ПН - 19.5 тонн. Чистая ПН. Старт из Байконура. Как только побьете эту цифру ЛЮБЫМ двухступенчатым носителем массой в 360 тонн или менее, с топливом водород или углеводороды плюс кислород - приходите спорить дальше.

1-а вот при 308т,при оптимальном распределении масс по ступеням и оптимальных тяговооруженностях, как раз и выведет тонн , на ТУЖЕ орбиту, что и 11А511.
2- что Вы имеете ввиду под переразмеренной в 2 раза ступенью? Почему именно в 2 раза? У Энергии к моменту разделения ступеней выгорало из блока Ц примерно 178 т топлива из 703. Кстати, распределение масс по ступеням Энергии было очень близко к оптимальному с точки зрения мю ПН.  И как это - пакет не есть 2 ступени - извините, но это похоже на бред. Энергия в чистом виде ДВУХСТУПЕНЧАТАЯ РН с пакетной компоновкой блоков 1-й ступени и параллельной работой ДУ обеих ступеней. Недостатки такой схемы известны, но они вполне перекрываются опреденленными достоинствами.
3-Какя статья? Если вы про отчет Келдыша, то это был вполне себе официальный ддокумент, за который Заказчиком были деньги заплачены, возможно. И что Вы имеете в виду под падением УИ водородников? При дросселировании? Ну так при дросселировании и у керосинок УИ падает.
4-Ну, я не знаю, что Вы там считали, с какими компонентами топлива и правильно ли посчитали ...

Ну, собственно считал не я, а Степ - его лучше и спросить ;-). Но интуитивно цифра 'близка к правильной' - с водородом на третьей семерка, бишь Онега - вытаскивает 14 тонн, а с увеличением - небольшим - тяги и заправки центра - вполне может вытащить и 20 тонн.

Касательно вытащит-не вытащит.... ну елки-палки, давайте посчитаем ;-) Степ, ау? ;-) Считаем трехступенчатую Энергию.

1 ступень - без изменения. 4 блока А по 355 тонн заправленной и 35 сухой массы. Тяга двигателя на уровне моря - 780 т-с, УИ 337/309. Время работы - 145 секунд.

2 ступень - 600 тс тяги, УИ 353/454, сухая масса ступени 60 тонн, заправка - 600 тонн. Время работы - 480 секунд

3 ступень - один РД-0120, тяга 200 тс, вес ступени 135 тонн, сухая масса - 15 тонн. Время работы - 210 секунд.

Получается РН немного меньше Энергии - на 50 тонн заправки ЦБ примерно, и с чуть лучшим совершенством второй ступени. Ну, посчитайте кто-нибудь ее ПН ;-)

Дмитрий В. если рассматривается ракета "вроде Зенита" с маленькой второй ступенью, то действительно, от деления большой первой ступени на две нет большой прибавки ПН.

 Но, если рассматривается схема вроде Р7, где ЦБ имеет массу 6 тонн - совершенно другое дело. :)
 Иначе за каким на неё было громоздить третью ступень. :)

ЦитироватьНу, собственно считал не я, а Степ - его лучше и спросить ;-). Но интуитивно цифра 'близка к правильной' - с водородом на третьей семерка, бишь Онега - вытаскивает 14 тонн, а с увеличением - небольшим - тяги и заправки центра - вполне может вытащить и 20 тонн.

Касательно вытащит-не вытащит.... ну елки-палки, давайте посчитаем ;-) Степ, ау? ;-) Считаем трехступенчатую Энергию.

1 ступень - без изменения. 4 блока А по 355 тонн заправленной и 35 сухой массы. Тяга двигателя на уровне моря - 780 т-с, УИ 337/309. Время работы - 145 секунд.

2 ступень - 600 тс тяги, УИ 353/454, сухая масса ступени 60 тонн, заправка - 600 тонн. Время работы - 480 секунд

3 ступень - один РД-0120, тяга 200 тс, вес ступени 135 тонн, сухая масса - 15 тонн. Время работы - 210 секунд.

Получается РН немного меньше Энергии - на 50 тонн заправки ЦБ примерно, и с чуть лучшим совершенством второй ступени. Ну, посчитайте кто-нибудь ее ПН ;-)

В общем, я и посчитал. Правда с несколькими правками: конечная масса блока А без системы спасения 51т, тяга РД-170 740 тс у земли, УИ =3296 м/с, массу блока 2-й ступни вместо 60 т принял 68т. При этих данных приведенная ПН = 140,8 т (ХС=9600 м/с). РН 11к25 при верхнем расположении ПН могла выводить ПН=126т при стартовой массе 2400т. Разница в мю ПН  в пользу 3-хступенчатого варианта 12,2%. С учетом того, что массовое совершенство блока 3-й ступени явно завышено (в реальности масса конструкции будет ближе к 20т), это лишний раз подтверждает мои предыдущие выводы. С уважением, Дмитрий В.

А разве ПН Энергии не 105 тонн была?

ЦитироватьА разве ПН Энергии не 105 тонн была?

105 т- ОК 11ф35 (буран)
98 т - в грузовом варианте с ГТК
126 т - один из вариантов с размещением ПН под ГО, сверху а не сбоку.

ЦитироватьДа, по поводу Союза - мы со Степом посчитали в порядке противостояния Технократу комбинированный трехступенчатый носитель в габаритах старта Союза. Ракетный, конечно ;-) Стартовая масса - 370 тонн. ПН - 19.5 тонн. Чистая ПН. Старт из Байконура. Как только побьете эту цифру ЛЮБЫМ двухступенчатым носителем массой в 360 тонн или менее, с топливом водород или углеводороды плюс кислород - приходите спорить дальше.

Ну, что могу сказать - Ваши расчеты не кажутся фантастикой (я что-то подобное тоже прикидывал, причем тоже "с подачи" Технократовских изысков). А сегодня прикинул 2-ступенчатую РН в габаритах Союза, разумеется, с новыми движками, 2-я ступень водородная, ПН = 20 т, стартовая масса не более 350 т. Ну, да это все на пределе современного технического уровня.

Но все равно ж хорошо - на тех же двигателях, на том же старте, топлива даже чуть меньше - и 13% ПН получить совершенно нахаляву ;-) У Протона это было бы 2.5 тонны - больше чем дала модернизация до Протона-М ;-).

ЦитироватьВ общем, я и посчитал. Правда с несколькими правками: конечная масса блока А без системы спасения 51т, тяга РД-170 740 тс у земли, УИ =3296 м/с, массу блока 2-й ступни вместо 60 т принял 68т. При этих данных приведенная ПН = 140,8 т (ХС=9600 м/с). РН 11к25 при верхнем расположении ПН могла выводить ПН=126т при стартовой массе 2400т. Разница в мю ПН  в пользу 3-хступенчатого варианта 12,2%. С учетом того, что массовое совершенство блока 3-й ступени явно завышено (в реальности масса конструкции будет ближе к 20т), это лишний раз подтверждает мои предыдущие выводы. С уважением, Дмитрий В.

 Дмитрий В. чудес не бывает. :)

 Не могла Энергия выводить 126 тонн при любом расположении ПН, раз она выводила Буран массой всего 105 тонн. Вы сами себе проитворечите - расположение ПН может влиять кроме силовой схемы только на траекторию за счёт допустимых скоростных напоров при выведении.
 Но вся эта "история" заканчивается на 120-й примерно секунде полёта, когда можно уже плевать на скоростные напоры.

 Если вы заодно и тяговооруженность увеличите, может вы и выиграете 20 тонн, но это будет другая совершенно ракета.

ЦитироватьНо все равно ж хорошо - на тех же двигателях, на том же старте, топлива даже чуть меньше - и 13% ПН получить совершенно нахаляву ;-) У Протона это было бы 2.5 тонны - больше чем дала модернизация до Протона-М ;-).

 hcube оценка Дмитрия В. сделана из предположения, что "Вертикальная Энергия" могла выводить 126 тонн. :)

 Это враки. :)

Цитировать

ЦитироватьНо все равно ж хорошо - на тех же двигателях, на том же старте, топлива даже чуть меньше - и 13% ПН получить совершенно нахаляву ;-) У Протона это было бы 2.5 тонны - больше чем дала модернизация до Протона-М ;-).

 hcube оценка Дмитрия В. сделана из предположения, что "Вертикальная Энергия" могла выводить 126 тонн. :)

 Это враки. :)

Я стараюсь не делать голословных утверждений. 126т - это цифра согласно одному из проектных документов головного КБ НПО Энергия начала или середины 1980-х гг. Надеюсь, проектантам из подлипок Вы верите!? Кстати, на всякий случай сегодня проверил по спредшиту Ратмана - все подтверждается, обеспечивается выведение 126т на  орбиту 200*300 км при стартвой массе примерно 2402т. Так что, все правда.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНо все равно ж хорошо - на тех же двигателях, на том же старте, топлива даже чуть меньше - и 13% ПН получить совершенно нахаляву ;-) У Протона это было бы 2.5 тонны - больше чем дала модернизация до Протона-М ;-).

 hcube оценка Дмитрия В. сделана из предположения, что "Вертикальная Энергия" могла выводить 126 тонн. :)

 Это враки. :)

Я стараюсь не делать голословных утверждений. 126т - это цифра согласно одному из проектных документов головного КБ НПО Энергия начала или середины 1980-х гг. Надеюсь, проектантам из подлипок Вы верите!? Кстати, на всякий случай сегодня проверил по спредшиту Ратмана - все подтверждается, обеспечивается выведение 126т на  орбиту 200*300 км при стартвой массе примерно 2402т. Так что, все правда.

 Да какая разница-то - сбоку ПН или сверху? :) Это позволит настолько изменить траекторию выведения, что ПН увеличится на 20% что эквивалентно увеличению массы ракеты почти на 500 тонн? :)

 "Не верю!" :)

 Или вы подняли допустимую максимальную перегрузку заодно больше 3? :)

 Тогда добавление третьей ступени с массой топлива тонн 200 увеличит ПН ещё тонн на 40. :)

Цитировать1-Да какая разница-то - сбоку ПН или сверху? :) Это позволит настолько изменить траекторию выведения, что ПН увеличится на 20% что эквивалентно увеличению массы ракеты почти на 500 тонн? :)

 2-"Не верю!" :)

 3-Или вы подняли допустимую максимальную перегрузку заодно больше 3? :)

 Тогда добавление третьей ступени с массой топлива тонн 200 увеличит ПН ещё тонн на 40. :)

1-Разница очень большая - и в нагрузках и в аэродинамике и в потерях тяги на балансировку. Но дело не только в размещении ПН - Энергия обладала и другими резервами повышения грузоподъемности - снижение коэф-та безопасности с 1,4 до 1,3 для грузового варианта, учет в расчете прочности криогенного упрочнения стенок бака ЖВ (для пилотируемого варианта учитывалось упрочнение при температуре кипения жидкого азота), возможность форсирования 11д122 до 114%, увеличение массы заправляемых компонентов за счет переохлаждения и т.п. В сумме набегает указанная разница в ПН
2- не верить - это Ваше право. Лично я вере предпочитаю знание
3- для грузового варианта допустимо некоторое повышение продольной и нормальной перегрузок, если это существенно не сказывается на прочности

ЦитироватьДве ступени vs три ступени – «наш ответ» hcube
...
Надеюсь, что не утомил. С уважением, Дмитрий В.

Наоборот! Большое спасибо за такую подробную информацию!
Для меня тоже эта тема предстовляет большой интерес.
И из этих ваших сообщений я узнал много чего нового. Спасибо!

ЦитироватьДа, конечно, посему, ИМХО, оптимальное число ступеней (только при полете на НОО, даже не ССО!) где-то примерно:
- на криогенных компонентах - 2;
- на высококипящих - 3;
- на РДТТ - 4.
При смешивании (т.е. блоки с разными компонентами) число блоков получается как некое среднее.

Ну, где-то так. Я, кстати, по-моему, нигде не сказал, что имел ввиду жидкостные РН. Для РДТТ может быть достаточно 3-х ступение, но наверное, только для очень низких орбит. А РН с НДМГ и прочей "вонючкой" - ИМХО умирающий класс.

На низкую орбиту достаточно двух ступеней. А много ли ПН выводятся на низкую орбиту?
Значит, для стационара надо еще две ступени - перигейную и апогейную. Для средних тоже движок... получается, каждая ПН со своей ступенью... неаккуратненько!
Вон американы на двухступенчатом Шатле возят 3 и 4 ступени внутри отсека... Конечно. называть можно по разному, но сути это не меняет.
   Так вот, ежели нам нужно средство выведения на разные орбиты, да еще и с оптимальными характеристиками, надо 2 ступени использовать для вывода на низкую. а третью - далее...
КАНЕШНА, можно и "уши" на вторую ступень пришпандорить, чтобы до 1500 дотянуть, как это на 65 сделали... но куда тогда показатель конструктивного совершенства уползет?
Короче, на низкую -две, для дела - три.
С уважением С.Т.

ЦитироватьНа низкую орбиту достаточно двух ступеней. А много ли ПН выводятся на низкую орбиту?
Значит, для стационара надо еще две ступени - перигейную и апогейную. Для средних тоже движок... получается, каждая ПН со своей ступенью... неаккуратненько!
Вон американы на двухступенчатом Шатле возят 3 и 4 ступени внутри отсека... Конечно. называть можно по разному, но сути это не меняет.
   Так вот, ежели нам нужно средство выведения на разные орбиты, да еще и с оптимальными характеристиками, надо 2 ступени использовать для вывода на низкую. а третью - далее...
КАНЕШНА, можно и "уши" на вторую ступень пришпандорить, чтобы до 1500 дотянуть, как это на 65 сделали... но куда тогда показатель конструктивного совершенства уползет?
Короче, на низкую -две, для дела - три.
С уважением С.Т.

Совершенно верно. Но обычно космические разгонные блоки включаются в состав космической головной части и стартуют уже с ЛЕО к целевой орбите.

На счет 2.5-ступенчатой ракеты - согласен со Старым  :D
А реализовать можно так, как это было сделано на Зените-2. Т.е. просто ввести пассивный участок траектории второй ступени.
 Если кто не в курсе - то там маршевый двигатель второй ступени включался два раза - один раз, естественно, в начале работы второй ступени, потом, т.н. "пассивный участок", когда РН летит по инерции по баллистической траектории с включенным рулевиком и где-то в районе апогея траектории - снова включается маршевый движок и доводит скорость ПН до круговой.
В старых своих конспектах вычитал - на круговые орбиты высотой 200-300км оптимальная схема выведения - 2-х ступенчатая с прямым выведением;
на круговые с высотой до 1000-3000 км - 2-х ступенчатая с пассивным участком (см. выше);
на более высокие орбиты - 3-х ступенчатая РН.

Вот, так что, если Старый не против:D - прошу считать 2.5-ступенчатую РН - эквивалентом 2-х ступенчатой схемы с пассивным участком траектории  :D  :D

Цитировать1-Разница очень большая - и в нагрузках и в аэродинамике и в потерях тяги на балансировку. Но дело не только в размещении ПН - Энергия обладала и другими резервами повышения грузоподъемности - снижение коэф-та безопасности с 1,4 до 1,3 для грузового варианта, учет в расчете прочности криогенного упрочнения стенок бака ЖВ (для пилотируемого варианта учитывалось упрочнение при температуре кипения жидкого азота), возможность форсирования 11д122 до 114%, увеличение массы заправляемых компонентов за счет переохлаждения и т.п. В сумме набегает указанная разница в ПН
2- не верить - это Ваше право. Лично я вере предпочитаю знание
3- для грузового варианта допустимо некоторое повышение продольной и нормальной перегрузок, если это существенно не сказывается на прочности

 1. А что это такое "потери тяги на балансировку"? :)
 Если это потери за счёт управления - отклонение тяги на 10 градусов уменьшает саму тягу на 1,5%. Явно не тянет на прибавку ПН в 21 тонну.
 Что до всего остального - так это надо всю ракету переделать, насколько это просто мы видим по тому как "быстро" модернизируются Союзы.

 2. Это не знание - я про эти планы "Энергия на 150" тонн слышал ещё в момент её запуска. Это не реализовано, значит этого нету. :)

 3. Ну так и говорите - допустимую перегрузку увеличили. :)

Цитировать1. А что это такое "потери тяги на балансировку"? :)
 Если это потери за счёт управления - отклонение тяги на 10 градусов уменьшает саму тягу на 1,5%. Явно не тянет на прибавку ПН в 21 тонну.
 Что до всего остального - так это надо всю ракету переделать, насколько это просто мы видим по тому как "быстро" модернизируются Союзы.

 2. Это не знание - я про эти планы "Энергия на 150" тонн слышал ещё в момент её запуска. Это не реализовано, значит этого нету. :)

 3. Ну так и говорите - допустимую перегрузку увеличили. :)

1.Из-за несовпадения вектора тяги с продольной осью РН, ЖРД 11д122 были постоянно отклонены на некоторый угол (не помню nxyj? но что-то около 7-10 град) и были смещены в радиальном направлении. Кстати из-за эксцентриситета тяги, РН летела с некоторым балансировочным углом атаки, что вело и к рсту аэродинамического сопротивления и к дополнительным нагрузкам.
2.Ну, так и 3-хступенчатый вариант hcube - тоже "фантазии"...
3.Ну, увеличили, так что с того - обычное дело...

Цитировать1.Из-за несовпадения вектора тяги с продольной осью РН, ЖРД 11д122 были постоянно отклонены на некоторый угол (не помню nxyj? но что-то около 7-10 град) и были смещены в радиальном направлении. Кстати из-за эксцентриситета тяги, РН летела с некоторым балансировочным углом атаки, что вело и к рсту аэродинамического сопротивления и к дополнительным нагрузкам.
2.Ну, так и 3-хступенчатый вариант hcube - тоже "фантазии"...
3.Ну, увеличили, так что с того - обычное дело...

 1. А при чём тут продольная ось РН? Имеет значение смотрят двигатели в ЦМ или отклонены, например на Союзе они вообще всегда не в ЦМ смотрят - параллельно продольной оси ракеты.
 Аэродинамика у Энергии плохая, но это "семечки" само по себе.

 2. Да, но тем не менее "выкинуть" половину центрального блока на скорости около 4,5 км/с представляется логичным.

 3. Так вся прибавка ПН за счёт более быстрого разгона происходит - уменьшаются гравитационные потери и очень значительно.
 Вопрос в том, допустимо это или нет. Например, если разделение будет ниже этого может не допустить система разделения ступеней.

Цитировать1. А при чём тут продольная ось РН? Имеет значение смотрят двигатели в ЦМ или отклонены, например на Союзе они вообще всегда не в ЦМ смотрят - параллельно продольной оси ракеты.
 Аэродинамика у Энергии плохая, но это "семечки" само по себе.

 2. Да, но тем не менее "выкинуть" половину центрального блока на скорости около 4,5 км/с представляется логичным.

 3. Так вся прибавка ПН за счёт более быстрого разгона происходит - уменьшаются гравитационные потери и очень значительно.
 Вопрос в том, допустимо это или нет. Например, если разделение будет ниже этого может не допустить система разделения ступеней.

1.Есть такое понятие "равнодействующая сил". У Р-7 она как раз через ЦМ проходит, а у 11ф36/14А10/14к25 - нет, увы!
2.Это вообще - вопрос оптимизации, в т.ч. схемы РН. Меньшее массовое совершенство РН пакетной схемы с параллельной работой ДУ первых 2-х ступеней - неизбежная плата за достоинства: надежность за счет запуска всех ДУ на земле, более высокое массовое совершенство ЦБ и т.п.
3.Прибавка ПН - за счет комплекса мероприятий. Вообще, существенных результатов можно достичь только при комплексном подходе (пардон за банальность)...

Цитировать1.Есть такое понятие "равнодействующая сил". У Р-7 она как раз через ЦМ проходит, а у 11ф36/14А10/14к25 - нет, увы!
2.Это вообще - вопрос оптимизации, в т.ч. схемы РН. Меньшее массовое совершенство РН пакетной схемы с параллельной работой ДУ первых 2-х ступеней - неизбежная плата за достоинства: надежность за счет запуска всех ДУ на земле, более высокое массовое совершенство ЦБ и т.п.
3.Прибавка ПН - за счет комплекса мероприятий. Вообще, существенных результатов можно достичь только при комплексном подходе (пардон за банальность)...

 1. Как это может быть? :)
 Тогда ракета начнёт вращение относительно поперечной оси. :)

 2. А мы можем все двигатели и здесь запустить на земле. ;)
 На второй ступени 3 двигателя, на третьей ещё один, который сперва питается от второй.
 На шаттле есть расстыкуемые трубопроводы и ничего. :)

 3. Да не бывает чудес. :) Или УИ больше, или железо легче или тяговооруженность выше. :)
 Если есть резерв по тяговооруженности, например не 3, а 4 максимально допустимо, то и ПН увеличится на 10-20% только за счёт этого фактора.

Вы все забыли про ещё один вариант - вторая ступень со сбрасываемым баком (типа шатла)
Которая, несмотря на наличие на первой ступени РДТТ, позволяет уложиться в две ступени для вывода на ЛЕО...

ЦитироватьВы все забыли про ещё один вариант - вторая ступень со сбрасываемым баком (типа шатла)
Которая, несмотря на наличие на первой ступени РДТТ, позволяет уложиться в две ступени для вывода на ЛЕО...

 Естественно, это проще - сбрасываемый бак + собственный бак третьей ступени. :)

 Но на орбиту будут тащиться все 4 двигателя массой 3,5 тонны.

Что значит "тащиться на орбиту"? Ступень добавляет ХС - и пока она добавляет, системы ступени нужны, включая тяжёлые баки, двигатели и всё остальное.

Конечно, хочется, чтобы масса ступени была поменьше - пренебрежимо мала по сравнению с ПН - а ХС она давала бы побольше :) . Применительно к двигателям можно пытаться уменьшать их потребную тягу - в некоторых пределах, конечно.

Если разбиение ХС по ступеням уже сделано - придётся оборудование последней ступени "тащить на орбиту". Ничего не поделаешь :) .

ЦитироватьЧто значит "тащиться на орбиту"? Ступень добавляет ХС - и пока она добавляет, системы ступени нужны, включая тяжёлые баки, двигатели и всё остальное.

Конечно, хочется, чтобы масса ступени была поменьше - пренебрежимо мала по сравнению с ПН - а ХС она давала бы побольше :) . Применительно к двигателям можно пытаться уменьшать их потребную тягу - в некоторых пределах, конечно.

Если разбиение ХС по ступеням уже сделано - придётся оборудование последней ступени "тащить на орбиту". Ничего не поделаешь :) .

 Два варианта.
 1) Вторая ступень - просто бак, есть дополнительный бак третьей ступени. На ней все 4 двигателя.
 2) Третья ступень - отдельный бак с одним двигателем. В случае "около Энергии" масса её тонн 200, один РД-0120, 3 остаются на второй ступени.
 Если спасать двигатели, то надо делать дополнительную систему для второй ступени - вот чем это неудобно.

ЦитироватьДва варианта.
 1) Вторая ступень - просто бак, есть дополнительный бак третьей ступени. На ней все 4 двигателя.
 2) Третья ступень - отдельный бак с одним двигателем. В случае "около Энергии" масса её тонн 200, один РД-0120, 3 остаются на второй ступени.
 Если спасать двигатели, то надо делать дополнительную систему для второй ступени - вот чем это неудобно.

Всё это надо считать и оптимизировать. И окажется, что преимущества различных вариантов невелики, и выигрыш сильно зависит, например, от массы ПН, свойств орбиты и т.п. В этих условиях есть соблазн сделать попроще - может, некоторые варианты неоптимально будут выводиться, зато почти всегда будем экономить на стоимости.

А так - да, все эти схемы имеют право на жизнь.

Ну, формально в три ;-). Там ведь еще OMS есть ;-).

Цитировать

ЦитироватьВы все забыли про ещё один вариант - вторая ступень со сбрасываемым баком (типа шатла)
Которая, несмотря на наличие на первой ступени РДТТ, позволяет уложиться в две ступени для вывода на ЛЕО...

 Естественно, это проще - сбрасываемый бак + собственный бак третьей ступени. :)

 Но на орбиту будут тащиться все 4 двигателя массой 3,5 тонны.

В двухступенчатой схеме они тащатся вместе с баком... А он где-то 30% от ПН весит...

ЦитироватьВ двухступенчатой схеме они тащатся вместе с баком... А он где-то 30% от ПН весит...

 Совершенно верно, но даже такой трёхступенчатой схемы - без разделения двигателей на двигатели второй и третьей ступени никто не удосужился сделать. :)

Цитировать1. Как это может быть? :)
 Тогда ракета начнёт вращение относительно поперечной оси. :)

 2. А мы можем все двигатели и здесь запустить на земле. ;)
 На второй ступени 3 двигателя, на третьей ещё один, который сперва питается от второй.
 На шаттле есть расстыкуемые трубопроводы и ничего. :)

 3. Да не бывает чудес. :) Или УИ больше, или железо легче или тяговооруженность выше. :)
 Если есть резерв по тяговооруженности, например не 3, а 4 максимально допустимо, то и ПН увеличится на 10-20% только за счёт этого фактора.

1.Правильно, в самую, как говорится, "дырочку" - поэтому ЖРД и отклонены так, чтобы суммарный момент был=0.
2.Отлично, Ворон! Я этот вариант где-то имел ввиду, но поскольку являюсь противником 3-х ступеней и не очень верю в схему с переливом, его не рассматривал. Между тем, из всех 3-хступенчтых вриантов, предложенный Вами видимо даст наибольший выигрыш, по сравнению с 2-мя ступенями, и, кроме того, он позволяет решить проблемы с тяговооруженностью.
3.Ну, я остаюсь, ессно, пи своем мнении.

Цитировать1.Правильно, в самую, как говорится, "дырочку" - поэтому ЖРД и отклонены так, чтобы суммарный момент был=0.
2.Отлично, Ворон! Я этот вариант где-то имел ввиду, но поскольку являюсь противником 3-х ступеней и не очень верю в схему с переливом, его не рассматривал. Между тем, из всех 3-хступенчтых вриантов, предложенный Вами видимо даст наибольший выигрыш, по сравнению с 2-мя ступенями, и, кроме того, он позволяет решить проблемы с тяговооруженностью.
3.Ну, я остаюсь, ессно, пи своем мнении.

 1. Но общее отклонение ЖРД не превышает те же 10 градусов - они далеко от ЦМ. Потому потери от этого фактора малы.

 2. А почему расстыкуемые магистрали работают на шаттлах, но не будут работать в этом варианте?

 3. Так я с вами согласен. :) Если допустить возможность увеличения перегрузок, даже без остального увеличится ПН. :)

Кстати, если мы так "боимся" перекачки можно и проще. :)

 Водородники дросселируются до 30% тяги - после старта по максимуму дросселируется третья ступень, вторая же продолжает работать на номинальной тяге.
 К моменту разделения в третьей ступени должно остаться не менее 50% топлива.
 Хуже, но тоже неполохо.

Цитировать

ЦитироватьВ двухступенчатой схеме они тащатся вместе с баком... А он где-то 30% от ПН весит...

 Совершенно верно, но даже такой трёхступенчатой схемы - без разделения двигателей на двигатели второй и третьей ступени никто не удосужился сделать. :)

Точнее - с разделением не удосужились. У шатла все движки на нём, у нас - все на ракете. А был ведь вариант с одним движком на "птичке" и тремя(?) на ракете

ЦитироватьА был ведь вариант с одним движком на "птичке" и тремя(?) на ракете

При проектирвании 11ф36 рассматривалось несколько десятков вариантов (по различным сведениям от 60 до 80). В итоге был выбран наиболее реализуемый, надежный и дешевый, хотя и с не самой высокой весвой отдачей - для РН все же надежность и стоимость важнее.

На счет перекачки у Шаттла. Надо учесть, что по окончании работы водородный бак просто отсоединяется от уже не работающих двигателей. Ни какой герметичности тут уже не должно быть.
В варианте с перекачкой у многоблочной ракеты, как говорят в Одессе, есть две большие разницы. В момент отделения блоков мы должны перекрыть одну магистраль, и открыть другую. При этом мы должны скомпенсировать разницу давлений в баках и учесть еще кучу других сопутствующих эффектов. Т.е. мороки  возникнет воз, а прибыли маленькая тележка. Тут вон без перекачек регулярно за бугор летают ... :?

ЦитироватьНа счет перекачки у Шаттла. Надо учесть, что по окончании работы водородный бак просто отсоединяется от уже не работающих двигателей. Ни какой герметичности тут уже не должно быть.
В варианте с перекачкой у многоблочной ракеты, как говорят в Одессе, есть две большие разницы. В момент отделения блоков мы должны перекрыть одну магистраль, и открыть другую. При этом мы должны скомпенсировать разницу давлений в баках и учесть еще кучу других сопутствующих эффектов. Т.е. мороки  возникнет воз, а прибыли маленькая тележка. Тут вон без перекачек регулярно за бугор летают ... :?

Золотые слова!

ЦитироватьНа счет перекачки у Шаттла. Надо учесть, что по окончании работы водородный бак просто отсоединяется от уже не работающих двигателей. Ни какой герметичности тут уже не должно быть.
В варианте с перекачкой у многоблочной ракеты, как говорят в Одессе, есть две большие разницы. В момент отделения блоков мы должны перекрыть одну магистраль, и открыть другую. При этом мы должны скомпенсировать разницу давлений в баках и учесть еще кучу других сопутствующих эффектов. Т.е. мороки  возникнет воз, а прибыли маленькая тележка. Тут вон без перекачек регулярно за бугор летают ... :?

 Точнее - Сперва открыть одну, Потом перекрыть другую. ;)

 Можно просто перекачивать топливо в бак третьей ступени, а потом перекрыть эту магистраль. :)
 Или использовать буферную ёмкость на третьей ступени. :)

Все проще - нужно и там и там использовать БТНА и сделать ДВА вентиля - один ПЛАВНО закрыть, а второй ПЛАВНО же - т.е. за десятки секунд - открыть. Тогда гидродинамика ничего против иметь не будет ;-).

ЦитироватьВсе проще - нужно и там и там использовать БТНА и сделать ДВА вентиля - один ПЛАВНО закрыть, а второй ПЛАВНО же - т.е. за десятки секунд - открыть. Тогда гидродинамика ничего против иметь не будет ;-).

Только надо свято помнить закон Мерфи, который гласит: любое герметичное соединение хоть что ни будь, да пропускает. :D
А здесь количество этих соединений растет, да еще на количество боковушек множится ... :?

ЦитироватьТолько надо свято помнить закон Мерфи, который гласит: любое герметичное соединение хоть что ни будь, да пропускает. :D
А здесь количество этих соединений растет, да еще на количество боковушек множится ... :?

Кстати, и по массе бы посмотреть - каждый клапан не на один десяток кг потянет. Ну, а по надежности - полностью согласен.

Цитировать

ЦитироватьТолько надо свято помнить закон Мерфи, который гласит: любое герметичное соединение хоть что ни будь, да пропускает. :D
А здесь количество этих соединений растет, да еще на количество боковушек множится ... :?

Кстати, и по массе бы посмотреть - каждый клапан не на один десяток кг потянет. Ну, а по надежности - полностью согласен.

 А что "по надёжности"? :)

 Дурнее Р-7 - Союза "по надёжности" не бывает - надо чтобы были абсолютно надёжными 4 двигателя боковых блоков, при этом одинаково расходовали топливо.

 Тут мы добавляем один перекрываемый трубопровод и только-то.
 Ну будет система разделения иметь массу сотню-другую килограммов, но не будет же иметь массу как 3 отставшихся двигателя второй ступени и её бак.

ЦитироватьА что "по надёжности"? :)

 1.Дурнее Р-7 - Союза "по надёжности" не бывает - надо чтобы были абсолютно надёжными 4 двигателя боковых блоков, при этом одинаково расходовали топливо.

 2.Тут мы добавляем один перекрываемый трубопровод и только-то.
 Ну будет система разделения иметь массу сотню-другую килограммов, но не будет же иметь массу как 3 отставшихся двигателя второй ступени и её бак.

1.Система управления расходом топлива есть на любой РН, а на  РН пакетной схемы есть и система синхронного опорожнения баков ББ - давно не проблема, что и подтверждается ВЫСОКОЙ надежностью РН семейства Р-7.
2.Не, 2 трубопровода (ЖК и ЖВ) и, соответственно 4 клапана и 2 разъемных соединения, плюс, возможно система продувки нейтральными газами... Ну, в пол-тонны (максимум), наверное уложиться можно.

Цитировать

ЦитироватьА что "по надёжности"? :)

 1.Дурнее Р-7 - Союза "по надёжности" не бывает - надо чтобы были абсолютно надёжными 4 двигателя боковых блоков, при этом одинаково расходовали топливо.

 2.Тут мы добавляем один перекрываемый трубопровод и только-то.
 Ну будет система разделения иметь массу сотню-другую килограммов, но не будет же иметь массу как 3 отставшихся двигателя второй ступени и её бак.

1.Система управления расходом топлива есть на любой РН, а на  РН пакетной схемы есть и система синхронного опорожнения баков ББ - давно не проблема, что и подтверждается ВЫСОКОЙ надежностью РН семейства Р-7.
2.Не, 2 трубопровода (ЖК и ЖВ) и, соответственно 4 клапана и 2 разъемных соединения, плюс, возможно система продувки нейтральными газами... Ну, в пол-тонны (максимум), наверное уложиться можно.

Правильно. Эти же системы окажутся и на ракете с перекачкой. Кроме того еще появится система синхронной перекачки топлива ... ВО! :shock:
 :D  :)  :?  :(

Господа, любой конструктор авиационных или даже автомобильных двигателей поставил бы вас раком и заставил ....
 (Читать документы разные...)

 "Какой-то трубопровод" для вас проблема? ;)

 Ну тогда возьмите наган и застрелитесь. - "Думаючи как такая сложная штука вышибает вам мОзги..."

 ;)

Итак, мы сдали Прогресс Техники в пользу современной технологии написания разной "технологии как обточить железку" - которая без Людей в любом случае не работает?

 Людей "баксами" нельзя заменить.

ЦитироватьГоспода, любой конструктор авиационных или даже автомобильных двигателей поставил бы вас раком и заставил ....
 (Читать документы разные...)

 "Какой-то трубопровод" для вас проблема? ;)

 Ну тогда возьмите наган и застрелитесь. - "Думаючи как такая сложная штука вышибает вам мОзги..."

 ;)

Проблема не в том. Вес конструкции в авиации, а тем более у автомобиля, весч не критичная. Да и всегда остановиться в автосервисе можна, топерьча даже у нас в дикой Раше ...:)
В ракете вес, это наше все. Чем заморачиваться на перелив всякий, проще классически ступень на ступень поставить.
На переливе мы канчна один двигатель вроде отыгрываем, и зажигать все на Земле можна. Так это в 50-е годы аж прошлоВа веку сложность вызывало. Дыть ведь в 60-м пронблему ужо решили. А вот система переключения появляется. И висеть она должна в блоке, куда это топливо перекачивают. Акромя того, на этом блоке нельзя вакуумник хороший поставить, т.к. он работать в атмосфере не будет. Т.е. импульс теряем. Мона канечно раздвижное сопло забабахать, но опять же механизация весить будет.
В отщем, куды не кинь, мороки ого, а выгрыша - кот наплакал.
Не, я лучше зажгу хороший движок на второй ступенечке, с хааарошим импульсиком. Да есче топливце енергичное-водородное залью, для ехвекту. И конструкция мая вся, для той же ПН в пару раз легчее стане. А тута блох ловить предлагают за счет налогоплательщика ... :D

Для Энергии оптипальна (что, кстати, подтверждает рост ПН Вулкана по сравнению с классикой) схема с 2.5 ступенями - керосин-водород-водород. Двигатель третьей ступени при этом унифицирован с двигателями второй ступени.

А Буран надо было с довыведением делать - т.е. с двигателем на водороде, соответсвенно увеличенным обьемом челнока и с водородным баком внутри - т.е. челнок подлинее, и в хвостовой части - бак с водородом. А орбитальное маневрирование делать на _газообразном_ водороде из того же бака, или перекачать оставшийся от выведения водород и кислород в бак поменьше, с холодильником.

Тогда ПН системы выросла бы с 30 тонн не менее чем до 50.

Цитировать

ЦитироватьГоспода, любой конструктор авиационных или даже автомобильных двигателей поставил бы вас раком и заставил ....
 (Читать документы разные...)

 "Какой-то трубопровод" для вас проблема? ;)

 Ну тогда возьмите наган и застрелитесь. - "Думаючи как такая сложная штука вышибает вам мОзги..."

 ;)

Проблема не в том. Вес конструкции в авиации, а тем более у автомобиля, весч не критичная. Да и всегда остановиться в автосервисе можна, топерьча даже у нас в дикой Раше ...:)
В ракете вес, это наше все. Чем заморачиваться на перелив всякий, проще классически ступень на ступень поставить.
На переливе мы канчна один двигатель вроде отыгрываем, и зажигать все на Земле можна. Так это в 50-е годы аж прошлоВа веку сложность вызывало. Дыть ведь в 60-м пронблему ужо решили. А вот система переключения появляется. И висеть она должна в блоке, куда это топливо перекачивают. Акромя того, на этом блоке нельзя вакуумник хороший поставить, т.к. он работать в атмосфере не будет. Т.е. импульс теряем. Мона канечно раздвижное сопло забабахать, но опять же механизация весить будет.
В отщем, куды не кинь, мороки ого, а выгрыша - кот наплакал.
Не, я лучше зажгу хороший движок на второй ступенечке, с хааарошим импульсиком. Да есче топливце енергичное-водородное залью, для ехвекту. И конструкция мая вся, для той же ПН в пару раз легчее стане. А тута блох ловить предлагают за счет налогоплательщика ... :D

 STEP прошу прощения за резкость, но эта "ракетная традиция" любую "заклёпку" считать "космической" и "сложной" - весьма утомила. :)

 И можно без перелива - третья ступень работает от земли, но дросселируется до 30% тяги почти сразу после старта. Тяги остальных трёх двигателей уже хватает.
 Первые две ступени работают около 300 секунд, третья ещё 300 - в ней будет больше половины топлива при разделении.

 А "по УИ" - вас не устраивает РД-0120? ;) :)

ЦитироватьВ варианте с перекачкой у многоблочной ракеты, как говорят в Одессе, есть две большие разницы. В момент отделения блоков мы должны перекрыть одну магистраль, и открыть другую. При этом мы должны скомпенсировать разницу давлений в баках и учесть еще кучу других сопутствующих эффектов. Т.е. мороки  возникнет воз, а прибыли маленькая тележка. Тут вон без перекачек регулярно за бугор летают ... :?

Зачем так сложно? Качаем топливо в свой бак. Тут даже поток необязательно равный с расходным поддерживать, просто "где-то около".
И - тривиальный обратный клапан на магистрали. Кончилось давление снаружи (от насоса перекачки) - закрылся автоматом.
И даже полная герметичность необязательна. Если чуть-чуть подтекать будет - ну и фиг ты с ним, всё равно топливо из бака движок расходует с на порядки большей скоростью.

"Не надо делать сложным то, что проще простого" (с)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьГоспода, любой конструктор авиационных или даже автомобильных двигателей поставил бы вас раком и заставил ....
 (Читать документы разные...)

 "Какой-то трубопровод" для вас проблема? ;)

 Ну тогда возьмите наган и застрелитесь. - "Думаючи как такая сложная штука вышибает вам мОзги..."

 ;)

Проблема не в том. Вес конструкции в авиации, а тем более у автомобиля, весч не критичная. Да и всегда остановиться в автосервисе можна, топерьча даже у нас в дикой Раше ...:)
В ракете вес, это наше все. Чем заморачиваться на перелив всякий, проще классически ступень на ступень поставить.
На переливе мы канчна один двигатель вроде отыгрываем, и зажигать все на Земле можна. Так это в 50-е годы аж прошлоВа веку сложность вызывало. Дыть ведь в 60-м пронблему ужо решили. А вот система переключения появляется. И висеть она должна в блоке, куда это топливо перекачивают. Акромя того, на этом блоке нельзя вакуумник хороший поставить, т.к. он работать в атмосфере не будет. Т.е. импульс теряем. Мона канечно раздвижное сопло забабахать, но опять же механизация весить будет.
В отщем, куды не кинь, мороки ого, а выгрыша - кот наплакал.
Не, я лучше зажгу хороший движок на второй ступенечке, с хааарошим импульсиком. Да есче топливце енергичное-водородное залью, для ехвекту. И конструкция мая вся, для той же ПН в пару раз легчее стане. А тута блох ловить предлагают за счет налогоплательщика ... :D

 STEP прошу прощения за резкость, но эта "ракетная традиция" любую "заклёпку" считать "космической" и "сложной" - весьма утомила. :)

 И можно без перелива - третья ступень работает от земли, но дросселируется до 30% тяги почти сразу после старта. Тяги остальных трёх двигателей уже хватает.
 Первые две ступени работают около 300 секунд, третья ещё 300 - в ней будет больше половины топлива при разделении.

 А "по УИ" - вас не устраивает РД-0120? ;) :)

У двигателя работающего от Земли нельзя сделать на срезе меньше 1 атм. Это уже снижает УИ. Если этот двигатель еще и задросселировать, то на номинальном режиме вся энергия в потери на недорасширение пропадет. Т.ч. все ваши прибавки на перекачке съест. :(

Цитировать

ЦитироватьВ варианте с перекачкой у многоблочной ракеты, как говорят в Одессе, есть две большие разницы. В момент отделения блоков мы должны перекрыть одну магистраль, и открыть другую. При этом мы должны скомпенсировать разницу давлений в баках и учесть еще кучу других сопутствующих эффектов. Т.е. мороки  возникнет воз, а прибыли маленькая тележка. Тут вон без перекачек регулярно за бугор летают ... :?

Зачем так сложно? Качаем топливо в свой бак. Тут даже поток необязательно равный с расходным поддерживать, просто "где-то около".
И - тривиальный обратный клапан на магистрали. Кончилось давление снаружи (от насоса перекачки) - закрылся автоматом.
И даже полная герметичность необязательна. Если чуть-чуть подтекать будет - ну и фиг ты с ним, всё равно топливо из бака движок расходует с на порядки большей скоростью.

"Не надо делать сложным то, что проще простого" (с)

У как просто. Тока есть НО:
Система синхронной перекачки все равно понадобится, т.ч. куда ни лей, в бак сразу, или в трубопровод, обратным клапаном не перебьешься.

Нет ничего сложнее, чем то, что на первый взгляд прсто (с) закон Мерфи.

ЦитироватьУ двигателя работающего от Земли нельзя сделать на срезе меньше 1 атм. Это уже снижает УИ.

Не совсем. Обычно разработчики двигателей решают задачу максимизации интегрального УИ по траектории; с подъёмом от поверхности Земли становится всё выгоднее иметь меньшее давление на срезе. Так как плавно регулировать давление сложно, его фиксируют, но на уровне, меньшем, чем 1 атм - обычно примерно 0,7 атм для ЖРД первой ступени.

То есть, сделать на срезе меньше 1 атм - можно. В одном месте это УИ снизит, в другом - повысит; в целом часто оказывается выгодным.

ЦитироватьУ двигателя работающего от Земли нельзя сделать на срезе меньше 1 атм. Это уже снижает УИ. Если этот двигатель еще и задросселировать, то на номинальном режиме вся энергия в потери на недорасширение пропадет. Т.ч. все ваши прибавки на перекачке съест. :(

 STEP это Водородник. :)

 Он дросселируется без уменьшения давления в КС - добавляется водорода, который значительно объёмнее окислителя. УИ растёт, но тяга падает.

ЦитироватьУ как просто. Тока есть НО:
Система синхронной перекачки все равно понадобится, т.ч. куда ни лей, в бак сразу, или в трубопровод, обратным клапаном не перебьешься.

Нет ничего сложнее, чем то, что на первый взгляд прсто (с) закон Мерфи.

 Система синхронного расходования топлива есть на Союзе. :)
 Там 4 боковых двигателя и они работают каждый "как ему угодно". Если ими не управлять - может остаться слишком много топлива при разделении в одном из блоков.

 Союз - "офигенно сложная ракета"? ;)

Союз, кстати, ракета довольно сложная. Посложнее Зенита была бы, если бы не автоматический старт Зенита.

Надо понимать, что Союз делался тогда, когда это был пик технологий. На пределе возможного тогда. А на пределе не думают о простоте, а думают о достижимости.

Ну, да слава Богу, все технические проблемы с "семеркой" давно решены...

ЦитироватьНу, да слава Богу, все технические проблемы с "семеркой" давно решены...

 Через 2000 успешных и неудачных запусков... ;)  :D

Цитировать

ЦитироватьНу, да слава Богу, все технические проблемы с "семеркой" давно решены...

 Через 2000 успешных и неудачных запусков... ;)  :D

Да, нет. Гораздо раньше - примерно к началу пилотируемых полетов.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу, да слава Богу, все технические проблемы с "семеркой" давно решены...

 Через 2000 успешных и неудачных запусков... ;)  :D

Да, нет. Гораздо раньше - примерно к началу пилотируемых полетов.

 Ну, так вот недавно завалилась "Молния". :) Если это не "технические проблемы", то что же это такое? :)

 Вообще пример Союза-Р7 характерен по отношению к шаттлам. Ракета "сама по себе", КК "сам по себе".

ЦитироватьНу, так вот недавно завалилась "Молния". :) Если это не "технические проблемы", то что же это такое? :)
 

Ну, хорошо - скажем так: не "технические проблемы", а "конструкторские проблемы", т.к. большинство нештатных ситуаций Р-7 в последние лет 20-30 связаны с производственными дефектами.

Откуда могла взяться масса ПГ 126 т у Энергии? Тут есть ещё 2 фактора. 1) если погнаться за грузоподъёмностью и снять систему спасения с блоков А, то ещё 7 т ПГ; 2) летала экспериментальная Энергия, если снять лишнюю измерительную аппаратуру - датчики, усилители, кабельную сеть - ещё 4-8 т ПГ.

ЦитироватьОткуда могла взяться масса ПГ 126 т у Энергии? Тут есть ещё 2 фактора. 1) если погнаться за грузоподъёмностью и снять систему спасения с блоков А, то ещё 7 т ПГ; 2) летала экспериментальная Энергия, если снять лишнюю измерительную аппаратуру - датчики, усилители, кабельную сеть - ещё 4-8 т ПГ.

Откуда - я уже Ворону рассказывал. К сожалению, держал в руках тот проектный документ (где речь шла об "Энергии" с ПН=126т) только 1 раз. Тем не менее, проведенные мной оценки подтверждают возможность выведения модифицированной РН 11к25 ПН массой около 126 т.

Дмитрий В. а не "по-барабану" 100 тонн или 126 - в конкретной ситуации? :)
 Будь у России ракета даже на 100 тонн - у нас не было бы конкурентов и "на Луну", американские планы "чисто теоретические пока". :)

Ворон, есть такая ракета - это ПятьЗенит. Он же - А-100. Наиболее сейчас реальный проект, с минимальными техническими рисками.

ЦитироватьВорон, есть такая ракета - это ПятьЗенит. Он же - А-100. Наиболее сейчас реальный проект, с минимальными техническими рисками.

Ну, не реальнее, чем возрождение "Энергии", имхо.

ЦитироватьДмитрий В. а не "по-барабану" 100 тонн или 126 - в конкретной ситуации? :)
 Будь у России ракета даже на 100 тонн - у нас не было бы конкурентов и "на Луну", американские планы "чисто теоретические пока". :)

В принципе, конечно, по барабану... В данном случае речь шла, напоминаю, о сравнении 2 и 3-хступенчатых РН.

В том и дело, что реальнее. Керосиновый УРМ на 4.1 метра сделать в разы проще, чем водородную ступень вдвое большего веса, на 5.6 метра (по моему ;-)). Нет проблем с транспортировкой. Водород в принципе можно вообще не использовать - сделать третью ступень на РД-191. Но даже если и использовать - то тащить ступень 4.1 метра на водороде проще, чем 5.6 в 4 раза большего веса.
И унификация - 1 и 2 ступени пакета будут очень и очень похожи. Чуть ли не одинаковые - отличаются только длиной. Причем бак можно унифицировать и с 3 ступенью (водородной) - обьем будет почти тот же - только соотношение обьемов изменится и теплоизоляция. Или надкалиберную сделать на 5м - в конечном итоге 15-20 тонн - это не 85, их можно и на 3М-Т притащить без проблем.
И система управления унифицирована с мЕньшей по размеру, но аналогичной по конструкции Ангарой А-5В.

ЦитироватьВ том и дело, что реальнее. Керосиновый УРМ на 4.1 метра сделать в разы проще, чем водородную ступень вдвое большего веса, на 5.6 метра (по моему ;-)). Нет проблем с транспортировкой. Водород в принципе можно вообще не использовать - сделать третью ступень на РД-191. Но даже если и использовать - то тащить ступень 4.1 метра на водороде проще, чем 5.6 в 4 раза большего веса.
И унификация - 1 и 2 ступени пакета будут очень и очень похожи. Чуть ли не одинаковые - отличаются только длиной. Причем бак можно унифицировать и с 3 ступенью (водородной) - обьем будет почти тот же - только соотношение обьемов изменится и теплоизоляция. Или надкалиберную сделать на 5м - в конечном итоге 15-20 тонн - это не 85, их можно и на 3М-Т притащить без проблем.
И система управления унифицирована с мЕньшей по размеру, но аналогичной по конструкции Ангарой А-5В.

А Вы уверены, что чисто керосиновую РН с ПН = 110т (столько, ЕМНИП, у Ангары-100) можно выполнить в диаметре всех блоков 4,1м? И Вы уверены что эта 3-хступенчатая РН массой около 3000т будет дешевле, чем 2-хступенчатая со 2-й водородной ступенью и Мст = 2100т?

Относительно последнего можно быть уверенным
Даже неспециалисту
Что НЕ будет :mrgreen:

А откуда цифра 3000? Блоки первой ступени весят по 400 тонн, ЦБ-600, блок второй - примерно 150, еще 110 - ПН - итого - 2460. И 110 тонн у А-100 в керосиновом варианте не будет. Я думаю, что цифра ближе к 90-95 тоннам должны быть. Вот с водородом наверху - да, будет 110 или даже 120. Если 'привести' к Энергии - то стартовая масса будет процентов на 10 выше - порядка 2700. Но не 3 ;-).

Касательно дешивизны - думаю, будет дешевле. За счет унификации диаметров. За счет некриогенных баков меньшего обьема, за счет удобства транспортировки, и так далее.

Масса конструкции у А-100 - примерно та же что у Энергии. Но эта конструкция - под керосин, а не под водород, и как таковая - она дешевле, чем.

По сути, А-100 - это Энергия, у которой пресловутая 2я ступень заменена на 2 - 'нижнюю' керосиновую, и 'верхнюю' водородную. На которой ДВА двигателя ЦБ вместо ЧЕТЫРЕХ.

Вообще, если конкретно про А-100 говорить, то там AFAIK ЦБ того же обьема что боковушки - но на ЦБ стоит не РД-171, а РД-180. То есть к концу работы пакета в ЦБ еще половина топлива остается.

Ворон:

ЦитироватьДмитрий В. а не "по-барабану" 100 тонн или 126 - в конкретной ситуации?  
Будь у России ракета даже на 100 тонн - у нас не было бы конкурентов и "на Луну", американские планы "чисто теоретические пока".

Ворон, а зачем такая ракета? Летать на Луну можно и на Протон+Зенит - шикарно, можно и просто на одном Протоне, если ужаться. А чем закончится такая ракета? Построили - слетали - выбросили. Это уже проходили.

ЦитироватьА откуда цифра 3000? Блоки первой ступени весят по 400 тонн, ЦБ-600, блок второй - примерно 150, еще 110 - ПН - итого - 2460. И 110 тонн у А-100 в керосиновом варианте не будет. Я думаю, что цифра ближе к 90-95 тоннам должны быть. Вот с водородом наверху - да, будет 110 или даже 120. Если 'привести' к Энергии - то стартовая масса будет процентов на 10 выше - порядка 2700. Но не 3 ;-).

Касательно дешивизны - думаю, будет дешевле. За счет унификации диаметров. За счет некриогенных баков меньшего обьема, за счет удобства транспортировки, и так далее.

Масса конструкции у А-100 - примерно та же что у Энергии. Но эта конструкция - под керосин, а не под водород, и как таковая - она дешевле, чем.

По сути, А-100 - это Энергия, у которой пресловутая 2я ступень заменена на 2 - 'нижнюю' керосиновую, и 'верхнюю' водородную. На которой ДВА двигателя ЦБ вместо ЧЕТЫРЕХ.

Вообще, если конкретно про А-100 говорить, то там AFAIK ЦБ того же обьема что боковушки - но на ЦБ стоит не РД-171, а РД-180. То есть к концу работы пакета в ЦБ еще половина топлива остается.

А у Вас есть точные данные по развесовкам А-100? И Вы уверены, что все блоки одного диаметра? И сколько ББ на ней (я в инете находил и 4 и 6 ББ). А 3000 (точнее - 3280) т - расчет для 3-хступенчатой керосиновой РН с ПН=110т (тоже где0то цифра мелькала по А-100). С водородной 3-й ступенью, разумеется Мст будет меньше. Кстати, применение РД-180 на 2 ст. дает слишком малую тяговооруженность, что прилично ухудшает массовую отдачу РН.

Она точно с 4 ББ на РД-170. Иначе ни при каком раскладе 100 тонн не будет. РД-180 и РД-0120 на третьей - вроде бы так. Баки унифицированы, и логично применить диаметр 4.1.

Касатеьлно РД-180 на ЦБ... ну, у него 400 тонн тяги. Т.е. в конце работы 1й ступени во второй ступени останется порядка 200 тонн, плюс 150 тонн третьей и 100 тонн ПН - всего 450 тонн. По моему, это хотя и не очень хорошо, но не критично, и всяко лучше, чем иметь почти полностью выработанную 2ю ступень в случае использования РД-171.

Вынужден Вас огорчить, уважаемый Hcube. Ангара-100 будет иметь характеристики похуже, чем Вы предполагаете. Проведем небольшую оценку оптимальных параметров А-100. Простору для оптимизации немного (из-за многочисленных ограничений), тем не менее, попробуем отыскать максимум «мю ПН», подбирая относительные конечные массы ступеней, а попросту говоря, запасы топлива на ступенях. В первом приближении примем ХС = 9350 м/с.  При этом должны выполняться следующие  ограничения:
1.На РН применяются 4 ББ с РД-170/171 и 1 ЦБ с РД-180.
2.Масса  топлива в ЦБ равна массе топлива в 1-м ББ (унификация).
3.Масса водородной третьей ступени принята равной 260 т (включая массу ПН=110т), из условия применения на ней одного 11д122 (форсированного по тяге до 208 тс в пустоте, что допускается штатным 11д122) при тяговооруженности 0,8.
4.Масса головного обтекателя включена в массу конструкции ББ, что вполне допустимо, т.к. в данном случае ГО м.б. сброшен сразу после отделения ББ.
5.Диаметр всех блоков = 4,1 м.
В результате расчета получаем: Мст = 2602т, масса топлива в 1 ББ = массе топлива в ЦБ = 424,5т, тяговооруженность 1-й ступени = 1,3, тяговооруженность 2-й ступени = 0,89 (далеко от оптимального значения, но приемлемо), масса топлива 3-й ступени 132,4 т. При этом, даже с учетом переохлаждения компонентов топлива, длина ББ (а значит и ЦБ) = 42 м (т.е. каждый из 5 блоков надо перевозить по частям, т.к. в вагон «влазит» максимум 32,4м, ЕМНИП). Длина блока 3-й ступени (водородной) около 38м. С учетом длины ГО 30м, общая длина РН составит 110м. Увеличение диаметра 3-й ступени до 5,5 м сокращает длину РН до 96м (если использовать на 3-й ступени совмещенные днища, то примерно, до 93-94 м), но это вынуждает использовать авиатранспортировку и сводит на нет эффект унификации диаметров всех блоков. Кстати, предложенная мной «реинкарнация» «Энергии» имеет стартовую массу 2125-2155 т при общей длине 70-75м (правда, ПН всего около 95т). Т.е., для доставки на космодром блоков Ангары-100 надо использовать 12 вагонов (10 вагонов для доставки ББ и ЦБ и 2 – для доставки блока 3-й ступени), или 10 вагонов и 1 рейс грузового самолета, в случае перехода на диаметр 5,5 м для 3-й ступени. Для моего варианта 100-тонника требуется 5 вагонов для перевозки ББ и 1 рейс самолета (например, модифицированного Ил-96Т). Надо сказать, что, учитывая неоптимальные тяговооруженности 1-й и 2-й ступеней Ангары-100, ХС будет скорее ближе к 9500 м/с. В этом случае ПН составит примерно 105т. А учитывая, что при расчете использовалось несколько завышенное  массовое совершенство ББ и ЦБ, то в реальности ПН будет в районе 98-100т (при стартовой массе 2602т), либо, для обеспечения ПН=110т Мст придется увеличить, как минимум, до 2735-2750т. С уважением, Дмитрий В.

А сколько ПН можно получить, если ограничить длину ББ 'вагоном', т.е. 32 метрами? То есть если заправка ББ/ЦБ будет 320 тонн? Водородник, к слову, лучше 5.5, потому как 100 тонн нагрузки в обтекателе 4.1 метра - это эротишно ;-).

Я так понимаю, ПН упадет где-то до 100 тонн, так? Ну, так 100 тонн как раз и заложено ;-).

ЦитироватьА сколько ПН можно получить, если ограничить длину ББ 'вагоном', т.е. 32 метрами? То есть если заправка ББ/ЦБ будет 320 тонн? Водородник, к слову, лучше 5.5, потому как 100 тонн нагрузки в обтекателе 4.1 метра - это эротишно ;-).

Я так понимаю, ПН упадет где-то до 100 тонн, так? Ну, так 100 тонн как раз и заложено ;-).

Получается фигня! Если уменьшить заправку ББ и ЦБ (при Мст=2602т), то для компенсации уменьшения запасов топлива придется увеличивать 3 ст (заправка 600т). ПН при этом = 127т, а длина РН около 150м даже при диаметре водородного блока 5,5м.

А если третью ступень не увеличивать, а оставить такую же - то есть просто задаться бОльшим ускорением?

К слову - по поводу запасов топлива - а баки обязательно должны быть _круглыми_? ;-)

Цитировать1)А если третью ступень не увеличивать, а оставить такую же - то есть просто задаться бОльшим ускорением?

2)К слову - по поводу запасов топлива - а баки обязательно должны быть _круглыми_? ;-)

1)Это практически ничего не даст, т.к. 3-я ступень летит с очень малыми углами наклона траектории, т.е. грав. потери малы и увеличение тяговооруженности их мало уменьшит, но прибавит массы ДУ. Я точно не считал, но оптимальная тяговооруженность 3-х ступеней при выводе на ЛЕО, по логике должна быть меньше 1.
2)Можно и не круглые, но масса резко возрастет.

Дмитрию В.

Отношение к ступеням понятно. Но есть несколько вопросов.
1. Чем не нравится трёхступенчатая схема на многоблочном пакете? Неужели переливом компонентов?
2. А если спасать блок/блоки первой ступени (вариант типа Байкала)?
3. Если выводится какой-нибудь грузовой клипер, в котором собственно груза - 30%. Увеличив грузоподъёмность РН на 10% получим прирост груза на треть. Оправдана ли 3-я ступень в этом случае?

ЦитироватьОтносительно последнего можно быть уверенным
Даже неспециалисту
Что НЕ будет :mrgreen:

Вот только неспециалисту и очевидно :) . Причём не всякому.

ЦитироватьА если третью ступень не увеличивать, а оставить такую же - то есть просто задаться бОльшим ускорением?

К слову - по поводу запасов топлива - а баки обязательно должны быть _круглыми_? ;-)

Вчера подумал, порисовал и пришел к выводу, что у Ангары-100 3-я водородная ступень имеет диаметр 7,7 м (т.е. как у блока Ц 11к25). В этом случае РН компонуется «идеально»: нагрузки на ББ идут строго по продольной оси без внецентренного изгиба, что позволяет сделать их очень легкими, длина РН не превышает 85 м. Поскольку 3-я ступень имеет небольшую сухую массу, то ее можно транспортировать на модифицированном серийном самолете – к примеру, на Ту-204. С уважением Дмитрий В.

ЦитироватьДмитрию В.

Отношение к ступеням понятно. Но есть несколько вопросов.
1. Чем не нравится трёхступенчатая схема на многоблочном пакете? Неужели переливом компонентов?
2. А если спасать блок/блоки первой ступени (вариант типа Байкала)?
3. Если выводится какой-нибудь грузовой клипер, в котором собственно груза - 30%. Увеличив грузоподъёмность РН на 10% получим прирост груза на треть. Оправдана ли 3-я ступень в этом случае?

1.Не нравится, прежде всего, снижением надежности и увеличением количества и площади зон отчуждения, за которые надо платить, и чем дальше тем дороже.
2.Спасение 1-й ступени, скорее всего привдет к уменьшению ПН и удорожанию пуска. В настоящее время одноразовое дешевле многоразового (в ракетной технике, по крайней мере). ИМХО.
3.Не думаю, что оправдана - можно просто увеличить Мст для 2-хступенчатой РН на 10% - это будет явно дешевле. С уважением, Дмитрий В.

Возвращаясь к теме, сравним две близкие РН:

ЛЕО
Союз-2-1-а: Ступеней = 3, Общая масса = 310'000кг, Тяга у земли = 4'060.65 kN, Масса конструкции = 24'470 кг, Импульс 1 ст у земли=?264, Импульс 1 ст в вакуме = 320, Импульс 3 ст = 326, ПН = 7'830кг (Экватор), ПН = 7'020кг (Байконур)
http://www.astronautix.com/lvs/soyuzst.htm
http://www.samspace.ru/RN/souz_2.htm

Фалкон-9:  Ступеней = 2, Общая масса = ~290'000кг, Тяга у земли = 3'400.65 kN, Масса конструкции = ?~21'500 кг, Импульс 1 ст у земли=255, Импульс 1 ст в  вакуме = 304, Импульс 2 ст = 327, ПН = 9'300кг
http://www.spacex.com/falcon_overview.php

ГПО
Союз-2-1-а-Фрегат: Ступеней = 4, Общая масса = ~310'000кг, Тяга у земли = 4'060.65 kN, Масса конструкции = 25'466 кг, Импульс 1 ст у земли = ?264, Импульс 1 ст в  вакуме = 320, Импульс 4 ст = 327, ПН = 2'700кг (Экватор)
http://www.astronautix.com/lvs/soyregat.htm
http://www.arianespace.com/site/launcher/launcher_soyuz_family.html

Фалкон-9:  Ступеней = 2, Общая масса = ~290'000кг, Тяга у земли=3'400.65 kN, Масса конструкции = ?~21'500 кг, Импульс 1 ст у земли = 255, Импульс 1 ст в  вакуме = 304, Импульс 2 ст = 327, ПН = 3'400кг (Экватор)
http://www.spacex.com/falcon_overview.php

Че-т я тогда не понимаю про девятый флакон

Стартовая масса у него меньше.
Удельный импульс - ниже на 1 ступени и совсем уж незначительно выше на 2-й.
Массовое совершенство лучше незначительно.

А поди ж ты - такая разница в выводимой массе!

ЦитироватьА поди ж ты - такая разница в выводимой массе!

Действительно, странно, даже 20 градусов разницы в широте дело не меняют ... особо.

ЦитироватьЧе-т я тогда не понимаю про девятый флакон

Стартовая масса у него меньше.
Удельный импульс - ниже на 1 ступени и совсем уж незначительно выше на 2-й.
Массовое совершенство лучше незначительно.

А поди ж ты - такая разница в выводимой массе!

Совсем странно для ГПО. Особенно если учесть, что количество ступеней у Сокола не меняется.

ЦитироватьСовсем странно для ГПО. Особенно если учесть, что количество ступеней у Сокола не меняется.

МБ это масса вместе со 2 ступенью?  :?

ЦитироватьЧе-т я тогда не понимаю про девятый флакон

Стартовая масса у него меньше.
Удельный импульс - ниже на 1 ступени и совсем уж незначительно выше на 2-й.
Массовое совершенство лучше незначительно.

А поди ж ты - такая разница в выводимой массе!

А всё очень просто - 1) последовательная схема vs пакетная с одновременной работой 1 и 2 ступени.
2) тяга 1.15 vs 1.3
3) КПД движка (может он топлива на тонну тяги меньше расходует?)

ЦитироватьМБ это масса вместе со 2 ступенью?  :?

Извиняюсь, а что такое МБ?

Цитировать3) КПД движка (может он топлива на тонну тяги меньше расходует?)

КПД движка - это импульс двигателя. В том то и дело, что в данном случае он одинаковый!

ЦитироватьИзвиняюсь, а что такое МБ?

может быть

Цитировать

ЦитироватьСовсем странно для ГПО. Особенно если учесть, что количество ступеней у Сокола не меняется.

МБ это масса вместе со 2 ступенью?  :?

Массы конструкции у них на вебсайте нет, поэтому это моя грубая оценка. Первая ступень у Фалкон-9 очень похожа на первую ступень у Атласа-5: ~270 тонн против 307 тонн. Поэтому я предположил, что первая ступень у Фалкон-9 будет весить 88% (270/307) от первой супени Атласа-5 (22,461 кг), то есть 19'750 кг.
Вторая степень: полная масса 20 тонн, соотвественно масса кострукции 1'750 кг, что наверно оптимистично.

Цитировать

ЦитироватьЧе-т я тогда не понимаю про девятый флакон

Стартовая масса у него меньше.
Удельный импульс - ниже на 1 ступени и совсем уж незначительно выше на 2-й.
Массовое совершенство лучше незначительно.

А поди ж ты - такая разница в выводимой массе!

А всё очень просто - 1) последовательная схема vs пакетная с одновременной работой 1 и 2 ступени.
2) тяга 1.15 vs 1.3
3) КПД движка (может он топлива на тонну тяги меньше расходует?)

3) КПД двигателей у Союза немного лучше (импульс),
2) Увеличение тяги увеличивает ПН, посколько снижает гравитационные потери, так что и здесь у Союза этот показатель лучше.
Остается только это:
1) последовательная схема vs пакетная с одновременной работой 1 и 2 ступени.
Масса конструкции Союза больше на 10-20%. Увеличение массы конструкции уменьшает ПН, что в принципе логично.

Самое смешное, что по моим расчетам, Фалькон может вывести 9, т. на ЛЕО при стартовой массе 295т (с учетом погрешности рачетов при неопределенности исходных данных), правда пи условии, что тяговооруженность 2-й ступени не менее 1,34. Неплохо бы проверить!

ЦитироватьСамое смешное, что по моим расчетам, Фалькон может вывести 9, т. на ЛЕО при стартовой массе 295т (с учетом погрешности рачетов при неопределенности исходных данных), правда при условии, что тяговооруженность 2-й ступени не менее 1,34. Неплохо бы проверить!

Да, у них как раз на второй ступени стоит движок на ~40 тонн (такой же как и двигатели первой ступени, но с расширенным соплом). Вот и получится тяговооруженность 2-й ступени ~1,34.

Да, Маск писал об отказе от использования Kestrel на больших ракетах и разработке взамен вакуумной версии Merlin.

Дмитрий,
ваши расчёты на первой странице 2 ступени против 3 ступени (для заданной ПН – 30 тонн на ЛЕО: у 3 ступенчатой стартовая масса на 10.4% меньше, масса конструкции на 5.17% меньше) относились к схемам последовательного запуска ступеней?

Для 2 ступени с последовательным запуском против схемы РН союза (3 ступени, 1 и 2 ступень с запуском у земли, 4 блока первой ступени) получается сомсем другая картина? Для ПН - 7'800 кг у 2 ступенчатой стартовая масса на ~20% меньше, а масса конструкции на ~24% меньше?

ЦитироватьДмитрий,
1)ваши расчёты на первой странице 2 ступени против 3 ступени (для заданной ПН – 30 тонн на ЛЕО: у 3 ступенчатой стартовая масса на 10.4% меньше, масса конструкции на 5.17% меньше) относились к схемам последовательного запуска ступеней?

2)Для 2 ступени с последовательным запуском против схемы РН союза (3 ступени, 1 и 2 ступень с запуском у земли, 4 блока первой ступени) получается сомсем другая картина? Для ПН - 7'800 кг у 2 ступенчатой стартовая масса на ~20% меньше, а масса конструкции на ~24% меньше?

1) Да, для РН с последовательной работой ступеней.
2)Может быть, так как моноблочный тандем имеет дополнительный выигрыш по сравнению с пакетом с параллельной работой ступеней.

Цитировать

Цитировать3) КПД движка (может он топлива на тонну тяги меньше расходует?)

КПД движка - это импульс двигателя. В том то и дело, что в данном случае он одинаковый!

Не, КПД движка - это импульс, делённый на массу израсходованного топлива.
Вот представь (пример дурной, ну да ладно) - ставим в топливопровод отвод, через который сливаем 50% проходящего топлива (зачем? а ХЗ :) ) Импульс не изменился, однако топливо кончится в два раза раньше и улетим гораздо ближе...

Дем:

ЦитироватьНе, КПД движка - это импульс, делённый на массу израсходованного топлива.
Вот представь (пример дурной, ну да ладно) - ставим в топливопровод отвод, через который сливаем 50% проходящего топлива (зачем? а ХЗ  ) Импульс не изменился, однако топливо кончится в два раза раньше и улетим гораздо ближе...

А вот и не дурной пример - ЭоРД (зайдите на нашу страничку из темы "какие носители нам нужны"). В этом двигателе часть компонентов кисл.-водородного топлива преобразуется в воду, которая выводится из двигателя. Получающаяся энергия передаётся оставшимся компонентам и попадает с ними в камеру сгорания, что увеличивает скорость истечения. Несмотря на это, при учёте отводимой воды, УИ ЭоРД меньше, чем у КВРД.
   Однако, нужно рассматривать не двигатель, а двигательную установку и учитывать, как в дальнейшем используется вода. В конкретном случае вода накапливается и является полезным грузом. УИ ЭоРДУ оказывается больше УИ КВРДУ!
  А вот что написано в Заключении ЦНИИмаш для РКА по этому двигателю:
"Очевидно, что увеличение удельного импульса (основного показателя эффективности ЖРД) рассматриваемый ЭОРД по сравнению с традиционными замкнутыми схемами ЖРД (газогенераторной и безгазогенераторной) не даёт."
Формально верно, по сути - диверсия.

Цитировать

Цитировать

Цитировать3) КПД движка (может он топлива на тонну тяги меньше расходует?)

КПД движка - это импульс двигателя. В том то и дело, что в данном случае он одинаковый!

Не, КПД движка - это импульс, делённый на массу израсходованного топлива.
Вот представь (пример дурной, ну да ладно) - ставим в топливопровод отвод, через который сливаем 50% проходящего топлива (зачем? а ХЗ :) ) Импульс не изменился, однако топливо кончится в два раза раньше и улетим гораздо ближе...

Есть более жизненный пример, это двигатели Р-7. Тут ничего за просто так за борт стравливать не следует. Есть удельный импульс двигателя в секундах, но ... для раскрутки ТНА используется перекись. Ее в конструкцию не включишь, т.к. она меняет свою массу во времени. Масса перекиси немалая, а тяги от нее на выхлопе пшик ...
Т.ч. когда дают импульс этих двигателей, то, вроде, надо его давать с учетом и расхода перекиси. Вот тут я пока не добился толкового ответа на вопрос, паспортные данные на импульс, которые даются на 107 - 108, учитывают перекись, или нет.
Вопрос не праздный. Тут часто пересчитывают семерку для разных примеров. А в расчетах что заложишь, то и получишь. А тут два варианта и две большие разницы ...
Может кто прояснит ситуацию.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать3) КПД движка (может он топлива на тонну тяги меньше расходует?)

КПД движка - это импульс двигателя. В том то и дело, что в данном случае он одинаковый!

Не, КПД движка - это импульс, делённый на массу израсходованного топлива.
Вот представь (пример дурной, ну да ладно) - ставим в топливопровод отвод, через который сливаем 50% проходящего топлива (зачем? а ХЗ :) ) Импульс не изменился, однако топливо кончится в два раза раньше и улетим гораздо ближе...

Есть более жизненный пример, это двигатели Р-7. Тут ничего за просто так за борт стравливать не следует. Есть удельный импульс двигателя в секундах, но ... для раскрутки ТНА используется перекись. Ее в конструкцию не включишь, т.к. она меняет свою массу во времени. Масса перекиси немалая, а тяги от нее на выхлопе пшик ...
Т.ч. когда дают импульс этих двигателей, то, вроде, надо его давать с учетом и расхода перекиси. Вот тут я пока не добился толкового ответа на вопрос, паспортные данные на импульс, которые даются на 107 - 108, учитывают перекись, или нет.
Вопрос не праздный. Тут часто пересчитывают семерку для разных примеров. А в расчетах что заложишь, то и получишь. А тут два варианта и две большие разницы ...
Может кто прояснит ситуацию.

Учитывают, учитывают перекись при расчёте УИ. Вот жидкий азот, который качают тем же ТНА для наддува баков - не учитывают, потому что он остаётся в баках. Вообще, для такого, не побоюсь сказать, примитивного двигателя у РД-107 уникальный удельный импульс.

У перекиси худшая энергетика, чем у восстановительного генераторного газа на основных компонентах (т.е., для такой же мощности турбины нужно меньше "в граммах" :) керосина и жидкого кислорода), помимо этого, для перекиси нужен отдельный бак, ещё ухудшающий характеристики ракеты в целом, но - мягкий пуск, чистый выхлоп (правда, окислительный), многие другие вещи обусловили применение перекиси для привода ТНА не только на РД-107/108, но и на РД-214, который, вообще-то, на самовоспламеняющихся компонентах топлива.

Цитировать..двигатели Р-7...
когда дают импульс этих двигателей, то, вроде, надо его давать с учетом и расхода перекиси. Вот тут я пока не добился толкового ответа на вопрос, паспортные данные на импульс, которые даются на 107 - 108, учитывают перекись, или нет.
Вопрос не праздный. Тут часто пересчитывают семерку для разных примеров. А в расчетах что заложишь, то и получишь. А тут два варианта и две большие разницы ...
Может кто прояснит ситуацию.

Расчеты показывают, что паспортные данные на двигатели по удельному импульсу даются без учёта расхода перекиси.
Например:
http://motor-s.ru/RD107.htm
При учёте расхода перекиси (Iст ~ 4,4т; IIст~2,7т) я использую пустотный удельный импульс  305,8 (РД-107) и 307,4 (РД-108)

Цитировать

Цитировать..двигатели Р-7...
когда дают импульс этих двигателей, то, вроде, надо его давать с учетом и расхода перекиси. Вот тут я пока не добился толкового ответа на вопрос, паспортные данные на импульс, которые даются на 107 - 108, учитывают перекись, или нет.
Вопрос не праздный. Тут часто пересчитывают семерку для разных примеров. А в расчетах что заложишь, то и получишь. А тут два варианта и две большие разницы ...
Может кто прояснит ситуацию.

Расчеты показывают, что паспортные данные на двигатели по удельному импульсу даются без учёта расхода перекиси.
Например:
http://motor-s.ru/RD107.htm
При учёте расхода перекиси (Iст ~ 4,4т; IIст~2,7т) я использую пустотный удельный импульс  305,8 (РД-107) и 307,4 (РД-108)

А это какие расчёты? А знаете ли вы, что разные экземпляры РД-107 имели разный УИ? :) и для пилотируемых ракет приходилось их отбирать по УИ?

Цитироватьмногие другие вещи обусловили применение перекиси для привода ТНА не только на РД-107/108, но и на РД-214, который, вообще-то, на самовоспламеняющихся компонентах топлива.

Все же РД-214 не на самовоспламеняющихся компонентах был, поэтому там использовалось пусковое горючее ТГ-02 и соответственно использование перекиси было оправданным, если бы там были азотка и НДМГ, вряд ли бы кто стал связываться с перекисью.

ЦитироватьА это какие расчёты?

Баллистические. Всё сходится при указанных мной выше удельных импульсах. Хотя может быть, что это просто совпадение, и вместо расхода перекиси, таким образом - занижением расчётного удельного импульса - я учитываю суммарную массу ГЗТ, невырабатываемых остатков топлива и пр. (~ 3% от стартового запаса топлива).

ЦитироватьА знаете ли вы, что разные экземпляры РД-107 имели разный УИ? :) и для пилотируемых ракет приходилось их отбирать по УИ?

Вполне возможно

Цитировать

Цитироватьмногие другие вещи обусловили применение перекиси для привода ТНА не только на РД-107/108, но и на РД-214, который, вообще-то, на самовоспламеняющихся компонентах топлива.

Все же РД-214 не на самовоспламеняющихся компонентах был, поэтому там использовалось пусковое горючее ТГ-02 и соответственно использование перекиси было оправданным, если бы там были азотка и НДМГ, вряд ли бы кто стал связываться с перекисью.

Вообще-то, ТМ-185 - это не керосин, он тоже самовоспламеняется с азоткой, только с заметно большей задержкой, и для "пушечного" запуска и был применён ТГ-02.

Я сейчас не могу найти, но, если мне не изменяет мой склероз, это смесь анилина, фурфурилового спирта и триэтиламина.

Цитировать

ЦитироватьА это какие расчёты?

Баллистические. Всё сходится при указанных мной выше удельных импульсах. Хотя может быть, что это просто совпадение, и вместо расхода перекиси, таким образом - занижением расчётного удельного импульса - я учитываю суммарную массу ГЗТ, невырабатываемых остатков топлива и пр. (~ 3% от стартового запаса топлива).

ЦитироватьА знаете ли вы, что разные экземпляры РД-107 имели разный УИ? :) и для пилотируемых ракет приходилось их отбирать по УИ?

Вполне возможно

РД-107 и РД-108 это для народа. За время с запуска первых Р-7 прошло много модификаций. Первая прошла к 1958 году, когда создали 8А92 для запуска объектов Д. Тогда у РД-108 уменьшили тягу и слегка увеличили импульс. Что бы разобраться с 107 - 108 надо отслеживать их обозначения через 11Д. К примеру РД-108 11Д511 имел и импульс в вакууме 316с, а 14Д21М - 318,5 с и т.д. Менялась и тяга. Т.ч. что кто считает, это надо еще посмотреть.

ЦитироватьВообще-то, ТМ-185 - это не керосин, он тоже самовоспламеняется с азоткой, только с заметно большей задержкой, и для "пушечного" запуска и был применён ТГ-02.

Я и не утверждал, что это керосин, однако скорее всего продукт его переработки, обогащенный непредельщиной, благодаря чему с азоткой горит гораздо устойчивее, чем обычный керосин, ну и воспламеняется конечно лучше, однако в его самовоспламеняемости я сильно сомневаюсь.

ЦитироватьЯ сейчас не могу найти, но, если мне не изменяет мой склероз, это смесь анилина, фурфурилового спирта и триэтиламина.

Ну у такой штуки задержка воспламенения будет не хуже, чем у ТГ-02 и это не ТМ-185.

ЦитироватьРасчеты показывают, что паспортные данные на двигатели по удельному импульсу даются без учёта расхода перекиси.
Например:
http://motor-s.ru/RD107.htm
При учёте расхода перекиси (Iст ~ 4,4т; IIст~2,7т) я использую пустотный удельный импульс  305,8 (РД-107) и 307,4 (РД-108)

Прошу прощения, снимаю утверждение насчёт паспортных данных.
Правильный вариант :"даются с учётом расхода перекиси".
Те поправки в величине удельного импульса, которые приходится делать - 305,8с вместо 314,5с (Iст) и 307,4с вместо 316с (IIст) - направлены на учёт гарантийных запасов топлива, невырабатываемого остатка и пр. Суммарный запас топлива на эти цели почти точно совпадает с массой перекиси (видимо "бесы" прошлых прикидок здесь и попутали).

ЦитироватьТ.ч. что кто считает, это надо еще посмотреть.

Я считал вариант http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/239/21.shtml

Хорошо, выяснили, данные по удельному импульсу для семёрки даются с учётом расхода перекиси.
Также выяснилось, что удельный импульс у семёрки в пустоте на первой и второй ступени ещё больше - не 314, а 320.
http://motor-s.ru/RD14D21.htm

Обновленные данные по Союз-2-1-а и Фалькону-9:

ЛЕО
Союз-2-1-а: Ступеней = 3, Общая масса = 310'000кг, Тяга у земли = 4'060.65 kN, Масса конструкции = 24'470 кг, Импульс 1 ст у земли=?264, Импульс 1 ст в вакуме = 320, Импульс 3 ст = 326, ПН = 7'830кг (Экватор), ПН = 7'020кг (Байконур)
http://www.astronautix.com/lvs/soyuzst.htm
http://www.samspace.ru/RN/souz_2.htm

Фалкон-9:  Ступеней = 2, Общая масса = ~290'000кг, Тяга у земли = 3'400.65 kN, Масса конструкции = ?~21'500 кг, Импульс 1 ст у земли=255, Импульс 1 ст в  вакуме = 304, Импульс 2 ст = 327, ПН = 9'300кг
http://www.spacex.com/falcon_overview.php

ГПО
Союз-2-1-а-Фрегат: Ступеней = 4, Общая масса = ~310'000кг, Тяга у земли = 4'060.65 kN, Масса конструкции = 25'466 кг, Импульс 1 ст у земли = ?264, Импульс 1 ст в  вакуме = 320, Импульс 4 ст = 327, ПН = 2'700кг (Экватор)
http://www.astronautix.com/lvs/soyregat.htm
http://www.arianespace.com/site/launcher/launcher_soyuz_family.html

Фалкон-9:  Ступеней = 2, Общая масса = ~290'000кг, Тяга у земли=3'400.65 kN, Масса конструкции = ?~21'500 кг, Импульс 1 ст у земли = 255, Импульс 1 ст в  вакуме = 304, Импульс 2 ст = 327, ПН = 3'400кг (Экватор)
http://www.spacex.com/falcon_overview.php

Кстати, ещё вопрос - а какой УИ второй ступени Союза - в атмосфере, задросселированной?

ЦитироватьКстати, ещё вопрос - а какой УИ второй ступени Союза - в атмосфере, задросселированной?

(шепотом, озираясь) А ее дросселируют???

Цитировать

ЦитироватьКстати, ещё вопрос - а какой УИ второй ступени Союза - в атмосфере, задросселированной?

(шепотом, озираясь) А ее дросселируют???

 Не, её не дросселируют.

 А вот что предлагает Northrop Grumman - http://media.primezone.com/noc/gallery/display?o=189&pkgid=2506&max=3&start=0

ЦитироватьА вот что предлагает Northrop Grumman - http://media.primezone.com/noc/gallery/display?o=189&pkgid=2506&max=3&start=0

С этим вам в другую тему надо. В этой теме обсуждаются две ступени vs три ступени для
классических РН - РН без спасения ступеней.

Дмитрий,
На первой странице темы ваши рассчёты для керосиновых РН (ПН 30 тонн на ЛЕО, 2 ступени: Мст = 739.2929 т, масса конструкции = 53,37 т) сделаны для какой широты? Экватор, Байконур, Плесецк?

ЦитироватьДмитрий,
На первой странице темы ваши рассчёты для керосиновых РН (ПН 30 тонн на ЛЕО, 2 ступени: Мст = 739.2929 т, масса конструкции = 53,37 т) сделаны для какой широты? Экватор, Байконур, Плесецк?

Тюра-Там

Очень хочется сравнить ещё две РН : Ангара-А5 и теоритический 30 тонник Дмитрия В.:
1. Импульс двигателей одинаковый.
2. На всех ступенях используется керосин.

ЛЕО
Ангара-А5: Ступеней = 3, Общая масса = ~773'000кг, Тяга у земли = 9'800 kN, Масса конструкции = ~53'500 кг, ПН = 23.8 тонн (Плесецк) (ПН = 24.5 тонн for PLF jettisoning at tj=230s ; q>1135 W/m2), ПН = 25 тонн (Байконур)
http://www.khrunichev.ru/khrunichev/live/full_raket.asp?id=13187

теоритический 30 тонник Дмитрия В.: Ступеней = 2, Общая масса = 739'293 кг, Тяга у земли = 11'000 kN, Масса конструкции = ~53'370 кг, ПН = 28.6 тонн (Плесецк) ПН = 30 тонн (Байконур)
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3219&postdays=0&postorder=asc&start=0

Ангара-А5 тяга двигателей на 10% меньше
Ангара-А5 общая масса на 4.6% больше
Ангара-А5 масса конструкции такая же
Ангара-А5 ПН на 20% меньше!!!

Цитировать[Вчера подумал, порисовал и пришел к выводу, что у Ангары-100 3-я водородная ступень имеет диаметр 7,7 м (т.е. как у блока Ц 11к25). В этом случае РН компонуется «идеально»: нагрузки на ББ идут строго по продольной оси без внецентренного изгиба, что позволяет сделать их очень легкими, длина РН не превышает 85 м. Поскольку 3-я ступень имеет небольшую сухую массу, то ее можно транспортировать на модифицированном серийном самолете – к примеру, на Ту-204. С уважением Дмитрий В.

А вот и моя реконструкция Ангары-100 (условно показаны только 2 ББ). Пардон за графику.
(http://www.dv-5678.narod.ru//photoalbum.html)

ЦитироватьА вот и моя реконструкция Ангары-100 (условно показаны только 2 ББ). Пардон за графику.
(http://www.dv-5678.narod.ru//photoalbum.html)

Хотел вставить картинкой чтобы видно было  :wink: , но там в  размере 1242х824 и слишком много пустого места. Потому ссылка  :lol:
http://www.dv-5678.narod.ru//angara100_dv02.jpg (http://www.dv-5678.narod.ru//angara100_dv02.jpg)

Цитировать[Вчера подумал, порисовал и пришел к выводу, что у Ангары-100 3-я водородная ступень имеет диаметр 7,7 м (т.е. как у блока Ц 11к25). В этом случае РН компонуется «идеально»: нагрузки на ББ идут строго по продольной оси без внецентренного изгиба, что позволяет сделать их очень легкими, длина РН не превышает 85 м. Поскольку 3-я ступень имеет небольшую сухую массу, то ее можно транспортировать на модифицированном серийном самолете – к примеру, на Ту-204. С уважением Дмитрий В.
А вот и моя реконструкция Ангары-100 (условно показаны только 2 ББ). Пардон за графику.
http://www.dv-5678.narod.ru/angara100_dv02.jpg

У Анатолия Зака, такая же получилась:

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/58971.jpg)

http://www.russianspaceweb.com/angara100.html

ЦитироватьВчера подумал, порисовал и пришел к выводу, что у Ангары-100 3-я водородная ступень имеет диаметр 7,7 м (т.е. как у блока Ц 11к25). В этом случае РН компонуется «идеально»: нагрузки на ББ идут строго по продольной оси без внецентренного изгиба, что позволяет сделать их очень легкими, длина РН не превышает 85 м. Поскольку 3-я ступень имеет небольшую сухую массу, то ее можно транспортировать на модифицированном серийном самолете – к примеру, на Ту-204. С уважением Дмитрий В.

В таком случае блок второй ступени будет отличаться от блоков первой ступени не только двигателем но и конструктивно.

Сильно ли будет отличаться ПН у такой РН по сравнению с 2-ступенчатой РН: 1-я ступень все пять одинаковых блока, 2-я водородная ступень имеет диаметр 7,7 м и опирается на все пять блоков первой ступени?

Цитировать1.В таком случае блок второй ступени будет отличаться от блоков первой ступени не только двигателем но и конструктивно.

2.Сильно ли будет отличаться ПН у такой РН по сравнению с 2-ступенчатой РН: 1-я ступень все пять одинаковых блока, 2-я водородная ступень имеет диаметр 7,7 м и опирается на все пять блоков первой ступени?

1.Разумеется, и у Зака это четко видно. Да и в исходном семействе Ангары УРМ-1 сильно отличается от УРМ-2.
2.В понедельник прикину.

В общем, так. Если сохранить исходные данные (т.е. параметры ББ и ЦБ как у Ангары-100 по моему предыдущему расчету, 2-я ступень - с одним 11д122), то такая РН при Мст=2602т выведет на ЛЕО около 85т, если на ЦБ установить РД-170 вместо РД-180, то при Мст=2618 ПН = 86т. Если снять ограничения на параметры связки из 5 блоков, то все будет гораздо лучше, но на 2-ю ступень придется ставить 2-3 11Д122. С уважением, Дмитрий В.

Зайдите сюда
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=127870#127870
и вы увидите людей, которые отлично знают, сколько надо ступеней для нормального полета  :D

ЦитироватьВ общем, так. Если сохранить исходные данные (т.е. параметры ББ и ЦБ как у Ангары-100 по моему предыдущему расчету, 2-я ступень - с одним 11д122), то такая РН при Мст=2602т выведет на ЛЕО около 85т, если на ЦБ установить РД-170 вместо РД-180, то при Мст=2618 ПН = 86т. Если снять ограничения на параметры связки из 5 блоков, то все будет гораздо лучше, но на 2-ю ступень придется ставить 2-3 11Д122. С уважением, Дмитрий В.

Спасибо!

А какие ракеты с двумя ступенями эксплуатируются сейчас?

 Вроде нету.

ЦитироватьА какие ракеты с двумя ступенями эксплуатируются сейчас?

 Вроде нету.

Две ступени на ЛЕО и ГПО:
1. Атлас-5
2. Делта-4
3. Атлас-3

Две ступени на ЛЕО:
1. Шаттл.
2. Зенит-2.
3. Космос 3M.

Цитировать

ЦитироватьА какие ракеты с двумя ступенями эксплуатируются сейчас?

 Вроде нету.

Две ступени на ЛЕО и ГПО:
1. Атлас-5
2. Делта-4
3. Атлас-3

Две ступени на ЛЕО:
1. Шаттл.
2. Зенит-2.
3. Космос 3M.

 А конкретнее, конфигурацию конкретных запусков?

 Кстати, Атлас-5 летал вообще без ускорителей? Эта конфигурация может рассматриваться авторами темы "как две ступени", но это неправильно в смысле тяги двигателей на самом критическом режиме.

 Размерность второй ступени, например.

Цитировать1. А конкретнее, конфигурацию конкретных запусков?
2. Кстати, Атлас-5 летал вообще без ускорителей?
3. Эта конфигурация может рассматриваться авторами темы "как две ступени", но это неправильно в смысле тяги двигателей на самом критическом режиме.
 Размерность второй ступени, например.

Вы инженер-ракетчик?
Скромнее нужно быть. Если не знаете, то спросите.
 
1. Конкретнее здесь:
http://www.astronautix.com/lvs/atlasv.htm
http://www.astronautix.com/lvfam/delta.htm
http://www.astronautix.com/lvs/zenit2.htm
http://www.astronautix.com/lvs/kos1k65m.htm
2. Летал 3 раза:
http://www.astronautix.com/lvs/atlasv.htm

Это всё варианты схемы Зенита. При этом у Зенита масса второй ступени почти половина от всей массы на орбите.

 Вместо первой и второй ступени используется одна большая первая ступень. Это логично - влияние массы первых ступеней на конечную ПН невелико. Но никто сейчас не объединяет вторую и третью ступени.

ЦитироватьВместо первой и второй ступени используется одна большая первая ступень. Это логично - влияние массы первых ступеней на конечную ПН невелико. Но никто сейчас не объединяет вторую и третью ступени.

Упс! Что бы это значило? :shock:

Цитировать

ЦитироватьВместо первой и второй ступени используется одна большая первая ступень. Это логично - влияние массы первых ступеней на конечную ПН невелико. Но никто сейчас не объединяет вторую и третью ступени.

Упс! Что бы это значило? :shock:

 Если речь идёт о классической двухступенчатой схеме, как у Зенита, то есть о чём говорить.
 Если схема "шаттловская", то для эффективности нужна третья ступень.

 Естественно, на Р7 поставили третью ступень для развлечения, а не потому, что хотели увеличить полезную нагрузку.

Кстати, совершенно непонятно как у Дмитрия В. получилось нечто более эффективное чем Дельта-4.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВместо первой и второй ступени используется одна большая первая ступень. Это логично - влияние массы первых ступеней на конечную ПН невелико. Но никто сейчас не объединяет вторую и третью ступени.

Упс! Что бы это значило? :shock:

 Если речь идёт о классической двухступенчатой схеме, как у Зенита, то есть о чём говорить.
 Если схема "шаттловская", то для эффективности нужна третья ступень.

 Естественно, на Р7 поставили третью ступень для развлечения, а не потому, что хотели увеличить полезную нагрузку.

Разумеется, пакетнаЯ схема с параллельной работой ступеней при прочих равных условиях несколько уступает классическому тандему, но совсем немного - порядка нескольких процентов. Так что все выше сказанное о преимуществах 2 ступеней перед 3-мя относится и к пакету.

Цитата: "Anonymous"Кстати, совершенно непонятно как у Дмитрия В. получилось нечто более эффективное чем Дельта-4.[/quote
А что, Дельта-4 - это эталон? И с каких же пор?

См. ниже.

Исследование о надёжности РН:
http://www.spacex.com/FutronDesignReliability.pdf

В США за 20 лет, с 1984 по 2004, 0.85% запусков (4 из 470) закончились аварией из-за неполадок в разделении ступеней.

ЗЫ: За разделение ступеней в данном случае они считают разделение ступеней расположенных последовательно. Отделения боковушек у них проходит по отдельной графе (0.21% - 1 авирия на 470 запусков и КА удалось спасти). И это логично, посколько ИМХО технически отделение боковушек проще чем разделение последовательных ступеней.

ЦитироватьИ это логично, посколько ИМХО технически отделение боковушек проще чем разделение последовательных ступеней.

А вот это - еще вопрос! Процесс отделения боковых блоков включает в себя несколько операций, как минимум: разрыв поясов нижних и верхних связей в строго определенной последовательности, безударный отвод ББ от ЦБ. Тогда как при поперечном делении зачастую достаточно срабатывания нескольких пироболтов или 1-2-х ЛУР.

ЦитироватьРазумеется, пакетнаЯ схема с параллельной работой ступеней при прочих равных условиях несколько уступает классическому тандему, но совсем немного - порядка нескольких процентов. Так что все выше сказанное о преимуществах 2 ступеней перед 3-мя относится и к пакету.

 Ну да.
 А как будет смотреться пакетная схема с второй ступенью размерности Центавра?
 И зачем, спрашивается, запускать двигатель второй ступени на земле, тот же Центавр летает много лет. Вроде отказов самого Центавра не было.

ЦитироватьА что, Дельта-4 - это эталон? И с каких же пор?

 А опираясь на что вы определяете массовое совершенство ступеней и прочие параметры? Размумеется, можно сказать, что мы сделаем ракету на водороде с массовым совершенством Ангары или несколько хуже и с такой же траекторией выведения.
 А на практике где такие водородники? Или забугорные товарищи преднамеренно сделали плохую ракету?

ЦитироватьНу да.
 1)А как будет смотреться пакетная схема с второй ступенью размерности Центавра?
2) И зачем, спрашивается, запускать двигатель второй ступени на земле, тот же Центавр летает много лет. Вроде отказов самого Центавра не было.

1 - А зачем вторую ступень делать в размерности Центавра? Ее надо делать в оптимальной размерности
2- для повышения надежности, обеспечения необходимой тяговооруженности и т.п. - читайте учебники, там многое правильно написано!

ЦитироватьА опираясь на что вы определяете массовое совершенство ступеней и прочие параметры? Размумеется, можно сказать, что мы сделаем ракету на водороде с массовым совершенством Ангары или несколько хуже и с такой же траекторией выведения.
 А на практике где такие водородники? Или забугорные товарищи преднамеренно сделали плохую ракету?

Опираясь на статистику уже достигнутого уровня массового совершенств, в частности на 11к25. А прочие параметры - УИ двигателей, их удельная масса - давно не секрет, а некоторые параметры - ХС, например, легко считаются.

А запуск двигателя верхней ступени в полёте сейчас считается существенно сложной задачей? Скажем, Зенит конструировался по схеме с запуском в полёте - и вроде ничего, летает. Как и Атласы, Титаны, Сатурны, Космосы...

Р-7 была первой двухступенчатой, для неё такое решение хорошо объяснимо.

ЦитироватьА запуск двигателя верхней ступени в полёте сейчас считается существенно сложной задачей? Скажем, Зенит конструировался по схеме с запуском в полёте - и вроде ничего, летает. Как и Атласы, Титаны, Сатурны, Космосы...

Р-7 была первой двухступенчатой, для неё такое решение хорошо объяснимо.

А зачем Зенит выполнять в пакетной схеме  - он вполне себе в ж/д вагоны влазит, тяга достаточна - тут пакетной схеме делать нечего! Ну, а насчет Атласа (до 2-го включительно)- так ведь у него и сбрасываемые двигатели и центральный работали параллельно с Земли - по тем же причинам, что и у Р-7.

ЦитироватьА запуск двигателя верхней ступени в полёте сейчас считается существенно сложной задачей? Скажем, Зенит конструировался по схеме с запуском в полёте - и вроде ничего, летает. Как и Атласы, Титаны, Сатурны, Космосы...

Р-7 была первой двухступенчатой, для неё такое решение хорошо объяснимо.

В общем-то не в этом дело. Тандемная схема, безусловно, хороша. Но только, когда нет ограничений, технологических, транспортных либо иных, на размер ее моноблоков. И как только возникает необходимость в многоблочной компоновке 1-й ступени (ну, за исключением схемы Протона и Сатурн-1Б), целесообразно становится запускать все двигатели на земле.

Ну вот простейший пример, почему бы не сделать ДВУХСТУПЕНЧАТЫЙ СОЮЗ? ;)
 Потеряем 4 тонны ПН, фигня какая. ;) :D

ЦитироватьНу вот простейший пример, почему бы не сделать ДВУХСТУПЕНЧАТЫЙ СОЮЗ? ;)
 Потеряем 4 тонны ПН, фигня какая. ;) :D

Обратное проектирование - от 3-х к 2-м ступеням - влечет существенные потери массы. Как за счет снижения стартовой массы так и из-за уменьшения "мю ПН" по причине неоптимальности проектных параметров. Когда я говорю о небольшой разнице в массе ПГ 2 и 3-ступенчатых РН, я имею в виду ситуацию проектирования от нуля, в равных условиях. К примеру, Р-7 была оптимизирована для полета по баллистической траектории: для выведения КА на орбиту протяженность АУ второй ступени была мала. В данном случае, наличие третьей ступени позволилро существенно увеличить массу ПГ. Однако, если бы Р-7 изначально проектировалась бы под орбитальные задачи с соответствующей оптимизацией проектных параметров, то ее грузоподъемность была бы лишь немногим меньше, чем у трехступенчатого Востока - скажем, процентов на 20-25.

ЦитироватьНу вот простейший пример, почему бы не сделать ДВУХСТУПЕНЧАТЫЙ СОЮЗ? ;)
 Потеряем 4 тонны ПН, фигня какая. ;) :D

Кстати, это один из способов получить почти даром РН легкого класса :D

ЦитироватьОбратное проектирование - от 3-х к 2-м ступеням - влечет существенные потери массы. Как за счет снижения стартовой массы так и из-за уменьшения "мю ПН" по причине неоптимальности проектных параметров. Когда я говорю о небольшой разнице в массе ПГ 2 и 3-ступенчатых РН, я имею в виду ситуацию проектирования от нуля, в равных условиях. К примеру, Р-7 была оптимизирована для полета по баллистической траектории: для выведения КА на орбиту протяженность АУ второй ступени была мала. В данном случае, наличие третьей ступени позволилро существенно увеличить массу ПГ. Однако, если бы Р-7 изначально проектировалась бы под орбитальные задачи с соответствующей оптимизацией проектных параметров, то ее грузоподъемность была бы лишь немногим меньше, чем у трехступенчатого Востока - скажем, процентов на 20-25.

Вы считаете возню с водородом, например, достойным вложением средств для увеличения ПН, а установку третьей ступени нет? ;)

 Бог с ним, с "Союзом", он действительно создавался как двухступенчатая МБР, но есть тот же "Зенит", у которого вторая ступень 9 тонн при ПН 13 тонн. :)

 Кстати, помимо прочего, при пакетной двухступенчатой схеме надо иметь 600-секундный двигатель второй ступени, ;) разумеется, имеется в виду время работы двигателя, а не удельный импульс. :)

Цитировать

ЦитироватьНу вот простейший пример, почему бы не сделать ДВУХСТУПЕНЧАТЫЙ СОЮЗ? ;)
 Потеряем 4 тонны ПН, фигня какая. ;) :D

Кстати, это один из способов получить почти даром РН легкого класса :D

На 2-3 тонны? ;)
 А не будет ли рациональнее сделать тот же водородник с массой тонн 40-60 ВООБЩЕ ОДНОСТУПЕНЧАТЫЙ? :D

 Или одноступенчатую "керосинку" в 100 тонн с одним НК-33 и довыведением какими-нибудь рулевыми движками? ;)

ЦитироватьВы считаете возню с водородом, например, достойным вложением средств для увеличения ПН, а установку третьей ступени нет? ;) :)

Конечно! Поскольку только водород позволяет качественно (и комплексно) решить целую кучу проблем: от снижения стартовой массы до улучшения экологии и снижения затрат на отчуждение полей падения

ЦитироватьБог с ним, с "Союзом", он действительно создавался как двухступенчатая МБР, но есть тот же "Зенит", у которого вторая ступень 9 тонн при ПН 13 тонн. :)

Вообще-то масса ПГ у него 13,8 т максимальная. Думаю, можно выжать и все 15 при желании: применение новых материалов, оптимизация конструкции и т.д.. А нарастить грузоподъемность больше можно путем увеличения объемов баков. Третью ступень, как я уже говорил, надо ставить если все другие способы наращивания грузоподъемности исчерпаны.

ЦитироватьКстати, помимо прочего, при пакетной двухступенчатой схеме надо иметь 600-секундный двигатель второй ступени, ;) разумеется, имеется в виду время работы двигателя, а не удельный импульс. :)

Да это вообще не проблема: все современные ЖРД имеют ресурс, существенно превышающий реальное время работы в составе РН.

Цитировать

ЦитироватьВы считаете возню с водородом, например, достойным вложением средств для увеличения ПН, а установку третьей ступени нет? ;) :)

Конечно! Поскольку только водород позволяет качественно (и комплексно) решить целую кучу проблем: от снижения стартовой массы до улучшения экологии и снижения затрат на отчуждение полей падения

Экология — да. :)
 А с точки зрения экономики НДМГ+АТ не хуже. :P

Цитировать

ЦитироватьБог с ним, с "Союзом", он действительно создавался как двухступенчатая МБР, но есть тот же "Зенит", у которого вторая ступень 9 тонн при ПН 13 тонн. :)

Вообще-то масса ПГ у него 13,8 т максимальная. Думаю, можно выжать и все 15 при желании: применение новых материалов, оптимизация конструкции и т.д.. А нарастить грузоподъемность больше можно путем увеличения объемов баков. Третью ступень, как я уже говорил, надо ставить если все другие способы наращивания грузоподъемности исчерпаны.

Ага, и это означает "разломать ракету". :)
 Когда мы ставим третью ступень, мы с высокой степенью вероятности можем быть уверены, что отработанные первые две не составят проблемы, а когда мы "коверкаем" вторую, то мы уверены только за вторую ступень. Кроме того, при необходимости уменьшить массу второй ступени, мы должны использовать более совершенную технологию.
 Разумеется, новые технологии для ракетных баков надо когда-то внедрять, но не проще ли "обойти проблему"? ;)

Цитировать

ЦитироватьКстати, помимо прочего, при пакетной двухступенчатой схеме надо иметь 600-секундный двигатель второй ступени, ;) разумеется, имеется в виду время работы двигателя, а не удельный импульс. :)

Да это вообще не проблема: все современные ЖРД имеют ресурс, существенно превышающий реальное время работы в составе РН.

Да? ;)
 У какого двигателя, кроме РД-0120 такой штатный ресурс? ;)
 Именно штатный ресурс, а не время его работы на стенде. :)

Практически у любого двигателя для РБ, и даже у древнего РД-108 всего вдвое меньше. Из крупных водородников - Вулканы на Ариан-5.

ЦитироватьЭкология — да. :)
 А с точки зрения экономики НДМГ+АТ не хуже. :P.

НДМГ - существенно дороже жидкого водорода (недавно кстати и цифры приводились).

ЦитироватьАга, и это означает "разломать ракету". :)
 Когда мы ставим третью ступень, мы с высокой степенью вероятности можем быть уверены, что отработанные первые две не составят проблемы, а когда мы "коверкаем" вторую, то мы уверены только за вторую ступень. Кроме того, при необходимости уменьшить массу второй ступени, мы должны использовать более совершенную технологию.
 Разумеется, новые технологии для ракетных баков надо когда-то внедрять, но не проще ли "обойти проблему"? ;).

Ага, вот так все время проблему обходим и оказываемся в "технологичеком анусе". Благодарю покорно, нам такого прогресса не надо :shock:

ЦитироватьКстати, помимо прочего, при пакетной двухступенчатой схеме надо иметь 600-секундный двигатель второй ступени, ;) разумеется, имеется в виду время работы двигателя, а не удельный импульс. :)

Да это вообще не проблема: все современные ЖРД имеют ресурс, существенно превышающий реальное время работы в составе РН.[/quote]
 Да? ;)
 У какого двигателя, кроме РД-0120 такой штатный ресурс? ;)
 Именно штатный ресурс, а не время его работы на стенде. :)[/quote]

Навскидку: у SSME, RL-10, HM-7

А маршевый двигатель второй ступени 600с и не работает. У Зенита -2 около 240с, у Зенита-3- 350с. Это рулевик у Зенита-2 при выводе на средневысокие орбиты по 900с работает.

(http://s43.radikal.ru/i101/0811/d8/77df30228564.jpg)

Бродяга тут говорил о 2-й ступени пакета, но в принципе и там 600 с не обязательны, хотя иногда и желательны.

Семён Семёныч! (с) "Бриллиантовая рука".

Чего-то я наверное, не понимаю, но ГО тут, ИМХО можно раньше сбрасывать. Даже по времени разделения ступеней....

ЦитироватьБродяга тут говорил о 2-й ступени пакета, но в принципе и там 600 с не обязательны, хотя иногда и желательны.

Естественно, причём о двигателе с тягой более 100 тонн, так что RL-10 при всех своих выдающихся характеристиках не подходит. :)

 ДУ второй ступени должна работать весь активный участок, это если не 600, то несколько больше 500 секунд, кроме того, на нём очень желательно иметь дросселирование.
 Необходим сложный и высококачественный двигатель, что делает его использование на первой ступени пакета неоправданным. :)

 По крайней мере, в своё время, Глушко вызывали в ЦК "на ковёр" по поводу того, что он никак не может сделать двигатель со временем работы 600 секунд. :)

ЦитироватьНДМГ - существенно дороже жидкого водорода (недавно кстати и цифры приводились).

Охотно верю, что "разливной LH2" дешевле "разливного НДМГ", а "в упаковке" - заправленный в ракету LH2? ;)

Цитировать

ЦитироватьРазумеется, новые технологии для ракетных баков надо когда-то внедрять, но не проще ли "обойти проблему"? ;).

Ага, вот так все время проблему обходим и оказываемся в "технологичеком анусе". Благодарю покорно, нам такого прогресса не надо :shock:

Тогда надо делать всё заново. :)
 Делать многоразовую РН на базе новых технологий и не цепляться за то, что уже сделано.
 Но это требует больших капиталовложений, которые будут обоснованы весьма невразумительно — "Ракеты с использованием более совершенных современных технологий". :)

Цитировать

ЦитироватьДа? ;)
 У какого двигателя, кроме РД-0120 такой штатный ресурс? ;)
 Именно штатный ресурс, а не время его работы на стенде. :)

Навскидку: у SSME, RL-10, HM-7

Первых двоих знаю, почтенные товарищи, а HM-7 это что за зверь? :)
 — Сам нашел у Вейда, двигатель третьей ступени Ariane, это из той же оперы, что RL-10, двигатель разгонника, а не второй ступени. :)

ЦитироватьЧего-то я наверное, не понимаю, но ГО тут, ИМХО можно раньше сбрасывать. Даже по времени разделения ступеней....

Да, кстати, интересно. :)
 Почему у Зенита так поздно сбрасывается ГО? :)

ЦитироватьНо это требует больших капиталовложений, которые будут обоснованы весьма невразумительно — "Ракеты с использованием более совершенных современных технологий". :)
....
 Первых двоих знаю, почтенные товарищи, а НМ-7 это что за зверь? :)

Да не надо никаких колоссальных капвложений (если в многоразовые РН не вляпываться). Достаточно внедрения Al-Li и немного композитов + водород. Такие вложения оказались по силам даже Индии и Китаю.

НМ-7 - французский водородный ЖРД, применяющийся на Арианах в верхних ступенях.

оптимально 0,5

ЦитироватьДа не надо никаких колоссальных капвложений (если в многоразовые РН не вляпываться). Достаточно внедрения Al-Li и немного композитов + водород. Такие вложения оказались по силам даже Индии и Китаю.

Al—Li? Вы реально видели, что делается с этими сплавами после дождичка? ;)
 Я видел. :)
 ТОЛЬКО КОМПОЗИТЫ. :D — Разумеется с металлической гильзой для контакта с топливом. :)

ЦитироватьНМ-7 - французский водородный ЖРД, применяющийся на Арианах в верхних ступенях.

Спасибо, я уже залез "на Вейда". :)
 Это не то, кроме РД-0120 и SSME есть ещё маршевые двигатели со временем работы >500 c? :)

Цитировать

ЦитироватьДа не надо никаких колоссальных капвложений (если в многоразовые РН не вляпываться). Достаточно внедрения Al-Li и немного композитов + водород. Такие вложения оказались по силам даже Индии и Китаю.

Al—Li? Вы реально видели, что делается с этими сплавами после дождичка? ;)
 Я видел. :)
 ТОЛЬКО КОМПОЗИТЫ. :D — Разумеется с металлической гильзой для контакта с топливом. :)

ЦитироватьНМ-7 - французский водородный ЖРД, применяющийся на Арианах в верхних ступенях.

Спасибо, я уже залез "на Вейда". :)
 Это не то, кроме РД-0120 и SSME есть ещё маршевые двигатели со временем работы >500 c? :)

Al-Li реально используются на МиГ-29 и на палубных самолетах, поскольку имеют коррозионную стойкость на уровне АМг-6 (т.е. выше, чем у Д-16). Из таких сплавов сделан "сверхлегкий" ВТБ "Шаттла", значительная часть конструкций истребителей EF-2000 Тайфун  и Рафаль.
Композиты для баков использовать не надо, достаточно, думаю, делать из них ГО, приборные отсеки и прочие гаргроты/обтекатели.

ЦитироватьЕстественно, причём о двигателе с тягой более 100 тонн, так что RL-10 при всех своих выдающихся характеристиках не подходит. :)

Так я же говорю - Вулканы-1 и 2, что на ЦБ Ариан-5 стоят. Еще LE-7A на Н-2, но тот поменьше работает, около 400 с.

ЦитироватьДУ второй ступени должна работать весь активный участок, это если не 600, то несколько больше 500 секунд, кроме того, на нём очень желательно иметь дросселирование.

На семерке в 400 с укладывались, хотя траектория может и не совсем оптимальной была. И дросселирование там тоже было.

ЦитироватьНеобходим сложный и высококачественный двигатель, что делает его использование на первой ступени пакета неоправданным. :)

Да, да, вроде РД-108. :)

ЦитироватьПо крайней мере, в своё время, Глушко вызывали в ЦК "на ковёр" по поводу того, что он никак не может сделать двигатель со временем работы 600 секунд. :)

А незачем было делать перенапряженный двигатель.

ЦитироватьAl-Li реально используются на МиГ-29 и на палубных самолетах, поскольку имеют коррозионную стойкость на уровне АМг-6 (т.е. выше, чем у Д-16). Из таких сплавов сделан "сверхлегкий" ВТБ "Шаттла", значительная часть конструкций истребителей EF-2000 Тайфун  и Рафаль.
Композиты для баков использовать не надо, достаточно, думаю, делать из них ГО, приборные отсеки и прочие гаргроты/обтекатели.

Конкретно, что за сплав? ;)
 Я видел, как сплав алюминия с литием, полежавши под дождичком пошел дырами. :)

 Относительно композитов, почему-то никто не возражает когда из них делают твердотопливные МБР и все забывают, что массовое совершенство получается ~10%. :)

 Ну не любят "космические ракетчики" ничего нового делать вообще. Не любят. :D

Цитировать

ЦитироватьЕстественно, причём о двигателе с тягой более 100 тонн, так что RL-10 при всех своих выдающихся характеристиках не подходит. :)

Так я же говорю - Вулканы-1 и 2, что на ЦБ Ариан-5 стоят. Еще LE-7A на Н-2, но тот поменьше работает, около 400 с.

А, ну да, я про "европейский шаттл" совсем и забыл. :oops:

Цитировать

ЦитироватьДУ второй ступени должна работать весь активный участок, это если не 600, то несколько больше 500 секунд, кроме того, на нём очень желательно иметь дросселирование.

На семерке в 400 с укладывались, хотя траектория может и не совсем оптимальной была. И дросселирование там тоже было.

На Р-7, так она МБР, это даже много. :)

Цитировать

ЦитироватьНеобходим сложный и высококачественный двигатель, что делает его использование на первой ступени пакета неоправданным. :)

Да, да, вроде РД-108. :)

Так я про водородник, собственно говоря. :)

Цитировать

ЦитироватьПо крайней мере, в своё время, Глушко вызывали в ЦК "на ковёр" по поводу того, что он никак не может сделать двигатель со временем работы 600 секунд. :)

А незачем было делать перенапряженный двигатель.

Это верно, но какие ещё варианты двигателей для Водородной Ангары, кроме этого жутчайшего перенапряженного двигателя? ;) :D

Цитировать

ЦитироватьЧего-то я наверное, не понимаю, но ГО тут, ИМХО можно раньше сбрасывать. Даже по времени разделения ступеней....

Да, кстати, интересно. :)
 Почему у Зенита так поздно сбрасывается ГО? :)

А там в таблице указан скоростной напор обозначенный буквой q.  :roll:

Цитировать

ЦитироватьAl-Li реально используются на МиГ-29 и на палубных самолетах, поскольку имеют коррозионную стойкость на уровне АМг-6 (т.е. выше, чем у Д-16). Из таких сплавов сделан "сверхлегкий" ВТБ "Шаттла", значительная часть конструкций истребителей EF-2000 Тайфун  и Рафаль.
Композиты для баков использовать не надо, достаточно, думаю, делать из них ГО, приборные отсеки и прочие гаргроты/обтекатели.

Конкретно, что за сплав? ;)
 Я видел, как сплав алюминия с литием, полежавши под дождичком пошел дырами. :)

 Относительно композитов, почему-то никто не возражает когда из них делают твердотопливные МБР и все забывают, что массовое совершенство получается ~10%. :)

 Ну не любят "космические ракетчики" ничего нового делать вообще. Не любят. :D

На МиГ-29  - сплав 01420.
Композиты хороши на РДТТ и не очень смотрятся на баках с жидким наполнением.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДУ второй ступени должна работать весь активный участок, это если не 600, то несколько больше 500 секунд, кроме того, на нём очень желательно иметь дросселирование.

На семерке в 400 с укладывались, хотя траектория может и не совсем оптимальной была. И дросселирование там тоже было.

На Р-7, так она МБР, это даже много. :)

Цитировать

ЦитироватьНеобходим сложный и высококачественный двигатель, что делает его использование на первой ступени пакета неоправданным. :)

Да, да, вроде РД-108. :)

Так я про водородник, собственно говоря. :)

Цитировать

ЦитироватьПо крайней мере, в своё время, Глушко вызывали в ЦК "на ковёр" по поводу того, что он никак не может сделать двигатель со временем работы 600 секунд. :)

А незачем было делать перенапряженный двигатель.

Это верно, но какие ещё варианты двигателей для Водородной Ангары, кроме этого жутчайшего перенапряженного двигателя? ;) :D

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/293/45.shtml
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/293/tab02.jpg)

ЦитироватьА там в таблице указан скоростной напор обозначенный буквой q.  :roll:

Да, я это понял. :)
 И???? ... :D

ЦитироватьНа МиГ-29  - сплав 01420.

А много там лития?
 То, что я видел проедало аж насквозь современным "кисленьким дождичком". :)

ЦитироватьКомпозиты хороши на РДТТ и не очень смотрятся на баках с жидким наполнением.

Так в бак ставится металлическая гильза, которая контактирует с топливом. :)
 Криогенность тоже решаемый вопрос, по крайней мере криогенность при температуре жидкого кислорода. :)

А всё зависит от требований предъявляемых ПН к этому параметру.
И? :wink:

Цитировать

ЦитироватьКомпозиты хороши на РДТТ и не очень смотрятся на баках с жидким наполнением.

Так в бак ставится металлическая гильза, которая контактирует с топливом. :)
 Криогенность тоже решаемый вопрос, по крайней мере криогенность при температуре жидкого кислорода. :)

И есть примеры удачной реализации? Хотя бы при температуре СПГ?

ЦитироватьА всё зависит от требований предъявляемых ПН к этому параметру.
И? :wink:

Ну, в общем я примерно так и думал, собственно говоря. :)

 Значит для "жесткой ПН" можно ГО сбросить ниже... :)

ЦитироватьИ есть примеры удачной реализации? Хотя бы при температуре СПГ?

Было сообщение, что X-33-й бак для LH2 таки доделали. :P

Для жёсткой ПН можно его не ставить. :wink:

ЦитироватьДля жёсткой ПН можно его не ставить. :wink:

О, ну да, если это Клипер какой-нибудь крыластый да хвостастый, то уж точно ставить не надо. ;)

Цитировать

ЦитироватьИ есть примеры удачной реализации? Хотя бы при температуре СПГ?

Было сообщение, что Х-33-й бак для LH2 таки доделали. :P

Было сообщение, что на GX бак СПГ вместо композитного сделали металлическим. :wink:

Кстати ссылку по X-33 можно? Я нашёл только это:
http://www.testpilot.ru/usa/lockheed/x/33/x33.htm

ЦитироватьИз-за проблем со сборкой топливного бака для водорода первый полет X-33 еще раз отложен. В декабре 1998 г. во время испытаний при высокой температуре внутренняя стенка одного из двух баков для жидкого водорода потеряла герметичность. Представители Lockheed Martin считают, что в браке виноват изготовитель баков - субподрядчик компания Alliant Techsystems. Для ремонта или замены бака может потребоваться до 7 месяцев, что отодвигает первый испытательный полет X-33 на лето 2000 г.

http://viam.ru/index.php?section=24&language=1

Цитировать1441-Т1 - высокомодульный, высокотехнологичный среднепрочный сплав (

Вот воля ваша профессор, но уж больно мудрёно у Вас получается, уж больно мудрёно.

А по нашему по рабоче-колхозному , Бог троицулюбит.
Так значит и ракете быть трехступекнчатую, Аминь.

P.S.

Во бщето у меня есть ответы на все тезисы автора темы - опровергающие его убеждённость в 2-х ступенчатом оптимуме - но я просто обленился. И прошу поверить на слово.

ЦитироватьВо бщето у меня есть ответы на все тезисы автора темы - опровергающие его убеждённость в 2-х ступенчатом оптимуме - но я просто обленился. И прошу поверить на слово.

Ну-ну, приведите хоть один. А то пока мы услышалини немного весомых аргумента в пользу трехступенчатых носителей  :roll:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьИ есть примеры удачной реализации? Хотя бы при температуре СПГ?

Было сообщение, что Х-33-й бак для LH2 таки доделали. :P

Было сообщение, что на GX бак СПГ вместо композитного сделали металлическим. :wink:

Salo, давно дело было, года 3 назад, сейчас не воспроизведу.
 Но точно было сообщение, что проблемы с баком X-33 решены, хотя программа была уже закрыта — какая-то группа разработчиков продолжала его доделывать. :)

Цитироватьhttp://viam.ru/index.php?section=24&language=1

Цитировать1441-Т1 - высокомодульный, высокотехнологичный среднепрочный сплав (

углепластики 2000 градусов не держат, а УУКМ - это не углепластик. Это совсем другой материал, с другой ценой и другими эксплуатационными свойствами.

Цитироватьуглепластики 2000 градусов не держат, а УУКМ - это не углепластик. Это совсем другой материал, с другой ценой и другими эксплуатационными свойствами.

Да и для баков как раз интересен минус. Держут ли углепластики -150?  :roll:

-150 держат, -250 не держат.

Цитировать-150 держат, -250 не держат.

Мне известен случай создания композитного баллона высокого давления для гелия, используемого для наддува кислородных баков, насколько помню, он был вообще из органопластика.
 Тот баллон должен был работать при температуре жидкого кислорода. :)

 Относительно LH2, я думаю тоже проблемы устранимы. :)

Цитировать

Цитироватьhttp://viam.ru/index.php?section=24&language=1

Цитировать1441-Т1 - высокомодульный, высокотехнологичный среднепрочный сплав (

Цитировать

Цитировать-150 держат, -250 не держат.

Мне известен случай создания композитного баллона высокого давления для гелия, используемого для наддува кислородных баков, насколько помню, он был вообще из органопластика.
 Тот баллон должен был работать при температуре жидкого кислорода. :)

 Относительно LH2, я думаю тоже проблемы устранимы. :)

Ссылку можно? :wink:
Гелиевые шар баллоны сделанные из титана действительно используют погружёнными в бак ЖК, поскольку криоупрочнение позволяет уменьшить их массу.
По органопластику такой информации не встречал. :?

ЦитироватьСсылку можно? :wink:
Гелиевые шар баллоны сделанные из титана действительно используют погружёнными в бак ЖК, поскольку криоупрочнение позволяет уменьшить их массу.
По органопластику такой информации не встречал. :?

Данные от знакомого из МВТу, я давал ссылку на его статью тут где-то, но статья про другое. :)
 Они делали композитный баллон именно для работы в ракетном баке ЖК, баллон работал, но что-то там не склеилось организационно. :)

 Я про это знаю, потому что специально пристал к нему с вопросом о работе композитов при криогенных температурах и он ответил, что принципиальных проблем нет. :)

ЦитироватьА Вы ссылку смотрели? Я привёл сплав который используется в морской воде. Для ракетной техники предлагается другая группа сплавов:

Цитировать1464, 1468, 1469 - свариваемые высокопрочные (

Блин - ну не верят на слово.
Какие же здэсь недоверчивые.
Я же сказал - депресняк у меня - лечусь ремонтируя старые москвичи и форды.
А писать лень.
Но если честно - двухступенчатая ахинея - результат класического институтского образования которое привело к краху советской космонавтики.
Выздоравлу могёт быть и отпишу, а пока лечусь

ЦитироватьБлин - ну не верят на слово.
Какие же здэсь недоверчивые.
Я же сказал - депресняк у меня - лечусь ремонтируя старые москвичи и форды.
А писать лень.
Но если честно - двухступенчатая ахинея - результат класического институтского образования которое привело к краху советской космонавтики.
Выздоравлу могёт быть и отпишу, а пока лечусь

Не ленитесь, Технократ! Просветите нас. Быть может в трех ступенях скрыт некий сакральный смысл, недоступный простым смертным? :roll:

Вот уже и китайцы на две ступени ориентируются:

(http://s40.radikal.ru/i088/0811/21/15222c8d0feb.jpg) (http://www.radikal.ru)[/quote]

Хотя я в депресняке (пик).
Но я скажу. И скажу так что станет ясно всем.

Мне к и т а й ц ы - не указ.
Я учился у КОРОЛЁВА и ЦИОЛКОВСКОГО!!!
ИЗ ПЕРВОИСТОЧНИКОВ.

У Королёва, кстати, Н-1 как раз 3х ступенчатая (На НЗО)

Н-1 - керосиновая. Для полностью керосиновых носителей о двух и трех ступенях действительно можно спорить.
С водородом - на НЗО однозначно выгоднее две.

Нуу, вообще как посмотреть.  :roll:  Водородные ракеты, типа Сатурна 5 и Энергии, были конечно двухступенчатыми... но с оговорками. Т.е. для увеличения ПН они использовали довыведение. Хотя для этого не применялись специальные ступени, т.к. они должны были быть слишком малой размерности, но работа третьей ступени в полетах этих ракет была. Т.ч. что не говори, а идеальная ракета получается трехступенчатая, в которой третья, это ступень довыведения.   :wink:  
 :D

ЦитироватьНуу, вообще как посмотреть.  :roll:  Водородные ракеты, типа Сатурна 5 и Энергии, были конечно двухступенчатыми... но с оговорками. Т.е. для увеличения ПН они использовали довыведение. Хотя для этого не применялись специальные ступени, т.к. они должны были быть слишком малой размерности, но работа третьей ступени в полетах этих ракет была. Т.ч. что не говори, а идеальная ракета получается трехступенчатая, в которой третья, это ступень довыведения.   :wink:  
 :D

Тем не менее, керосиновый "Зенит-2" - двухступенчатый. :wink: Вообще же выбор между 2 или 3 ступенями - имеет временнОй характер: на ранних стадиях ракетостроения,когда УИ двигателей и массовое совершенство ракетных блоков было невысоким, выгоднее было применять три ступени. По мере улучшения этих показателей, выигрыш от применения 3 ступеней постепенно сходит на нет (или становится минимальным), логичным становится переход к двум ступеням. Таким образом, тенденция к уменьшению количества ступеней - свидетельство высокого технологического уровня, и наоборот.

Цитировать

ЦитироватьНуу, вообще как посмотреть.  :roll:  Водородные ракеты, типа Сатурна 5 и Энергии, были конечно двухступенчатыми... но с оговорками. Т.е. для увеличения ПН они использовали довыведение. Хотя для этого не применялись специальные ступени, т.к. они должны были быть слишком малой размерности, но работа третьей ступени в полетах этих ракет была. Т.ч. что не говори, а идеальная ракета получается трехступенчатая, в которой третья, это ступень довыведения.   :wink:  
 :D

Тем не менее, керосиновый "Зенит-2" - двухступенчатый. :wink: Вообще же выбор между 2 или 3 ступенями - имеет временнОй характер: на ранних стадиях ракетостроения,когда УИ двигателей и массовое совершенство ракетных блоков было невысоким, выгоднее было применять три ступени. По мере улучшения этих показателей, выигрыш от применения 3 ступеней постепенно сходит на нет (или становится минимальным), логичным становится переход к двум ступеням. Таким образом, тенденция к уменьшению количества ступеней - свидетельство высокого технологического уровня, и наоборот.

У Зенита было тяжелое энергиевское детство. Т.ч. это вообще страннная ракета среди всех ракет  :wink:

 :D

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНуу, вообще как посмотреть.  :roll:  Водородные ракеты, типа Сатурна 5 и Энергии, были конечно двухступенчатыми... но с оговорками. Т.е. для увеличения ПН они использовали довыведение. Хотя для этого не применялись специальные ступени, т.к. они должны были быть слишком малой размерности, но работа третьей ступени в полетах этих ракет была. Т.ч. что не говори, а идеальная ракета получается трехступенчатая, в которой третья, это ступень довыведения.   :wink:  
 :D

Тем не менее, керосиновый "Зенит-2" - двухступенчатый. :wink: Вообще же выбор между 2 или 3 ступенями - имеет временнОй характер: на ранних стадиях ракетостроения,когда УИ двигателей и массовое совершенство ракетных блоков было невысоким, выгоднее было применять три ступени. По мере улучшения этих показателей, выигрыш от применения 3 ступеней постепенно сходит на нет (или становится минимальным), логичным становится переход к двум ступеням. Таким образом, тенденция к уменьшению количества ступеней - свидетельство высокого технологического уровня, и наоборот.

У Зенита было тяжелое энергиевское детство. Т.ч. это вообще страннная ракета среди всех ракет  :wink:

 :D

Космос-3 :?:  Тоже странный? :D  Кстати, можно сказать, что это "у Энергии было тяжелое зенитовское детство"
 :lol: В общем, религиозный постулат Технократа, о том, что 3 ступени использовал Королев, поэтому ничего менять нельзя, меня как индженера не устраивает.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНуу, вообще как посмотреть.  :roll:  Водородные ракеты, типа Сатурна 5 и Энергии, были конечно двухступенчатыми... но с оговорками. Т.е. для увеличения ПН они использовали довыведение. Хотя для этого не применялись специальные ступени, т.к. они должны были быть слишком малой размерности, но работа третьей ступени в полетах этих ракет была. Т.ч. что не говори, а идеальная ракета получается трехступенчатая, в которой третья, это ступень довыведения.   :wink:  
 :D

Тем не менее, керосиновый "Зенит-2" - двухступенчатый. :wink: Вообще же выбор между 2 или 3 ступенями - имеет временнОй характер: на ранних стадиях ракетостроения,когда УИ двигателей и массовое совершенство ракетных блоков было невысоким, выгоднее было применять три ступени. По мере улучшения этих показателей, выигрыш от применения 3 ступеней постепенно сходит на нет (или становится минимальным), логичным становится переход к двум ступеням. Таким образом, тенденция к уменьшению количества ступеней - свидетельство высокого технологического уровня, и наоборот.

У Зенита было тяжелое энергиевское детство. Т.ч. это вообще страннная ракета среди всех ракет  :wink:

 :D

Космос-3 :?:  Тоже странный? :D  Кстати, можно сказать, что это "у Энергии было тяжелое зенитовское детство"
 :lol: В общем, религиозный постулат Технократа, о том, что 3 ступени использовал Королев, поэтому ничего менять нельзя, меня как индженера не устраивает.

Ну, тут то как раз все просто. Вряд ли Королев подозревает о таком своем ученике, не говоря за Циолковского...  :wink:

Как раз Космос-3 не отличался высоким УИ, да и массовое совершенство не выдающееся. Просто семерка была пакетом, да еще и оптимизированным для МБР, поэтому там добавление третьей ступени было весьма выгодным. Для тандема выигрыш уже меньше и когда простота и надежность важнее мю ПН, две ступени вполне достаточно, а для Космоса к тому же из-за масштабного фактора 3-я ступень получилась бы довольно тяжелой. Ну а когда нужно выжимать ПН, как на Н-1, приходится даже при высоких УИ и совершенстве делать третью ступень.

У Н-1 было относительно невысокое весовое  совершенство, что в условиях жесткого дефицита массы и обусловило применение 3-х ступеней и, видимо, оптимизации по "мю ПГ". Даже при высоком УИ керосиновых двигателей.

Так что получается, 2 ступени в основном лучше 3-х более высокой надежностью (меньше движков = выше надежность)?
И цена 2 ступеней тоже лучше чем 3х?

ЦитироватьТак что получается, 2 ступени в основном лучше 3-х более высокой надежностью (меньше движков = выше надежность)?
И цена 2 ступеней тоже лучше чем 3х?

Ну, да. Именно так.

А если учесть, что оптимизировать распределение скоростей по ступеням проще всего для 2-х ступеней ;)

ЦитироватьТем не менее, керосиновый "Зенит-2" - двухступенчатый. :wink: Вообще же выбор между 2 или 3 ступенями - имеет временнОй характер: на ранних стадиях ракетостроения,когда УИ двигателей и массовое совершенство ракетных блоков было невысоким, выгоднее было применять три ступени. По мере улучшения этих показателей, выигрыш от применения 3 ступеней постепенно сходит на нет (или становится минимальным), логичным становится переход к двум ступеням. Таким образом, тенденция к уменьшению количества ступеней - свидетельство высокого технологического уровня, и наоборот.

Как было показано, в том числе и вами, Дмитрий В., для Зенита-2 применение третьей ступени даст  увеличение ПН с 13,74 (по Вейду) до 18 тонн.
 Это 31% увеличения массы ПН.

 Если просто увеличить ракету для такого прироста массы, то получится ракета в 600 тонн. По-вашему дешевле делать ракету в 600 тонн вместо 460 или сделать третью ступень? ;)

 Относительно развития технологии.
 Что можно сделать с тем обстоятельством, что для двухступенчатой ракеты в конце участка работы второй ступени перегрузка будет составлять >5g, если не применяется дросселирование?
 Это обстоятельство заведомо портит массовое совершенство второй ступени.

 Если же применяется дросселирование, то "высокотехнологичный хороший ЖРД" превращается в "высокотехнологичный плохой ЖРД". :)

 Естественно, для водородников другая ситуация, там две ступени вполне могут быть, правда, прибавку массы ПН в 25-30% от применения третьей ступени это не отменяет. ;) :)

Может оказаться, что для Зенита дешевле увеличить заправки этих самых двух ступеней.
В дросселировании нет ничего особо сложного, уже на РД-107/108 оно фактически было, хоть и ступенчатое, да и почти все двигатели выключаются через конечную ступень тяги. Хотя для Зенита и вообще тандемов проблема перегрузок в 5 g на 2-й ступени не стоит и без всякого дросселирования.
На водородниках прибавки в 30 % не будет.

С Зенитом все не так просто. Тяжелое энергиевское детство привело к тому, что его пришлось по различным причинам сделать здорово неоптимальным. Одна из причин, это необходимость попадания ступеней в соответствующие зоны. Еще железнодорожный габарит, ну и там по мелочам. Теоретически третья ступень даст заявленый прирост, но налагаемые ограничения не позволят эксплуотировать такую ракету на Байконуре. Если же снять ограничения, к примеру путем переноса Зенита в другое место, то и две ступени потянут. Только вот ракета больно длинная получится.

Основная причина неоптимальности из-за желания перевозить первую ступень целиком и унификации с блоком А, районы падения можно было и поменять при необходимости.

ЦитироватьОсновная причина неоптимальности из-за желания перевозить первую ступень целиком и унификации с блоком А, районы падения можно было и поменять при необходимости.

Ага, отвоевать у китайцев кусочек территории  :shock:  :roll:
 :D  :D  :D

Цитировать

ЦитироватьТем не менее, керосиновый "Зенит-2" - двухступенчатый. :wink: Вообще же выбор между 2 или 3 ступенями - имеет временнОй характер: на ранних стадиях ракетостроения,когда УИ двигателей и массовое совершенство ракетных блоков было невысоким, выгоднее было применять три ступени. По мере улучшения этих показателей, выигрыш от применения 3 ступеней постепенно сходит на нет (или становится минимальным), логичным становится переход к двум ступеням. Таким образом, тенденция к уменьшению количества ступеней - свидетельство высокого технологического уровня, и наоборот.

Как было показано, в том числе и вами, Дмитрий В., для Зенита-2 применение третьей ступени даст  увеличение ПН с 13,74 (по Вейду) до 18 тонн.
 Это 31% увеличения массы ПН.

 Если просто увеличить ракету для такого прироста массы, то получится ракета в 600 тонн. По-вашему дешевле делать ракету в 600 тонн вместо 460 или сделать третью ступень? ;)

 Относительно развития технологии.
 Что можно сделать с тем обстоятельством, что для двухступенчатой ракеты в конце участка работы второй ступени перегрузка будет составлять >5g, если не применяется дросселирование?
 Это обстоятельство заведомо портит массовое совершенство второй ступени.

 Если же применяется дросселирование, то "высокотехнологичный хороший ЖРД" превращается в "высокотехнологичный плохой ЖРД". :)

 Естественно, для водородников другая ситуация, там две ступени вполне могут быть, правда, прибавку массы ПН в 25-30% от применения третьей ступени это не отменяет. ;) :)

Ну, положим, что добавление 3-й ступени увеличивает стартовую массу Зенита до 492 т (в оптимальном варианте). Если бы Зенит проектировался заново под аналогичную ПН (т.е. массой около 18 т), но с сохранением исходной тяговооруженности и при оптимальном распределении масс по ступеням, то его стартовая масса составила бы 530-540 т. Т.е. фактически, Вы подтверждаете мой тезис о том, что добавление 3-й ступени - это способ увеличения ПГ в ситуации, когда другие методы не могут быть использованы.

ЦитироватьНу, положим, что добавление 3-й ступени увеличивает стартовую массу Зенита до 492 т (в оптимальном варианте). Если бы Зенит проектировался заново под аналогичную ПН (т.е. массой около 18 т), но с сохранением исходной тяговооруженности и при оптимальном распределении масс по ступеням, то его стартовая масса составила бы 530-540 т.

Что вы имеете в виду, у Зенита маленькая вторая ступень или она тяжеленная? ;)

ЦитироватьТ.е. фактически, Вы подтверждаете мой тезис о том, что добавление 3-й ступени - это способ увеличения ПГ в ситуации, когда другие методы не могут быть использованы.

А почему не использовать сразу все методы? Когда это понадобилось, на Зенит-2 прилепили третью ступень, причём совершенно не оптимальную. :)
 Вы считаете, что третья ступень дорогая? Ерунда это, она дорогая, потому что в ракетной технике всё дорогое, завинчивание каждого нового винта стоит кучу денег по той причине, что иначе предприятия-производители ракетной техники не выживут.

 А как вам идея пакетной второй ступени? Например, ступень со сбрасываемыми баками. ;)

Цитировать

ЦитироватьНу, положим, что добавление 3-й ступени увеличивает стартовую массу Зенита до 492 т (в оптимальном варианте). Если бы Зенит проектировался заново под аналогичную ПН (т.е. массой около 18 т), но с сохранением исходной тяговооруженности и при оптимальном распределении масс по ступеням, то его стартовая масса составила бы 530-540 т.

Что вы имеете в виду, у Зенита маленькая вторая ступень или она тяжеленная? ;)

ЦитироватьТ.е. фактически, Вы подтверждаете мой тезис о том, что добавление 3-й ступени - это способ увеличения ПГ в ситуации, когда другие методы не могут быть использованы.

А почему не использовать сразу все методы? Когда это понадобилось, на Зенит-2 прилепили третью ступень, причём совершенно не оптимальную. :)
 Вы считаете, что третья ступень дорогая? Ерунда это, она дорогая, потому что в ракетной технике всё дорогое, завинчивание каждого нового винта стоит кучу денег по той причине, что иначе предприятия-производители ракетной техники не выживут.

 А как вам идея пакетной второй ступени? Например, ступень со сбрасываемыми баками. ;)

Вторая ступень Зенита переразмерена. Третья ступень при проектировании от "нуля" нафиг не нужна - увеличение стоимости разработки на треть, плюз производственные затраты. Не говоря уж о лишней зоне отчуждения. На Зенит третью ступень не лепили - на него установили КРБ (впрочем, пусть даже и 3 ступень - ведь Зенит-3SL выводит ПГ не на НОО, а на ГПО - не наш случай).

ЦитироватьМожет оказаться, что для Зенита дешевле увеличить заправки этих самых двух ступеней.

Каким образом? ;) Ракету переделать? ;)

ЦитироватьВ дросселировании нет ничего особо сложного, уже на РД-107/108 оно фактически было, хоть и ступенчатое, да и почти все двигатели выключаются через конечную ступень тяги.

Да, в дросселировании нет ничего сложного, только зачем оно вообще нужно? Мы же "попроще всё" хотим сделать? ;)

ЦитироватьХотя для Зенита и вообще тандемов проблема перегрузок в 5 g на 2-й ступени не стоит и без всякого дросселирования.

Я имел в виду перегрузку, которой подвергается вторая ступень в конце работы первой, особенно в том плане, если на "этом" возить людей. :)

ЦитироватьНа водородниках прибавки в 30 % не будет.

Ну 15—20% будет, мало? ;)

ЦитироватьВторая ступень Зенита переразмерена.

Насколько я помню, оптимальная конечная масса после работы первой ступени — 25%, у Зенита-2 — 29%, это и есть вся неоптимальность? ;)

ЦитироватьТретья ступень при проектировании от "нуля" нафиг не нужна - увеличение стоимости разработки на треть, плюз производственные затраты. Не говоря уж о лишней зоне отчуждения.

Сколько сейчас составляет стоимость третьей ступени "Союза" по отношению ко всей стоимости запуска? ;)

ЦитироватьНа Зенит третью ступень не лепили - на него установили КРБ (впрочем, пусть даже и 3 ступень - ведь Зенит-3SL выводит ПГ не на НОО, а на ГПО - не наш случай).

Ага, и тот КРБ "добрая половина" оптимальной третьей ступени. :)

ЦитироватьАга, и тот КРБ "добрая половина" оптимальной третьей ступени. :)

Оптимальной для чего? :shock:

Цитировать

ЦитироватьАга, и тот КРБ "добрая половина" оптимальной третьей ступени. :)

Оптимальной для чего? :shock:

Вашей оптимальной оценки возможной третьей ступени для Зенита-2. ;)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьАга, и тот КРБ "добрая половина" оптимальной третьей ступени. :)

Оптимальной для чего? :shock:

Вашей оптимальной оценки возможной третьей ступени для Зенита-2. ;)

Однако! Оптимальная оценка мной проводилась для случая выведения на круговую НОО, тогда как блок ДМ-SL предназначен для выведения на ГПО. "Это две большие разницы"! :lol:

Цитировать

ЦитироватьВашей оптимальной оценки возможной третьей ступени для Зенита-2. ;)

Однако! Оптимальная оценка мной проводилась для случая выведения на круговую НОО, тогда как блок ДМ-SL предназначен для выведения на ГПО. "Это две большие разницы"! :lol:

А какая идейная разница? :)

 Понадобилась третья ступень "для чего-то" её сделали, сделали, естественно, по возможности "из того, что было", потому как этот блок ДМ редкостное "G". :D

 То же самое было с "Союзом", третья ступень тут же появилась, как появилась задача под неё, причём никто не говорил, что "затраты ужасные". :)

ЦитироватьА какая идейная разница? :)

 Понадобилась третья ступень "для чего-то" её сделали, сделали, естественно, по возможности "из того, что было", потому как этот блок ДМ редкостное "G". :D

 То же самое было с "Союзом", третья ступень тут же появилась, как появилась задача под неё, причём никто не говорил, что "затраты ужасные". :)

Ну, так в том и дело, что оптимальное (по массе ПГ, к примеру) количество ступеней прямо пропорционально суммарной потребной ХС. Если для НОО достаточно 2-х ступеней, то для ГПО/ГСО (при старте из Байконура, Плесецка или Восточного) - три ступени (включая КРБ или "универсальную" третью ступень) - это необходимый минимум.

Годовой отчёт ОАО «НПО Энергомаш» за 2007 год (http://www.npoenergomash.ru/netcat_files/163/52/h_c6995cf36f2819ad0e96cef449b61880)

Цитировать-по двигателю РД171М – проработка возможности форсирования двигателя по тяге на 5%;
-по двигателю РД120 - проработка возможности увеличения удельного импульса;

Внимание вопрос: а что даёт увеличение тяги на 5%?
Это прибавка почти в сорок тонн у Земли.
Тяговооружённость у Зенита и так неслабая.
Как её можно использовать?

Заменить ДМ-SLБ на ДМ-03 с заправкой увеличенной на 3,7 т (с 15 до 18,7 т)?

Увеличивать первую ступень при транспортировке её в сборе не позволяют ж/д габариты.

Можно конечно сделать разъём по межбаковому отсеку как на ЦБ Союза.
Но тогда нужно полностью перекомпоновать первую ступень.

Можно увеличить вторую ступень, т.е. перетяжелить её ещё больше.

Не окажется ли что добавить третью ступень проще всего?

ЦитироватьНу, так в том и дело, что оптимальное (по массе ПГ, к примеру) количество ступеней прямо пропорционально суммарной потребной ХС. Если для НОО достаточно 2-х ступеней, то для ГПО/ГСО (при старте из Байконура, Плесецка или Восточного) - три ступени (включая КРБ или "универсальную" третью ступень) - это необходимый минимум.

Кстати, Дмитрий В., вы все свои прикидки делаете для орбиты "0—200"? ;)
 А вам не кажется, что в общем случае неудобно иметь блок довыведения? :)

ЦитироватьГодовой отчёт ОАО «НПО Энергомаш» за 2007 год (http://www.npoenergomash.ru/netcat_files/163/52/h_c6995cf36f2819ad0e96cef449b61880)

Цитировать-по двигателю РД171М – проработка возможности форсирования двигателя по тяге на 5%;
-по двигателю РД120 - проработка возможности увеличения удельного импульса;

Внимание вопрос: а что даёт увеличение тяги на 5%?
Это прибавка почти в сорок тонн у Земли.
Тяговооружённость у Зенита и так неслабая.
Как её можно использовать?

Можно просто увеличить ПН примерно на те же 5% или несколько меньше.
 Рост тяговооруженности уменьшает гравитационные потери первой ступени. :)

ЦитироватьНе окажется ли что добавить третью ступень проще всего?

Это в любом случае надо делать, если использовать "Зенит" под новый ПКК.

Цитировать

ЦитироватьА какая идейная разница? :)

 Понадобилась третья ступень "для чего-то" её сделали, сделали, естественно, по возможности "из того, что было", потому как этот блок ДМ редкостное "G". :D

 То же самое было с "Союзом", третья ступень тут же появилась, как появилась задача под неё, причём никто не говорил, что "затраты ужасные". :)

Ну, так в том и дело, что оптимальное (по массе ПГ, к примеру) количество ступеней прямо пропорционально суммарной потребной ХС. Если для НОО достаточно 2-х ступеней, то для ГПО/ГСО (при старте из Байконура, Плесецка или Восточного) - три ступени (включая КРБ или "универсальную" третью ступень) - это необходимый минимум.

Гм... берем формулу Циолковского...
Две ступени:
(http://i012.radikal.ru/0811/b5/de0bd8c21540.jpg) (http://www.radikal.ru)

Три ступени:
(http://i020.radikal.ru/0811/3b/2895ede199e7.jpg) (http://www.radikal.ru)

Трехступенчатый ваниант почти в полтора раза легче.

ЦитироватьГм... берем формулу Циолковского...
....
Трехступенчатый ваниант почти в полтора раза легче.

(http://s51.radikal.ru/i132/0811/de/e9c301dae08e.jpg) (http://www.radikal.ru)

Кхм... А почему у 3-хступенчатого варианта 2-я ступень тяжелее, чем у 2-хступенчатого???

ЦитироватьКхм... А почему у 3-хступенчатого варианта 2-я ступень тяжелее, чем у 2-хступенчатого???

Да, Бог его знает! :D  Спредшит посчитал (оптимизация проектных и траекторных параметров по мюПГ).

Ох, Дмитрий, Дмитрий, рановато спредшит выложил. Надо было дать народу "увязнуть" ;)
Кстати, на картинке нет одной интересной строчки... из таблички by stage А в ней ответ на вопрос Bell-а. :)
Дмитрий, лучше поясните: отчего это массовое совершенство у первой ступени меньше второй и третьей?

ЦитироватьОх, Дмитрий, Дмитрий, рановато спредшит выложил. Надо было дать народу "увязнуть" ;)
Кстати, на картинке нет одной интересной строчки... из таблички by stage А в ней ответ на вопрос Bell-а. :)

И что бы мы там увидели? :D

ЦитироватьДмитрий, лучше поясните: отчего это массовое совершенство у первой ступени меньше второй и третьей?

Потому что в массу конструкции 1-й ступени включена масса ГО. Кроме того, тяговооруженность 1-й ступени (а значит и масса ДУ) вдвое больше, чем у второй (а для 2-хступа - более чем вдвое).

PS. ГО в данном случае не включен в массу конструкции 1-й ступени. Так что, разница - в основном за счет очень высокой тяговооруженности 1 ст.

ЦитироватьКстати, Дмитрий В., вы все свои прикидки делаете для орбиты "0—200"? ;)
 А вам не кажется, что в общем случае неудобно иметь блок довыведения? :)

Вообще-то, я чаще делаю оценки для орбиты 200х200 км, наклонением 51,6 (для расчета с довыведением надо возиться с исходными данными в спредшите, а мне часто лень).
Иметь блок довыведения на столько же неудобно, как и третью ступень, не более. Но он дешевле полноценной 3-й ступени. Довыведение также может осуществляться вообще без блока довыведения - собственной ДУ КА.

Цитировать(http://s51.radikal.ru/i132/0811/de/e9c301dae08e.jpg) (http://www.radikal.ru)

Дмитрий, а какой двигатель у Вас на первой ступени?
И какой на второй?
За аэродинамические коэффициенты спасибо. :wink:

Цитировать

Цитировать(http://s51.radikal.ru/i132/0811/de/e9c301dae08e.jpg) (http://www.radikal.ru)

Дмитрий, а какой двигатель у Вас на первой ступени?
И какой на второй?
За аэродинамические коэффициенты спасибо. :wink:

Двигатели абстрактные, но с УИ НК-33 и РД-0124. Аэродинамические коэффициенты - "от балды" (Сх рассчитывается на листе "Симулейшн" в зависимости от числа М, а Су играет незначительную роль, так что, не стоит благодарности) :wink:

Кстати, я взял не самые "продвинутые" значения коэффициентов массового совершенства. И все равно, разница в мюПГ составляет всего лишь около 13%.

Цитировать

ЦитироватьКхм... А почему у 3-хступенчатого варианта 2-я ступень тяжелее, чем у 2-хступенчатого???

Да, Бог его знает! :D  Спредшит посчитал (оптимизация проектных и траекторных параметров по мюПГ).

Дмитрий В., а вы не слишком доверяете "бог знает чьей программе"? ;)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКхм... А почему у 3-хступенчатого варианта 2-я ступень тяжелее, чем у 2-хступенчатого???

Да, Бог его знает! :D  Спредшит посчитал (оптимизация проектных и траекторных параметров по мюПГ).

Дмитрий В., а вы не слишком доверяете "бог знает чьей программе"? ;)

После того, как я поправил спредшит и сравнил результаты с модельными расчетами из других источников - доверяю.

Дмитрий В., а ПОЧЕМУ, у вас массовое совершенство первой ступени трёхступенчатого варианта ХУЖЕ? ;)

 И, что главнее, почему массовое совершенство второй ступени выше, чем первой. Должно быть наоборот. :)

ЦитироватьДмитрий В., а ПОЧЕМУ, у вас массовое совершенство первой ступени трёхступенчатого варианта ХУЖЕ? ;)

 И, что главнее, почему массовое совершенство второй ступени выше, чем первой. Должно быть наоборот. :)

Про первую-вторую ступень я уже писал. Кстати, массовое совершенство блока Ц было почти вдвое выше, чем у блоков А.
У 3-хступенчатого носителя массовое совершенство хуже из-за более высокой оптимальной тяговооруженности (больше относительная доля  ДУ в конечной массе блока). А вообще-то, массовое совершенство (удельные массы ДУ, относительные массы топливных и иных отсеков) для соответствующих ступеней брались абсолютно одинаковым.

ЦитироватьПро первую-вторую ступень я уже писал. Кстати, массовое совершенство блока Ц было почти вдвое выше, чем у блоков А.
У 3-хступенчатого носителя массовое совершенство хуже из-за более высокой оптимальной тяговооруженности (больше относительная доля  ДУ в конечной массе блока). А вообще-то, массовое совершенство (удельные массы ДУ, относительные массы топливных и иных отсеков) для соответствующих ступеней брались абсолютно одинаковым.

Блок Ц был облегчён за счёт того, что основное усилие с боковых блоков передавалось на центральный переходной блок и за счёт более совершенных технологий, разумеется. :)
 Но самое главное не это, у Энергии ОГРАНИЧИВАЛАСЬ ПЕРЕГРУЗКА. :D

 Относительно оптимальной тяговооруженности, что у Союза, что у Зенита в начале участка работы второй ступени она примерно одинакова ~1, нагрузка на вторую ступень максимальна в конце участка работы первой ступени. :)

 Прога-то, привирает, у Зенита что, ВРЕДИТЕЛИ вторую ступень делали? ;)

ЦитироватьБлок Ц был облегчён за счёт того, что основное усилие с боковых блоков передавалось на центральный переходной блок и за счёт более совершенных технологий, разумеется. :)
 Но самое главное не это, у Энергии ОГРАНИЧИВАЛАСЬ ПЕРЕГРУЗКА. :D

  Прога-то, привирает, у Зенита что, ВРЕДИТЕЛИ вторую ступень делали? ;)

:lol: Технологии, примененные на блоке Ц были вполне сопоставимыми с теми, что использовались на блоке А. Да, блок Ц был разгружен от сжимающих усилий в ШТАТНОМ ПОЛЕТЕ (хотя и рассчитывался на отказ одного ББ). А перегрузка ограничивалась у Энергии не только из соображений прочности (там выигрыш был относительно небольшой), сколько из-за обеспечения комфортных условий полета экипажа на Буране.
А насчет чего "Прога-то, привирает"? :D

Цитировать:lol: Технологии, примененные на блоке Ц были вполне сопоставимыми с теми, что использовались на блоке А. Да, блок Ц был разгружен от сжимающих усилий в ШТАТНОМ ПОЛЕТЕ (хотя и рассчитывался на отказ одного ББ). А перегрузка ограничивалась у Энергии не только из соображений прочности (там выигрыш был относительно небольшой), сколько из-за обеспечения комфортных условий полета экипажа на Буране.

Ну уж не скажите, баки блока Ц Энергии, как и шаттловский бак — технологическое произведение искусства. :)

 Относительно прочности, я может и соглашусь с тем, что массовое совершенство второй ступени может быть меньше, если ваша ракета — ПАКЕТ. ;)

ЦитироватьА насчет чего "Прога-то, привирает"? :D

Найдите ракету-тандем, где вторая ступень имела бы более высокое массовое совершенство, чем первая. ;)

ЦитироватьНайдите ракету-тандем, где вторая ступень имела бы более высокое массовое совершенство, чем первая. ;)

Н-1.
Кстати, "прога" - не причем :wink:

Вторая ступень Сатурна-5 делалась, когда первая и третья уже были готовы, грубо говоря, а от ракеты требовались заданные параметры. Пришлось попотеть, чтобы сделать эффективную ступень...

Цитировать

ЦитироватьОх, Дмитрий, Дмитрий, рановато спредшит выложил. Надо было дать народу "увязнуть" ;)
Кстати, на картинке нет одной интересной строчки... из таблички by stage А в ней ответ на вопрос Bell-а. :)

И что бы мы там увидели? :D

ЦитироватьДмитрий, лучше поясните: отчего это массовое совершенство у первой ступени меньше второй и третьей?

Потому что в массу конструкции 1-й ступени включена масса ГО. Кроме того, тяговооруженность 1-й ступени (а значит и масса ДУ) вдвое больше, чем у второй (а для 2-хступа - более чем вдвое).

PS. ГО в данном случае не включен в массу конструкции 1-й ступени. Так что, разница - в основном за счет очень высокой тяговооруженности 1 ст.

Мы бы увидели скорости ;)
Загнал аналогичные данные в свою табличку - расхождение в пару тонн.
Кстати, у ЦБ Союза-ST массовое совершенство тоже выше, чем у ББ, ЕМНИП. Надо в мануале проверить.

Цитировать

ЦитироватьНайдите ракету-тандем, где вторая ступень имела бы более высокое массовое совершенство, чем первая. ;)

Н-1.

Вы бы ещё Шаттл предложили. ;) :D

ЦитироватьКстати, "прога" - не причем :wink:

Значения массы ступеней заданы вами произвольно? ;)

ЦитироватьКстати, у ЦБ Союза-ST массовое совершенство тоже выше, чем у ББ, ЕМНИП. Надо в мануале проверить.

Да, действительно выше. ;)
 На старте выше. :D

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНайдите ракету-тандем, где вторая ступень имела бы более высокое массовое совершенство, чем первая. ;)

Н-1.

Вы бы ещё Шаттл предложили. ;) :D

ЦитироватьКстати, "прога" - не причем :wink:

Значения массы ступеней заданы вами произвольно? ;)

Скажем так, я задал произвольно коэффициенты массового совершенства ДУ, ТО и прочих отсеков :wink:  Впрочем, если угодно, коэффициенты можно и поменять, чтобы, к примеру, привести показатели массового совершенства блоков к "привычным" Вам значениям :D  Однако,  как показывают расчеты, результаты сопоставления 2-х и 3-хступенчатых РН (при проектировании от нуля) практически не меняются.

ЦитироватьКстати, у ЦБ Союза-ST массовое совершенство тоже выше, чем у ББ, ЕМНИП.

Так и есть - это обычная ситуация для пакетной схемы: из-за меньшего вклада массы ДУ в конечную массу блока.

Цитировать

ЦитироватьКстати, у ЦБ Союза-ST массовое совершенство тоже выше, чем у ББ, ЕМНИП.

Так и есть - это обычная ситуация для пакетной схемы: из-за меньшего вклада массы ДУ в конечную массу блока.

Ну не только. ;)
 У  РН "Союз", как и у "Энергии" боковушки разгружают центр, являющийся второй ступенью, собственно говоря, они центр тянут. :)

 Однако, если посмотреть на конечное массовое совершенство — после сброса боковушек, оно будет хуже, чем у боковушек и вообще довольно скверным. :)

 Кстати, а сколько топлива остаётся в блоке Ц "Энергии" после отделения боковых моноблоков? ;)

ЦитироватьСкажем так, я задал произвольно коэффициенты массового совершенства ДУ, ТО и прочих отсеков :wink:  Впрочем, если угодно, коэффициенты можно и поменять, чтобы, к примеру, привести показатели массового совершенства блоков к "привычным" Вам значениям :D  Однако,  как показывают расчеты, результаты сопоставления 2-х и 3-хступенчатых РН (при проектировании от нуля) практически не меняются.

Замечательно. ;)

 Можете взять для оценки коэффициенты массового совершенства ступеней как у "Протона" и как у "Зенита" и оценить разницу в ПН? Для бОльшей справедливости оценки можно умножить массовое совершенство ступеней "Протона" на разницу в тяговооруженности "Зенита" и "Протона", хотя это не совсем справедливо. ;)

В качестве альтернативы и тому и другому ;) предложу свою схему разделения ступеней - гибрид "пакета" и "тандема". ;)

 И первая и вторая ступени представляют из себя пакет. :)
 При этом сперва вырабатываются боковушки, которые сбрасываются, затем вырабатывается центр — разница в расходе топлива достигается дросселированием или, что интереснее, перекачкой топлива.

 После отделения центра "первой ступени" запускается вторая, которая устроена точно так же и точно так же работает — сперва вырабатываются боковые модули ступени, затем они отделяются и выведение завершает центральный модуль второго пакета.

 Ракета получается ЧЕТЫРЁХСТУПЕНЧАТОЙ. :D
 Естественно, модули "первых ступеней" одинаковы и модули "вторых ступеней" тоже, что экономит средства на разработку. ;)

 Дмитрий В. можете просчитать такую схему? ;)

ЦитироватьДмитрий В. можете просчитать такую схему? ;)

К сожалению, нет.  Я не могу доработать спредшит под модель такой РН. Возможны какие-то упрощенные оценки, но они уже будут неинтересны.

ЦитироватьМожете взять для оценки коэффициенты массового совершенства ступеней как у "Протона" и как у "Зенита" и оценить разницу в ПН? Для бОльшей справедливости оценки можно умножить массовое совершенство ступеней "Протона" на разницу в тяговооруженности "Зенита" и "Протона", хотя это не совсем справедливо. ;)

Хм, не совсем понял... Надо взять массовое совершенство для 3-хступ. РН, как у Протона, а для 2-хступ. РН, как у Зенита? А УИ ЖРД и тяговооруженности ступеней тоже соответственно? Если так, то и считать не надо! Достаточно сравнить массовую отдачу Протона и Зенита! :D

ЦитироватьХм, не совсем понял... Надо взять массовое совершенство для 3-хступ. РН, как у Протона, а для 2-хступ. РН, как у Зенита? А УИ ЖРД и тяговооруженности ступеней тоже соответственно? Если так, то и считать не надо! Достаточно сравнить массовую отдачу Протона и Зенита! :D

Нет, не совсем так. :)

 Только массу, УИ может быть другим, например, как у Зенита, мы же рассматриваем более современный вариант. :)

Цитировать

ЦитироватьХм, не совсем понял... Надо взять массовое совершенство для 3-хступ. РН, как у Протона, а для 2-хступ. РН, как у Зенита? А УИ ЖРД и тяговооруженности ступеней тоже соответственно? Если так, то и считать не надо! Достаточно сравнить массовую отдачу Протона и Зенита! :D

Нет, не совсем так. :)

 Только массу, УИ может быть другим, например, как у Зенита, мы же рассматриваем более современный вариант. :)

Это некорректно поскольку величина УИ должна соответствовать одинаковому виду топлива и техническому уровню ЖРД. А значит, и массовое совершенство ДУ и топливных отсеков должно быть близким (или одинаковым). В противном случае, получится что-то вроде "лучше быть богатым и здоровым, чем бедным и больным" :D

ЦитироватьЭто некорректно поскольку величина УИ должна соответствовать одинаковому виду топлива и техническому уровню ЖРД. А значит, и массовое совершенство ДУ и топливных отсеков должно быть близким (или одинаковым). В противном случае, получится что-то вроде "лучше быть богатым и здоровым, чем бедным и больным" :D

Ну да, топливо у "Портона" несколько плотнее, зато "Зенит" сделан несколько позднее, на мой взгляд одно другого стоит. :)

 Собственно говоря и сравнивать-то по признаку "ступенчатости" больше нечего, кроме как "Зенит" и "Протон". :)

Гм... у Протона-К для первой ступени Мт/Мк 13,529
У Зенита - 9,977, а у Союз-ST, для всего пакета ББ+ЦБ - 11,563.
Если надо посчитать керосиновый Протон на РД-170, то такое на форуме уже было, ЕМНИП.

ЦитироватьГм... у Протона-К для первой ступени Мт/Мк 13,529
У Зенита - 9,977, а у Союз-ST, для всего пакета ББ+ЦБ - 11,563.
Если надо посчитать керосиновый Протон на РД-170, то такое на форуме уже было, ЕМНИП.

Вы не совсем правильно считаете, надо делить общую массу ступени на массу конструкции, получается Z, которое входит в формулу Циолковского. :)

 Относительно того, что уже было, охотно верю, меня интересует в сравнении с вариантом двухступенчатой ракеты той же массы.
 ИМХО Дмитрий В. в приведённой им сравнительной раскладке завысил массовое совершенство для второй ступени двухступенчатого варианта. ;)

Цитировать

ЦитироватьГм... у Протона-К для первой ступени Мт/Мк 13,529
У Зенита - 9,977, а у Союз-ST, для всего пакета ББ+ЦБ - 11,563.
Если надо посчитать керосиновый Протон на РД-170, то такое на форуме уже было, ЕМНИП.

Вы не совсем правильно считаете, надо делить общую массу ступени на массу конструкции, получается Z, которое входит в формулу Циолковского. :)

У меня несколько другое число, "k", соответственно и формула выглядит несколько иначе ;) Это не принципиально.
Для Z: 14,529 10,977 12,563

Цитировать

ЦитироватьГм... у Протона-К для первой ступени Мт/Мк 13,529
У Зенита - 9,977, а у Союз-ST, для всего пакета ББ+ЦБ - 11,563.
Если надо посчитать керосиновый Протон на РД-170, то такое на форуме уже было, ЕМНИП.

Вы не совсем правильно считаете, надо делить общую массу ступени на массу конструкции, получается Z, которое входит в формулу Циолковского. :)

 Относительно того, что уже было, охотно верю, меня интересует в сравнении с вариантом двухступенчатой ракеты той же массы.
 ИМХО Дмитрий В. в приведённой им сравнительной раскладке завысил массовое совершенство для второй ступени двухступенчатого варианта. ;)

Вообще-то, Z равно отношению начальной массы СТУПЕНИ (а не блока) к конечной массе ступени. К примеру, для 1-й ступени Число Циолковского равно отношению "стартовая масса РН / (стартовая масса РН - РЗТ 1-й ступени)" :wink:
Что касается "маленького/большого" массового совершенства 2-й ступени, то я уже писал, что изменение его ("синхронное" для 2 и 3-хступенчатых) РН не приводит к качественному изменению результатов. Кстати, для 3-хступенчатых РН массовое совершенство должно быть хуже, чем для 2-й ступени аналогичного по Мпг 2-хступенчатого носителя.

ЦитироватьВообще-то, Z равно отношению начальной массы СТУПЕНИ (а не блока) к конечной массе ступени. К примеру, для 1-й ступени Число Циолковского равно отношению "стартовая масса РН / (стартовая масса РН - РЗТ 1-й ступени)" :wink:

Это вы написали Z для всей ракеты при выработке топлива первой ступени, а не Z для отдельной ступени. :)

ЦитироватьЧто касается "маленького/большого" массового совершенства 2-й ступени, то я уже писал, что изменение его ("синхронное" для 2 и 3-хступенчатых) РН не приводит к качественному изменению результатов. Кстати, для 3-хступенчатых РН массовое совершенство должно быть хуже, чем для 2-й ступени аналогичного по Мпг 2-хступенчатого носителя.

Замечательно, вы просто взяли вторую ступень легче, чем у Зенита и так "показали" эффективность двухступенчатой схемы? ;)

ЦитироватьЗамечательно, вы просто взяли вторую ступень легче, чем у Зенита и так "показали" эффективность двухступенчатой схемы? ;)

Расчет для 2-х и 3-хступенчатых схем велся при одинаковых показателях массового совершенства.

Цитировать

ЦитироватьЗамечательно, вы просто взяли вторую ступень легче, чем у Зенита и так "показали" эффективность двухступенчатой схемы? ;)

Расчет для 2-х и 3-хступенчатых схем велся при одинаковых показателях массового совершенства.

Да, но это именно тот случай, когда не просто "количество переходит в качество", а даже более того — "количество и есть качество". :D

 Если, допустим, масса конструкции последней ступени 20% от общей массы ступени, то у двухступенчатой ракеты вроде "Зенита" почти вообще не останется ПН. ;)

 А если масса конструкции каким-то образом равна НУЛЮ, то ВООБЩЕ БЕЗРАЗЛИЧНО КАКАЯ РАКЕТА — хоть в 20 ступеней. :P :D

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЗамечательно, вы просто взяли вторую ступень легче, чем у Зенита и так "показали" эффективность двухступенчатой схемы? ;)

Расчет для 2-х и 3-хступенчатых схем велся при одинаковых показателях массового совершенства.

Да, но это именно тот случай, когда не просто "количество переходит в качество", а даже более того — "количество и есть качество". :D

 Если, допустим, масса конструкции последней ступени 20% от общей массы ступени, то у двухступенчатой ракеты вроде "Зенита" почти вообще не останется ПН. ;)

 А если масса конструкции каким-то образом равна НУЛЮ, то ВООБЩЕ БЕЗРАЗЛИЧНО КАКАЯ РАКЕТА — хоть в 20 ступеней. :P :D

Разумеется. При нулевой массе конструкции эффект ступенчатости тоже нулевой (кстати, это один из результатов той самой тенденции, о которой я говорил - с ростом массового совершенства конструкции оптимальное количество ступеней уменьшается).
Что касается моих оценок, то несложно заметить, что в них заложено допущение, идущее в "плюс" 3-хступенчатой схеме - массвое совершенство третьей ступени задается на уровне второй. Тогда как на практике, из-за масштабных факторов, конструктивное совершество верхних ступеней, как правило, падает. Кроме того, массовое совершенство конструкции блока второй ступени 3-хступенчатой РН должна быть несколько меньше, чем у блока 2-й ступени 2-хступенчатой РН при равной массе ПГ. Я же в расчетах принимаю массовое совершенство вторых ступеней одинаковым. Иными словами, на практике, выигрыш 3-хступенчатой схемы по стартовой массе должен быть еще меньше, чем по моим прикидкам.

ЦитироватьЭто вы написали Z для всей ракеты при выработке топлива первой ступени, а не Z для отдельной ступени. :)

Отношение заправленной массы ракетного блока к его конечной массе называется "конструктивной характеристикой" и обычно обозначаетя буквой S.

ЦитироватьРазумеется. При нулевой массе конструкции эффект ступенчатости тоже нулевой (кстати, это один из результатов той самой тенденции, о которой я говорил - с ростом массового совершенства конструкции оптимальное количество ступеней уменьшается).

И где вы наблюдаете это рост? ;)
 Я понимаю, если бы появились ракетные ступени с массой конструкции 3—6%, что возможно при современных конструкционных материалах, однако их нет. :)
 Новейшие ракеты точно такие же, как ракеты 60—80 годов 20-го века или даже ХУЖЕ. :D

ЦитироватьЧто касается моих оценок, то несложно заметить, что в них заложено допущение, идущее в "плюс" 3-хступенчатой схеме - массвое совершенство третьей ступени задается на уровне второй. Тогда как на практике, из-за масштабных факторов, конструктивное совершество верхних ступеней, как правило, падает. Кроме того, массовое совершенство конструкции блока второй ступени 3-хступенчатой РН должна быть несколько меньше, чем у блока 2-й ступени 2-хступенчатой РН при равной массе ПГ. Я же в расчетах принимаю массовое совершенство вторых ступеней одинаковым. Иными словами, на практике, выигрыш 3-хступенчатой схемы по стартовой массе должен быть еще меньше, чем по моим прикидкам.

Да ерунда это в первом приближении. Главная прибавка массы получается по той причине, что третья ступень меньше и конструкция её меньше.
 Разбейте вторую ступень "Зенита" на две 60 и 30 тонн и ПН будет тонн 17—18 при всей неоптимальности. :)

Цитировать

ЦитироватьЭто вы написали Z для всей ракеты при выработке топлива первой ступени, а не Z для отдельной ступени. :)

Отношение заправленной массы ракетного блока к его конечной массе называется "конструктивной характеристикой" и обычно обозначаетя буквой S.

Верно, просто я для себя называл это "Z для отдельной ступени", неправильно, разумеется. :)

Цитировать

ЦитироватьЗамечательно, вы просто взяли вторую ступень легче, чем у Зенита и так "показали" эффективность двухступенчатой схемы? ;)

Расчет для 2-х и 3-хступенчатых схем велся при одинаковых показателях массового совершенства.

Гм...
k
три ступени: 8,99 10,25 10,90
две ступени: 10,03 11,98
S ;) :
три ступени: 9,99 11,25 11,90
две ступени: 11,03 12,98
Z:
три ступени: 2,54 2,44 2,17
две ступени: 3,55 3,85

Я так полагаю, что Бродяга желает уведеть расчет в котором k или S одинаковы по ступеням. Вопрос: для второй ступени двуступа коэффициент второй ступени как у второй ступени триступа или третьей?

ЦитироватьЯ так полагаю, что Бродяга желает уведеть расчет в котором k или S одинаковы по ступеням. Вопрос: для второй ступени двуступа коэффициент второй ступени как у второй ступени триступа или третьей?

Проще — у "триступа" :D вторая и третья ступени как вторая у "двуступа" :D и при этом их массовое совершенство примерно как у второй ступени Зенита.
 Как я сказал выше, при рассмотрении данного вопроса важно абсолютное значение этого массового совершенства, а не только разница их между "двуступом" и "триступом". :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЗамечательно, вы просто взяли вторую ступень легче, чем у Зенита и так "показали" эффективность двухступенчатой схемы? ;)

Расчет для 2-х и 3-хступенчатых схем велся при одинаковых показателях массового совершенства.

Гм...

Код Выделить Развернуть

k
три ступени: 8,99 10,25 10,90
две ступени: 10,03 11,98
S ;) :
три ступени: 9,99 11,25 11,90
две ступени: 11,03 12,98
Z:
три ступени: 2,54 2,44 2,17
две ступени: 3,55 3,85


Вас что-то смущает? :wink:  Намекаю: обратите внимание на тяговооруженности ступеней (при этом удельные массы ДУ приняты одинаковыми, также как и относительные массы топливных и иных отсеков) :D

ЦитироватьВас что-то смущает? :wink:  Намекаю: обратите внимание на тяговооруженности ступеней (при этом удельные массы ДУ приняты одинаковыми, также как и относительные массы топливных и иных отсеков) :D

Нет  :wink: Меня интересовало, что хочет Бродяга.

Цитировать

ЦитироватьВас что-то смущает? :wink:  Намекаю: обратите внимание на тяговооруженности ступеней (при этом удельные массы ДУ приняты одинаковыми, также как и относительные массы топливных и иных отсеков) :D

Нет  :wink: Меня интересовало, что хочет Бродяга.

Он "хочет поговорить об этом". :D

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВас что-то смущает? :wink:  Намекаю: обратите внимание на тяговооруженности ступеней (при этом удельные массы ДУ приняты одинаковыми, также как и относительные массы топливных и иных отсеков) :D

Нет  :wink: Меня интересовало, что хочет Бродяга.

Он "хочет поговорить об этом". :D

Я просто обращаю внимание на то, что сделав из зенитовских 10% массы конструкции второй ступени 7,7% для вашей гипотетической ракеты вы мило прибавили к ПН более чем 1,5 тонны. :P :D

ЦитироватьЯ просто обращаю внимание на то, что сделав из зенитовских 10% массы конструкции второй ступени 7,7% для вашей гипотетической ракеты вы мило прибавили к ПН более чем 1,5 тонны. :P :D

Стоп-стоп-стоп! Причем здесь Зенит? В расчете участвовали вполне гипотетические РН, причем рассчитывались в РАВНЫХ условиях.
Что касается Зенита, то Вы прекрасно знаете, что многие решения по этой РН были продиктованы транспортными ограничениями, в результате чего, на 11К77 получилось неоптимальное (с точки зрения максимума мюПГ) распределение масс по ступеням, а на второй ступени применен относительно тяжелый торовый бак горючего (масса 1 кв.м. в 1,5 раза больше, чем у цилиндрического бака).

Цитировать

ЦитироватьЯ просто обращаю внимание на то, что сделав из зенитовских 10% массы конструкции второй ступени 7,7% для вашей гипотетической ракеты вы мило прибавили к ПН более чем 1,5 тонны. :P :D

Стоп-стоп-стоп! Причем здесь Зенит? В расчете участвовали вполне гипотетические РН, причем рассчитывались в РАВНЫХ условиях.

Да-да, а если бы вы взяли массовое совершенство ~2% то вообще разницы не было бы видно. ;)

ЦитироватьЧто касается Зенита, то Вы прекрасно знаете, что многие решения по этой РН были продиктованы транспортными ограничениями, в результате чего, на 11К77 получилось неоптимальное (с точки зрения максимума мюПГ) распределение масс по ступеням, а на второй ступени применен относительно тяжелый торовый бак горючего (масса 1 кв.м. в 1,5 раза больше, чем у цилиндрического бака).

Пример РЕАЛЬНОЙ ракеты с массовым совершенством ПОСЛЕДНЕЙ ступени ~8% есть? ;)

ЦитироватьПример РЕАЛЬНОЙ ракеты с массовым совершенством ПОСЛЕДНЕЙ ступени ~8% есть? ;)

Протон.

Цитировать

ЦитироватьПример РЕАЛЬНОЙ ракеты с массовым совершенством ПОСЛЕДНЕЙ ступени ~8% есть? ;)

Протон.

На более плотном топливе с более простым двигателем? ;)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПример РЕАЛЬНОЙ ракеты с массовым совершенством ПОСЛЕДНЕЙ ступени ~8% есть? ;)

Протон.

На более плотном топливе с более простым двигателем? ;)

И что? Могу пересчитать и с более низким массовым совершенством. Результат от этого сильно не изменится.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПример РЕАЛЬНОЙ ракеты с массовым совершенством ПОСЛЕДНЕЙ ступени ~8% есть? ;)

Протон.

На более плотном топливе с более простым двигателем? ;)

И что? Могу пересчитать и с более низким массовым совершенством. Результат от этого сильно не изменится.

Что значит "сильно"? :)
 От третьей ступени мы имеем 15-25% прибавки ПН, по-моему этого достаточно, чтобы её ставить при реальных массовых показателях ракет, тем более, если рассматривать возможную многоразовость ракеты. :)

ЦитироватьОт третьей ступени мы имеем 15-25% прибавки ПН, по-моему этого достаточно, чтобы её ставить при реальных массовых показателях ракет, тем более, если рассматривать возможную многоразовость ракеты. :)

Вы определдитесь, о какой ситуации идет речь: о проектировании от нуля (т.е. абсолютно новых ракет) или об апгрейде существующих РН?
В первом случае, при одинаковой массе ПГ, 3-хступенчатая будет иметь стартовую массу на 5-12% меньше, что не оправдывает применения 3-й ступени. Во втором случае, применение 3-й ступени может быть оправдано, особенно, если на РН наложены определенные ограничения. Например, возьмет тот же Зенит. Если считать неприемлемым применние другого вида топлива и сохранение требования эж/д-транспортировки, применение 3-й ступени - единственный способ обеспечить прирост массы ПГ Зенита (до примерно 18 т максимум). В то же время, использование 2-й водородной ступени могло бы повысить массу ПГ до 20 и более тонн (вплоть до 25 т при стартовой массе порядка 500 т).

Цитировать

ЦитироватьОт третьей ступени мы имеем 15-25% прибавки ПН, по-моему этого достаточно, чтобы её ставить при реальных массовых показателях ракет, тем более, если рассматривать возможную многоразовость ракеты. :)

Вы определдитесь, о какой ситуации идет речь: о проектировании от нуля (т.е. абсолютно новых ракет) или об апгрейде существующих РН?

Допустим, речь идёт о полностью многоразовой ракете с массовым совершенством ступеней 15-20%. ;)

ЦитироватьВ первом случае, при одинаковой массе ПГ, 3-хступенчатая будет иметь стартовую массу на 5-12% меньше, что не оправдывает применения 3-й ступени.

При каких значениях массового совершенства ступеней? ;)

ЦитироватьВо втором случае, применение 3-й ступени может быть оправдано, особенно, если на РН наложены определенные ограничения. Например, возьмет тот же Зенит. Если считать неприемлемым применние другого вида топлива и сохранение требования эж/д-транспортировки, применение 3-й ступени - единственный способ обеспечить прирост массы ПГ Зенита (до примерно 18 т максимум). В то же время, использование 2-й водородной ступени могло бы повысить массу ПГ до 20 и более тонн (вплоть до 25 т при стартовой массе порядка 500 т).

Про второй случай и спорить нечего, никто не будет, по крайней мере в России, отрабатывать сейчас новый двигатель, за исключением РД-191 для Ангары.
 Да и ракету полностью новую никто не будет делать, если будет использован "Зенит" для запуска ПКК, то будет третья ступень. :)

 Водород в России тоже "химера", хотя я не люблю критиканства. :)

Кроме того, Дмитрий В. вы забыли о моём концепте. ;)

 Первая ступень — три одинаковых моноблока, которые, для простоты, отделяются вместе и вторая тоже из трёх одинаковых моноблоков с системой перекачки топлива к двигателю центрального блока или просто с запуском его в конце работы боковых блоков "второй-третьей ступени".

 Два ОДИНАКАОВЫХ модуля, один для первой, другой для второй ступени. Экономические соображения таким образом полностью дезавуируются. ;)

Никто не будет заниматься 3-хступенчатыми полностью многоразовыми системами. Тем более в России (это еще менее вероятно, чем пришествие водорода) :D .

ЦитироватьПри каких значениях массового совершенства ступеней? ;)

При соответствующих достигнутым значениям современных одноразовых РН.

ЦитироватьНикто не будет заниматься 3-хступенчатыми полностью многоразовыми системами. Тем более в России (это еще менее вероятно, чем пришествие водорода) :D .

Лет через 5—10 частники будут ими заниматься, может даже и в России. :)

Цитировать

ЦитироватьПри каких значениях массового совершенства ступеней? ;)

При соответствующих достигнутым значениям современных одноразовых РН.

А в числах можно? ;)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПри каких значениях массового совершенства ступеней? ;)

При соответствующих достигнутым значениям современных одноразовых РН.

А в числах можно? ;)

Коэффициент топливного отсека:
0,02-0,04 -керосин/ЖК
0,035-0,06 - ЖВ/ЖК
удельная масса ДУ:
0,011-0,02 - керосиновые ЖРД
0,015-0,04 - для водородных ЖРД
Коэффициент прочих отсеков: 0,01-0,04

Не стану пока вам возражать, надо прикинуть самому сперва, без "магических программ". ;)

Дмитрий, а через надцать страниц флуда к "магическим" числам придется дать "магическую" методу :lol:

ЦитироватьДмитрий, а через надцать страниц флуда к "магическим" числам придется дать "магическую" методу :lol:

:mrgreen:

Тема такая флудогонная. Спор во многом терминологический, а потому бессмысленный. Что есть ступень?

Если, скажем, ускорители отделять по доле тяги или массе, то может получится что Atlas-5 с одним ускорителем двуступенчатый, а с пятью уже параллельный трёхступенчатый пакет. Ну и какая сермяжная правда в этом разделении?

Если ускоритель от ступени отличать по времени работы, то может получиться что сегодня это ускоритель, а завтра состав топлива слегка поменяли, и это уже ступень. Ну ни бред ли это будет?

То же самое с разгонными блоками. Сегодня третья ступень отделяется на 6 км/с. Завтра ПН уменьшили и то же железо отделяется на 8 км/с и это уже разгонный блок.

Или сегодня обтекатель закрывает 40% железяки и это ступень. Завтра обтекатель поменяли, он закрывает 60% железяки и это уже КГЧ и разгонный блок.

На такие темы флудить можно вечно...

Да в общем-то спор не о терминах, а о целесообразности раскладки потребной ХС на 2 или 3 полноценных ступени. Конечно, когда речь идет о семействе вроде Атласа-5, дело обстоит сложнее, т.к. только отдельные его представители могут быть более-менее оптимальными с точки зрения мю ПН и стоимости. Называть ли ступень ступенью или РБ, в данном споре значения не имеет.

ЦитироватьДа в общем-то спор не о терминах, а о целесообразности раскладки потребной ХС на 2 или 3 полноценных ступени. Конечно, когда речь идет о семействе вроде Атласа-5, дело обстоит сложнее, т.к. только отдельные его представители могут быть более-менее оптимальными с точки зрения мю ПН и стоимости. Называть ли ступень ступенью или РБ, в данном споре значения не имеет.

Ну так ответ зависит от наличия "неполноценных" ускорителей/самолётных ступеней, величины ХС, наличия семейства/многоразовости и кучи других вещей.

Одно дело вывод на низкую экваториальную орбиту, другое напрямую на геостационарную.

Это само-собой, но спор как раз был не столь абстрактным, а шел в основном о керосиновом тандеме при выводе на ЛЕО. В случае ГСО будет уже спор о 3-х/4-х ступенях.

ЦитироватьНу так ответ зависит от наличия "неполноценных" ускорителей/самолётных ступеней, величины ХС, наличия семейства/многоразовости и кучи других вещей.

Одно дело вывод на низкую экваториальную орбиту, другое напрямую на геостационарную.

Вообще-то, изначально речь зашла о рациональном количестве ступеней при выведении на НИЗКУЮ ОКОЛОЗЕМНУЮ ОРБИТУ. :D

ЦитироватьВообще-то, изначально речь зашла о рациональном количестве ступеней при выведении на НИЗКУЮ ОКОЛОЗЕМНУЮ ОРБИТУ. :D

Всё равно остаётся куча параметров: наклонение, насколько именно низкая орбита (90км против 400км), серийность, многоразовость, возможность довыведения ПН, примерный диапазон ПН, наличие семейства, требования использовать готовые двигатели, и т.д. и и т.п.

Цитировать

ЦитироватьВообще-то, изначально речь зашла о рациональном количестве ступеней при выведении на НИЗКУЮ ОКОЛОЗЕМНУЮ ОРБИТУ. :D

Всё равно остаётся куча параметров: наклонение, насколько именно низкая орбита (90км против 400км), серийность, многоразовость, возможность довыведения ПН, примерный диапазон ПН, наличие семейства, требования использовать готовые двигатели, и т.д. и и т.п.

Если речь идет о применении современных ЖРД и возможности обеспечения массового совершенства на уровне Протона или Зенита, то независимо от наклонения и прочих параметров, предпочтительнее 2 ступени. Разумеется, с ростом высоты орбиты, преимущество переходит к 3-хступенчатым системам, но и здесь разница не столь впечатляющая (особенно, если использовать выведение с пассивным участком).

ЦитироватьЕсли речь идет о применении современных ЖРД и возможности обеспечения массового совершенства на уровне Протона или Зенита, то независимо от наклонения и прочих параметров, предпочтительнее 2 ступени. Разумеется, с ростом высоты орбиты, преимущество переходит к 3-хступенчатым системам, но и здесь разница не столь впечатляющая (особенно, если использовать выведение с пассивным участком).

Да неужели? Не скомпонуете ли для примера двуступенчаную ракету для круговой орбиты высотой 400км, наклонение 180градусов, полезная нагрузка 100 грамм, без довыведения полезной нагрузкой, дежурство не менее 30 лет, без обслуживания, с запуском в течении 10 секунд от получения команды  :)  

И что, лучше 3 или 4 ступенчатой получилось ? :)

Так можно долго утрировать. Ставьте реально необходимую задачу, задавайте ограничения и рассматривайте, сколько степеней будет оптимальнее.

ЦитироватьТак можно долго утрировать. Ставьте реально необходимую задачу, задавайте ограничения и рассматривайте, сколько степеней будет оптимальнее.

А является ли реальной задача создать одиночный новый одноразовый носитель с чистого листа, узко специализированный под вывод на низкую орбиту?

Старые носители вполне работают, а новые чудес не общают. И вывод на низкие орбиты хорошо если половину общей стоимости выведения занимает.

При существующем низком темпе запусков нужны семейства, а это часто вызвает отклонения от чисто двуступенчатой схемы.

Если темп резко увеличится, пойдут разные многоразовые/авиационно-космические системы. Они тоже в классическую двуступенчатую схему не будут укладываться.

Ну а как результат назвать - это и есть терминологический спор.

Эта тема о ступенях и концептуальная, поэтому, чтобы потом "не доганять паровоз", вставляю идею.  
 Предлагаю реанимировать идею вращающейся (с искуственной гравитацией) орбитальной станции в виде колеса (многоугольника). Его можно сделать из кислородных (и водородметановых) баков второй ступени. Для этого сверху и снизу баков, ПОД УГЛОМ, приварить большие фланцы (будущие переходные люки). На орбите баки "проветривают", проворачивают вдоль продольной оси на полоборота и соединяют, вместе с жилыми модулями, в "колесо", допустим 12 гранник. Вращать можно "солнечным ветром", разместив солнечные батареи на спицах пропеллером. Колесо на случайный удар более устойчиво чем нынешнняя "каракатица" МКС.

ЦитироватьЕсли речь идет о применении современных ЖРД и возможности обеспечения массового совершенства на уровне Протона или Зенита, то независимо от наклонения и прочих параметров, предпочтительнее 2 ступени. Разумеется, с ростом высоты орбиты, преимущество переходит к 3-хступенчатым системам, но и здесь разница не столь впечатляющая (особенно, если использовать выведение с пассивным участком).

У вас полная ХС 8600 м/с. ;)
 Этого достаточно для вывода на круговую орбиту 200 км? ;)

 Повторюсь, это ПОЛНАЯ ХС даже без учёта потери удельного импульса на участке до 10 км.

 ЗЫ. Я вам с такой потребной ХС таааакой АКС забацаю. ;)

ЦитироватьУ вас полная ХС 8600 м/с. ;)
 Этого достаточно для вывода на круговую орбиту 200 км? ;)
 

Да, вроде, ХС немного больше была. А так, хватает :D

Цитировать

ЦитироватьУ вас полная ХС 8600 м/с. ;)
 Этого достаточно для вывода на круговую орбиту 200 км? ;)
 

Да, вроде, ХС немного больше была. А так, хватает :D

Это он еще до двух-ступенчатого варианта не добрался ;)

ЦитироватьЭто он еще до двух-ступенчатого варианта не добрался ;)

Думаете, не переживет? :shock:

Цитировать

ЦитироватьЭто он еще до двух-ступенчатого варианта не добрался ;)

Думаете, не переживет? :shock:

Будет в сарае собирать АКС ;)
Кстати, может РКН прикидывать для орбиты 200х500?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЭто он еще до двух-ступенчатого варианта не добрался ;)

Думаете, не переживет? :shock:

Будет в сарае собирать АКС ;)
Кстати, может РКН прикидывать для орбиты 200х500?

В общем-то, спредшиту без разницы.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЭто он еще до двух-ступенчатого варианта не добрался ;)

Думаете, не переживет? :shock:

Будет в сарае собирать АКС ;)
Кстати, может РКН прикидывать для орбиты 200х500?

В общем-то, спредшиту без разницы.

А все потому, что магическая методика  :lol:
Хотя можно и до Луны считать, чтобы якобы низкие значения ХС не смущали ;)

PS Правильнее было бы выяснить допустимые значения параметров управления и сам алгоритм.

ЦитироватьPS Правильнее было бы выяснить допустимые значения параметров управления и сам алгоритм.

При выборе "реалистичной" программы управления (на 1-й ступени - аэродинамический разворот, на последующих - линейный тангенс угла тангажа), собственно управляющих параметров три: максимальный угол атаки на АУТ 1-й ступени, начальный и конечный угол тангажа - на последующих. На прикидочной стадии (для которой в общем-то спредшит и предназначен) эти значения являются свободными параметрами, изменяя которые можно рассчитать оптимальную траекторию (с помощью экселовского солвера). Как правило, значения этих параметров не выходят за какие-то разумные рамки :wink:

Так эти рамки надо уметь оценивать. Хотя можно пользоваться тем, что Ратман написал, например, для угла атаки не превышать 5 градусов.

ЦитироватьТак эти рамки надо уметь оценивать. Хотя можно пользоваться тем, что Ратман написал, например, для угла атаки не превышать 5 градусов.

Вообще-то, максимальный угол атаки при аэродинамическом развороте есть функция начальной тяговооруженности и требуемого угла наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени  (чем выше тяговооруженность и меньше угол наклона - тем больше Альфа Максимум). Для БР и РН с высокой тяговооруженностью может достигать 10 градусов и более. В спредшите реализован простейший закон изменения угла атаки, в результате чего, там получаются завышенные значения Альфа Максимум. Однако, поскольку программа изменения угла атаки не оказывает ощутимого влияния на энергетику РН, то этот недостаток простителен.

В этом сабже меня более всего умиляют криогенные заводы на гражданских космодромах.

ЦитироватьВ этом сабже меня более всего умиляют криогенные заводы на гражданских космодромах.

М-м-м... Подозреваю, что имелись в виду криогенные заводы на гражданских АЭРОДРОМАХ... :roll:  По замыслам АКСистов

А чего в разделении воздуха военного. Многоступенчатый (5) компрессор, низкотемпературная ректификация в теплоизолированном кожухе. Таких установок полно - для кислородных конвертеров, для "азотного дыхания" на химии. Даже вроде по лендлизу, на базе грузовика, поставлялись, чтоб баки самолётов инертным азотом наполнять (разделение воздуха идет в жидкой фазе). А для сжижения метана и ректификации не надо. Только компрессора и охлаждение. Пропан вообще эшелонами возят. Водород конечно на пару порядков дороже наверное будет.

Главное чтобы никто не придумал метод сгущения спирта, ато будут переводить стратегический продукт непонятно куда :D

А метан не жалко - его каждый производить может, даже можно разработать специальную диету, для увеличения полезного выхода :lol:

Граждане с АКС пройдите в... соотвествующую тему  :twisted:

ЦитироватьГраждане с АКС пройдите в... соотвествующую тему  :twisted:

Правильно! У нас тут своя "песочница"! :lol:

ЦитироватьВообще-то, максимальный угол атаки при аэродинамическом развороте есть функция начальной тяговооруженности и требуемого угла наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени  (чем выше тяговооруженность и меньше угол наклона - тем больше Альфа Максимум). Для БР и РН с высокой тяговооруженностью может достигать 10 градусов и более.

А у Вас нет данных какие поперечные перегрузки при этом возникают?

Цитировать

ЦитироватьВообще-то, максимальный угол атаки при аэродинамическом развороте есть функция начальной тяговооруженности и требуемого угла наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени  (чем выше тяговооруженность и меньше угол наклона - тем больше Альфа Максимум). Для БР и РН с высокой тяговооруженностью может достигать 10 градусов и более.

А у Вас нет данных какие поперечные перегрузки при этом возникают?

Порядка десятых долей в ЦМ.

Цитировать

ЦитироватьЭто он еще до двух-ступенчатого варианта не добрался ;)

Думаете, не переживет? :shock:

ХС для двух предложенных вами вариантов примерно одинакова. :)
 Это полная ХС даже без учёта потерь УИ двигателя, это означает, что все потери будут менее ~1 км/с.

 Собственно говоря, вы, Дмитрий В., взяли довольно хорошее массовое совершенство и траекторию выведения с высокими перегрузками и высокими скоростными напорами.
 А что бы вам было не взять вообще тяговооруженность 2 как у МБР? ;)

ЦитироватьБудет в сарае собирать АКС ;)

"АКС" на данном этапе не нужен, я это много раз говорил, нужна многоразовая ракета. :)
 Её, кстати, и собирается делать Маск. :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЭто он еще до двух-ступенчатого варианта не добрался ;)

Думаете, не переживет? :shock:

ХС для двух предложенных вами вариантов примерно одинакова. :)
 Это полная ХС даже без учёта потерь УИ двигателя, это означает, что все потери будут менее ~1 км/с.

 

Вы ошибаетесь, Бродяга, эта ХС учитывает (в пределах точности исходных данных) все потери: гравитационные, аэродинамические, на статическое противодавление (потери УИ) и программное управление :wink:

Цитировать

ЦитироватьКстати, может РКН прикидывать для орбиты 200х500?

В общем-то, спредшиту без разницы.

Однако он не может оценить мой трёхступенчатый вариант с модульными ступенями? ;)

 Дмитрий В., не могли бы вы выдать данные по перегрузкам и скоростным напорам для своих вариантов? ;)

ЦитироватьЕё, кстати, и собирается делать Маск. :)

Именно, что "собирается". :roll:

ЦитироватьВы ошибаетесь, Бродяга, эта ХС учитывает (в пределах точности исходных данных) все потери: гравитационные, аэродинамические, на статическое противодавление (потери УИ) и программное управление :wink:

Так я и говорю, сделайте тяговооруженность 2 и ещё меньше потери получите. ;)

Цитировать

ЦитироватьВы ошибаетесь, Бродяга, эта ХС учитывает (в пределах точности исходных данных) все потери: гравитационные, аэродинамические, на статическое противодавление (потери УИ) и программное управление :wink:

Так я и говорю, сделайте тяговооруженность 2 и ещё меньше потери получите. ;)

Тяговооруженности обеих РН в примере - оптимальные по критерию "мю ПН". Можно их ограничить - результат качественно не изменится.

Цитировать

ЦитироватьЕё, кстати, и собирается делать Маск. :)

Именно, что "собирается". :roll:

А что бы ему её не сделать? :)

 Многоразовая ракета уже есть, это ТТУ Шаттла и к ним нет никаких особых претензий. :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЕё, кстати, и собирается делать Маск. :)

Именно, что "собирается". :roll:

А что бы ему её не сделать? :)

 Многоразовая ракета уже есть, это ТТУ Шаттла и к ним нет никаких особых претензий. :)

Не, я просто представил, как эти жидкостные ступени будут транспортировать по соленой воде тысячу километров. :lol:

ЦитироватьТяговооруженности обеих РН в примере - оптимальные по критерию "мю ПН". Можно их ограничить - результат качественно не изменится.

Значит прога врёт, потому как у МБР тяговооруженность 2. ;)

 Я не верю "в ratmana и его прогу", он в своё время выдал целую кучу глупостей, вы проверяли, нет ли такой глупости в его алгоритме? ;)

ЦитироватьНе, я просто представил, как эти жидкостные ступени будут транспортировать по соленой воде тысячу километров. :lol:

Зачем? Ступень просто поднимут на борт и всё. :)
 Почему вы считаете, что твердотопливная ступень менее "нежная"? Потму что у неё массовое совершенство 15% а не 8%. ;)

Цитировать

ЦитироватьТяговооруженности обеих РН в примере - оптимальные по критерию "мю ПН". Можно их ограничить - результат качественно не изменится.

Значит прога врёт, потому как у МБР тяговооруженность 2. ;)

 Я не верю "в ratmana и его прогу", он в своё время выдал целую кучу глупостей, вы проверяли, нет ли такой глупости в его алгоритме? ;)

Вообще-то, для МБР тяговооруженность (оптимальная по "мю ПН"), обычно, выше, чем у РН. Как и любая программа (математическая модель) спредшит, конечно, "врет" (на пару с экселом), но в разумных пределах.

Цитировать

ЦитироватьВ этом сабже меня более всего умиляют криогенные заводы на гражданских космодромах.

М-м-м... Подозреваю, что имелись в виду криогенные заводы на гражданских АЭРОДРОМАХ... :roll:  По замыслам АКСистов

Кстати, криогенный завод гораздо безопаснее нефтехранилища, по-моему это очевидно. :)
 Максимум, что может быть на криогенном заводе это взрыв и кратковременный пожар. :)

ЦитироватьВообще-то, для МБР тяговооруженность (оптимальная по "мю ПН"), обычно, выше, чем у РН.

Ничего подобного, просто РН делается "под двигатель" и для достижения большей ПН увеличивается масса ракеты.
 Кроме того есть ограничения на перегрузку со стороны ПН космических ракет.

ЦитироватьКак и любая программа (математическая модель) спредшит, конечно, "врет" (на пару с экселом), но в разумных пределах.

Я думаю она очень многое не учитывает, эта модель, вот и всё. ;)

 Кстати, вы несколько ошибаетесь, если считаете, что со времён Королёва был достигнут какой-то существенный прогресс в массовом совершенстве ступеней.
 Посмотрите на массовое совершенство первой ступени Р-9 - http://www.astronautix.com/lvs/r9.htm ;)

ЦитироватьНичего подобного, просто РН делается "под двигатель" и для достижения большей ПН увеличивается масса ракеты.
 Кроме того есть ограничения на перегрузку со стороны ПН космических ракет.

Так и я о том же: параметры РН зачастую оптимизируются по другим критериям

ЦитироватьЯ думаю она очень многое не учитывает, эта модель, вот и всё. ;)

На самом деле, спредшит учитывает достаточное количество факторов для выполнения адекватных оценок.

ЦитироватьКстати, вы несколько ошибаетесь, если считаете, что со времён Королёва был достигнут какой-то существенный прогресс в массовом совершенстве ступеней.
 Посмотрите на массовое совершенство первой ступени Р-9 - http://www.astronautix.com/lvs/r9.htm ;)

Да, совершенствование РН идет в других направлениях, например, в направлении улучшения эксплуатационных характеристик. И что?

Вчера обратил внимание в википедии указано что у Сатурна 5, если смотреть по тому что вообще оказалось на НОО, больше получилось в случае двухступенчатого варианта. "Недогруз" в одном из вариантов исключён, т.к. учитывались и остатки топлива. И неоптимизированность двигателей под конкретную задачу тоже сильно не должна была повлиять, т.к. гравитационные потери для третей ступени совсем уж низкие должны быть.

Появился еще вариант когда 1-ступень возвращается обратно на старт.
Под это возможна 3-ступень.
Скажем 1-ступень будет разгонять ракету ниже чем 1-ступень Старшипа, скажем порядка 1 км/с.
2-ступень разгоняет где-то 3-4 км/с и садится где-то далеко на площадку.
3-ступень выводит на НОО или дальше.
Если 2-ступень вписать в жд-формат, то можно будет ее обратно привозить по железке, надо просто посадить не далеко от ветки жд.
Грубо прикинул - так можно вывести примерно столько же столько выводит Falcon-9.
И будет преимущество при выводе на ГПО.

Цитата: Prokrust от 28.11.2024 11:51:35Появился еще вариант когда 1-ступень возвращается обратно на старт.
Под это возможна 3-ступень.

Очень мелкие ступени выходят.

Цитата: Prokrust от 28.11.2024 11:51:35Появился еще вариант когда 1-ступень возвращается обратно на старт.
Под это возможна 3-ступень.
Скажем 1-ступень будет разгонять ракету ниже чем 1-ступень Старшипа, скажем порядка 1 км/с.
2-ступень разгоняет где-то 3-4 км/с и садится где-то далеко на площадку.
3-ступень выводит на НОО или дальше.
Если 2-ступень вписать в жд-формат, то можно будет ее обратно привозить по железке, надо просто посадить не далеко от ветки жд.
Грубо прикинул - так можно вывести примерно столько же столько выводит Falcon-9.
И будет преимущество при выводе на ГПО.

Так сильно ухудшится соотношение "стоимость первой ступени к её бесполезности", ведь цена будет не особо различаться если делать ступень которая проработает до 1.5-2км/с, или до 1км/с. Двигатели те же и столько же, баки по сложности и конструкция по сложности такая же, просто несколько колец вставлено однотипных. Да возвращаемая, но тогда просто значит рост амортизации.
Вторую такую ступень садить почти нереально, нужно делать её как старшип, первая ступень что у фалкона-и так тратит топливо чтобы не расплавиться, что у старшипа-расколяется до красна.
Но так возможно немного улучшится соотношение "стоимость третей ступени к её бесполезности". В описанном варианте третья ступень больше работы должна выполнять чем в случае связки "старшип+выгружаемые им на ноо нагрузка с блоком выведения".
Вообще старшип имеет смысл или только для старлинков, и делается практически только для них, ну и немного для прочих спутников низких орбит,
или нужен буксир ;D, странно что от него по такой штуковине никаких заявлений не слышно.
Иначе получится то же самое что сейчас Маск выкидывает 2-ю ступень фалкона. Только ещё при этом третья ступень есть, а вторая намного сложнее и дороже в виде старшипа. А третья ступень выгружаемая из старшипа, и очевидно выкидываемая, не будет как-то радикально дешевле второй ступени фалкона.

Цитата: Prokrust от 28.11.2024 11:51:35Появился еще вариант когда 1-ступень возвращается обратно на старт.
Под это возможна 3-ступень.
Скажем 1-ступень будет разгонять ракету ниже чем 1-ступень Старшипа, скажем порядка 1 км/с.
2-ступень разгоняет где-то 3-4 км/с и садится где-то далеко на площадку.
3-ступень выводит на НОО или дальше.
Если 2-ступень вписать в жд-формат, то можно будет ее обратно привозить по железке, надо просто посадить не далеко от ветки жд.
Грубо прикинул - так можно вывести примерно столько же столько выводит Falcon-9.
И будет преимущество при выводе на ГПО.

Многоразовость ради многоразовости у вас получается.

Для России, с отсутствием безпроблемных трасс и полей падения,
можно рассмотреть вариант:
 1я ступень(1-1,5 км/с) садится на стартовый космодром,
а 2я и 3я ступень - одноразовые.
(3ю ступень можно чинушно-хитрожопо назвать агрегатным модулем АМ 2й ступени)

И ПН будет большой, и галочку можно поставить о создании многоразовой ракеты.
Все довольны - и многоразофилы и умные адекваты.

Ещё плюсы:
поскольку для 3х ступа массовое совершенство 1й ступени не особо критично
и она не требует транспортировки после посадки,
то её можно по простым технологиям собирать прямо на космодроме,
причём без оглядки на габариты - хоть 6 метров диаметра, хоть 9, хоть 13.

Тремя (или даже четырьмя) ступенями (при выводе на не особо высокоэнергетические орбиты) приходится расплачиваться за неумение достигать хорошего массового совершенства ступеней и нежелание повторных включений маршевых двигателей верхних ступеней.

И чем тяжелее ступени, тем больше их надо.

Цитата: Prokrust от 28.11.2024 11:51:352-ступень разгоняет где-то 3-4 км/с и садится где-то далеко на площадку.

Если не рассматривать то что сажать её нереально, из-за нагрева, просто было интересно как далеко такое по инерции улетит(т.к. тормозить двигателем чтобы далеко не улетала тоже такое нереально), вроде получается где-то грубо около 1000км?

Цитата: B7BB от 28.11.2024 15:37:52

Цитата: Prokrust от 28.11.2024 11:51:352-ступень разгоняет где-то 3-4 км/с и садится где-то далеко на площадку.

Если не рассматривать то что сажать её нереально, из-за нагрева, просто было интересно как далеко такое по инерции улетит(т.к. тормозить двигателем чтобы далеко не улетала тоже такое нереально), вроде получается где-то грубо около 1000км?

Больше, порядка 3000

Цитата: vlad7308 от 28.11.2024 15:33:04Тремя (или даже четырьмя) ступенями (при выводе на не особо высокоэнергетические орбиты) приходится расплачиваться за неумение достигать хорошего массового совершенства ступеней и нежелание повторных включений маршевых двигателей верхних ступеней.

И чем тяжелее ступени, тем больше их надо.

Получается, добавив неупомянутые тут вами проблемы в РФ с трассами и полями падений,
 - для РФ, 3 ступени безальтернативны (для керосина - точно).

На это ещё указывает, что Ангару-1 пришлось делать 3х ступенчатой,
чего ни от кого не смог скрыть самодовольно-дебильный бюрократический волапюк.

Для старшипа вместо 3-й ступени на НОО, лучше иметь 100+ тонный РБ. 

Цитата: Классик от 28.11.2024 17:32:57

ЦитироватьТремя (или даже четырьмя) ступенями (при выводе на не особо высокоэнергетические орбиты) приходится расплачиваться за неумение достигать хорошего массового совершенства ступеней и нежелание повторных включений маршевых двигателей верхних ступеней.

И чем тяжелее ступени, тем больше их надо.

Получается, добавив неупомянутые тут вами проблемы в РФ с трассами и полями падений,
 - для РФ, 3 ступени безальтернативны (для керосина - точно).

Ну если чугуниевые ступени - это безальтернативно и неизбежно, как закон природы, то да.
А так - вроде нет.

Цитата: vlad7308 от 28.11.2024 17:48:47

Цитата: Классик от 28.11.2024 17:32:57

ЦитироватьТремя (или даже четырьмя) ступенями (при выводе на не особо высокоэнергетические орбиты) приходится расплачиваться за неумение достигать хорошего массового совершенства ступеней и нежелание повторных включений маршевых двигателей верхних ступеней.

И чем тяжелее ступени, тем больше их надо.

Получается, добавив неупомянутые тут вами проблемы в РФ с трассами и полями падений,
 - для РФ, 3 ступени безальтернативны (для керосина - точно).

Ну если чугуниевые ступени - это безальтернативно и неизбежно, как закон природы, то да.
А так - вроде нет.

Какой ещё неизбежный чугуний? Ваш ридный совково-израильский?
С космодромов РФ и Ф9 выведет гораздо меньше.

Не говоря уже о том, что Ф9 ни на один космодром РФ не проедет.
Первая ступень слишком длинная.

Цитата: garg от 28.11.2024 17:44:57Для старшипа вместо 3-й ступени на НОО, лучше иметь 100+ тонный РБ.

С потугой на многоразовость и сталью для СШ лучше именно 3 ступени.
Другое дело что 3ю легко замаскировать под РБ.
Тем более, что четкой и строгой границы между ними нет.

Цитата: garg от 28.11.2024 17:44:57Для старшипа вместо 3-й ступени на НОО, лучше иметь 100+ тонный РБ.

В чём отличие? В тяге двигателей и невозможности второго нормально сработать на низкие орбиты?

Цитата: Классик от 28.11.2024 18:02:47С космодромов РФ и Ф9 выведет гораздо меньше

С плохим конструктивным совершенством - всё?
Вот и славно.

Цитата: Классик от 28.11.2024 18:02:47С космодромов РФ и Ф9 выведет гораздо меньше.

Только на ГПО\ГСО. На остальные орбиты вполне близко.
Про ф9 я вообще ничего не говорил.

Цитата: vlad7308 от 28.11.2024 18:40:20

Цитата: Классик от 28.11.2024 18:02:47С космодромов РФ и Ф9 выведет гораздо меньше

С плохим конструктивным совершенством - всё?
Вот и славно.

Где я писал про хорошее конструктивное совершенство у совковых ракет?
Я лишь добавил, что помимо его отсутствия, в РФ есть много других проблем,
которые подводят к тому, что 3 ступени лучше.
А потуги на стёб и сарказм (про неизбежный чугуний,  "вот и славно")
приберегите для своего ридного совкового Израиля.

Цитата: vlad7308 от 28.11.2024 18:44:48

Цитата: Классик от 28.11.2024 18:02:47С космодромов РФ и Ф9 выведет гораздо меньше.

Только на ГПО\ГСО. На остальные орбиты вполне близко.
Про ф9 я вообще ничего не говорил.

Ваше обрезание(цитат) приводит неразберихе.

В контексте обсуждения ясно видно, - я указывал на то,
что помимо плохого массового совершенства РН и отсутствия функции повторного включения,
в РФ много других проблем(плохие трассы, привязка к полям падения и тд),
которые не позволяют 2х ступам даже с рекордным массовым совершенством(вот тут я и упомянул Ф9)
выводить большую ПН.
И то, что 3х ступ в таких условиях будет лучше.
Практическое подтверждение - Ангара-1 стала 3х ступом, хоть и глупо замаскированным..

Цитата: Классик от 28.11.2024 17:32:57добавив неупомянутые тут вами проблемы в РФ с трассами и полями падений

У многоразовой ступени таких проблем нет, ей достаточно бетонной площадки в несколько десятков метров.

Цитата: Классик от 28.11.2024 18:02:47Не говоря уже о том, что Ф9 ни на один космодром РФ не проедет.
Первая ступень слишком длинная.

Шоссе у нас такие же.

Цитата: B7BB от 28.11.2024 18:32:56В чём отличие? В тяге двигателей и невозможности второго нормально сработать на низкие орбиты?

В ненужности РБ для вывода на низкие орбиты, а также спутников со своими движками.

Цитата: vlad7308 от 28.11.2024 18:44:48Только на ГПО\ГСО. На остальные орбиты вполне близко.

На ГПО тоже близко. Просто это будет более наклонённая ГПО

Цитата: Классик от 28.11.2024 18:53:41А потуги на стёб и сарказм (про неизбежный чугуний,  "вот и славно")
приберегите для своего ридного совкового Израиля.

"Скажите, вы правда идиот?
Так точно, вашвысокородие! У меня и справка есть!" (С) Я.Гашек

3-х ступ с возвращаемой 2-ступенью конечно сложен. Выведет вдвое больше обычного 2-х ступа аля Falcon, но меньше чем обычный тройник аля Falcon Heavy.
Однако. Верхняя ступень теряется безвозвратно во всех схемах. Но 3-х ступ выведет двое больше на тягу движка верхней ступени. То есть при хорошей многоразовости нижних ступеней это может себя окупить.
Тем не менее вопрос, можно ли в принципе сделать 2-ступень с возвратом с 10-12 Маха практичной учитывая не большие размеры. Делать ее придется из стали с покрытием из плиток (копируем Маска прилежно).

Цитата: Prokrust от 28.11.2024 21:00:43. Но 3-х ступ выведет двое больше на тягу движка верхней ступени. То есть при хорошей многоразовости нижних ступеней это может себя окупить.

А смысл ориентироваться на тягу добавляемого движка? И отношение выодимой массы к нему? Если надо смотреть на общее изменение выводимой массы с "экономией" от 2-й ступени. Которая хз сколько раз сможет летать. Которая уж точно станет многократно дороже и тяжелее, потому как спасать ее придется в гораздо более жестких условиях чем первую в 2-х ступе. Тут уже евно нужно будет хоть какое-то тзп. Оборудование для активного маневрирования и посадки. Плюс доставка обратно на старт из хрен знает каких далей.

Цитата: garg от 29.11.2024 00:38:24

Цитата: Prokrust от 28.11.2024 21:00:43. Но 3-х ступ выведет двое больше на тягу движка верхней ступени. То есть при хорошей многоразовости нижних ступеней это может себя окупить.

А смысл ориентироваться на тягу добавляемого движка? И отношение выодимой массы к нему? Если надо смотреть на общее изменение выводимой массы с "экономией" от 2-й ступени. Которая хз сколько раз сможет летать. Которая уж точно станет многократно дороже и тяжелее, потому как спасать ее придется в гораздо более жестких условиях чем первую в 2-х ступе. Тут уже евно нужно будет хоть какое-то тзп. Оборудование для активного маневрирования и посадки. Плюс доставка обратно на старт из хрен знает каких далей.

Смысл прямой. При большой многоразовости, скажем 100, основным расходником будет верхняя ступень и движок на ней. У остальных ступеней тратится будет только топливо и обслуживание. Таким образом чем больше верхняя ступень выведет - тем лучше. 3-ступень со скорости 12 Маха выведет значимо больше чем 2-ступень со скорости 7 маха.
Условия для 2-стпени жесткие, но скорость все же вдвое меньше чем 1-я космическая. Ну а возврат по железной дороге легкий и достаточно быстрый.

Цитата: Prokrust от 29.11.2024 08:06:15ри большой многоразовости, скажем 100, основным расходником будет верхняя ступень и движок на ней.

Так у Ф9 уже так, при двух ступенях

Цитата: Prokrust от 29.11.2024 08:06:15Ну а возврат по железной дороге легкий и достаточно быстрый.

С чукотки или таймыра что ли? Больше  суши на пути наших пусков для 2-й ступени нет. На скорости 12 MAX  2-я ступень улетит  на 2,5-2,8 тыщи км.