Форум Новости Космонавтики

Итак, в левом углу ринга - стройный красавчик Тандем, в правом - коренастый крепыш Пакет? Кто кого и при каких обстоятеольствах? :roll: В общем, предлагаю все "за" и "против" складывать сюда.

"Всех утопить" (с) Фауст&Пушкин  :lol:  :lol:  :lol:

Чтобы не было разночтений, договоримся, что "пакетом" называется РН, у которой не менее двух первых ступеней рабоотают параллельно. Схема с перелиывом в данном топике не рассматривается, как специфическая.

Цитировать"Всех утопить" (с) Фауст&Пушкин  :lol:  :lol:  :lol:

Хм, а кто ж останется? :roll:

Цитировать

Цитировать"Всех утопить" (с) Фауст&Пушкин  :lol:  :lol:  :lol:

Хм, а кто ж останется? :roll:

Многоразовые SSTO  :lol:  :lol:  :lol:

P.S. Прошу прощения за флуд, больше не буду - как-то само вырвалось  :oops:

При проектировании с чистого листа, не оглядываясь на существующю номенклатуру ДУ и узком диапазоне ПН, то конечно тандем.

ЦитироватьМногоразовые SSTO  :lol:  :lol:  :lol:

НННШ :lol:

На первый взгляд - "пакет" РН "Союз" плох тем, что после отделения боковушек несет полупустые баки центрального блока

Выиграет Пакет из Тандемов Ф4.1м . :)

Блок А Союза в отличие от боковушек "пашет" на 200 секунд больше :cry:

Вообще-то, бабушка надвое. Если представить себе пакет аналогичный Союзу - у него будет на 25% ниже стартовая тяга, поскольку один движок уйдет на вторую ступень. Т.е. при той же конструктивной сложности и цене - ниже ПН.

Мне лично нравятся пакеты, причем пакеты, которые собраны из УРМов в расчете на разную конфигурацию. Это дает линейку ПН вместо одной фиксированной, почти за те же деньги что для тандема на одну фиксированную ПН.

Кроме того, чистых пакетов сейчас не так много. Навскидку - Ариан-5 и Шаттл, и все. Остальное - гибридные схемы.

Хочу еще покритиковать "пакет": для сложных аэродинамических форм схемы «пакет» на отдельных участках боковой поверхности центрального ракетного блока возможно образование зоны повышенного аэродинамического нагрева. Аэродинамический нагрев корпуса ракеты-носителя вызывает понижение механических характеристик конструкционного материала, что приводит к необходимости увеличения толщины силовых элементов конструкции.  :shock:

Вообще чем по сути отличается пакет от тандема? Если говорить о двигателях - уменьшение числа горшков примено на 20-25% (соотношение тяги 1 и 2 ст.). Если по распределению веса ступеней - примерно одинаково, что тащить до конца полупустые баки ЦБ и сбрасывать ББ раньше или относительно позже сбрасывать 1 ст.

Я думаю, уменьшение числа двигателей - самое большое и ценное отличие пакета. Ну и теоретическая возможность УРМизации.
Но все это чисто средняя температура по больнице, надо в каждом случае отдельно смотреть.

При призводстве рядом с ракетодромом -Тандем ,при большом удалении -Пакет(При прочих равных условиях)

А, ну да - транспортировка пакета удобнее для ж/д.

(http://img37.picoodle.com/img/img37/4/7/20/f_raym_9ea748a.jpg)

 :lol:

У тандема есть недостаток: при ограничении диаметра ступеней возникает проблема с большой длиной тандема.
У пакета эта проблема столь остро не стоит. Это позволяет при относительно небольших диаметрах ступеней получить пакет, в том числе и последовательный приемлемой длины.

Почему-то все забыли о масштабном факторе.
При одинаковой стартовой массе тандем будет проще и менее трудоемким, а кроме того, ещё и легче - при использовании одинакового оборудования на заводе.

"Срединный путь";- система РН из двух тандемов с первыми ступенями разного диаметра но с одинаковыми движками (3- на меньшей, 5- на бОльшей), с возможностью собрать из них пакет если вдруг профинансированы ПН и "очень большая ракета"  для неё.      
 Хотя что "2о/3я ступень для такой,- и берётся от самого большого тандема (40ка тонника) и ставится так же тандемом, всё же заставляет признать что "срединный путь" ближе к тандему.

Интересно можно ли как-то организовать крепление боковушек пакета так чтобы нагрузки(сжимающие) передавать на промежуточный силовой элемент(например кольцо из углепластика) между 2 и 3 ступенями, а уж от  промежуточного силового элемента передавать нагрузку(растягивающую) на 2 ступень? Все элементы дополнительного крепления по идее должны сбрасываться с боковушками.

При желании все можно сделать.
Например хруники придумали т.н. юбку - перевернутый конический переходник между центральным УРМом и 3-й ст. В эту юбку упираются боковые УРМы - это верхний пояс. Снизу как обычно. В результате центральный УРМ практически не нагружен боковыми, а боковые работают только на сжатие. Ну это так, в первом приближении...

Кстати, пакет пакетом, а вот с Ангарой какая интересная штука получается...
Рисуют хруники Ангару-7 - 6 обычных УРМов вокруг толстого ЦБ, а сверху небольшая водородная 3-я ст. Как бы классический пакет. А с другой стороны можно из пяти (!) УРМов собрать жесткий пакет, на него просто поставить большую водородную ступень (7 м, 200 т, 2 РД-0120, опора распределена на все УРМы) и получатся те же 40 т на ЛЕО...
А если делать обе ступени моноблоками в диаметре 5-5,5 м, то вообще конфетка получится - всего 50-60 м длиной вместе с ГО, сухой вес 55-60 т, до 45 т на ЛЕО.

ЦитироватьВообще чем по сути отличается пакет от тандема? Если говорить о двигателях - уменьшение числа горшков примено на 20-25% (соотношение тяги 1 и 2 ст.). Если по распределению веса ступеней - примерно одинаково, что тащить до конца полупустые баки ЦБ и сбрасывать ББ раньше или относительно позже сбрасывать 1 ст.

Первая ступень тандема сбрасывается примерно в то же время, что и ББ, поэтому необходимость тащить полупустые баки - недостаток пакета. УИ 2-й ступени пакета меньше из-за земного сопла.
 

ЦитироватьЯ думаю, уменьшение числа двигателей - самое большое и ценное отличие пакета. Ну и теоретическая возможность УРМизации.

Двигателей может быть одинаково, одно из основных достоинств - возможность "бесплатно" увеличить стартовую массу при равной сумарной тяге 1-й и 2-й ступеней, что в основном компенсирует недостатки пакета. Так же можно унифицировать двигатели первых ступеней, повышается надежность и упрощается запуск ДУ 2-й ступени.

ЦитироватьИнтересно можно ли как-то организовать крепление боковушек пакета так чтобы нагрузки(сжимающие) передавать на промежуточный силовой элемент(например кольцо из углепластика) между 2 и 3 ступенями, а уж от  промежуточного силового элемента передавать нагрузку(растягивающую) на 2 ступень? Все элементы дополнительного крепления по идее должны сбрасываться с боковушками.

Не только можно, но и сделано на Ариан-5, переходник конечно алюминиевый. На шаттле и Энергии за отсутствием 3-й ступени таким элементом служит межбаковый отсек.

ЦитироватьКроме того, чистых пакетов сейчас не так много. Навскидку - Ариан-5 и Шаттл, и все. Остальное - гибридные схемы.

Еще родоначальник схемы "семерка", Н-2А и Дельта-2.

У тандема можно получить очень высокое массовое совершенство, если применять короткие толстые ступени с удлинением 2-3 с совмещенными днищами баков - уровень гидростатического давления небольшой, и львиную долю поверхности баков занимают легкие сферические днища.
Это удобнее всего реализуется с метаном на первой ступени и водородом на второй. Из-за криогненности метана нет сложностей с термоизоляцией совмещенного днища на первой ступени. А у второй водородной ступени объем баков сопоставим с первой ступенью, так что обе ступени можно выполнять в одном диаметре и с одинаковым радиусом кривизны днищ баков.

Вобщем многообразие частных компоновочных решений не позволяет в целом отдать предпочтение одной из схем :)
В каждом случае надо свое лекарство :)

О, вот еще пример сравнения пакета и тандема.
Энергия - чистый пакет, 120 т теоретическая ПН, ограниченная траекторией выведения до 100 т.
А можно взять 3 боковушки, ЦБ 550 т с тремя РД-0120 и получить те же 100 т чистым тандемом.

Вот что писалось почти четверть века назад в известном учебнике под редакцией Мишина "Основы проектирования ЛА (транспортные системы)" по поводу достоинств и недостатков двух схем:
http://s44.radikal.ru/i104/0807/85/f06a267348e7.jpg

ЦитироватьО, вот еще пример сравнения пакета и тандема.
Энергия - чистый пакет, 120 т теоретическая ПН, ограниченная траекторией выведения до 100 т.
А можно взять 3 боковушки, ЦБ 550 т с тремя РД-0120 и получить те же 100 т чистым тандемом.

Енисей-5 выдает 125 т :D  С тремя РД-0120 на ЦБ, правда с 4 ББ :roll:

Цитировать

ЦитироватьО, вот еще пример сравнения пакета и тандема.
Энергия - чистый пакет, 120 т теоретическая ПН, ограниченная траекторией выведения до 100 т.
А можно взять 3 боковушки, ЦБ 550 т с тремя РД-0120 и получить те же 100 т чистым тандемом.

Енисей-5 выдает 125 т :D  С тремя РД-0120 на ЦБ, правда с 4 ББ :roll:

Не, это опять пакет с параллельной работой ступеней.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьО, вот еще пример сравнения пакета и тандема.
Энергия - чистый пакет, 120 т теоретическая ПН, ограниченная траекторией выведения до 100 т.
А можно взять 3 боковушки, ЦБ 550 т с тремя РД-0120 и получить те же 100 т чистым тандемом.

Енисей-5 выдает 125 т :D  С тремя РД-0120 на ЦБ, правда с 4 ББ :roll:

Не, это опять пакет с параллельной работой ступеней.

Расчеты показывают, что если взять один набор двигателей, то пакет с ним, как правило, даст большую ПГ, чем тандем, даже при худшем значении мюПГ :cry:

ЦитироватьРасчеты показывают, что если взять один набор двигателей, то пакет с ним, как правило, даст большую ПГ, чем тандем, даже при худшем значении мюПГ :cry:

Конечно, двигатели-то 2 раза используются - на 1 и 2 ступени...

ЦитироватьВот что писалось почти четверть века назад в известном учебнике под редакцией Мишина "Основы проектирования ЛА (транспортные системы)" по поводу достоинств и недостатков двух схем:
(http://s44.radikal.ru/i104/0807/85/f06a267348e7.jpg)

7:4 в пользу тандема, пункт про контроль запуска двигателей - сейчас не важен.
:)
Вообще до диаметра 4 м тандем выигрывает вчистую, за исключением нагружения промежуточных ступеней, что относительно недорого решается и компенситуется.
А дальше, особенно на сверхтяжелых РН - только пакет. Но не факт, что параллельно работающий.

Там еще про массовое совершенство не сказано (напрямую) - тоже у тандема лучше.

ЦитироватьА дальше, особенно на сверхтяжелых РН - только пакет. Но не факт, что параллельно работающий.

Вообще-то, если компоновка первой ступени заведомо многоблочная, то лучше двигатели включать одновременно при старте. При некотором сочетангии проектных параметров моно даже выиграть в мюПГ. Схема с последовательной работой выиграет только в случае более высокого УИ ЖРД ЦБ. Однако опыт 11Д122 и ССМЕ показывает, что ЖРД, работающие от земли, немногим уступают в УИ "высотным" ЖРД. Если же применить сдвижной насадок (кстате, напомню, на 11Д57М насадок мог выдвигаться "на струе"), то, однозначно, лучше использовать пакет с параллельной работой ступеней.

ЦитироватьИнтересно можно ли как-то организовать крепление боковушек пакета так чтобы нагрузки(сжимающие) передавать на промежуточный силовой элемент(например кольцо из углепластика) между 2 и 3 ступенями, а уж от  промежуточного силового элемента передавать нагрузку(растягивающую) на 2 ступень? Все элементы дополнительного крепления по идее должны сбрасываться с боковушками.

Композиты неважно держат сосредоточенные нагрузки, а введение для их восприятия металлических армирующих элементов сильно усложняет конструкцию и технологию.

И еще не в пользу "пакета" - увеличение количества ракетных блоков в составе РН однозначно приводит к снижению ее надежности в результате повышения вероятности отказа хотя бы одного из них

Цитировать

ЦитироватьА дальше, особенно на сверхтяжелых РН - только пакет. Но не факт, что параллельно работающий.

Вообще-то, если компоновка первой ступени заведомо многоблочная, то лучше двигатели включать одновременно при старте. При некотором сочетангии проектных параметров моно даже выиграть в мюПГ. Схема с последовательной работой выиграет только в случае более высокого УИ ЖРД ЦБ. Однако опыт 11Д122 и ССМЕ показывает, что ЖРД, работающие от земли, немногим уступают в УИ "высотным" ЖРД. Если же применить сдвижной насадок (кстате, напомню, на 11Д57М насадок мог выдвигаться "на струе"), то, однозначно, лучше использовать пакет с параллельной работой ступеней.

Я не понимаю, зачем жеч водород (и раздувать баки ЦБ) там, где он почти не виигрывает у керосина? Тем более, что тяга боковушек заведомо достаточная? Интегральный импульс больше керосинового на жалкие проценты...
Тем более, что за счет наземного сопла теряется в результате и импульс, и тяга 2-й сутепени.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА дальше, особенно на сверхтяжелых РН - только пакет. Но не факт, что параллельно работающий.

Вообще-то, если компоновка первой ступени заведомо многоблочная, то лучше двигатели включать одновременно при старте. При некотором сочетангии проектных параметров моно даже выиграть в мюПГ. Схема с последовательной работой выиграет только в случае более высокого УИ ЖРД ЦБ. Однако опыт 11Д122 и ССМЕ показывает, что ЖРД, работающие от земли, немногим уступают в УИ "высотным" ЖРД. Если же применить сдвижной насадок (кстате, напомню, на 11Д57М насадок мог выдвигаться "на струе"), то, однозначно, лучше использовать пакет с параллельной работой ступеней.

Я не понимаю, зачем жеч водород (и раздувать баки ЦБ) там, где он почти не виигрывает у керосина? Тем более, что тяга боковушек заведомо достаточная? Интегральный импульс больше керосинового на жалкие проценты...
Тем более, что за счет наземного сопла теряется в результате и импульс, и тяга 2-й сутепени.

Водород почти всегда выигрывает у керосина. "Интегральный" УИ оказывает куда меньшее влияние на массовую отдачу, чем УИ пустотный.

В.П. Мишин не договаривает, что РН, состоящая из большего количества ракетных блоков, обладает и более сложной конструктивной и динамической схемами, т.е. нуждается в комплексной отработке, что может свести на нет выигрыш в отработке более мелких автономных ракетных блоков. Вот сюрприз будет для Ангары-5 :D .

ЦитироватьВ.П. Мишин не договаривает, что РН, состоящая из большего количества ракетных блоков, обладает и более сложной конструктивной и динамической схемами, т.е. нуждается в комплексной отработке, что может свести на нет выигрыш в отработке более мелких автономных ракетных блоков. Вот сюрприз будет для Ангары-5 :D .

Да, есть такое дело. Справедливости ради, надо сказать, что динамика ракет в этом учебнике Мишина не рассматривалась (это он сделает позже, в учебнике "Динамика ракет"). Но со всеми пакетами, что с Р-7, что с 11к25, нагрузчики хлебнули с динамикой по полной...

ЦитироватьВодород почти всегда выигрывает у керосина. "Интегральный" УИ оказывает куда меньшее влияние на массовую отдачу, чем УИ пустотный.

Интегральный импульс "внизу" за счет многократного превышения тяги керосиновых двигателей над водородными получается порядка 350 сек. А если интегральный УИ мало влияет на массовую отдачу, тогда зачем весь сыр-бор???

К тому же ресурс двигателей ЦБ должен быть намного больше, чем в тандеме. Особенно для водорода.

Да просто полуторное увеличение размеров ЦБ уже должно наводить на всякие нехорошие мысли...

ЦитироватьВообще до диаметра 4 м тандем выигрывает вчистую, за исключением нагружения промежуточных ступеней, что относительно недорого решается и компенситуется.
А дальше, особенно на сверхтяжелых РН - только пакет. Но не факт, что параллельно работающий.

Опять "проблема двух лошадиных задниц".  :D
Нужно уходить от транспортировки по железной дороге.
Оптимальнее всего в одном и том же месте ракеты делать и пускать. Корабли всегда строят у моря или по крайней мере у реки.

Если на верхней ступени сверхтяжелого носителя водород, для неё ограничение на диаметр 4 метра неприменимо при моноблочности ступени. А если на центральный блок цеплять и боковушки первой ступени, и подвесные баки для второй - схема носителя усложняется до безобразия.

Такого нигде нет. Наверно заговор :)

Цитировать

ЦитироватьВодород почти всегда выигрывает у керосина. "Интегральный" УИ оказывает куда меньшее влияние на массовую отдачу, чем УИ пустотный.

Интегральный импульс "внизу" за счет многократного превышения тяги керосиновых двигателей над водородными получается порядка 350 сек. А если интегральный УИ мало влияет на массовую отдачу, тогда зачем весь сыр-бор???

К тому же ресурс двигателей ЦБ должен быть намного больше, чем в тандеме. Особенно для водорода.

Да просто полуторное увеличение размеров ЦБ уже должно наводить на всякие нехорошие мысли...

Водород - это частности. Он, конечно поднимает УИ. Но само по себе, это не обеспечило бы близость характеристик двух схем. А вот вкупе с возможностью облегчения ДУ, пакет значительно "отыгрывает" полупустые баки, летящие на орбиту. А насччет ресурса - это сейчас непринципиально - все ЖРД отрабатываются с многократным запасом по ресурсу.

ЦитироватьТакого нигде нет. Наверно заговор :)

Нет, просто космонавтика ещё не выросла из коротких штанишек.

Максимально близко к практической реализации тандемного гипер-тяжа земляне подошли когда американцы собирались лететь на Луну на Нове.

Да, трасса Кондратюка дает возможность высадить на Луну человека меньшей ракетой. Но супертяжи нужны не только для флаговтыка на Луне - нужны и более длительные экспедиции, и полеты к планетам.
Не случайно ведь потом начали прорабатывать увеличение грузподъемности Сатурна навеской ТТУ. А надо было сразу делать ракету, оптимизированную не только для лунной гонки, но и вообще для "перевозки крупногабаритных грузов в пределах Солнецной системы".  :)
Даже если бы потом программу зарезали, как реальный Сатурн - задел по такому носителю сейчас американцам бы очень пригодился.

Сейчас, когда видна вполне практическая польза от постоянного присутствия на Луне, время таких ракет снова приходит.

ЦитироватьВодород - это частности. Он, конечно поднимает УИ. Но само по себе, это не обеспечило бы близость характеристик двух схем. А вот вкупе с возможностью облегчения ДУ, пакет значительно "отыгрывает" полупустые баки, летящие на орбиту. А насччет ресурса - это сейчас непринципиально - все ЖРД отрабатываются с многократным запасом по ресурсу.

Водород требует большого диаметра ЦБ. А если так, зачем делать второй диаметр для боковушек?
Если все равно нужно решать проблему доставки на космодром крупногабаритного ЦБ, почему не упростить производство и конструкцию ракеты, перейдя на тандем?
У пакета сложности с аэродинамикой, разделением ступеней, полями падения...

Пакет больше подходит для носителей с одинаковым топливом на первой и второй ступени - когда их объем различается в разы.

У «пакета» имеет место сложность подготовки РН к пуску на техническом и стартовом комплексах из-за большого количества зон обслуживания, обслуживающего персонала и трудоемкости.

ЦитироватьВодород требует большого диаметра ЦБ. А если так, зачем делать второй диаметр для боковушек?
Если все равно нужно решать проблему доставки на космодром крупногабаритного ЦБ, почему не упростить производство и конструкцию ракеты, перейдя на тандем?

 Разные диаметры боковух и центра сверхтяжёлых РН имхо оправдываются, если в обычной цивильно-коммерческой жизни боковуха- 1ая ступень РН на диапазон 8-19т, а центр- РН над диапазон 20-40т. Такие РН понятно что тандемы, причём диаметры их 1ых ступеней оптимизированы как для тандемов 2ым ступеням максимальной ПН, так и под то, что на боковуху диаметром 5.5м (предложенным hcube), с приемлимой надкалиберностью ставиться вторая водородная ступень, унифицируемого под водород диаметра 7.5м предложенного для метан- водородного 40ка тонника Дмитрием.
 
 Для меня, интерес коего к "удовлетворению любопытства за госсчёт"     :) больше сверхтяжёлые АМС и телескопы, которых так как пилотируемые миссии не пропиаришь, понятно что шансы что нужный сверхтяж профинансируют больше, когда он может быть не столь дорогим если не в разработке, то в производстве (используется оборудование и технологии той же авиатранспортировки, занятые в эффективной работе и "обычно").  

 Кстати,  имхо примечательно что практически во всех презенташках сверхтяжей, о жд транспортировке вокруг которой столько копий сломано до то того, всё как разом "забыли"?
 Я, через приятелей работающих в той системе, чтО творится с жд несколько представлял и потому сразу отметил, жд- нафиг,- больше 2.9м _спокойно_  (но всё равно- за непонятное время) не провезёшь, потому- расчитывать только на "свой" авиатранспорт.

ЦитироватьРазные диаметры боковух и центра сверхтяжёлых РН имхо оправдываются, если в обычной цивильно-коммерческой жизни боковуха- 1ая ступень РН на диапазон 8-19т, а центр- РН над диапазон 20-40т. .

Если боковушку использовать как первую ступень среднего носителя, то в этой роли она будет сильно перетяжелена, так как в составе пакета должна держать изгибающие нагрузки.
А если первую ступень 40-тонника использовать как вторую ступень супертяжа - на ней будет стоять двигатель с земным соплом, в пустоте он будет недобирать УИ.

Вообще какие носители нам нужны? Нишу легких - закрываем утилизируемыми МБР.
20-25-тонник для пусков спутников на околоземку и пилотируемых полетов.
40-60-тонник - для запуска АМС, спутников на геостационар, модулей ОС (по грузоподъемности - аналогг первоначального варианта Н-1).
Для экспедиций к планетам, пуска сверхтяжелых АМС, ОС целиком - для максимальной эффективности нужен минимум 200 тонник, а не вредно и больше. 100-тонник оказывается не особо и нужен. Для коммерческих пусков он велик, а для межпланетных полетов маловат, межпланетные корабли удобнее собирать из более крупных кубиков.

Так что думаю целесообразно создание трех специализированных тандемов - на 25, 60 и примерно 350 тонн.
При этом 60-тонник и 350-тонник можно унифицировать по двигателям: на 60-тоннике по одному двигателю на ступень, на 350-тоннике - по шесть.
Это позволит выпускать сверхмощные двигатели более крупной серией и уменьшить их стоимость.
А на 25-тоннике на первую ступень можно ставить 2-камерную версию сверхмощного 4-камерного двигателя, как РД-180 получили из РД-170.

Диаметры у тандемов можно сделать 6, 7,7 и 20 метров. Два первых уже освоены в производстве.

ДВАДЦАТЬ? Привет Н-1? ;-) Это фактически значит, что надо делать завод прямо на космодроме. Потому как 20 метров - это 6-эажный дом. Вся ступень - размером аккурат с хрущевку. Только в ширину в 2 раза побольше. Т.е. даже Мрия ее не поднимет. Только какой дирижопель разве что, под килотонну грузоподьемности.

ЦитироватьДВАДЦАТЬ? Привет Н-1? ;-) Это фактически значит, что надо делать завод прямо на космодроме.

Так Shestoper про это прямо и говорит: делать ракету на месте старта  :shock:

Не с нуля конечно делать, но сварочный цех на космодроме делать придется.

Впрочем есть вариант - поставить старт возле воды, например в низовьях Волги, и возить ступени баржами. Всё равно под такого монстра надо новый старт строить.

Если варить баки будут всё-таки на космодоме - можно использовать судостроительные технологии, крупноблочную сборку. На космодром привозят уже выгнутые панели рамером 3,5х10 метров, с фрезерованной вафлей и приваренными элементами каркаса. Из 6 таких панелей сваривают цилиндрическую обечайку высотой 3,5 метра. Аналогично привозят и "лепестки" - сегменты сферических днищ.
Правда негабаритные грузы всё равно будут. Четырехкамерный двигатель тягой 2000 тонн будет иметь диаметр в районе 6-7 метров при массе тонн 20.

Напомните текст песни бурлаков -"сама пошла, сама пошла".

Бурлаки тянули баржи вверх по Волге - а тут надо вниз по течению.
"При транспортировке этой ракеты ни один бурлак не пострадал."  :D

Если конкретизировать под Восточный то- безусловно пакет ,безусловно Большой МИК(с возможностями завода),взрывной горизонтальный стенд (для 1 ступеней),стенд старт для всех возможных и перспективных версий,универсальный завод по производству киросина-метана -водорода итд. +завод попроизводству кислорода-азота + независимая энергостанция =СТРОИМ НОВЫЙ БАЙКОНУР

ЦитироватьЕсли конкретизировать под Восточный то- безусловно пакет ,безусловно Большой МИК(с возможностями завода),

Это какие именно возможности завода? Какого именно завода?
И зачем они, если пакет - по определению ступени привозят готовыми?

А я вот думаю, что нужна ПН от 10 до примерно 80 тонн, больше не нать. И наиболее востребованными будут 40 тонн. И что на Луну надо летать многопуском. И именно под это надо делать ЖД-транспортируемый пакет.
Что вообще за стремление сделать все в один запуск? Нафига? Что, никто не понимает, что сборка на орбите - идеологически более правильный путь, чем проектирование все более, более и БОЛЕЕ крупных носителей?

Например вот с 40-тонником мне ну совсем не очевидно, что пакет из 5 4-м блоков, каждый с 400-тонным двигателем, будет дороже, чем тандем с 2000-тонником. Вот ни разу не очевидно. Несмотря на то, что двигателей и баков в 3 раза больше. Именно из-за УЙМЫ технологических сложностей, набегающих для тандема.

Если же припрет иметь на орбите мега-ПН, то это на мой взгляд проще Орионом делать. А запускать его - из Антарктиды.

ЦитироватьА я вот думаю, что нужна ПН от 10 до примерно 80 тонн, больше не нать. И наиболее востребованными будут 40 тонн. И что на Луну надо летать многопуском. И именно под это надо делать ЖД-транспортируемый пакет.
Что вообще за стремление сделать все в один запуск? Нафига? Что, никто не понимает, что сборка на орбите - идеологически более правильный путь, чем проектирование все более, более и БОЛЕЕ крупных носителей?

А Вы в курсе, сколько длится сборка и предстартовая подготовка носителя?
И с какой частотой можно с одного стартового комплекса пускать ракеты? Если набирать например 200-тонных комплекс для полета к Луне на околоземке из 40-тонных "квантов", для его разгонного блока уже нужно использовать долгохронимые компоненты топлива, не водород, потому что он будет минимум несколько недель болтаться на орбите.
И откуда уверенность, что собрать и подготовить 5 40-тонных ракет с старту обязательно будет дешевле, чем 1 200-тонник?
Для меня это неочевидно.

Обратите внимание, я специально предлагаю супертяж с максимально простой конструкцией, с минимальным числом двигателей, баков и других деталей - именно для уменьшения трудоемкости его обслуживания.
Да, там большинство деталей и элементов имеют циклопические размеры, требуют специального оборудования. Например прожигать сверхмощные двигатели на обычных стендах невозможно. Но если построить стенды нужной размерности, что проще сделать: прожечь 50 2000-тонных двигателей или 500 200-тонных?
Так что первоначальные затраты на строительство уникального оборудования вполне могут быть компенсированы меньшими текущими расходами, при стабильном пуске нескольких супертяжей в год (помимо других проектов, стабильные пуски может обеспечить постоянно действующая Лунная база).

ЦитироватьИменно из-за УЙМЫ технологических сложностей, набегающих для тандема.

И что это за мега-сложности?

Шестопер, я понимаю, что вы великий поклонник и защитник производства ракет на космодроме, больших диаметров, сверхмощных ЖРД и подвесных баков, но право, постоянно муссирование вами этй темы уже несколько напрягает. Вам уже неоднократно разъяснялись наиболее очевидные проблемы этого дела, но вы упрямо игнорируете критику. Есть один такой товарищ, широко известный в узких кругах, который как не заведёт тему - обязательно про взрыволет Орион. Это уже вызывает рефлекторную реакцию, смесь раздражения и смеха. Короче, вы перегибаете палку и испытываете терпение окружающих. Я не утверждаю, что ваши идеи бредовы и вредны, просто не надо пихать это дело во все места.
Заведите отдельный топик на эту тему и там ее ведите, холите, лелейте и вообще поддерживайте. Будет вам честь и хвала.

Вобщем вы учтите, что внешне ваши сообщения напоминают известный номер Петросяна про шпингалетный завод.

Вы не волнуйтесь, мания у меня ещё не развилась. :D

В данном случае я просто указываю на способы выжать максимум возможного из потенциальных преимуществ тандема.

Плюсы пакета - транспортировка по ж/д стандартных 4-метровых блоков.
Плюсы сварки баков на космодроме или транспортировки по воде - создание моноблочных тандемов любых мыслимых диаметров с простой конструкцией и высоким массовым совершенством.

Космические носители зародились из военных МБР относительно небольших размеров - им по должности положено транспортироваться по ж/д до стартовых позиций.
Для тяжелых и сверхтяжелых носителей отказ от этого способа транспортировки имеет как плюсы, так и минусы. Причем эти плюсы и минусы тесно связаны с особенностями пакета и тандема.

А перспективный ряд носителей я тут рассмотрел потому, что нужно знать - сколько типовых моделей носителей нам нужно, оправдано ли для каждого носителя производство тандема опеределенного диаметра. Или экономически выгоднее собирать пакет из стандартных "кубиков", пусть он будет и неоптимален с точки зрения физики.

Цитировать

ЦитироватьРазные диаметры боковух и центра сверхтяжёлых РН имхо оправдываются, если в обычной цивильно-коммерческой жизни боковуха- 1ая ступень РН на диапазон 8-19т, а центр- РН над диапазон 20-40т. .

Если боковушку использовать как первую ступень среднего носителя, то в этой роли она будет сильно перетяжелена, так как в составе пакета должна держать изгибающие нагрузки.

А кто заставляет использовать именно боковой блок в качестве первой ступени?

Я так понял предложение MGouchkovа.
К тому же это уже было: первая ступень Зенита - боковушка для Энергии.
Массовое совершенство у неё кстати отвратное, что неудивительно - длинный тонкий "карандаш", нагруженный несимметричными нагрузками. Кошмар с точки зрения прочниста. Вот на какие извращения заставляет идти железнодорожная транспортировка.  :D

ЦитироватьЯ так понял предложение MGouchkovа.
К тому же это уже было: первая ступень Зенита - боковушка для Энергии.
Массовое совершенство у неё кстати отвратное, что неудивительно - длинный тонкий "карандаш", нагруженный несимметричными нагрузками. Кошмар с точки зрения прочниста. Вот на какие извращения заставляет идти железнодорожная транспортировка.  :D

Но хруники же как-то эту проблему решили на УРМах? И получили отличное совершенство. Почему нельзя применять такую же схему стыковки и разгружения блоков.

Цитировать

ЦитироватьЯ так понял предложение MGouchkovа.
К тому же это уже было: первая ступень Зенита - боковушка для Энергии.
Массовое совершенство у неё кстати отвратное, что неудивительно - длинный тонкий "карандаш", нагруженный несимметричными нагрузками. Кошмар с точки зрения прочниста. Вот на какие извращения заставляет идти железнодорожная транспортировка.  :D

Но хруники же как-то эту проблему решили на УРМах? И получили отличное совершенство. Почему нельзя применять такую же схему стыковки и разгружения блоков.

Во-первых у УРМов низкая стартовая тяговооруженность - всего 1,52, это очень мало для первой ступени.
У первой ступени Зенита тяговооруженность 2,1.
Так что у УРМа высокое массове совершенство в том числе за счет легкого маленького двигателя. Чтобы корректно сравнивать массу конструкции баков, нужно двигатель УРМа увеличить в полтора раза.
Массовое совершенство УРМа 0,071, первой ступени Зенита - 0,096.

Во, вторых, на Ангаре применяется надкалиберная верхняя ступень, в конический переходник которой упираются УРМы. Почему бы в таком случае не сделать и нижнюю ступень моноблоком увеличенного диаметра?

В-третьих у УРМов массовое совершенство неплохое. Но у первой ступени Сатурн-5 оно было 0,063 при стартовой тяговооруженности 1,6.
Это при том, что первая ступень Сатурна по сравнению со второй имела всё-таки немаленькое удлинение и не имела совмещенных днищ баков.

При малом удлинении, совмещенных днищах и стартовой тяговооруженности на уровне УРМов для керосинового моноблока реально получить массовое совершенство в районе 0,05.

ЦитироватьВо, вторых, на Ангаре применяется надкалиберная верхняя ступень, в конический переходник которой упираются УРМы. Почему бы в таком случае не сделать и нижнюю ступень моноблоком увеличенного диаметра?

Я плакал...
:)

ЦитироватьЯ так понял предложение MGouchkovа.
К тому же это уже было: первая ступень Зенита - боковушка для Энергии.
Массовое совершенство у неё кстати отвратное, что неудивительно - длинный тонкий "карандаш", нагруженный несимметричными нагрузками. Кошмар с точки зрения прочниста. Вот на какие извращения заставляет идти железнодорожная транспортировка.  :D

ЦитироватьОсновные отличия модульного блока А "Энергия" от модуля первой ступени "Зенита" сводились к различным в толщине обечайкам баков, а также к различиям в схеме и органах управления двигателем. Блок А в связи с несимметричной нагрузкой, приходящей от точки его бокового крепления в силовой схеме ракеты, вынужден работать на изгибающую нагрузку.

     Двигатель РД-170 одинаковой конструкции имеет разные варианты качения и органов управления отклонением камер. Камеры сгорания при управлении ракетой в составе блока А ракеты "Энергия" качаются в радиальных плоскостях, проходящих через продольную ось двигателя, через центр. Такая схема управления более эффективна в структуре пакета ракеты "Энергия", но требует более мощных рулевых машин, которые преодолевают нагрузку, создаваемую набегающим аэродинамическим потоком на выступающую часть сопла камеры сгорания за параметр внешнего обвода блока при ее отклонении в радиальном направлении. Камеры сгорания двигателя РД-170 первой ступени "Зенита" отклоняются при управлении в тангенциальной плоскости качения. Сопла камер не выходят в обтекающий ступень аэродинамический поток и не испытывают его нагрузки. Рулевые машины существенно менее мощны. Эффективность управления такого варианта достаточна для ракеты "Зенит".
     Остальные системы и конструкции, в том числе агрегаты пневмогидравлической системы (ПГС) обеспечения питания топливом и сама двигательная установка (ДУ), унифицированы. Даже при разной силовой схеме модулей блока А и первой ступени приняты единые размеры и закладные детали, под которыми понимаются заготовки шпангоутов, фланцев и других элементов баков и корпуса

Я это трактую, как невозможность использования первой ступени Зенита в качестве бокового блока Энергии.

Да и массовое совершенство Зенита почему-то занижено. Малое удлинение вообще где-то в хвосте перечня способов улучшения совершенства.

Дело в том, что космодром территориально ОЧЕНЬ не совпадает с производством. А производство в свою очередь размещено в разных местах - одни умеют делать движки, другие баки, третьи ГО.

Я не спорю, если есть голая площадка и энцать терабаксов, действительно, можно делать поточную линию для тандемов 40-тонников и пускать их 2 раза в день. Но стоить такая линия будет.... я не знаю, сколько она будет стоить. Думаю, сопоставимо со ВСЕЙ космической программой СССР или США - т.е. в пересчете на наши деньги - сотни миллиардов баксов. По сравнению с этим неэффективность блочной компоновки - которая при всех ее недостатках делается там где ее СЕЙЧАС можно сделать, просто пшик ;-).

Кроме того, есть вполне обьективные сложности в проектированиии РН на 10кт. Которые приведут к тому, что мю ПН у нее будет НИЖЕ чем у РН на 3 и даже 1 кт. А стоимость на единицу сухой массы - наоборот выше. И все это для того, чтобы запустить 200-тонный моногруз? А если понадобится 2кт моногруз запустить, что будем делать? РН на 100 кт?

Наиболее правильный способ - это НЕБОЛЬШИЕ РН - максимум 60-80 тонн ПН, лучше 40, которые доставляют крупные блоки высокой степени готовности, из которых на орбите происходит монтаж конструкции. Не готовые модули станции, а куски модулей, отдельные топливные баки и т.д. Экипаж же и мелочовка вообще может ротироваться АКС.

ЦитироватьДело в том, что космодром территориально ОЧЕНЬ не совпадает с производством. А производство в свою очередь размещено в разных местах - одни умеют делать движки, другие баки, третьи ГО.

Я не спорю, если есть голая площадка и энцать терабаксов, действительно, можно делать поточную линию для тандемов 40-тонников и пускать их 2 раза в день. Но стоить такая линия будет.... я не знаю, сколько она будет стоить. Думаю, сопоставимо со ВСЕЙ космической программой СССР или США - т.е. в пересчете на наши деньги - сотни миллиардов баксов. По сравнению с этим неэффективность блочной компоновки - которая при всех ее недостатках делается там где ее СЕЙЧАС можно сделать, просто пшик ;-).

Если на месторождении бокситов построить производственный комплекс, который с начинает с добычи руды для выплавки алюминия, а заканчивает пуском готовой ракеты - тогда да, стоить такой комплекс с нуля будет немало.  :D

Но я ведь речь веду только про сварку баков большого диаметра на космодроме. На космодром привозят готовые панели размером примерно 3х10 метров - гнутые, с фрезерованной вафлей и приваренным каркасом. Из этих панелей сварить бак, вварить трубопроводы, поставить двигатели, систему управления - задача вполне решаемая. Примерно так делали Н-1, а ведь на неё потратили куда меньше средств, чем на Сатурн-Аполлон.
Стенд для первой ступени строить Королев пожадничал, а сварочный цех на космодроме - нет. Стало быть этот цех был не столь уж дорогим.

ЦитироватьКроме того, есть вполне обьективные сложности в проектированиии РН на 10кт. Которые приведут к тому, что мю ПН у нее будет НИЖЕ чем у РН на 3 и даже 1 кт. А стоимость на единицу сухой массы - наоборот выше. И все это для того, чтобы запустить 200-тонный моногруз?

Всё это для того, чтобы запустить 300-тонный моногруз (50-тонник на одном двигателе, 300-тонник на 6).
Объективные сложности конечно есть. Но есть и объективные методы их преодоления.

Почему так опасны акустические нагрузки для больших ракет? Потому что их мощность растет пропорционально мощности двигателей, а рычаги сил вибраций растут пропроционально размерам ракеты. Грубо говоря, увеличив линейные размеры ракеты в 2 раза и массу в 8 раз, при прочих равных получаем рост моментов сил в 16 раз. Именно поэтому корпус больших ракет нужно усиливать непропорционально росту массы.
Но тут тоже есть свои хитрости:

Во-первых выгодно не делать ракету длинной, чтобы корпус был максимально жестким. Мой тандем именно такой - при диаметре 20 метров длина около 120, на уровне Н-1 и Сатурна-5.

Во-вторых корпуса баков лучше подкрепить наборным каркасом из стрингеров и шпангоутов высотой порядка метра, тогда они будут более жесткими и намного устойчивее к колебаниям. И это есть в моем проекте - стрингеры и шпангоуты будут изготовлены из двухтавровых балок с вырезанными в них для облегчения отверстиями.

В-третьих, давайте посмотрим на само возникновение акустических нагрузок: они пропорциональны четвертой степени числа Маха в истекающей газовой струе.
На первой ступени моего носителя будут применяться двигатели открытой схемы с умереным УИ, около 290 с на метане (метан удобен для получения малоопасного "сладкого" газогенераторного газа, а также для создания совмещенного днища без теплоизоляции между баками горючего и окислителя).
Поскольку продукты сгорания метана имеют меньший средний молекулярный вес, то по сравнению с РД-170 число Маха в выхлопе такого двигателя будет меньше процетов на 10. При равной тяге это дает снижение акустических нагрузок в 1,46 раза.
Ненапряженные двигатели не только повышают надежность ракеты, снижают потребную мощность ТНА и стоимость двигателей, но и уменьшают акустические нагрузки (правда платить за это надо некоторым сниженим мю ПН).

Был детально проработан проект носителя Вулкан, у него на первой ступени должно было быть 8 РД-170. Это 5920 тонн тяги на старте.
Уровень акустических нагрузок должен быть высок, но подачей воды в струи двигателей на старте они снижались до приемлимого уровня.
У моего носителя на первой ступени - 6 двигателей по 2000 тонн.
Акустические нагрузки Вулкана соответствут 8650 тоннам тяги моих двигателей.
Как видим, нагрузки при старте моего носителя будут только на 39% выше, чем у Вулкана. Это при том, что мой носитель вдвое массивнее, а его вафельный корпус подкреплен жестким каркасом из стрингеров и шпангоутов большой высоты (у Вулкана была обычная вафля).
На единицу массы конструкции ракеты у меня получаются даже меньшие нагрузки, чем у Вулкана.

Поэтому даже для 10-кт носителя акустические нагрузки не предcтавляют нерешаемой задачи, если конструировать с умом.

ЦитироватьНаиболее правильный способ - это НЕБОЛЬШИЕ РН - максимум 60-80 тонн ПН, лучше 40, которые доставляют крупные блоки высокой степени готовности, из которых на орбите происходит монтаж конструкции. Не готовые модули станции, а куски модулей, отдельные топливные баки и т.д. Экипаж же и мелочовка вообще может ротироваться АКС.

"И эти люди запрещают мне ковыряться в носу!"  :D  :shock:
Сборка на орбите модулей из отдельных кусков - вот это действительно очень сложная, трудоемкая и дорогостоящая задача.
Тащить туда все необходимое оборудование, варить в условиях открытого космоса, проверять надежность...

Это технически реализуемо, но зачем? 50-тонные модули в принципе подходят для любой мыслимой ОС.
У меня кстати для этих целей предусмотрен 50-60-тонный носитель, c одним сверхмощным двигателем на ступень.

Другое дело что для смены экипажа Лунной базы и её снабжения нужно не меньше 4-5 пусков 50-тонника, причем два раза в год, так что за год до 10 - тут уже проще два раза запустить 300-тонник.
600-тонный марсианский корабль можно собрать 12 пусками 50-тонника, или всего двумя - 300-тонника.

Супертяж нужен для таких вот масштабных проектов - полетов к Луне и планетам, быстрого вывода за 1-2 пуска орбитальных станций.
А 50-тонником можно пускать АМС, спутники на геостационар, выводить дополнительные модули ОС c новым оборудованием - для реализации станции-облака.

Ладно, "предельный случай" тандема вроде обсудили.  :)

А что является таким "предельным вариантом" для пакета?
Нечто вроде УР-700?

Цитировать

ЦитироватьРазные диаметры боковух и центра сверхтяжёлых РН имхо оправдываются, если в обычной цивильно-коммерческой жизни боковуха- 1ая ступень РН на диапазон 8-19т, а центр- РН над диапазон 20-40т. .

Если боковушку использовать как первую ступень среднего носителя, то в этой роли она будет сильно перетяжелена, так как в составе пакета должна держать изгибающие нагрузки.
А если первую ступень 40-тонника использовать как вторую ступень супертяжа - на ней будет стоять двигатель с земным соплом, в пустоте он будет недобирать УИ.

Вообще какие носители нам нужны? Нишу легких - закрываем утилизируемыми МБР.
20-25-тонник для пусков спутников на околоземку и пилотируемых полетов.
40-60-тонник - для запуска АМС, спутников на геостационар, модулей ОС (по грузоподъемности - аналогг первоначального варианта Н-1).
Для экспедиций к планетам, пуска сверхтяжелых АМС, ОС целиком - для максимальной эффективности нужен минимум 200 тонник, а не вредно и больше. 100-тонник оказывается не особо и нужен. Для коммерческих пусков он велик, а для межпланетных полетов маловат, межпланетные корабли удобнее собирать из более крупных кубиков.

Так что думаю целесообразно создание трех специализированных тандемов - на 25, 60 и примерно 350 тонн.
При этом 60-тонник и 350-тонник можно унифицировать по двигателям: на 60-тоннике по одному двигателю на ступень, на 350-тоннике - по шесть.
Это позволит выпускать сверхмощные двигатели более крупной серией и уменьшить их стоимость.
А на 25-тоннике на первую ступень можно ставить 2-камерную версию сверхмощного 4-камерного двигателя, как РД-180 получили из РД-170.

Диаметры у тандемов можно сделать 6, 7,7 и 20 метров. Два первых уже освоены в производстве.

 Ой как много всего  :shock:, но подфорум- не только "средства выведения", но и "другие техвопросы", так что постараюсь ответить по пунктам:
 1- ЧтО чтО о полной идентичности блока "меньшей" РН тандема и боковухи возможного сверхтяжа печь не идёт- думал понятно.
 В моём предложении, мой "фикс"- сочетание спасаемого на парашютах многоразового блока  ненапряжных ЖРД с _уменьшенным_ тем _объёмом_межполёта_  и c системой управления, с одноразовым баковым блоком,  создаёт возможность использовать или многоразовый блок или ЖРД с него в сочетании с баковыми блоками мне понятно что в итоге- разными в "меньшей РН" и в боковухе сверхтяжа.
 Имхо, важно что бы баковые блоки могли бы делаться на одной линии (потому- унифицированного диаметра; 5.5м hcube) из одних и тех же соответствующих по технологии материалов.
 Примечательно имхо, что при всех фактах приведёных далее по треду из книги Губанова, идея "N Зенитов" циркулирует по умам годы, начиная с самого КБ Южное в его предложении 11К37.    
 В моём варианте меньшая РН и боковуха сверхтяжа- родственники больше чем боковуха "Энергии" и "Зенит" но не идентичны.
 
 2(Про оптимальность работы ЖРД "1о/2ой ступени в пакете),-
 Возникала у меня такая идея,- ещё и для того что бы борьба с избыточным ускорением в конце работы 2ой ступени была с увеличением эффективности (а не с падением как падает УИ при дросселировании), как _последовательная_работа_ ЖРД_центра._   При старте на центре включаются 3 из 5ти двигателей центра (с земными соплами). Потом- понятно, сначала 2 крайних выключаются, работает центральный, включаются два других крайних с высотными соплами и выключается центральный (сразу после этого боковухи и уходят).  
  За счёт такого, кроме проблемы с ускорениями ещё и в центральном баковом блоке за счёт его бОльшего диаметра остаётся топливо для следующего участка, при том что длины (до "силового пояса") он с боковухами практически одинаков. И это может быть проще чем запитывать ЖРД центра при старте от баков боковух. (Хотя думается энергетически наиболее выгодна именно такая схема,- "псевдоперелив" без _"статичного_ буфера" :idea:)

Имхо, понятно что идея с последовательно работой двигателей центра может быть оправдвна только если при использовании надёжных многоразовых ЖРД ресурмс которых мы экономим.

3- Про изгибающие нагрузки (коль баковые блоки меньшего тандема и боковухи не полностью идентичны) опыт решения проблем уже достаточно большой в разных странах.

4.- Какие РН нужны для чего:
 Некое подтверждение каких "моих идей" о развитии космонавтики- вообще, но в контексте мысли Дмитрия о том что бороться следует более не за снижение стоимости выводимого кг (снижение принципиальное- больше чем на порядок имхо так же фантастично как и способная на такое гравицапа   :lol: ), но за повышение эффективности, в частности ещё возникало со ссылкой на Г.Гречко:
  Широкоспециализированных большие платформы- "хабы", с предусмортенным посещением и регламентом/ремонтом/апгрейтом, специализация которых задаётся геометрией орбит разных из этих "хабов".
 "Хаб" предоставляет Заказчику с его аппаратурой, в нулевых- размещение частей аппаратуры при необходимости- в гермообъёме и "снаружи", и коммутацию элементов, а дальше-  электропитание основу ориентации и терморегулирования коомуникационную линию с той или иной  пропускной.
 Причём возможных принципов устройства такх "платформ-хабов" мне видиться два (но возможно и их сочетание): Либо аппаратура заказчика установливается внутри и снаружи при запуске или космонавтами при посещении (в таком виде для заказчика по сравнению с современными спутниками, экономия- чисто "платформа"), любо аппаратура заказчика размещается модулях с минимальными свойствами самостоятельного КА -(пристыковаться после запуска к хабу, отстыковаться потом).
 Таких "подплатформ" предоставляемых заказчикам я вижу типов до 7ми (разных по размеру, наличию герметизированного отсека с люком в стыковочном узле туда, наличию возвращаемого аппарата, и для самых больших- числу гермоотсеков. (Третий вариант построения хаба вроде бы когда-то упоминал тот же ГГречко- "ОС облако".)    

 (Озираясь,- понятно что в зависимости от аппаратуры, "хабы"- "двойного назначения"  :wink: )

 Итак,- какие РН могут имхо быть нужны: Действительно,- при втором и третьем вариантах построения- и лёгкие.
 
 Но на 2-6тонн, и поэтому относительно конструкции как раз таких РН и современных МБР (лёгких) у меня "гондурас" о "Конестоге"- "ОТРАГЕ"-"УРМ'е".
 Имхо, хорошо бы что бы в проектируемых новых лёгких МБР закладывалось бы как штатное, что бы  после окончания срока боевого дежурства (если за него "Страшный фоллаут Г-день не настал") РДТТ их первых ступеней и может в основе сами первые ступени после штатно проводимого переоборудования, могли бы собитаться до 5ти в такое, с эффективной надкалиберной 2ой ступенью.      

 Что обитаемая ОС такая огромная как МКС может быть необходима для науки,- имхо- сказки, для той науки которой может быть нужна именно пилотируемая ОС имхо достаточно такой больше похожей по масштабам и подходу- на "Мир"- в максимуме со всеми блоками- около 100тонной. Только базовый блок- покомфортабельнее и совершенее;- имхо получается как раз на 40ка тонник.

А вот орбитальный ПКК в такой идеологии нужен не "автобус до МКС", но действительно рабочий,- c отсеком сменных модулей до 5ти-6ти тонн.
 Мне кажется, что такой построенный по принципу "несущий корпус" со сниженной нагрузкой (тем более в таком два ПАО очень хорошо по бокам ОПН компонуются) и парашютной посадкой, может уложиться примерно в 28онн и с ЖРД 2ой ступени на нём (а вот крылатый в такой вес, по опыту "Гермеса"- только "автобус").
 БОльший в "Средиином пути" 5ти двигательный блок 1ой ступени, и есть 1ая ступень ("бустер") для такого ПКК. Дальше он выводит на орбиту себя сам, запитывая ЖРД из внешнего бака рядом с которым стоИт на переходной конструкции сверху 7.5местрового "бустера"  (те при сходстве с "Шаттлом" во внешнем баке сбоку, в отличии от него тандем).

 50ти-60ти тонник, это хабы на высокие орбиты (до ГСО включительно).

 А дальше (в смысле больше) :roll: По моим прикидкам получалось что 150ти тонником можно вообще "удовлетворить самые смелые эротические фантазии"  :roll:  (типа не хочу лунную базу, хочу исследования Луны аналогом санно-гусеничных поездов исследовавших Антарктиду). И это при понятно- многопуске но с приемлимым числом таких, причём РН- "из стандартных (по крайней мере- в изготовлении и эксплуатации) компонентов".

Помня, что из "моей фикс идеи",- и из ненапряжных ЖРД в ней и из дополнительного веса систем спасения, совершенство хуже, полагаю что маскимум из стандартных компонентов "Срединного пути" это немногим более 100тонн.
 Но из стандартных и это имхо очень хорошо, а дальше (в смысле- больше :roll:) воспрос- чтО "глобализированное человечество" готово профинансировать (кроме сменных панелек для сотовых и SUV), и в том как готова система эффективно реализовать апгрейт (6 боковух, запитывание центра от баков боковух).

5 Про двигатели: Когда я впервые обмолвился о своей идее меня упрекнули что "таких ЖРД нет", даже при том что в их идее я основывался на последней по времени НИР (РД-М).
 Сейчас в презенташках почти все стали рекламировать доведения тяги именно до 250ти тонн.
 "Откуда" ЖРД в вашей идее непонятно, и чтО делать если в востребованном меньшем носителе такой там- _один_   откажет на старте,- печально (для СК).

ЦитироватьДело в том, что космодром территориально ОЧЕНЬ не совпадает с производством. А производство в свою очередь размещено в разных местах - одни умеют делать движки, другие баки, третьи ГО.

Наиболее правильный способ - это НЕБОЛЬШИЕ РН - максимум 60-80 тонн ПН, лучше 40, которые доставляют крупные блоки высокой степени готовности, из которых на орбите происходит монтаж конструкции. Не готовые модули станции, а куски модулей, отдельные топливные баки и т.д. Экипаж же и мелочовка вообще может ротироваться АКС.

 Про производство крупных блоков,- чтО авиатранспорт рулит поняли ещё гиганты мысли создавая "Энергию".
 Про 40ка тонник как максимум,- бОльшее число запусков и принципиально бОльший объём работ на орбите, _с_их_обеспечением_ имхо сделает такой подход значимо дороже супертяжа (если такой может быть "из стандартных компонентов").

ЦитироватьЛадно, "предельный случай" тандема вроде обсудили.  :)

А что является таким "предельным вариантом" для пакета?
Нечто вроде УР-700?

УР-700М. 16000 тонн стартовой массы.

Насколько я понимаю, этот проект детально не прорабатывался? Так, на уровне смелых фантазий?
Во всяком случае остается такое впечатление после изучения доступной в интернете информации по этому проекту.
Просто сложно представить, как в рамках такой компоновки собирались бороться с акустическими нагрузками от такой оравы 600-тонных двигателей.

А может стоит урезать аппетиты 40-тонником? И вложиться в модульное проектирование? А то от 100-200-300 тонников голова кружится:) Чисто фаллические символы обсуждаем:)

Мне перспективная схема видится так: боковушки УРМ такого размера чтобы возить на поезде. ЦБ только водородный, поскольку он один то можно заказать транспортировку  спецсамолетами даже иностранными(на первом этапе).

Можно и так. Но я бы водородной делал только третью ступень/РБ. 50-тонная третья ступень (примерный аналог 3 ступени Протона) в диаметре 4 метра имеет длину порядка 17 метров, с парой 11Д57. Ставим 3 11Д57, доводим длину до 25-30 метров (либо диаметр до 5.5), и получаем вполне нормальную водородную ступень и для выведения ПН на низкую орбиту, и для разгона к Луне.

По поводу недостаточности ПН. 80 тонн ПН с водородом наверху БОЛЕЕ ЧЕМ достаточно для выведения модулей как ОС, так и лунного и марсианского комплексов. Двухпусковая схема в этом случае (первым запускается 'долгохранимый' модуль ПН, вторым - РБ, который по сути представляет собой еще одну третью ступень, только с одним двигателем) дает ПН в 160 тонн - больше чем у Арес-5, притом что сам РН несопоставимо проще и экономически эффективнее за счет простой конструкции и унификации с младшими моделями.
Если же надо ЕЩЕ больше - то применяется стыковка блоков на целевой орбите - т.е. на орбите Луны. Т.е. доставка происходит в 4 пуска - два пуска ПН, два пуска посадочная ступень. Это 80 тонн чистой ПН НА ПОВЕРХНОСТИ ЛУНЫ. И тут ВСЕ ЕЩЕ не используется сборка на орбите. Мало?

По поводу сварочных работ. Я что-то не понимаю, что, сварка единственный способ соединения деталей? Делаем фланец, смазываем его клеем и стягиваем на болтах. Все - соединение получается прочнее, чем сам корпус. Трудозатраты по сборке при нормальной организации процесса - не больше чем для скажем монтажа СБ на МКС. Да и те можно поручить роботам.
Но без такой 'икейной' сборки могучие космические крейсера, бороздящие просторы средне-галактической империи, так и останутся плодом воображения, потому что человечество НИКОГДА не научится что-то делать в космосе. Спутников будет уйма, а искуственных конструкций - ноль. Сплошные артефакты, вещи-в-себе.

ЦитироватьМне перспективная схема видится так: боковушки УРМ такого размера чтобы возить на поезде. ЦБ только водородный, поскольку он один то можно заказать транспортировку  спецсамолетами даже иностранными(на первом этапе).

Ну, что-то да, такое. Модульное проектирование - только для КА. А три ступени - "фтопку" :twisted:

Не согласен. Для второй ступени ПАКЕТА из трех из компоновочных соображений лучше те же компоненты топлива, что и для первой. Тогда при весьма умеренном массовом совершестве первой и второй ступени, и малом заливаемом количестве водорода (в случае Сибири - порядка 8 тонн из 340 тонн общей заправки) получается более чем приличное значение мюПН. Больше - может быть только у чисто водородного тандема, у которого количество заливаемого водорода - на порядок выше. Да и то не у всякого.

Пакет же типа Энергии мне категорически не нравится. 105 тонн ПН из 2400 стартовой массы - менее 5% - это ж курам на смех ;-), учитывая обьем водородной заправки.

Мне, дилетанту, все же видится ЦБ  с водородом по типу Энергии.
40 тонник из двух ступеней-боковушек и ЦБ-как базовый носитель, при этом ЦБ спроектирован так чтобы еще и вынести добавление 3 ступени для отлетных и геостационарных задач.

Как вариант можно максимально  открыть доступ к спецификациям и если кто-то захочет делать ЦБ своей конструкции за свои деньги-пожалуста! Если ЦБ кто-то керосиновый  или метановый сделает-отлично, но за свои.
Типа как СанМикросистемз  открыла максимально все подробности по своим процессорам.


Еще стоит  понять что в нишу до 20 тонн перспективным носителем лезть не стоит! Иначе унификация съест все вкусности. И свыше 60-80 т  из него всякими извратами добывать не стоит.

100-200 и более тонники- в топку! Кубики по 40 т считаю позволят найти оптимум между стыковкой на орбите и  динозаврами на один полет... Где Энергия и Сатурн?

Также мне мнится что от добра добра не ищут и  имея рд-170-180-191+рд-0162+рд-0120+рд-0124 стоит остановиться на них и выжимать надежность из них.

Если создавать водородную инфраструктуру, то тогда нужно пользоваться водородом по полной! Т.е. вторая ступень водородная.Или обратный вариант- только керосин, а для РБ тогда хоть перекись/гидразин+бериллий вымучивай. Стоимость водородной инфраструктуры что для РБ что для 2 ступени сильно различаться не будут-эффект конвейера.
Иначе  опять будем кричать что на мелочи деньги пилят.

Да еще... Всех апологетов многоразовости ближайшие 20-30 лет слушать не стоит. И закладываться на это при создании УРМ или ЦБ тоже.

Блин. Народ, четко запомните - гигаракета стоит гигабабок. Точка. Именно потому что она гига.

По поводу водорода на второй ступени В ПАКЕТЕ - так нету выгоды. Плюсы от более высокого УИ с лихвой сьедаются меньшим совершенством ступени и бОльшим аэродинамическми сопротивлением.

Собственно, Энергия в том варианте который летал, имела ПН в 105 тонн. Если бы она была трехступенчатой, с 3 РД-0120 на 2 ступени и 1 на 3 - ПН была бы 120 тонн. ПН же Енисея, он же Ангара-100 (РН на 5 УРМ Зенита с водородом сверху) при всей его неоптимальности по ХС (его схема аналогична Ангаре-5) - 110 тонн. 120-130, если оптимизировать заливку топлива во вторую ступень. При этом три двигателя РД-0120 размениваются на один РД-170, что по стоимости вполне эквивалентно, даже ниже. Итого меньше стоимость, выше ПН, несколько выше сухая масса и много (раз в 6-8) меньше заправка водородом. Нафига при этом водород применять?

ЦитироватьБлин. Народ, четко запомните - гигаракета стоит гигабабок. Точка. Именно потому что она гига.

По поводу водорода на второй ступени В ПАКЕТЕ - так нету выгоды. Плюсы от более высокого УИ с лихвой сьедаются меньшим совершенством ступени и бОльшим аэродинамическми сопротивлением.

Собственно, Энергия в том варианте который летал, имела ПН в 105 тонн. Если бы она была трехступенчатой, с 3 РД-0120 на 2 ступени и 1 на 3 - ПН была бы 120 тонн. ПН же Енисея, он же Ангара-100 (РН на 5 УРМ Зенита с водородом сверху) при всей его неоптимальности по ХС (его схема аналогична Ангаре-5) - 110 тонн. 120-130, если оптимизировать заливку топлива во вторую ступень. При этом три двигателя РД-0120 размениваются на один РД-170, что по стоимости вполне эквивалентно, даже ниже. Итого меньше стоимость, выше ПН, несколько выше сухая масса и много (раз в 6-8) меньше заправка водородом. Нафига при этом водород применять?

Во-первых, модификация Энергии с "более симметричной компоновкой" (верхнее расположение ПГ) и одноразовыми блоками А могла выводить ПГ массой до 126 т и в 2-хступенчатом варианте. Во-вторых, Енисей - это не Ангара-100, а "Энергия сегодня!" (Ангара-100 - это Амур-5). В -третьих, применение водорода выгодно на ЛЮБОЙ ступени (степень "выгодности" при этом, конено, разная. Нибольший эффект, ессно, на верхних ступенях). В -четвертых, и у Енисея и у Амура масса ПГ = 125т.

Прошу прощения, я не против водорода. Но там, где эффект от его применения будет максимальным - на второй ступени тандема, на третьей ступени пакета и на разгонных блоках. На первой ступени применение водорода неоправданно. На второй ступени пакета - на мой взгляд тоже. Собственно, что далеко ходить - Дельта-4. ПОЛНОСТЬЮ водородная РН, пакетной схемы. При стартовой массе 650 тонн ПН на LEO - как у полностью гептилового Протона с массой на 50 тонн выше. Это показывает, что водород не есть некая панацея, его тоже надо с умом применять.

ЦитироватьПрошу прощения, я не против водорода. Но там, где эффект от его применения будет максимальным - на второй ступени тандема, на третьей ступени пакета и на разгонных блоках. На первой ступени применение водорода неоправданно. На второй ступени пакета - на мой взгляд тоже. Собственно, что далеко ходить - Дельта-4. ПОЛНОСТЬЮ водородная РН, пакетной схемы. При стартовой массе 650 тонн ПН на LEO - как у полностью гептилового Протона с массой на 50 тонн выше. Это показывает, что водород не есть некая панацея, его тоже надо с умом применять.

Причина невысокой массовой отдачи Дельты-4Хэви совсем не в водороде, это уже обсуждали. Основные факторы такой ситуации - крайне низкие тяговооруженности ступеней, невысокий УИ RS-68 и унификация ЦБ и ББ, что вызвало необходимость дросселирования ЖРД центра. Расчеты показывают, что 2-хступенчатая РН с водородным ЦБ и 3-хступенчатая с водородом на 3-й ступени (при тяговооруженности 1-й ступени 1.5) практически равнозначны. Но для "трёхступа" надо иметь три типа ЖРД. Если же унифицировать ЦБ и ББ, то "трёхступ" сильно проигрывает по МюПГ, что наглядно демонстрируют проекты Енисей-5 и Амур-5.

Ну Дмитрий, вы, конечно, известный апологет водородников, но всегда что-нибудь "вылазит", снижая эффект от использования водорода на первой ступени. Ну давайте сравнивать не дельту хэви с протоном, а дельту медиум с атласом-5. Те же яйца, только в профиль. Низкая тяговооружённость - частично следствие высокой удельной массы водородных движков и водородных баков. Низкий удельный импульс - частично следствие отказа от "дорогих" "классических" водородных технологий. Килограмм сухой массы водородной ракеты стоит дороже килограмма керосиновой.

ЦитироватьНу Дмитрий, вы, конечно, известный апологет водородников, но всегда что-нибудь "вылазит", снижая эффект от использования водорода на первой ступени. Ну давайте сравнивать не дельту хэви с протоном, а дельту медиум с атласом-5. Те же яйца, только в профиль. Низкая тяговооружённость - частично следствие высокой удельной массы водородных движков и водородных баков. Низкий удельный импульс - частично следствие отказа от "дорогих" "классических" водородных технологий. Килограмм сухой массы водородной ракеты стоит дороже килограмма керосиновой.

Насчет стоимости килограмма конструкции Дельты-4 не уверен. Там гладкие баки, подкрепленные шпангоутами, а на Атласн-5, к примеру, вафля. Так что, водород дал возможность использовать очень простую и достаточно дешевую конструкцию, сохраняя одновременно довольно высокую массовую отдачу.

ЦитироватьПо поводу водорода на второй ступени В ПАКЕТЕ - так нету выгоды. Плюсы от более высокого УИ с лихвой сьедаются меньшим совершенством ступени и бОльшим аэродинамическми сопротивлением.

Эээ... А можно с цифрами это доказать? Энергия  с нормальным расположением  ПГ  126т... Может существовали проработки керосинового ЦБ на ту же массу и дешевле?
В любом случае константой должны быть боковушки. А ЦБ пусть проектирует кто хочет. Водородный/керосиновый/метановый  пусть даже параллельно существуют, но чисто на коммерческой основе.
Мне например очень нравятся ступени с 1 рд-170/180, если такой керосиновый ЦБ сделают  и он будет дешевле водорода за килограмм ПГ то прекрасно.

Цитировать

ЦитироватьПо поводу водорода на второй ступени В ПАКЕТЕ - так нету выгоды. Плюсы от более высокого УИ с лихвой сьедаются меньшим совершенством ступени и бОльшим аэродинамическми сопротивлением.

Эээ... А можно с цифрами это доказать?

В смысле? Предоставить секретный документ 1984 года? :shock: Увы, это не в моих силах. А пока смотрите проект РН "Енисей-5" от ЦиХ.

Энергия с керосиновым ЦБ - это РЛА-150. Или, если угодно, Енисей, Виктория-К или Ангара-100.

А на Атласе-3 к примеру был УЖЕ РД-180, но ЕЩЕ надувной бак из нержавейки - куда уж глаже ;-).

ЦитироватьЭнергия с керосиновым ЦБ - это РЛА-150. Или, если угодно, Енисей, Виктория-К или Ангара-100.

А на Атласе-3 к примеру был УЖЕ РД-180, но ЕЩЕ надувной бак из нержавейки - куда уж глаже ;-).

Энергии с керосиновым ЦБ никогда не было. Самые первые проработки всего  семейства РЛА (а не только РЛА-150) базировались на применении циклина. Но уже в 1974 основным вариантом стал водородный ЦБ.
Что касается ранних Атласов, то высокое совершенство топливного отсека было куплено ценой усложнения производства и эксплуатации.

Керосин, циклин - это тонкости. Физически это совместимые топлива. Разница куда меньше чем скажем между керосином и метаном.

ЦитироватьНу давайте сравнивать не дельту хэви с протоном, а дельту медиум с атласом-5. Те же яйца, только в профиль. Низкая тяговооружённость - частично следствие высокой удельной массы водородных движков и водородных баков. Низкий удельный импульс - частично следствие отказа от "дорогих" "классических" водородных технологий. Килограмм сухой массы водородной ракеты стоит дороже килограмма керосиновой.

Когда конкурент покупает по-дешевке выжатую керосинку, то конечно водородник будет дороже и относительно хуже по удельным параметрам. Плюс к тому тяговооруженность РН делают для оптимизации семейства, а не отдельной модификации. Но в целом водород на Дельте применен, чтобы упростить конструкцию и не гнаться за массовым совершенством.

И сколько там в результате Дельта стоит? А Ариан-5 сколько? А Атлас-5? (на Атлас кстати могли бы поставить 1 F-1 ;-D)

F-1 Атлас бы не удешевил и был избыточен по тяге. А цены из открытого доступа вообще ни о чем не говорят.

Цитировать

ЦитироватьНу давайте сравнивать не дельту хэви с протоном, а дельту медиум с атласом-5. Те же яйца, только в профиль. <...> Килограмм сухой массы водородной ракеты стоит дороже килограмма керосиновой.

Насчет стоимости килограмма конструкции Дельты-4 не уверен. Там гладкие баки, подкрепленные шпангоутами, а на Атласн-5, к примеру, вафля. Так что, водород дал возможность использовать очень простую и достаточно дешевую конструкцию, сохраняя одновременно довольно высокую массовую отдачу.

Зато там нужна теплоизоляция, которой нет на Атласе. Да и насчёт шпангоутов - там свои проблемы будут, т.к. сварные швы должны выдерживать термоциклирование до водородных температур. Форма (сечение) и технология изготовления самих шпангоутов тоже представляет интерес.
Притом, кроме баков, водородная арматура сложнее керосиновой (и кислородной). Обеспечение пожаровзрывобезопасности у водородной ракеты тоже дороже стоит, чем у керосиновой.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу давайте сравнивать не дельту хэви с протоном, а дельту медиум с атласом-5. Те же яйца, только в профиль. <...> Килограмм сухой массы водородной ракеты стоит дороже килограмма керосиновой.

Насчет стоимости килограмма конструкции Дельты-4 не уверен. Там гладкие баки, подкрепленные шпангоутами, а на Атласн-5, к примеру, вафля. Так что, водород дал возможность использовать очень простую и достаточно дешевую конструкцию, сохраняя одновременно довольно высокую массовую отдачу.

Зато там нужна теплоизоляция, которой нет на Атласе. Да и насчёт шпангоутов - там свои проблемы будут, т.к. сварные швы должны выдерживать термоциклирование до водородных температур. Форма (сечение) и технология изготовления самих шпангоутов тоже представляет интерес.
Притом, кроме баков, водородная арматура сложнее керосиновой (и кислородной). Обеспечение пожаровзрывобезопасности у водородной ракеты тоже дороже стоит, чем у керосиновой.

Не думаю,  что СПВП для керосинок сильно дешевле. Керосин тоже течет дай Боже, а с кислородом образует взрывоопасную смесь. Теплоизоляция? А чего там особо дорогого? Пенополиуретан низкой плотности (или аналог) , его нужно-то от силы тонну на, скажем, Дельту-4М. К тому же теплоизоляция позволяет сохранить эффект криоупрочнения. Кстати, а на Атласе-5 бак ЖК не покрыт ли теплоизоляцией?

ЦитироватьПакет же типа Энергии мне категорически не нравится. 105 тонн ПН из 2400 стартовой массы - менее 5% - это ж курам на смех ;-), учитывая обьем водородной заправки.

По проекту, вообще-то, 105 т из 2375 т :wink:  И у какой РН массовая отдача выше? :roll:

ЦитироватьНе думаю, что СПВП для керосинок сильно дешевле. Керосин тоже течет дай Боже, а с кислородом образует взрывоопасную смесь.

Керосин испаряется и воспламеняется гораздо хуже, бак вообще можно в атмосферу вентилировать, система дожигания выбросов не нужна.

ЦитироватьТеплоизоляция? А чего там особо дорогого? Пенополиуретан низкой плотности (или аналог) , его нужно-то от силы тонну на, скажем, Дельту-4М. К тому же теплоизоляция позволяет сохранить эффект криоупрочнения.

Сам материал может и недорог, но технология нанесения чего-то стоит, так понемногу и набирается.

ЦитироватьКстати, а на Атласе-5 бак ЖК не покрыт ли теплоизоляцией?

Не покрыт.

Цитировать

ЦитироватьПакет же типа Энергии мне категорически не нравится. 105 тонн ПН из 2400 стартовой массы - менее 5% - это ж курам на смех ;-), учитывая обьем водородной заправки.

По проекту, вообще-то, 105 т из 2375 т :wink:  И у какой РН массовая отдача выше? :roll:

Вообще-то злые языки говорят, что ПН Энергии была урезана на 20% из-за особенностей траектории запуска и оптимизации полей падения.
Так что реально порядка 125 т.

ЦитироватьВообще-то злые языки говорят, что ПН Энергии была урезана на 20% из-за особенностей траектории запуска и оптимизации полей падения.
Так что реально порядка 125 т.

При тех же самых стартовых параметрах?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПакет же типа Энергии мне категорически не нравится. 105 тонн ПН из 2400 стартовой массы - менее 5% - это ж курам на смех ;-), учитывая обьем водородной заправки.

По проекту, вообще-то, 105 т из 2375 т :wink:  И у какой РН массовая отдача выше? :roll:

Вообще-то злые языки говорят, что ПН Энергии была урезана на 20% из-за особенностей траектории запуска и оптимизации полей падения.
Так что реально порядка 125 т.

Не только из-за полей падения. Там много чего было.

Цитировать

ЦитироватьА я вот думаю, что нужна ПН от 10 до примерно 80 тонн, больше не нать. И наиболее востребованными будут 40 тонн. И что на Луну надо летать многопуском. И именно под это надо делать ЖД-транспортируемый пакет.
Что вообще за стремление сделать все в один запуск? Нафига? Что, никто не понимает, что сборка на орбите - идеологически более правильный путь, чем проектирование все более,  БОЛЕЕ и БОЛЕЕ[/size] крупных носителей?

А Вы в курсе, сколько длится сборка и предстартовая подготовка носителя?
И с какой частотой можно с одного стартового комплекса пускать ракеты? Если набирать например 200-тонных комплекс для полета к Луне на околоземке из 40-тонных "квантов", для его разгонного блока уже нужно использовать долгохронимые компоненты топлива, не водород, потому что он будет минимум несколько недель болтаться на орбите.
И откуда уверенность, что собрать и подготовить 5 40-тонных ракет с старту обязательно будет дешевле, чем 1 200-тонник?
Для меня это неочевидно.

Обратите внимание, я специально предлагаю супертяж с максимально простой конструкцией, с минимальным числом двигателей, баков и других деталей - именно для уменьшения трудоемкости его обслуживания.
Да, там большинство деталей и элементов имеют циклопические размеры, требуют специального оборудования. Например прожигать сверхмощные двигатели на обычных стендах невозможно. Но если построить стенды нужной размерности, что проще сделать: прожечь 50 2000-тонных двигателей или 500 200-тонных?
Так что первоначальные затраты на строительство уникального оборудования вполне могут быть компенсированы меньшими текущими расходами, при стабильном пуске нескольких супертяжей в год (помимо других проектов, стабильные пуски может обеспечить постоянно действующая Лунная база).

Полностью согласен с hcube.

Что за странная тяга к гигантизму?  :?  Кому и для чего потребуются в ближайшие десятилетия настолько грандиозные грузопотоки? Ну, я конечно понимаю, что при желании задачу всегда можно найти и даже обосновать, но главный-то вопрос -
Где взять экономику, способную потянуть такие затраты ??[/size]

Именно в этом ключевой вопрос. Мечтать и строить планы разумнее из достижимого, а точнее даже доступного. Надеяться, что 20% экономики страны будут работать на обеспечение грузопотока в космос, мягко говоря, наивно.

ЦитироватьСборка на орбите модулей из отдельных кусков - вот это действительно очень сложная, трудоемкая и дорогостоящая задача.
Тащить туда все необходимое оборудование, варить в условиях открытого космоса, проверять надежность...

Это технически реализуемо, но зачем? 50-тонные модули в принципе подходят для любой мыслимой ОС.

Вот именно.
40-50-тонные модули лет на 15-20 покроют ВСЕ потребности космонавтики в тяжелых моногрузах. Даже для регулярных рейсов на лунную базу (с готовым модулем для нее!)  достаточно 50-тонной водородной ступени и одной стыковки на околоземной орбите - соединение её с ПН.
Да и марсианский корабль (которых имхо нужно пока только 1-2, а если больше - то всё равно только один в 3 года) можно собрать из 4-6 таких же ГОТОВЫХ блоков. По 3 пуска в месяц с каждой ПУ - это за месяц собрать, снять кожухи ЭВТИ - и вперёд. До L1, a дальше на ЭРД.

ЦитироватьЧто за странная тяга к гигантизму?  :?  Кому и для чего потребуются в ближайшие десятилетия настолько грандиозные грузопотоки? Ну, я конечно понимаю, что при желании задачу всегда можно найти и даже обосновать, но главный-то вопрос -
Где взять экономику, способную потянуть такие затраты ??[/size]

Именно в этом ключевой вопрос. Мечтать и строить планы разумнее из достижимого, а точнее даже доступного. Надеяться, что 20% экономики страны будут работать на обеспечение грузопотока в космос, мягко говоря, наивно.

Для начала о стоимости. Американцы десятилетиями регулярно пускали Шаттлы, по 400 миллионов за пуск.
Сколько будет стоить пуск 300-тонника, сейчас с точностью до копейки сказать сложно. Возьмем 1 миллиард долларов, с учетом "отбивки" средств на разработку.
Два-три пуска в год - два-три миллиарда.
Вполне сравнимо с бюджетом Роскосмоса за 2008 год - полтора миллиарда.
Конечно для обеспечения такого грузопотока нужно расходы на космос в разы увеличивать, но не на порядки.
Про 20% ВВП страны речь и близко не идет.
ВВП России за 2005 год - 766 миллиардов долларов. Порядка 1% тратить на космос страна вполне может себе позволить.

Спросите, как выбить такие деньги, почему их должно выделить государство? Потому что в виде морковки будет решение энергетической проблемы за счет лунного гелия.

Не, 1 млрд. за пуск - мало. Для Вашего 300-тонника надо заново создавать всю производственную и наземную инфраструктуру. А это десятки миллиардов долларов. Отбиваться они будут очень долго.

ЦитироватьНасчет стоимости килограмма конструкции Дельты-4 не уверен. Там гладкие баки, подкрепленные шпангоутами, а на Атласн-5, к примеру, вафля. Так что, водород дал возможность использовать очень простую и достаточно дешевую конструкцию, сохраняя одновременно довольно высокую массовую отдачу.

В интернете были фотографии Дельты-4 изнутри.
Там вафля. Треугольная.

Цитировать

ЦитироватьНасчет стоимости килограмма конструкции Дельты-4 не уверен. Там гладкие баки, подкрепленные шпангоутами, а на Атласн-5, к примеру, вафля. Так что, водород дал возможность использовать очень простую и достаточно дешевую конструкцию, сохраняя одновременно довольно высокую массовую отдачу.

В интернете были фотографии Дельты-4 изнутри. Там вафля. Треугольная.

О! Интересно было бы взглянуть, а то по картинкам из НК я думал, что это гладкая, подкрепленная шпангоутами, обечайка.

Если найду, выложу. Но видел где-то лет 5-6 назад (ЕМНИП на spaceflightnow), так что быстро найти не обещаю.
Кстати, если учесть необходимость ступени работать в трехблочном пакете, наличие вафли неудивительно.

ЦитироватьДля начала о стоимости. Американцы десятилетиями регулярно пускали Шаттлы, по 400 миллионов за пуск.
Сколько будет стоить пуск 300-тонника, сейчас с точностью до копейки сказать сложно. Возьмем 1 миллиард долларов, с учетом "отбивки" средств на разработку.
Два-три пуска в год - два-три миллиарда.
Вполне сравнимо с бюджетом Роскосмоса за 2008 год - полтора миллиарда.
Конечно для обеспечения такого грузопотока нужно расходы на космос в разы увеличивать, но не на порядки.
Про 20% ВВП страны речь и близко не идет.
ВВП России за 2005 год - 766 миллиардов долларов. Порядка 1% тратить на космос страна вполне может себе позволить.

Спросите, как выбить такие деньги, почему их должно выделить государство? Потому что в виде морковки будет решение энергетической проблемы за счет лунного гелия.

Да не выбить такие деньги. Никак. Потому что есть и другие статьи космического бюджета. И даже с миллиардным ВВП сумма получается неоправданной никакими морковками.
Кстати, лунный гелий-3 никакая не морковка, а скорее кокосовый орех на песчаном острове. Мечтаете сбить его с 20-метровой пальмы, ищете способ, но не понимаете, что внутрь попасть вё равно не удастся ;) Технологий нет, и цена их неизвестна, но УЖЕ ЯСНО, что если бы они стоили разумную сумму, то их бы уже разработали.

И вообще, хватт уходить от темы - а то это уже действитльно как какая-то мания.

ЦитироватьНе, 1 млрд. за пуск - мало. Для Вашего 300-тонника надо заново создавать всю производственную и наземную инфраструктуру. А это десятки миллиардов долларов. Отбиваться они будут очень долго.

Совершенно верно, десятки миллиардов. А сколько именно - предлагаю обсудить в соответствующей теме.

Фотку внутренностей Дельты-4 я, например, так и не нашел.

Есть фото Дельты-2:

(http://www.boeingmedia.com/thumbnails/lrg/0/8/836.jpg)

Вот здесь хорошо видно:

http://www.boeingmedia.com/imageDetail.cfm?id=836&KeyWord=Delta&BuId=0&caid=0&prid=0&sc=lrg&pn=13

По конструкции Дельты-2 нельзя судить о Дельте-4.

ЦитироватьПо конструкции Дельты-2 нельзя судить о Дельте-4.

О чем и речь. Щас под рукой негде посмотреть, то ощущения такие, что там гладкостенка, ИМХО, конечно :)

В НК № 2-2005 есть рисунок Дельты-4Н, там вафля довольно четко просматривается.

ЦитироватьВ НК № 2-2005 есть рисунок Дельты-4Н, там вафля довольно четко просматривается.

Хм, сейчас посмотрел на диске с разным увеличением: какая-то фактура присутствует, но однозначно сказать, что это вафля, я не могу :roll:

Вроде просматривается :)

(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/pc_d4_tech_print3.jpg)

ЦитироватьВроде просматривается :)(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/pc_d4_tech_print3.jpg)

Хм, точно. Тогда почему ССВ такой тяжелый? :roll:

Это уж Вам, мастер, решать :)  :D

Так межбаковый отсек, изрядной длины межступенчатый переходник, нижнее крепление ускорителей, довольно велика доля двигателя с отвратительной удельной масой, вот оно и набирается в сравнении с другими водородными ступенями.

ЦитироватьТак межбаковый отсек, изрядной длины межступенчатый переходник, нижнее крепление ускорителей, довольно велика доля двигателя с отвратительной удельной масой, вот оно и набирается в сравнении с другими водородными ступенями.

Ну, положим, для Водородной Ангары, хотя в ней межбаков нет, я для ББ и худшее совершенство брал. Но именно, в расчете на гладкие баки.

Цитировать

ЦитироватьТак межбаковый отсек, изрядной длины межступенчатый переходник, нижнее крепление ускорителей, довольно велика доля двигателя с отвратительной удельной масой, вот оно и набирается в сравнении с другими водородными ступенями.

Ну, положим, для Водородной Ангары, хотя в ней межбаков нет, я для ББ и худшее совершенство брал. Но именно, в расчете на гладкие баки.

А гладкие баки у Вас случаем не складываются при хранении?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТак межбаковый отсек, изрядной длины межступенчатый переходник, нижнее крепление ускорителей, довольно велика доля двигателя с отвратительной удельной масой, вот оно и набирается в сравнении с другими водородными ступенями.

Ну, положим, для Водородной Ангары, хотя в ней межбаков нет, я для ББ и худшее совершенство брал. Но именно, в расчете на гладкие баки.

А гладкие баки у Вас случаем не складываются при хранении?

Нет, т.к. подкреплены шпангоутами или наддуты, или и то и другое

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТак межбаковый отсек, изрядной длины межступенчатый переходник, нижнее крепление ускорителей, довольно велика доля двигателя с отвратительной удельной масой, вот оно и набирается в сравнении с другими водородными ступенями.

Ну, положим, для Водородной Ангары, хотя в ней межбаков нет, я для ББ и худшее совершенство брал. Но именно, в расчете на гладкие баки.

А гладкие баки у Вас случаем не складываются при хранении?

Нет, т.к. подкреплены шпангоутами или наддуты, или и то и другое

А разве наддув в экспуатации хорош??? Американцы от него отказались....
А шпангоуты делают баки дороже вафельных!!!  :wink:

Цитировать...А шпангоуты делают баки дороже вафельных!!! :wink:

"Вы просто не умеете их готовить" :lol:

Цитировать

Цитировать...А шпангоуты делают баки дороже вафельных!!! :wink:

"Вы просто не умеете их готовить" :lol:

Пустые слова.....

Вы трудоёмкость сварных швов и расточки шпангоутов посчитайте сначала, а потом сравните это с трудоёмкостью вафельных баков ))

Цитировать

Цитировать

Цитировать...А шпангоуты делают баки дороже вафельных!!! :wink:

"Вы просто не умеете их готовить" :lol:

Пустые слова.....Вы трудоёмкость сварных швов и расточки шпангоутов посчитайте сначала, а потом сравните это с трудоёмкостью вафельных баков ))

Во-первых, зачем растачивать шпангоуты? Их можно, к примеру, сделать наборными (сварными конечно) из гнутых, прессованных и штампованных элементов :wink:

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать...А шпангоуты делают баки дороже вафельных!!! :wink:

"Вы просто не умеете их готовить" :lol:

Пустые слова.....Вы трудоёмкость сварных швов и расточки шпангоутов посчитайте сначала, а потом сравните это с трудоёмкостью вафельных баков ))

Во-первых, зачем растачивать шпангоуты? Их можно, к примеру, сделать наборными (сварными конечно) из гнутых, прессованных и штампованных элементов :wink:

Вау.... а теперь посчитайте сколько будет всё это стоить  :wink:

У Вас стоимость баков растёт прям на глазах  :wink:

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать...А шпангоуты делают баки дороже вафельных!!! :wink:

"Вы просто не умеете их готовить" :lol:

Пустые слова.....Вы трудоёмкость сварных швов и расточки шпангоутов посчитайте сначала, а потом сравните это с трудоёмкостью вафельных баков ))

Во-первых, зачем растачивать шпангоуты? Их можно, к примеру, сделать наборными (сварными конечно) из гнутых, прессованных и штампованных элементов :wink:

Вау.... а теперь посчитайте сколько будет всё это стоить :wink: У Вас стоимость баков растёт прям на глазах :wink:

Да, уж, думаю, гораздо дешевле, чем "строгать" вафлю :wink:

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать...А шпангоуты делают баки дороже вафельных!!! :wink:

"Вы просто не умеете их готовить" :lol:

Пустые слова.....Вы трудоёмкость сварных швов и расточки шпангоутов посчитайте сначала, а потом сравните это с трудоёмкостью вафельных баков ))

Во-первых, зачем растачивать шпангоуты? Их можно, к примеру, сделать наборными (сварными конечно) из гнутых, прессованных и штампованных элементов :wink:

Вау.... а теперь посчитайте сколько будет всё это стоить :wink: У Вас стоимость баков растёт прям на глазах :wink:

Да, уж, думаю, гораздо дешевле, чем "строгать" вафлю :wink:

Ну опять слова.... посчитайте сначала  :wink:

И вафлю не строгают, её фрезеруют  :wink:

ЦитироватьНу опять слова.... посчитайте сначала :wink: И вафлю не строгают, её фрезеруют :wink:

Да, уж, догадываюсь :wink: (иначе, кавычки бы не ставил). То есть Вы хотите сказать, что гладкая обечайка и несколько шпангоутов (швеллер или Z-бразный), каждый из которых изготовлен из 3-4 штампованных деталей будут дороже фрезерованной обечайки? :roll:

Цитировать

ЦитироватьНу опять слова.... посчитайте сначала :wink: И вафлю не строгают, её фрезеруют :wink:

Да, уж, догадываюсь :wink: (иначе, кавычки бы не ставил). То есть Вы хотите сказать, что гладкая обечайка и несколько шпангоутов (швеллер или Z-бразный), каждый из которых изготовлен из 3-4 штампованных деталей будут дороже фрезерованной обечайки? :roll:

Ну вопервых начнём с того, что если у Вас в обечайке присутствуют утолщения в зоне сварных швов, то гладкая (точнее уже не гладкая) панель будет ни чуть не дешевле фрезерованной.
Когда Вы вводите шпагоуты, то почти в 2 раза увеличиваете количество операций кольцевой сварки и торцовки.
Наборные шпангоуты тоже просто так сделать не удаётся, нужна точёная основа, на неё навариваются в приспособлении остальные элементы (и всё это вручную). И я не понял про зетик и швеллер.... таврик не устраивает? Если от ручной сварки отказываетесь, то всёравно нужна точёная основа к которой приклёпывается стенка и пояс (тоже ручная работа с использованием приспособ).

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу опять слова.... посчитайте сначала :wink: И вафлю не строгают, её фрезеруют :wink:

Да, уж, догадываюсь :wink: (иначе, кавычки бы не ставил). То есть Вы хотите сказать, что гладкая обечайка и несколько шпангоутов (швеллер или Z-бразный), каждый из которых изготовлен из 3-4 штампованных деталей будут дороже фрезерованной обечайки? :roll:

Ну вопервых начнём с того, что если у Вас в обечайке присутствуют утолщения в зоне сварных швов, то гладкая (точнее уже не гладкая) панель будет ни чуть не дешевле фрезерованной.Когда Вы вводите шпагоуты, то почти в 2 раза увеличиваете количество операций кольцевой сварки и торцовки.Наборные шпангоуты тоже просто так сделать не удаётся, нужна точёная основа, на неё навариваются в приспособлении остальные элементы (и всё это вручную). И я не понял про зетик и швеллер.... таврик не устраивает? Если от ручной сварки отказываетесь, то всёравно нужна точёная основа к которой приклёпывается стенка и пояс (тоже ручная работа с использованием приспособ).

Все бы Вам точить :lol:  Гнуть, штамповать и приваривать контактной сваркой Вас не устраивает?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу опять слова.... посчитайте сначала :wink: И вафлю не строгают, её фрезеруют :wink:

Да, уж, догадываюсь :wink: (иначе, кавычки бы не ставил). То есть Вы хотите сказать, что гладкая обечайка и несколько шпангоутов (швеллер или Z-бразный), каждый из которых изготовлен из 3-4 штампованных деталей будут дороже фрезерованной обечайки? :roll:

Ну вопервых начнём с того, что если у Вас в обечайке присутствуют утолщения в зоне сварных швов, то гладкая (точнее уже не гладкая) панель будет ни чуть не дешевле фрезерованной.Когда Вы вводите шпагоуты, то почти в 2 раза увеличиваете количество операций кольцевой сварки и торцовки.Наборные шпангоуты тоже просто так сделать не удаётся, нужна точёная основа, на неё навариваются в приспособлении остальные элементы (и всё это вручную). И я не понял про зетик и швеллер.... таврик не устраивает? Если от ручной сварки отказываетесь, то всёравно нужна точёная основа к которой приклёпывается стенка и пояс (тоже ручная работа с использованием приспособ).

Все бы Вам точить :lol:  Гнуть, штамповать и приваривать контактной сваркой Вас не устраивает?

Да, да, да...... знаю, в союзе в конической части шпангоуты вставлены и приварены кантактной сваркой.... а как вовнутрь цилиндрической обечайки засунуть этот шпангоут и приварить там?

ЦитироватьДа, да, да...... знаю, в союзе в конической части шпангоуты вставлены и приварены кантактной сваркой.... а как вовнутрь цилиндрической обечайки засунуть этот шпангоут и приварить там?

"Есть много, друг Горацио, такого, что и не снилось нашим мудрецам!...", С  :wink:

Цитировать

ЦитироватьДа, да, да...... знаю, в союзе в конической части шпангоуты вставлены и приварены кантактной сваркой.... а как вовнутрь цилиндрической обечайки засунуть этот шпангоут и приварить там?

"Есть много, друг Горацио, такого, что и не снилось нашим мудрецам!...", С  :wink:

Ну Вы расскажите сначала.... да и к томуже контактная сварка тоже кажись не автоматом делается....

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДа, да, да...... знаю, в союзе в конической части шпангоуты вставлены и приварены кантактной сваркой.... а как вовнутрь цилиндрической обечайки засунуть этот шпангоут и приварить там?

"Есть много, друг Горацио, такого, что и не снилось нашим мудрецам!...", С :wink:

Ну Вы расскажите сначала.... да и к томуже контактная сварка тоже кажись не автоматом делается....

Если честно, то не знаю, Павел. Я же не технолог. Есть кой-какие соображения, но точно не уверен. Надеюсь, на Форуме есть люди, реально знакомые с технологией производства "семёрки". Может, они что подскажут?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДа, да, да...... знаю, в союзе в конической части шпангоуты вставлены и приварены кантактной сваркой.... а как вовнутрь цилиндрической обечайки засунуть этот шпангоут и приварить там?

"Есть много, друг Горацио, такого, что и не снилось нашим мудрецам!...", С :wink:

Ну Вы расскажите сначала.... да и к томуже контактная сварка тоже кажись не автоматом делается....

Если честно, то не знаю, Павел. Я же не технолог. Есть кой-какие соображения, но точно не уверен. Надеюсь, на Форуме есть люди, реально знакомые с технологией производства "семёрки". Может, они что подскажут?

Да тут и подсказывать нечего.... просто не надо полагаться на то, в чём не уверен....

восновном те кто рассказывает какая вафля дорогая ни разу не видели как она производится и как производятся гладкие обечайки.... не видели как делаются шпангоуты и т.п.

ЦитироватьНу Вы расскажите сначала.... да и к томуже контактная сварка тоже кажись не автоматом делается....

А в чем собственно проблема в автоматизации контактной сварки на круглой обечайке? Клепальный автомат видели? Вот и сварочный робот примерно так же работает.

Цитировать

ЦитироватьНу Вы расскажите сначала.... да и к томуже контактная сварка тоже кажись не автоматом делается....

А в чем собственно проблема в автоматизации контактной сварки на круглой обечайке? Клепальный автомат видели? Вот и сварочный робот примерно так же работает.

Ага....

первое - засуньте шпангоут в цилиндрическую обечайку

второе - сделайте универсальный механизм, который будет находится изнутри для сварки

третье - сделайте приспособу для выставления шпангоута относительно обечайки

четвёртое - посчитайте время проведения сварочных операций

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу Вы расскажите сначала.... да и к томуже контактная сварка тоже кажись не автоматом делается....

А в чем собственно проблема в автоматизации контактной сварки на круглой обечайке? Клепальный автомат видели? Вот и сварочный робот примерно так же работает.

Ага....

первое - засуньте шпангоут в цилиндрическую обечайку

второе - сделайте универсальный механизм, который будет находится изнутри для сварки

третье - сделайте приспособу для выставления шпангоута относительно обечайки

четвёртое - посчитайте время проведения сварочных операций

А вы не пробовали заталкивать зубную пасту обратно в тюбик? Правда интересная задача?  :D

Если бы технологи рассуждали в соответствии с вашей логикой, то у самолета сначала бы клепали обшивку фюзеляжа, а уж потом бы заталкивали в него силовой набор, проявляя чудеса изобретательности.

Кто вам мешает сделать оснастку, вокруг которой собирается весь набор включая сварную обечайку? После сборки оснастка выдвигается из собранной бочки и на ней собирается следующая часть. Правда гениально?

ЦитироватьПравда гениально?

Правда. Люблю умных.

Цитировать

ЦитироватьПравда гениально?

Правда. Люблю умных.

Да на здоровье. Хотя на самом деле ничего гениального тут нет, стандартный прием тех. процесса сборки аэропланов. Я думаю при сборке РН технология близка. Или вы собираете секцию от внешнего контура, в этом случае ложементы стапеля снаружи секции. Соотвественно погрешности сборки растут внутрь. Либо собираете от набора, в этом случае стапель внутри секции. Погрешности растут наружу, что несколько усложняет дело, что решаемо. Можно собирать комбинируя вышеуказанные методы, когда шпангоуты (или крупные части оных) собираются в стапеле от внешнего контура, а обечайка накладывается на них, методом "от набора".

А можно ли силовой набор бака сделать внешним? На двухкорпусных апл шпангоуты внешние. Теплоизоляция "залижет" неровности силового набора.

Слыхал что "вафля" делается еще и химически. Тогда бак сваривается как труба, затем внутри проезжает автомат наносящий кислотостойкую краску согласно схеме силового набора и все заливается кислотой. Для Аполлона вроде такое делали, почему сейчас не применяют.

ЦитироватьА разве наддув в экспуатации хорош??? Американцы от него отказались....

Ну постоянный конечно не очень, но Протон вот наддувается от начала сборки и до пуска.

ЦитироватьА можно ли силовой набор бака сделать внешним? На двухкорпусных апл шпангоуты внешние. Теплоизоляция "залижет" неровности силового набора.

Слыхал что "вафля" делается еще и химически. Тогда бак сваривается как труба, затем внутри проезжает автомат наносящий кислотостойкую краску согласно схеме силового набора и все заливается кислотой. Для Аполлона вроде такое делали, почему сейчас не применяют.

А сколько надо кислоты и как гарантировалась заданная глубина травления?

ЦитироватьСлыхал что "вафля" делается еще и химически. Тогда бак сваривается как труба, затем внутри проезжает автомат наносящий кислотостойкую краску согласно схеме силового набора и все заливается кислотой. Для Аполлона вроде такое делали, почему сейчас не применяют.

Ну уж не труба, фрезеруются отдельные листы. Так же химически фрезеруют крупные листы для гладкой обечайки, чтобы по краям оставить утолщения для сварки, а мелкую вафлю видимо проще механически фрезеровать.

ЦитироватьДа, да, да...... знаю, в союзе в конической части шпангоуты вставлены и приварены кантактной сваркой.... а как вовнутрь цилиндрической обечайки засунуть этот шпангоут и приварить там?

Можно и не засовывать, а приварить встык.

ЦитироватьА сколько надо кислоты и как гарантировалась заданная глубина травления?

Вроде точность там даже получше механики будет, вот как ребро вафли не протравить, не очень понятно.

На предполагаемое ребро наносится кислотостойкая краска.И все. Как минимум способ опробован для самого лунного корабля аполлона. Конечно с крупногабаритом могут быть проблемы, но способ ПМСМ весьма удачный ибо кислота копейки стоит, да и не думаю что уход в отбросы даже 50% листового металла который будет растворен стоит дороже станков фрезерных.. Тут как с РДТТ сложно начать, чем дальше тем проще.

Имелась в виду боковая сторона ребра, но думаю можно ширину ребра с запасом брать и лишнюю толщину снимать по мере углубления ячейки. Особенно учитывая, что само фрезерование делается не в бочке с кислотой, а с помощью электрохимического станка.

Цитировать

ЦитироватьДа, да, да...... знаю, в союзе в конической части шпангоуты вставлены и приварены кантактной сваркой.... а как вовнутрь цилиндрической обечайки засунуть этот шпангоут и приварить там?

Можно и не засовывать, а приварить встык.

Да, вот здесь-то и засада с торцеванием и т.п.

На Протоне по крайней мере так сделано, а на Космосе-3М и Циклоне были прессованные панели со стрингерами и навесными шпангоутами.
Кстати, много сейчас в мире новых РН без вафли? Атлас-5, Дельта-4, Ариан-5 точно с ней, интересно, как на Н-2А и СZ-5?

Цитировать

ЦитироватьА разве наддув в экспуатации хорош??? Американцы от него отказались....

Ну постоянный конечно не очень, но Протон вот наддувается от начала сборки и до пуска.

Правда??? А почему на Хруничеве об этом не знают?
Или Вы имеете ввиду транспортировку на ТУА?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу Вы расскажите сначала.... да и к томуже контактная сварка тоже кажись не автоматом делается....

А в чем собственно проблема в автоматизации контактной сварки на круглой обечайке? Клепальный автомат видели? Вот и сварочный робот примерно так же работает.

Ага....

первое - засуньте шпангоут в цилиндрическую обечайку

второе - сделайте универсальный механизм, который будет находится изнутри для сварки

третье - сделайте приспособу для выставления шпангоута относительно обечайки

четвёртое - посчитайте время проведения сварочных операций

А вы не пробовали заталкивать зубную пасту обратно в тюбик? Правда интересная задача?  :D

Если бы технологи рассуждали в соответствии с вашей логикой, то у самолета сначала бы клепали обшивку фюзеляжа, а уж потом бы заталкивали в него силовой набор, проявляя чудеса изобретательности.

Кто вам мешает сделать оснастку, вокруг которой собирается весь набор включая сварную обечайку? После сборки оснастка выдвигается из собранной бочки и на ней собирается следующая часть. Правда гениально?

Сначала варится обечайка, у неё появляется свой диаметр (периметр), отличный от чертежа, а потом туда надо засунуть шпангоут у которого тоже непонятно какой диаметр.

А Вы хотите собрать сначала всё в стапеле, а потом сварить все швы???

В принципе, шпангоут можно приварить на компенсаторах.

ЦитироватьПравда??? А почему на Хруничеве об этом не знают?
Или Вы имеете ввиду транспортировку на ТУА?

Об этом говорилось на вашем сайте, может и очередная ошибка, конечно.

ЦитироватьВ принципе, шпангоут можно приварить на компенсаторах.

Ну не всунете в уже сваренную трубу шпангоут..... да и смысла нет, когда гладкая панель (с компенсаторами) не дешевле вафельной.

ЦитироватьСначала варится обечайка, у неё появляется свой диаметр (периметр), отличный от чертежа, а потом туда надо засунуть шпангоут у которого тоже непонятно какой диаметр.А Вы хотите собрать сначала всё в стапеле, а потом сварить все швы???

Почему нет? Собираем панели секции - свариваем часть цилиндрической обечайки и сегменты шпангоутов. Потом в стапеле варим из панелей обечайку. Остается задача соединить сегменты шпангоутов в местах стыка - возможны варианты.

Цитировать

ЦитироватьПравда??? А почему на Хруничеве об этом не знают?
Или Вы имеете ввиду транспортировку на ТУА?

Об этом говорилось на вашем сайте, может и очередная ошибка, конечно.

Если про ТУА говорилось, то это правда....

но до этого момента баки и РН хранятся с ФОУ.

Цитировать

ЦитироватьСначала варится обечайка, у неё появляется свой диаметр (периметр), отличный от чертежа, а потом туда надо засунуть шпангоут у которого тоже непонятно какой диаметр.А Вы хотите собрать сначала всё в стапеле, а потом сварить все швы???

Почему нет? Собираем панели секции - свариваем часть цилиндрической обечайки и сегменты шпангоутов. Потом в стапеле варим из панелей обечайку. Остается задача соединить сегменты шпангоутов в местах стыка - возможны варианты.

А теперь прикинте трудоёмкость всего этого дела и оснастку!

ЦитироватьА теперь прикинте трудоёмкость всего этого дела и оснастку!

Прикинул - ничего фантастического.

ЦитироватьЕсли про ТУА говорилось, то это правда....

Вот цитата из описания подготовки Протона-К:

ЦитироватьСледует заметить, что топливные баки перед сборкой ракеты наддуваются и остаются постоянно наддутыми на всех этапах подготовки к пуску.

Цитировать

ЦитироватьЕсли про ТУА говорилось, то это правда....

Вот цитата из описания подготовки Протона-К:

ЦитироватьСледует заметить, что топливные баки перед сборкой ракеты наддуваются и остаются постоянно наддутыми на всех этапах подготовки к пуску.

Ну это оно и есть... в самом конце перед пуском.

Цитировать

ЦитироватьА теперь прикинте трудоёмкость всего этого дела и оснастку!

Прикинул - ничего фантастического.

Дааа???? А нарисуйте оснасточку и количество часов на это дело прикиньте.

ЦитироватьНу это оно и есть... в самом конце перед пуском.

А что перед сборкой - врут?

Цитировать

ЦитироватьНу это оно и есть... в самом конце перед пуском.

А что перед сборкой - врут?

Ну перед сборкой в МИКе фоу снимают, наддувают чуток....

это просто сделано для ТУА

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА теперь прикинте трудоёмкость всего этого дела и оснастку!

Прикинул - ничего фантастического.

Дааа???? А нарисуйте оснасточку и количество часов на это дело прикиньте.

А чего там рисовать? Один мужик с дрелью и простейшим кондуктором сверлит отверстия в стыковочных накладках и шпангоуте, а второй мужик приклепывает накладку к шпангоуту (заклепками одностороннего доступа). Второй вариант - один мужик с аппаратом контактной сварки приваривает накладку к сегментам шпангоута. :lol:

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА теперь прикинте трудоёмкость всего этого дела и оснастку!

Прикинул - ничего фантастического.

Дааа???? А нарисуйте оснасточку и количество часов на это дело прикиньте.

А чего там рисовать? Один мужик с дрелью и простейшим кондуктором сверлит отверстия в стыковочных накладках и шпангоуте, а второй мужик приклепывает накладку к шпангоуту (заклепками одностороннего доступа). Второй вариант - один мужик с аппаратом контактной сварки приваривает накладку к сегментам шпангоута. :lol:

Ну это уже не сказка.... ручная работа

а Вы про более ранние операции расскажите ))

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА теперь прикинте трудоёмкость всего этого дела и оснастку!

Прикинул - ничего фантастического.

Дааа???? А нарисуйте оснасточку и количество часов на это дело прикиньте.

А чего там рисовать? Один мужик с дрелью и простейшим кондуктором сверлит отверстия в стыковочных накладках и шпангоуте, а второй мужик приклепывает накладку к шпангоуту (заклепками одностороннего доступа). Второй вариант - один мужик с аппаратом контактной сварки приваривает накладку к сегментам шпангоута. :lol:

Ну это уже не сказка.... ручная работаа Вы про более ранние операции расскажите ))

Может Вам еще и маршрутную карту техпроцесса нарисовать? :lol:

ЦитироватьНу перед сборкой в МИКе фоу снимают, наддувают чуток....
это просто сделано для ТУА

А у Ангары так же будет?

Цитировать

ЦитироватьНу перед сборкой в МИКе фоу снимают, наддувают чуток....это просто сделано для ТУА

А у Ангары так же будет?

Она же вафельная - жесткости и так хватит.

У Протона на верхних ступенях тоже вафля есть.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА теперь прикинте трудоёмкость всего этого дела и оснастку!

Прикинул - ничего фантастического.

Дааа???? А нарисуйте оснасточку и количество часов на это дело прикиньте.

А чего там рисовать? Один мужик с дрелью и простейшим кондуктором сверлит отверстия в стыковочных накладках и шпангоуте, а второй мужик приклепывает накладку к шпангоуту (заклепками одностороннего доступа). Второй вариант - один мужик с аппаратом контактной сварки приваривает накладку к сегментам шпангоута. :lol:

Ну это уже не сказка.... ручная работаа Вы про более ранние операции расскажите ))

Может Вам еще и маршрутную карту техпроцесса нарисовать? :lol:

Ну так это простые слова.... сравнить стоимость вафельных баков с гладкими Вы не можете, но зато с лёгкостью говорите что вафельные дороже.

ЦитироватьНу так это простые слова.... сравнить стоимость вафельных баков с гладкими Вы не можете, но зато с лёгкостью говорите что вафельные дороже.

Ну так и Вы нам не даете сравнительную стоимость вафли и гладкой обечайки :wink: Задумчиво: и почему это кузова автомобилей варят из гладких листов, а не фрезеруют? :roll:

Цитировать

ЦитироватьНу так это простые слова.... сравнить стоимость вафельных баков с гладкими Вы не можете, но зато с лёгкостью говорите что вафельные дороже.

Ну так и Вы нам не даете сравнительную стоимость вафли и гладкой обечайки :wink: Задумчиво: и почему это кузова автомобилей варят из гладких листов, а не фрезеруют? :roll:

Ну если нет шпангоутов и обечайка действительно гладкая (без утолщений и компенсаторов, тоесть одной толщины покупного листа), то тогда она действительно дешевле вафельной в производстве.

Видимо потому, что они не круглые. :lol:
И что интересно, потом двери на некоторых закрываются. :roll:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу так это простые слова.... сравнить стоимость вафельных баков с гладкими Вы не можете, но зато с лёгкостью говорите что вафельные дороже.

Ну так и Вы нам не даете сравнительную стоимость вафли и гладкой обечайки :wink: Задумчиво: и почему это кузова автомобилей варят из гладких листов, а не фрезеруют? :roll:

Ну если нет шпангоутов и обечайка действительно гладкая (без утолщений и компенсаторов, тоесть одной толщины покупного листа), то тогда она действительно дешевле вафельной в производстве.

Не-не-не! Будем реалистами. Вы нам дайте цифры по "гладкой" химфрезерованной обечайке (с утолщениями в зоне сварных швов) и по вафле. Хотя бы за 1 кв.м. обечайки.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу так это простые слова.... сравнить стоимость вафельных баков с гладкими Вы не можете, но зато с лёгкостью говорите что вафельные дороже.

Ну так и Вы нам не даете сравнительную стоимость вафли и гладкой обечайки :wink: Задумчиво: и почему это кузова автомобилей варят из гладких листов, а не фрезеруют? :roll:

Ну если нет шпангоутов и обечайка действительно гладкая (без утолщений и компенсаторов, тоесть одной толщины покупного листа), то тогда она действительно дешевле вафельной в производстве.

Не-не-не! Будем реалистами. Вы нам дайте цифры по "гладкой" химфрезерованной обечайке (с утолщениями в зоне сварных швов) и по вафле. Хотя бы за 1 кв.м. обечайки.

Ладно.... стоимость химтравлёной панели 1,5 метра шириной и 6,5 метров длиной (хотя длина пофиг) стоит около 80...100 н\ч. Вафельная панель тойже площади обходится в 8 н\ч.

Все остальные операции (гибка, осветление, обрезка) у них одинаковы.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу так это простые слова.... сравнить стоимость вафельных баков с гладкими Вы не можете, но зато с лёгкостью говорите что вафельные дороже.

Ну так и Вы нам не даете сравнительную стоимость вафли и гладкой обечайки :wink: Задумчиво: и почему это кузова автомобилей варят из гладких листов, а не фрезеруют? :roll:

Ну если нет шпангоутов и обечайка действительно гладкая (без утолщений и компенсаторов, тоесть одной толщины покупного листа), то тогда она действительно дешевле вафельной в производстве.

Не-не-не! Будем реалистами. Вы нам дайте цифры по "гладкой" химфрезерованной обечайке (с утолщениями в зоне сварных швов) и по вафле. Хотя бы за 1 кв.м. обечайки.

Ладно.... стоимость химтравлёной панели 1,5 метра шириной и 6,5 метров длиной (хотя длина пофиг) стоит около 80...100 н\ч. Вафельная панель тойже площади обходится в 8 н\ч.

Все остальные операции (гибка, осветление, обрезка) у них одинаковы.

А теперь добавьте стоимость материала и утилизации отходов химфрезерования,  и будет вам счастье. Сварную же панель вам сварит автомат. В итоге получится дешевле, уверяю вас.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу так это простые слова.... сравнить стоимость вафельных баков с гладкими Вы не можете, но зато с лёгкостью говорите что вафельные дороже.

Ну так и Вы нам не даете сравнительную стоимость вафли и гладкой обечайки :wink: Задумчиво: и почему это кузова автомобилей варят из гладких листов, а не фрезеруют? :roll:

Ну если нет шпангоутов и обечайка действительно гладкая (без утолщений и компенсаторов, тоесть одной толщины покупного листа), то тогда она действительно дешевле вафельной в производстве.

Не-не-не! Будем реалистами. Вы нам дайте цифры по "гладкой" химфрезерованной обечайке (с утолщениями в зоне сварных швов) и по вафле. Хотя бы за 1 кв.м. обечайки.

Ладно.... стоимость химтравлёной панели 1,5 метра шириной и 6,5 метров длиной (хотя длина пофиг) стоит около 80...100 н\ч. Вафельная панель тойже площади обходится в 8 н\ч.

Все остальные операции (гибка, осветление, обрезка) у них одинаковы.

А теперь добавьте стоимость материала и будет вам счастье. Сварную же панель вам сварит автомат. В итоге получится дешевле, уверяю вас.

Один нормочас стоит 10 килограммов АМг6.

Гладкая панель весит примерно 60...70 кг. Из вафельной панели сдаётся в стружку около 80% металла. Итого 70/0,2*0,8=280 кг. или 28 н/ч. Тут я ещё не учёл что стружка сдаётся и что в гладкой панели 20...30% металла выбрасывается

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНасчет стоимости килограмма конструкции Дельты-4 не уверен. Там гладкие баки, подкрепленные шпангоутами, а на Атласн-5, к примеру, вафля. Так что, водород дал возможность использовать очень простую и достаточно дешевую конструкцию, сохраняя одновременно довольно высокую массовую отдачу.

В интернете были фотографии Дельты-4 изнутри. Там вафля. Треугольная.

О! Интересно было бы взглянуть, а то по картинкам из НК я думал, что это гладкая, подкрепленная шпангоутами, обечайка.

Увы, не нашлось... Похоже, дело было ещё в 2001-м.
Попалась на глаза только фотка с Атласом:
http://www.theimageoutlet.com/index.php?page=view&id=458561546&name=eelv_inside_72.jpeg
(http://img258.imageshack.us/img258/9440/eelvinside72ni7.jpg)

Цитировать

Цитировать"Всех утопить" (с) Фауст&Пушкин  :lol:  :lol:  :lol:

Хм, а кто ж останется? :roll:

Для лёгкких и средних, предпочтительнее тандем. Он дешевле. Вообще, 1 ступень-1 двигатель - это красиво  :lol:

Цитировать

Цитировать

Цитировать"Всех утопить" (с) Фауст&Пушкин  :lol:  :lol:  :lol:

Хм, а кто ж останется? :roll:

Для лёгкких и средних, предпочтительнее тандем. Он дешевле. Вообще, 1 ступень-1 двигатель - это красиво  :lol:

Красиво, но немного вступает в противоречие с требованием "безопасность ПУ при аварии ЖРД на старте".
Исходя из этого требования необходимо минимум 4 ЖРД при тяговооруженности 1,33. Либо минимум 3 при 1,5.
Впрочем при простой взрывозащищенной конструкции ПУ это требование имеет смысл снять.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНасчет стоимости килограмма конструкции Дельты-4 не уверен. Там гладкие баки, подкрепленные шпангоутами, а на Атласн-5, к примеру, вафля. Так что, водород дал возможность использовать очень простую и достаточно дешевую конструкцию, сохраняя одновременно довольно высокую массовую отдачу.

В интернете были фотографии Дельты-4 изнутри. Там вафля. Треугольная.

О! Интересно было бы взглянуть, а то по картинкам из НК я думал, что это гладкая, подкрепленная шпангоутами, обечайка.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5959.jpg)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНасчет стоимости килограмма конструкции Дельты-4 не уверен. Там гладкие баки, подкрепленные шпангоутами, а на Атласн-5, к примеру, вафля. Так что, водород дал возможность использовать очень простую и достаточно дешевую конструкцию, сохраняя одновременно довольно высокую массовую отдачу.

В интернете были фотографии Дельты-4 изнутри. Там вафля. Треугольная.

О! Интересно было бы взглянуть, а то по картинкам из НК я думал, что это гладкая, подкрепленная шпангоутами, обечайка.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5959.jpg)

Это Дельта-2, а хотелось бы "четверочку" посмотреть :roll:

В общем-то достаточно и рисунка.

ЦитироватьКрасиво, но немного вступает в противоречие с требованием "безопасность ПУ при аварии ЖРД на старте".
Исходя из этого требования необходимо минимум 4 ЖРД при тяговооруженности 1,33. Либо минимум 3 при 1,5.

А улетит при единичной тяговооруженности?
 

ЦитироватьВпрочем при простой взрывозащищенной конструкции ПУ это требование имеет смысл снять.

Главное не провалиться под стартовый стол.

ЦитироватьА теперь добавьте стоимость материала и утилизации отходов химфрезерования, и будет вам счастье. Сварную же панель вам сварит автомат.

А куда их нужно добавлять? Все гладкие сварные обечайки химически фрезерованы.

ЦитироватьВ общем-то достаточно и рисунка.

Для понимания конструктивных особенностей - да, для удовлетворения эстетических потребностей - нет :wink:

ЦитироватьКрасиво, но немного вступает в противоречие с требованием "безопасность ПУ при аварии ЖРД на старте".
Исходя из этого требования необходимо минимум 4 ЖРД при тяговооруженности 1,33. Либо минимум 3 при 1,5.
Впрочем при простой взрывозащищенной конструкции ПУ это требование имеет смысл снять.

Ужасное требование. Зачем скрещивать бульдога с носорогом? Проблемы со стартом -не проблемы собственно конструкторов ракеты, иначе выдвигая кучу требований к ракете получим квадратически кучу компромисов.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать"Всех утопить" (с) Фауст&Пушкин  :lol:  :lol:  :lol:

Хм, а кто ж останется? :roll:

Для лёгкких и средних, предпочтительнее тандем. Он дешевле. Вообще, 1 ступень-1 двигатель - это красиво  :lol:

Красиво, но немного вступает в противоречие с требованием "безопасность ПУ при аварии ЖРД на старте".
Исходя из этого требования необходимо минимум 4 ЖРД при тяговооруженности 1,33. Либо минимум 3 при 1,5.
Впрочем при простой взрывозащищенной конструкции ПУ это требование имеет смысл снять.

Я давно предлагал поставить на РН "катапульту". Четыре небольших ТТУ, при нормальной работе они дают заметный прирост тяги на старте, при аварии двигателя - уводят ракету со стола. Хоть на 100-300 метров, этого достаточно.

Дополнительные ТТУ ведут к удорожанию пуска и возикает ряд проблем с одновлеменностью их включения и чем-то там еще, не помню. В проекте Протона с ТТУ это описывалось - ТТУ предусматривалось запускать через неск. секунд после отрыва от стола. Поэтому наличие ТТУ не спасает при отказе двигателей непосредственно на старте, они в этот момент еще не работают. Тот же январский Зенит при наличие ТТУ все равно ушел бы под стол. Кроме того, под выхлопы ТТУ необходимы дополнительные отверстия в стартовом столе...

Неодновременность включения ни при чем, на Протоне ускорители предлагалось включать не сразу как раз из-за отсутствия газоходов для них, но для спасения старта некоторыми его повреждениями от выхлопа ТТУ в принципе можно было бы пожертвовать, а поскольку тяга ускорителей при аварии должна превышать вес РН, в нормальном полете они должны срабатывать в две ступени. При этом без ускорителей желательно иметь низкую тяговооруженность, иначе эффект от их применения будет невелик, а удорожают они РН изрядно, конструкцию придется усиливать, массовое совершенство ускорителей из-за высокой тяговооруженности и малого времени работы будет плохим. В итоге получается, что ускорители для аварийного увода целесообразны в случае, когда они представляют собой полноценную 1-ю ступень, а для обычной тандемной РН лучше иметь надежный маршевый двигатель.

Цитировать

ЦитироватьКрасиво, но немного вступает в противоречие с требованием "безопасность ПУ при аварии ЖРД на старте".
Исходя из этого требования необходимо минимум 4 ЖРД при тяговооруженности 1,33. Либо минимум 3 при 1,5.

А улетит при единичной тяговооруженности?

Улетит, улетит... Всегда есть возможность выдать гарантированный "форсаж" (НЯЗ, практически все ЖРД обеспечивают 102-105%  номинальной тяги).

Дело даже не в этом. Если тяга в точности равна весу (а ведь ракета легчает с каждой секундой), но авария произошла после отрыва ракеты от ПУ, то ракета уже имеет скорость, направленную вверх, и, если тяга двигателей в момент аварии в точности компенсирует вес ракеты, то ракета будет продолжать удаляться от ПУ с той же скоростью. Если скорость мала, то сопротивлением воздуха можно пренебречь, ну а ракета будет продолжать удаляться.
Если стартовая тяговооружённость 1,33, а авария произошла через 0,1 секунды после набора полной тяги, то скорость составит 0,3 м/с, что, конечно, мало, но, если авария произошла через 1 с, и ракета успела набрать 3 м/с, то за 10 секунд она уйдёт на 30 м/с вверх, а там уже за счёт выработанного топлива ракета полегчает и снова будет разгоняться.

больше того, при отказе одного двигателя из нескольких ХС ракеты не изменяется, только резко растут гравитационные потери - поэтому, если отказ произошёл на участке вертикального полёта, шансов у ракеты нет, а, вот, если попозже, то она может и вывести груз на орбиту.

Цитировать...больше того, при отказе одного двигателя из нескольких ХС ракеты не изменяется, только резко растут гравитационные потери - поэтому, если отказ произошёл на участке вертикального полёта, шансов у ракеты нет, а, вот, если попозже, то она может и вывести груз на орбиту.

...что неоднократно и происходило, кстати. Включая и пилотируемые полеты: Аполлон-12, не_помню_какой_ шаттл до Челленжера...

Цитировать...больше того, при отказе одного двигателя из нескольких ХС ракеты не изменяется, только резко растут гравитационные потери - поэтому, если отказ произошёл на участке вертикального полёта, шансов у ракеты нет, а, вот, если попозже, то она может и вывести груз на орбиту.

Не изменится располагаемая ХС, но потребная ХС увеличится, как раз из-за роста гравпотерь.

Для выведения на орбиту двигатели должны быть в карданах, но поскольку РН, как правило, летают не слишком недогруженными, запас ХС мал и спасти пуск можно только при отказе двигателя в самом конце работы ступени, и то если он не приведет к повреждению соседних ДУ. Однако изрядная доля отказов происходит при запуске двигателя или в начале его работы.
В несколько лучшем положении находятся пуски на ГПО, где часто бывает недогруз, но из-за низкой тяговооруженности РБ добор ими недостающей до орбитальной скорости ведет к еще большему росту гравпотерь.
Отказ J-2 происходил при запуске Аполлона-6 и полностью выполнить задачи не удалось, будь это не пуск к Луне, РН и на орбиту бы не вышла.

Цитировать

Цитировать...больше того, при отказе одного двигателя из нескольких ХС ракеты не изменяется, только резко растут гравитационные потери - поэтому, если отказ произошёл на участке вертикального полёта, шансов у ракеты нет, а, вот, если попозже, то она может и вывести груз на орбиту.

...что неоднократно и происходило, кстати. Включая и пилотируемые полеты: Аполлон-12, не_помню_какой_ шаттл до Челленжера...

Аполлон-13  :oops:

ЦитироватьВ несколько лучшем положении находятся пуски на ГПО, где часто бывает недогруз, но из-за низкой тяговооруженности РБ добор ими недостающей до орбитальной скорости ведет к еще большему росту гравпотерь.

Мнэ... Вообще-то как правило (в смысле - всегда :)) при пусках на ГСО/ГПО имеет место ПЕРЕгруз - суммарная масса РБ и ПН существенно превышает ПН на ЛЕО, с довыведением за счет РБ.
;)

Вы неправильно поняли смысл. Стандартной является ГПО с недобором 1,5 или 1,8 км/с и спутники проектируются под нее, а если РН недогружена, она обеспечивает более выгодную ГПО. В случае аварии этот запас ХС может быть использован для выхода на стандартную ГПО, расплатой будет только невозможность увеличить САС спутника свыше расчетной величины. Но для этого РБ должен добирать больше скорости до орбитальной, чем в обычном полете, вот тут-то и вылазит его низкая тяговооруженность, увеличивающая гравпотери дополнительно к тем, что набраны на аварийной ступени.
И, кстати, далеко не все пуски на ГСО/ГПО проходили с довыведением, правда и добрать скорость в случае аварии с помощью РБ там возможности не было.

Цитировать

ЦитироватьКрасиво, но немного вступает в противоречие с требованием "безопасность ПУ при аварии ЖРД на старте".
Исходя из этого требования необходимо минимум 4 ЖРД при тяговооруженности 1,33. Либо минимум 3 при 1,5.

А улетит при единичной тяговооруженности?

Конечно улетит! Выработает маленько топлива, тяговооружённость подрастёт, и "все пути открыты"  :lol:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКрасиво, но немного вступает в противоречие с требованием "безопасность ПУ при аварии ЖРД на старте".
Исходя из этого требования необходимо минимум 4 ЖРД при тяговооруженности 1,33. Либо минимум 3 при 1,5.

А улетит при единичной тяговооруженности?

Конечно улетит! Выработает маленько топлива, тяговооружённость подрастёт, и "все пути открыты"  :lol:

Об этом я тоже в курсе, но вспоминать не стал по той же причине, которую высказал fagot: бывает, аварии происходят в первые секунды (даже доли секунд, когда выработано ещё очень мало топлива. При тяговооруженности 1,0  РН будет довольно долго "висеть" над стартом, подвергая его воздействию струй. Да и авария может развиться дальше. Поэтому нужен запас по тяже хотя бы 2-3%. И практически все движки его имеют - на случай компенсации разброса параметров серийных ЖРД.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКрасиво, но немного вступает в противоречие с требованием "безопасность ПУ при аварии ЖРД на старте".
Исходя из этого требования необходимо минимум 4 ЖРД при тяговооруженности 1,33. Либо минимум 3 при 1,5.

А улетит при единичной тяговооруженности?

Конечно улетит! Выработает маленько топлива, тяговооружённость подрастёт, и "все пути открыты"  :lol:

Об этом я тоже в курсе, но вспоминать не стал по той же причине, которую высказал fagot: бывает, аварии происходят в первые секунды (даже доли секунд, когда выработано ещё очень мало топлива. При тяговооруженности 1,0  РН будет довольно долго "висеть" над стартом, подвергая его воздействию струй. Да и авария может развиться дальше. Поэтому нужен запас по тяже хотя бы 2-3%. И практически все движки его имеют - на случай компенсации разброса параметров серийных ЖРД.

А где я предлагал ракету, с тяговооружённостью на старте =1? ТТУ - это не компенсатор низкой тяги, а катапульта на эти первые секунды. Разве плохо, если ракета будет уходить со старта быстрее, и секунд через 20 сбрасывать ускорители?

Цитировать

Цитировать

Цитировать...больше того, при отказе одного двигателя из нескольких ХС ракеты не изменяется, только резко растут гравитационные потери - поэтому, если отказ произошёл на участке вертикального полёта, шансов у ракеты нет, а, вот, если попозже, то она может и вывести груз на орбиту.

...что неоднократно и происходило, кстати. Включая и пилотируемые полеты: Аполлон-12, не_помню_какой_ шаттл до Челленжера...

Аполлон-13  :oops:

Точно! А13.
"центральный ЖРД J-2S отключился на 2 мин 12,4 сек раньше срока"
В А12 дважды молния ударяла :)

Хм, а интересная тема ведь была. :roll:  Жаль, заглохла :cry:  Подниму-ка я ее "наверх". Вдруг, воскреснет? :D

Тандем.

А для 60-100 тонника пакет.

10-30 тонник будет летать часто, поэтому он должен быть максимально дешевый и надежный, то есть тандем с диаметром 5.5 м.

А сколько будет летать 60-100 тонник? Где то два раза в год.
60-100 будет летать относительно редко, поэтому нечего для него отдельное производство городить, будет набираться из трех 5.5 м блоков.


(http://s47.radikal.ru/i118/0810/6a/5607fc565cfd.jpg)

ЦитироватьХм, а интересная тема ведь была. :roll:  Жаль, заглохла :cry:  Подниму-ка я ее "наверх". Вдруг, воскреснет? :D

Так вроде сошлись на том, что спор "вообще" бессмысленный? Что надо просто считать? Или я чего-то пропустил?

Для наглядности хочу проиллюстрировать двумя схемами эволюции РН.
Из которых можно на мой взгляд многое почерпнуть.
Извините за масштаб, но более увеличить не смогла.

Наша история
(http://img-fotki.yandex.ru/get/3207/glanskov.1/0_1d824_b8e73304_XL.jpg)

История развития РН в США
(http://img-fotki.yandex.ru/get/3207/glanskov.1/0_1d826_d0febdfb_XL.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/3006/glanskov.1/0_1d83a_b4f85bd2_XL.jpg)

ЦитироватьДля наглядности хочу проиллюстрировать двумя схемами эволюции РН.
Из которых можно на мой взгляд многое почерпнуть.
Извините за масштаб, но более увеличить не смогла.

Хм, у американцев эволюционный путь выглядит как-то "прямее" :roll:

1752 x 2200 - 427k  http://www.ljplus.ru/img4/h/i/himmelwerft/genealogyUSSR.gif

1752 x 1300 - 274k
http://www.ljplus.ru/img4/h/i/himmelwerft/evolutionUS.gif

Я спрашивал автора этой картинки, почему он считает, что Р-11 выводится из "Бабочки", а "Навахо" является усовершенствованием V-4. Он обоснований не привел, но и линии не убрал.

ЦитироватьЯ спрашивал автора этой картинки, почему он считает, что Р-11 выводится из "Бабочки", а "Навахо" является усовершенствованием V-4. Он обоснований не привел, но и линии не убрал.

"Навахо" родилась из проекта преобразования А-4 в КР дальнего действия (один из самых ранних проектов Норт Америкэн, года, 1946-47, емнип).

При выборе компоновочных схем РН отталкиваются от массы,специфики ПН и орбиты его доставки.
И главное ДУ которые существуют на момент проектирования, они играют решающую роль в компоновочном решении.
Пакет или тандем всё определяется вышеизложенным.

ЦитироватьПри выборе компоновочных схем РН отталкиваются от массы,специфики ПН и орбиты его доставки.
И главное ДУ которые существуют на момент проектирования, они играют решающую роль в компоновочном решении.
Пакет или тандем всё определяется вышеизложенным.

Хм, а какие РН у нас проектировались под уже готовые ЖРД? Н-11 под НК-9 (создавались для ГР-1). "Ушастая Ангара" под РД-171 и РД-0120. "Ямал/Аврора" под НК-33. Сейчас Союз-2-3 и тоже под НК-33. И еще несколько мертворожденных проектов (Кванты и т.п.). А из реально летавших?

ЦитироватьХм, а какие РН у нас проектировались под уже готовые ЖРД? Н-11 под НК-9 (создавались для ГР-1). "Ушастая Ангара" под РД-171 и РД-0120. "Ямал/Аврора" под НК-33. Сейчас Союз-2-3 и тоже под НК-33. И еще несколько мертворожденных проектов (Кванты и т.п.). А из реально летавших?

Вы правы таких примеров мало.
Сначала общее проектное решение, затем исходя из него или форсирование ( модификация) или новый двигатель.
НО на этом форуме в разных его темах обсуждения ведутся с позиции уже готовых существующих сегодня или в прошлом агрегатов РН, примеров масса вот я и обобщила.
Ещё не разу не встретила здесь серьёзных рассуждений по теме проектов именно ДУ, а это как мы с вами понимаем важнейший элемент РН, напрямую согласитесь влияющий на компоновку.

ЦитироватьЕщё не разу не встретила здесь серьёзных рассуждений по теме проектов именно ДУ, а это как мы с вами понимаем важнейший элемент РН, напрямую согласитесь влияющий на компоновку.

Вообще-то темы, связанные с ДУ, появляются систематически. Другое дело, что ЖРД обсуждать уже не очень интересно (как мне кажется), да и по новым проектам у нас - молчок! (кстати, почему до сих пор не известны параметры РД-0163? :roll: ).

По имеющейся информации они ведут НИОКР по темам РД0146 и  РД0163. Наверное, сами ещё не решили на какие параметры выйдут вот и молчат, а может быть режим не дает.

ЦитироватьПо имеющейся информации они ведут НИОКР по темам РД0146 и  РД0163. Наверное, сами ещё не решили на какие параметры выйдут вот и молчат, а может быть режим не дает.

Может, параметры РД0163 настолько плохи, что их стыдно публиковать? :shock:

На керосине думаю, особых достижений не будет.

ЦитироватьНа керосине думаю, особых достижений не будет.

Это понятно. Но "говорят", его удельные параметры будут едва ли не на уровне РД-107/108 :cry:

РД-107/108 - старьё древнее, если так то стыдно для новой машины такое делать.
Хотя тут мне Ваш товарищ писал

ЦитироватьО блин (уже приличных слов нет) Союз-2!
Хрен вам- документацию по семёрке просто не смогли собрать!!!
Все считали заново! Причём сами не умеют толком- спихивают что посложнее нам на кафедру- у нас лаборатория считает.

Так что если достигнут параметров РД-107/108 сегодняшними силами и то будет достижением.

ЦитироватьХотя тут мне Ваш товарищ писал

ЦитироватьО блин (уже приличных слов нет) Союз-2!
Хрен вам- документацию по семёрке просто не смогли собрать!!!
Все считали заново! Причём сами не умеют толком- спихивают что посложнее нам на кафедру- у нас лаборатория считает.

Так что если достигнут параметров РД-107/108 сегодняшними силами и то будет достижением.

Pit? Верю. :cry:

ЦитироватьРД-107/108 - старьё древнее, если так то стыдно для новой машины такое делать.

ИМХО вполне нормальные переметры и нечего сдесь стыдится.
Ненапреженный двигатель первой ступени это не признак деградации, а результат 50+ летней эволюции.
В течении этой 50+ летней эволюции делали разные двигатели и с рекордными параметрами и многоразовые, но на сегодняшний день выходит, что оптимальный двигатель для  первой ступени это как раз таки дешевый, надежный, ненапряженный двигатель с параметрами как у РД-107/108.
Поэтому всё норамльно, здесь нечему стыдиться.

Можно ещё добавить что двигатель первой ступени должен быть на керосине.

Я тут, в какой то теме пыталась убедить народ в том, что всё сейчас не так уж и плохо, а Вы меня поправили "всё гораздо хуже".
Вот коснись на этом форуме сколь-нибудь серьёзной темы и упрёмся в наше ужасное состояние. Вот и получается, что народу только и остается бредить и сочинять басни про Н-1 . В мемуарах у Семёнова Ю.П. запомнилась фраза "средний возраст ИТР участвовавших в подготовке программы Л-1 составлял 30-35 лет", а что я вижу каждый день в столовой - умнейших но, к сожалению уже пожилых людей.
Грустно после стольких лет наступления понять, что мы уже в глухой обороне с огромными брешами. Вот такие компоновки выходят. :cry:

ЦитироватьМожно ещё добавить что двигатель первой ступени должен быть на керосине.

"Керосинки" конечно при нашем положении ещё отомрут не скоро, но их век уходит.
Будущее за криогенными высококипящими компонентами.
Ну ко пару плохих слов о семействе РН - "Энергия", "Энергия-М", "Зенит"

Коль Дмитрий поднял subj'евую тему, то и в ней задублирую свой вопрос, исследовалась ли сравнительная (с тандемом и "классическим" пакетом) схема пакета с запитыванием со старта двигателей центра от баков боковух? (при, понятно, одинаковых топливной паре и двигателях на боковухе и _внизу_ центра).

ЦитироватьЯ тут, в какой то теме пыталась убедить народ в том, что всё сейчас не так уж и плохо, а Вы меня поправили "всё гораздо хуже".
Вот коснись на этом форуме сколь-нибудь серьёзной темы и упрёмся в наше ужасное состояние. Вот и получается, что народу только и остается бредить и сочинять басни про Н-1 . В мемуарах у Семёнова Ю.П. запомнилась фраза "средний возраст ИТР участвовавших в подготовке программы Л-1 составлял 30-35 лет", а что я вижу каждый день в столовой - умнейших но, к сожалению уже пожилых людей.
Грустно после стольких лет наступления понять, что мы уже в глухой обороне с огромными брешами. Вот такие компоновки выходят. :cry:

Это был не я, я как раз таки в этой области оптимист.
Тем более, что двигатель для первой ступени должен быть простой и ненапряженный. То есть и сделать его будет проще.

Вон как Энергомаш научился двигатели масштабировать.
ИМХО и здесь можно взять РД-111 и отмасштабировать его от 150 тонн до тяги в 220 -250 тонн. Или сделать новый - тут я не знаю что проще.
Но поскольку двигатель должен быть простой то и сделать его будет проще.

Цитировать

ЦитироватьМожно ещё добавить что двигатель первой ступени должен быть на керосине.

"Керосинки" конечно при нашем положении ещё отомрут не скоро, но их век уходит.
Будущее за криогенными высококипящими компонентами.
Ну ко пару плохих слов о семействе РН - "Энергия", "Энергия-М", "Зенит"

Я про первую ступень. И у них на первой ступни как раз таки керосин.

Почему керосин?

США сделали Атлас-5 и Дельту-4 - стоимость двигателей была одинакова и ПН был примерно одинаков. Так вот выиграл Атлас-5. Значит получается, что  керосин для первой ступени лучше.

Так что и тут России повезло, так как в России большой опыт керосиновых двигателей.

Так что Россия вполне может сделать хорошую моноблочную 20 тонную РН для нового ПКК.

А вот для второй супени да, нужен водород. И по моему мнению нужно сразу делать вторую водородную ступень, чтобы не распылять силы. Опыт по водороду тоже имеется.

а почему выиграл атлас ?

вон дельту хэви сделали, а атлас хэви - обламался !

так кто же тогда выиграл ?

Дельту хэви, сделали потому что на неё МО дала заказ - скорее всего потому что на ней двигатель американский, а не потому что она дешевле.

А Атлас-5 выиграл потому что он смог какое-то время конкурировать на коммерческом рынке, а Дельта-4 совсем не смогла. Почему не смогла? ИМХО потому что была дороже.

ЦитироватьЯ тут, в какой то теме пыталась убедить народ в том, что всё сейчас не так уж и плохо, а Вы меня поправили "всё гораздо хуже".
Вот коснись на этом форуме сколь-нибудь серьёзной темы и упрёмся в наше ужасное состояние. Вот и получается, что народу только и остается бредить и сочинять басни про Н-1 . В мемуарах у Семёнова Ю.П. запомнилась фраза "средний возраст ИТР участвовавших в подготовке программы Л-1 составлял 30-35 лет", а что я вижу каждый день в столовой - умнейших но, к сожалению уже пожилых людей.
Грустно после стольких лет наступления понять, что мы уже в глухой обороне с огромными брешами. Вот такие компоновки выходят. :cry:

История приподнесла нам огромный подарок - всю работу за нас уже проделали американцы:
1. Они сделали и практически проверили Шаттл - доказав при этом, что одноразовые системы пока лучше.
2. Они сдалали Атлас-5 и Дельту-4 и практически доказали, что ненапряженные двигатели первой ступени выгоднее.
Оказалось что примерно такие двигатели как у семёрки и надо делать!
А эти двигатели простые и сделать их просто, то есть будет по зубам и сейчас и в это тяжелое время.
Вот в чем заключается этот огромный подарок.

Ну так нужно брать, пока не поздно.

ЦитироватьМожно ещё добавить что двигатель первой ступени должен быть на керосине.

Умеренные ЖРД лучше получаются на ЖК+ЖВ: у них практически нет провблем ВЧ в широком диапазоне соотношений компонентов, проще решаются задачи охлаждения камеры. Ну, и конечено, более высокий УИ и лучше экологичность.

ЦитироватьКоль Дмитрий поднял subj'евую тему, то и в ней задублирую свой вопрос, исследовалась ли сравнительная (с тандемом и "классическим" пакетом) схема пакета с запитыванием со старта двигателей центра от баков боковух? (при, понятно, одинаковых топливной паре и двигателях на боковухе и _внизу_ центра).

Исследовалась.

ЦитироватьПочему керосин?

США сделали Атлас-5 и Дельту-4 - стоимость двигателей была одинакова и ПН был примерно одинаков. Так вот выиграл Атлас-5. Значит получается, что  керосин для первой ступени лучше.

Что значит "выиграл Атлас-5"? Обе ракеты сейчас эксплуатируются при примерно одинаковом количестве запусков. :D

Цитировать

ЦитироватьМожно ещё добавить что двигатель первой ступени должен быть на керосине.

Умеренные ЖРД лучше получаются на ЖК+ЖВ: у них практически нет провблем ВЧ в широком диапазоне соотношений компонентов, проще решаются задачи охлаждения камеры. Ну, и конечено, более высокий УИ и лучше экологичность.

Да, вот только сухая масса водородных ступеней подкачала...
Да и двигатели большой тяги (более 500 тонн)  дна водороде трудо сделать - очень большие объемы топлива должен перекачивать ТНА.
А для носителей тяжелого и сверхтяжолого класса лучше использовать на первой ступени минимальное количество максимально мощных двигателей. Американцы для этих целей используют ТТУ - но они неэкологичны, и как показал опыт создания пилотируемого Ареса, имеют специфические недостатки.

А если на первой ступени метан?
Для первой ступени мне он кажется идеальным.

ЦитироватьДа, вот только сухая масса водородных ступеней подкачала...

С точки зрения массовой отдачи, это непринципиально - УИ водородника перекрывает все. Да и при достаточно крупных блоках весовые издержки не столь значительны. С точки зрения удельной стоимости, конечно, водородные блоки дороже.

ЦитироватьА если на первой ступени метан? .

Для первой ступени мне он кажется идеальным.[/quote]

Это уже почти риторический вопрос :D  И ответ на него известен: метан дает незначительные преимущества, при том, что по сложности эксплуатации приближается к водороду. Поэтому будущее метановых ракет пока выгляди неопределенным.

ЦитироватьИ ответ на него известен: метан дает незначительные преимущества, при том, что по сложности эксплуатации приближается к водороду. Поэтому будущее метановых ракет пока выгляди неопределенным.

 ЧтО,- ЖМ так же представляет собой _сжимаемую_ (на "радость" кострукторам ТНА :twisted: ) жидкость с плотностью 0._0_7, и с криогенностью качественно бОльшей ЖК?
Это- новое в физике.

ЦитироватьЭто уже почти риторический вопрос :D  И ответ на него известен: метан дает незначительные преимущества, при том, что по сложности эксплуатации приближается к водороду. Поэтому будущее метановых ракет пока выгляди неопределенным.

По сложности эксплуатации метан ближе к ЖК, чем к ЖВ. Прокачивать его через ТНА намного проще, чем ЖВ (что для создания мощных двигателей первой спупени очень существенно).

И кстати при наличии на космодроме большого количества метана из него можно также дешево получать водород для вторых ступеней.

Цитировать

ЦитироватьИ ответ на него известен: метан дает незначительные преимущества, при том, что по сложности эксплуатации приближается к водороду. Поэтому будущее метановых ракет пока выгляди неопределенным.

 ЧтО,- ЖМ так же представляет собой _сжимаемую_ (на "радость" кострукторам ТНА :twisted: ) жидкость с плотностью 0._0_7, и с криогенностью качественно бОльшей ЖК?
Это- новое в физике.

Нет, конечно. Но СН4 взрывоопасен, требует теплоизоляции и т.п. А эффект - в лучшем случае 5-10% прироста массы ПГ, по сравнению с керосином

ЦитироватьНет, конечно. Но СН4 взрывоопасен, требует теплоизоляции и т.п. А эффект - в лучшем случае 5-10% прироста массы ПГ, по сравнению с керосином

Конечно это так. Но метан лучше керосина подходит для создания "сладкого" газа в ГГ (он безопаснее "кислого"), лучше керосина подходит для охлаждения двигателя.
Для метана проще реализовать совмещенное днище с кислородом - однослойное, без термоизоляции - а это важно для тандемов большого диаметра, с малым удлиненим ступеней, такие ступени с совмещенными баками имеют наивысшее массовое совершенство.

Ну и при получении водорода метан удобно использовать.

Преимущество водорода на первой ступени - в возможности использовать унифицированные (кроме сопла) двигатели на первой и второй ступенях.
Но для тяжелых и сверхтяжелых носителей это преимущество нивелируется тем, что на водороде очень сложно создать двигатели сверхбольшой тяги. Если бы Арес-5 взлетал только на RS-68 - это сколько же двигателей понадобилось бы?
Получится нечто вроде Н-1, только водородная.
А на метане сделать двигатель тягой порядка 1000 тонн не составит фундаментальных проблем.

Цитировать

ЦитироватьНет, конечно. Но СН4 взрывоопасен, требует теплоизоляции и т.п. А эффект - в лучшем случае 5-10% прироста массы ПГ, по сравнению с керосином

Конечно это так. Но метан лучше керосина подходит для создания "сладкого" газа в ГГ (он безопаснее "кислого"), лучше керосина подходит для охлаждения двигателя.
Для метана проще реализовать совмещенное днище с кислородом - однослойное, без термоизоляции - а это важно для тандемов большого диаметра, с малым удлиненим ступеней, такие ступени с совмещенными баками имеют наивысшее массовое совершенство.

Ну и при получении водорода метан удобно использовать.

Преимущество водорода на первой ступени - в возможности использовать унифицированные (кроме сопла) двигатели на первой и второй ступенях.
Но для тяжелых и сверхтяжелых носителей это преимущество нивелируется тем, что на водороде очень сложно создать двигатели сверхбольшой тяги. Если бы Арес-5 взлетал только на RS-68 - это сколько же двигателей понадобилось бы?
Получится нечто вроде Н-1, только водородная.
А на метане сделать двигатель тягой порядка 1000 тонн не составит фундаментальных проблем.

Метан, несомненно, не уступает керосину, имеет свои преимущества и недостатки (баланс которых пока не позволяет сделать однозначного выбора). Что касается водородных ЖРД, то никаких препятствий к созданию двигателей "сверхбольшой" (это сколько?) тяги я не вижу. В США, например, еще в 60-х разрабатывался и испытывался КВЖРД М-1 тягой в пустоте более 600 тс. Более того, именно водородные ЖРД, для которых не свойственны проблемы ВЧ, наиболее пригодны для создания ЖРД большой тяги.

Похоже тему подняли только для того, чтобы нысытить ее новой порцией флуда. :(
Ценность метана хорошо характеризует вся история ракетостроения.

ЦитироватьЧто касается водородных ЖРД, то никаких препятствий к созданию двигателей "сверхбольшой" (это сколько?) тяги я не вижу. В США, например, еще в 60-х разрабатывался и испытывался КВЖРД М-1 тягой в пустоте более 600 тс. Более того, именно водородные ЖРД, для которых не свойственны проблемы ВЧ, наиболее пригодны для создания ЖРД большой тяги.

Сверхбольшой - это от F-1 и выше, а лучше 1000 тонн и более, чтобы иметь преимущество перед существующим РД-170.

М-1 именно испытывался, или только проектировался? И какова там была мощность ТНА? Думаю что такой водородный двигатель уже будет близок к пределу возможностей производительности единичного водородного насоса.
То что водород хорошо подходит для больших КС - это так. Но никто не мешает делать двигатель многокамерным, КС не так сложна как ТНА. Так и тягу в 2000 тонн на плотном топливе получить возможно.

ЦитироватьМ-1 именно испытывался, или только проектировался? И какова там была мощность ТНА? Думаю что такой водородный двигатель уже будет близок к пределу возможностей производительности единичного водородного насоса.

http://www.astronautix.com/engines/m1.htm
Мощность ТНА 100 тыс. л.с. Как я понял комплектный ЖРД испытаний не проходил.

У F-1 при большей на четверть тяге и почти таком же давлении мощность ТНА 55000 л. c.
С другой стороны чисто водородная ракета при равной ПН будет иметь меньшую стартовую массу, так что и тяга двигателей нужна меньшая.
Ладно, убедили, мощный водородник для первой ступени возможен и выгоден. При 5-6 таких двигателях на первой ступени для второй можно можно обойтись одним двигателем с высотным соплом.
Выгода от унификации двигателей и топливной инфраструктуры космодрома перевесит меньшую максимально достижимую тягу единичного двигателя по сравнению с керосином.

ЦитироватьБудущее за криогенными высококипящими компонентами.

Высококипящими среди криогенных? Т.е. метан вместо водорода?

ЦитироватьНу ко пару плохих слов о семействе РН - "Энергия", "Энергия-М", "Зенит"

Ненадежный двигатель.
Энергия, в отличии от Зенита, просто не успела это продемонстрировать.

Цитировать

ЦитироватьБудущее за криогенными высококипящими компонентами.

Высококипящими среди криогенных? Т.е. метан вместо водорода?

ЦитироватьНу ко пару плохих слов о семействе РН - "Энергия", "Энергия-М", "Зенит"

Ненадежный двигатель.
Энергия, в отличии от Зенита, просто не успела это продемонстрировать.

"Надежность - функция доводки". Уверен, сохранись СССР РД-171/170 был бы доведен до уровня надежности РД-107/108. Да, кстати, и техническую культуру бы подтянули. К тому же "Энергия" была (как там "спейсэксовцы" выражаются) - толерантна к отказам ЖРД :D

Цитировать"Надежность - функция доводки". Уверен, сохранись СССР РД-171/170 был бы доведен до уровня надежности РД-107/108. Да, кстати, и техническую культуру бы подтянули.

Этого мы теперь не узнаем никогда 8)

ЦитироватьК тому же "Энергия" была (как там "спейсэксовцы" выражаются) - толерантна к отказам ЖРД :D

А что еще оставалось с таким двигателем, так "любящим" посторон.частицы ;)

ЦитироватьAlexandrc пишет:
 
Этого мы теперь не узнаем никогда 8)

ЦитироватьЛегко! Надо эти ЖРД поставить на перспективные носители! А не кувыркаться с РД-0163:D

ЦитироватьAlexandrc пишет:
 
А что еще оставалось с таким двигателем, так "любящим" посторон.частицы ;)

Надо не допускать посторонних частиц :wink:

Я про доведение в СССР, а не про невозможность его вообще.
Чтобы недопускать "пч" надо менять технологии. Не знаю, может новый двигатель проще сделать, не чувствительный. Вот и кувыркаются с РД-0163.

ЦитироватьЯ про доведение в СССР, а не про невозможность его вообще.
Чтобы недопускать "пч" надо менять технологии. Не знаю, может новый двигатель проще сделать, не чувствительный. Вот и кувыркаются с РД-0163.

Может, и проще, но долговременный эффект возможен при изменении технологий и, скажем так, психологии персонала.

Цитировать

ЦитироватьЯ про доведение в СССР, а не про невозможность его вообще.
Чтобы недопускать "пч" надо менять технологии. Не знаю, может новый двигатель проще сделать, не чувствительный. Вот и кувыркаются с РД-0163.

Может, и проще, но долговременный эффект возможен при изменении технологий и, скажем так, психологии персонала.

Поднять культуру производства?  Может и так. Стимулировать есть чем? Энтузиазма, я так понимаю, уже нет.

ЦитироватьА эффект - в лучшем случае 5-10% прироста массы ПГ, по сравнению с керосином

Главное, имхо,-  плюс к этим процентам- метан- сочетание всё же обоснованных предположений значимо бОльшей надёжности ЖРД нежели на керосине, и так же значимо меньших проблем в работе инфраструктуры чем с ворододом.
Смотрите, ДмитриЙ: Давление в камере ЖРД концепции РД-М,- от 120ти - до больше 140атм. Это всё же вдвое выше чем у РД-107/108, и F-1, схема которого со сбросом восстановительного генераторного газа в сопло, принималась и  для РД-М.

ЦитироватьПолучится нечто вроде Н-1, только водородная.
А на метане сделать двигатель тягой порядка 1000 тонн не составит фундаментальных проблем.

ЖРД такой тяги невозможно обосновать в единственном и разумном подходе к обоснованию и поддержанию перспективы сверхтяжёй в современности: Ряде из блоков 1ой ступени для средней РН моноблока- на 10-20т, и тяжёлой РН моноблока- на 20-40, пакет из отработанных моноблоков которых и может быть обосновываемым в перспективе сверхтяжем.  
 Такой подход задаёт и минимальную тягу ДУ 1ой ступени порядка 700+от тонн, и главное из него следует соотношение потребной тяги 1ой ступени для средней РН, и для 1ой ступени тяжелого 20ти-40ка тонника.
Примерно 3/5- 1/1.5.
Ладно,- примем что для повышения тяговооружённости 1ой ступени средней РН (для отвода от СК при аварии, _и_ что бы оптимальнее "закрыть" важную нишу 20+ тонн) используем сравнительно небольшие РДТТ, а то и специально сконструированные _ТРД_ бустеры. На 1ой ступени тяжёлой РН тяга должна быть в полтора раза больше чем на 1ой ступени средней. То есть, минимум при унификации ЖРД получается- на 1ой ступени тяжёлой- 3ЖРД, на 1ой ступени средней- 2. Из известных абсолютных величин следует что тяга 1ого однокамерного ЖРД нужна 330-350тс.
Но расположение на 100+ тоннике- пакете из центра- блока тяжёлой РН и 4ёх боковух- блоков средней, камер ЖРД с тз взаимодействия струй, имхо куда красивее увязывается если на центра- блоке тяжёлой- 5ЖРД "крестом",- ближайшие к центру камеры ЖРД боковух примыкают возле "пустых углов" на центре.
 А коли на центре оптимально- 5ЖРД, то на боковухах которые обычно- блоки 1ой ступени средней РН, таких ЖРД может быть 3 (те и бустеры уже не обязательны, при аварии- форсироание работающих ЖРД) .
 То есть, класс тяги нового ЖРД 1ой ступени, универсального для ряда,-  250тс.

ЦитироватьЖРД такой тяги невозможно обосновать в единственном и разумном подходе к обоснованию и поддержанию перспективы сверхтяжёй в современности: Ряде из блоков 1ой ступени для средней РН моноблока- на 10-20т, и тяжёлой РН моноблока- на 20-40, пакет из отработанных моноблоков которых и может быть обосновываемым в перспективе сверхтяжем.  

....

 То есть, класс тяги нового ЖРД 1ой ступени, универсального для ряда,-  250тс.

А почему бы не сделать семейство наподобие РД-170/180/190? Но с параметрами камеры наподобие F-1.
Одна камера - 600 тонн, для 20-тонника.
Две - 1200 тонн, для 40-тонника.
Четыре - 2400 тонн для супертяжей.
На четыре такие камеры нужна будет мощность ТНА порядка 220 000 л. с., если давление в КС как у F-1, и около 300 000 л. c. при давлении под 100 атм.
Вполне сопоставимо с мощностью ТНА РД-170 - 190 000 л. c.

Цитировать

ЦитироватьПочему керосин?

США сделали Атлас-5 и Дельту-4 - стоимость двигателей была одинакова и ПН был примерно одинаков. Так вот выиграл Атлас-5. Значит получается, что  керосин для первой ступени лучше.

Что значит "выиграл Атлас-5"? Обе ракеты сейчас эксплуатируются при примерно одинаковом количестве запусков. :D

1) Потому что несколько лет назад, до объединения с Боингом, Локхид предлагал Атлас-5 на коммерческом рынке, в то время как Боинг заявил что он выводит Дельту-4 из коммерческого рынка и будет работать только на госзаказах.

2) ИМХО А сейчас МО не может закрыть Дельту-4 потому что та летает на отечественных двигателях в отличии от Атласа-5. Да и двигатели у Атласа-5 проблемные.
Возможно есть и другие причины по которым они сохраняют два ряда РН в одной весовой категории.

Цитировать[1) Потому что несколько лет назад, до объединения с Боингом, Локхид предлагал Атлас-5 на коммерческом рынке, в то время как Боинг заявил что он выводит Дельту-4 из коммерческого рынка и будет работать только на госзаказах.

2) ИМХО А сейчас МО не может закрыть Дельту-4 потому что та летает на отечественных двигателях в отличии от Атласа-5. Да и двигатели у Атласа-5 проблемные.
Возможно есть и другие причины по которым они сохраняют два ряда РН в одной весовой категории.

Основная причина одна - обеспечение независимого доступа в космос при любых обстоятельствах.
Что касается коммерческого рынка запусков, то он не слишком привлекателен, поэтому ни Атлас-5, ни Дельта-4 на нем не представлены.

Народ вы тут сошлись на водороде для первой ступени.
А вот как вы себе представляете первую ступень на водороде для 100-тонника?

Сатурн-5 отдыхает.

Боинг как то рисовал 100-тонник с двумя 8-метровыми блоками.

А сколько будут стоить транспортировка, сборочные и пусковые сооружения для водородного 100-тонника?

А сколько будут стоить водородная инфраструктура?
Сооружения Энергии тоже отдыхают.

И сколько будет стоить водород для запуска?

Цитировать"Надежность - функция доводки". Уверен, сохранись СССР РД-171/170 был бы доведен до уровня надежности РД-107/108.

 А как вы думаете, Дмитрий, РД-111 до той же степени надёжности в 196х, как давали  РД107/108 тогда, довести смогли бы?
 "Альтернативы", в которых 1ая ступени РН для фоторазведчика "Зенит" и для первых ПКК,- пакет из 1ых ступеней Р9- "комплексно-инженерно" могут быть достоверными?

Цитировать

Цитировать"Надежность - функция доводки". Уверен, сохранись СССР РД-171/170 был бы доведен до уровня надежности РД-107/108.

 А как вы думаете, Дмитрий, РД-111 до той же степени надёжности в 196х, как давали  РД107/108 тогда, довести смогли бы?
 "Альтернативы", в которых 1ая ступени РН для фоторазведчика "Зенит" и для первых ПКК,- пакет из 1ых ступеней Р9- "комплексно-инженерно" могут быть достоверными?

Конечно, довели бы (весь вопрос в "цене вопроса" :lol: ).
Что касается альтернатив "Союзу", то ничего определенного сказать не могу. Просто замечу, что поскольку РН "Союз" и Р-9 создавались параллельно (одновременно), то вряд ли такая альтернатива рассматривалась всерьез (что-там Глушко для Луны предлагал - типа связки из 7 Р-9), поскольку все-таки "Союз" был создан.

ЦитироватьКонечно, довели бы (весь вопрос в "цене вопроса" :lol: ).
Что касается альтернатив "Союзу", то ничего определенного сказать не могу. Просто замечу, что поскольку РН "Союз" и Р-9 создавались параллельно (одновременно), то вряд ли такая альтернатива рассматривалась всерьез (что-там Глушко для Луны предлагал - типа связки из 7 Р-9), поскольку все-таки "Союз" был создан.

 Про доводку,- "цена вопроса" имхо измеряется в данном случае ресурсами и _времением!_ (где-то упоминалось что проблема ВЧ колебаний для РД-111 была значимо острее чем для 107/108.
 
Про пакет из Р-9 как идею Глушко мне помниться, но как о несколько блоее ранней чем "лунный вопрос" (альтернативную Н1 от Глушко я по мемуарам представлял как сильно увеличеннный тогда будущий "Протон",- из 5ти "урмов" с 6ю будущими РД-253 каждый).
 А пакет из Р-9 вроде бы раньше..
...В _разумных_ альтернативах _Р-7НЕТ,_ -"средство доставки" нужно а не цель в течении суток для бомберов противника.
Потому,- сначала Р5МФ ("доставка") и Р-5-пакет Тихонравова,- (экспериментальная РН).
 А когда нужна эксплуатируемая РН для обоснованного проекта "Зенит" (и для ПКК),- уже вроде де бы и Р-9 появиться может