Простейший пример - требуется оптимизировать по стоимости ракетный блок... пусть это будет ступень тандемной ракеты.
Фиксированный параметры - масса ПН и конечная скорость. В нулевом приближении сменяем конечную скорость на ХС.
Каким должен быть алгоритм расчета?
Можно было бы насчитать массив данных, сопоставляющих характеристики ключевой системы РБ (скажем, ДУ) и стоимость системы. Затем, на основе этих данных "построить" массив РБ (удовлетворяющих ПН и ХС), тоже посчитать стоимость, нарисовать графики и найти минимум стоимости...
Проблема в том, что с удельными характеристиками ДУ очень сильно поплывут массовые (и все вытекающие) характеристики РБ. Придется проводить несколько итераций, что, естественно, нежелательно.
Ибо тяжело, долго и скучно.
Но возможно.
Еще какие идеи есть?
Мысли такие, что стоимость кг РН в зависимости от многих объективных причин может колебаться на порядок. Даже примерно близкие стоимости вывода кг ПН близки во многом только по рыночным причинам, чтоб было "как у всех".
Расчитать сферокона в вакууме сложно и практически бессмысленно.
ЦитироватьМысли такие, что стоимость кг РН в зависимости от многих объективных причин может колебаться на порядок. Даже примерно близкие стоимости вывода кг ПН близки во многом только по рыночным причинам, чтоб было "как у всех".
Какие, например, объективные причины?
Страна изготовления, тип и стоимость использованного двигателя, вид топлива, технология изготовления конструкций РН, частота запусков, т.е. серийность и т.д. и т.п.
Хорошим приближением к оптимизации затрат считается минимизация сухой массы носитиля при заданной массе ПН, либо нахождение максимальной массы ПН при заданной тяге двигателей ступеней.
ЦитироватьХорошим приближением к оптимизации затрат считается минимизация сухой массы носитиля при заданной массе ПН, либо нахождение максимальной массы ПН при заданной тяге двигателей ступеней.
А удельные характеристики двигателя существенно не влияют?
ЦитироватьЦитироватьХорошим приближением к оптимизации затрат считается минимизация сухой массы носитиля при заданной массе ПН, либо нахождение максимальной массы ПН при заданной тяге двигателей ступеней.
А удельные характеристики двигателя существенно не влияют?
Второй критерий, как правило, применяется при проектировании под готовые двигатели, поэтому их характеристики уже по барабану :wink: Можно, конечно сформулировать оптимизационную задачу, которая бы учитывала удельные хар-ки ЖРД (скажем, давление в КС, степень расширения и т.п.), конструкции (учет влияния на стоимость массового совершенства) и т.д. Однако размерность задачи получится чрезмерной, а результат ее решения, видимо будет представлять только академический интерес.
Пожалуй.
Однако, результаты могли бы показать, какого уровня двигатели предпочтительнее для эксплуатации и разработки.
Ангара мне лично (конечно, может я и ошибаюсь) кажется неоправданно сложной в первую очередь по двигателям. Для меня неочевидно, что аналогичная РН с более простыми (читай - более дешевыми и с меньшим УИ) двигателями будет проигрывать по стоимости кг на НЗО.
Хотелось бы убедиться в своей правоте/неправоте с цифрами в руках.
Даже если конкретный расчет будет существенно ошибочным, готовая расчетная система может при некоторых равных (типа страны-изготовителя) облегчить выбор параметров для размышлений над новой РН.
P.S.
При экономической оценке новой РН хотя бы сопоставляют несколько вариантов ДУ? Или сказали типа делать РН под этот двигатель, и точка?
ЦитироватьАнгара мне лично (конечно, может я и ошибаюсь) кажется неоправданно сложной в первую очередь по двигателям. Для меня неочевидно, что аналогичная РН с более простыми (читай - более дешевыми и с меньшим УИ) двигателями будет проигрывать по стоимости кг на НЗО.
На Ангаре хотя бы оптимизировать распределение ХС по ступеням, а потом уж браться за все остальное. :wink:
Короче, Радуга - чуствуете, что это задача со многими-многими неизвестными? ;)
Угу. Потому и начал сперва с одной степени думать.
В принципе, большое количество неизвестных не есть критическая проблема. Особенно если эти параметры меняются дискретно - просто просчитываются все комбинации...
Впрочем, если оптимизировать каждый узел и каждый элемент как часть единой системы - это никаких мощностей и времени не хватит.
Пожалуй, имеет смысл отдельно просчитать все основные системы, может быть как-то загнать результаты расчета в эмпирические зависимости и дальше уже оптимизировать систему комбинацией этих обобщенных по узлам зависимостей...
Дмитрий правильно сказал - в рамках одной технологии изготовления следует оптимизировать сухую массу. Т.е. с одними и теми же двигателями. Но сухая масса чем выше - тем бОльшую роль играет, т.е. если на первой ступени она непринципиальна (ухудшение ее в 1.5 раза даст падение ПН на пару процентов), то на РБ то же самое полуторакратное ухудшение даст уже 20-30% падение ПН.
Далее, двигатели, опять же - на первых ступенях можно применять низкоимпульсные движки - так, замена РД-108 на НК-33 на Ямале увеличивает ПН с 9 до 11 тонн, при росте стартовой массы с 350 до 385, т.е. практически не увеличивает вовсе.
А вот на верхней ступени применение водорода позволяет получить 50% выигрыш в ПН - с 11 до 16 тонн для того же Ямала.
Т.е. сначала надо выбрать схему ракеты. Затем - подобрать под нее двигатели (их столько напроектировали, что обязательно найдется что-то подходящее). И уже имея двигатели - оптимизировать схему конструкции - на первой ступени сделать подешевле и попрочнее, на второй-третьей подороже и полегче.
Кроме того, надо учитывать смежные сложности - вопросы трансопртировки ракеты, вопросы ее заправки компонентами топлива, совместимость со стартовым комплексом. Использование существующих полей падения ступеней. 'Семейственность'.
При, например, фиксированной ПН задача сводится к оценке различных комбинаций 2-х и 3-х ступенчатых схем с конечным числом доступных двигателей (> топливных пар), с ограниченным числом доступных технологий изготовления ступеней, с конкретных СК.
А для всего диапазона обозримых ПН задача вероятно не имеет практического общего решения.
Ых, с оптимизацией по ступеням и двигателем все и так ясно.
Меня же в первую очередь интересует оптимизация каждого элемента и системы в масштабах ракетного блока по стоимости именно с точки зрения технологий/оборудования/материало и трудозатрат.
Так для каждого блока весА критериев разные. Хотя наверное да, можно было бы намутить некий двухуровневый оптимизатор - первый уровень определяет весА критериев отбора для каждой ступени, а второй на основе этих критериев подбирает конструкцию ступени.
ЦитироватьЫх, с оптимизацией по ступеням и двигателем все и так ясно.
Меня же в первую очередь интересует оптимизация каждого элемента и системы в масштабах ракетного блока по стоимости именно с точки зрения технологий/оборудования/материало и трудозатрат.
В технике есть хороший принцип интерференции, который можно сформулировать следующим образом: "В общем случае, система, состоящая из оптимальных элементов, неоптимальна". На практике это означает, что оптимизацию проектных параметров составных частей системы (например, ракетных блоков РН) надо проводить по единому критерию для системы в целом (например, для РН или комплекса).
Оптимальная в одном система обязательно будет неоптимальна в другом.
Давайте ужесточим ваше, Дмитрий, высказывание, чтобы исследовать его применимость к нашему случаю.
Ракета, оптимизированная по стоимости разными способами для разных ступеней, будет неоптимальна по стоимости.
И сразу увидим, что оно противоречит практике.
Вспомним историю. Например, Н1-Л3.
Видимо, у соседних ступеней РН недостаточная разница в потраченной ХС, чтобы стала наглядной разница в оптимизации.
оптимальной по стоимости летающей РН нет пока. Есть попытки Falcon`ы там разные. Кистлеры. Есть оптимальный по стоимости разработки и изготовления двигатель первой ступени - RS-68. амеры так про него и пишут - cost efficiency (прошу прощения за мой английский:))
А что касается оптимизации по стоимости то в принципе делается просто. Берутся зависимости сухой массы ДУ, СУ и ПГСП от основных проектных параметров. (например тяга, давление в камере, степень расширения, диаметр бака и др.) Таких зависимостей куча, но проблема в точности. Для массы ДУ максимальная точность 5%. Для ПГСП 7%. В каждом КБ такие зависимости свои.
Далее имея эти зависимости берем стоимостные зависимости (зависимость стоимости производства и разработки от сухой массы) для сухой массы, стоимости КРТ и прочие. И получаем зависимость стоимости от основных проектных параметров. И теперь можно смотреть какая тяга или какое Км выгоднее. Только Стоимость производства плохой критерий эффективности. Гораздо лучше брать удельную стоимость - отношение суммарных затрат на выполнение программы к суммарному грузопотоку.
Как уже отмечалось ранее эта задача очень очень не простая. И является междисциплинарной. Все эти стоимости - функции многих переменных. Да и точность не велика таких оценок.
Массовые характеристики - 7 % в лучшем случае.
Зависимости стоимости по массе - 10-15% и это считается очень хорошей точностью.
В общем читайте Дитриха Колле. Он с 60 годов этим занимается для ESA и NASA.
ЦитироватьЗависимости стоимости по массе - 10-15% и это считается очень хорошей точностью.
С этим я готов согласиться, но только для двигателей одного уровня.
В бредовой теме я посчитал на бумажку первую ступень...
15 тонн сухой массы с 1хРД-180 против 23 тонн сухой массы с 5хРД-107.
Ну или 165 против 253 заправленной массы.
С учетом стоимости двигателей, зависимость по сухой массе для меня совершенно неочевидна (
Спасибо за наводку, поищу чего-нибудь...
ЦитироватьОптимальная в одном система обязательно будет неоптимальна в другом.
Давайте ужесточим ваше, Дмитрий, высказывание, чтобы исследовать его применимость к нашему случаю.
Ракета, оптимизированная по стоимости разными способами для разных ступеней, будет неоптимальна по стоимости.
И сразу увидим, что оно противоречит практике.
Вспомним историю. Например, Н1-Л3.
Видимо, у соседних ступеней РН недостаточная разница в потраченной ХС, чтобы стала наглядной разница в оптимизации.
Андрей извините. не совсем понял Вас. Я имел ввиду следующее. Если, к примеру, в качестве критерия оптимизации РН принята "удельная стоимость выведения", то и все составные части носителя (блоки, агрегаты, системы) должны оптимизироваться именно по этому критерию.
RadioactiveRainbow может для вас и не очевидна а для людей которые этим занимаются полвека очевидна.
Масса хорошо коррелирует со стоимсотью, хотя есть и исключения например микрушки (ЖРД малых тяг) там при применении жаропрочных спалавов на основе платины масса ЖРД падает а стоимость растет.
ЦитироватьАндрей извините. не совсем понял Вас. Я имел ввиду следующее. Если, к примеру, в качестве критерия оптимизации РН принята "удельная стоимость выведения", то и все составные части носителя (блоки, агрегаты, системы) должны оптимизироваться именно по этому критерию.
Так в том-то и дело, что блок первой ступени оптимизировать по этому параметру нужно иначе, чем РБ! Потому что лишний килограмм первой ступени - это уменьшение грузоподъёмности на 1/10 кг, а лишний килограмм верхней ступени - это минус килограмм ПН! Иначе - значит, применять разные технологии, оглядываясь, конечно, насколько применение разных технологий на разных ступенях удорожает технологическую цепочку в целом...
Конкретные пути оптимизации сильно зависят от имеющегося на момент разработки научно-технического уровня, опыта и технологической базы. Например для нас использование ТТУ и водорода - весьма дорогостоящее мероприятие. Зато для других керосиновый двигатель замкнутой схемы - почти что неподъёмная задача.
ЦитироватьКонкретные пути оптимизации сильно зависят от имеющегося на момент разработки научно-технического уровня, опыта и технологической базы. Например для нас использование ТТУ и водорода - весьма дорогостоящее мероприятие. Зато для других керосиновый двигатель замкнутой схемы - почти что неподъёмная задача.
Да, это тоже недооценивают. РН то делается не на пустом месте, и может получиться что формально более дешевую конструкцию, конкретно вам будет дороже изготовить - надо будет менять оборудование и персонал.
ЦитироватьRadioactiveRainbow может для вас и не очевидна а для людей которые этим занимаются полвека очевидна.
Масса хорошо коррелирует со стоимсотью, хотя есть и исключения например микрушки (ЖРД малых тяг) там при применении жаропрочных спалавов на основе платины масса ЖРД падает а стоимость растет.
Я все же хотел бы понять. Ибо считаю что могу, если мне объяснят, и что мне это будет весьма полезно.
Что касается специалистов... А вы уверены, что специалисты полвека оптимизировали РН именно по стоимости? ;) Что-то есть у меня легкие сомнения на этот счет.
Я не спорю, что стоимость коррелирует с массой. Более того, для частного случая сходных конструктивно топливных отсеков РН я в этом абсолютно убежден.
Только вот интересует меня не баки с переходными отсеками, а ракетный блок в целом. И здесь уже влияние массы на стоимость
блока определяется вкладом в стоимость блока двигательной установки.
Если блок без ДУ стоит один мегабакс (предположим), то совершенно очевидно - увеличеный в полтора раза блок о пяти 107х будет в разы дешевле легкого с одним 190м.
Если блок без ДУ стоит 10 M$ - тут уже примерно параллельно. При дальнейшем увеличении стоимости самого блока, конечно, стоимость массы будет брать верх.
Раз мы оптимизируем стоимость выведения - может имеет смысл принять равную стоимость одного м/с полученной ПН скорости?
Т.е. для многоступенчатой ракеты абсолютная стоимость ступеней должна быть пропорциональна их вкладу в скорость (примерно равна?)
Т.е. первая изготавливается по максимально дешёвой технологии - гладкие баки, дешёвые движки с низким давлением - а чем выше, тем навороченней и дороже?
ЦитироватьРаз мы оптимизируем стоимость выведения - может имеет смысл принять равную стоимость одного м/с полученной ПН скорости?
Т.е. для многоступенчатой ракеты абсолютная стоимость ступеней должна быть пропорциональна их вкладу в скорость (примерно равна?)
Т.е. первая изготавливается по максимально дешёвой технологии - гладкие баки, дешёвые движки с низким давлением - а чем выше, тем навороченней и дороже?
Это тоже не выход если первую ступень делать с гладкими баками, то резко вырастет стартовая масса. И как это будет влиять на стоимость - неизвестно.
когда считается стоимость всей ступени то складывается стоимость ДУ найденная по ее масс и стоимость ступени найденная по массе равной разности массы всей ступени и массы ее ДУ.
RadioactiveRainbow вы все правильно понимаете только хотите все усложнить. Стоимость по массе считают потому что так проще. Можно конечно еще и тягу принимать во внимание и степнь расширения сопла и давление в камере и даже диаметр баков, но будет очень сложно и никто не подпишется под такой оптимизацией.
Насчет оптимальной по стоимости РН я ответил в первом своем посте - Кистлер Фалкон и прочие. Есть реальный ЖРД сделанный оптимальным именно по стоимости это RS-68. Про него куча инфы.
Раньше по стоимости не оптимизировали потому что все ракеты имели двойное назначение и главным критерием была масса полезного груза, так как полезным грузом мог быть ядерный заряд.
Сейчас посмотрите на Европу там почти все оптимизируют по стоимости да и они первые это начали делать. Так как противостояния у них не было (как у СССР и США).
Кстати по-видимому именно проблемы со стоимостью тормозят проекты Vinci, RL-60 и MB-60. Эти ЖРД имеют прекрасные характеристики только вот эти характеристики не опрвадано дороги.
Гы, но вариант оптимизации по стоимости был, к примеру, в военмеховской учебной оптимизашке (эт к "гоночному" СССР). Правда он тока был, я не помню шоб мы там что-либо считали по заданию, я помнится ток однажды для интересу вставил в хвост посчитать стоимость куросвичного "аппарата" - был удивлен что стомость самой железки и мегатонного моно-ЯБП были практически одинаковыми (+- лям).
А так конечно стоимость, насколько я помню считалась отдельно по отсекам/агрегатам через их массу
С=К*М
ток этот коэффициент зависел от кучи факторов. Для двигуна ЖРД дефолтный был
К=a*Р^b
a и б - зависят от топливной пары
Р - давление в КС :lol:
Ну помнится как-то кто из сотаварищей мучал подобную формулку и спросился в ГИПХЕ, при мне - гы - ему ответили, что оптимально по стоимости для первой ступени - керогаз с 40-60 атами в камере. Потому как лишняя цистерна керосина не идет ни в какое сравнение со стомостью двигуна...
Больщинство старых методик практически не затрагивали трудозатрат, особенно вторичных(транспортных, испытательных пусковых)
Интересно было бы оценить стоимость запуска неоптимальной блочной схемы, сделанной из дешевых по технологии блоков высокой заводской готовности, со встроенной цифровой системой тестирования состояния (пришла, собрали на старте, автоматически заправили и отстрелили) и оптимальной машины с высоким мю ПМ.
И оценка , повидимому должна быть не по одному запуску, а по серии.
От чего зависит стоимость двигателя?
Очевидно, от тяги (прямо пропорционально) и от давления (тоже прямо?).
При фиксированной тяге стоимость от давления будет иметь, очевидно, экстремальный характер. Т.е. будет иметь место некий минимум стоимости (при плавающем, впрочем, удельном импульсе).
Слева по оси давления стоимость будет расти в связи с падением УИ и, следовательно, увеличением расхода топлива и размерами камеры и ТНА.
А за счет чего будет расти стоимость справа? При повышении давления уменьшаются расходы на материалы, на объем работ. Растет, насколько я понимаю, только качество обработки деталей? Или при высоком давлении начинают отрицательно влиять на стоимость некие технологические факторы?
При фиксированной тяге сначала стоимость ПАДАЕТ (поскольку уменьшается размер камеры и ТНА, хотя и растет толщина стенки), а затем РАСТЕТ (поскольку увеличивается технологическая сложность). Поскольку от УИ еще зависит масса ПН, то оптимум стоимости - чуть-чуть за точкой минимума.
Всё же, мне представляется интересной ракета в диаметре и с использованием инфраструктуры 11К65М, но с кислород-керосиновыми двигателями на обеих ступенях. Если стремиться к минимальной стоимости, то на первую ступень надо ставить некий "гибрид" РД-107 и РД-108 (время работы не превысит таковое для РД-107, а рулевых камер нужно 4). Думаю, его можно слегка форсировать, но, всё же, тяга будет меньше, чем у исходного РД-219. Это не очень страшно, так как плотность ЖК заметно меньше, чем АК-27, поэтому ракета в габаритах "Космоса-3М" и будет несколько легче. Наверное, можно ориентироваться на тягу 89 тонн у земли, и, следовательно, стартовая масса не должна превысить 77 тонн. "Мю ПН", несмотря на архаичность технологий, можно получить чуть больше, чем у "Космоса-3М", т.к. УИ двигателей больше, да и "разложить" ХС по ступеням можно будет несколько более оптимальным образом. Во всяком случае, "космосовские" 1350 кг на LEO получить можно.
И вот уж этот проект надо оптимизировать по минимальной цене одного пуска, которая, в идеале, не должна превысить 1/5 таковой от стоимости пуска "Союза". Космос-3М сейчас продаётся за 6-8 "лимонов". Новая ракета должна стоить не дороже, а, желательно, чуть дешевле сразу после отбивки первоначальных затрат.
Конечно, инфраструктура "Космоса-3М" находится сейчас в довольно-таки запущенном состоянии, но, возможность пусков с Кап.Яра и присущая им оперативность должна бы положительно сказаться на возможной судьбе такого носителя.
Конечно, с конверсионными ракетами по цене конкурировать тяжело, но, практика показывает - можно.
Думаю, стоимость двигателей сейчас - это в значительной степени стоимость их разработки. А на это накладывает отпечаток выбор топливных компонентов.
От давления - в степени. Хотя это тс абстракция - ступенчато растет - по мере необходимости все более "совершенных" (читай более дорогих) конструкционных и технологических решений.