ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПервая ступень как раз явно НЕДОРАЗМЕРЕНА, и не из-за унификации с блоками Энергии - более крупная просто не влезала бы в ж.д. габариты (без остановок встречного движ).
Главной была именно унификация, а габариты были притянуты за уши.
Наоборот.
ЦитироватьЦитироватьУ Энергии первая ступень недоразмерена? :wink:
У "Энергии" как раз с первой ступенью все было в порядке.
ЦитироватьЦитировать... что первая ступень Зенита, что блок А, просто НЕ МОГЛИ быть крупнее из-за требования ТЗ по ж.д. транспортировке.
Просто чудесным образом получилось, что, выполняя требования ТЗ по транспортировке, блок такого размера не влиял значительным образом на оптимальность Энергии и выполнение ею требований ТЗ по выводимой ПН. Поэтому и стали это транспортировочное ТЗ ставить впереди планеты всей. Но если бы такой блок существенно ухудшал Энергию, из ТЗ мигом убрали бы пункты о транспортировке его целиком и без остановки встречного движения.
ЦитироватьПри этом не забывайте, что на ЦБ Энергии водород, да к тому же двигатели работают с земли - что диктует совершенно другие значения оптимальности ступеней.
Я это прекрасно помню и в оптимальности Энергии не сомневался.
А я вот чтото в последний момент засомневался...
На самом деле весь этот вопрос не простой и довольно любопытный, есть что обсудить. К тому же это не частный случай, а в некотором роде анализ самой концепции универсализации ракетных блоков.
Мои соображения:[/size]
Вот есть ТЗ. Конечно, его можно в какой-то мере подправить. Переписать целиком - нет, исходная цель должна быть выполнена, и причем не любой ценой, а
ОПТИМАЛЬНЫМ ПУТЕМ, то есть с учетом множества факторов, включая, конечно же, удобство эксплуатации и стоимость всех этапов.
Есть также идея: Сделать БОЛЬШУЮ РН, выполняющую требования своего ТЗ, и при этом один из ее ускорителей использовать как первую ступень для меньшей РН, тоже создаваемой по определенному ТЗ.
Далее выбираются способы транспортировки на Байконур: традиционным привычным способом - по ж.д., или другим способом. Есть варианты: кораблем, спецавтотранспортом, воздушным путем, а также - по ж.д., частями, с последующей сборкой на космодроме.
Все эти варианты по своему неудобны (особенно кораблём :D).
По крупному, как на мой взгляд, вариантов вообще два: или "железкой, как привыкли" - или "как-нибудь иначе".
Подходящих самолётов (а тем боле вертолетов-дирижоблей) нет, как и автотранспорта. Военные ракетовозы черезчур малы, да и пути не проверены, хоть это и дешевле спецветки жд. Все эти средства в любом случае еще требуется создать и отработать, то есть и время, и затраты :( .
Из соображений снижения нагрузки на бюджет страны, а также экономии времени и повышения надежности ЛОГИЧНЫЙ ПУТЬ такой: основной части элементов (блоков) обеих РН - традиционным привычным способом - по ж.д., крупных негабаритных элементов - другим (новым) способом.
Заказывается БОЛЬШОЙ самолет
специально под эту задачу, а пока он не готов, требуется еще и временное решение (приспособить что-то попроще).
При этом малую РН логично сделать "железнодорожной" целиком - тем более, что для повышения надежности ее пуски должны быть проведены
в первую очередь.
И тут вдруг[/size] (по уточнению расчетов) выяснилось, что большая РН не может вынести на орбиту целевую нагрузку[/size].
ЧТО ДЕЛАТЬ?
Само собой, дорабатывать - случай типичный (даже постоянный :) ).
А тут уже есть немало разных вариантов - усилить заправку первой ступени, ее двигатели, количество блоков (или ЖРД) либо аналогичные действия по второй ступени. Есть и другие возможности, к примеру улучшить совершенство конструкции за счет отказа от (или смягчения) некоторых требований ТЗ. Например (для Энергии) - отказ от спасения блоков А на начальном этапе. Или что-то другое.
НО - станут ли разработчики отказыватьсяот удобства, надежности и дешевизны железнодорожной транспортировки?
МОЙ ОТВЕТ - НЕТ.Слишком уж дорога цена такого решения. Слишком уж большая цепь неблагоприятных последствий.
Насколько я понял историю развития РН "Энергия", когда вышеописанное произошло (кажется, из-за увеличения конечного веса блоков А вследствие необходимости их спасения) выбранным путем решения стало
увеличение тяги РД-170. Тяговооруженность выросла и обеспечила повышение массы ПГ. Проблема была решена, и довольно-таки оптимально.
Но при этом тяговооруженности обеих РН уже перестали быть оптимальными. (имхо, конечно)
Кстати, у Зенита и Энергии они примерно равны - 1,5.
Правда, в этом случае резонный вопрос - а что есть оптимальность? Максимум Мю ПГ при фиксированной стартовой массе?
Или же максимум массы ПГ при фиксированных тягах ступеней? или только первой ступени?
Или же минимум стоимости пуска при заданной массе ПГ ?
Точку можно выбрать любую, и плясать от неё как от печки.
Поэтому выражение "ракета А оптимальна, а ракета Б неоптимальна" требует пояснения - А ПО КАКОМУ КРИТЕРИЮ (ГРУППЕ КРИТЕРИЕВ) ?
Прошу высказываться, в частности fagot-a как инициатора и Дмитрия В. как самого опытного (в моем представлении) по вопросам оптимальности форумчанина.
ЦитироватьНа сколько мне известно, недоразмеренность Зенита объясняли проблемами с зонами выпадения первой ступени. Его слегка ухудшили, что бы попадать в существующие зоны. Хотя руку на отсечение давать не буду. :D
Я подозреваю, что для Зенита выбирались новые зоны, причем еще в процессе проектирования. "ухудшать" - на такое бы вряд ли кто-то пошел, учитывая требования военных. Тем более, что ограниченное отклонение по дальности падения ступеней можно обеспечить изменением траектории выведения. Кстати, вроде бы счас (после установки РБ ДМ) так и делают.
1)Для начала про Зенит и Энергию.
Доступные источники свидетельствуют, что до 1975 года проект Зенит (11К77) развивался самостоятельно (пардон за констатацию общеизвестного факта). Рассматривались варианты: с РД-123 тягой 600 тс у земли для 1-й ступени и РД-125 тягой 130 тс – для 2-й; с РД-124 тягой 126,5 тс – для первой ступени (вероятно 5-6 ЖРД), а также вариант с пятью форсированными НК-33. Очевидно, что проектные параметры Зенита в тот период варьировались в значительных пределах. Энергия в то время развивалась в рамках проектов РЛА (с РД-150 тягой 1000 тс у земли на блоках первых ступеней), не имевших ничего общего с Зенитом. Но уже в 1975 году были рассмотрены в рамках темы РЛА-130 «Гром» варианты РН для орбитального корабля с 4 боковыми блоками, на каждом из которых должен был использоваться РД-123. Неясно пока, было ли это уже следствием унификации с 11К77 или, напротив, идея унификации блоков возникла из общности ЖРД. Вероятно масса топлива на одном ББ 11К25 оказалась близка к таковой у 11К77. Идея использовать ЖРД большей тяги (РД-170) появилась в 1976 году, и вряд ли была связана с дефицитом массы. Скорее всего, в первую очередь, рассматривались вопросы безопасности. Ну, а поскольку решено было унифицировать Зенит и Энергию, то РД-170 (в виде РД-171) перекочевал на 11К77. На Энергии потом дефицит массы убирали путем облегчения ОК (в частности, исключение РДТТ САС).
Рост тяговооруженности пошел на пользу обеим РН. Тут вот какая штука. Оптимальная тяговооруженность 1-й ступени 11К25 с точки зрения максимума мюПГ находится в районе 2,0. Но с учетом ряда ограничений технического и экономического порядка 1,5 – тоже неплохо и гораздо лучше чем исходные 1,25. Для схемы выведения, характерной для 11К25 (выведение на незамкнутую переходную орбиту с относительно коротким АУТ) оптимальная тяговооруженность (по максимуму мюПГ) составляет 1,1-1,3. Т.е. у Энергии тяговооруженность 2-й ступени – оптимальна с точки зрения выбранного критерия. Мои расчеты 1990-91 года подтверждают, что проектные параметры 11К25 (относительные конечные массы ступеней, тяговооруженность 2-й ступени, угол наклона таектории в конце АУТ 2-й ступени) оптимизировались по критерию мюПГ (максимум) с учетом ограничений.
2)Про оптимальность вообще.
Когда речь идет об «оптимальности», согласен (и кстати писал об этом), необходимо указывать, какой критерий (мюПГ, отношение массы ПГ к тяге ДУ, сухая масса РН и т.п.) подлежит оптимизации. Как правило, на форуме под «оптимальностью» понимают (по умолчанию) максимизацию мюПГ.
ЦитироватьНасколько я понял историю развития РН "Энергия", когда вышеописанное произошло (кажется, из-за увеличения конечного веса блоков А вследствие необходимости их спасения) выбранным путем решения стало увеличение тяги РД-170. Тяговооруженность выросла и обеспечила повышение массы ПГ. Проблема была решена, и довольно-таки оптимально.
Но при этом тяговооруженности обеих РН уже перестали быть оптимальными. (имхо, конечно)
Кстати, у Зенита и Энергии они примерно равны - 1,5.
Я тоже об этом думал, однако у шаттла тяговооруженность еще больше, чем у Энергии, но вряд ли там стояла та же проблема. Для подобных пакетов, к тому же с ограничением по максимальной перегрузке, видимо все же выгоднее достаточно большая стартовая тяговооруженность, чтобы минимизировать гравпотери на начальном этапе, иначе потом отыграть их не удастся, а ведь наверняка хотелось получить мю ПН не хуже шаттловской. Ну и вопросы безопасности играли не последнюю роль, тут избыток тяги не помешает.
У Зенита тяговооруженность получилась еще больше, чем у Энергии - 1,64, но для такой сравнительно легкой и простой ракеты стоимость пары лишних метров баков явно меньше, чем стоимость избыточной тяги двигателя, поэтому был бы смысл выжать максимум ПН при заданной тяге двигателя. К тому же для одноблочной ракеты отказ единственного двигателя все равно фатален и тяговооруженность на безопасность влияет мало. Один технологический разъем не так дорог, чтобы на нем экономить, и от ЖД-транспорта при этом отказываться не нужно. Но тогда унификация становится еще меньше. Вот в основном с этой точки зрения Зенит и не оптимален, а, например, по распределению ХС между ступенями он достаточно оптимален и тут первая ступень вовсе не выглядит недоразмеренной.
У Зенита вообще унификация и кажущееся упрощение были доведены до абсурда, в результате им запускался на 850-км орбиту всего лишь 3-х тонный спутник.
Дмитрий, спасибо за ответ. Интересно было бы узнать, если возможно, источник истории раннего развития Зенита - мне такого нигде не попадалось.
ЦитироватьЦитироватьНасколько я понял историю развития РН "Энергия", когда вышеописанное произошло (кажется, из-за увеличения конечного веса блоков А вследствие необходимости их спасения) выбранным путем решения стало увеличение тяги РД-170. Тяговооруженность выросла и обеспечила повышение массы ПГ. Проблема была решена, и довольно-таки оптимально.
Но при этом тяговооруженности обеих РН уже перестали быть оптимальными. (имхо, конечно)
Кстати, у Зенита и Энергии они примерно равны - 1,5.
Я тоже об этом думал, однако у шаттла тяговооруженность еще больше, чем у Энергии, но вряд ли там стояла та же проблема. Для подобных пакетов, к тому же с ограничением по максимальной перегрузке, видимо все же выгоднее достаточно большая стартовая тяговооруженность, чтобы минимизировать гравпотери на начальном этапе, иначе потом отыграть их не удастся, а ведь наверняка хотелось получить мю ПН не хуже шаттловской. Ну и вопросы безопасности играли не последнюю роль, тут избыток тяги не помешает.
У Зенита тяговооруженность получилась еще больше, чем у Энергии - 1,64, но для такой сравнительно легкой и простой ракеты стоимость пары лишних метров баков явно меньше, чем стоимость избыточной тяги двигателя, поэтому был бы смысл выжать максимум ПН при заданной тяге двигателя. К тому же для одноблочной ракеты отказ единственного двигателя все равно фатален и тяговооруженность на безопасность влияет мало. Один технологический разъем не так дорог, чтобы на нем экономить, и от ЖД-транспорта при этом отказываться не нужно. Но тогда унификация становится еще меньше. Вот в основном с этой точки зрения Зенит и не оптимален, а, например, по распределению ХС между ступенями он достаточно оптимален и тут первая ступень вовсе не выглядит недоразмеренной.
У Зенита вообще унификация и кажущееся упрощение были доведены до абсурда, в результате им запускался на 850-км орбиту всего лишь 3-х тонный спутник.
Ну Вы даёте :lol:
Советую лучше узнать суть, прежде чем постить сообщения.
Тяговооруженность самого легкого двухступенчатого Зенита - 1,59. Чуть больше 1,5, но на мизер.
Стоимость "пары лишних метров баков" фактически обойдется в весьма существенную сумму - начиная от усложнения транспортировки (и последующими за этим технологическими "изворачиваниями" вроде необходимости сборочных операций в МИКе по кислородным магистралям или авиатранспортировки), борьбой с усилением моментных нагрузок на корпус и заканчивая отказом от унификации и необходимостью за всё это платить, платить... "Кажущимся" упрощением здесь и не пахнет.
РН заказывали военные для своих специфических задач, и тяговооруженность им не мешала (даже наоборот ;) ), а энергетики для них было более чем достаточно. Гораздо важнее были простота, минимум операций, быстрота подготовки и безлюдный старт.
Конечно, позднее возникало желание увеличить грузоподъёмность, но оно возникало ГОРАЗДО позже, уже после начала эксплуатации, и увеличение 1ступени неизменно признавалось нецелесообразным. Целесообразность появилась только в XXI веке (на Си Лонче), и то решили пока обойтись без увеличения баков 1 ступени. Как мне объясняли,
пока что такая доработка себя не оправдывает - хотя вариантов с подвесными баками была намалёвана немалая куча.
А что касается
реальной массы ПГ - хотя бы на те же 850 км - советую почитать Land Launch User's Guide ;)
http://www.sea-launch.com/customers_webpage/sluw/
Цитироватьстоимость пары лишних метров баков явно меньше, чем стоимость избыточной тяги двигателя, поэтому был бы смысл выжать максимум ПН при заданной тяге двигателя.
... с этой точки зрения Зенит и не оптимален, а, например, по распределению ХС между ступенями он достаточно оптимален и тут первая ступень вовсе не выглядит недоразмеренной.
"Стоимость избыточной тяги двигателя" в данном конкретно случае была нулевой - двигатель использовался такой, какой сделали, в отличие от стоимости "пары лишних метров баков" - такая доработка была неэффективна именно из-за отказа от ж.д. ограничений по транспортировке "без остановок" ракетного блока ЦЕЛИКОМ, с полной заводской готовностью - опыт последующей эксплуатации РД-170, чувствительного к чистоте внутрибакового пространства, показал верность такого решения.
Что же касается недоразмеренности - я действительно не совсем понятно выразился: я имел в виду именно
возможность увеличения массы ПГ при тех же двигателях.
В этом плане возможная модернизация с увеличением запаса топлива первой ступени значительно эффективнее, чем аналогичная доработка второй.
В целом же под выражением
"оптимальная неоптимальность" я подразумеваю явление, когда
неоптимальная по одному из критериев РН является более оптимальной по другому [/b] (порой более важному) - к примеру, проиграв в величине мюПГ, можно получить существенный выигрыш в удельной стоимости на каждую тонну полезного груза.
Вот, нашел и такую ссылку:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59238.gif)
Здесь явно видно, что ПГ на 200 км = 13,9 т, а на 850 км = 7 т
Были планы и по доработке под двукратное включение двигателя (уже для Лэнд Лонча), но потом почему-то передумали.
ЦитироватьДмитрий, спасибо за ответ. Интересно было бы узнать, если возможно, источник истории раннего развития Зенита - мне такого нигде не попадалось.
По РН семейства РЛА я пользовался своими личными воспоминаниями, а также замечательным постом пользователя Vladimir примерно годовой давности. Что касаетсяЗенита, то источники - общедоступные: книга КБЮ "Призвны временем" (есл не ошибаюсь), данными сайта НПО "Энергомаш", где указано назначение каждого ЖРД. Кроме того, про Зенит с НК-33 упоминается в статье "Большое видится на расстоянии" (выложена на сайте одного "двигательного" журнала, легко ищется поисковиками по названию).
ЦитироватьНу Вы даёте :lol:
Советую лучше узнать суть, прежде чем постить сообщения.
Прежде чем советовать, хорошо бы вникнуть в смысл прочитанного текста.
ЦитироватьТяговооруженность самого легкого двухступенчатого Зенита - 1,59. Чуть больше 1,5, но на мизер.
Неужели у меня калькулятор сломался? :) Может конечно 10 % и не принципиальны.
ЦитироватьСтоимость "пары лишних метров баков" фактически обойдется в весьма существенную сумму - начиная от усложнения транспортировки (и последующими за этим технологическими "изворачиваниями" вроде необходимости сборочных операций в МИКе по кислородным магистралям или авиатранспортировки), борьбой с усилением моментных нагрузок на корпус и заканчивая отказом от унификации и необходимостью за всё это платить, платить... "Кажущимся" упрощением здесь и не пахнет.
Ну вот видите, как замечательно, снова мы вернулись к унификации. Усложнение транспортировки и стыковка магистралей почему-то никому не мешает, кроме Зенита, а вот с унификацией да, были бы проблемы. Однако у баков Зенита и блока А в реальности общие только длина и диаметр, ну и арматура еще.
ЦитироватьРН заказывали военные для своих специфических задач, и тяговооруженность им не мешала (даже наоборот :wink: ), а энергетики для них было более чем достаточно. Гораздо важнее были простота, минимум операций, быстрота подготовки и безлюдный старт.
Жаль, что простоту искали не в том месте.
ЦитироватьКонечно, позднее возникало желание увеличить грузоподъёмность, но оно возникало ГОРАЗДО позже, уже после начала эксплуатации, и увеличение 1ступени неизменно признавалось нецелесообразным. Целесообразность появилась только в XXI веке (на Си Лонче), и то решили пока обойтись без увеличения баков 1 ступени. Как мне объясняли, пока что такая доработка себя не оправдывает - хотя вариантов с подвесными баками была намалёвана немалая куча.
Нецелесообразно это само собой, кто ж теперь такую доработку финансировать будет. Но пока грузоподъемности Зенита-3SL действительно достаточно в большинстве случаев.
ЦитироватьА что касается реальной массы ПГ - хотя бы на те же 850 км - советую почитать Land Launch User's Guide :wink:
А это и была реальная масса - очень уж хотелось подгрести под свой спутник свой же носитель. Но и потери в максимальной расчетной массе весьма существенны.
Цитировать"Стоимость избыточной тяги двигателя" в данном конкретно случае была нулевой - двигатель использовался такой, какой сделали, в отличие от стоимости "пары лишних метров баков" - такая доработка была неэффективна именно из-за отказа от ж.д. ограничений по транспортировке "без остановок" ракетного блока ЦЕЛИКОМ, с полной заводской готовностью - опыт последующей эксплуатации РД-170, чувствительного к чистоте внутрибакового пространства, показал верность такого решения.
Вообще-то стоимость разработки и изготовления двигателя зависит от его тяги. Опыт же показал, что РД-170 ничто не может помочь.
ЦитироватьПрежде чем советовать, хорошо бы вникнуть в смысл прочитанного текста.
В суть я вник. Впрочем, это всё не в тему.
ЦитироватьЦитироватьСтоимость "пары лишних метров баков" фактически обойдется в весьма существенную сумму - начиная от усложнения транспортировки (и последующими за этим технологическими "изворачиваниями" вроде необходимости сборочных операций в МИКе по кислородным магистралям или авиатранспортировки), борьбой с усилением моментных нагрузок на корпус и заканчивая отказом от унификации и необходимостью за всё это платить, платить... "Кажущимся" упрощением здесь и не пахнет.
Ну вот видите, как замечательно, снова мы вернулись к унификации.
Вообще-то, если вы "не заметили", речь идет не об унификации, а о ПРОСТОТЕ конструкции и технологии работ на космодроме, существенно упрощающих предпусковые операции. При планировавшихся в СССР темпах пусков для "Зенита" (12-20 в год) это было немаловажно. Унификация - всего лишь часть мероприятий по упрощению всех этапов эксплуатации.
ЦитироватьУсложнение транспортировки и стыковка магистралей почему-то никому не мешает, кроме Зенита,
- а вот здесь вы заблуждаетесь. Остальным оно тоже в немалой степени мешало, но им просто пришлось смириться с неизбежным. А Зенит и делался таким именно для обхода этих проблем, при этом практически ничем серьезным платить за такую простоту не пришлось, а энергетики хватало. Единственное - никто не ожидал, что РД-170 окажется таким "проблемным".
ЦитироватьОднако у баков Зенита и блока А в реальности общие только длина и диаметр, ну и арматура еще.
Общего было немало, а главное - все элементы производились, испытывались, транспортировались одним и тем же оборудованием - существенная экономия, вполне оправдывающая унификацию. А толщины и "высота" вафли обечаек были конечно разными, да. Ну, и обечайка хвостового отсека.
ЦитироватьЖаль, что простоту искали не в том месте.
Если Вы о избыточной сложности РД-170, то отчасти согласен.
Если же считаете прочие меры по упрощению ненужными - то это ваше личное дело, можете продолжать ;) .
ЦитироватьЦитироватьА что касается реальной массы ПГ - хотя бы на те же 850 км - советую почитать Land Launch User's Guide :wink:
А это и была реальная масса - очень уж хотелось подгрести под свой спутник свой же носитель.
Вы исказили смысл. С Ваших слов можно было сделать вывод, что 3 т - это
максимальная масса ПГ на 850 км. А это ошибка больше чем вдвое.
При этом вдвойне оригинальной была логика Вашей мотивации:
ЦитироватьУ Зенита вообще унификация и кажущееся упрощение были доведены до абсурда, в результате им запускался на 850-км орбиту всего лишь 3-х тонный спутник.
:D
Кстати, то что спутник массой 3 т запускают таким носителем, ещё раз подтверждает правильность акцента на простоту (экономичность) конструкции: запускают - значит это выгодно. Если было бы невыгодно - или поискали бы другую (более дешевую) РН, или отказались бы вообще.
ЦитироватьЦитировать"Стоимость избыточной тяги двигателя" в данном конкретно случае была нулевой - двигатель использовался такой, какой сделали, в отличие от стоимости "пары лишних метров баков" - такая доработка была неэффективна именно из-за отказа от ж.д. ограничений по транспортировке "без остановок" ракетного блока ЦЕЛИКОМ, с полной заводской готовностью - опыт последующей эксплуатации РД-170, чувствительного к чистоте внутрибакового пространства, показал верность такого решения.
Вообще-то стоимость разработки и изготовления двигателя зависит от его тяги. Опыт же показал, что РД-170 ничто не может помочь.
Это только для идеального случая. Здесь же, повторяю, использовался двигатель, уже разработанный для системы "Энергия-Буран".
Опыт работы с РД-170 показал, что для успешной его эксплуатации требуется более высокий уровень производства и контроля, как при производстве двигателя, так и при его подготовке к полету(испытаниях, сборке с РН). А опыт успешной эксплуатациии РД-180 блестяще подтвердил, что высокая надежность при этом вполне реальна.
ЦитироватьВообще-то, если вы "не заметили", речь идет не об унификации, а о ПРОСТОТЕ конструкции и технологии работ на космодроме, существенно упрощающих предпусковые операции. При планировавшихся в СССР темпах пусков для "Зенита" (12-20 в год) это было немаловажно. Унификация - всего лишь часть мероприятий по упрощению всех этапов эксплуатации.
Семерку и другие ракеты пускали в гораздо большем темпе, и ничего. Даже Протон обеспечивал 12 пусков в год.
Цитировать- а вот здесь вы заблуждаетесь. Остальным оно тоже в немалой степени мешало, но им просто пришлось смириться с неизбежным. А Зенит и делался таким именно для обхода этих проблем, при этом практически ничем серьезным платить за такую простоту не пришлось, а энергетики хватало. Единственное - никто не ожидал, что РД-170 окажется таким "проблемным".
Конечно уменьшение ПГ на четверть это пустяки. А энергетики при диктате промышленности всегда хватит. Кстати Старому идея упрощения работ на космодроме понравилась, он даже предлагал собирать и проверять всю ракету на заводе и возить ее на космодром в ТПК, как МБР. :)
ЦитироватьОбщего было немало, а главное - все элементы производились, испытывались, транспортировались одним и тем же оборудованием - существенная экономия, вполне оправдывающая унификацию. А толщины и "высота" вафли обечаек были конечно разными, да. Ну, и обечайка хвостового отсека.
При унифицированном диаметре оборудование почти то же самое. А встречное движение несколько раз в год можно и остановить.
ЦитироватьЕсли Вы о избыточной сложности РД-170, то отчасти согласен.
И о фрезеровании всего и вся.
ЦитироватьВы исказили смысл. С Ваших слов можно было сделать вывод, что 3 т - это максимальная масса ПГ на 850 км. А это ошибка больше чем вдвое.
Если вы не поняли сразу, надо было переспросить.
ЦитироватьПри этом вдвойне оригинальной была логика Вашей мотивации:
Ничего оригинального - все спутники запускать одним носителем это очень просто и максимально унифицированно. Но про прямое выведение на средневысокие орбиты я тоже не забывал, стоило ли Циклоном-3 бороться с Востоком-2М, чтобы повторить ту же лажу на новом уровне.
ЦитироватьКстати, то что спутник массой 3 т запускают таким носителем, ещё раз подтверждает правильность акцента на простоту (экономичность) конструкции: запускают - значит это выгодно. Если было бы невыгодно - или поискали бы другую (более дешевую) РН, или отказались бы вообще.
Это подтверждает, что маразма было в избытке. А об экономичности думали в последнюю очередь. Когда стало ясно, что Зенит задерживается, Целину-2 запускали Протоном с ДМом. Тут еще может быть такой фактор, что из-за ограничения по полям падения Зенит не мог вывести Целину-2 сразу на наклонение в 71 градус и маневр по курсу при работе второй ступени съедал ПН, но точно не знаю.
ЦитироватьЭто только для идеального случая. Здесь же, повторяю, использовался двигатель, уже разработанный для системы "Энергия-Буран".
Но производить то его все равно надо. Вообще сделать рабочую лошадку на технологиях Энергии замечательная идея.
ЦитироватьОпыт работы с РД-170 показал, что для успешной его эксплуатации требуется более высокий уровень производства и контроля, как при производстве двигателя, так и при его подготовке к полету(испытаниях, сборке с РН). А опыт успешной эксплуатациии РД-180 блестяще подтвердил, что высокая надежность при этом вполне реальна.
У РД-180 еще нет нормальной статистики. А высокий уровень производства и подготовки это тоже надо полагать элемент упрощения.
fagot, это уже превращается в "спор ради спора". Ваши аргументы верны лишь отчасти, и то не все. Конечно, всех критериев, из-за которых было принято то или иное техническое решение, уже просто не найти. Откуда мне или Вам знать, зачем Энергомаш решил делать РД-170 именно по такой схеме? Я ее тоже сейчас совершенно не одобряю. А Глушко тогда явно одобрил. Конечно, сейчас легко считать всех тогдашних участников разработки маразматиками, а себя "во всём белом", но я надеюсь, Вы так не считаете ;)
А оптимум - это вовсе не идеал, а сложный клубок компромиссов. И есть множество причин, о которых у Вас, как и у меня, довольно смутное представление.
При желании аргументов можно и ещё полвагона насобирать, тольк зачем на этот спор время тратить? Праздник же на носу.
С НАСТУПАЮЩИМ НОВЫМ 2008 ГОДОМ :!: :)
Цитироватьfagot, это уже превращается в "спор ради спора". Ваши аргументы верны лишь отчасти, и то не все. Конечно, всех критериев, из-за которых было принято то или иное техническое решение, уже просто не найти. Откуда мне или Вам знать, зачем Энергомаш решил делать РД-170 именно по такой схеме? Я ее тоже сейчас совершенно не одобряю. А Глушко тогда явно одобрил. Конечно, сейчас легко считать всех тогдашних участников разработки маразматиками, а себя "во всём белом", но я надеюсь, Вы так не считаете :wink:
Дался вам этот РД-170, Глушко много чего одобрял предельного и экзотического. Понятно, что Зенит появился в условиях оттягивания большей части средств на Энергию-Буран по принципу "лучше что-то, чем ничего". Плюс желание КБЮ оттянуть на него побольше полезных нагрузок играло роль. Отсюда и все компромиссы и нептимальности.
ЦитироватьА оптимум - это вовсе не идеал, а сложный клубок компромиссов. И есть множество причин, о которых у Вас, как и у меня, довольно смутное представление.
При желании аргументов можно и ещё полвагона насобирать, тольк зачем на этот спор время тратить? Праздник же на носу.
Да и вообще на форум ходить ни к чему, все равно у любителей о любом аппарате смутное представление. Ну а какое ясное представление могут иметь спецы, хорошо видно на примере хруников. :)
ЦитироватьДался вам этот РД-170, Глушко много чего одобрял предельного и экзотического.
Понятно, что Зенит появился в условиях оттягивания большей части средств на Энергию-Буран по принципу "лучше что-то, чем ничего". Плюс желание КБЮ оттянуть на него побольше полезных нагрузок играло роль. Отсюда и все компромиссы и нептимальности.
Не преувеличивайте - компромиссы и неоптимальности присущи АБСОЛЮТНО ЛЮБОЙ РН, начиная с Р-7 и "Юпитер-С" и заканчивая Атласом-5, Дельтой-4, Ангарой... Это непреодолимый закон развития технических систем, и с этих позиций Зенит оптимальнее многих других. А конкретная реализация истории полетов той или иной РН определяется уже другими факторами, в том числе политической ситуацией, предпочтениями разработчиков и даже просто случайностями. В эти вещи углубляться имеет смысл разве что из исторического интереса.
ЦитироватьЦитироватьА оптимум - это вовсе не идеал, а сложный клубок компромиссов. И есть множество причин, о которых у Вас, как и у меня, довольно смутное представление.
Да и вообще на форум ходить ни к чему, все равно у любителей о любом аппарате смутное представление. Ну а какое ясное представление могут иметь спецы, хорошо видно на примере хруников. :)
Ни к чему ходить на форум - так не ходите, Вас сюда никто не загонял. А то, что и спецы имеют смутное представление - вне сферы своей специализации - так это нормально. Лишь бы они не начинали считать всех других спецов неумехами в их области.
Что касается Ангары - то несмотря на местами не совсем оптимизированную компоновку, она вполне может стать неплохой ракетой - если бы только ЦиХ не увлекался попилом денег и обеспечил нормальный по затратам уровень производства. А заодно и хороший контроль качества РД-191.
Впоследствии же имхо можно было бы обеспечить переход центрального блока на увеличенный диаметр (до, скажем, 3,6 м) и увеличенную заправку. Или даже 4,1 м и РД-180(2 РД-191) либо водород. И тогда на этой РН можно будет хоть полвека летать. И на НОО, и на ГСО, Луну или дальше.
Хотя, как мне кажется, моноблок все же был бы оптимальнее.
ЦитироватьНе преувеличивайте - компромиссы и неоптимальности присущи АБСОЛЮТНО ЛЮБОЙ РН, начиная с Р-7 и "Юпитер-С" и заканчивая Атласом-5, Дельтой-4, Ангарой... Это непреодолимый закон развития технических систем, и с этих позиций Зенит оптимальнее многих других.
Да, Зенит по оптимальности на 2-м месте после Ангары.
ЦитироватьА конкретная реализация истории полетов той или иной РН определяется уже другими факторами, в том числе политической ситуацией, предпочтениями разработчиков и даже просто случайностями. В эти вещи углубляться имеет смысл разве что из исторического интереса.
История учит, что она ничему не учит. :(
ЦитироватьНи к чему ходить на форум - так не ходите, Вас сюда никто не загонял.
Вы все поняли с точностью до наоборот. :)
ЦитироватьЧто касается Ангары - то несмотря на местами не совсем оптимизированную компоновку, она вполне может стать неплохой ракетой - если бы только ЦиХ не увлекался попилом денег и обеспечил нормальный по затратам уровень производства. А заодно и хороший контроль качества РД-191.
Впоследствии же имхо можно было бы обеспечить переход центрального блока на увеличенный диаметр (до, скажем, 3,6 м) и увеличенную заправку. Или даже 4,1 м и РД-180(2 РД-191) либо водород. И тогда на этой РН можно будет хоть полвека летать. И на НОО, и на ГСО, Луну или дальше.
Хотя, как мне кажется, моноблок все же был бы оптимальнее.
В этом и состоит замысел хруников - ракета постоянно должна требовать доделок и доводки, причем в крупных размерах. С их точки зрения это самый оптимальный оптимум. Пролетать на ней полвека не пожелаю и врагу.
Вопрос об оптимальности непростой. Например, Г.Максимов, член группы тихонравова и один из ведущих проектантов АМС в ОКБ-1, говорил, что "в технике полной оптимальности не бывает, скорее. речь может идти о рациональных решениях" (цитата по памяти, не дословная). Рациональные (научно обоснованные) решения могут отличаться от оптимальных (в строгом математическом смысле слова). Однако, место для оптимизации, как мне кажется есть всегда. Нельзя оптимизировать распределение масс по ступеням? ОК, будем оптимизировать тяговооруженности ступеней и форму трваектории (программу угла тангажа) и т.п.
ЦитироватьЦитироватьНе преувеличивайте - компромиссы и неоптимальности присущи АБСОЛЮТНО ЛЮБОЙ РН, начиная с Р-7 и "Юпитер-С" и заканчивая Атласом-5, Дельтой-4, Ангарой... Это непреодолимый закон развития технических систем, и с этих позиций Зенит оптимальнее многих других.
Да, Зенит по оптимальности на 2-м месте после Ангары.
Оставлю без ответа. Надоело.
ЦитироватьИстория учит, что она ничему не учит. :(
А это уж кого как... :D
ЦитироватьЦитироватьНи к чему ходить на форум - так не ходите, Вас сюда никто не загонял.
Вы все поняли с точностью до наоборот. :)
Я понял оба смысла. Имхо у Вас нередко проявлялись нечеткие формулировки. либо односторонний акцент на что-либо без учета прочих факторов.
ЦитироватьВ этом и состоит замысел хруников - ракета постоянно должна требовать доделок и доводки, причем в крупных размерах. С их точки зрения это самый оптимальный оптимум. Пролетать на ней полвека не пожелаю и врагу.
Как по мне, то если оценивать непредвзято - только концепцию - то Ангара хоть и имеет некоторые неоптимальности, но обеспечивает (я надеюсь) требования ТЗ и имеет возможности дальнейшего развития. На тот момент, когда ее облик формировался, он неплохо соответствовал реалиям времени. Сейчас - уже нет. Но то, что ракета уже требует доделок и доводки - из ее облика не следует. Можно эксплуатировать и так,
если конечно будут обеспечены требования по надежности и себестоимости. Союз вон сколько лет эксплуатируют, а увеличить ЦБ только счас догадались - и то ещё сомневаются.
Впрочем, Ангару защищать у меня тоже никакого желания нет. Можно было сделать эту ракету и получше, я уже говорил. Я тоже никому не желаю летать на ней полвека. Нужно делать новую РН, и лучше моноблок, а на его базе - "лунную" РН на 45-55 т ПГ (а если возможно, то и на 70-75). Мне так кажется.[/b]
ЦитироватьВопрос об оптимальности непростой. Например, Г.Максимов, член группы тихонравова и один из ведущих проектантов АМС в ОКБ-1, говорил, что "в технике полной оптимальности не бывает, скорее. речь может идти о рациональных решениях" (цитата по памяти, не дословная). Рациональные (научно обоснованные) решения могут отличаться от оптимальных (в строгом математическом смысле слова). Однако, место для оптимизации, как мне кажется есть всегда. Нельзя оптимизировать распределение масс по ступеням? ОК, будем оптимизировать тяговооруженности ступеней и форму трваектории (программу угла тангажа) и т.п.
Пожалуй в данном обсуждении рациональность более подходящий термин.
ЦитироватьКак по мне, то если оценивать непредвзято - только концепцию - то Ангара хоть и имеет некоторые неоптимальности, но обеспечивает (я надеюсь) требования ТЗ и имеет возможности дальнейшего развития. На тот момент, когда ее облик формировался, он неплохо соответствовал реалиям времени. Сейчас - уже нет.
И тогда не соответствовал, заменить одним модулем все от Космоса до Протона изначально плохая идея, так же как и идея делать рабочую лошадь на дорогих технологиях.
ЦитироватьНо то, что ракета уже требует доделок и доводки - из ее облика не следует. Можно эксплуатировать и так, если конечно будут обеспечены требования по надежности и себестоимости. Союз вон сколько лет эксплуатируют, а увеличить ЦБ только счас догадались - и то ещё сомневаются.
Ангара ничего не дает по-сравнению с Протоном, кроме переноса пусков на территорию России, зато сложнее и дороже его. Но делать новую ракету только ради этой задачи нецелесообразно, должен быть обеспечен значительный рост ПН, а пока на ГСО только проигрыш. Поэтому либо должен произойти застой в развитии спутников, либо Ангару придется развивать.
ЦитироватьАнгара ничего не дает по-сравнению с Протоном, .
А не дешевле ли было просто заправлять Протон керосином и кислородом? То есть модернизировать его не меняя основного "железа" (ступеней), поменять движки на керосиновые на РД-180 и вперед
Выгода очевидна, стартовый стол тот-же.
ЦитироватьА не дешевле ли было просто заправлять Протон керосином и кислородом? То есть модернизировать его не меняя основного "железа" (ступеней), поменять движки на керосиновые на РД-180 и вперед
Выгода очевидна, стартовый стол тот-же.
Да было тут уже много предложений "керосинового Протона", в основном на НК-33. Старт под другие компоненты переделать все равно придется, но он во многом был бы оптимальнее Ангары.
Я не относительно конкретно Ангары, а вообще. Что плохого в том, что ракету будут развивать. Ну сделают идеальную во всех отношениях хорошую ракету. Больше инженерам делать нечего, небольшой авторский надзор. Новую ракету, правда пока не заказывают, так и лепота, можно такую кучу народа уволить, народные средствА сэкономить. Только вот когда эта новая ракета понадобится, оказывается, что коллективов, способных выполнить эту задачу, нет ...
Тут все про попил средств плачутся. А попил и идет от того, что в соответствующие года на инженерах экономили. Где они теперь???
Ангару теперь уже надо доделывать, судьба ее такая. То, что ее можно совершенствовать, и очень сильно совершенствовать, это ее огромный плюс. Инженеры будут продолжать работать, и между прочим деньги зарабатывать, а работоспособный коллектив будет сохраняться. В нужные моменты ракета будет доводиться под возникающие требования с малыми затратами (совершенствовать, это не разрабатывать заново).
Да, можно было идти и другим путем, но пошли этим. Возврат сейчас приведет только к несравненно большим потерям. Слезы лить поздно, надо доделывать и искать пути развития. Уже то, что коллектив сохранился и в условиях практически полностью отсутствующего финансирования сделал ракету, надо уважать. Вы бы наверно за бесплатно сделали больше, но почему то не сделали... А рассуждать умеют все.
Поздравим создателей АНГАРЫ с Новым годом и пожелаем им набираться опыта в разработке и развитии техники, за которую не будет стыдно. УРРРАА!!! :D :D :D
ЦитироватьЦитироватьА не дешевле ли было просто заправлять Протон керосином и кислородом? То есть модернизировать его не меняя основного "железа" (ступеней), поменять движки на керосиновые на РД-180 и вперед
Выгода очевидна, стартовый стол тот-же.
Да было тут уже много предложений "керосинового Протона", в основном на НК-33. Старт под другие компоненты переделать все равно придется, но он во многом был бы оптимальнее Ангары.
Не сказал бы. Боковухи (баки имею ввиду) переделываем - раз. Двигатель в любом случае новый - два. Ракета получается с характеристиками как у Протона, только уже с криогеном - три. Как ни как ракета остается за пределами России - четыре. Модернизировать ракету практически некуда - пять (если что, то все равно новую надо проектировать, под новый стол при этом).
Ну и где очевидные выгоды???
ЦитироватьНе сказал бы. Боковухи (баки имею ввиду) переделываем - раз. Двигатель в любом случае новый - два. Ракета получается с характеристиками как у Протона, только уже с криогеном - три. Как ни как ракета остается за пределами России - четыре. Модернизировать ракету практически некуда - пять (если что, то все равно новую надо проектировать, под новый стол при этом).
Ну и где очевидные выгоды???
Боковухи заливаем керосином, а для кислорода в центральной ступене место выделим
ЦитироватьНе сказал бы. Боковухи (баки имею ввиду) переделываем - раз. Двигатель в любом случае новый - два.
Да всю ракету придется переделывать, кто же спорит, однако баки можно делать на том же оборудовании. НК-33 и НК-31 уже давно не новые.
ЦитироватьРакета получается с характеристиками как у Протона, только уже с криогеном - три.
Характеристики получаются лучше Протона и Ангары при более простых и надежных двигателях.
ЦитироватьКак ни как ракета остается за пределами России - четыре.
Для Ангары значит можно в России старт делать, а для керосинового Протона - нельзя? :wink:
ЦитироватьМодернизировать ракету практически некуда - пять (если что, то все равно новую надо проектировать, под новый стол при этом).
Водородом, как и Ангару, но - позже. Да и НК-33 форсируется получше РД-191.
ЦитироватьНу и где очевидные выгоды???
Везде. Но лучше полностью новая ракета.
ЦитироватьЯ не относительно конкретно Ангары, а вообще. Что плохого в том, что ракету будут развивать. Ну сделают идеальную во всех отношениях хорошую ракету. Больше инженерам делать нечего, небольшой авторский надзор. Новую ракету, правда пока не заказывают, так и лепота, можно такую кучу народа уволить, народные средствА сэкономить. Только вот когда эта новая ракета понадобится, оказывается, что коллективов, способных выполнить эту задачу, нет ...
Тут все про попил средств плачутся. А попил и идет от того, что в соответствующие года на инженерах экономили. Где они теперь???
Ангару теперь уже надо доделывать, судьба ее такая. То, что ее можно совершенствовать, и очень сильно совершенствовать, это ее огромный плюс. Инженеры будут продолжать работать, и между прочим деньги зарабатывать, а работоспособный коллектив будет сохраняться. В нужные моменты ракета будет доводиться под возникающие требования с малыми затратами (совершенствовать, это не разрабатывать заново).
Да, можно было идти и другим путем, но пошли этим. Возврат сейчас приведет только к несравненно большим потерям. Слезы лить поздно, надо доделывать и искать пути развития. Уже то, что коллектив сохранился и в условиях практически полностью отсутствующего финансирования сделал ракету, надо уважать. Вы бы наверно за бесплатно сделали больше, но почему то не сделали... А рассуждать умеют все.
Было уже это все, только в теме про Ангару. Вот возьмум вашу логику на вооружение, например, хлебопеки, и будут хлеб делать из воды и картошки. А вы его грызите лет десять, пока они "учатся".
ЦитироватьЦитироватьНе сказал бы. Боковухи (баки имею ввиду) переделываем - раз. Двигатель в любом случае новый - два.
Да всю ракету придется переделывать, кто же спорит, однако баки можно делать на том же оборудовании. НК-33 и НК-31 уже давно не новые.
ЦитироватьРакета получается с характеристиками как у Протона, только уже с криогеном - три.
Характеристики получаются лучше Протона и Ангары при более простых и надежных двигателях.
ЦитироватьКак ни как ракета остается за пределами России - четыре.
Для Ангары значит можно в России старт делать, а для керосинового Протона - нельзя? :wink:
ЦитироватьМодернизировать ракету практически некуда - пять (если что, то все равно новую надо проектировать, под новый стол при этом).
Водородом, как и Ангару, но - позже. Да и НК-33 форсируется получше РД-191.
ЦитироватьНу и где очевидные выгоды???
Везде. Но лучше полностью новая ракета.
Кроме оснасстки на диаметр в 4,1 м (еще не знаю, как металл кислород криогенный терпеть будет), все остальные Ваши доводы превращают Протон в другую ракету. Может внешне она и будет напоминать Протон, но другая и стоимость разработки ее будет на проценты меньше, чем с нуля. Это на бумаге легко, навесил другие баки, вставил другие двигатели, посчитал по Ратману и полетел.
Может новый носитель и возможен лучше Протона и Ангары, но поезд давно-давно ушел.
Ангара, в том виде, как есть, конечно не ах. Но на основе ее решений, меняя диаметр ЦБ, применяя водород, меняя количество и длины боковых блоков, меняя и форсируя двигатели мы можем довольно сильно отойти от первоначального варианта. По своим потенциальным возможностям Ангара сильно превышает возможности Семерки. Семерка тоже в конце пятидесятых была далеко от совершенства, но все ее американские конкуренты того времени уже почили в бозе, а Семерка еще живет и думает жить дальше. Для Ангары далеко еще не вечер. Поживем - посмотрим. Пусть полетит для начала.
ЦитироватьКроме оснасстки на диаметр в 4,1 м (еще не знаю, как металл кислород криогенный терпеть будет), все остальные Ваши доводы превращают Протон в другую ракету. Может внешне она и будет напоминать Протон, но другая и стоимость разработки ее будет на проценты меньше, чем с нуля. Это на бумаге легко, навесил другие баки, вставил другие двигатели, посчитал по Ратману и полетел.
Это просто название условное, а что ракета другая, никто не спорит. Однако не более другая, чем Ангара.
ЦитироватьМожет новый носитель и возможен лучше Протона и Ангары, но поезд давно-давно ушел.
Теперь может и ушел, но про все это говорилось, когда поезд только собирались делать, а не то что отправлять.
ЦитироватьАнгара, в том виде, как есть, конечно не ах. Но на основе ее решений, меняя диаметр ЦБ, применяя водород, меняя количество и длины боковых блоков, меняя и форсируя двигатели мы можем довольно сильно отойти от первоначального варианта. По своим потенциальным возможностям Ангара сильно превышает возможности Семерки. Семерка тоже в конце пятидесятых была далеко от совершенства, но все ее американские конкуренты того времени уже почили в бозе, а Семерка еще живет и думает жить дальше. Для Ангары далеко еще не вечер. Поживем - посмотрим. Пусть полетит для начала.
Семерка позволила увеличить выводимую ПН с нуля до полутора тонн, а потом до семи без особых изменений пакета. Будь наш заряд полегче, и она давно б почила. Но так, чтобы новая ракета по ПН изначально была хуже старой и ее требовалось дотягивать до уровня старой - это нонсенс.
ЦитироватьМожет новый носитель и возможен лучше Протона и Ангары, но поезд давно-давно ушел.
Поэтому проектирование 20-ти тонников стоит прекратить и заняться проектированием 40-ка тонных носителей, с прицелом на пилотируемую программу. Если при этом можно будет получить из основного носителя более легкие на основе "технологической унификации", то замечательно :)
ЦитироватьАнгара, в том виде, как есть, конечно не ах. Но на основе ее решений, меняя диаметр ЦБ, .
А можно ли менять диаметр ЦБ, не придетя ли для этого новый стартовый стол делать?
Для Ангары 5-7, более логичной стать мне кажется есть только один выход:
Боковые блоки пусть останутся почти как задуманы, а центральный пусть содержит только бак с кислородом на всю длину, а керосин поместить наверх в 4-х метровом баке. Трубопровод от него бросить прямо между блоками. Внешне такой кальмарчик получится: сверху голова и много-много ножек.
В варианте Ангара-Кальмар-7, очень даже грузоподъемная штучка получится.
ЦитироватьДля Ангары 5-7, более логичной стать мне кажется есть только один выход:
Боковые блоки пусть останутся почти как задуманы, а центральный пусть содержит только бак с кислородом на всю длину, а керосин поместить наверх в 4-х метровом баке. Трубопровод от него бросить прямо между блоками. Внешне такой кальмарчик получится: сверху голова и много-много ножек.
В варианте Ангара-Кальмар-7, очень даже грузоподъемная штучка получится.
Учитывая, что УРМы имеют диаметр по 2.90м, то 4м не накроют 2.9х3=8.7м Кальмара не получается
Тогда уж лучше не трогать УРМы, а поставить на них 9 метрового диаметра водородную ступень, это куда разумней, чем непонятно зачем керосин поднимать
Этот вариант Кальмара может быть в дополнение, как самый тяжелый носитель запускаемый со старта Ангары, с минимальной её доработкой.
То что верхний бак не перекрывает полностью все нижние блоки, то от этого пострадает только прямое сходство, ну пусть наш кальмарчик будет с мелкой головой, ну или с толстыми ногами, с точки зрения дизайна к этому можно привыкнуть.
Можно было бы керосиновый бак сделать ещё толще, но тогда с завода будет возить не ловко. И так по верх 4-х метрового бака прекрасно встанет достойный разгонный блок, и крупногабаритный обтекатель для серьезного ПГ.
На Дельту-3 похоже... 8)
Хех! Опять на "Ангару" скатились! :twisted: Ну, что за народ :(
ЦитироватьХех! Опять на "Ангару" скатились! :twisted: Ну, что за народ :(
Так ведь самая больная тема последних лет!
С Новым годом!!!
Пока только на неё тратит, хоть какие то чуть-чуть реальные КОПЕЙКИ, вот наш народ хоть примитивным советом, да пытается подержаться за ту пилу, какой их пилят.
ЦитироватьХех! Опять на "Ангару" скатились! :twisted: Ну, что за народ :(
Ничего удивительного. Ангара - продолжатель идей Зенита в самом худшем их виде.
ЦитироватьЦитироватьХех! Опять на "Ангару" скатились! :twisted: Ну, что за народ :(
Ничего удивительного. Ангара - продолжатель идей Зенита в самом худшем их виде.
Ну, Зенит - это РАКЕТА! Не то что Ангара, и сравнивать нечего!
Да вообще то хватит про нашу устаревшую существующую, уже устаревшую строящуюся и ихнюю передовую.
Ихневой передовой я вообще не вижу. Где она: Шаттл? Может быть Арес??? Или Шеньжоу, повторяющий 60-е наши и американские. А где наше устаревшее???
Если разобраться непредвзято, не посыпая голову пеплом, то все новое было сделано ко второй половине 60-х годов прошлого века. С тех пор идет только малюсенькое совершенствование, по большей части касающееся электроники в системах управления (в данном случае, по теме, речь моя только о носителях). Весь Мир с прошлого века летает на химических ракетах!!! На этом старье!!! Все мировое новье почти ни чем не отличается от Семерки и Авангарда. Все, что можно было вытянуть из этих ракет, вытянули еще тогда. Идут только бесконечные толки о многоразовости и ВКС. Но ни кто их не делает, т.к. на химии эти системы сейчас едва ли могут сравняться с одноразовыми ракетами. А скорее всего будут дороже и менее надежны. Слава Богу опыт проектирования таких систем велик и пока кончился везде одинаково.
Тут предлагают бросить все и переключаться на 40-тонник. Ну и чем он будет лучше, почему он вдруг будет не изначально устаревшим? Двигатели то те же. Ракета, она и в Африке ракета. Ракета или летает, или не летает.(я имею ввиду не только факт полета, но и как часто, как долго и как надежно) Летает - значит хорошая.
Переделывать Протон. Да его дешевизна держится только на советском заделе. Сделайте его керосиновым и он окажется по всем показателям ни чуть не лучше западных аналогов, включая и стоимость. Ангара здесь не хуже ни лучше. Ну по любой схеме ракета будет сейчас стоить уже дорого. Хоть вы там тандем возьмите, хоть пакет, хоть 10 т, хоть 16, хоть 40, хоть что угодно, но стоимость выведения груза на орбиту будет примерно одинаковой. Ну хотят инженеры, рабочие и пусковики иметь человеческую зарплату.
Почему от Протона уходим? Ну сделали его на вонючке, потому и уходим. Придется его менять. А на Ангару, или что другое, так это почти без разницы. Нужен пример, почитайте форум. Сколько было предложений на замену??? На любое предложение вагон доводов, почему оно плохое :D :D :D Все эти предложения, профессионалов и любителей ни чуть не лучше Ангары, потому, что все это химия и Циолковский со своей формулой.
Чего жаль, так только то, что у нас не любят водород. Но и тут не все так просто. Это только кажется легко, заменил верхнюю ступень на водородную, и сразу ракета стала в два раза больше выводить при непонятно какой стоимости полета. Конечно, ракеты на водороде во всем мире летают. Но отличается ли стоимость выведения на них в лучшую сторону??? Зато сразу появляется водородная инфраструктура, меняются требования по надежности систем, при той же стартовой массе и той же первой ступени меняются поля выпадения ступеней. Ракета вроде та, да уже другая. И все равно химия.
Так вот, я повторяю: не надо паники, не надо посыпать голову пеплом. Мы не делаем какую то сверхплохую ракету. Ни где в мире не делают какую то сверххорошую ракету. Уровень везде примерно одинаковый - химический. Ни какая фирма ни при каких обстоятельствах сейчас не сделает ракету, которая была бы на голову лучше всех имеющихся (не пятидесятые годы). Только и всего.
Т.ч. я хочу заслуженно поздравить с НОВЫМ ГОДОМ всех инженеров, конструкторов, эксплуатационщиков и нас, любителей ракетной техники! УРРРААА!!! :D
Чувствует народ, что что-то не то - всегда наши ракеты были лучшими в мире, а тут появляется какое-то удолбище - "да не может такого быть!" Может, может. Ну конечно, кому нравится, может заниматься самоуспокоением, прикрываясь химическими двигателями и формулой Циолковского, но реальность от этого не изменится.
ЦитироватьЧувствует народ, что что-то не то - всегда наши ракеты были лучшими в мире, а тут появляется какое-то удолбище - "да не может такого быть!" Может, может. Ну конечно, кому нравится, может заниматься самоуспокоением, прикрываясь химическими двигателями и формулой Циолковского, но реальность от этого не изменится.
ООО! Уже формулой Циолковского прикрываться стало зазорным. А Вы мне назовите ракету, за которую сейчас было бы не стыдно. Может быть это то удолбище, которое сейчас амеры из ускорителя Шаттла делают??? :D
А мне нравится, быстро, остроумно, из подручного материала. По идее несколько часов для подготовки пуска! :D
ЦитироватьА мне нравится, быстро, остроумно, из подручного материала. По идее несколько часов для подготовки пуска! :D
Это где из подручного материала? В Аресе? Там ничего готового нет: СТУ - 5-тисегментные с совершенно иным профилем заряда, только диаметр от Шаттла. Что еще? Вторая ступень совсем новая, даже J-2X мало похож на своего предка, к тому же разрабатывается в двух существенно отличающихся вариантах - для Арес-1 и Арес-5.
Учитывая проблемы с жесткостью, прочностью и дефицитом массы, будет очередная "кака", причем "кака" с длительным сроком разработки и доводки. В общем, в сравнении с Аресом-1 , Ангшара - это конфетка!
Оно конечно, гравицапе плевать на формулу Циолковского, но вот в чем проблема, законы природы не обманишь. Поэтому пока способ передвижения будет реактивный, будете пользоваться формулой Циолковского, и все ракеты будут похожи друг на друга. С наступающим :wink:
ЦитироватьЦитироватьА мне нравится, быстро, остроумно, из подручного материала. По идее несколько часов для подготовки пуска! :D
Это где из подручного материала? В Аресе? Там ничего готового нет: СТУ - 5-тисегментные с совершенно иным профилем заряда, только диаметр от Шаттла. Что еще? Вторая ступень совсем новая, даже J-2X мало похож на своего предка, к тому же разрабатывается в двух существенно отличающихся вариантах - для Арес-1 и Арес-5.
Учитывая проблемы с жесткостью, прочностью и дефицитом массы, будет очередная "кака", причем "кака" с длительным сроком разработки и доводки. В общем, в сравнении с Аресом-1 , Ангшара - это конфетка!
Thiokol ведь работает :)
ЦитироватьThiokol ведь работает :)
На нас? :wink:
ЦитироватьЦитироватьЧувствует народ, что что-то не то - всегда наши ракеты были лучшими в мире, а тут появляется какое-то удолбище - "да не может такого быть!" Может, может. Ну конечно, кому нравится, может заниматься самоуспокоением, прикрываясь химическими двигателями и формулой Циолковского, но реальность от этого не изменится.
ООО! Уже формулой Циолковского прикрываться стало зазорным. А Вы мне назовите ракету, за которую сейчас было бы не стыдно. Может быть это то удолбище, которое сейчас амеры из ускорителя Шаттла делают??? :D
Арес-1 - не спорю, удо. редкое. А Атлас-5 ?
Вообще-то, Ангара не так уж плоха. Я попробовал прикинуть, что даст использование нормального пакета против схемы Ангары. Получилось следующее - заявленная ПН Ангары - 24 тонны. Посчитал - можно подобрать такой вариант развесовки, что да, получается 23,8 тонны при 35 тоннах третьей ступени. При этом эффективная масса второй ступени получается 168 тонн, а первой - 110 (то бишь на участке работы 1 ступени экономится порядка 40 тонн топлива - похоже на правду).
Потом я посчитал пакет с той же стартовой массой. Получилось, что оптимальная заливка 3 ступени 70 тонн, 2 - 260, и 1 - 90 тонн. Но ПН при этом выросла всего на 2 тонны - до 26 тонн. Т.е примерно на 8%. Френир уверяет, что при использовании на центре блока с диаметром 4.1 себестоимость баков растет на 20%, а всей РН в целом - на 10%. Т.е. увеличение ПН не окупается.
С другой стороны, ТАКОЙ пакет проще форсировать водородной третьей ступенью. Но и Ангару можно отлично форсировать применив концепцию жесткого пакета - т.е. просто собрать 1 ступень из нужного числа жестко связанных УРМ, без деления их на 1 и 2 ступени, а поверх - водород.
Так что посмотрим что у Хруничева получится. Потому как ежели нормально получится - вторую ступень с диаметром 4.1 всегда можно изобразить. Укоротить баки на 30% - тоже.
ЦитироватьВообще-то, Ангара не так уж плоха. Я попробовал прикинуть, что даст использование нормального пакета против схемы Ангары. Получилось следующее - заявленная ПН Ангары - 24 тонны. Посчитал - можно подобрать такой вариант развесовки, что да, получается 23,8 тонны при 35 тоннах третьей ступени. При этом эффективная масса второй ступени получается 168 тонн, а первой - 110 (то бишь на участке работы 1 ступени экономится порядка 40 тонн топлива - похоже на правду).
Потом я посчитал пакет с той же стартовой массой. Получилось, что оптимальная заливка 3 ступени 70 тонн[/size], 2 - 260, и 1 - 90 тонн. Но ПН при этом выросла всего на 2 тонны - до 26 тонн.
Это при каких условиях оптимальная заправка 3-й ступени аж 70 тонн составляет? :shock:
А сколько? Она на Протоне составляет 50 тонн, а тут носитель не 3, а 2.5 ступенчатый. На Союзе - 25 тонн, да? Притом, что Протон в 2.25 раза тяжелее. Т.е. на Союзе размеренности Протона было бы порядка 60 тонн. Притом, что 70 тонн - это вершина оптимизации, и 60, и 80 тонн дают ненамного меньшую цифру мюПН.
ЦитироватьЦитироватьВообще-то, Ангара не так уж плоха. Я попробовал прикинуть, что даст использование нормального пакета против схемы Ангары. Получилось следующее - заявленная ПН Ангары - 24 тонны. Посчитал - можно подобрать такой вариант развесовки, что да, получается 23,8 тонны при 35 тоннах третьей ступени. При этом эффективная масса второй ступени получается 168 тонн, а первой - 110 (то бишь на участке работы 1 ступени экономится порядка 40 тонн топлива - похоже на правду).
Потом я посчитал пакет с той же стартовой массой. Получилось, что оптимальная заливка 3 ступени 70 тонн[/size], 2 - 260, и 1 - 90 тонн. Но ПН при этом выросла всего на 2 тонны - до 26 тонн.
Это при каких условиях оптимальная заправка 3-й ступени аж 70 тонн составляет? :shock:
Ну дык долго ли - берётся Эксельчик, фиксированная ХС, 9000 - всем поровну, формула КЭЦ - и вперёд :D
Но я ТАК никогда не считаю - фонарь это...
ЦитироватьДля Ангары 5-7, более логичной стать мне кажется есть только один выход:
Боковые блоки пусть останутся почти как задуманы, а центральный пусть содержит только бак с кислородом на всю длину, а керосин поместить наверх в 4-х метровом баке. Трубопровод от него бросить прямо между блоками. Внешне такой кальмарчик получится: сверху голова и много-много ножек.
Красивая идея :)
ЦитироватьА сколько? Она на Протоне составляет 50 тонн, а тут носитель не 3, а 2.5 ступенчатый. На Союзе - 25 тонн, да? Притом, что Протон в 2.25 раза тяжелее. Т.е. на Союзе размеренности Протона было бы порядка 60 тонн. Притом, что 70 тонн - это вершина оптимизации, и 60, и 80 тонн дают ненамного меньшую цифру мюПН.
По расчетам выходит, что оптимальная (по максимуму мюПН) заправка 3-й ступени - от 30 до 37 т, в зависимости от ряда ограничений на проектные параметры.
ЦитироватьПо расчетам выходит, что оптимальная (по максимуму мюПН) заправка 3-й ступени - от 30 до 37 т, в зависимости от ряда ограничений на проектные параметры.
Хорошо, что создатели Союза и Протона этим не руководствовались. Хотя, конечно, если поектировать нормальный пакет по заветам Ангары с двигателем 3-й ступени от ракеты среднего класса, можно и не такое получить.
ЦитироватьЦитироватьПо расчетам выходит, что оптимальная (по максимуму мюПН) заправка 3-й ступени - от 30 до 37 т, в зависимости от ряда ограничений на проектные параметры.
Хорошо, что создатели Союза и Протона этим не руководствовались. Хотя, конечно, если поектировать нормальный пакет по заветам Ангары с двигателем 3-й ступени от ракеты среднего класса, можно и не такое получить.
Хм, не в этом дело. Точнее, дело в том, что для выбранной стартовой массы 773 т и тяговооруженности 1,27, размерность и тяга оптимальной 3-й ступени примерно соответствует параметрам УРМ-2.
Оптимальная именно для схемы Ангары? Т.е. для блоков с одинаковыми двигателями? Тогда согласен - центральный двигатель больше не вытянет. Если бы там был двигатель помощнее на ЦБ (скажем, на ББ - НК-33, а на ЦБ - РД-191, он же дает УВТ всей ракеты), то масса оптимальной ступени подросла бы тонн до 50 как минимум. А были бы там 2 НК-33 (плюс 2-6 в псевдосоюзовских боковушках) - то как раз 70 тонн было бы. Может даже и побольше несколько.
ЦитироватьОптимальная именно для схемы Ангары? Т.е. для блоков с одинаковыми двигателями? Тогда согласен - центральный двигатель больше не вытянет. Если бы там был двигатель помощнее на ЦБ (скажем, на ББ - НК-33, а на ЦБ - РД-191, он же дает УВТ всей ракеты), то масса оптимальной ступени подросла бы тонн до 50 как минимум. А были бы там 2 НК-33 (плюс 2-6 в псевдосоюзовских боковушках) - то как раз 70 тонн было бы. Может даже и побольше несколько.
Тут такая "бяка". Если на центре стоит такой же РД-191, что и на ББ, то оптимальная заправка 3-й ступени 37 т с хвостиком, заправка блока 2-й ступени 206т, заправка одного ББ 109 т с небольшим. Оптимальная тяга 3-й ступени 46 тс.
Если снять ограничение на тягу ЖРД ЦБ, то тяга 3-й ступени станет 48 тс, заправка около 30 т, заправка ЦБ 169 т тяга ЦБ 144 тс в пустоте, заправка ББ 120,6 т. Все расчеты, конечно, в пределах точности спредшита и экселовского солвера. Кстати, в первом варианте масса ПГ 28,2т, а во втором 27,3 :D
ЦитироватьХм, не в этом дело. Точнее, дело в том, что для выбранной стартовой массы 773 т и тяговооруженности 1,27, размерность и тяга оптимальной 3-й ступени примерно соответствует параметрам УРМ-2.
Неужели уменьшение стартовой тяговооруженности съедает весь выигрыш от увеличения третьей ступени до такого же соотношения с нижними, как на Союзе или Протоне?
ЦитироватьЦитироватьХм, не в этом дело. Точнее, дело в том, что для выбранной стартовой массы 773 т и тяговооруженности 1,27, размерность и тяга оптимальной 3-й ступени примерно соответствует параметрам УРМ-2.
Неужели уменьшение стартовой тяговооруженности съедает весь выигрыш от увеличения третьей ступени до такого же соотношения с нижними, как на Союзе или Протоне?
На Союзе масса 3-й ступени неоптимально по критерию мюПГ.
ЦитироватьЦитироватьОптимальная именно для схемы Ангары? Т.е. для блоков с одинаковыми двигателями? Тогда согласен - центральный двигатель больше не вытянет. Если бы там был двигатель помощнее на ЦБ (скажем, на ББ - НК-33, а на ЦБ - РД-191, он же дает УВТ всей ракеты), то масса оптимальной ступени подросла бы тонн до 50 как минимум. А были бы там 2 НК-33 (плюс 2-6 в псевдосоюзовских боковушках) - то как раз 70 тонн было бы. Может даже и побольше несколько.
Тут такая "бяка". Если на центре стоит такой же РД-191, что и на ББ, то оптимальная заправка 3-й ступени 37 т с хвостиком, заправка блока 2-й ступени 206т, заправка одного ББ 109 т с небольшим. Оптимальная тяга 3-й ступени 46 тс.
Если снять ограничение на тягу ЖРД ЦБ, то тяга 3-й ступени станет 48 тс, заправка около 30 т, заправка ЦБ 169 т тяга ЦБ 144 тс в пустоте, заправка ББ 120,6 т. Все расчеты, конечно, в пределах точности спредшита и экселовского солвера. Кстати, в первом варианте масса ПГ 28,2т, а во втором 27,3 :D
Получается, что оптимальным двигателем для третьей ступени является не РД-0124, а НК-31-39?
ЦитироватьЦитироватьОптимальная именно для схемы Ангары? Т.е. для блоков с одинаковыми двигателями? Тогда согласен - центральный двигатель больше не вытянет. Если бы там был двигатель помощнее на ЦБ (скажем, на ББ - НК-33, а на ЦБ - РД-191, он же дает УВТ всей ракеты), то масса оптимальной ступени подросла бы тонн до 50 как минимум. А были бы там 2 НК-33 (плюс 2-6 в псевдосоюзовских боковушках) - то как раз 70 тонн было бы. Может даже и побольше несколько.
Тут такая "бяка". Если на центре стоит такой же РД-191, что и на ББ, то оптимальная заправка 3-й ступени 37 т с хвостиком, заправка блока 2-й ступени 206т, заправка одного ББ 109 т с небольшим. Оптимальная тяга 3-й ступени 46 тс.
Если снять ограничение на тягу ЖРД ЦБ, то тяга 3-й ступени станет 48 тс, заправка около 30 т, заправка ЦБ 169 т тяга ЦБ 144 тс в пустоте, заправка ББ 120,6 т. Все расчеты, конечно, в пределах точности спредшита и экселовского солвера. Кстати, в первом варианте масса ПГ 28,2т, а во втором 27,3 :D
Значит расчёт не самый правильный.... больше свободных параметров и получается не только не лучше, а хуже :wink:
ЦитироватьНа Союзе масса 3-й ступени неоптимально по критерию мюПГ.
Для 3-й ступени это не актуально, важнее выжать максимум ПН при заданных нижних ступенях. А на Протоне как с оптимальностью? :wink:
ЦитироватьЗначит расчёт не самый правильный.... больше свободных параметров и получается не только не лучше, а хуже :wink:
Схема Союза может проиграть схеме Ангары только у хруников. Я не удивлюсь, если у вас и 3-х ступенчатый тандем ей "проиграет".
ЦитироватьЦитироватьЗначит расчёт не самый правильный.... больше свободных параметров и получается не только не лучше, а хуже :wink:
Схема Союза может проиграть схеме Ангары только у хруников. Я не удивлюсь, если у вас и 3-х ступенчатый тандем ей "проиграет".
Я это даже обсуждать не буду!
Я сказал что было тут расчитано 2 варианта по оптимуму, где результаты странноватые.
ЦитироватьЗначит расчёт не самый правильный.... больше свободных параметров и получается не только не лучше, а хуже :wink:
Абсолютно справедливо. Сейчас около часа пересчитывал. Действительно, солвер "не отловил" оптимума, екоторый при моих исходных данных соответствует отношению тяги ЦБ к стартовой тяге РН в районе 0,32-0,33 (ПГ "вылазит" в этом случае за 28 т) :wink:
Но все равно, заправка третьей ступени никак не 70 т. :D
Да, а тяговооруженность повыше (где-то в районе 1,4-1,5) Ангаре -5 не помешала бы :roll:
ЦитироватьПолучается, что оптимальным двигателем для третьей ступени является не РД-0124, а НК-31-39?
Да, но выигрыш в массе ПГ был бы очень не большой (а может быть и почти нулевой, с учетом более низкого УИ и более высокой массы НК-31-39).
И ещё с возобновлением производства париться. :(
(http://i049.radikal.ru/0801/87/ef9972c1b95a.jpg)
Насчёт высокой массы можно спорить. У РД-0124 масса 500 кг при тяге 30т. Рд-0124 хорош именно для Союза поскольку позволяет иметь две модификации блока И с минимальными отличиями.
Тут вот какое дело: у НК-31 можно повысить давление до 150-160 атм, а значит увеличить тягу и УИ. Кроме того у него сопло цельнометаллическое, а можно поставить раздвижной сопловый насадок из УУ-композита. Тут можно и по массе и по УИ отыграть. :wink:
Только хруникам это не нужно. :(
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/233/nk-39k-1.jpg)
Берём НК-39К, ставим на него раздвижной сопловый насадок и узел качания от НК-31, а затем форсируем по тяге и увеличиваем УИ за счёт увеличения давления в КС. :wink:
:wink:
Цитировать(http://i049.radikal.ru/0801/87/ef9972c1b95a.jpg)
Насчёт высокой массы можно спорить. У РД-0124 масса 500 кг при тяге 30т. Рд-0124 хорош именно для Союза поскольку позволяет иметь две модификации блока И с минимальными отличиями.
Тут вот какое дело: у НК-31 можно повысить давление до 150-160 атм, а значит увеличить тягу и УИ. Кроме того у него сопло цельнометаллическое, а можно поставить раздвижной сопловый насадок из УУ-композита. Тут можно и по массе и по УИ отыграть. :wink:
Только хруникам это не нужно. :(
Он ещё и подлиннее.... а сопловой насадок и на РД-0124 ставится без проблем :wink:
Цитировать(http://i049.radikal.ru/0801/87/ef9972c1b95a.jpg)
Насчёт высокой массы можно спорить. У РД-0124 масса 500 кг при тяге 30т. Рд-0124 хорош именно для Союза поскольку позволяет иметь две модификации блока И с минимальными отличиями.
Тут вот какое дело: у НК-31 можно повысить давление до 150-160 атм, а значит увеличить тягу и УИ. Кроме того у него сопло цельнометаллическое, а можно поставить раздвижной сопловый насадок из УУ-композита. Тут можно и по массе и по УИ отыграть. :wink:
Только хруникам это не нужно. :(
Он ещё и подлиннее.... а сопловой насадок и на РД-0124 ставится без проблем :wink:
ЦитироватьОн ещё и подлиннее.... а сопловой насадок и на РД-0124 ставится без проблем :wink:
На Ангаре разве РД-0124 однокамерный?
ЦитироватьЦитироватьОн ещё и подлиннее.... а сопловой насадок и на РД-0124 ставится без проблем :wink:
На Ангаре разве РД-0124 однокамерный?
нет конечно.... но сопловой насадок можно применить
Цитироватьнет конечно.... но сопловой насадок можно применить
Тогда при его установке будут проблемы.
А они КС ломиками пошире раздвинут и хоккей. :wink:
Не будет никаких проблем!
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/3stage_corot.jpg)
А они ещё и качаются!!! :wink:
ЦитироватьНе будет никаких проблем!
А газоводы сами удлинятся?
ЦитироватьЦитироватьНе будет никаких проблем!
А газоводы сами удлинятся?
А газоводы зачем удлинять? :shock:
ЦитироватьИ ещё с возобновлением производства париться. :(
Ну, вот и прикинул. При замене РД-0124 на НК-31 на Ангаре-5 масса ПГ увеличится примерно на 90 кг. И это, скорее, верхний предел. Ведь придется удлинять (т.е. утяжелять) межступенчатый отсек, вводить сопла крена (если их нет в составе "готового" НК-31) и т.п.
ЦитироватьЦитироватьИ ещё с возобновлением производства париться. :(
Ну, вот и прикинул. При замене РД-0124 на НК-31 на Ангаре-5 масса ПГ увеличится примерно на 90 кг. И это, скорее, верхний предел. Ведь придется удлинять (т.е. утяжелять) межступенчатый отсек, вводить сопла крена (если их нет в составе "готового" НК-31) и т.п.
И ЗКМ увеличатся :wink:
ЦитироватьА газоводы зачем удлинять? :shock:
Чтобы камеры раздвинуть.
ЦитироватьЦитироватьА газоводы зачем удлинять? :shock:
Чтобы камеры раздвинуть.
Ну, у РД-0124 УИ существенно выше, чем у НК-31, поэтому насадки, если и потребуются, то не очень большие (и по длине и по диаметру), так что безударность качания камер, думаю, можно обеспечить и без их раздвижения (тем более, что потребные углы отклонения камер на АУТ 3 ст. весьма невелики).
ЦитироватьНу, у РД-0124 УИ существенно выше, чем у НК-31, поэтому насадки, если и потребуются, то не очень большие (и по длине и по диаметру), так что безударность качания камер, думаю, можно обеспечить и без их раздвижения (тем более, что потребные углы отклонения камер на АУТ 3 ст. весьма невелики).
С маленькими насадками вряд ли есть смысл возиться.
ЦитироватьЦитироватьНу, у РД-0124 УИ существенно выше, чем у НК-31, поэтому насадки, если и потребуются, то не очень большие (и по длине и по диаметру), так что безударность качания камер, думаю, можно обеспечить и без их раздвижения (тем более, что потребные углы отклонения камер на АУТ 3 ст. весьма невелики).
С маленькими насадками вряд ли есть смысл возиться.
Ну, тогда РД-0124 можно "укоротить", снабдив выдвижным насадком из "углерод-углерода". Пусть выигрыш в УИ будет мизерным, но можно выиграть в габаритах переходника и хвостового отсека, и возможно немного в массе самого ЖРД.
ЦитироватьНу, тогда РД-0124 можно "укоротить", снабдив выдвижным насадком из "углерод-углерода". Пусть выигрыш в УИ будет мизерным, но можно выиграть в габаритах переходника и хвостового отсека, и возможно немного в массе самого ЖРД.
И проиграть в надежности, а четырехкамерник и сам по себе достаточно компактен. РД-0124 и так вершина керосинового двигателестроения, так что лучше не мешать машине работать :)
ЦитироватьЦитироватьНу, тогда РД-0124 можно "укоротить", снабдив выдвижным насадком из "углерод-углерода". Пусть выигрыш в УИ будет мизерным, но можно выиграть в габаритах переходника и хвостового отсека, и возможно немного в массе самого ЖРД.
И проиграть в надежности, а четырехкамерник и сам по себе достаточно компактен. РД-0124 и так вершина керосинового двигателестроения, так что лучше не мешать машине работать :)
Ну, так и НК-31 с раздвижным соплом и повышением Рк - из той же оперы. Хотя, если вспомнить, был ведь у КБХА вариант однокамерника на базе РД-0124 и именно с раздвижным соплом - РД-0154, емнип.
ЦитироватьНу, так и НК-31 с раздвижным соплом и повышением Рк - из той же оперы.
НК-31 еще есть куда расти, но это имеет смысл только при переходе на союзовскую схему с нормальной 3-й ступенью, а Ангаре в существующем виде он ни к чему. И может даже имел бы смысл новый двигатель на технологиях РД-0124.
А чего ж у РД-120 такой низкий УИ (350с)? Удлинение сопла у него меньше (106,1 против 124), но зато давление в КС... :(
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4360.jpg)
(http://i049.radikal.ru/0801/87/ef9972c1b95a.jpg)
ЦитироватьА чего ж у РД-120 такой низкий УИ (350с)? Удлинение сопла у него меньше (106,1 против 124), но зато давление в КС... :(
УИ гораздо сильнее зависит от степени расширения и полноты сгорания, чем от давления. На высотных двигателях большое давление в основном позволяет обеспечить компактность ДУ.
Если поставить на РД-120 раздвижной сопловый насадок, то можно получить УИ 355-356 с ?
Интересно, а почему у РД-0124 такой высокий УИ при неоптимальном соотношении компонентов (2,34 вместо 2,6)?
ЦитироватьИнтересно, а почему у РД-0124 такой высокий УИ при неоптимальном соотношении компонентов (2,34 вместо 2,6)?
Так, вроде, 2.6 и есть. :roll:
У Гостя 22 на сайте 2,34. Сайт КБХА не работает. :oops:
ЦитироватьЕсли поставить на РД-120 раздвижной сопловый насадок, то можно получить УИ 355-356 с ?
В принципе можно, но увеличение массы двигателя съест часть ПН от прибавки УИ.
ЦитироватьИнтересно, а почему у РД-0124 такой высокий УИ при неоптимальном соотношении компонентов (2,34 вместо 2,6)?
В общем-то 2,6 это не фиксированная величина и зависит в основном от давления и степени расширения, а так же схемы двигателя и эффективности охлаждения КС, но в довольно-таки широких пределах влияние Км на УИ невелико, к тому же существует оптимум между УИ и плотностью топлива. У РД-0124 соотношение довольно близко к РД-0110, возможно это сделано для облегчения унификации блока И Союза-2 под разные двигатели, чтобы недолив одного из компонентов был минимален.
У Вэйда (конечно, "тот еще источник") указано 2,6. В НК писали, что блок И для Союз-2 был перекомпонован в связи с изменением соотношения компонентов (увеличилось в пользу окислителя). Так что надо бы уточнить. :roll:
ЦитироватьУ Вэйда (конечно, "тот еще источник") указано 2,6. В НК писали, что блок И для Союз-2 был перекомпонован в связи с изменением соотношения компонентов (увеличилось в пользу окислителя). Так что надо бы уточнить. :roll:
Увеличение заправки больше похоже на 2,34, чем 2,6.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4430.gif)
Судя по рисунку у нового Блока И другое соотношение компонентов по сравнению со старым. Однако Блоки И для Союза 2-1а и б одинаковые. Видимо искали компромис.
И ещё в тему [urlhttp][/url] :
ЦитироватьВ.Горохов, главный конструктор РД-0124, сказал: «Мы очень рады, что двигатель выдержал очень сложную программу, заложенную в испытания. Было большое количество перекладок по соотношению компонентов, по тяге, и двигатель их прошел успешно».
Тогда получается, что для Ангары РД-0124А может иметь более оптимальное соотношение компонентов (2,6), а значит и несколько лучшие параметры, в том числе УИ.
ЦитироватьТогда получается, что для Ангары РД-0124А может иметь более оптимальное соотношение компонентов (2,6), а значит и несколько лучшие параметры, в том числе УИ.
Да, любопытный вопросец всплыл. Надо бы уточнить соотношение компонентов у знающих людей.
Дмитрий, удалось что-нибудь узнать? :wink:
ЦитироватьДмитрий, удалось что-нибудь узнать? :wink:
Нет, честно говоря, было не до этого :cry: