Со слов "Дмитрия В." РН с дросселируемым до 80% РД-171М на первой ступени и четырьмя РД-0146 на второй выводит 22 тонны на НОО.
22 тонны на НОО соответсвуют требованиям Роскосмоса по ПН на новую РН:
Цитировать3.3.1.3. Энергетические возможности РН должны обеспечивать выведение:
-пилотируемых и грузовых транспортных кораблей нового поколения, орбитальных модулей массой не менее 20 т на околоземную круговую орбиту высотой 200 км с наклонением i = 51,7
Ан-124 («Руслан») Габариты грузовой кабины
* Длина: 41,5 м
* Ширина: 6,4 м
* Высота: 4,4 м
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D0%BD-124
Таким образом, первая ступень вполне влазет в Руслан.
Вообще как та нелогично потерять ЦиХовскую оснастку на 4.1м? :roll:
По моему мнению, все гозаказы перейдут на новую РН и соотвтственно Протон закроют. Освабодится оснастка на 4.1м и её и надо использовать под новую РН - это сэкономит огромную сумму денег. Если ЦСКБ будет производить новую РН, то первые испытатетльные изделия ИМХО можно будет произвести в ЦиХе, а затем производство переедет в ЦСКБ. Также как первые испытатетльные изделия Ангары будут произведены в ЦиХе, а затем производство переедет в Омск. :roll:
А я за моноблок диаметром 5,5 с четырехкамерным движком на основе КС РД-0163 на первой ступени и мощным ненапряженным водородником (возможно на основе дефорсированного РД-0120) на второй.
Дешевле и проще, чем 3-4 двигателя на ступень, а двигатели используются мощные и надежные, тонн 35 можно вытащить при необходимости.
Насчет требования горячего резервирования двигателей. Когда разрабатывалась "Заря", её ведь планировали выводить Зенитом. При разработке РД-171 к нему предъявляли высокие требования по надежности. И считали, что ракета с одним надежным двигателем может быть нормальным носителем для вывода людей.
Это уже сейчас, когда стала ясна реальная надежность семейства РД-170, выдвинули требование горячего резервирования двигателей, поскольку ясно, что РД-180 будут гореть регулярно.
Первая ступень моноблок с РД-171м и/или четыре РД191 (учитывая требования по отказу одного движка).
Цитироватьчетыре РД191 (учитывая требования по отказу одного движка).
И бесплатные услуги нотариуса по составлению завещания для каждого члена экипажа. :(
Эта схема будет ещё менее надежна, чем три РД-180.
Или имеются в виду дефорсированные двигатели?
Собственно эдакий русский Зенит мне симпатичен. Первая ступень максимального диаметра по возможностям ж-д. перевозки, вторая водородная на РД-0146.
К первой ступени нужны еще ТТУ для отлета от старта.
ЦитироватьА я за моноблок диаметром 5,5 с четырехкамерным движком на основе КС РД-0163 на первой ступени
Не, данная тема не о том что лучше вообще, а том что лучше между вот этими двумя вариантами: моноблок с РД-171М или три блока с РД-180 на каждом.
По поводу моноблока есть вопрос. Вторая ступень ведь водородная, верно? 22 тонны на дефорсированном до 600 тонн РД-171М с одним керосином ни в жизнь не вытащить.
Какой диаметр у второй водородной ступени? Если тоже 4,1, то какая у неё масса?
ЦитироватьПо поводу моноблока есть вопрос. Вторая ступень ведь водородная, верно? 22 тонны на дефорсированном до 600 тонн РД-171М с одним керосином ни в жизнь не вытащить.
Какой диаметр у второй водородной ступени? Если тоже 4,1, то какая у неё масса?
Маленькая.
ЦитироватьПо поводу моноблока есть вопрос. Вторая ступень ведь водородная, верно? 22 тонны на дефорсированном до 600 тонн РД-171М с одним керосином ни в жизнь не вытащить.
Какой диаметр у второй водородной ступени? Если тоже 4,1, то какая у неё масса?
vekazak пишет, то ли 60, то ли 80 тонн. ИМХО 80 тонн + 25 тонн ПН как то многовато для четырех РД-0146, с учетов требований вывода ПН при отказе одного из двигателей :roll:
Хотя Дельта-4Х выводит 50 тонн (вместе с ступенью) на одном РЛ-10.
Народ, который голосует за три блока С РД-180 на каждом, объясните, пожалуйста, как вы собираетесь решать проблему сохранения работоспособности соседних РД-180 при возгорании одного из двигателей?
Продувка ХО инертным газом и т.п. Дело ведь не в том, чтобы продолжить полет, а лишь в том, чтобы не разрушить СК.
ЦитироватьНарод, который голосует за три блока С РД-180 на каждом, объясните, пожалуйста, как вы собираетесь решать проблему сохранения работоспособности соседних РД-180 при возгорании одного из двигателей?
Путем отключения аварийного двигателя до его разрушения (или переводом в щадящий режим работы) с помощью Системы Диагностики и Аварийной Защиты, как-то так...
ЦитироватьПродувка ХО инертным газом и т.п. Дело ведь не в том, чтобы продолжить полет, а лишь в том, чтобы не разрушить СК.
И сколько это будет стоить? (и по деньгам и по весу)
ЦитироватьНарод, который голосует за три блока С РД-180 на каждом, объясните, пожалуйста, как вы собираетесь решать проблему сохранения работоспособности соседних РД-180 при возгорании одного из двигателей?
Решений несколько:
1)Быстродействующая система аварийной защиты
2)Изоляция двигателей друг от друга (для трехблочного варианта решается автоматически). Возможно введение бронировки ХО в секторах возможного разлета осколков.
3)Введение системы пожаро-взрывопредупреждения.
Можно наверно и без водорода. Кислородо-керосиновый трёхступенчатый носитель.
Дмитрий В., как спец можете прикинуть грузоподъёмность -
1 ступень - РД-171м массой~350 т.
2 ступень - РД-191 массой~120 т.
3 ступень - РД-124 массой~50 т.
Стартовая масса ~550 тонн.
Три моноблока вместо четырёх в двухступеньчатом варианте.
ЦитироватьМожно наверно и без водорода. Кислородо-керосиновый трёхступенчатый носитель.
Дмитрий В., как спец можете прикинуть грузоподъёмность -
1 ступень - РД-171м массой~350 т.
2 ступень - РД-191 массой~120 т.
3 ступень - РД-124 массой~50 т.
Стартовая масса ~550 тонн.
Три моноблока вместо четырёх в двухступеньчатом варианте.
Максимум 20 т. Причем на 2-й ступени можно обойтись форсированным РД-120.
ЦитироватьМаксимум 20 т. Причем на 2-й ступени можно обойтись форсированным РД-120.
А для 23 тонн чего-сколько требуется? При условиях - без водорода и моноблочная первая ступень с РД-171? Или в принципе не потянет?
ЦитироватьЦитироватьМаксимум 20 т. Причем на 2-й ступени можно обойтись форсированным РД-120.
А для 23 тонн чего-сколько требуется? При условиях - без водорода и моноблочная первая ступень с РД-171? Или в принципе не потянет?
Чисто теоретически, при увеличении стартовой массы до 600-620 т, форсировании РД-171М до 784 тс, применении на 2-й ступени форсированного РД-120 и форсированного РД-8, а также принятии мер по уменьшению массы конструкции, 23 может и вытянет. Но без резервов. Сомнительно, что такой аппарат моджет быть реализован в моноблочной компоновке при диаметре 3,8-4,1 м.
ЦитироватьЦитироватьНарод, который голосует за три блока С РД-180 на каждом, объясните, пожалуйста, как вы собираетесь решать проблему сохранения работоспособности соседних РД-180 при возгорании одного из двигателей?
Решений несколько:
1)Быстродействующая система аварийной защиты
2)Изоляция двигателей друг от друга (для трехблочного варианта решается автоматически). Возможно введение бронировки ХО в секторах возможного разлета осколков.
3)Введение системы пожаро-взрывопредупреждения.
Похоже, что одна быстродействующая система аварийной защиты не поможет - процесс развивается стремительно - на фотографии в первом сообщении не прошло и секунды, а плямя уже вырволось наружу двигательного отсека.
Похоже, что будет необходимо бронировать двигательные отсеки, так же как это собираются делать на Фальконе-9, хотя там двигатели намного менее напряженные.
Так вот сколько брони понадобится?
Централтьный двигательный отсек нужно будет защитить полностью. Все отсеки нужно забронировать по напрвлению к верху - там где баки. И в дополнение крайние двигательные отсеки нужно бронировать по направлению к центральному, причем бронировать надо так чтобы огненная струя из бокового отсека не пробила бак центрального блока. Понадобится где то 90 квадратных метров брони. Если использовать сантиметровую сталь, то это будет где-то 7.5 тонн. Сколько это заберёт у ПН?
ЦитироватьПохоже, что одна быстродействующая система аварийной защиты не поможет - процесс развивается стремительно - на фотографии в первом сообщении не прошло и секунды, а пламя уже вырволось наружу двигательного отсека
40...70 мс - такое быстродействие будущей СДАЗ заявляется.
Брони - не надо.
ЦитироватьПохоже, что одна быстродействующая система аварийной защиты не поможет.
Понадобится где то 90 квадратных метров брони. Если использовать сантиметровую сталь, то это будет где-то 7.5 тонн. Сколько это заберёт у ПН?
Как это не поможет? Её что даже проверять не будут? :lol:
"Броня" скорее всего будет не стальной, а керамической или на огнеупорной тканевой основе. Не снаряды же ловим.
ЦитироватьНарод, который голосует за три блока С РД-180 на каждом, объясните, пожалуйста, как вы собираетесь решать проблему сохранения работоспособности соседних РД-180 при возгорании одного из двигателей?
Вообще я за моноблок, но я отвечу. :)
Никак не решать эту проблему вообще.
Построить такой СК, который можно будет быстро отремонтировать и всё. :)
ЦитироватьЦитироватьНарод, который голосует за три блока С РД-180 на каждом, объясните, пожалуйста, как вы собираетесь решать проблему сохранения работоспособности соседних РД-180 при возгорании одного из двигателей?
Вообще я за моноблок, но я отвечу. :)
Никак не решать эту проблему вообще.
Построить такой СК, который можно будет быстро отремонтировать и всё. :)
В таком случае, если РН всё равно падает на старт, то лучше моноблок с РД-171М.
Всю эту бадягу с тремя РД-180 затеяди именно по одной причине - увести РН с отказавшим двигателям от СК. Это единственное ТЕОРИТИЧЕСКОЕ преимущество варианта с тремя блоками с РД-180 на каждом. Если нельзя обеспечить 100% увод РН, то вся эта эпопея, с тримя РД-180 не имеет никакого смысла.
ЦитироватьЦитироватьПохоже, что одна быстродействующая система аварийной защиты не поможет - процесс развивается стремительно - на фотографии в первом сообщении не прошло и секунды, а пламя уже вырволось наружу двигательного отсека
40...70 мс - такое быстродействие будущей СДАЗ заявляется.
Брони - не надо.
Да, ну будем очень надеяться.
Пока что, вроде бы, такая система ни на одной российской РН не реализована.
Будем значит смотреть продолжение сериала "Н-1". Первый сериал из четырёх серий закончился провалом. :(
ЦитироватьВсю эту бадягу с тремя РД-180 затеяли именно по одной причине - увести РН с отказавшим двигателям от СК. Это единственное ТЕОРEТИЧЕСКОЕ преимущество варианта с тремя блоками с РД-180 на каждом
В зависимости от времени отказа одного из трех двигателей первой ступени должны быть решены такие задачи (и только они):
- посадка ВА в районе старта;
- падение РН в Татарский пролив (посадка ВА на о.Сахалин);
- довыведение ПТК на одновитковую орбиту.
ЦитироватьБудем значит смотреть продолжение сериала "Н-1". Первый сериал из четырёх серий закончился провалом. :(
Н-1 провалилась из-за нехватки испытаний. Если будут испытания, то все будет как на Энергии.
-- Pete
ЦитироватьЦитироватьБудем значит смотреть продолжение сериала "Н-1". Первый сериал из четырёх серий закончился провалом. :(
Н-1 провалилась из-за нехватки испытаний. Если будут испытания, то все будет как на Энергии.
-- Pete
А как было на Энергии?
Энергия слетала всего то два раза. Ни в одном из этих двух полётов аварии не было.
Проводили ли испытания возгорания двигателя на РН Энергии? Что то я такого не помню.
В том то и дело что как эта защита сработает мы наверно узнаем только в настоящем полёте - стэнда для огневых испытаний первой ступени нету, не то что для испытания возгорание, а просто для прожинга первой ступени нету. И как показывает опыт Н-1 в трех из четырех полётов эта защита не защитила. Так что и здесь возможно не всё так гладко будет.
За 40 лет кое-что изменилось. :roll:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьИ что? кабель-мачта выдержала. И стартовый стол выдержал. Пострадала одна из "ног" платформы, да газоотражатель снесло. Но его снесло не взрывом, а "тушей" упавшей на него ракеты. И взорвалось оно не в момент пожара в ТНА, а существенно позже - когда ракета стала разбиваться о газоотражатель.
Но здесь речь о другом - в новой РН рядом с одним РД-180 будет стоять соседний РД-180, как соседний РД-180 перенесет такое мощное возгарание?
Разве что между двигателями ставить сантиметровую стальную плиту размером три на четыре метра?
Андрей же сказал, ничго особенного не происходит. Ну пожар, так надо магистрали перекрыть. Обломки не особо энергичные летят.
У Маска на Falcon 9 двигатели обернуты кевларом в несколько слоев (на картинках из SLC-40 хорошо видно, что кевлар приклеен к перегородкам, чтобы двигатель мог елозить на кардане). Он сказал, что по опыту разрушения двигателей на стенде, должно быт достаточно. Вес получаэтся приемлемый.
Ну что мы, глупее Маска что-ли?
-- Pete
Перенёс это сообщение сюда из соседней темы.
Не всё так просто. На Н-1 тоже так дмали, что всё так просто будет. А оказалось что всё совсем не просто.
А не говорю, что это задача не разрешаемая. Но это не простая задача. В России до сих пор нету РН в которой это задача уже была бы решена. Ну а посколку это новое решение, то следует ожидать проблем - особенно в теперешней России.
К тому же Маска ненапряженный двигатель с давлениями на порядок ниже чем в РД-180.
ЦитироватьЗа 40 лет кое-что изменилось. :roll:
А что изменилось?
Именно такая проблема (сохранения работоспособности двигателя при возгорании соседнего) ещё В России нигде не была решена.
Она же сама сабой не рассосётся - её как-то решать надо.
ЦитироватьВ том то и дело что как эта защита сработает мы наверно узнаем только в настоящем полёте - стенда для огневых испытаний первой ступени нету, не то что для испытания возгорание, а просто для прожига первой ступени нету
В последующие три года планируется отработка всего, что надо (на 6 движках, 45 огневых демо- и сертификационных испытаний). НПО Энергомаш в себе не сомневается, да и я в них :D
P.S. CАС, кстати, сработает всегда, безотносительно к потенциальной успешности решений трех упомянутых выше мною задач...
ЦитироватьА не говорю, что это задача не разрешаемая. Но это не простая задача. В России до сих пор нету РН в которой это задача уже была бы решена. Ну а посколку это новое решение, то следует ожидать проблем - особенно в теперешней России.
К тому же Маска ненапряженный двигатель с давлениями на порядок ниже чем в РД-180.
А мне думается, что в теперешней России с программерами как раз все в порядке. Я как-то у Джима Оберга читал о том, как на МКС не сработали двигатели на Звезде ввиду того, что крышка не открылась до конца. Программа все правильно детектировала, остановила операции, закрыла все крышки обратно. То есть кто-то подумал в КБ о нештатных ситуциях, запрограммировал. Если взять железо посвежее, Союз 2-1б с новыми компами летает, Прогресс тоже. Надо только не желеть денег на тестирование.
Ну что обломки у РД-180 наверное энергичнее, это правда, но так у нас и ракета посерьезнее. Я так понимаю, что ввиду формулы Циолковского на первой ступени с сухим весом не так все и плохо, можно много кевлара увезти. На верхних ступенях надо экономить жестче, ну а тут почему бы и нет.
-- Pete
ЦитироватьЦитироватьВсю эту бадягу с тремя РД-180 затеяли именно по одной причине - увести РН с отказавшим двигателям от СК. Это единственное ТЕОРEТИЧЕСКОЕ преимущество варианта с тремя блоками с РД-180 на каждом
В зависимости от времени отказа одного из трех двигателей первой ступени должны быть решены такие задачи (и только они):
- посадка ВА в районе старта;
- падение РН в Татарский пролив (посадка ВА на о.Сахалин);
- довыведение ПТК на одновитковую орбиту.
Извините, Reader, эти задачи ставили дебилы. :D
В случае отказа одного из двигателей необходимо обеспечить посадку ВА куда-нибудь и всё. :)
Если пытаться его куда-то "дотащить", то может произойти взрыв ракеты и он вообще разрушится. :)
ЦитироватьВ случае отказа одного из двигателей необходимо обеспечить посадку ВА куда-нибудь и всё
Если система поймет, что полные кранты - то так и будет. Если есть процентов 75 возможности - надо покувыркаться, местность под нами незнакомая :D
ЦитироватьВсю эту бадягу с тремя РД-180 затеяди именно по одной причине - увести РН с отказавшим двигателям от СК. Это единственное ТЕОРИТИЧЕСКОЕ преимущество варианта с тремя блоками с РД-180 на каждом. Если нельзя обеспечить 100% увод РН, то вся эта эпопея, с тримя РД-180 не имеет никакого смысла.
Итак, следующая ситуация. :)
Двигатель отказывает сразу после отрыва от стола, как у Зенита. :)
Для того, чтобы ракета не начала валиться, ДУ должна развернуться так, чтобы общий вектор тяги проходил через ЦМ.
Вектор тяги будет направлен вбок и ракета начнёт лететь боком вперёд...
Тут я в своё время предлагал несимметричное расположение ПН на ракете сбоку и наблюдал "вопли как это плохо". ;)
Так вот, чтобы уйти от СК ракета должна уметь парировать "ПН в 25% своей массы" висящую сбоку. :D
ЦитироватьЦитироватьВ случае отказа одного из двигателей необходимо обеспечить посадку ВА куда-нибудь и всё
Если система поймет, что полные кранты - то так и будет. Если есть процентов 75 возможности - надо покувыркаться :D
Не надо "кувыркаться", надо подорвать ракету по команде с земли после отделения ВА. :)
Reader, кто-то собирается испытывать ракету в таком режиме? ;)
И сколько ракет грохнем, чтобы убедиться в том, что от этих сложностей не будет хуже? ;)
Я так думаю, никто таких испытаний проводить не будет, а потому и планировать такую бредятину не имеет смысла. :)
ЦитироватьЯ всё понимаю, но с районами падения нас "конкретно затрахали", извините.
Да это ясно, но ничего особо не сделаешь. :)
Кроме многоразовой ракеты. :)
На самом деле подрыв в воздухе это тоже не панацея, можно предотвратить падение ракеты на какой-то достаточно крупный населённый пункт, но полностью исключить падение обломков на места проживания людей нельзя.
ЦитироватьПроблемы с возгоранием стальных лопаток и корпуса турбины в присутствии алюминиевых частиц размерами около 60 мкм при температурах горячего кислорода выше 600 К на РД180 решена за счет современных покрытий.
Дросселирование РД180, заключающееся в уменьшении подачи горючего в ГГ, соответственно. уменьшении оборотов ТНА и давления в КС, снижает температуру кислорода перед турбиной до значений близких к НК33 при предполагаемом его форсировании до 114%, обеспечивает выведение пилотируемых КА с высокой надежностью при попадании в тракт окислителя более крупных алюминиевых частиц.
В соответствие с ТЗ для обеспечении требования спасения старта и экипажа дросселирование доастаточно проводить в течение первых 20 с.
Вот интересно, дросселированный до 80% РД-171М наверно должен быть сверх-надёжный? Он же ведь расчитан на гораздо большее давление. Хорошо бы было статистику набрать. Почему Зенит не пускают с дросселированым двигателем?
"Гость 22" говорил что у РД-171М на полной мощности давление ~60 МПа в ТНА и свыше 50 МПа на турбине. А какое давление будет в случае дросселирования до 80%?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВсю эту бадягу с тремя РД-180 затеяли именно по одной причине - увести РН с отказавшим двигателям от СК. Это единственное ТЕОРEТИЧЕСКОЕ преимущество варианта с тремя блоками с РД-180 на каждом
В зависимости от времени отказа одного из трех двигателей первой ступени должны быть решены такие задачи (и только они):
- посадка ВА в районе старта;
- падение РН в Татарский пролив (посадка ВА на о.Сахалин);
- довыведение ПТК на одновитковую орбиту.
Извините, Reader, эти задачи ставили дебилы. :D
В случае отказа одного из двигателей необходимо обеспечить посадку ВА куда-нибудь и всё. :)
Если пытаться его куда-то "дотащить", то может произойти взрыв ракеты и он вообще разрушится. :)
Да, согласен "дотащить" может быть очень опасно. Это, если набрать статистику такой операции на 5-10 непилотируемых пусках, то тогда об этом можно будет говорить. Но это очень долго ждать придётся.
10 аварий придётся ждать 100 полётов (или больше, поскольку РД-180 будет дросселироваться). С тепершней частотой пусков придётся ждать лет 7 - 15.
Надо делать три блока с РД-180 только с максимально возможным диаметром не менее 4,1 м.
Вообще, надо сказать, вполне приемлемый по стоимости носитель получается с одним РД-171М на первой ступене.
Теоритически он получается всего на 11 млн. дол. дороже самого дешевого варианта на сегодняшний день. Как я уже говорил, где-то на форуме проскакивала информация, что РД-275 (двигатель первой ступени Протона) стоит около одного мил. дол.. РД-275 это двигатель класса НК-33, то есть НК-33 тоже должен стоить где то около 1 млн. дол.. На РН для ПТК НП надо четыре НК-33, то есть это 4 млн. дол. РД-171М, вроде бы, стоит где то около 15 млн. дол. Вот и получается, что самый дешевый вариант с четырьмя НК-33 стоил бы на 11 млн. дол. дешевле чем РН для ПТК НП с одним РД-171М. Поэтому РН с РД-171М получается не идеальной по цене, но довольно близкой к ней.
ПН на ГПО можно выводить в две ступени (один-два РД-0146 на второй ступене) - ПН будет где то 5.5т. ИМХО с такой РН вполне можно будет конкурировать на мировом рынке. Или с дополнительной третьей ступенью - ПН будет где то около 7 тонн.
ЦитироватьА мне думается, что в теперешней России с программерами как раз все в порядке.
Чето очень не в порядке. В конторе где я работаю, ни один программист с территории бывшего СССР моложе 30 лет (то есть окончивший ВУЗ дето после 2000г) не смог выполнить тестовых задач на интервью. Из которых большая половина как раз на контроль параметров и обаботку исключений (читай нештатных ситуаций)
Хуже только у индусов - если моложе 40 лет, то не стоит даже начинать разговор
ЦитироватьЦитироватьВсю эту бадягу с тремя РД-180 затеяли именно по одной причине - увести РН с отказавшим двигателям от СК. Это единственное ТЕОРEТИЧЕСКОЕ преимущество варианта с тремя блоками с РД-180 на каждом
В зависимости от времени отказа одного из трех двигателей первой ступени должны быть решены такие задачи (и только они):
- посадка ВА в районе старта;
- падение РН в Татарский пролив (посадка ВА на о.Сахалин);
- довыведение ПТК на одновитковую орбиту.
Ну хорошо, значит есть и другие задачи, но увод РН от СК это тоже официально озвученное одно из требований Роскосмоса:
Цитировать2.2.1.4. Варианты РН должны отвечать следующим требованиям:
-ДУ первой ступени должна обеспечивать аварийный увод изделия от ПУ при отказе одного двигателя на начальном участке полета;
ЦитироватьЦитироватьПохоже, что одна быстродействующая система аварийной защиты не поможет - процесс развивается стремительно - на фотографии в первом сообщении не прошло и секунды, а пламя уже вырволось наружу двигательного отсека
40...70 мс - такое быстродействие будущей СДАЗ заявляется.
Брони - не надо.
40...70 мс это конечно хорошо, а что если огненная струя от возгорания двигателя пойдёт по направлению к баку и пробьёт его? Помогут ли тут 40...70 мс?
Цитировать... Как я уже говорил, где-то на форуме проскакивала информация, что РД-275 (двигатель первой ступени Протона) стоит около одного мил. дол.. [/u][/i] РД-275 это двигатель класса НК-33, то есть НК-33 тоже должен стоить где то около 1 млн. дол.. ...
Интересно, откуда эта информация? На первой ступени их шесть штук, еще три ступени, включая разгонный блок. Насколько знаю, целиком запуск Протона стоит 25 млн.USD (вики, статья - спейс шаттл). Что-то как-то не верится.
А если к вполне готовому Зениту ТТУ приделать? Хоть от Тополя, хотя лучше что то работающее дольше. Должно получится дешевле, чем с 0 делать.
Цитировать40...70 мс это конечно хорошо, а что если огненная струя от возгорания двигателя пойдёт по направлению к баку и пробьёт его? Помогут ли тут 40...70 мс?
Если система отключит аварийный двигатель за 40-70 мс, то "огненной струи" просто не будет.
ЦитироватьЧисто теоретически, при увеличении стартовой массы до 600-620 т, форсировании РД-171М до 784 тс, применении на 2-й ступени форсированного РД-120 и форсированного РД-8, а также принятии мер по уменьшению массы конструкции, 23 может и вытянет. Но без резервов. Сомнительно, что такой аппарат моджет быть реализован в моноблочной компоновке при диаметре 3,8-4,1 м.
Да, получается моноблок с РД-171м не тянет. А четвёрка 250-тонников (РД-162) требует 5,5 метрового диаметра на радость Yegorу.
И получается триблок на РД-180 это лучшее решение на сегодняшний день :lol: .
ЦитироватьИ получается триблок на РД-180 это лучшее решение на сегодняшний день :lol: .
Оно не лучшее - оно "самое быстрое" и наименее затратное по стоимости разработки.
ЦитироватьЦитировать... Как я уже говорил, где-то на форуме проскакивала информация, что РД-275 (двигатель первой ступени Протона) стоит около одного мил. дол.. [/u][/i] РД-275 это двигатель класса НК-33, то есть НК-33 тоже должен стоить где то около 1 млн. дол.. ...
Интересно, откуда эта информация? На первой ступени их шесть штук, еще три ступени, включая разгонный блок. Насколько знаю, целиком запуск Протона стоит 25 млн.USD (вики, статья - спейс шаттл). Что-то как-то не верится.
Грубые расчёты. Двигатели для Протона - это основная продукция Пермского завода Протон-ПМ
На Протоне-ПМ работает 4413 чел.
http://www.protonpm.ru/corporate/about/passport/
Средняя зарплата 21 тысяча. (в месяц)
http://www.protonpm.ru/corporate/win/download/337/
21 тысяча. * 12 = 252 тысч. в год.
Средний курс доллара в 2008 году где то 25 руб за доллар, то есть средняя зарплата 10 000 дол. в год.
10 000 * 4413 чел. = 44 130 000 дол.
В год в среднем пускается восемь Протонов.
8 Протонов * 6 двигателей = 48 двигателей.
44 130 000 дол. / 48 двигателей = 919 375 за двигатель.
Для каждого Протона выпускается 7 двигателей (один резервный). Общее производство в последние годы РД-275 составляет от 63 до 70 и планировалось до кризиса) увеличить до 90 шт.
ЦитироватьДля каждого Протона выпускается 7 двигателей (один резервный). Общее производство в последние годы РД-275 составляет от 63 до 70 и планировалось до кризиса) увеличить до 90 шт.
А что потом с резервным двигателем делают?
ЦитироватьЦитироватьДля каждого Протона выпускается 7 двигателей (один резервный). Общее производство в последние годы РД-275 составляет от 63 до 70 и планировалось до кризиса) увеличить до 90 шт.
А что потом с резервным двигателем делают?
Не знаю. Может, он в следующий комплект переходит. :roll: А может быть, его прожигают на стенде на всю длительность ресурса :roll:
ЦитироватьЦитировать40...70 мс это конечно хорошо, а что если огненная струя от возгорания двигателя пойдёт по направлению к баку и пробьёт его? Помогут ли тут 40...70 мс?
Если система отключит аварийный двигатель за 40-70 мс, то "огненной струи" просто не будет.
Хорошо. Но фактически 40-70 мс это декларация о намериниях, а не готовая система. Была ли в СССР/России успешная система которая отключала аварийный двигатель, с такими напряженными параметрами, за 40-70 мс?
Yegor писал(а): ЦитироватьГрубые расчёты. Двигатели для Протона - это основная продукция Пермского завода Протон-ПМ
На Протоне-ПМ работает 4413 чел.
http://www.protonpm.ru/corporate/about/passport/
Средняя зарплата 21 тысяча. (в месяц)
http://www.protonpm.ru/corporate/win/download/337/
21 тысяча. * 12 = 252 тысч. в год.
Средний курс доллара в 2008 году где то 25 руб за доллар, то есть средняя зарплата 10 000 дол. в год.
10 000 * 4413 чел. = 44 130 000 дол.
В год в среднем пускается восемь Протонов.
8 Протонов * 6 двигателей = 48 двигателей.
44 130 000 дол. / 48 двигателей = 919 375 за двигатель.
Считать надо не так. Зарплата персонала - далеко не все расходы предприятия. Нужно учитывать накладные расходы - отчисления в соцстрах и пенсионный фонд, затраты на электроэнергию, материалы, и много чего еще. Это минимум 250% зарплаты. Т.е. (10 000 * 4413чел.)*2,5 = 110325000 дол. минимум
ЦитироватьНе знаю. Может, он в следующий комплект переходит. :roll: А может быть, его прожигают на стенде на всю длительность ресурса :roll:
ПМСМ интересней было бы прожигать "до упора" 8)
ЦитироватьГрубые расчёты. Двигатели для Протона - это основная продукция Пермского завода Протон-ПМ
Это с какой-такой радости вдруг? :)
Серийное производство:
http://www.protonpm.ru/creator/production/produce_and_services/
А есть еще опытное. Так что РД-275 там может половина, а может и меньше от общего объема производства?
Я думаю более реальная цифра ~1,5 ляма баксов за штуку.
ЦитироватьЦитироватьГрубые расчёты. Двигатели для Протона - это основная продукция Пермского завода Протон-ПМ
Это с какой-такой радости вдруг? :)
Серийное производство:
http://www.protonpm.ru/creator/production/produce_and_services/
А есть еще опытное. Так что РД-275 там может половина, а может и меньше от общего объема производства?
Я думаю более реальная цифра ~1,5 ляма баксов за штуку.
Да, это явно поближе к истине.
Но Вы, Yegor, дальше вообще в фантастику ударяетесь - откуда у Вас основания считать, что НК-33 при восстановлении производства будет стоить столько же?
Во-первых, другие компоненты, а значит и другие технологии - в особенности из-за присутствия криогенного компонента с температурой на 200 градусов ниже температуры двигателя. И состав материалов (как и их стоимость) другие.
Кстати, если Вам не запомнилось - НК-33 в США продали за 1,3 млн. $ каждый, и их купили несмотря на фактическую невостребованность на тот момент. Когда Аэроджет продавал их (после некоторой доработки) Кистлеру или Орбиталу, то просил уже по 4 ляма за каждый.
Думаю, даже при той же серийности что и у Протона ( ~70 шт. в год) каждый из новых НК-33 дешевле 2-3 мегабаксов не обойдётся, а с учётом меньшей серийности так и до 4. Не забывайте про амортизацию затрат на восстановление производства.
ЦитироватьЦитироватьНе знаю. Может, он в следующий комплект переходит. :roll: А может быть, его прожигают на стенде на всю длительность ресурса :roll:
ПМСМ интересней было бы прожигать "до упора" 8)
Интересней - это да. А кто заплатит за такой интерес?
Читали историю, как прожигали НК-33 "до упора"? Вывели тягу "на упоры", а движок всё топливо со стенда сжёг, не облизнулся, и ещё просит. Так и не разрушился. Здорово, конечно, но и что с того?
Это кстати ещё хороший финал. Если бы он рванул, пришлось бы ещё и стенд восстанавливать.
Аналогично и с протоновскими. Надёжность после аварий уже восстановлена, и никакой информации, достаточно ценной ради затрат на испытания, с них уже не получить.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНе знаю. Может, он в следующий комплект переходит. :roll: А может быть, его прожигают на стенде на всю длительность ресурса :roll:
ПМСМ интересней было бы прожигать "до упора" 8)
Интересней - это да. А кто заплатит за такой интерес?
Читали историю, как прожигали НК-33 "до упора"? Вывели тягу "на упоры", а движок всё топливо со стенда сжёг, не облизнулся, и ещё просит. Так и не разрушился. Здорово, конечно, но и что с того?
Это кстати ещё хороший финал. Если бы он рванул, пришлось бы ещё и стенд восстанавливать.
Аналогично и с протоновскими. Надёжность после аварий уже восстановлена, и никакой информации, достаточно ценной ради затрат на испытания, с них уже не получить.
Ваша мысль стара, но верна. :)
http://engine.aviaport.ru/issues/17/page38.html
( Эту статью тут уже неоднократно приводили.)
Да, признаю погорячился с расчётами . :oops:
Да, тут много неизвестных - надо учитывать накладные расходы и неизвестно какую часть в доходах занимает другая продукция.
Но вроде 2-3 года назад здесь на форуме была информация - новостное сообщение, что мол Протон-ПМ в таком то году отгрузил столько-то двигателей за столько-то денег и и там выходило где-то по миллиону ЕМНИП. Хотя с тех пор зарплата вырасла и цены на двигатели тоже должны были вырасти.
Нашёл больше информации от цене на РД-275 получается где-то 1.5 млн. дол. за один двигатель:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=425915#425915
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьГрубые расчёты. Двигатели для Протона - это основная продукция Пермского завода Протон-ПМ
Это с какой-такой радости вдруг? :)
Серийное производство:
http://www.protonpm.ru/creator/production/produce_and_services/
А есть еще опытное. Так что РД-275 там может половина, а может и меньше от общего объема производства?
Я думаю более реальная цифра ~1,5 ляма баксов за штуку.
Да, это явно поближе к истине.
Но Вы, Yegor, дальше вообще в фантастику ударяетесь - откуда у Вас основания считать, что НК-33 при восстановлении производства будет стоить столько же?
Во-первых, другие компоненты, а значит и другие технологии - в особенности из-за присутствия криогенного компонента с температурой на 200 градусов ниже температуры двигателя. И состав материалов (как и их стоимость) другие.
Кстати, если Вам не запомнилось - НК-33 в США продали за 1,3 млн. $ каждый, и их купили несмотря на фактическую невостребованность на тот момент. Когда Аэроджет продавал их (после некоторой доработки) Кистлеру или Орбиталу, то просил уже по 4 ляма за каждый.
Думаю, даже при той же серийности что и у Протона ( ~70 шт. в год) каждый из новых НК-33 дешевле 2-3 мегабаксов не обойдётся, а с учётом меньшей серийности так и до 4. Не забывайте про амортизацию затрат на восстановление производства.
РД-275 получается где-то 1.5 млн. дол.
Да, пожалуй, НК-33 сейчас будет стоить как минимум 2 млн. дол.
В таком случае РД-171М смотрится ещё лучше. Разница в стоимости РН на РД-171М и РН на НК-33 будет ещё меньше, вроде, где-то 7 млн. дол. (15 млн. (РД-171М) - 8 млн. (четыре НК-33))
ЦитироватьВ таком случае РД-171М смотрится ещё лучше. Разница в стоимости РН на РД-171М и РН на НК-33 будет ещё меньше, вроде, где-то 7 млн. дол. (15 млн. (РД-171М) - 8 млн. (четыре НК-33))
РД-171 на 7 лямов дороже НК-33? :wink:
Ну, по этому "отфонарному" расчёту - один РД-171М на 7 миллионов дороже 4 НК-33. Но это неправильный расчёт. Надо сравнивать-то НК-33-1 с карданом и форсированный. Иначе тяги, стартовые массы и грузоподъёмности существенно разные выходят. И без кардана всё равно не обойтись.
ЦитироватьНу, по этому "отфонарному" расчёту - один РД-171М на 7 миллионов дороже 4 НК-33. Но это неправильный расчёт. Надо сравнивать-то НК-33-1 с карданом и форсированный. Иначе тяги, стартовые массы и грузоподъёмности существенно разные выходят. И без кардана всё равно не обойтись.
Конечно, надо сравнивать РД-171 с НК-33-1 (без раздвижного насадка разве что). Но все равно разница будет и будет она в пользу НК.
Главное здесь другое. Напряженность НК-33 существенно ниже (даже качественно ниже), значит надежность ДУ по выше, а число двигателей автоматически дает резервирование при единичном отказе. Да к тому же масса ДУ эдак в 1.5 раза меньше. Т.е. 4 НК-33 бьют 1 РД-171 сразу по нескольким важным параметрам.
В минусе только чуть меньшие импульс и суммарная тяга. Хотя разница всего единицы процентов. Это с лихвой компенсируется уменьшением стартовой массы, поскольку уже не требуется гарантийный запас топлива и баки под него.
Так что двухступенчатый тандем на умеренно форсированных НК-33 с "одобренной" водородной 2-й ступенью уверенно выводит более 20 т, полностью выполняя требования тендера.
Легче где-то на 20%. А остальное всё верно.
ЦитироватьГрубые расчёты. Двигатели для Протона - это основная продукция Пермского завода Протон-ПМ
На Протоне-ПМ работает 4413 чел.
Средняя зарплата 21 тысяча. (в месяц)...
Более точно можно подсчитать по доходу Протона-ПМ и доле РД-275 в нем.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=204200#204200
Если комплект состоит из 7 двигателей, то стоимость одного в 2005 году была 26.8 млн. рублей; стоимость одного двигателя в 6-двигательном комплекте - 31.25 млн. рублей.
ЦитироватьЛегче где-то на 20%. А остальное всё верно.
Тут http://www.lpre.de/sntk/NK-33/modif.htm сказано, что ЗАЛИТАЯ масса НК-33-1 без насадка 1715 кг. Судя по НК-33 и НК-43 разница залитой и сухой массы примерно 90 кг. Значит 4 сухих НК-33-1 ровно 6500 кг.
Сухая масса РД-171М нынче 9300 кг.
Разница 2800 кг, 30%. Почти 1.5 раза (9300/1,5= 6200).
ЦитироватьЕсли комплект состоит из 7 двигателей, то стоимость одного в 2005 году была 26.8 млн. рублей; стоимость одного двигателя в 6-двигательном комплекте - 31.25 млн. рублей.
Курс рубля в 2005 был около 28. Получается около мегабакса за двигатель, +/- 10%.
ЦитироватьЦитироватьЕсли комплект состоит из 7 двигателей, то стоимость одного в 2005 году была 26.8 млн. рублей; стоимость одного двигателя в 6-двигательном комплекте - 31.25 млн. рублей.
Курс рубля в 2005 был около 28. Получается около мегабакса за двигатель, +/- 10%.
Вот блин... Ошибся я... Поделил весь доход на 8 комплектов, а на самом деле нужно было его не треть уменьшить ("доля РД-275 в нем ~ 72%").
Так что получается существенно меньше мегабакса.
Щас посчитаем... :)
1500 млн. руб умножаем на 0,72 = ~1100 млн, делим на 8 = 137,5 млн. за комплект. Значит один двигатель 20-23 млн. руб или 710-830 килобаксов.
Интересненько... :wink:
Цитировать15 млн. (РД-171М)
В 2006 году РД-171М для Морского старта стоил ~$7 млн.
http://www.cbonds.info/rus/conference/index.phtml/params/action/conference/id/292
ЦитироватьНа ближайшие годы НПО обеспечено заказами на двигатели для РН "Зенит" в объеме порядка 10 двигателей в год. Это порядка 70 млн $ в год.
ЦитироватьЦитировать15 млн. (РД-171М)
В 2006 году РД-171М для Морского старта стоил ~$7 млн.
http://www.cbonds.info/rus/conference/index.phtml/params/action/conference/id/292
ЦитироватьНа ближайшие годы НПО обеспечено заказами на двигатели для РН "Зенит" в объеме порядка 10 двигателей в год. Это порядка 70 млн $ в год.
А можед это прибыль, а не выручка?
Почем же тогда РД-180?
Еще интересная цитата оттуда:
ЦитироватьПортфель заказов сформирован на 2007г. в размере 3458 млн. руб, на 2008г.- в размере 6601 млн. руб.. На 2007г. запланировано производство 4 двигателей РД-171 М, 5 двигателей РД-180 и 2 двигателей РД 191. В 2008г.- 9 РД-171М, 5 РД-180 и 7 РД-191
Так что про 10 РД-171 в год они там эдак в 1,5 раза приукрасили ;)
ЦитироватьБолее точно можно подсчитать по доходу Протона-ПМ и доле РД-275 в нем.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=204200#204200
Если комплект состоит из 7 двигателей, то стоимость одного в 2005 году была 26.8 млн. рублей; стоимость одного двигателя в 6-двигательном комплекте - 31.25 млн. рублей.
Что-то не так...
В 2005 году РД-171 не могли занимать 72%, поскольку тогда же во всю шло производство РД-180 в сопоставимых киличествах.
ЦитироватьТак что про 10 РД-171 в год они там эдак в 1,5 раза приукрасили ;)
Там сказано "порядка 10 двигателей". На 2008 примерно так и было запланировано:
ЦитироватьВ 2008г.- 9 РД-171М
ЦитироватьЦитироватьБолее точно можно подсчитать по доходу Протона-ПМ и доле РД-275 в нем.
Что-то не так...
В 2005 году РД-171 не могли занимать 72%
;)
:lol:
Зарапортовался, блин!
ЦитироватьЦитироватьЛегче где-то на 20%. А остальное всё верно.
Тут http://www.lpre.de/sntk/NK-33/modif.htm сказано, что ЗАЛИТАЯ масса НК-33-1 без насадка 1715 кг. Судя по НК-33 и НК-43 разница залитой и сухой массы примерно 90 кг. Значит 4 сухих НК-33-1 ровно 6500 кг.
Сухая масса РД-171М нынче 9300 кг.
Разница 2800 кг, 30%. Почти 1.5 раза (9300/1,5= 6200).
С РД-191 попутал. :oops:
Масса залитого РД-171М 10300 кг.
Четыре залитых НК-33-1 4Х1715=6860 кг.
Меньше на 33% или в 1,5 раза.
Кстати у НК-33 разница между сухим и залитым 1393-1240=153 кг.
То есть в сухом варианте имеем 9300/6248 =1,49.
Правда какую-то часть выигрыша съест ферма к которой будут крепиться узлы качания.
Давайте перенесем обсуждения о стоимости двигателей в соответствующию тему "Стоимось РН, двигателей, разгонных блоков, пусковых услуг..."
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=4474&start=30
А то потом этой информации не найдешь.
Да, непонятно с ценой РД-171М. То что я говорил 15 млн. дол. - то это была цена, что мне запомнилась по чтению форума :oops:
Если РД-171М стоит 7 млн. дол., то это круто меняет ситуацию. Если РД-171М стоит 7 млн. дол., то тогда отпадает смысл делать что-то вроде НК-33 - РД-171М получается дешевле. А учитывая, что РД-171М дефорсированный до 80%, будет и надёжней чем НК-33, то тут отпадают все сомнения, какой двигатель выбирать - РД-171М.
Но по цене РД-171М не всё ясно.
Насчёт надежней - не факт! Хотя четыре двигателя против одного- не лучшее соотношение.
ЦитироватьНасчёт надежней - не факт!
Ну, если РД-171М расчитан на работу при давлении в КС 245 атмосфер, но работает при 196 атмосферах (80%), а НК-55 расчитан на 145 атмосфер, на работает при 165 атмосферах (форсированный на 14%), то наверно РД-171М в таких условиях надежней будет? :roll:
ЦитироватьДа, непонятно с ценой РД-171М. То что я говорил 15 млн. дол. - то это была цена, что мне запомнилась по чтению форума :oops:
Всё кристально ясно :)
РД-171М стоит 7 мегабаксов, РД-275 - максимум 850 тыщ. А НК-33 будет раза в 1,5 дороже РД-275, значит 4 НК-33-1 будут стоить около 5 мегабаксов за комплект. Процентов на 25-30 дешевле одного РД-171М.
ЦитироватьЕсли РД-171М стоит 7 млн. дол., то это круто меняет ситуацию. Если РД-171М стоит 7 млн. дол., то тогда отпадает смысл делать что-то вроде НК-33 - РД-171М получается дешевле.
Никаких шансов.
РД дороже, причем существенно.
ЦитироватьА учитывая, что РД-171М дефорсированный до 80%, будет и надёжней чем НК-33, то тут отпадают все сомнения, какой двигатель выбирать - РД-171М.
Нафига нам дефорсированный? Чтоб тяги не зватило? :)
се равно там 200 атм будет, против 175 у НК.
ЦитироватьЦитироватьНасчёт надежней - не факт!
Ну, если РД-171М расчитан на работу при давлении в КС 245 атмосфер,
250
Цитироватьно работает при 196 атмосферах (80%),
Дык тогда 590 т тяги никак не хватит для выведения 20+ т :)
Цитироватьа НК-55 расчитан на 145 атмосфер, на работает при 165 атмосферах (форсированный на 14%), то наверно РД-171М в таких условиях надежней будет? :roll:
С фигали вдруг 200 атм будет лучше 165-ти? Химию не обманешь таким форсированием-дросселированием.
ЦитироватьС фигали вдруг 200 атм будет лучше 165-ти? Химию не обманешь таким форсированием-дросселированием.
А с фига ли вдруг надёжность является линейно зависимой от давления?
Пытаетесь физикой обдурить математику? (теорию вероятностей) :lol:
ЦитироватьЦитироватьНасчёт надежней - не факт!
Ну, если РД-171М расчитан на работу при давлении в КС 245 атмосфер, но работает при 196 атмосферах (80%), а НК-55 расчитан на 145 атмосфер, на работает при 165 атмосферах (форсированный на 14%), то наверно РД-171М в таких условиях надежней будет? :roll:
YR-33 первоначпально был рассчитан на давление 150 атм и создавал тягу 154 тс. НК-33-1 форсирован до 185 тс при давлении в КС 175 атм.
Т.е. четыре НК-33-1 развивают тягу 740 тс при давлении в КС 175 атм.
А дефорсированный РД-171 М при 200 атм будет иметь тягу 592 тс и будет при этом тяжелее на 3т. :shock:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНасчёт надежней - не факт!
Ну, если РД-171М расчитан на работу при давлении в КС 245 атмосфер, но работает при 196 атмосферах (80%), а НК-55 расчитан на 145 атмосфер, на работает при 165 атмосферах (форсированный на 14%), то наверно РД-171М в таких условиях надежней будет? :roll:
YR-33 первоначпально был рассчитан на давление 150 атм и создавал тягу 154 тс. НК-33-1 форсирован до 185 тс при давлении в КС 175 атм.
Т.е. четыре НК-33-1 развивают тягу 740 тс при давлении в КС 175 атм.
А дефорсированный РД-171 М при 200 атм будет иметь тягу 592 тс и будет при этом тяжелее на 3т. :shock:
Значит КС у НК-33 побольше на процентов 20-30.
Ну а то что тяжелее, так это потому что РД-171М на 250 атмосфер рассчитан - чем больше давленее, тем больше прочность и соответсвенно масса всех агрегатов, которые должны удерживать это давление.
Ну, принципиальным преимуществом РД-171М есть то, что он не только производится серийно, но и обеспечивается ПОЛНЫМ АВТОРСКИМ СОПРОВОЖДЕНИЕМ.
Кроме того, более высокий удельный импульс позволяет с лихвой перекрыть избыток его массы.
А дефорсирование ему не нужно - при соблюдении принятой технологии надёжность не ниже, чем у четырёхдвигательной альтернативы. При несоблюдении же и НК-33, и РД-275 будут гореть и взрываться так же - оба в своей истории не раз уже это демонстрировали.
ЦитироватьПри несоблюдении же и НК-33, и РД-275 будут гореть и взрываться так же - оба в своей истории не раз уже это демонстрировали.
Ни НК-33, ни РД-253
"так же", да еще и "не раз", не горели и не взрывались: НК-33 - потому что ни разу не летал (от летавшего НК-15 он должен был отличаться как раз повышенной надежностью), а РД-253 из ~300 пусков "подвел" Протон лишь
однажды.
Кстати, у РД-253/275 подтвержденная надежность "три девятки".
У РД-171/171М статистика и надежность хуже.
Цитироватьпри соблюдении принятой технологии
Сложную технологию намного труднее соблюдать, чем простую. При этом один и тот же вид брака может привести к разным последствиям для РД-171М и РД-275/НК-33.
Цитироватьпринципиальным преимуществом РД-171М есть то, что он не только производится серийно, но и обеспечивается ПОЛНЫМ АВТОРСКИМ СОПРОВОЖДЕНИЕМ.
Я не сомневаюсь в том, что любой новый двигатель Энергомаша будет сопровождаться :)
ЦитироватьЦитироватьС фигали вдруг 200 атм будет лучше 165-ти? Химию не обманешь таким форсированием-дросселированием.
А с фига ли вдруг надёжность является линейно зависимой от давления?
Пытаетесь физикой обдурить математику? (теорию вероятностей) :lol:
Не, дело как раз в химии - взаимодействие конструкционных материалов с компонентами в трактах при 165 и 200 атм будет качествено разное.
Но про 200 атм надо сразу забыть - это только 590 т тяги и никто никуда не летит. Так что будет 250.
Господа, а что бы вообще просто не лететь на "Протоне"? :)
Гептил им неприятно пахнет:) Хотя 2 водородная ступень на Протоне позволит отказаться от "сосисочных" носителей. Кажись Дмитрий писал что вполне 30-35 т на Протоне с водородной 2 ступенью можно выводить. Да и у меня огромные сомнения что гептил опаснее для космонавтов чем пожароопасность водорода.
Я вообще этого обсуждения не понимаю. Роскосмос сказал РД-180, значит так и будет, и человекочасы потраченные на форумный срач, этого не изменят.
Лично я ничего против продолжения эксплуатации Протона не имею :)
Вот только потенциала роста у его практически нет (40 т и выше).
ЦитироватьЯ вообще этого обсуждения не понимаю. Роскосмос сказал РД-180, значит так и будет, и человекочасы потраченные на форумный срач, этого не изменят.
А до этого он говорил про РД-191 ;)
И даже сейчас РД-180 не является единственным вариантом в ТЗ.
Командир сказал люминь, значит люминь! :P
Форум вообще ничего изменить в нашей космонавтике не может по определению. :roll:
ЦитироватьГептил им неприятно пахнет:) Хотя 2 водородная ступень на Протоне позволит отказаться от "сосисочных" носителей. Кажись Дмитрий писал что вполне 30-35 т на Протоне с водородной 2 ступенью можно выводить. Да и у меня огромные сомнения что гептил опаснее для космонавтов чем пожароопасность водорода.
Ох уж мне этот гептил. :)
Китайцы летают на гептиле. В "Союзе" у космонавтов "под задницей" бочка с гептилом. :)
Кроме того, есть отработка корабля без экипажа, тут гептил вообще большой роли не играет. :)
ЦитироватьЛично я ничего против продолжения эксплуатации Протона не имею :)
Вот только потенциала роста у его практически нет (40 т и выше).
Зато он есть "здесь и сейчас", а про потенциал роста можно отдельно подумать. :)
ЦитироватьЯ вообще этого обсуждения не понимаю. Роскосмос сказал РД-180, значит так и будет, и человекочасы потраченные на форумный срач, этого не изменят.
Мало ли что там Роскосмос сказал, завтра может другое сказать. :)
Ракеты с РД-180 пока нет "в принципе", как я понимаю. :)
ЦитироватьГептил им неприятно пахнет:) Хотя 2 водородная ступень на Протоне позволит отказаться от "сосисочных" носителей. Кажись Дмитрий писал что вполне 30-35 т на Протоне с водородной 2 ступенью можно выводить. Да и у меня огромные сомнения что гептил опаснее для космонавтов чем пожароопасность водорода.
Кстати, "за водородную ступень" есть идейка. ;)
Почему эта третья ступень не может быть разгонным блоком для полёта на Луну? ;)
Полезной нагрузкой будет топливо, стыковочный узел и дополнительные элементы системы управления. :)
ЦитироватьПочему эта третья ступень не может быть разгонным блоком для полёта на Луну? ;)
Полезной нагрузкой будет топливо, стыковочный узел и дополнительные элементы системы управления. :)
Может, не вопрос.
По словам Дмитрия предлагалось заменить 2 и 3 гептиловые ступени 2 водородной. 3 ступень упразднялась. 2 ступень четко обеспечивала вывод на низкую орбиту.
ЦитироватьЦитироватьПочему эта третья ступень не может быть разгонным блоком для полёта на Луну? ;)
Полезной нагрузкой будет топливо, стыковочный узел и дополнительные элементы системы управления. :)
Может, не вопрос.
Фактически двупуск "Протона" с водородной третьей ступенью даёт почти то же самое, что Н-1.
ЦитироватьПо словам Дмитрия предлагалось заменить 2 и 3 гептиловые ступени 2 водородной. 3 ступень упразднялась. 2 ступень четко обеспечивала вывод на низкую орбиту.
Да, но это не очень хорошо для вывода на высокую орбиту. :)
ЦитироватьЦитироватьПо словам Дмитрия предлагалось заменить 2 и 3 гептиловые ступени 2 водородной. 3 ступень упразднялась. 2 ступень четко обеспечивала вывод на низкую орбиту.
Да, но это не очень хорошо для вывода на высокую орбиту. :)
Очень хорошо! Просто в состав КГЧ включается разгонный блок :wink:
Протосатурн?
ЦитироватьПротосатурн?
Постсатурн! :lol:
Как-там-его-Сатурн не важно, а важно то что можно уже было давно сделать приличный носитель без нынешних, пардон, маструбаций.
Причем носитель который самую по-моему важную 1 ступень имел уже отработанной и надежной.
ЦитироватьНо про 200 атм надо сразу забыть - это только 590 т тяги и никто никуда не летит. Так что будет 250.
Очень даже летит. Дросселированный до 80% РД-171М - 195 атм на первой ступени и четыре РД-0146 на второй выводят 22 тонны на НОО. Это отвечает требованиями Роскосмоса.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПо словам Дмитрия предлагалось заменить 2 и 3 гептиловые ступени 2 водородной. 3 ступень упразднялась. 2 ступень четко обеспечивала вывод на низкую орбиту.
Да, но это не очень хорошо для вывода на высокую орбиту. :)
Очень хорошо! Просто в состав КГЧ включается разгонный блок :wink:
Это нужен ещё и разгонный блок отдельный, а я предлагаю сделать универсальную систему, где третья ступень может при необходимости выступать в роли разгонного блока. :)
Кстати, я считаю эту идею реальнее, чем "Ангара". :)
ЦитироватьКак-там-его-Сатурн не важно, а важно то что можно уже было давно сделать приличный носитель без нынешних, пардон, маструбаций.
Причем носитель который самую по-моему важную 1 ступень имел уже отработанной и надежной.
Мало того, сейчас уже можно испытывать новый ПК почти ничего не меняя в "Протоне". :)
Если не страдать от разного рода бредовых соображений, которые, на самом деле, прикрывают корпоративные интересы. :)
ЦитироватьЦитироватьНо про 200 атм надо сразу забыть - это только 590 т тяги и никто никуда не летит. Так что будет 250.
Очень даже летит. Дросселированный до 80% РД-171М - 195 атм на первой ступени и четыре РД-0146 на второй выводят 22 тонны на НОО. Это отвечает требованиями Роскосмоса.
Дросселированный до 80% РД-171М будет иметь тягу 590 тс. Стартовая масса будет где-то 450-460 т, больше 18 т никак, никуда и никогда...
ЦитироватьYegor писал(а):
ЦитироватьОчень даже летит. Дросселированный до 80% РД-171М - 195 атм на первой ступени и четыре РД-0146 на второй выводят 22 тонны на НОО. Это отвечает требованиями Роскосмоса.
Мммм... а что Вы, собственно хотите, Yegor ? Максимального усложнения и удорожания? Под тем соусом, что через 100 лет все окупится?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНо про 200 атм надо сразу забыть - это только 590 т тяги и никто никуда не летит. Так что будет 250.
Очень даже летит. Дросселированный до 80% РД-171М - 195 атм на первой ступени и четыре РД-0146 на второй выводят 22 тонны на НОО. Это отвечает требованиями Роскосмоса.
Дросселированный до 80% РД-171М будет иметь тягу 590 тс. Стартовая масса будет где-то 450-460 т, больше 18 т никак, никуда и никогда...
А мочему бы стартовая масса не 525 т?
Тяговооружонность на старте 1.11 как у Атласа-5-501.
ЦитироватьЦитироватьYegor писал(а):
ЦитироватьОчень даже летит. Дросселированный до 80% РД-171М - 195 атм на первой ступени и четыре РД-0146 на второй выводят 22 тонны на НОО. Это отвечает требованиями Роскосмоса.
Мммм... а что Вы, собственно хотите, Yegor ? Максимального усложнения и удорожания? Под тем соусом, что через 100 лет все окупится?
Максимального усложнения и удорожания по сравнению с чем?
С трехблоком на РД-180?
Так на РД-171М дешевле и проще.
Всё упирается в надежность. Даст ли запасной РД-180 дополнительную надежность? Это ещё совсем неизвестно. Теоритически может дать, но практически на разработку технологии может понадобиться лет 15 и неизвесмтно сколько РН улетешвих за бугор. С другой стороны дросселированный до 80% РД-171М может оказаться очень даже надёжным. Это пока не известно.
Но насчёт дешевле и проще, так тут никаких сомнений нет - моноблок с РД-171М и дешевле и проще.
ЦитироватьА мочему бы стартовая масса не 525 т?
Тяговооружонность на старте 1.11 как у Атласа-5-501.
Ага и ПН 4.4%, как у Энергии... Это Фантастика (с)
Хоть бы 3% вытянули.
Собрал, что смог найти в статье РД-701[/i][/b] (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A0%D0%94-701) по этому двигателю. На мой взгляд, это достойный конкурент для одноступенчатого моноблока в количестве двух штук. При этом не стоит забывать, что его предполагали использовать на МАКСе, которая заведомо была лишена каких-либо систем спасения.
Цитировать...на МАКСе, которая заведомо была лишена каких-либо систем спасения.
У любой космической пилотируемой системы имеется система спасения.
ЦитироватьЦитироватьА мочему бы стартовая масса не 525 т?
Тяговооружонность на старте 1.11 как у Атласа-5-501.
Ага и ПН 4.4%, как у Энергии... Это Фантастика (с)
Хоть бы 3% вытянули.
Так водород на второй ступене, много водорода.
Атлас-5-Этап-2 выводит 4.83% (29 тонн ПН при 600 тонн (без ПН) РН), так что ничего фантастичного.
(http://i017.radikal.ru/0905/a7/ccf790a04db6.jpg)
ЦитироватьТак водород на второй ступене, много водорода.
Атлас-5-Этап-2 выводит 4.83% (29 тонн ПН при 600 тонн (без ПН) РН), так что ничего фантастичного.
Во-первых, не забываем, что МюПг измерятся относительно Мст с учетом ПГ (значит, будет, не 4,89%, а 4,61% примерно).
Во-вторых, помним, что Атлас-5 стартует на широте 28 град, а не 46-51.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьПо словам Дмитрия предлагалось заменить 2 и 3 гептиловые ступени 2 водородной. 3 ступень упразднялась. 2 ступень четко обеспечивала вывод на низкую орбиту.
Да, но это не очень хорошо для вывода на высокую орбиту. :)
Очень хорошо! Просто в состав КГЧ включается разгонный блок :wink:
Это нужен ещё и разгонный блок отдельный, а я предлагаю сделать универсальную систему, где третья ступень может при необходимости выступать в роли разгонного блока. :)
Получается в любом случае 3-хступенчатая система. Но в случае КРБ, его двигатель может быть на порядок слабее, чем у третьей универсальной ступени. Кроме того, при равной стартовой массе система с КРБ будет иметь большую массу ПГ.
ЦитироватьПолучается в любом случае 3-хступенчатая система. Но в случае КРБ, его двигатель может быть на порядок слабее, чем у третьей универсальной ступени. Кроме того, при равной стартовой массе система с КРБ будет иметь большую массу ПГ.
А почему нельзя сделать третью ступень размерностью с КРБ? ;)
ЦитироватьЦитироватьПолучается в любом случае 3-хступенчатая система. Но в случае КРБ, его двигатель может быть на порядок слабее, чем у третьей универсальной ступени. Кроме того, при равной стартовой массе система с КРБ будет иметь большую массу ПГ.
А почему нельзя сделать третью ступень размерностью с КРБ? ;)
Потому что в этом случае, она используется как маршевая прри полете с углами наклона траектории далекими от нуля. Что влечет за собой определенные гравпотери и необходимость иметь довольно высокую тяговооруженность.
ЦитироватьЦитироватьА почему нельзя сделать третью ступень размерностью с КРБ? ;)
Потому что в этом случае, она используется как маршевая прри полете с углами наклона траектории далекими от нуля. Что влечет за собой определенные гравпотери и необходимость иметь довольно высокую тяговооруженность.
Но это же лучше будет, даже с низкой тяговооруженностью, чем тащить с собой на опорную орбиту здоровую вторую ступень? ;)
По-моему мнению, этот вариант всем хорош ("за") за исключением одного, а именно "Основные характеристики ракеты-носителя "Зенит-2" - максимальная перегрузка при выведении, единиц: 4,0 - 6,0".
Если их уменьшать, то потери за счет компенсирования силы тяжести будут возрастать.
Очень оригинальный способ - если источники не врут, использовался до РД-180 на Атлас 2 - "1.5 ступени". Один двигатель работает до орбиты, два отстреливаются ранее. Взять в качестве первого РД-704, а в качестве двух отстреливаемых - РД-191. Это должно дать очень неплохой процент ПН.
ЦитироватьПо-моему мнению, этот вариант всем хорош ("за") за исключением одного, а именно "Основные характеристики ракеты-носителя "Зенит-2" - максимальная перегрузка при выведении, единиц: 4,0 - 6,0".
Если их уменьшать, то потери за счет компенсирования силы тяжести будут возрастать.
РД-171М сильно дросселируется - так что можно запросто уложиться в 4 единицы.
Да, гравитационные потери будут, но они будут не большие - на это идут - это общепринятая мировая практика, потому что экономическая выгода перекрывает эти потери. И РН всё равно будет выводить требуемый ПН.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА почему нельзя сделать третью ступень размерностью с КРБ? ;)
Потому что в этом случае, она используется как маршевая прри полете с углами наклона траектории далекими от нуля. Что влечет за собой определенные гравпотери и необходимость иметь довольно высокую тяговооруженность.
Но это же лучше будет, даже с низкой тяговооруженностью, чем тащить с собой на опорную орбиту здоровую вторую ступень? ;)
Без разницы. В принципе, какой-то выигрыш (мизерный) можно получить, оптимизируя параметры РН с учетом всей траектории. Но при этом получится более крупная 3-я ступень, с более мощным двигателем, который к тому же должен включаться на 1 раз больше, чем в схеме с КРБ.
ЦитироватьБез разницы. В принципе, какой-то выигрыш (мизерный) можно получить, оптимизируя параметры РН с учетом всей траектории. Но при этом получится более крупная 3-я ступень, с более мощным двигателем, который к тому же должен включаться на 1 раз больше, чем в схеме с КРБ.
А так при выведении на опорную орбиту вы будете тащить с собой здоровенную водородную вторую ступень. :)
ЦитироватьЦитироватьБез разницы. В принципе, какой-то выигрыш (мизерный) можно получить, оптимизируя параметры РН с учетом всей траектории. Но при этом получится более крупная 3-я ступень, с более мощным двигателем, который к тому же должен включаться на 1 раз больше, чем в схеме с КРБ.
А так при выведении на опорную орбиту вы будете тащить с собой здоровенную водородную вторую ступень. :)
Это лучше, чем таскать по орбитам полупустую третью. :lol:
Но между этими вариантами очень тонкая грань. Они различаются между собой только величиной недобора скорости для выведения на опорную орбиту. Например, при использовании для довыведения КРБ, недобор скорости может составить 50-70 м/с. А для случая применния 3-й "универсальной ступени". Этот недобор может составить 500-700 м/с. А при определенных соотношениях параметров, эта разница вообще будет исчезающе мала. Она будет более ощутимой (в пользу КРБ), когда недобор этот будет относительно большим, т.е. когда третья ступень начинает работать при ненулевых углах наклона траектории.
ЦитироватьЦитироватьА так при выведении на опорную орбиту вы будете тащить с собой здоровенную водородную вторую ступень. :)
Это лучше, чем таскать по орбитам полупустую третью. :lol:
Но между этими вариантами очень тонкая грань. Они различаются между собой только величиной недобора скорости для выведения на опорную орбиту. Например, при использовании для довыведения КРБ, недобор скорости может составить 50-70 м/с. А для случая применния 3-й "универсальной ступени". Этот недобор может составить 500-700 м/с. А при определенных соотношениях параметров, эта разница вообще будет исчезающе мала. Она будет более ощутимой (в пользу КРБ), когда недобор этот будет относительно большим, т.е. когда третья ступень начинает работать при ненулевых углах наклона траектории.
Так в чём вопрос-то? :)
Эта самая третья ступень и будет "такой большой КРБ". :)
Просто она будет сделана и для возможности выводить бОльшую ПН на опорную орбиту. :)