подскажите, это верно что соотношение тяги в тоннах двигателей первой ступени к общей массе ракеты на старте относится примерно как 1,50:1 ?
в том смысле что как минимум такое соотношение должно быть? (чтобы вывезти груз на низкую орбиту в 200км)
У американ бывает и 1,15. У Ангары где-то 1,15-1,25.
1,4 у Союза, 1,6 у Зенита-2, 1,3 -1,4 у Протона.
Соотношение в пределе может приближаться к 1:1. Ну, естественно, первая единица чуть больше.
Но оптимальное с учетом всех факторов отношение лежит в пределах 1.1-1.5
Вообще вопрос тяговооруженности насколько я понимаю сводится только к времени ухода РН со старта и устойчивости к ветровым нагрузкам. В первом случае это решается повышением надежности ДУ, во втором - совершенством СУ. Имхо, конечно, но хотелось бы услышать мнения специалистов, если им не лень :)
ЦитироватьВообще вопрос тяговооруженности насколько я понимаю сводится только к времени ухода РН со старта и устойчивости к ветровым нагрузкам. В первом случае это решается повышением надежности ДУ, во втором - совершенством СУ. Имхо, конечно, но хотелось бы услышать мнения специалистов, если им не лень :)
... а также:
- начальная тяговооруженность влияет на перегрузку в последние секунды перед разделением - прямая пропорциональность;
- высокая начальная тяговооруженность снижает гравитационные потери, но из-за достижения трансзвуковых скоростей в плотных слоях атмосферы - повышает аэродинамические нагрузки и потери;
- ИМХО - как то тут увязана и масса ДУ, вернее удельная (на тягу) масса ДУ, которая в свою очередь, влияет на общее конструктивное совершенство РН, т.е. есть какой то оптимум на тяговооруженность в этой связИ... а может быть мне только кажется ;)
А кто у нас рекордсмены по самой низкой и самой высокой стартовой тяговооружённости? Про самую высокую я, наверно, знаю, это Lambda 4S с её 6,7. Впрочем, не знаю, сколько у Shavit'а
А самая низкая? Delta 4 Heavy? или Saturn V?
Нет, самую низкую нужно искать среди Дельты-4М, Атласа-5 502 и Ариан-40.
Цитировать- ИМХО - как то тут увязана и масса ДУ, вернее удельная (на тягу) масса ДУ, которая в свою очередь, влияет на общее конструктивное совершенство РН, т.е. есть какой то оптимум на тяговооруженность в этой связИ... а может быть мне только кажется :)
Еще можно оптимизировать по максимальной ПН при заданной тяге ДУ, но это актуально для жидкостных ступеней, т.к. стоимость двигателя составляет значительную долю в стоимости ступени и существенно зависит от тяги.
Если есть двигательная установка с определённой тягой, то для увеличения грузоподъёмности выгоднее сделать больше ракету, сократив тяговооруженность до минимально допустимой величины, разумеется, больше 1.
Ограничение тяговооруженности снизу определяется устойчивостью ракеты после старта, под влиянием возмущающих воздействий от ветра и возможной разницы тяги двигателей, если их много.
Если же есть готовая ракета и есть возможность совершенствовать двигательную установку, то повышение тяговооруженности увеличивает грузоподъёмность ракеты при той же стартовой массе.
Ограничение тяговооруженности сверху определяется прочностью конструкции и устойчивостью под влиянием аэродинамических нагрузок за счёт движения с высокой скоростью в плотных слоях атмосферы - ракета быстро набирает скорость.
ЦитироватьЦитироватьВообще вопрос тяговооруженности насколько я понимаю сводится только к времени ухода РН со старта и устойчивости к ветровым нагрузкам. В первом случае это решается повышением надежности ДУ, во втором - совершенством СУ. Имхо, конечно, но хотелось бы услышать мнения специалистов, если им не лень :)
... а также:
- начальная тяговооруженность влияет на перегрузку в последние секунды перед разделением - прямая пропорциональность;
- высокая начальная тяговооруженность снижает гравитационные потери, но из-за достижения трансзвуковых скоростей в плотных слоях атмосферы - повышает аэродинамические нагрузки и потери;
- ИМХО - как то тут увязана и масса ДУ, вернее удельная (на тягу) масса ДУ, которая в свою очередь, влияет на общее конструктивное совершенство РН, т.е. есть какой то оптимум на тяговооруженность в этой связИ... а может быть мне только кажется ;)
Несомненно! Спасибо.
Вобщем вопрос достаточно сложный, со многими взаимосвязями и на практике решается скорее исходя из практических соображений, чем из теоретического оптимального соотношения тяги/массы. Например, берется существующий двигатель и стартовая масса подгоняется под необходимую ПН.
Имхо, оптимум где-то в районе 1,35.
спасибо за ответы!
вот интересно, почему грузиподъемность РН Энергия указывается 100 тонн?
Масса ракеты, без полезной нагрузки составляет ~2276т (думаю плюс минус тонн 5 максимально)
Суммарная тяга на старте 3550т
3550т:(2276т+0т ПН)=1,559753954
Если брать скажем как у проверенного и зарекомендовавшего свою "выводоспособность" союза 1,4 то получается:
3550т:(2276т+258т ПН)=1,400947119
то есть 258 тонн полезной нагрузки а не 100
Цитироватьспасибо за ответы!
вот интересно, почему грузиподъемность РН Энергия указывается 100 тонн?
Масса ракеты, без полезной нагрузки составляет ~2276т (думаю плюс минус тонн 5 максимально)
Суммарная тяга на старте 3550т
3550т:(2276т+0т ПН)=1,559753954
Если брать скажем как у проверенного и зарекомендовавшего свою "выводоспособность" союза 1,4 то получается:
3550т:(2276т+258т ПН)=1,400947119
то есть 258 тонн полезной нагрузки а не 100
Жжесть.... оцинкованная ))))
Эм... я, право, не знаю как сказать...
Вообще-то, масса ПН расчитывается немножко с помощью ф-лы Циолковского, и в нулевом приближении от стартовой тяговооруженности не зависит )
Так что ваш метож оценки... мягко говоря, абсолютно некорректен.
Интересно вы ПН считаете :D :wink:
Для начала, господа:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3607
:wink:
ЦитироватьВообще вопрос тяговооруженности насколько я понимаю сводится только к времени ухода РН со старта и устойчивости к ветровым нагрузкам. В первом случае это решается повышением надежности ДУ, во втором - совершенством СУ. Имхо, конечно, но хотелось бы услышать мнения специалистов, если им не лень :)
На старте ракета испытывает максимальные динамические нагрузки. Задача ракете в первые секунды полёта - аккуратно вертикально подняться, так, чтобы струи двигателей не отклонились от стартового проёма. Если они попадут в стартовый стол, то нагрузки (пульсации давления и следующие за ними вибрации) резко возрастут. Поэтому ракете нет резона задерживаться на старте, особенно большой несимметричной по тяге махине с нежным крылатым грузом на боку.
"вот только этого не надо" (с)
Ни Шаттл, ни Энергия не поднимаются вертикально. У Энергии 6СЛ двигатели были заарретированы, чтобы не задеть о блок "Я", так потом случился "кивок" градусов на 25. У 1Л с "Бураном" время арретирования было здорово уменьшено, так что траектория была "косой" с самого начала. И при взлёте Шаттла хорошо видно, как он уходит "вбок". Попадание или непопадание струи в окно - дело десятое, это побарывается водяной завесой довольно неплохо.
Видимо, предельно допустимой стартовой тяговооружённостью является 1,11 с учётом допустимого форсирования движков (т.е. если движки сертифицированы на 104% номинала, то по номиналу это будет аж 1,07. Надо ещё понимать, что ФАКТИЧЕСКАЯ тяговооружённость для большинства ракет в момент старта будет больше, чем эта величина, т.к. некоторое количество топлива ракета успевает сжечь до отрыва. Лишь "Black Arrow" продолжала подпитываться перекисью до момента КП, остальные ракеты отсоединялись от заправочных магистралей раньше. Вроде ещё "Фалькон" питается кислородом до начала движения... но и у той, и у другой ракеты тяговооружённости даже близко не похожи на эти экстремально низкие значения.
Цитировать"вот только этого не надо" (с)
Ни Шаттл, ни Энергия не поднимаются вертикально. У Энергии 6СЛ двигатели были заарретированы, чтобы не задеть о блок "Я", так потом случился "кивок" градусов на 25. У 1Л с "Бураном" время арретирования было здорово уменьшено, так что траектория была "косой" с самого начала. И при взлёте Шаттла хорошо видно, как он уходит "вбок". Попадание или непопадание струи в окно - дело десятое, это побарывается водяной завесой довольно неплохо.
Согласен, они не могли подниматься строго вертикально. И потому борьба с нагрузками потребовала серьёзных мероприятий. Здесь тяговооружённость играла важную роль: представьте, если при 1,15 такую ракету поведёт в сторону! Наверняка что-нибудь отвалится.
Да, ещё тяговооруженность важна для горячего резервирования двигателей.
ЦитироватьНадо ещё понимать, что ФАКТИЧЕСКАЯ тяговооружённость для большинства ракет в момент старта будет больше, чем эта величина, т.к. некоторое количество топлива ракета успевает сжечь до отрыва. Лишь "Black Arrow" продолжала подпитываться перекисью до момента КП, остальные ракеты отсоединялись от заправочных магистралей раньше. Вроде ещё "Фалькон" питается кислородом до начала движения... но и у той, и у другой ракеты тяговооружённости даже близко не похожи на эти экстремально низкие значения.
Вообще-то фактическая тяговооруженность при старте (при отрыве от КП) может быть равна 1.0+ (тяга равна весу) и, таким образом, может быть меньше номинальной. Топливо, сгоревшее до отрыва (достартовый расход) не входит в "стартовую массу" :wink:
ЦитироватьНет, самую низкую нужно искать среди Дельты-4М, Атласа-5 502 и Ариан-40.
Старый подсказывает, что самая низкая тяговооруженность у Атласа-2А.
ЦитироватьЦитироватьНадо ещё понимать, что ФАКТИЧЕСКАЯ тяговооружённость для большинства ракет в момент старта будет больше, чем эта величина, т.к. некоторое количество топлива ракета успевает сжечь до отрыва. Лишь "Black Arrow" продолжала подпитываться перекисью до момента КП, остальные ракеты отсоединялись от заправочных магистралей раньше. Вроде ещё "Фалькон" питается кислородом до начала движения... но и у той, и у другой ракеты тяговооружённости даже близко не похожи на эти экстремально низкие значения.
Вообще-то фактическая тяговооруженность при старте (при отрыве от КП) может быть равна 1.0+ (тяга равна весу) и, таким образом, может быть меньше номинальной.
Да, я невнятно выразился :) в момент КП тяга двигателей лишь незначительно превышает вес ракеты, т.к. увеличение тяги (выход на главную ступень) происходит отнюдь не мгновенно.
ЦитироватьТопливо, сгоревшее до отрыва (достартовый расход) не входит в "стартовую массу" :wink:
а куда оно входит и как учитывается? :)
Я-то имел в виду, что тяга двигателей не может быть меньше, чем вес ракеты, делённый на косинус фи, где фи - максимальный угол, на который может отклоняться камера сгорания, но минимальная реалистичная тяговооружённость может быть определена из условий критерия "максимум ПН при фиксированной тяге двигателей", и, в зависимости от профиля выведения, соотношения тяг, УИ, и других характеристик ступеней, может получиться и 1,11. А вот меньше - уже вряд ли...
Цитировать1)...а куда оно входит и как учитывается? :)
2)... но минимальная реалистичная тяговооружённость может быть определена из условий критерия "максимум ПН при фиксированной тяге двигателей", и, в зависимости от профиля выведения, соотношения тяг, УИ, и других характеристик ступеней, может получиться и 1,11. А вот меньше - уже вряд ли...
1)Достартовый расход включается в "массу заправленного изделия".
2)Да, где-то так. При расчете в спредшите оптимальня тяговооруженность 1-й ступени по указанному критерию у меня получалась в пределах 1,07-1,15 в зависимости от разных условий (хм, в том числе, очевидно, и от точности спредшита и экселовского солвера).
ЦитироватьЦитировать1)...а куда оно входит и как учитывается? :)
2)... но минимальная реалистичная тяговооружённость может быть определена из условий критерия "максимум ПН при фиксированной тяге двигателей", и, в зависимости от профиля выведения, соотношения тяг, УИ, и других характеристик ступеней, может получиться и 1,11. А вот меньше - уже вряд ли...
1)Достартовый расход включается в "массу заправленного изделия".
2)Да, где-то так. При расчете в спредшите оптимальня тяговооруженность 1-й ступени по указанному критерию у меня получалась в пределах 1,07-1,15 в зависимости от разных условий (хм, в том числе, очевидно, и от точности спредшита и экселовского солвера).
Ну, это в теории, хотя и теоретический результат интересен. На практике ограничение накладывает конструкция опор и возможные ветровые нагрузки (уже упоминалось ранее), т.е. безударность старта.
Может, будет кому-нибудь интересно. Осенью прошлого года я провел параметрические исследования двухступенчатых РН тандемной схемы с целью выявления зависимости оптимальной (максимум Мю ПГ)тяговооруженности ступеней от высоты опорной орбиты при непрерывном выведении.
Результаты представлены на графиках
Топливо: Керосин-ЖК на обеих ступенях:
http://i057.radikal.ru/0806/d8/ddf522ba7faa.jpg
Топлво: Керосин-ЖК на 1-й ступени, ЖВ-ЖК – на 2-й: http://i047.radikal.ru/0806/5f/64e5c788a853.jpg
Топливо: ЖВ-ЖК на обеих ступенях:
http://i052.radikal.ru/0806/c8/99168b551b0b.jpg
Тяговооружённость первой ступени -это именно отношение тяги к стартовой массе первой ступени?
ЦитироватьТяговооружённость первой ступени -это именно отношение тяги к стартовой массе первой ступени?
Угу, к ней! Которая есть стартовая масса РН :wink: