накину на вентилятор
https://pikabu.ru/story/rd191m_v_gonke_za_sovershenstvo_7204026
ЦитироватьКак сообщает ТАСС со ссылкой на Центр имени Хруничева, НПО «Энергомаш» разработан и успешно испытан новый вариант двигателя для семейства ракет «Ангара» - РД-191М. Новый двигатель позволяет увеличить грузоподъемность ракеты на 1,5 тонны.
Использование двигателей РД-191 предыдущего поколения обеспечивало вывод ракетой «Ангара-А5» на опорную орбиту 24 тонны полезной нагрузки. РД-191М позволит выводить 25,5 тонн груза той же ракетой. Это серьезный показатель для космических запусков, где на счету каждый килограмм выводимого груза. РД-191М как и РД-191 предназначен для использования в 1-1 и 2-1 ступенях ракет семейства «Ангара».
Новые энергетические характеристики двигателя РД191М следующие:
Тяга (на уровне моря / в вакууме): 217,4 / 234,0 тс
Удельный импульс (на уровне моря / в вакууме): 314 / 338 с
Диапазон дросселирования тяги (от номинального значения): 27—110 %
Компоненты топлива: жидкий кислород / керосин РГ-1
Масса сухая: 2,2 т.
Как известно, "рабочая версия" в том, что увеличивают диаметр критики. Но для сохранения УИ необходимо тогда увеличить и расход топлива ровно на 10%. А вон выше пишут про увеличение удельного импульса... Кстати, и тяга там +10,9%. Вообще хрень какая-то.
Кстати, смотрите какая прелесть случайно попалась! Макет сабжа в масштабе 1:25
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/35876.jpg)
Цитата: Bell от 15.12.2020 02:23:00Как известно, "рабочая версия" в том, что увеличивают диаметр критики. Но для сохранения УИ необходимо тогда увеличить и расход топлива ровно на 10%. А вон выше пишут про увеличение удельного импульса... Кстати, и тяга там +10,9%. Вообще хрень какая-то.
Для сохранения УИ нужно увеличивать площадь / диаметр среза сопла, чтобы сохранить степень геометрического расширения.
Клепиков в своей диссертации привёл данные по МД-185:
камер РД-170, МД-185, РД-180, РД-191 и РД-192.jpg
А в статье в журнале "Двигатель" в №4 за 2009 год Клепиковым и Рахманиным приведена следующая таблица, позволяющая оценить параметры РД-191М при тяге 217 тс у Земли. ему соответствует МД1-185 на максимальной тяге.
10282.jpg
Т.е. диаметр среза сопла нужно делать больше 1430 мм, чтобы скомпенсировать потерю пустотного импульса. А если постараться, то можно даже прибавить.
Поэтому видимо ведутся работы по стационарному НРО.
Читаем в ТРУДАХ XXXVI Энергомаша:
http://www.engine.space/upload/iblock/9df/9dfaa3a12070bf192f016ae26daa07d5.docx
Цитата: undefinedУДК 621.45.035
Гапонов Валерий Дмитриевич, канд. техн. наук.
Кашапов Марат Ахмадеевич.
Киселев Александр Сергеевич, канд. физ.-мат. наук.
Россия, Московская обл. г. Химки, НПО Энергомаш им. академика В.П. Глушко. Контактный телефон − (495)286-92-54.
О СТАЦИОНАРНОМ СОПЛОВОМ НАСАДКЕ ДЛЯ ДВИГАТЕЛЯ РД191
Представлены результаты расчётов удельного импульса двигателя РД191 при увеличенных значениях степени расширения сопла. Определены удельный импульс и геометрические параметры сопла с оптимальной степенью расширения, при которой масса выводимого полезного груза будет наибольшей. Рассмотрены варианты установки стационарных сопловых насадков на срез серийного сопла и создания нового сопла с экстремальным контуром. Показано, что на номинальном режиме и режиме дросселирования двигателя РД191 с оптимальной степенью расширения сопла опасности входа скачка уплотнения в сопло не существует.
Ключевые слова: ЖРД, удельный импульс, сопловой насадок, масса полезного груза, скачок уплотнения.
Литература
1. Чванов В.К., Фатуев И.Ю., Беликов А.А. и др. Повышение энергетических характеристик двигателя РД191 путём установки сдвигаемого соплового насадка // Труды НПО Энергомаш. М., 2011. № 28. С. 111-124.
2. 00.0520.0100.0000.00.0Р06. Камера. Расчет газодинамический. 1989 г.
3. Schmucker P.H. Side Loads and their Reduction in Liquid Rocket Engines. Proceedings of 24th International Astronautical congress, Baku, USSR, October 7 -13, 1973.
Цитата: Salo от 15.12.2020 22:48:15Т.е. диаметр среза сопла нужно делать больше 1430 мм, чтобы скомпенсировать потерю пустотного импульса. А если постараться, то можно даже прибавить.
Это можно делать для высотного двигателя, а у земного давление на срезе лимитируется окружающим атмосферным давлением. Там и так уже сопло с небольшим перерасширением.
То есть фокус не пройдет.
Цитата: Salo от 15.12.2020 22:28:05Для сохранения УИ нужно увеличивать площадь / диаметр среза сопла, чтобы сохранить степень геометрического расширения.
Стоп, я что-то не пойму.
Увеличение критики снижает удельный импульс, поскольку уменьшается степень расширения и соотношение Ра/Рк в известной формуле УИ.
Но вместе с тем, тяга равна произведению удельного импульса на расход. То есть вместе с импульсом снизиться и тяга!
Так может надо наоборот сужать критику? :D
А почему бы не использовать сопловой насадок, вместо увеличения критики?
Цитата: Salo от 15.12.2020 22:48:15Поэтому видимо ведутся работы по стационарному НРО.
Читаем в ТРУДАХ XXXVI Энергомаша:
По-моему это работы по высотной версии. Как можно увеличивать степень расширения земного сопла? :)
Цитата: Space_Rediska от 16.12.2020 00:14:58А почему бы не использовать сопловой насадок, вместо увеличения критики?
Потому что произойдет то, что на средней картинке:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/35900.jpg)
Цитата: Bell от 16.12.2020 00:24:04Потому что произойдет то, что на средней картинке:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/35900.jpg)
Это понятно, но если использовать выдвижную насадку, то разве это не будет более оптимальным решением? З.Ы. Вопрос отрыва отрыва потока от стенки за счёт стыков предлагаю не учитывать ;D
Цитата: Space_Rediska от 16.12.2020 00:43:27Это понятно, но если использовать выдвижную насадку
Еще раз, выдвижной насадок на земле не работает потому что - картинка. Речь о том, чтоб увеличить тягу двигателя вообще, в первую очередь с земли.
Цитата: Salo от 15.12.2020 22:28:05Клепиков в своей диссертации привёл данные по МД-185:
Ну тут все логично и понятно - увеличили давление в КС, уменьшили критику и получили увеличение импульса и тяги одновременно.
Цитата: Bell от 16.12.2020 00:08:45Стоп, я что-то не пойму.
Увеличение критики снижает удельный импульс, поскольку уменьшается степень расширения и соотношение Ра/Рк в известной формуле УИ.
Но вместе с тем, тяга равна произведению удельного импульса на расход. То есть вместе с импульсом снизиться и тяга!
Не совсем. Если увеличить критику, то при том же давлении увеличится и расход! => и тяга. Т.к. скорость в критике определяется только температурой (и химсоставом), а плотность давлением. И повышение тяги от увеличения расхода > чем уменьшение тяги от уменьшения расширения.
Цитата: Bell от 16.12.2020 00:56:16Цитата: Space_Rediska от 16.12.2020 00:43:27Это понятно, но если использовать выдвижную насадку
Еще раз, выдвижной насадок на земле не работает потому что - картинка. Речь о том, чтоб увеличить тягу двигателя вообще, в первую очередь с земли.
Все понял, подумал что хотят увеличить тягу на высоте путем увеличения радиуса критики. Спасибо
Цитата: Bell от 16.12.2020 00:20:45Цитата: Salo от 15.12.2020 22:48:15Поэтому видимо ведутся работы по стационарному НРО.
Читаем в ТРУДАХ XXXVI Энергомаша:
По-моему это работы по высотной версии. Как можно увеличивать степень расширения земного сопла? :)
там нет ни слова о высотной версии и речь идёт об оптимизации степени расширения с целью увеличения ПН. Степень расширения земного сопла можно увеличивать повышая давление в КС. Сравни степень расширения у НК-33 и РД-191. А тягу увеличивают в том числе увеличением расхода топлива.
Я тебе привёл данные по МД-185. У него за счёт расширения критики УИ упал на 1,5-2%, а тяга при давлении в КС в 210 атм те же 185 тс что и у КС РД-170.При увеличении давления до 243 атм тяга вырастет до 217 тс при том же УИ. Расход естественно вырастет в пропорции к тяге.
1. Для ЖРД первой ступени при развитии современных технологий перспективным смотрится ЖРД с соплом с внешним расширением, особенно для пары метан-кислород (проще охлаждать критику). Для первой ступени предельный размер выходного сечения отдельного ЖРД ограничен количеством ЖРД в ХО, давлением окружающей среды, отношением Рк/Ра, диаметром миделя, зазорами для качания ЖРД - и сдвижные насадки поэтому не прижились.
2. Для верхних ступеней места побольше и сдвижные насадки для увеличения тяги и УИ вполне привлекательны. И для РДТТ их используют, из последних на Булаве. ЖРДисты о насадках пишут, рисуют, и ...ничего в натуре не делают. Хотя НПО " Искра"(Пермь) - основной производитель насадков из УУКМ- давно в структуре Роскосмоса (последний , сам и через дочерние структуры , владеет 100% акций).
Но и для верхних ступеней сопла с внешним расширением более эффективны. Длина сопла меньше примерно в 2,5 раза, соответственно укорачиваются переходные отсеки, снижается сухая масса( можно наоборот - удлинить баки).
Цитата: Сергей от 16.12.2020 12:39:02Но и для верхних ступеней сопла с внешним расширением более эффективны.
НИИМаш долго и по ЖРДиной науке проводили испытания двигателей на воздухе для СПК. Сопла спроектировали по "Лавалю". Потом возник вопрос о проходе через люк 1 м и паразитное влияние двигателе при ориентации и перемещении космонавта с СПК стали разносить движки от центра масс. Не проходит через люк 1 м! А далее просто отрезали сопло Лаваля и провели свои испытания. Ответ -"Не влияет!". Поэтому может быть и сопло с внешнем рассширением интереснее. Но примеры, кроме двигателя в лабараторке МАИ я не встречал.
Цитата: Сергей Георгиевич Петропавловский от 16.12.2020 12:53:16Цитата: Сергей от 16.12.2020 12:39:02Но и для верхних ступеней сопла с внешним расширением более эффективны.
НИИМаш долго и по ЖРДиной науке проводили испытания двигателей на воздухе для СПК. Сопла спроектировали по "Лавалю". Потом возник вопрос о проходе через люк 1 м и паразитное влияние двигателе при ориентации и перемещении космонавта с СПК стали разносить движки от центра масс. Не проходит через люк 1 м! А далее просто отрезали сопло Лаваля и провели свои испытания. Ответ -"Не влияет!". Поэтому может быть и сопло с внешнем рассширением интереснее. Но примеры, кроме двигателя в лабараторке МАИ я не встречал.
1. Профили сопел для воздуха и горячего газа заметно отличаются (разные коэффициенты адиабаты и пр.)
2. КБХА испытывало безгенераторный ЖРД на ЖК+ЖВ тягой 4 тс с соплом внешнего расширения. Фото есть на сайте КБХА.
3. Попадалась статья из КБХА с вариантом РД0162 с соплом внешнего расширения (профиль и т.д., ссылку не записал, один хрен денег не дадут). ;) :(
Цитата: Владимир Шпирько от 16.12.2020 01:14:02Цитата: Bell от 16.12.2020 00:08:45Стоп, я что-то не пойму.
Увеличение критики снижает удельный импульс, поскольку уменьшается степень расширения и соотношение Ра/Рк в известной формуле УИ.
Но вместе с тем, тяга равна произведению удельного импульса на расход. То есть вместе с импульсом снизиться и тяга!
Не совсем. Если увеличить критику, то при том же давлении увеличится и расход! => и тяга.
А как поддержать то же давление? ;)
Расход увеличится потому, что уменьшится сопротивление по тракту в самим узком месте. Но давление в результате снизиться, при прочих равных.
То есть при более широкой критике придется с тем же давлением прокачивать бОльшую массу рабочего тела. Значит нужно форсировать ТНА или делать новый.
Цитата: Bell от 16.12.2020 14:34:34То есть при более широкой критике придется с тем же давлением прокачивать бОльшую массу рабочего тела. Значит нужно форсировать ТНА или делать новый.
При увеличении тяги на 10% производительность ТНА придётся увеличивать на 11-12% с учётом потерь УИ. Поскольку давление в КС упадёт, то мощность ТНА увеличится чуть меньше.
Так давление-то в КС как раз снижать нельзя. Вообще УИ зависит от корня соотношения давлений, поэтому если оное снизится на 10%, то УИ примерно на 5%.
У меня такое ощущение, что тут надо сильно переделывать двигатель - критика новая, сопло новое, форсунки новые (потому что должны больший объем топлива пропускать, а там еще вылезут новые резонансы...), ТНА новый, даже ГГ надо мощнее.
Наверно, поэтому раньше и не брались за такую масштабную переделку, слишком сложно, долго и дорого. А чего сейчас-то взялись? Похоже, что сильно надо стало, денег же не прибавлялось, чтоб просто от хорошей жизни...
Цитата: Bell от 16.12.2020 14:34:34То есть при более широкой критике придется с тем же давлением прокачивать бОльшую массу рабочего тела. Значит нужно форсировать ТНА или делать новый.
ДА. Абсолютно верно.
Но форсировать ТНА - уже некуда. Делать новый. Либо наоборот?! взять ТНА от версии в 2-КС РД-180, дефорсировать и поставить на 1-КС РД-191.
Любопытно, за счет чего весь этот праздник форсажа? Фактически новый двигатель получается, с учетом всего масштаба изменений..
Диаметр критики увеличат, а диаметр КС? Так же 380мм? Тогда потери у.и будут.
Цитата: Просто Василий от 17.12.2020 10:32:10Диаметр критики увеличат, а диаметр КС? Так же 380мм? Тогда потери у.и будут.
Да, и пофиг. Главное, чтобы тяга выросла.
Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 10:37:18Цитата: Просто Василий от 17.12.2020 10:32:10Диаметр критики увеличат, а диаметр КС? Так же 380мм? Тогда потери у.и будут.
Да, и пофиг. Главное, чтобы тяга выросла.
Для Ангары возможно.
Цитата: Просто Василий от 17.12.2020 10:42:58Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 10:37:18Цитата: Просто Василий от 17.12.2020 10:32:10Диаметр критики увеличат, а диаметр КС? Так же 380мм? Тогда потери у.и будут.
Да, и пофиг. Главное, чтобы тяга выросла.
Для Ангары возможно.
Да, и не только. Когда Вулкан проектировали, с 11Д20 проделали ту же процедуру. УИ упал, но тяга выросла.
Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 10:37:18Цитата: Просто Василий от 17.12.2020 10:32:10Диаметр критики увеличат, а диаметр КС? Так же 380мм? Тогда потери у.и будут.
Да, и пофиг. Главное, чтобы тяга выросла.
Для Ангары не пофиг, удельный импульс для ее крайне важен.
Цитата: Bell от 17.12.2020 11:04:57Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 10:37:18Цитата: Просто Василий от 17.12.2020 10:32:10Диаметр критики увеличат, а диаметр КС? Так же 380мм? Тогда потери у.и будут.
Да, и пофиг. Главное, чтобы тяга выросла.
Для Ангары не пофиг, удельный импульс для ее крайне важен.
Но менее важен, чем тяга.
ЦитироватьНо менее важен, чем тяга.
Не факт.
Сколько м/с гравпотерь они могут сэкономить на первой ступени? Фактически профиль полета останется прежний, только точка отделения ББ будет достигнута раньше на 10% времени. Поэтому в формуле гравпотерь поменяется только t, и только совсем чуть-чуть синус. 10% это всего-то 130 м/с на 1-й ступени и от силы 30 м/с на второй. А это адекватно 2,5% удельного импульса.
Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 11:12:56Цитата: Bell от 17.12.2020 11:04:57Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 10:37:18Да, и пофиг. Главное, чтобы тяга выросла.
Для Ангары не пофиг, удельный импульс для ее крайне важен.
Но менее важен, чем тяга.
О чём спор? Оба правы .
Если предположить, что Ангару А5 не отправят на давно заслуженную пенсию,
то нужно два варианта рд-191 :
- один для боковушек с оптимизацией по тяге(пусть даже и за счет УИ),
- другой для ЦБ с оптимизацией по УИ
(пусть даже и за счет тяги).
Причем для боковушек даже можно (и наверняка нужно) убрать возможность дросселирования для удешевления и упрощения .
Цитата: Bell от 17.12.2020 11:44:04Цитата: undefinedНо менее важен, чем тяга.
Не факт.
Сколько м/с гравпотерь они могут сэкономить на первой ступени? Фактически профиль полета останется прежний, только точка отделения ББ будет достигнута раньше на 10% времени. Поэтому в формуле гравпотерь поменяется только t, и только совсем чуть-чуть синус. 10% это всего-то 130 м/с на 1-й ступени и от силы 30 м/с на второй. А это адекватно 2,5% удельного импульса.
Здесь особо и считать не надо: А5М 27 т на НОО.
Цитата: Просто Василий от 17.12.2020 10:32:10Диаметр критики увеличат, а диаметр КС? Так же 380мм? Тогда потери у.и будут.
Да, примерно 4-5с.
Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 12:54:06Цитата: Bell от 17.12.2020 11:44:04Цитата: undefinedНо менее важен, чем тяга.
Не факт.
Сколько м/с гравпотерь они могут сэкономить на первой ступени? Фактически профиль полета останется прежний, только точка отделения ББ будет достигнута раньше на 10% времени. Поэтому в формуле гравпотерь поменяется только t, и только совсем чуть-чуть синус. 10% это всего-то 130 м/с на 1-й ступени и от силы 30 м/с на второй. А это адекватно 2,5% удельного импульса.
Здесь особо и считать не надо: А5М 27 т на НОО.
И правда, чего считать?
Верую, ибо абсурдно.
Цитата: Владимир Шпирько от 17.12.2020 00:37:45Цитата: Bell от 16.12.2020 14:34:34То есть при более широкой критике придется с тем же давлением прокачивать бОльшую массу рабочего тела. Значит нужно форсировать ТНА или делать новый.
ДА. Абсолютно верно.
Но форсировать ТНА - уже некуда. Делать новый. Либо наоборот?! взять ТНА от версии в 2-КС РД-180, дефорсировать и поставить на 1-КС РД-191.
Увеличат частоту вращения на 10% и будет им/нам счастье.
Цитата: Bell от 17.12.2020 15:01:43Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 12:54:06Цитата: Bell от 17.12.2020 11:44:04Цитата: undefinedНо менее важен, чем тяга.
Не факт.
Сколько м/с гравпотерь они могут сэкономить на первой ступени? Фактически профиль полета останется прежний, только точка отделения ББ будет достигнута раньше на 10% времени. Поэтому в формуле гравпотерь поменяется только t, и только совсем чуть-чуть синус. 10% это всего-то 130 м/с на 1-й ступени и от силы 30 м/с на второй. А это адекватно 2,5% удельного импульса.
Здесь особо и считать не надо: А5М 27 т на НОО.
И правда, чего считать?
Верую, ибо абсурдно.
А здесь не вопрос веры. Расчёт траектории подтверждает.
Ничего он не подтверждает. Для достижения 27 т необходимо все потери уменьшить на 700-800 м/с. Уменьшение гравпотерь на 10% столько не даст в принципе, по определению. А тут еще, как оказалось, и УИ падает изрядно.
Цитата: Bell от 17.12.2020 15:22:46Ничего он не подтверждает. Для достижения 27 т необходимо все потери уменьшить на 700-800 м/с. Уменьшение гравпотерь на 10% столько не даст в принципе, по определению. А тут еще, как оказалось, и УИ падает изрядно.
На самом деле, для физического понимания, здесь надо знать математику. В частности, поведение целевой функции вблизи экстремума (близко к поведению квадратичной функции) и вдали от (линейно). Поскольку тяговооружённость А5 (1,27) находится далеко от оптимума (1,8-2,2), то любое повышение тяговооружённости приводит к почти линейному увеличению целевой функции (Мпг).
Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 15:10:36А здесь не вопрос веры. Расчёт траектории подтверждает.
Подтверждает что-либо только спутник на орбите.
Цитата: Старый от 17.12.2020 15:48:44Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 15:10:36А здесь не вопрос веры. Расчёт траектории подтверждает.
Подтверждает что-либо только спутник на орбите.
Инженеры знают массу ПГ ещё ДО ЗАПУСКА СПУТНИКА НА ОРБИТУ.
Не вижу здесь сычберда. Философа не хватает, одни технари...
Есть общеизвестное: "не умножай сущности сверх необходимости". РД-191 - одна сущность, РД-191М - другая похожая на нее. Вторая сущность - лишняя. Что рассуждать о том, какая у ее критика и почему параметры выглядят странно? Да потому цифры и выглядят странно, что это технический фантом.
Годится, чтобы получить красивые цифры в расчетке. :D
Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 15:44:48Цитата: Bell от 17.12.2020 15:22:46Ничего он не подтверждает. Для достижения 27 т необходимо все потери уменьшить на 700-800 м/с. Уменьшение гравпотерь на 10% столько не даст в принципе, по определению. А тут еще, как оказалось, и УИ падает изрядно.
На самом деле, для физического понимания, здесь надо знать математику. В частности, поведение целевой функции вблизи экстремума (близко к поведению квадратичной функции) и вдали от (линейно). Поскольку тяговооружённость А5 (1,27) находится далеко от оптимума (1,8-2,2), то любое повышение тяговооружённости приводит к почти линейному увеличению целевой функции (Мпг).
Ты мне голову не морочь :)
Там один только сброс обтекателя вместе со второй ступенью, а не с первой забирает 500 кг ПН. Да минус еще на удельном импульсе, который ты почему-то учитываешь только на второй ступени.
Цитата: Raul от 17.12.2020 16:24:29Не вижу здесь сычберда. Философа не хватает, одни технари...
Есть общеизвестное: "не умножай сущности сверх необходимости". РД-191 - одна сущность, РД-191М - другая похожая на нее. Вторая сущность - лишняя. Что рассуждать о том, какая у ее критика и почему параметры выглядят странно? Да потому цифры и выглядят странно, что это технический фантом.
Годится, чтобы получить красивые цифры в расчетке. :D
А между тем прототип фантома уже один раз прожигали.
https://www.russian.space/605/
ЦитироватьВ частности, в 2016 году НПО «Энергомаш» провел испытания форсированного двигателя РД-191М с выходом на режим по тяге в 110%. РД-191М планируется применять в перспективных ракетах-носителях «Ангара-А5В» и «Ангара-А5П».
В 2016 году прожигать могли только форсированный двигатель, с повышением давления.
ЦитироватьНе вижу здесь сычберда. Философа не хватает, одни технари...
Наверно занят, учит, что такое фановые трубы, чтоб за ним больше модераторы не подтирали.
http://www.engine.space/press/pressnews/3283/
Цитировать27 Августа 2020
Корреспонденту ТАСС рассказал генеральный директор "Энергомаша" Игорь Арбузов.
— Если говорить про усовершенствованный РД-191М, то каковы его основные отличия от базового двигателя РД-191?
— От базового он отличается прежде всего по уровню тяги — он форсируется на 10%. Для того чтобы он был максимально надежным, мы должны его подтвердить с 10-процентным запасом. В связи с этим меняется целый ряд конструктивных элементов — камера сгорания, целый ряд силовых элементов, меняется конструкция газогенератора, часть элементов турбонасосного агрегата. Все эти изменения ведут к повышению надежности двигателя, поскольку он будет использоваться в том числе для выполнения пилотируемых полетов на пилотируемой версии "Ангары". И поскольку увеличатся нагрузки благодаря наращиванию тяги двигателя, то все силовые элементы подвергаются изменениям, меняется их конструкция.
— На каком этапе сейчас проект?
— Защита технического проекта двигателя РД-191М прошла в Роскосмосе. В настоящий момент в КБ "Энергомаша" идет разработка конструкторской документации, которая будет в том числе подготовлена в виде электронной 3D-модели.
Затем конструкторская документация будет передана на серийный завод в Пермь на ПАО "Протон-ПМ", где сейчас началась подготовка производства и организация серийного производства РД-191М.
Создание основного элемента — турбонасосного агрегата — и сборку всего двигателя будет выполнять Пермь. В Воронежском центре ракетного двигателестроения будет организовано изготовление всей номенклатуры камер сгорания жидкостных ракетных двигателей первой и второй ступеней, производящихся на предприятиях ИСРД.
— Таким образом, когда можно ожидать огневых и других испытаний РД-191М?
— Огневые испытания рассчитываем осуществить в середине 2022 года, поскольку первый доводочный образец этого двигателя должен быть собран в конце 2021 года, а на 2023 год намечены поставки РД для "Ангары". Ее первые полеты будут проведены, начиная с 2023 года, с запуском корабля "Орел" с космодрома Восточный в беспилотном варианте.
— Сколько требуется пусков, чтобы подтвердить эффективность двигателя?
— Сейчас нужна программа летных испытаний для обеспечения задач вывода полезных нагрузок в виде либо пилотируемого корабля, либо обеспечение полетов к Луне, поскольку "Ангара" в обновленной версии рассматривается в том числе и для этих целей, пока этот вариант обсуждается. К этому моменту должны быть готовы три двигателя и проведено порядка 30 испытаний.
— За счет каких средств будет реализована программа модернизации?
— Проект по созданию РД-191М будет реализован за счет средств федерального бюджета, конкретно — ОКР "Амур", входящая в состав Федеральной космической программы, в ее рамках реализуются все эти решения.
— На какой ежегодный объем выпуска РД-191М планируется выйти в перспективе?
— Это зависит от заказчика. Мощности, которые сегодня создаются в Перми, позволяют обеспечить объем выпуска двигателей не менее 40 единиц в год.
Цитироватьменяется целый ряд конструктивных элементов -- камера сгорания, целый ряд силовых элементов, меняется конструкция газогенератора, часть элементов турбонасосного агрегата.
Ну вот, точно то, что я говорил! :)
ЦитироватьОгневые испытания рассчитываем осуществить в середине 2022 года, поскольку первый доводочный образец этого двигателя должен быть собран в конце 2021 года
То есть в 2016 жгли обычный 191, форсированный по давлению.
Цитата: Bell от 17.12.2020 16:52:52В 2016 году прожигать могли только форсированный двигатель, с повышением давления.
Что именно и как прожигали знают только на Энергомаше. Но РД-191М будут прожигать на режиме +20%.
ЦитироватьМощности, которые сегодня создаются в Перми, позволяют обеспечить объем выпуска двигателей не менее 40 единиц в год
Ха-ха! А Пермь вообще знает, что не тот двигатель осваивает? ;D
Кстати, помните бредовые фантазии про 100 УРМов в год? ;)
Цитата: Bell от 17.12.2020 17:04:03То есть в 2016 жгли обычный 191, форсированный по давлению.
Я уже ответил. Подробности неизвестны, но заменить катушку (критика на жаргоне) Энергомашу труда не составит. Тем более, что на МД-185 они это уже делали.
Цитата: Bell от 17.12.2020 17:05:28Цитата: undefinedМощности, которые сегодня создаются в Перми, позволяют обеспечить объем выпуска двигателей не менее 40 единиц в год
Ха-ха! А Пермь вообще знает, что не тот двигатель осваивает? ;D
Кстати, помните бредовые фантазии про 100 УРМов в год? ;)
Это как-то влияет на состав оборудования? В 2022 выдадут новые чертежи и вперёд.
Цитата: Salo от 17.12.2020 17:07:25Цитата: Bell от 17.12.2020 17:04:03То есть в 2016 жгли обычный 191, форсированный по давлению.
Я уже ответил. Подробности неизвестны, но заменить катушку (критика на жаргоне) Энергомашу труда не составит. Тем более, что на МД-185 они это уже делали.
Что там неизвестного, когда они сами говорят, что первый образец будет через год?
И заменить там не катушку, а всю подряд мотушку, о чем они тоже прямо говорят.
Цитата: Bell от 17.12.2020 16:26:35Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 15:44:48Цитата: Bell от 17.12.2020 15:22:46Ничего он не подтверждает. Для достижения 27 т необходимо все потери уменьшить на 700-800 м/с. Уменьшение гравпотерь на 10% столько не даст в принципе, по определению. А тут еще, как оказалось, и УИ падает изрядно.
На самом деле, для физического понимания, здесь надо знать математику. В частности, поведение целевой функции вблизи экстремума (близко к поведению квадратичной функции) и вдали от (линейно). Поскольку тяговооружённость А5 (1,27) находится далеко от оптимума (1,8-2,2), то любое повышение тяговооружённости приводит к почти линейному увеличению целевой функции (Мпг).
Ты мне голову не морочь :)
Там один только сброс обтекателя вместе со второй ступенью, а не с первой забирает 500 кг ПН. Да минус еще на удельном импульсе, который ты почему-то учитываешь только на второй ступени.
Ну, и что. У Ангара-А5 (мы же с ней сравниваем) тоже сброс ГО не на 1-й ступени. А строго говоря, на третьей. Про учёт УИ только на 2-й ступени ничего не понял - объясни, что ты имел в виду.
Цитата: Salo от 17.12.2020 17:10:08Цитата: Bell от 17.12.2020 17:05:28Цитата: undefinedМощности, которые сегодня создаются в Перми, позволяют обеспечить объем выпуска двигателей не менее 40 единиц в год
Ха-ха! А Пермь вообще знает, что не тот двигатель осваивает? ;D
Кстати, помните бредовые фантазии про 100 УРМов в год? ;)
Это как-то влияет на состав оборудования? В 2022 выдадут новые чертежи и вперёд.
Не знаю! Но для РД-191 оборудование для РД-275 не подошло и пришлось строить целый новый завод.
И я крайне сомневаюсь, что в 2022 прям на завод уже выдадут чертежи. Кстати, а нафига? Ангара же и так уже летает ;)
Цитата: Salo от 17.12.2020 16:59:36http://www.engine.space/press/pressnews/3283/
Пока ничего нового. Вопрос ставится о параметрах, а не о том, как сделать ТНА+ГГ промежуточной мощности между РД-191 и РД-180.
Там даже близко речь не идёт о промежуточной. Скажем так середина первой четверти.
Цитата: Salo от 17.12.2020 17:40:41ам даже близко речь не идёт о промежуточной. Скажем так середина первой четверти.
Цитата: Salo от 17.12.2020 17:04:59Но РД-191М будут прожигать на режиме +20%.
Прибавка 10% + запас 20% это, однако, ближе к полноценной четвертушке :)
Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 17:18:05Цитата: Bell от 17.12.2020 16:26:35Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 15:44:48Цитата: Bell от 17.12.2020 15:22:46Ничего он не подтверждает. Для достижения 27 т необходимо все потери уменьшить на 700-800 м/с. Уменьшение гравпотерь на 10% столько не даст в принципе, по определению. А тут еще, как оказалось, и УИ падает изрядно.
На самом деле, для физического понимания, здесь надо знать математику. В частности, поведение целевой функции вблизи экстремума (близко к поведению квадратичной функции) и вдали от (линейно). Поскольку тяговооружённость А5 (1,27) находится далеко от оптимума (1,8-2,2), то любое повышение тяговооружённости приводит к почти линейному увеличению целевой функции (Мпг).
Ты мне голову не морочь :)
Там один только сброс обтекателя вместе со второй ступенью, а не с первой забирает 500 кг ПН. Да минус еще на удельном импульсе, который ты почему-то учитываешь только на второй ступени.
Ну, и что. У Ангара-А5 (мы же с ней сравниваем) тоже сброс ГО не на 1-й ступени. А строго говоря, на третьей. Про учёт УИ только на 2-й ступени ничего не понял - объясни, что ты имел в виду.
Да мы же с тобой вроде уже обсуждали, на счет трех ступеней на ГСО, вроде? Ты же наверняка уже в ЛончМодели считал.
Дело в том, что увеличение ПН с 24,5 до 27 т приводит просто по дедушке Ц к потере характеристической скорости - примерно 160 м/с на третьей ступени, 50 м/с на второй и 30 м/с на первой, всего порядка 245 м/с. И вот именно эту потерю и нужно компенсировать уменьшением гравитационных потерь. Так там в лучшем случае будет порядка -150 м/с, это еще вместе со второй ступенью. А еще вычти уменьшение удельного импульса. А еще учти существенное уменьшение тяговооруженности третьей ступени, для которой изменение массы наибольшее. Так вот получается, что реальная прибавка ПН будет порядка 1 (одной) тонны.
Цитата: Bell от 17.12.2020 20:21:02Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 17:18:05Цитата: Bell от 17.12.2020 16:26:35Цитата: Дмитрий В. от 17.12.2020 15:44:48Цитата: Bell от 17.12.2020 15:22:46Ничего он не подтверждает. Для достижения 27 т необходимо все потери уменьшить на 700-800 м/с. Уменьшение гравпотерь на 10% столько не даст в принципе, по определению. А тут еще, как оказалось, и УИ падает изрядно.
На самом деле, для физического понимания, здесь надо знать математику. В частности, поведение целевой функции вблизи экстремума (близко к поведению квадратичной функции) и вдали от (линейно). Поскольку тяговооружённость А5 (1,27) находится далеко от оптимума (1,8-2,2), то любое повышение тяговооружённости приводит к почти линейному увеличению целевой функции (Мпг).
Ты мне голову не морочь :)
Там один только сброс обтекателя вместе со второй ступенью, а не с первой забирает 500 кг ПН. Да минус еще на удельном импульсе, который ты почему-то учитываешь только на второй ступени.
Ну, и что. У Ангара-А5 (мы же с ней сравниваем) тоже сброс ГО не на 1-й ступени. А строго говоря, на третьей. Про учёт УИ только на 2-й ступени ничего не понял - объясни, что ты имел в виду.
Да мы же с тобой вроде уже обсуждали, на счет трех ступеней на ГСО, вроде? Ты же наверняка уже в ЛончМодели считал.
Дело в том, что увеличение ПН с 24,5 до 27 т приводит просто по дедушке Ц к потере характеристической скорости - примерно 160 м/с на третьей ступени, 50 м/с на второй и 30 м/с на первой, всего порядка 245 м/с. И вот именно эту потерю и нужно компенсировать уменьшением гравитационных потерь. Так там в лучшем случае будет порядка -150 м/с, это еще вместе со второй ступенью. А еще вычти уменьшение удельного импульса. А еще учти существенное уменьшение тяговооруженности третьей ступени, для которой изменение массы наибольшее. Так вот получается, что реальная прибавка ПН будет порядка 1 (одной) тонны.
Расчёт в спредшите:
Увеличение тяги на 10% (при том же стартовом весе) ведёт к снижению потребной ХС на на 230 (примерно) м/с, что и обеспечивает прирост расчётной Мпг с 24,48 до 27,9 т. С учётом того, что УИ для А5М может быть на единицу-другую ниже, как раз искомые 27 т и получаются.
ЦитироватьРасчёт в спредшите:
Покажи :)
Цитироватьчто и обеспечивает прирост расчётной Мпг с 24,48 до 27,9 т.
Странно, еще не так давно у тебя было только 27,1 т ;)
Цитата: Bell от 17.12.2020 21:53:14Цитата: undefinedчто и обеспечивает прирост расчётной Мпг с 24,48 до 27,9 т.
Странно, еще не так давно у тебя было только 27,1 т ;)
исходные данные "плюс-минус". У меня на компе этих файлов несколько сотен.
Цитата: Bell от 17.12.2020 21:16:35Цитата: undefinedРасчёт в спредшите:
Покажи :)
Носитель Ангара-А5М 0
2 ступени Стартовая масса, кг 764 349,95
Payload 27 891,95
I II
Начальная масса блока, кг 554800 139500 40158
Конечная масса блока, кг 42800 11500 4690
Isp (atm) (s) 309 307 359
Isp (vac) (s) 337 335 359
Тяга в вакууме, тс 941,6 235,004 30
Расход топлива, кг/с 2 794,07 701,50 83,57
+ Дросселирование 0,00 100%
40,00 30%
Fairing mass 2 000,00
Fairing jettison (s) 339,50
Программа управления?
Чего ты жмешься, дай файл :)
Цитата: Bell от 17.12.2020 20:21:02А еще вычти уменьшение удельного импульса.
А что мешает при неизменных давлении и температуре и УВЕЛИЧЕННОЙ на 10% "критике"; так же на 10% увеличить диаметр сопла по срезу? Было 1430мм Станет 1570мм - все равно меньше 2900 - диаметра УРМа. Так и Удельный импульс - не измениться. Переделывать, так переделывать.
ЦитироватьА что мешает...
Перечитайте первую страницу.
Мешает наличие окружающей атмосферы.
Цитата: Bell от 17.12.2020 17:17:24Цитата: Salo от 17.12.2020 17:07:25Цитата: Bell от 17.12.2020 17:04:03То есть в 2016 жгли обычный 191, форсированный по давлению.
Я уже ответил. Подробности неизвестны, но заменить катушку (критика на жаргоне) Энергомашу труда не составит. Тем более, что на МД-185 они это уже делали.
Что там неизвестного, когда они сами говорят, что первый образец будет через год?
И заменить там не катушку, а всю подряд мотушку, о чем они тоже прямо говорят.
Вот что пишет Клепиков в своей диссертации:
Цитата: undefinedЕсть возможность еще более снизить нагрузки на агрегаты двигателя,
за счет увеличения диаметра критического сечения камеры, что при
сохранении требуемой тяги (-200 тс) соответствует понижению давления в
КС и некоторому уменьшению удельного импульса (на ~1%, что
допустимо), при сохранении тех же габаритов камеры (длины и диаметра
среза).
Такое мероприятие (см. рис. 5.22) применимо и для керосинового
двигателя.
Это мероприятие несложно в исполнении (заменяется так называемая
«катушка» КС при изготовлении с начала, и составляет не более 7% но
трудоемкости от изготовления камеры).
Поэтому более корректно было бы сравнивать энергетические
параметры метанового и керосинового двигателей при использовании этого
мероприятия у обоих двигателей, что демонстрируется в таблице 76, и не
меняет выводов, сделанных ранее.
Сравнение камер применяемых на двигателях РД-170, РД-180, РД-191
и МД-185 (проект) и РД-192 на кислороде и метане с ДОГГ (проект),
приводится в таблице 77.
Выбор номинального давления в КС для ЖРД МПИ проведен
следующим образом:
1. Достоверно показана работоспособность ЖРД с дожиганием ОГГ
для одноразового использования при;7кном =262 кгс/см^ (РД-180).
Эта величина р^ выбирается для случая работы двигателей с МПИ в
связке на форсированном режиме в случае отказа одного из модульных
двигателей, без повторного использования форсированных двигательных
модулей. РД-191 и РД-192.jpg
76.jpg
камер РД-170, МД-185, РД-180, РД-191 и РД-192.jpg
Цитата: Владимир Шпирько от 17.12.2020 23:22:38Цитата: Bell от 17.12.2020 20:21:02А еще вычти уменьшение удельного импульса.
А что мешает при неизменных давлении и температуре и УВЕЛИЧЕННОЙ на 10% "критике"; так же на 10% увеличить диаметр сопла по срезу? Было 1430мм Станет 1570мм - все равно меньше 2900 - диаметра УРМа. Так и Удельный импульс - не измениться. Переделывать, так переделывать.
НРО для РД-191М они похоже разрабатывают, но тут проблема больше не в диаметре среза, а в длине этого насадка. Поэтому рассматривается экстремальный вариант другого профиля сопла, видимо чтобы сократить длину.
ЦитироватьВот что пишет Клепиков в своей диссертации
Это всё, конечно, интересно, но энергомашевцы же сами прямым текстом говорят, что сейчас, конкретно на РД-191М меняться будет всё подряд, начиная с газогенератора и заканчивая новой камерой сгорания в целом. Ты же сам давал цитату.
Цитата: Salo от 18.12.2020 00:20:43Цитата: Владимир Шпирько от 17.12.2020 23:22:38Цитата: Bell от 17.12.2020 20:21:02А еще вычти уменьшение удельного импульса.
А что мешает при неизменных давлении и температуре и УВЕЛИЧЕННОЙ на 10% "критике"; так же на 10% увеличить диаметр сопла по срезу? Было 1430мм Станет 1570мм - все равно меньше 2900 - диаметра УРМа. Так и Удельный импульс - не измениться. Переделывать, так переделывать.
НРО для РД-191М они похоже разрабатывают, но тут проблема больше не в диаметре среза, а в длине этого насадка. Поэтому рассматривается экстремальный вариант другого профиля сопла, видимо чтобы сократить длину.
По этому тексту похоже, что степень расширения хотят увеличить и скорее всего это приведет к небольшому удлинению сопла:
ЦитироватьПредставлены результаты расчётов удельного импульса двигателя РД191 при увеличенных значениях степени расширения сопла. Определены удельный импульс и геометрические параметры сопла с оптимальной степенью расширения, при которой масса выводимого полезного груза будет наибольшей. Рассмотрены варианты установки стационарных сопловых насадков на срез серийного сопла и создания нового сопла с экстремальным контуром. Показано, что на номинальном режиме и режиме дросселирования двигателя РД191 с оптимальной степенью расширения сопла опасности входа скачка уплотнения в сопло не существует.
То есть один из вариантов прямо предусматривал увеличение среза сопла в диаметре и его общей длины.
Да, я об этом уже писал.
Цитата: Bell от 18.12.2020 00:24:27Цитата: undefinedВот что пишет Клепиков в своей диссертации
Это всё, конечно, интересно, но энергомашевцы же сами прямым текстом говорят, что сейчас, конкретно на РД-191М меняться будет всё подряд, начиная с газогенератора и заканчивая новой камерой сгорания в целом. Ты же сам давал цитату.
ТНА частями, сопловой насадок или частями, или полностью.
Цитата: Salo от 18.12.2020 00:45:58ТНА частями, сопловой насадок или частями, или полностью.
Цитироватьменяется целый ряд конструктивных элементов - камера сгорания, целый ряд силовых элементов, меняется конструкция газогенератора, часть элементов турбонасосного агрегата
Цитата: Bell от 18.12.2020 00:05:14Цитата: undefinedА что мешает...
Перечитайте первую страницу.
Мешает наличие окружающей атмосферы.
Да что Вы говорите? - перечитайте, что предлагается. При неизменном давлении и температуре! увеличить критическое сечение И пропорционально увеличить сопло по срезу с увеличением длины => расширение не увеличится, давление на срезе = атмосферному! и скачек не зайдет в сопло!
Цитата: Bell от 18.12.2020 00:24:27Цитата: undefinedВот что пишет Клепиков в своей диссертации
Это всё, конечно, интересно, но энергомашевцы же сами прямым текстом говорят, что сейчас, конкретно на РД-191М меняться будет всё подряд, начиная с газогенератора и заканчивая новой камерой сгорания в целом. Ты же сам давал цитату.
1. Итак, фактически новый ЖРД с той же парой ЖК+ЖК, и деньги дают, и сроки реализации обещают давно невиданные для Энергомаша сроки исполнения. Но денег на РД0162 не дают, РД0177 - растянутое финансирование, соответственно сроки исполнения, а ведь это база для РД0169. Не собираются ли при удобном случае похоронить Союз-СПГ.
2. Профилирование при фиксированном диаметре критического и выходного сечений дает семейство профилей с разной длиной, и необязательно увеличение диаметра выходного сечения сопроводается пропорциональным увеличением длины.
Цитата: Сергей от 18.12.2020 13:03:071. Итак, фактически новый ЖРД с той же парой ЖК+ЖК, и деньги дают, и сроки реализации обещают давно невиданные для Энергомаша сроки исполнения. Но денег на РД0162 не дают, РД0177 - растянутое финансирование, соответственно сроки исполнения, а ведь это база для РД0169. Не собираются ли при удобном случае похоронить Союз-СПГ.
Зачем заниматься какой-то новой неизведанной метанкой, когда можно продолжать пилить родную и знакомую керосинку? А вдруг с метаном не получиться легко и быстро, этож могут усомниться в нашей компетентности? Ну его нафиг, давайте дальше керосинить...
Экологически чистый двигатель с парой ЖК+ЖК, или керосин бывает газообразным? ;)
Цитата: Bell от 18.12.2020 13:36:16Цитата: Сергей от 18.12.2020 13:03:071. Итак, фактически новый ЖРД с той же парой ЖК+ЖК, и деньги дают, и сроки реализации обещают давно невиданные для Энергомаша сроки исполнения. Но денег на РД0162 не дают, РД0177 - растянутое финансирование, соответственно сроки исполнения, а ведь это база для РД0169. Не собираются ли при удобном случае похоронить Союз-СПГ.
Зачем заниматься какой-то новой неизведанной метанкой, когда можно продолжать пилить родную и знакомую керосинку? А вдруг с метаном не получиться легко и быстро, этож могут усомниться в нашей компетентности? Ну его нафиг, давайте дальше керосинить...
Энергомаш работает и над метаном тоже. Из последнего проект РД-196 для демонстратора МРКС.
Цитата: Сергей от 18.12.2020 13:03:072. Профилирование при фиксированном диаметре критического и выходного сечений дает семейство профилей с разной длиной, и необязательно увеличение диаметра выходного сечения сопроводается пропорциональным увеличением длины.
В приведенном мною энергомашевском реферате ровно об этом и пишется.
Цитата: Salo от 18.12.2020 16:27:52Энергомаш работает и над метаном тоже. Из последнего проект РД-196 для демонстратора МРКС.
Разговор о том, что как оказывается на практике Энергомаш НЕ работает над метаном, он упорно продолжает пилить тему высоконапряженных керосинок им. Глушко.
Статья о РД-196 от 2013 года. Схемно напоминает РД-170. 4 КС на общей раме с качанием по круговой диаграмме в плане каждой КС, один основной ТНА и два бустерных НА, ГГ, ДВВГ, номинальное давление в КС 120 кгс/см.кв., к-т форсирования 1,33. После максимального форсажа движки повторно не используют. По проектным характеристикам ДУ РД-196.4 хуже РД0162 и по массе , и по УИ. За 7 лет только бумага. ;D ;D
При увеличении критического сечения сопла и тяги на 10% - не возникнут ли дополнительные затруднения с глубоким дросселированием?
Цитата: Raul от 19.12.2020 09:57:45При увеличении критического сечения сопла и тяги на 10% - не возникнут ли дополнительные затруднения с глубоким дросселированием?
Даже если и возникнут, то на боковушках А5 дросселирование и не нужно.
Цитата: azvoz от 19.12.2020 11:05:03Цитата: Raul от 19.12.2020 09:57:45При увеличении критического сечения сопла и тяги на 10% - не возникнут ли дополнительные затруднения с глубоким дросселированием?
Даже если и возникнут, то на боковушках А5 дросселирование и не нужно.
Они только на боковушках будут стоять? А как же хваленая унификация ББ и ЦБ? :P
Сорри за легкий оффтоп,но подскажите, не попадалось ли где-то информации по вспомогательным агрегатам линейки РД-171/180/181/191? Т.е. клапана, электрооборудование (особо интересно), м.б. какие-то другие агрегаты? Хотя бы индексы.
Цитата: Bell от 18.12.2020 17:55:21Цитата: Salo от 18.12.2020 16:27:52Энергомаш работает и над метаном тоже. Из последнего проект РД-196 для демонстратора МРКС.
Разговор о том, что как оказывается на практике Энергомаш НЕ работает над метаном, он упорно продолжает пилить тему высоконапряженных керосинок им. Глушко.
Нет запроса на метановый ЖРД в этой размерности. Нет запроса - нет заказа - нет двигателя. В стол никто работать не будет, тем более даром.
Цитата: Bell от 15.12.2020 02:35:09Кстати, смотрите какая прелесть случайно попалась! Макет сабжа в масштабе 1:25
Бредовые фантазии и фотожабщина на тему компоновки как у Раптора:
-1.jpg
По габаритам получается, что весь ТНА вполне помещается внутри опорной рамы.
В результате выкидываются два больших и тяжелых узла - газоход-загогулина и сильфон. Причем это самые напряженные и критичные участки...
Цитата: Дмитрий В. от 19.12.2020 13:08:14Цитата: Bell от 18.12.2020 17:55:21Цитата: Salo от 18.12.2020 16:27:52Энергомаш работает и над метаном тоже. Из последнего проект РД-196 для демонстратора МРКС.
Разговор о том, что как оказывается на практике Энергомаш НЕ работает над метаном, он упорно продолжает пилить тему высоконапряженных керосинок им. Глушко.
Нет запроса на метановый ЖРД в этой размерности. Нет запроса - нет заказа - нет двигателя. В стол никто работать не будет, тем более даром.
Да они ни по какой размерности толком не работают. Официально есть запрос на 100 тс.
Цитата: Bell от 19.12.2020 18:14:54Цитата: Дмитрий В. от 19.12.2020 13:08:14Цитата: Bell от 18.12.2020 17:55:21Цитата: Salo от 18.12.2020 16:27:52Энергомаш работает и над метаном тоже. Из последнего проект РД-196 для демонстратора МРКС.
Разговор о том, что как оказывается на практике Энергомаш НЕ работает над метаном, он упорно продолжает пилить тему высоконапряженных керосинок им. Глушко.
Нет запроса на метановый ЖРД в этой размерности. Нет запроса - нет заказа - нет двигателя. В стол никто работать не будет, тем более даром.
Да они ни по какой размерности толком не работают. Официально есть запрос на 100 тс.
Вот им и занимается Энергомаш в лице КБХА. ;)
Цитата: Дмитрий В. от 19.12.2020 18:19:06Вот им и занимается Энергомаш в лице КБХА. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Чем занимается Энергомаш во всех лицах - наглядно видно из победных реляций. Про метан там ничего внятного нет.
Цитата: Bell от 19.12.2020 18:24:17Цитата: Дмитрий В. от 19.12.2020 18:19:06Вот им и занимается Энергомаш в лице КБХА. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Чем занимается Энергомаш во всех лицах - наглядно видно из победных реляций. Про метан там ничего внятного нет.
Ну, как же, как же! РД-0169/0177. Те самые 100-тонники для Союза-СПГ.
Цитата: Bell от 19.12.2020 18:24:17Цитата: Дмитрий В. от 19.12.2020 18:19:06Вот им и занимается Энергомаш в лице КБХА. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Чем занимается Энергомаш во всех лицах - наглядно видно из победных реляций. Про метан там ничего внятного нет.
... срочно, он (метан ) кому то нужен ?
...
Давно очертили полезность метана , под многоразовые системы выведения ...
...
но когда говорим о средствах выведения , все знают, что это только 1/30 ( ~ 50) от цены ПН...
Все прекрасно помнят фалком-9 за 40 миллионов$ который угробил израильский спутник за 3-4 миллиарда $ ....
...
Говоря о РН, все опираются на максимально освоенные у них технологии ...
Для америки это ТТУ и водород или девять паяльных ламп с времен 40-50годов ...
.. у России , "высокооборотистые" керосиновые двигатели ... Китайские товарищи начали свой штурм космоса с гиптила ...
...
У кого, что есть, на том и летают ...
Очень сложная техника ... утеряешь технологию, уходит поколение и уже вернуть неимоверно тяжело ...
так американцы потеряли технологию изготовления мощных керосиновых двигателей типа ф-1 ...
Мы потеряли водород ...
...
Цитата: Дмитрий В. от 19.12.2020 18:42:25Ну, как же, как же! РД-0169/0177. Те самые 100-тонники для Союза-СПГ.
Дим, у тебя как с русским языком? Ты понимаешь разницу между "делать"и "сделать"?
То, что они хотят, они делают быстро и без особых бюджетных трагедий. А то что НЕ хотят - мусолят годами без видимого результата.
И вообще, давай уже с этим злостным оффтопом в тему про метан.
Цитата: Bell от 19.12.2020 18:10:41Бредовые фантазии и фотожабщина на тему компоновки как у Раптора:
Короче, господа, а почему бы реально не сделать такую компоновку?
Она явно намного легче, косвенно - надежнее (намного короче длина высоконапряженного тракта) и, видимо, дешевле.
Цитата: Bell от 19.12.2020 18:10:41Цитата: Bell от 15.12.2020 02:35:09Кстати, смотрите какая прелесть случайно попалась! Макет сабжа в масштабе 1:25
Бредовые фантазии и фотожабщина на тему компоновки как у Раптора:
-1.jpg
По габаритам получается, что весь ТНА вполне помещается внутри опорной рамы.
В результате выкидываются два больших и тяжелых узла - газоход-загогулина и сильфон. Причем это самые напряженные и критичные участки...
Только тут почему-то не видно второго ТНА Раптора. И весь выигрыш от массы газохода и сильфона может быть похерен из-за прироста массы силовых приводов, которым придётся качать уже весь ЖРД целиком.
Цитата: Дмитрий В. от 19.12.2020 19:43:09Только тут почему-то не видно второго ТНА Раптора.
А тут один общий ТНА. Где ты видел сладкий ГНА на керосине? :)
Цитата: Дмитрий В. от 19.12.2020 19:43:09И весь выигрыш от массы газохода и сильфона может быть похерен из-за прироста массы силовых приводов, которым придётся качать уже весь ЖРД целиком.
Ты чего, смеешься? Разница приводов будет примерка как между РД-170 и 171. Глянь, какие приводы на НК-33-1 тоже. Там один сильфон весит как 2 привода...
Если честно, реально беспокоит только как себя будет чувствовать ТНА при активном качании с большой амплитудой, учитывая расстояние до оси.
Кстати, по мощности приводов.
Вычитается нахрен сопротивление самого сильфона его изгибанию. Если качать вокруг ЦМ всего двигателя, то там останется только трение в кардане.
Да-да! Как только НК-33 начали качать в реале, а не на бумаге, тут же масса с РД-191 и сравнялась.
Кстати, что заметил по двигателям нашим и буржуйским. У них (например, у F-1) там больше всяких сильфонных соединений на толстых трубах, а у нас (семейство РД-170/180/191) сильно меньше. Может, в том числе из-за этого у них получился такой надёжный движок? Получается, трубы не выступают дополнительными опорами, не добавляют избыточных кинематических связей и не коробят конструкции, которые соединяют.
P.S. кстати, а не подскажете, где можно посмотреть, как устроены приводы качания РД-191? Хочется понять их кинематическую схему.
Цитата: Salo от 19.12.2020 20:13:58Да-да! Как только НК-33 начали качать в реале, а не на бумаге, тут же масса с РД-191 и сравнялась.
Чтобы масса сравнялась с РД-191 рулевые машины должны весит 1 тонну на камеру. Ты сам-то в это веришь? ;)
Я приводил данные по AJ-26-62. Есть другие? поделись. Статью в НК по НК-33-1 не предлагай, жизнь многое по местам расставила.
Цитата: /Иван/ от 27.02.2021 13:38:39Это серьезнейшая работа по перепроектированию двигателя РД-191М
-Мы строили, строили и наконец построили! Лёвочкин, доводи!
Цитата: /Иван/ от 18.02.2021 18:30:58«Ангара-А3», если мы ее сможем продвинуть на рынок
Бобик еще не сдох!
Сделаем назло Союзу-5 ?
Цитата: Димитър от 27.02.2021 15:08:32Цитата: /Иван/ от 18.02.2021 18:30:58«Ангара-А3», если мы ее сможем продвинуть на рынок
Бобик еще не сдох!
Сделаем назло Союзу-5 ?
Обязательно нужно сделать. Чувствуется нехватка проектов РН в этой нише. И сразу про водород подумать, может есть смысл отдельный стартовый стол под А-3 начать строить, с водородной инфраструктурой?
Цитата: Димитър от 27.02.2021 15:08:32Бобик еще не сдох!
Закажут! МО подумает и закажет! Далее остальные подтянутся. Изобретать то ничего не надо!
Цитата: Sam Grey от 27.02.2021 15:18:59Обязательно нужно сделать. Чувствуется нехватка проектов РН в этой нише. И сразу про водород подумать, может есть смысл отдельный стартовый стол под А-3 начать строить, с водородной инфраструктурой?
По водороду на А-3. С водородом связываются под большую нагрузку к Луне, как я теперь понимаю Рогозина, Варочко, Кузнецова на А-5В? А А-3 простенько без ухищрений закрыть вопрос с запасом на ГСО и с Плесецка и с Восточного. Всего то чего добавить? УРМ-1 и может сократить количество ЛКИ? После II квартала будет ясно и по А-3.
А3 можно попробовать предложить Филёву. Платформу она точно не перевернёт, а объём ремонта по МС таков, что смена носителя в его стоимости потонет.
Цитата: Сергей Георгиевич Петропавловский от 27.02.2021 18:06:16Цитата: Sam Grey от 27.02.2021 15:18:59Обязательно нужно сделать. Чувствуется нехватка проектов РН в этой нише. И сразу про водород подумать, может есть смысл отдельный стартовый стол под А-3 начать строить, с водородной инфраструктурой?
По водороду на А-3. С водородом связываются под большую нагрузку к Луне, как я теперь понимаю Рогозина, Варочко, Кузнецова на А-5В? А А-3 простенько без ухищрений закрыть вопрос с запасом на ГСО и с Плесецка и с Восточного. Всего то чего добавить? УРМ-1 и может сократить количество ЛКИ? После II квартала будет ясно и по А-3.
Каждый раз не могу избавиться от ощущения некого сюра.
У Безоса на водороде летает крохотный Нью Шепард, у индусов - GSLV Mk II и Mk III, у японцев двадцать лет H-II на водороде летает, у европейцев давно он стоит и снизу и сверху.
Атлас с водородным Кентавром полетел в 1963 году, скоро можно будет
60 лет отмечать.
Тольк у Роскосмоса "с водородом связываются только под большую нагрузку к Луне".
Цитата: Sam Grey от 27.02.2021 19:33:04Цитата: Сергей Георгиевич Петропавловский от 27.02.2021 18:06:16Цитата: Sam Grey от 27.02.2021 15:18:59Обязательно нужно сделать. Чувствуется нехватка проектов РН в этой нише. И сразу про водород подумать, может есть смысл отдельный стартовый стол под А-3 начать строить, с водородной инфраструктурой?
По водороду на А-3. С водородом связываются под большую нагрузку к Луне, как я теперь понимаю Рогозина, Варочко, Кузнецова на А-5В? А А-3 простенько без ухищрений закрыть вопрос с запасом на ГСО и с Плесецка и с Восточного. Всего то чего добавить? УРМ-1 и может сократить количество ЛКИ? После II квартала будет ясно и по А-3.
Каждый раз не могу избавиться от ощущения некого сюра.
У Безоса на водороде летает крохотный Нью Шепард, у индусов - GSLV Mk II и Mk III, у японцев двадцать лет H-II на водороде летает, у европейцев давно он стоит и снизу и сверху.
Атлас с водородным Кентавром полетел в 1963 году, скоро можно будет 60 лет отмечать.
Тольк у Роскосмоса "с водородом связываются только под большую нагрузку к Луне".
"Руки из ж.пы" ::)
Цитата: Asteroid от 27.02.2021 19:19:18А3 можно попробовать предложить Филёву. Платформу она точно не перевернёт, а объём ремонта по МС таков, что смена носителя в его стоимости потонет.
Смысл? Союз-5, похоже, появится раньше, чем можно сделать А3 для МС.
Цитата: Sam Grey от 27.02.2021 19:33:04Каждый раз не могу избавиться от ощущения некого сюра.
Чтобы не испытывать сюра смотри на Флакон-9. Ответь сам себе почему он кроет все описанные тобой ракеты как бык овцу. И тебя отпустит.
P.S. Ни в коем случае не смотри на топливо ускорителей перечисленных тобой ракет. Ато вообще крышу снесёт.
Цитата: Дмитрий В. от 27.02.2021 21:08:49"Руки из ж.пы" (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/rolleyes.png)
У Маска? ??? ::)
Я вобще не могу понять каков уровень интеллекта должен быть чтобы в век Флакона фапать на водород и твердотопливные ускорители. :(
Цитата: Старый от 28.02.2021 03:19:37Цитата: Sam Grey от 27.02.2021 19:33:04Каждый раз не могу избавиться от ощущения некого сюра.
Чтобы не испытывать сюра смотри на Флакон-9. Ответь сам себе почему он кроет все описанные тобой ракеты как бык овцу. И тебя отпустит.
P.S. Ни в коем случае не смотри на топливо ускорителей перечисленных тобой ракет. Ато вообще крышу снесёт.
Ф9 их кроет потому, что его делали люди, которые думали в первую очередь про экономическую выгоду. Многоразовость - это из той же оперы.
Но ведь Безос тоже деньги считает, но при этом на New Glenn сверху будет водород, и у Шеппарда он же.
Цитата: Старый от 28.02.2021 03:22:04Я вобще не могу понять каков уровень интеллекта должен быть чтобы в век Флакона фапать на водород и твердотопливные ускорители. :(
Я ж не спейсам ТТУ с водородом советую, а Роскосмосу, который все пытается аналог Атлас-5 построить. И если холод для ТТУ прям серьезная проблема, то ладно, забыли, не судьба. Но водород-то чем не угодил?
Цитата: Старый от 28.02.2021 03:22:04Я вобще не могу понять каков уровень интеллекта должен быть чтобы в век Флакона фапать на водород и твердотопливные ускорители. :(
Примерно такой, как у создателей Вулкана, Ариан-6 и Н-3. :)
Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:54:22Цитата: Старый от 28.02.2021 03:22:04Я вобще не могу понять каков уровень интеллекта должен быть чтобы в век Флакона фапать на водород и твердотопливные ускорители. :(
Я ж не спейсам ТТУ с водородом советую, а Роскосмосу, который все пытается аналог Атлас-5 построить. И если холод для ТТУ прям серьезная проблема, то ладно, забыли, не судьба. Но водород-то чем не угодил?
А почему ты не советуешь Роскосмосу аналог Флакона-9?
Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:54:22Но водород-то чем не угодил?
Тем же чем он не угодил Королёву и Маску.
Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:49:04Ф9 их кроет потому, что его делали люди, которые думали в первую очередь про экономическую выгоду.
Вооот! А наш герой думает про выгоду от выкачивания из бюджета максимума денег. Как я понимаю водород применяют на ракетах которые кормятся из бюджета и работают в основном по правительственным заказам.
(Счас Рогозин прочитает и скажет: -Вот! Я тоже кормлюсь из бюджета и работаю на правительственные заказы! А для коммерции у меня Союз простой как Флакон!)
Цитата: Старый от 28.02.2021 09:34:55Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:49:04Ф9 их кроет потому, что его делали люди, которые думали в первую очередь про экономическую выгоду.
А разве Ф9 дешевле например Протона?
Цитата: nonconvex от 28.02.2021 09:41:26Цитата: Старый от 28.02.2021 09:34:55Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:49:04Ф9 их кроет потому, что его делали люди, которые думали в первую очередь про экономическую выгоду.
А разве Ф9 дешевле например Протона?
По рыночной цене - да.
Цитата: nonconvex от 28.02.2021 09:41:26А разве Ф9 дешевле например Протона?
Товарных Протонов больше нет. И не будет.
Задел расписан по конкретным пускам.
Фалконов-9- сколько пожелаете. Только платите.
Какой может быть разговор о цене несуществующего товара?!
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 09:48:54Цитата: nonconvex от 28.02.2021 09:41:26Цитата: Старый от 28.02.2021 09:34:55Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:49:04Ф9 их кроет потому, что его делали люди, которые думали в первую очередь про экономическую выгоду.
А разве Ф9 дешевле например Протона?
По рыночной цене - да.
Не может быть "рыночной цены" без рынка.
Так что в данный момент можно обсуждать только себестоимость.
По себестоимости Протон дешевле, но исключительно за счет низких зарплат при постройке.
При одинаковых зарплатах(например при постройке полного аналога Протона в США или наоборот Ф9 в РФ) Ф9 был бы дешевле - за счет большей простоты конструкции.
Следует учитывать, что Протон побольше выводит ПН при старте с одинаковой широты.
Цитата: Хунвэйбин от 28.02.2021 10:15:31Какой может быть разговор о цене несуществующего товара?!
Можно поговорить о себестоимости. Которая выражается в человеко-часах трудозатрат.
Цитата: azvoz от 28.02.2021 10:16:54Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 09:48:54Цитата: nonconvex от 28.02.2021 09:41:26Цитата: Старый от 28.02.2021 09:34:55Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:49:04Ф9 их кроет потому, что его делали люди, которые думали в первую очередь про экономическую выгоду.
А разве Ф9 дешевле например Протона?
По рыночной цене - да.
Не может быть "рыночной цены" без рынка.
Так что в данный момент можно обсуждать только себестоимость.
По себестоимости Протон дешевле, но исключительно за счет низких зарплат при постройке.
При одинаковых зарплатах(например при постройке полного аналога Протона в США или наоборот Ф9 в РФ) Ф9 был бы дешевле - за счет большей простоты конструкции.
Следует учитывать, что Протон побольше выводит ПН при старте с одинаковой широты.
Себестоимость изготовления Ф9 неизвестна, но ценник в 60-62 млн $ у Ф-9 оказался ниже, чем запрашиваемые за Протон-М 90 млн.
Цитата: azvoz от 28.02.2021 10:16:54Не может быть "рыночной цены" без рынка.
Тогда сравнение по себестоимости и трудозатратам.
Цитата: Старый от 28.02.2021 09:34:55Как я понимаю водород применяют на ракетах которые кормятся из бюджета и работают в основном по правительственным заказам.
Это давно очевидно - нет ни одного примера экономически оправданной РН с водородом.
Все они содержанки гнилых госмонополий.
Если исключить совсем уж безграмотных почитателей ВОЛШЕБНОГО ВОДОРОДА ,
то все водородники делятся на 2 типа:
-фантазеры теоретики. Типа - я нарисовал крутую ракету с суперским УИ, а проблемы с эксплуатацией и экономической оправданностью пусть другие решают - не царское это дело, не мой профиль в такие низменные вопросы вникать.
-вредители попильщики. Решают свои финансовые и политические задачи прикрывая задницы лозунгом "вообще все знают водород это самое крутое и самое экологичное"
Нет никаких проблем с эксплуатацией водорода и водородной инфраструктуры. Просто есть те, кто умеет ей пользоваться, и те, кто не умеет.
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 10:53:15Нет никаких проблем с эксплуатацией водорода и водородной инфраструктуры. Просто есть те, кто умеет ей пользоваться, и те, кто не умеет.
Лично вы умеете?
Цитата: azvoz от 28.02.2021 10:56:52Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 10:53:15Нет никаких проблем с эксплуатацией водорода и водородной инфраструктуры. Просто есть те, кто умеет ей пользоваться, и те, кто не умеет.
Лично вы умеете?
Лично я - нет, поэтому у меня и нет водородной инфраструктуры. А вот, скажем, ISRO - умеет, поэтому у него есть водородная инфраструктура. ;)
Цитата: /Иван/ от 28.02.2021 11:03:44Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:00:49ISRO - умеет
А до России была?
Цитата: undefinedВ 1994 г. по заказу Индийской организации космических исследований ISRO была создана модификация двигателя КВД-1 (РД-56М) для применения в составе верхней криогенной ступени (разгонном блоке) ракеты-носителя для вывода геостационарных спутников GSLV Mk1. Разработку и изготовление ступени 12КРБ осуществлял ГКНПЦ им. М.В. Хруничева.
Что толку смотреть на то, что былро четверть века назад. Смотрим в настоящее, и видим: у России водорода нет, а у Индии - есть. У Китая есть, у Японии, у США, у Европы. А у нас - нет из-за хронического рукожопия и организационной немощи.
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:00:49Цитата: azvoz от 28.02.2021 10:56:52Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 10:53:15Нет никаких проблем с эксплуатацией водорода и водородной инфраструктуры. Просто есть те, кто умеет ей пользоваться, и те, кто не умеет.
Лично вы умеете?
Лично я - нет, поэтому у меня и нет водородной инфраструктуры. А вот, скажем, ISRO - умеет, поэтому у него есть водородная инфраструктура. ;)
Ожидаемо:
Цитата: azvoz от 28.02.2021 10:49:05-теоретики. Типа - я нарисовал крутую ракету с суперским УИ, а проблемы с эксплуатацией и экономической оправданностью пусть другие решают - не царское это дело, не мой профиль в такие низменные вопросы вникать.
И насколько экономически оправдана
водородная инфраструктура ISRO ?
Еще одна иллюстрация к моему тезису:
Цитата: azvoz от 28.02.2021 10:49:05нет ни одного примера экономически оправданной РН с водородом.
Все они содержанки гнилых госмонополий.
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:00:49Цитата: azvoz от 28.02.2021 10:56:52Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 10:53:15Нет никаких проблем с эксплуатацией водорода и водородной инфраструктуры. Просто есть те, кто умеет ей пользоваться, и те, кто не умеет.
Лично вы умеете?
Лично я - нет, поэтому у меня и нет водородной инфраструктуры. А вот, скажем, ISRO - умеет, поэтому у него есть водородная инфраструктура. ;)
А ещё у американцев, японцев, китайцев и французов с немцами.
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:06:29Что толку смотреть на то, что былро четверть века назад. Смотрим в настоящее, и видим:
-Маск и Флакон. Остальное уже можно не смотреть. Зачем смотореть в прошлое?
Цитата: azvoz от 28.02.2021 11:08:03нет ни одного примера экономически оправданной РН с водородом.
Все они содержанки гнилых госмонополий.
А что означает "экономически оправданная"? Окупаемая что ли? Или не просто окупаемая, а "окупаемая заработком не из бюджета"?
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:06:29А у нас - нет из-за хронического рукожопия и организационной немощи.
А у нас Протон помещённый на их широту выведет больше чем их хвалёный водород. Причём прямо на ГСО.
Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:54:22Цитата: Старый от 28.02.2021 03:22:04Я вобще не могу понять каков уровень интеллекта должен быть чтобы в век Флакона фапать на водород и твердотопливные ускорители. :(
Я ж не спейсам ТТУ с водородом советую, а Роскосмосу, который все пытается аналог Атлас-5 построить. И если холод для ТТУ прям серьезная проблема, то ладно, забыли, не судьба. Но водород-то чем не угодил?
Водород ещё Глушко не угодил. Наследства от СССР нет, вот и водорода нет.
Цитата: Старый от 28.02.2021 07:45:01Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:54:22Но водород-то чем не угодил?
Тем же чем он не угодил Королёву
Эх Старый Старый... :(
На оборот он продвигал водород и ядерный двигатель...
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 11:23:04Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:54:22Цитата: Старый от 28.02.2021 03:22:04Я вобще не могу понять каков уровень интеллекта должен быть чтобы в век Флакона фапать на водород и твердотопливные ускорители. :(
Я ж не спейсам ТТУ с водородом советую, а Роскосмосу, который все пытается аналог Атлас-5 построить. И если холод для ТТУ прям серьезная проблема, то ладно, забыли, не судьба. Но водород-то чем не угодил?
Водород ещё Глушко не угодил. Наследства от СССР нет, вот и водорода нет.
Но Глушко начал проектировать первый мощный ЖРД тягой порядка 200 тс ещё в 1973 г.
Цитата: Alex-DX от 28.02.2021 11:36:21Цитата: Старый от 28.02.2021 07:45:01Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:54:22Но водород-то чем не угодил?
Тем же чем он не угодил Королёву
Эх Старый Старый... :(
На оборот он продвигал водород и ядерный двигатель...
Всё верно. СП был первым, кто системно начал продвигать ЖВ в качестве горючего. Даже Н1 проектировал с учётом применения водорода:
"
2. При выборе одного из основных параметров ракеты — соотношения ступеней — учитывалась возможность использования на последней ступени высокоэнергетических топлив. С этой целью несколько увеличена последняя ступень в таких пределах, чтобы, не имея проигрыша при использовании топлива кислород-керосин, иметь максимальный выигрыш при применении наиболее высокоэнергетического топлива кислород-водород. Применение его только на III ступени позволит увеличить вес полезного груза не менее чем на 15 т. В случае же применения топлива кислород-водород на обеих последних ступенях вес полезного груза увеличится на 25 т и достигнет 100т."
Это параметры для изначальной версии Н-1 в 75 т на керосине.
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:46:50Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 11:23:04Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:54:22Цитата: Старый от 28.02.2021 03:22:04Я вобще не могу понять каков уровень интеллекта должен быть чтобы в век Флакона фапать на водород и твердотопливные ускорители. :(
Я ж не спейсам ТТУ с водородом советую, а Роскосмосу, который все пытается аналог Атлас-5 построить. И если холод для ТТУ прям серьезная проблема, то ладно, забыли, не судьба. Но водород-то чем не угодил?
Водород ещё Глушко не угодил. Наследства от СССР нет, вот и водорода нет.
Но Глушко начал проектировать первый мощный ЖРД тягой порядка 200 тс ещё в 1973 г.
Не, такое наследство в виде проекта с некоторой степенью готовности Роскосмос не реализует.
Вот если бы в 1973 году на Протон/Р-7 был бы установлен водородный разгонный блок и к 1980-м он бы уже был массовой рабочей лошадкой, и производился бы на территории РСФСР, то тогда да, использовался бы и сейчас.
Цитата: Alex-DX от 28.02.2021 11:36:21и ядерный двигатель...
3. Дальнейшим путем улучшения характеристик Н-I является применение на ее последних ступенях двигателей, использующих ядерную энергию. Как показали предварительные проработки, использование на III ступени Н-I ядерного двигателя с тягой 30-40 т и удельной тягой 8900 ед. с рабочим телом — водородом и относительным весом двигателя 75 кг/т тяги дает увеличение полезного груза на 60 т.
Цитата: Alex-DX от 28.02.2021 11:57:45Это параметры для изначальной версии Н-1 в 75 т на керосине.
Ага.
Но потом ведь и на 95-тонную Н-1 всё это примеряли: и водородный блок Б с НК-35, и водородный юблок В с 11Д54, и блоки С, Р и Ср.
Цитата: Старый от 28.02.2021 11:12:14Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:06:29А у нас - нет из-за хронического рукожопия и организационной немощи.
А у нас Протон помещённый на их широту выведет больше чем их хвалёный водород. Причём прямо на ГСО.
А с двумя ступенями?
Цитата: Старый от 28.02.2021 11:12:14Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:06:29А у нас - нет из-за хронического рукожопия и организационной немощи.
А у нас Протон помещённый на их широту выведет больше чем их хвалёный водород. Причём прямо на ГСО.
Давай, переноси "Протон" в Канаверал. ;D
Цитата: Старый от 28.02.2021 07:43:30Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:54:22Цитата: Старый от 28.02.2021 03:22:04Я вобще не могу понять каков уровень интеллекта должен быть чтобы в век Флакона фапать на водород и твердотопливные ускорители. :(
Я ж не спейсам ТТУ с водородом советую, а Роскосмосу, который все пытается аналог Атлас-5 построить. И если холод для ТТУ прям серьезная проблема, то ладно, забыли, не судьба. Но водород-то чем не угодил?
А почему ты не советуешь Роскосмосу аналог Флакона-9?
Советовать им Ф9, это как в том анекдоте: «мальчик, ну вот сейчас я
все брошу, и буду тебе тут шарик доставать!».
Им не до Фалкона, им надо бюджеты осваивать, куда-то пристраивать всю расплодившуюся линейку Лучших в Мире Двигателей, обеспечивать заказами все предприятия, и т.д.
Да и не в РК дело, - ты же не спрашиваешь, почему я не советую построить Ф9 европейцам, или ULA. Хотя, казалось бы, ЮЛЯ вообще частная, и должна, по идее, руководствоваться теми же принципами что и СпХ. Но все кроме Маска с его Старшипом делают ракеты из того что умеют, а не из того что следовало бы.
Ну и накину тебе второй раз мысль про Безоса. НШ/НГ ещё можно понять, БЕ-3 как проект начинался лет 10 назад. Но ведь он упорно продолжает с водородом возиться - БЕ-7 для лунника, например. Может это мы чего-то не понимаем, и не все так однозначно с этим водородом?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 11:23:04Водород ещё Глушко не угодил.
А Энергию кто изобретал? ??? ::)
Цитата: Alex-DX от 28.02.2021 11:36:21На оборот он продвигал водород и ядерный двигатель...
И на какой же оборот он их продвинул? ??? ::)
;) ;D
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:49:34СП был первым, кто системно начал продвигать ЖВ в качестве горючего. Даже Н1 проектировал с учётом применения водорода:
Ага. Когда выяснилось что Н-1 не тянет он пытался её спасти с помощью водорода. Но пытался не сильно, не настойчиво...
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:49:34 Применение его только на III ступени позволит увеличить вес полезного груза не менее чем на 15 т. В случае же применения топлива кислород-водород на обеих последних ступенях вес полезного груза увеличится на 25 т и достигнет 100т."
Гениально. Перевод целых двух ступеней на водород увеличивает ПН ажно... на четверть! Это точно Королёв писал? :o
Цитата: Старый от 28.02.2021 18:59:36Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:49:34 Применение его только на III ступени позволит увеличить вес полезного груза не менее чем на 15 т. В случае же применения топлива кислород-водород на обеих последних ступенях вес полезного груза увеличится на 25 т и достигнет 100т."
Гениально. Перевод целых двух ступеней на водород увеличивает ПН ажно... на четверть! Это точно Королёв писал? :o
Он это читал! ;D На заседании экспертной комиссии при защите ЭП Н1. И, кстати, не на четверть - а на треть (25 т от 75 т)!
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 19:25:18И, кстати, не на четверть - а на треть (25 т от 75 т)!
Да хоть на треть.
А применение только на верхней ступени - даже менее чем на четверть.
Саныч, слушай, может у него спредшит был неправильный? ??? ::) :-\
;D ;D ;D
Цитата: Старый от 28.02.2021 18:57:01Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:49:34СП был первым, кто системно начал продвигать ЖВ в качестве горючего. Даже Н1 проектировал с учётом применения водорода:
Ага. Когда выяснилось что Н-1 не тянет он пытался её спасти с помощью водорода. Но пытался не сильно, не настойчиво...
Интересно, почему Сатурн-5 спасали с помощью водорода? ;)
Цитата: Alex-DX от 28.02.2021 19:43:49Интересно, почему Сатурн-5 спасали с помощью водорода? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Потому же почему и Энергию.
Кстати, Сатурн-5 не имел чисто керосинового варианта, поэтому спасать его с помощью водорода не требовалось. Чай не Н-1 или там Ангара.
Цитата: Старый от 28.02.2021 19:49:19Цитата: Alex-DX от 28.02.2021 19:43:49Интересно, почему Сатурн-5 спасали с помощью водорода? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Потому же почему и Энергию.
Кстати, Сатурн-5 не имел чисто керосинового варианта, поэтому спасать его с помощью водорода не требовалось. Чай не Н-1 или там Ангара.
Интересный поворот.
А если прикинуть? Тонн 60 выведет? ;D
Цитата: Alex-DX от 28.02.2021 19:53:25Интересный поворот.
Ато! История ракетостроения и космонавтики полна такиииими зигзагами! ;D
Цитата: Alex-DX от 28.02.2021 19:53:25А если прикинуть? Тонн 60 выведет? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Прикинь на Атласе. Это же первый случай когда ракету спасали водородом.
Цитата: Старый от 28.02.2021 09:34:55Вооот! А наш герой думает про выгоду от выкачивания из бюджета максимума денег. Как я понимаю водород применяют на ракетах которые кормятся из бюджета и работают в основном по правительственным заказам.
Ariane-5 была в своё время коммерчески успешной.
Цитата: Старый от 28.02.2021 18:53:49Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 11:23:04Водород ещё Глушко не угодил.
А Энергию кто изобретал? ??? ::)
На сколько я помню, водородную часть он делал очень нехотя.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 20:00:33Ariane-5 была в своё время коммерчески успешной.
Это наверно когда у неё была гептиловая верхняя ступень. ;D
Точно она не дотировалась?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 20:02:26Цитата: Старый от 28.02.2021 18:53:49Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 11:23:04Водород ещё Глушко не угодил.
А Энергию кто изобретал? ??? ::)
На сколько я помню, водородную часть он делал очень нехотя.
Злые языки говорят что только усевшьсь в кресло Королёва он сразу предложил этого водородного монстра.
Цитата: Старый от 28.02.2021 11:12:14Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:06:29А у нас - нет из-за хронического рукожопия и организационной немощи.
А у нас Протон помещённый на их широту выведет больше чем их хвалёный водород. Причём прямо на ГСО.
я вобще считаю, что не%^#$й было вкладываться в новые ракеты, (ну ладно один зенит воскресить, согласен) а больше потратить на новые технологии в производство полезной нагрузки, производство новых спутников.
Ну ЧЕМ? Протон был хуже Ангары 5, .....
выводил на орбиту так же , в то что вонючий, да ерунда, главное спутники , а ракеты лишь средство для вывода. И нагрузке пофиг какой ракетой его вывели, вонючей или нет, разгонники то на НДМГ + АТ и сейчас используют все, и не жужжат.
Цитата: Alex-DX от 28.02.2021 19:43:49Цитата: Старый от 28.02.2021 18:57:01Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:49:34СП был первым, кто системно начал продвигать ЖВ в качестве горючего. Даже Н1 проектировал с учётом применения водорода:
Ага. Когда выяснилось что Н-1 не тянет он пытался её спасти с помощью водорода. Но пытался не сильно, не настойчиво...
Интересно, почему Сатурн-5 спасали с помощью водорода? ;)
Потому что он американцами уже был освоен. Первые успешные огневые испытания RL-10 прошли ещё в 1959, а финансирование J-2 началось летом 1960-го.
Речь Кеннеди в мае 1961, открывшая «лунную гонку», прозвучала когда процесс уже вовсю шел.
Постановление Совмина от 3 августа 1964 года, после которого на Н-1 были выделены первые деньги, известно, можно прочитать.
«ОКБ-1 поручается разработка и создание тяжелой ракеты-носителя Н1 и лунного корабля Л3 в составе лунной кабины (ЛК) и лунного орбитального корабля (ЛОК). Начало летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) РНН1 провести в I квартале 1966 г., а высадку на Луну в 1967 - 1968 гг.;»
Какой там водород, когда устанавливаются такие сроки, и кто его стал бы тогда делать?https://www.kosmonavtika.com/bibliographie/documents/655-268.pdf
Цитата: прагматик от 28.02.2021 20:07:22Ну ЧЕМ? Протон был хуже Ангары 5, ..... выводил на орбиту так же , в то что вонючий, да ерунда, главное спутники , а ракеты лишь средство для вывода.
Вооот! И я говорю. А Рогозин: - Нахрена нам спутники? От спутников одни беды! Мы вместо них кааак понастроим зоопарк ракет! И космодромы. На века!
Я смотрю Дмитрий Олегович както неактивно радуется запуску Арктики. Не то что кубометрам арматуры и бетона. Чувствую, для него от этих спутников одни проблемы. Ещё не дай бог сдохнет... А вот бетон - он не сдохнет!
Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 20:08:29Какой там водород, когда устанавливаются такие сроки, и кто его стал бы тогда делать?
Делал бы Сальери отечественной космонавтики, если бы не носился с "идеей" УР-700.
Цитата: Старый от 28.02.2021 19:55:57Цитата: undefinedА если прикинуть? Тонн 60 выведет? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Прикинь на Атласе. Это же первый случай когда ракету спасали водородом.
Не выведет? ;D
Цитата: Старый от 28.02.2021 18:57:01Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 11:49:34СП был первым, кто системно начал продвигать ЖВ в качестве горючего. Даже Н1 проектировал с учётом применения водорода:
Ага. Когда выяснилось что Н-1 не тянет он пытался её спасти с помощью водорода. Но пытался не сильно, не настойчиво...
Не знаю, что ты имеешь в виду под "не тянет", но водород для Н-1 рассматривался ещё в 1960 г.
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 21:05:32Не знаю, что ты имеешь в виду под "не тянет"
Это когда Королёв ходит за Чертоком и канючит: -Дай мне 500 килограм...
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 21:05:32но водород для Н-1 рассматривался ещё в 1960 г.
Как рассмотрелся так и отсмотрелся.
Цитата: Старый от 28.02.2021 19:42:29может у него спредшит был неправильный? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/huh.png) (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/rolleyes.png) (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/undecided.png)
N1SP.JPG
N1-SP.JPG
Цитата: Старый от 28.02.2021 21:15:51Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 21:05:32но водород для Н-1 рассматривался ещё в 1960 г.
Как рассмотрелся так и отсмотрелся.
Отнюдь. На основе этих рассмотрений были выданы ТЗ на 11Д56, НК-5 и 11Д54/57.
Цитата: Дмитрий В. от 28.02.2021 21:36:22Отнюдь. На основе этих рассмотрений были выданы ТЗ на 11Д56, НК-5 и 11Д54/57.
Дык ТЗ то выдать не жалко...
Вон Глушку даже ТЗ на гептило-кислородный двигатель выдали. Скажи ещё что гептил рассматривался...
Цитата: Старый от 28.02.2021 20:06:06Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 20:00:33Ariane-5 была в своё время коммерчески успешной.
Это наверно когда у неё была гептиловая верхняя ступень. ;D
Точно она не дотировалась?
Все ракетчики дотируются. А коммерческий успех она имела - гораздо дешевле амеров, и гораздо надёжнее наших.
Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 14:47:52Цитата: Старый от 28.02.2021 07:43:30Цитата: Sam Grey от 28.02.2021 04:54:22Цитата: Старый от 28.02.2021 03:22:04Я вобще не могу понять каков уровень интеллекта должен быть чтобы в век Флакона фапать на водород и твердотопливные ускорители. :(
Я ж не спейсам ТТУ с водородом советую, а Роскосмосу, который все пытается аналог Атлас-5 построить. И если холод для ТТУ прям серьезная проблема, то ладно, забыли, не судьба. Но водород-то чем не угодил?
А почему ты не советуешь Роскосмосу аналог Флакона-9?
Советовать им Ф9, это как в том анекдоте: «мальчик, ну вот сейчас я все брошу, и буду тебе тут шарик доставать!».
Им не до Фалкона, им надо бюджеты осваивать, куда-то пристраивать всю расплодившуюся линейку Лучших в Мире Двигателей, обеспечивать заказами все предприятия, и т.д.
Да и не в РК дело, - ты же не спрашиваешь, почему я не советую построить Ф9 европейцам, или ULA. Хотя, казалось бы, ЮЛЯ вообще частная, и должна, по идее, руководствоваться теми же принципами что и СпХ. Но все кроме Маска с его Старшипом делают ракеты из того что умеют, а не из того что следовало бы.
Ну и накину тебе второй раз мысль про Безоса. НШ/НГ ещё можно понять, БЕ-3 как проект начинался лет 10 назад. Но ведь он упорно продолжает с водородом возиться - БЕ-7 для лунника, например. Может это мы чего-то не понимаем, и не все так однозначно с этим водородом?
Смысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Вот не будь бы New Glenn водородным, МБ Безос и не смог бы делать парные запуски на ГСО. А это большое преимущество.
Цитата: Старый от 28.02.2021 20:07:07Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 20:02:26Цитата: Старый от 28.02.2021 18:53:49Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 11:23:04Водород ещё Глушко не угодил.
А Энергию кто изобретал? ??? ::)
На сколько я помню, водородную часть он делал очень нехотя.
Злые языки говорят что только усевшьсь в кресло Королёва он сразу предложил этого водородного монстра.
http://www.astronautix.com/r/rla-150.html
http://www.astronautix.com/r/rla-135.html
И в книге про Глушко так говорят.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 22:05:02Смысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Это ты про водород? ??? ::) :-\
ЦитироватьСмысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Вот не будь бы New Glenn водородным, МБ Безос и не смог бы делать парные запуски на ГСО. А это большое преимущество.
И это ещё не всё! У водорода очень полезные физические свойства!
Но самое главное пуск обходится дороже и главное обосновать легко!
Пилить, не перепилить!
Цитата: Старый от 28.02.2021 22:19:08Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 22:05:02Смысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Это ты про водород? ??? ::) :-\
Да.
Цитата: Искандер от 01.03.2021 00:31:40Цитата: undefinedСмысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Вот не будь бы New Glenn водородным, МБ Безос и не смог бы делать парные запуски на ГСО. А это большое преимущество.
И это ещё не всё! У водорода очень полезные физические свойства!
Но самое главное пуск обходится дороже и главное обосновать легко!
Пилить, не перепилить!
Если за раз можно запустить пару спутников - то почему бы и нет?
Цитата: Искандер от 01.03.2021 00:31:40И это ещё не всё! У водорода очень полезные физические свойства!
Но самое главное пуск обходится дороже и главное обосновать легко!
Пилить, не перепилить!
Ну если в Сатурн-5 залить в место водорода метан , так просто в одно пуск на Луну не слетали бы.
Была бы возможность и ядерный двигатель поставили бы, а там пилить не перепилить. :)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 05:06:26Цитата: Старый от 28.02.2021 22:19:08Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 22:05:02Смысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Это ты про водород? ??? ::) :-\
Да.
Ты уверен что космодром с водородом проще, а заодно проще и транспортировка как самого водорода так и водородных блоков? ??? ::) :-\
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 05:06:26Цитата: Старый от 28.02.2021 22:19:08Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 22:05:02Смысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Это ты про водород? ??? ::) :-\
Да.
Да, и на сколько водород позволяет уменьшить стартовую массу?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 05:06:26Цитата: Старый от 28.02.2021 22:19:08Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 22:05:02Смысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Это ты про водород? ??? ::) :-\
Да.
И совсем уже каверзный вопрос: а Илон наш Маск обо всё этом знает? ??? ::) :-\
Цитата: Старый от 01.03.2021 10:10:35Да, и на сколько водород позволяет уменьшить стартовую массу?
Но если для этого варианта то на треть. ;)
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=18671.msg2136889#msg2136889
Цитата: Alex-DX от 01.03.2021 11:00:29Цитата: Старый от 01.03.2021 10:10:35Да, и на сколько водород позволяет уменьшить стартовую массу?
Но если для этого варианта то на треть. ;)
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=18671.msg2136889#msg2136889
Вау! На целую треть! И для специально разработанного для этого варианта!
А для реальных вариантов?
Цитата: Старый от 01.03.2021 10:09:04Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 05:06:26Цитата: Старый от 28.02.2021 22:19:08Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 22:05:02Смысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Это ты про водород? ??? ::) :-\
Да.
Ты уверен что космодром с водородом проще, а заодно проще и транспортировка как самого водорода так и водородных блоков? ??? ::) :-\
Водород транспортировать необязательно - можно на месте делать, в отличии от специального ракетного керосина. Работать с водородом более-менее умеют и в химпроме.
Цитата: Старый от 01.03.2021 10:10:35Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 05:06:26Цитата: Старый от 28.02.2021 22:19:08Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 22:05:02Смысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Это ты про водород? ??? ::) :-\
Да.
Да, и на сколько водород позволяет уменьшить стартовую массу?
Зависит от разности в УИ.
Цитата: Старый от 01.03.2021 10:14:04Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 05:06:26Цитата: Старый от 28.02.2021 22:19:08Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 22:05:02Смысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Это ты про водород? ??? ::) :-\
Да.
И совсем уже каверзный вопрос: а Илон наш Маск обо всё этом знает? ??? ::) :-\
Знает, и первоначальный проект MCT был на водороде однопуском, ЕМНИП.
Но он выбрал иной путь.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 15:10:46Водород транспортировать необязательно - можно на месте делать,
Это дополнительно значительно упростит и удешевит космодром...
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 15:10:46в отличии от специального ракетного керосина.
А можно неспециальный? Какой-нибудь авиационный?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 15:10:46Работать с водородом более-менее умеют и в химпроме.
В химпроме много с чем умеют работать... Включая и фтор...
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 15:10:46Цитата: undefinedДа, и на сколько водород позволяет уменьшить стартовую массу?
Зависит от разности в УИ.
А конкретно? За что так сказать боремся то?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 15:10:46Знает, и первоначальный проект MCT был на водороде однопуском, ЕМНИП.
А если изменяет? ;)
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 15:10:46Но он выбрал иной путь.
Типа не понимает своего счастья и решил сделать как хкуже? ;)
А Флакон-9 то он почему на водороде не сделал? Чисто для уменьшения массы, удешевления космодрома и облегчения транспортировки? ;)
К вопросу о облегчении транспортировки "более лёгкой" водородной РН.
Все в курсе что водородное топливо в три раза менее плотное чем керосиновое? Даже если водород какимто чудом позволит сделать ракету в полтора раза легче, объём баков всё равно будет в два раза больше чем на керосине. А габаритный размер - на четверть больше. Вместо четырёхметрового бака потребуется пятиметровый.
Облегчение транспортировки, ага.
Так что водород применяется главным образом из двух соображений:
1. Увеличить ПН уже существующей ракеты.
2. Скомпенсировать низкие удельные характеристики первой ступени, главным образом твердотопливной.
Я смотрю чтото CZ-5 както не блистает по сравнению с Протоном. Что на ГПО что на ГСО что на межпланетную. При том что у Протона стартовая масса 700 тонн а у Чанчженя - 850. Такое впечатление что об увеличении ПН/сокращении стартовой массы на треть речи вообще нет.
Чтото както зарубежные водородные РН по сравнению с Протоном и даже Зенитом-SL както не впечатляют...
А где была табличка "ПН Протона на ГПО в зависимости от наклонения ГПО"?
Цитата: Старый от 01.03.2021 11:33:00Цитата: Alex-DX от 01.03.2021 11:00:29Цитата: Старый от 01.03.2021 10:10:35Да, и на сколько водород позволяет уменьшить стартовую массу?
Но если для этого варианта то на треть. ;)
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=18671.msg2136889#msg2136889
Вау! На целую треть! И для специально разработанного для этого варианта!
А для реальных вариантов?
Улучшение на треть это как бы минимум, а стремится будет к цифре в 2 раза. ::)
Если не будем ухудшать Сатурн-5 переводом на керосин, можно попробовать сравнить с водородным Протоном.
-в.JPG
2.JPG
Цитата: Alex-DX от 01.03.2021 16:26:21Улучшение на треть это как бы минимум, а стремится будет к цифре в 2 раза. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/rolleyes.png)
Стремиться можно - получить нельзя. Так что на 1/4 и молите бога чтоб не 1/5.
Цитата: Alex-DX от 01.03.2021 16:26:21Если не будем ухудшать Сатурн-5 переводом на керосин, можно попробовать сравнить с водородным Протоном.
Если в Протон вместо АТ+НДМГ залить кислород с водородом то его ПН уменьшится вдвое.
Цитата: Alex-DX от 01.03.2021 16:26:21Если не будем ухудшать Сатурн-5 переводом на керосин, можно попробовать сравнить с водородным Протоном.
-в.JPG
2.JPG
Я так и думал что у всех кто изобретал летавшие водородные ракеты был неправильный спредшит. :(
Цитата: Старый от 01.03.2021 16:54:53Я так и думал что у всех кто изобретал летавшие водородные ракеты был неправильный спредшит. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/sad.png)
Возможно и неправильный. :)
Вот здесь первая ступень остается на вонючке вторая и третья на пахучем водороде оптимизированные на большее количество тяги.
Цитата: Alex-DX от 01.03.2021 20:02:28на пахучем водороде
Спирт??? Я уже люблю эту ракету!
Protonv.JPG
Protonv2.JPG
Цитата: Старый от 01.03.2021 10:14:04Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 05:06:26Цитата: Старый от 28.02.2021 22:19:08Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 22:05:02Смысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Это ты про водород? ??? ::) :-\
Да.
И совсем уже каверзный вопрос: а Илон наш Маск обо всё этом знает? ??? ::) :-\
Конечно знает отчего же не знать? Водород ему не с руки, на ветру не соберешь - чистый МИК нужен. Значит никто ничего не увидит до поры, а без вау-фактора Маск не может. Может вау-фактор и есть главный выхлоп марсианской программы?
Цитата: nonconvex от 02.03.2021 03:02:43Цитата: Старый от 01.03.2021 10:14:04Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 01.03.2021 05:06:26Цитата: Старый от 28.02.2021 22:19:08Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 28.02.2021 22:05:02Смысл в водороде есть - он позволяет увеличить УИ РН, уменьшить её стартовую массу, а меньшая стартовая масса - это двигатели меньшей тяги, это проще космодром, это простота транспортировки.
Это ты про водород? ??? ::) :-\
Да.
И совсем уже каверзный вопрос: а Илон наш Маск обо всё этом знает? ??? ::) :-\
Конечно знает отчего же не знать? Водород ему не с руки, на ветру не соберешь - чистый МИК нужен. Значит никто ничего не увидит до поры, а без вау-фактора Маск не может. Может вау-фактор и есть главный выхлоп марсианской программы?
Ну вот у Роскосмоса МИК на МИКе, на каждом космодроме, и все чистые как стёклышко. И как с водородом дела?
А у Безоса в Техасе насколько чистый МИК?
Цитата: Sam Grey от 02.03.2021 03:12:14Ну вот у Роскосмоса МИК на МИКе, на каждом космодроме, и все чистые как стёклышко. И как с водородом дела?
Это вы необходимое с достаточным путаете. Бывает.
Цитата: Старый от 01.03.2021 16:14:51Я смотрю чтото CZ-5 както не блистает по сравнению с Протоном. Что на ГПО что на ГСО что на межпланетную. При том что у Протона стартовая масса 700 тонн а у Чанчженя - 850. Такое впечатление что об увеличении ПН/сокращении стартовой массы на треть речи вообще нет.
CZ-5 - 14,4 тонн на ГПО, Протон - 6,3.
CZ-5 - 4,5 тонны на ГСО, Протон - 3,3.
А теперь сравните кол-во ступеней, и прикиньте, если бы у CZ-5 их было бы 5, как у Протона...
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 02.03.2021 11:08:39прикиньте, если бы у CZ-5 их было бы 5, как у Протона...
Если считать с РБ то у Протона 4 ступени.
Адепты "святой многоразовости" даже считать не умеют.
При выводе на ГСО у
CZ-5 тоже 4 ступени.
Цитата: nonconvex от 02.03.2021 03:02:43Водород ему не с руки, на ветру не соберешь - чистый МИК нужен.
Это что это за открытие? :o Это нахрена это водороду чистый МИК? :o
Чувствую что это какаято глубоко патриотическая физика... :(
Цитата: nonconvex от 02.03.2021 03:42:11Цитата: Sam Grey от 02.03.2021 03:12:14Ну вот у Роскосмоса МИК на МИКе, на каждом космодроме, и все чистые как стёклышко. И как с водородом дела?
Это вы необходимое с достаточным путаете. Бывает.
По простоте душевной (а в патриоты идут только такие) ты не в курсе что на водород мусор не действует. Никак. От слова "вообще". У водородных двигателей восстановительный ГГ а в нём мусор не горит принципиально.
Не то что в Рапторах с окислительным ГГ.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 02.03.2021 11:08:39CZ-5 - 14,4 тонн на ГПО, Протон - 6,3.
Географическая широта места старта какая? Сколько выведет Протон без апогейного импульса?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 02.03.2021 11:08:39CZ-5 - 4,5 тонны на ГСО, Протон - 3,3.
Географическая широта места старта и угол изменения наклонения? Ага? Сколько выведет Протон из Хайнаня? Ага?
Стартовые массы? Ага?
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 02.03.2021 11:08:39А теперь сравните кол-во ступеней, и прикиньте, если бы у CZ-5 их было бы 5, как у Протона...
CZ-5 в три ступени выводит только на ГПО. Для выведения на ГСО нужен апогейный РБ.
Но главный вопрос: сколько Протон выведет на ГСО из Хайнаня? Ага?
А из Канаверала? Ага?
А из Куру? Ага?
Ещё ж надо не забыть что Протон это не керосин и УИ у его трёх ступеней сильно так себе.
Так что боюсь никакого преимущества водорода перед керосином вообще не окажется.
Цитата: Старый от 02.03.2021 12:07:42Но главный вопрос: сколько Протон выведет на ГСО из Хайнаня? Ага?
А из Канаверала? Ага?
А из Куру? Ага?
Цитата: Старый от 02.03.2021 12:10:09Ещё ж надо не забыть что Протон это не керосин и УИ у его трёх ступеней сильно так себе.
Так что боюсь никакого преимущества водорода перед керосином вообще не окажется.
Сатурн-5 как то несогласен с таким пониманием вопроса. ;D
Цитата: Alex-DX от 02.03.2021 13:01:45Сатурн-5 как то несогласен с таким пониманием вопроса. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
А его никто не спрашивает! Он на ГПО и ГСО не летал! >:(
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 02.03.2021 11:08:39Цитата: Старый от 01.03.2021 16:14:51Я смотрю чтото CZ-5 както не блистает по сравнению с Протоном. Что на ГПО что на ГСО что на межпланетную. При том что у Протона стартовая масса 700 тонн а у Чанчженя - 850. Такое впечатление что об увеличении ПН/сокращении стартовой массы на треть речи вообще нет.
CZ-5 - 14,4 тонн на ГПО, Протон - 6,3.
CZ-5 - 4,5 тонны на ГСО, Протон - 3,3.
А теперь сравните кол-во ступеней, и прикиньте, если бы у CZ-5 их было бы 5, как у Протона...
Тебе Старый ответил, понял?
Цитата: Просто Василий от 02.03.2021 13:53:00Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 02.03.2021 11:08:39Цитата: Старый от 01.03.2021 16:14:51Я смотрю чтото CZ-5 както не блистает по сравнению с Протоном. Что на ГПО что на ГСО что на межпланетную. При том что у Протона стартовая масса 700 тонн а у Чанчженя - 850. Такое впечатление что об увеличении ПН/сокращении стартовой массы на треть речи вообще нет.
CZ-5 - 14,4 тонн на ГПО, Протон - 6,3.
CZ-5 - 4,5 тонны на ГСО, Протон - 3,3.
А теперь сравните кол-во ступеней, и прикиньте, если бы у CZ-5 их было бы 5, как у Протона...
Тебе Старый ответил, понял?
Угу, с кол-вом ступеней ошибся.
Цитата: Просто Василий от 02.03.2021 13:53:00Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 02.03.2021 11:08:39Цитата: Старый от 01.03.2021 16:14:51Я смотрю чтото CZ-5 както не блистает по сравнению с Протоном. Что на ГПО что на ГСО что на межпланетную. При том что у Протона стартовая масса 700 тонн а у Чанчженя - 850. Такое впечатление что об увеличении ПН/сокращении стартовой массы на треть речи вообще нет.
CZ-5 - 14,4 тонн на ГПО, Протон - 6,3.
CZ-5 - 4,5 тонны на ГСО, Протон - 3,3.
А теперь сравните кол-во ступеней, и прикиньте, если бы у CZ-5 их было бы 5, как у Протона...
Тебе Старый ответил, понял?
Ну ещё он говорил про широту космодрома, но двукратная разница по ПН на ГПО как бы говорит про энергетику.
Цитата: Верный Союзник с Окинавы от 02.03.2021 18:24:16Ну ещё он говорил про широту космодрома, но двукратная разница по ПН на ГПО как бы говорит про энергетику.
А про широту места запуска ничего не говорит? ;)
Цитата: Старый от 02.03.2021 13:05:07Цитата: Alex-DX от 02.03.2021 13:01:45Сатурн-5 как то несогласен с таким пониманием вопроса. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
А его никто не спрашивает! Он на ГПО и ГСО не летал! >:(
Луны мало чтобы доказать что водород лучше керосина?
Или на ГПО и ГСО что то изменится? ;D
С Веньчана на ГПО Протон выведет порядка 8,5 т в 4,5 ступени против 2,5 ступеней и 14 т у CZ-5. Если же хочется сравнить их ПН на ГСО с одной широты, то ставьте на них и одинаковые РБ, а тот чугуниевый гроб, что используется на CZ-5, недостатком водорода не является.
Цитата: Alex-DX от 02.03.2021 18:56:31Луны мало чтобы доказать что водород лучше керосина?
Мало. Не с чем сравнивать.
Цитата: Alex-DX от 02.03.2021 18:56:31Или на ГПО и ГСО что то изменится? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Как видим на реальных примерах меняется радикально.
Цитата: fagot от 02.03.2021 19:17:35С Веньчана на ГПО Протон выведет порядка 8,5 т в 4,5 ступени против 2,5 ступеней и 14 т у CZ-5.
Видишь как хорошо. Разница уже не так радимкальна как нам тут сначала пытались сказать. А теперь учтём разницу в стартовой массе и удельном импульсе гептила и керосина. И что останется? Четверть то хоть останется?
Да, и помощь от вращения Земли ты учёл?
Цитироватьв 4,5 ступени
Давай лучше с ДМ-03 с полной заправкой.
Цитата: Старый от 02.03.2021 19:30:16в 4,5 ступени против 2,5 ступеней
Если мы говорим о стоимости то ей пофиг работают ступени параллельно или нет. Поэтому у CZ-5 три ступени а у Протона - 4.
Цитата: Старый от 02.03.2021 19:30:16Видишь как хорошо. Разница уже не так радимкальна как нам тут сначала пытались сказать. А теперь учтём разницу в стартовой массе и удельном импульсе гептила и керосина. И что останется? Четверть то хоть останется?
Да, и помощь от вращения Земли ты учёл?
Я-то учел, а вот ты все продолжаешь количество ступеней игнорировать.
Цитата: Старый от 02.03.2021 19:30:16Давай лучше с ДМ-03 с полной заправкой.
Как он выведет что-нибудь заявленной массы, так и дам, а то двойные стандарты, понимаешь, получаются, от Ангары требуем официальных реляций и машем бумажным ДМом.
Цитата: Старый от 02.03.2021 19:36:14Если мы говорим о стоимости то ей пофиг работают ступени параллельно или нет. Поэтому у CZ-5 три ступени а у Протона - 4.
Зато энергетике не пофиг.
Вот же блин, не могу найти таблицу "ПН Протона на ГПО в зависимости от недобора скорости"
Цитата: Старый от 02.03.2021 19:36:14Цитата: Старый от 02.03.2021 19:30:16в 4,5 ступени против 2,5 ступеней
Если мы говорим о стоимости то ей пофиг работают ступени параллельно или нет. Поэтому у CZ-5 три ступени а у Протона - 4.
CZ-5 на ГСО выводит в 4 ступени: четыре ББ - первая, водородный ЦБ-вторая, третья водородная ступенть и блок выведения
YZ-2 на АТ/НДМГ.
Цитата: fagot от 02.03.2021 19:38:32Цитата: undefinedДавай лучше с ДМ-03 с полной заправкой.
Как он выведет что-нибудь заявленной массы, так и дам, а то двойные стандарты, понимаешь, получаются, от Ангары требуем официальных реляций и машем бумажным ДМом.
Может тебе ещё и СК Протона в Вэньчане построить? ;) Мы сравниваем теоретические грузоподъёмности (Мю.пн) водородной и неводородной РН в равных условиях.
Цитата: Старый от 02.03.2021 19:47:30Вот же блин, не могу найти таблицу "ПН Протона на ГПО в зависимости от недобора скорости"
Мануал на Протон-М, стр. 2-19. Там посмотри.
Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 19:49:53CZ-5 на ГСО выводит в 4 ступени: четыре ББ - первая, водородный ЦБ-вторая, третья водородная ступенть и блок выведения YZ-2 на АТ/НДМГ.
Тоже в четыре ступени. Блок довыведения на гептиле конечно всё убивает, так не честно. ;D Возьмём ПН на ГПО.
Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 19:52:09Цитата: Старый от 02.03.2021 19:47:30Вот же блин, не могу найти таблицу "ПН Протона на ГПО в зависимости от недобора скорости"
Мануал на Протон-М, стр. 2-19. Там посмотри.
А где у меня этот мануал? :( ??? :-\
Цитата: Старый от 02.03.2021 19:53:06Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 19:52:09Цитата: Старый от 02.03.2021 19:47:30Вот же блин, не могу найти таблицу "ПН Протона на ГПО в зависимости от недобора скорости"
Мануал на Протон-М, стр. 2-19. Там посмотри.
А где у меня этот мануал? :( ??? :-\
Шо, нет? :o
https://www.ilslaunch.com/launch-services/proton-mission-planners-guide/
На 2-19 и 2-20 - графики. Искомая таблица начинается на стр. 2-22
Цитата: fagot от 02.03.2021 19:38:32Как он выведет что-нибудь заявленной массы, так и дам, а то двойные стандарты, понимаешь, получаются, от Ангары требуем официальных реляций и машем бумажным ДМом.
Там всё печально, насколько я понял.
Чтоб
это вывело заявленную массу (не смотря даже на УИ), надо вывести до точки отделения массу на 970 кг (нижний переходник + средний переходник) бОльшую. Фактически тащить полГО до орбиты.
Так что прогноз неблагоприятный. Посмотрим на реализацию
Цитата: Дмитрий В. от 02.03.2021 19:55:09https://www.ilslaunch.com/launch-services/proton-mission-planners-guide/
Есть!
Да, чисто без апогейного импульса будет 8.5 тонн, фагот прав. Но тут же учтено то что при увеличении ПН свыше 3.5 тонн Бриз недозаправляют на соответствующую величину. То есть уже недозаправка на 5 тонн то есть на четверть.
Итого керосиновая РН по конфигурации аналогичная Протону, с умеренными двигателями 150 атм, такой же стартовой массой как CZ-5, с оптимизированным керосиновым разгонным блоком запущенная из Вэньчана выведет на ГПО примерно тонн 12? Нет? ::)
"Оптимизированный керосиновый РБ" это слишком растяжимое понятие. Ладно, пусть с Бризом-М.
Зенит с экватора выводил на ГПО 6 т, увеличение стартовой массы до CZ-5 с переносом в Вэньчан увеличит ПН до 10,5-11 т.
Цитата: fagot от 03.03.2021 03:24:39Зенит с экватора выводил на ГПО 6 т, увеличение стартовой массы до CZ-5 с переносом в Вэньчан увеличит ПН до 10,5-11 т.
Без апогейного импульса выводил 8.5 тонн, увеличение стартовой массы до
CZ-5 и УИ до керосинового увеличит до 12 тонн.
А, блин, пардон, это про Зенит! Я чегото ответил про Протон. :(
Цитата: fagot от 03.03.2021 03:24:39Зенит с экватора выводил на ГПО 6 т, увеличение стартовой массы до CZ-5 с переносом в Вэньчан увеличит ПН до 10,5-11 т.
Да. Картина примерно такая. 11 к 14. На четверть.
https://www.roscosmos.ru/31106/
ЦитироватьПротон-ПМ приступил к освоению РД-191М
Компания «Протон-ПМ» (входит в интегрированную структуру НПО Энергомаш Госкорпорации «Роскосмос») приступила к освоению двигателя РД-191М — модифицированной версии РД-191 — для ракет-носителей семейства «Ангара». Первый экземпляр плани
руется изготовить в начале 2023-го, в том же году Научно-производственное объединение «Энергомаш» имени академика В.П. Глушко приступит к его испытаниям.
РД191М — это форсированная на 10% по тяге модификация РД-191. Двигатель будет выполнять поставленные задачи в ходе пусков тяжёлых версий ракет «Ангара» с космодрома Восточный, в том числе по пилотируемой программе. С этой целью разработчики внесли в изделие ряд изменений.
«При создании РД-191М максимально используется конструкторский и технологический задел по двигателям РД-191, РД-171М, РД-180 и РД-181, что существенно сокращает затраты на разработку, — отмечает главный конструктор НПО Энергомаш Пётр Лёвочкин. — В 2021 году мы в полном объёме выпустим конструкторскую документацию по двигателю и передадим её заводу-изготовителю».
В рамках договора, подписанного в декабре 2020 года, Протон-ПМ изготовит три опытных образца РД-191М. Первый двигатель предназначен для доводочных испытаний, второй — для завершающих доводочных испытаний, третий — для межведомственных испытаний.
«Впервые с начала освоения двигателя РД-191 на Протон-ПМ заключён контракт не на отдельные комплектующие, а на изделие в целом, что значительно облегчает процесс освоения, — уточняет руководитель проекта по двигателю Игорь Тимшин. — Важно учитывать и то, что узлы и агрегаты, которые закреплены за предприятием, занимают порядка 40% в трудоёмкости производства РД-191, а двигатель РД-191М имеет высокую степень преемственности с прототипом».
Для освоения производства РД-191М потребуется выпустить более 1,2 тысячи новых техпроцессов и 3,5 тысячи конструкций оснастки. Помимо этого, в 2020–2022 годах будут модернизированы шесть действующих испытательных стендов, ещё пять — предстоит спроектировать и изготовить. Участок сборки двигателя РД-191М планируется организовать в первом квартале 2022 года. Он будет расположен на загородной производственной площадке в новом корпусе 82.
Цитата: zandr от 20.05.2021 21:43:37РД191М -- это форсированная на 10% по тяге модификация РД-191
РД-191М- похоже, это устранение за счет налогоплательщиков замечаний по результатам эксплуатации РД-191.
Похоже их, замечаний, так много, что потребовалось новый индекс теме давать со всеми вытекающими (выпуск нового комплекта рабочей документации, экспериментальная отработка).
Странно все это. Выпуск двигателей упал в разы, прекращено изготовление РД-180, а "интегрированная структура" изготовителя двигателя меняет.
И почему-то РД-180 получился сразу, его переделывать не пришлось. То ли кадры теперь не те, то ли...
Цитата: Хунвэйбин от 21.05.2021 09:36:28РД-191М- похоже, это устранение за счет налогоплательщиков замечаний по результатам эксплуатации РД-191.
Это отчаянная попытка дожать ПН за счёт форсирования по тяге.
Цитата: Хунвэйбин от 21.05.2021 09:36:28Странно все это. Выпуск двигателей упал в разы, прекращено изготовление РД-180, а "интегрированная структура" изготовителя двигателя меняет.
Да нет, просто в Перьмь передают серийное производство. ПМ вместо РД-253 будет выпускать РД-191М.
Поскольку с РД-191 Ангара ни в какие ворота то очевидно его серийное производство и не начинали а сразу взялись за эмовский.
Цитата: Хунвэйбин от 21.05.2021 09:36:28И почему-то РД-180 получился сразу, его переделывать не пришлось. То ли кадры теперь не те, то ли...
...толи ускорители можно навешать. Для Атласа двигатель форсировать не понадобилось а для Ангары - понадобилось.
Цитата: Хунвэйбин от 21.05.2021 09:36:28РД-191М- похоже, это устранение за счет налогоплательщиков замечаний по результатам эксплуатации РД-191.
Нет.
Цитата: Старый от 21.05.2021 09:42:06Перьмь
Старый, ты ж не пермский) Это пермяки произносят перЬмь и всех понаехавших учат ;D
П. С. понаехавшие так и не научились ;D
Цитата: Старый от 21.05.2021 09:43:32Цитата: Хунвэйбин от 21.05.2021 09:36:28И почему-то РД-180 получился сразу, его переделывать не пришлось. То ли кадры теперь не те, то ли...
...толи ускорители можно навешать. Для Атласа двигатель форсировать не понадобилось а для Ангары - понадобилось.
Вместо рд-190 на боковой урм-1 рд-180 не лезет?
Цитата: C-300-2 от 21.05.2021 10:32:53Цитата: Хунвэйбин от 21.05.2021 09:36:28РД-191М- похоже, это устранение за счет налогоплательщиков замечаний по результатам эксплуатации РД-191.
Нет.
Цитата: Старый от 21.05.2021 09:42:06Перьмь
Старый, ты ж не пермский) Это пермяки произносят перЬмь и всех понаехавших учат ;D
П. С. понаехавшие так и не научились ;D
Вообще-то наоборот: пермяки говорят Перъмь, а все остальные смягчают.
Цитата: USP09 от 21.05.2021 11:50:55Вообще-то наоборот: пермяки говорят Перъмь, а все остальные смягчают.
Вы это МНЕ будете рассказывать? ;D В Перми все произносят с мягким знаком между "р" и "м".
Цитата: Старый от 21.05.2021 09:39:19Цитата: Хунвэйбин от 21.05.2021 09:36:28РД-191М- похоже, это устранение за счет налогоплательщиков замечаний по результатам эксплуатации РД-191.
Это отчаянная попытка дожать ПН за счёт форсирования по тяге.
Не дожать, а увеличить.
Цитата: Старый от 21.05.2021 09:39:19Цитата: Хунвэйбин от 21.05.2021 09:36:28РД-191М- похоже, это устранение за счет налогоплательщиков замечаний по результатам эксплуатации РД-191.
Это отчаянная попытка дожать ПН за счёт форсирования по тяге.
Гореть начнёт через раз. Кто-то где-то за океаном уже пытался.
Цитата: Feol от 21.05.2021 15:09:26Гореть начнёт через раз. Кто-то где-то за океаном уже пытался.
Пока не известно как они дожимают. Может не за счёт повышения давления.
Цитата: C-300-2 от 21.05.2021 12:22:27Цитата: USP09 от 21.05.2021 11:50:55Вообще-то наоборот: пермяки говорят Перъмь, а все остальные смягчают.
Вы это МНЕ будете рассказывать? ;D В Перми все произносят с мягким знаком между "р" и "м".
Странно, я поймал себя на том, что тоже с мягким Р.
Я криптопермяк??,
Цитата: Старый от 21.05.2021 15:32:07Пока не известно как они дожимают. Может не за счёт повышения давления.
Не за счёт.
Цитата: Старый от 21.05.2021 12:43:27Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 12:36:31Не дожать, а увеличить.
Дожать, дожать.
А зачем, если стандартная Ангара уже выводит?
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 16:59:07Цитата: undefinedДожать, дожать.
А зачем, если стандартная Ангара уже выводит?
Потому что не выводит.
Цитата: C-300-2 от 21.05.2021 16:19:59Цитата: Старый от 21.05.2021 15:32:07Пока не известно как они дожимают. Может не за счёт повышения давления.
Не за счёт.
О!
Цитата: Старый от 21.05.2021 17:03:17Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 16:59:07Цитата: undefinedДожать, дожать.
А зачем, если стандартная Ангара уже выводит?
Потому что не выводит.
Выводит. Сообщили же по итогам 2-го пуска, что "анализ остатков запаса топлива подтверждает возможность выведения 2,5 т на ГСО", что и требовалось. Поэтому Ангара-А5М - это уже расширение возможностей.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 17:21:47Выводит.
Не выводит.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 17:21:47Сообщили же по итогам 2-го пуска, что "анализ остатков
"Сообщить об анализе" и "вывести" - не одно и то же.
Цитата: Старый от 21.05.2021 17:23:27Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 17:21:47Выводит.
Не выводит.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 17:21:47Сообщили же по итогам 2-го пуска, что "анализ остатков
"Сообщить об анализе" и "вывести" - не одно и то же.
При нынешней точности измерений и расчётов - это уже не принципиально.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 17:28:46При нынешней точности измерений и расчётов - это уже не принципиально.
Точность расчётов не при делах. Выводимая ПН от неё не зависит.
Цитата: Старый от 21.05.2021 17:30:36Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 17:28:46При нынешней точности измерений и расчётов - это уже не принципиально.
Точность расчётов не при делах. Выводимая ПН от неё не зависит.
Да, пофиг. Я же говорю, это уже совершенно непринципиальные моменты. Шаттл, вон, за всю свою карьеру не вывел максимальну.ю ПГ, но ни у кого из серьёзных экспертов нет сомнений, что он мог это сделать. Сомневаются, разве что опраергеи типа бацуры или велюрова, но ты же не такой?
ЗЫ. Кстати, бацура на Авиабазе опровергает Ангару и клеймит её последними словами. :-)
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 17:48:15Да, пофиг. Я же говорю, это уже совершенно непринципиальные моменты. Шаттл, вон, за всю свою карьеру не вывел максимальну.ю ПГ
Шаттлу пофиг а нам не пофиг.
Однако ты в своих апологетических стараниях пропустил важную новость: двигатель форсирован не за счёт повышения давления.
Цитата: Старый от 21.05.2021 17:50:42Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 17:48:15Да, пофиг. Я же говорю, это уже совершенно непринципиальные моменты. Шаттл, вон, за всю свою карьеру не вывел максимальну.ю ПГ
Шаттлу пофиг а нам не пофиг.
Однако ты в своих апологетических стараниях пропустил важную новость: двигатель форсирован не за счёт повышения давления.
Тю! Это для тебя новость, а на форуме уж несколько лет говорят, что форсирование по тяге - в т.ч. за счёт увеличения диаметра критики. 8)
Да это чуть ли не с первой страницы обсуждается.
а смысл? расход вырастет
Цитата: oby1 от 21.05.2021 18:28:12а смысл? расход вырастет
УИ уменьшится, но тяга вырастет без увеличения тепловых потоков в камеру, по идее.
Цитироватьв т.ч. за счёт увеличения диаметра критики
А так же увеличения мощности ГГ, турбины и производительности насосов, а так же переделки ФГ.
Короче, сделали новый двигатель.
Цитата: oby1 от 21.05.2021 18:28:12а смысл? расход вырастет
Топливо расходуется быстрее и уменьшаются гравпотери.
Цитата: Bell от 21.05.2021 18:33:29Цитата: undefinedв т.ч. за счёт увеличения диаметра критики
А так же увеличения мощности ГГ, турбины и производительности насосов, а так же переделки ФГ.
Короче, сделали новый двигатель.
Ага, примерно как 14Д20 для Вулкана по сравнению с РД-170
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 18:04:00Тю! Это для тебя новость, а на форуме уж несколько лет говорят, что форсирование по тяге - в т.ч. за счёт увеличения диаметра критики. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/cool.png)
Это хорошо. А про РД-171МВ что говорят?
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 18:04:00Тю! Это для тебя новость, а на форуме уж несколько лет говорят, что форсирование по тяге - в т.ч. за счёт увеличения диаметра критики. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/cool.png)
Кстати, а что гоаорят про давление? Такое же?
Цитата: oby1 от 21.05.2021 18:28:12а смысл? расход вырастет
Расход по любому вырастет. Не увеличат же они на 10% удельный импульс! :)
Цитата: Bell от 21.05.2021 18:34:53Топливо расходуется быстрее и уменьшаются гравпотери.
Блин! Тяга увеличивается и уменьшаются гравпотери. >:(
А заодно можно и стартовую массу увеличить.
С боковушками понятно - там при нынешней конфигурации Ангары А5
заметное увеличение тяги может оказаться важнее некоторого падения УИ.
Но на ЦБ лучше ставить жрд оптимизированный по УИ - на ЦБ разделяемого пакета УИ гораздо важнее тяги.
В таком сочетании получится то , о чем так долго талдычили на форуме:
виртуальное уменьшение боковушек с виртуальным увеличением ЦБ.
Хоть и виртуальное , но лучше чем никакое.
Цитата: azvoz от 21.05.2021 19:28:26В таком сочетании получится то , о чем так долго талдычили на форуме:
виртуальное уменьшение боковушек с виртуальным увеличением ЦБ.
Хоть и виртуальное , но лучше чем никакое.
Вот именно что прибавка УИ виртуальная. А потеря тяги и стоимость двух типов двигателей - реальная.
Цитата: Старый от 21.05.2021 19:09:11Цитата: Bell от 21.05.2021 18:34:53Топливо расходуется быстрее и уменьшаются гравпотери.
Блин! Тяга увеличивается и уменьшаются гравпотери. >:(
А заодно можно и стартовую массу увеличить.
Справедливости ради, в формуле расчёта гравпотерь тяга не фигурирует явно. Там лишь ускорение свободного падения, время и угол наклона траектории. ;)
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 20:01:00Справедливости ради, в формуле расчёта гравпотерь тяга не фигурирует явно.
Там фигурирует тяговооружённость.
Цитата: Старый от 21.05.2021 20:11:42Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 20:01:00Справедливости ради, в формуле расчёта гравпотерь тяга не фигурирует явно.
Там фигурирует тяговооружённость.
Не-а.
чем больше тяга, тем меньше время - меньше гравипотери
Цитата: oby1 от 21.05.2021 20:40:31чем больше тяга, тем меньше время - меньше гравипотери
Именно! Поэтому единственный вклад тяговооружённости в уменьшение гравпотерь - только и исключительно в уменьшении времени активного участка. О чём, собственно, и написал Белл.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 20:42:43Цитата: oby1 от 21.05.2021 20:40:31чем больше тяга, тем меньше время - меньше гравипотери
Именно! Поэтому единственный вклад тяговооружённости в уменьшение гравпотерь - только и исключительно в уменьшении времени активного участка. О чём, собственно, и написал Белл.
но надо набрать и нужную скорость, а уменьшение гравпотерь не скомпенсирует падение скорости в конце работы первой ступени, из за большего расхода и меньшего времени работы движка.
Ракета гармошкой не сложится от таких манипуляций с тягой? ;D
Цитата: oby1 от 21.05.2021 20:54:31Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 20:42:43Цитата: oby1 от 21.05.2021 20:40:31чем больше тяга, тем меньше время - меньше гравипотери
Именно! Поэтому единственный вклад тяговооружённости в уменьшение гравпотерь - только и исключительно в уменьшении времени активного участка. О чём, собственно, и написал Белл.
но надо набрать и нужную скорость, а уменьшение гравпотерь не скомпенсирует падение скорости в конце работы первой ступени, из за большего расхода и меньшего времени работы движка.
В Формуле Циолковского, к примеру, вообще нет времени, а есть соотношение начальной и конечной масс ступени. Конечно, зависимость конечной скорости от тяговооружённости сложнее, но Ваш вывод в корне неверен для практически интересного диапазона изменения тяговооружённости. Вплоть до значений начальной тяговооружённости порядка 2,0 МюПГ будет расти. Т.е. при неизменной стартовой массе увеличение тяги будет вести к увеличению Мпг. Применительно к ситуации повышения тяги за счёт увеличения диаметра критики, некоторое снижение УИ (порядка 1-3 единиц) приведёт лишь к некоторому снижению прироста Мпг.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 21:28:50Вплоть до значений начальной тяговооружённости порядка 2,0 МюПГ будет расти. Т.е. при неизменной стартовой массе увеличение тяги будет вести к увеличению Мпг.
Счаззз! Ты аэродинамические потери учёл? А увеличение массы конструкции?
Цитата: Alexandr_A от 21.05.2021 21:17:31Ракета гармошкой не сложится от таких манипуляций с тягой? ;D
точно, при увеличении тяги вырастет перегрузка - понадобится масса на укрепление несущих конструкций
На сколько процентов по твоему возрастёт ПН если увеличить тягу на 10%?
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:42:55Счаззз! Ты аэродинамические потери учёл? А увеличение массы конструкции?
Тут вопрос оооочень комплексный. Растёт вдобавок ещё и масса двигунов: больше тяговооружённость - больше тяга - больше масса двигунов.
Но, в целом, я с Дмитрием Воронцовым согласен. Оптимум находится где-то в воротах 1,5 - 2,0. Верно?
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:42:55Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 21:28:50Вплоть до значений начальной тяговооружённости порядка 2,0 МюПГ будет расти. Т.е. при неизменной стартовой массе увеличение тяги будет вести к увеличению Мпг.
Счаззз! Ты аэродинамические потери учёл? А увеличение массы конструкции?
Это всё с учётом этих факторов. Рост тяговооружённости ведёт к снижению гравпотерь (а значит и относительной массы топлива), но одновременно ведёт к росту конечной массы и аэродинамических потерь. Эти разнонаправленные тенденции и приводят к образованию максимума МюПГ в зависимости от тяговооружённости.
Цитата: C-300-2 от 21.05.2021 21:46:40Цитата: Старый от 21.05.2021 21:42:55Счаззз! Ты аэродинамические потери учёл? А увеличение массы конструкции?
Тут вопрос оооочень комплексный. Растёт вдобавок ещё и масса двигунов: больше тяговооружённость - больше тяга - больше масса двигунов.
Но, в целом, я с Дмитрием Воронцовым согласен. Оптимум находится где-то в воротах 1,5 - 2,0. Верно?
Ага. Смотрим на Зенит и Н-1. Особенно Н-1.
Цитата: C-300-2 от 21.05.2021 21:46:40Но, в целом, я с Дмитрием Воронцовым согласен. Оптимум находится где-то в воротах 1,5 - 2,0. Верно?
Нет. Если бы оптимум был там то все бы так и делали.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 21:48:00Ага. Смотрим на Зенит и Н-1. Особенно Н-1.
Я сейчас как раз решил запилить (боюсь, правда, что надорвусь) оптимизацию в спредшит Ратмана по характеристикам двигунов.
Для этого начал копать в сторону зависимости массу ДУ от тяги. Уже неделю этим занимаюсь и конца и края нет :(
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 21:48:00Ага. Смотрим на Зенит и Н-1. Особенно Н-1.
А чего, у Зенита выдающаяся МюПН? А у Н-1?
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:49:10Нет. Если бы оптимум был там то все бы так и делали.
А в этих воротах многие и делают. Если нет - то это, как правило, следствие:
а) применяют готовый двигатель;
б) нет желания отрабатывать двигун на большую тягу.
По пункту б) особенно хорошо подходит пример Сатурна-5. Там отработка более мощного двигуна вылилась бы в неоправданно большую стоимость и риски.
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:50:29А чего, у Зенита выдающаяся МюПН? А у Н-1?
Видимио, была б стартовая тяговооружённость хуже, то всё было б ещё плоше.
У Зенита избыточная тяговооружённость так как в качестве первой ступени используется стартовый ускоритель. Н-1 рассчитана на полёт с несколькими выключенными двигателями.
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:52:09У Зенита избыточная тяговооружённость так как в качестве первой ступени используется стартовый ускоритель.
Выходит, вторая ступень недоразмерена?
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:50:29Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 21:48:00Ага. Смотрим на Зенит и Н-1. Особенно Н-1.
А чего, у Зенита выдающаяся МюПН? А у Н-1?
Для своего времени - просто выдающаяся: чисто керосиновые ракеты с МюПГ лучше 3%. Двухступенчатый Зенит-2 уделывал по этому показателю трёхступенчатый Протон-К. А Н-1 с её дубовой конструкцией превзошёл лишь Фэлкон-9 спустя полвека. Но Фэлкон-9 "вылизан" просто донельзя
Цитата: C-300-2 от 21.05.2021 21:53:59Цитата: Старый от 21.05.2021 21:52:09У Зенита избыточная тяговооружённость так как в качестве первой ступени используется стартовый ускоритель.
Выходит, вторая ступень недоразмерена?
Да.
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:50:29А чего, у Зенита выдающаяся МюПН?
Кстати! А у кого хуже мюПН - у 11К77 или Союза-5?.. Пусть последний и не летал.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 21:54:11Для своего времени - просто выдающаяся: чисто керосиновые ракеты с МюПГ лучше 3%. Двухступенчатый Зенит-2 уделывал по этому показателю трёхступенчатый Протон-К. А Н-1 с её дубовой конструкцией превзошёл лишь Фэлкон-9 спустя полвека. Но Фэлкон-9 "вылизан" просто донельзя
Както ты сравниваешь - гептил с керосином, две ступени с тремя...
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:52:09У Зенита избыточная тяговооружённость так как в качестве первой ступени используется стартовый ускоритель. Н-1 рассчитана на полёт с несколькими выключенными двигателями.
Зенит, возможно, до оптимума и не дотягивает но не факт - удельная масса РД-171 паршивая, поэтому, возможно, тяговооружённость 1-й ступени Зенита и оптимальна. А вот оптимальная тяговооружённость Н-1 могла бы быть и повыше - у НК-15/33 удельная масса была заметно лучше.
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:54:40Да.
А нафейхоа?.. Лишняя ПГ ж не бывает... :-[
Цитата: C-300-2 от 21.05.2021 21:53:59Цитата: Старый от 21.05.2021 21:52:09У Зенита избыточная тяговооружённость так как в качестве первой ступени используется стартовый ускоритель.
Выходит, вторая ступень недоразмерена?
Оптимальный РЗТ 2-й ступени для Зенита где-то 70 т или около того. Поэтому вторая ступень Зенита ПЕРЕразмерена. У Союза-5 вторая ступень гораздо оптимальнее с точки зрения Мпг и МюПГ.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 21:54:11Двухступенчатый Зенит-2 уделывал по этому показателю трёхступенчатый Протон-К.
Сколько Зенит максимально вывел на ЛЕО?
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:55:59Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 21:54:11Для своего времени - просто выдающаяся: чисто керосиновые ракеты с МюПГ лучше 3%. Двухступенчатый Зенит-2 уделывал по этому показателю трёхступенчатый Протон-К. А Н-1 с её дубовой конструкцией превзошёл лишь Фэлкон-9 спустя полвека. Но Фэлкон-9 "вылизан" просто донельзя
Както ты сравниваешь - гептил с керосином, две ступени с тремя...
А больше особо и сравнивать не с чем. У Зенита и Н-1, емнип, наивысшая МюПГ для ракет без водорода в своё время.
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:58:21Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 21:54:11Двухступенчатый Зенит-2 уделывал по этому показателю трёхступенчатый Протон-К.
Сколько Зенит максимально вывел на ЛЕО?
Почти расчётную нагрузку - больше 13 т (Фобос-Грунт)
Цитата: C-300-2 от 21.05.2021 21:55:21Цитата: Старый от 21.05.2021 21:50:29А чего, у Зенита выдающаяся МюПН?
Кстати! А у кого хуже мюПН - у 11К77 или Союза-5?.. Пусть последний и не летал.
У Союза-5 - у него более оптимальное распределение масс по ступеням, да и весовое совершенство немного лучше.
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:49:10Цитата: C-300-2 от 21.05.2021 21:46:40Но, в целом, я с Дмитрием Воронцовым согласен. Оптимум находится где-то в воротах 1,5 - 2,0. Верно?
Нет. Если бы оптимум был там то все бы так и делали.
Оптимум по МюПГ мало интересен - всех сейчас интересует миниммизация стоимости.
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:44:45На сколько процентов по твоему возрастёт ПН если увеличить тягу на 10%?
На примере Ангары-А5М и Ангары-А5 - рост с 24,5 до 27 т (при старте с Восточного)- примерно 10%. Но часть этого роста может быть получена за счёт некоторого снижения массы конструкции.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 21:59:09У Зенита и Н-1, емнип, наивысшая МюПГ для ракет без водорода в своё время.
Так у них и УИ слава богу, самые высокие из неводородных.
так почему же у РД-191 критика такая как есть, если большая лучше? рекордный УИ греет душу ?
Цитата: oby1 от 21.05.2021 22:12:58рекордный УИ греет душу ?
Да! И камеру просто взяли готовую от РД-180.
Причём его ещё пытались подфрсировать поднятием давления.
Цитата: Старый от 21.05.2021 21:52:09У Зенита избыточная тяговооружённость так как в качестве первой ступени используется стартовый ускоритель.
Какой ещё "стартовый ускоритель"?
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 22:16:08Какой ещё "стартовый ускоритель"?
Абынкавенный. От Энергии. 8)
Цитата: Старый от 21.05.2021 22:18:00Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 22:16:08Какой ещё "стартовый ускоритель"?
Абынкавенный. От Энергии. 8)
Не было у Энергии никаких ускорителей, были ракетные блоки А первой ступени и ракетный блок Ц второй. И кстати, непонятно, как повлияла унификация блока А с блоком первой ступени зенита на РЗТ последнего - в сторону увеличения или уменьшения. И наоборот: потому как габарит блока 1-й ступени Зенита максимален для перевозки по ж/д без остановки встречного движения. Так что это, скорее его размеры (и РЗТ) повляли на параметры блока А Энергии.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 22:26:31Не было у Энергии никаких ускорителей, были ракетные блоки А первой ступени и ракетный блок Ц второй.
Если стартовый ускоритель обозвать блоком первой ступени то он не перестанет быть ускорителем. Во всяком случае у него будут все признаки ускорителя, такие как высокая тяговооружённость.
Цитата: Старый от 21.05.2021 22:29:09Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 22:26:31Не было у Энергии никаких ускорителей, были ракетные блоки А первой ступени и ракетный блок Ц второй.
Если стартовый ускоритель обозвать блоком первой ступени то он не перестанет быть ускорителем. Во всяком случае у него будут все признаки ускорителя, такие как высокая тяговооружённость.
Хотя, пожалуй, что ты и прав. Ускоритель первой ступени РН Энергия состоит из четырёх ракетных блоков А, а ускоритель второй ступени - из одного ракетного блока Ц. Соответственно, ускоритель первой ступени Зенита сосоит из одного ракетного блока, частично унифицированного с ракетным блоком А.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 22:34:51Хотя, пожалуй, что ты и прав. Ускоритель первой ступени РН Энергия состоит из четырёх ракетных блоков А, а ускоритель второй ступени - из одного ракетного блока Ц. Соответственно, ускоритель первой ступени Зенита сосоит из одного ракетного блока, частично унифицированного с ракетным блоком А.
Нет. Первая ступень Энергии по своей сути является навесными стартовыми ускорителями.
Саныч, где ты был когда я тебе говорил что в лице Р-7 гений Королёва первым в мире изобрёл навесные стартовые ускорители?
Цитата: Старый от 21.05.2021 22:42:08Саныч, где ты был когда я тебе говорил что в лице Р-7 гений Королёва первым в мире изобрёл навесные стартовые ускорители?
Слово "стартовые" лишнее. Четыре боковушки Р-7 образуют ускоритель первой ступени, а уцентральный блок А - ускоритель второй ступени. Никакой принципиальной разницы, скажем с моноблочным ускорителем первой ступени Р-9 не было, кроме того, что у Р-7 блоков было 4. ;)
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 22:44:28Слово "стартовые" лишнее. Четыре боковушки Р-7 образуют ускоритель первой ступени,
Чем они принципиально отличаются от навесных стартовых ускорителей?
Цитата: Старый от 21.05.2021 22:45:50Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 22:44:28Слово "стартовые" лишнее. Четыре боковушки Р-7 образуют ускоритель первой ступени,
Чем они принципиально отличаются от навесных стартовых ускорителей?
ничем. Так же как и навесные ускорители ничем не отличаются от обычных ракетных блоков. В общем-то, все ракетные блоки являются частью ускорителей соответствующих ступеней. В случае моноблочной конструкции понятия ускорителя ракетной ступени и ракетного блока совпадают.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 22:51:45ничем.
Отнюдь. Отличается. Тяговооружённостью.
Цитата: Старый от 21.05.2021 23:02:45Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 22:51:45ничем.
Отнюдь. Отличается. Тяговооружённостью.
Это не принципиальное отличие. Понятие тяговооружённость, как правило, относится к ракетной ступени, а не к её ускорителю/блоку.
Цитата: Старый от 21.05.2021 23:02:45Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 22:51:45ничем.
Отнюдь. Отличается. Тяговооружённостью.
Удельным импульсом (более низким) и временем работы. А так же параллельной работой со второй ступенью.
Цитата: Bell от 22.05.2021 14:04:37Удельным импульсом (более низким) и временем работы.
Время работы проистекает из тяговооружённости.
Поэтому у Ангары, Союза, Энергии - ББ это первая ступень, а у Дельты, Атласа, Ариана, шаттла - ускорители.
Цитата: Старый от 21.05.2021 19:05:36Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 18:04:00Тю! Это для тебя новость, а на форуме уж несколько лет говорят, что форсирование по тяге - в т.ч. за счёт увеличения диаметра критики. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/cool.png)
Это хорошо. А про РД-171МВ что говорят?
Говорят, что там применены наработки по РД-180, немного увеличен импульс и тяга.
А РД-191М это конструктивно практически новый двигатель, как 14Д20 относительно исходного РД-170. И унификации по комплектующм с 171/180/191 там осталось очень мало.
Цитата: Старый от 21.05.2021 19:09:11Цитата: Bell от 21.05.2021 18:34:53Топливо расходуется быстрее и уменьшаются гравпотери.
Блин! Тяга увеличивается и уменьшаются гравпотери. >:(
А заодно можно и стартовую массу увеличить.
В идеале - да, причем за счет третьей ступени.
Но тогда на нее надо ставить более мощный двигатель и переделывать башню по высоте.
Вот тогда я бы поверил в 27 т.
А пока это все профанация, продолжение обмана заказчика и откладывание окончательного фиаско на более поздний срок.
В этой истории самое интересное - за чей счет весь этот банкет с новым двигателем и переделкой ракеты в целом?
Цитата: Bell от 22.05.2021 14:23:50В идеале - да, причем за счет третьей ступени.
Но тогда на нее надо ставить более мощный двигатель и переделывать башню по высоте.
Вот тогда я бы поверил в 27 т.
Вот тогда удалось бы получить обещаные 24 тонны.
Цитата: Bell от 22.05.2021 14:07:39Поэтому у Ангары, Союза, Энергии - ББ это первая ступень, а у Дельты, Атласа, Ариана, шаттла - ускорители.
По какому параметру и какой величине проведёшь границу? ;) Особенно понравилось что у Энергии - первая ступень а у Шаттла - ускорители. :)
А какую Ариану ты имел в виду - 4 или 5? ;)
А у китайцев что (CZ-2E/F, CZ-3B/С, CZ-7)? ;)
Цитата: Bell от 22.05.2021 14:23:50В этой истории самое интересное - за чей счет весь этот банкет с новым двигателем и переделкой ракеты в целом?
Ну не из зарплаты же Рогозина... :'(
Нестеров на этот счёт прямым текстом написал: -Этим решением ЦиХ обеспечил себя работой на долгие годы.
А я это объясняю с первых дней этого форума.
Цитата: Bell от 22.05.2021 14:12:00Цитата: Старый от 21.05.2021 19:05:36Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 18:04:00Тю! Это для тебя новость, а на форуме уж несколько лет говорят, что форсирование по тяге - в т.ч. за счёт увеличения диаметра критики. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/cool.png)
Это хорошо. А про РД-171МВ что говорят?
Говорят, что там применены наработки по РД-180, немного увеличен импульс и тяга.
Насчёт тяги данных про её увеличение нет, а УИ немного подняли, одновременно снизив температуру на турбине. Импортозамещены украинские компоненты, новые привода СУВТ и автоматики ПГС, новые фильтры и т.д. Подробнее здесь: https://www.roscosmos.ru/media/pdf/russianspace/rk2021-04-single.pdf
Но в принципе, основные отличия от исходной модели были озвучены ещё на МАКС-2017.
Термин "стартовые ускорители" используют американцы. Поскольку ни по конструкции, ни по функционалу отличий от обычных ракетных блоков нет, то сущность эта - лишняя. Но прикола ради введу свой критерий отличия стартовых ускорителей от ракетных блоков: без стартовых ускорителей ракета может летать самостоятельно, а без ракетных блоков - нет.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 18:30:18Термин "стартовые ускорители" используют американцы. Поскольку ни по конструкции, ни по функционалу отличий от обычных ракетных блоков нет, то сущность эта - лишняя. Но прикола ради введу свой критерий отличия стартовых ускорителей от ракетных блоков: без стартовых ускорителей ракета может летать самостоятельно, а без ракетных блоков - нет.
Но тогда боковушки Ангары А5 это тоже ускорители.
Поскольку Ангара А1 может летать.
А Шаттл не может летать без боковушек.
Получается они точно не ускорители, а именно ступень в такой системе классификации.
Цитата: azvoz от 22.05.2021 18:44:53Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 18:30:18Термин "стартовые ускорители" используют американцы. Поскольку ни по конструкции, ни по функционалу отличий от обычных ракетных блоков нет, то сущность эта - лишняя. Но прикола ради введу свой критерий отличия стартовых ускорителей от ракетных блоков: без стартовых ускорителей ракета может летать самостоятельно, а без ракетных блоков - нет.
Но тогда боковушки Ангары А5 это тоже ускорители.
Поскольку Ангара А1 может летать.
А Шаттл не может летать без боковушек.
Получается они точно не ускорители, а именно ступень в такой системе классификации.
Согласен, критерий не всегда работает, поэтому - из-за отсутствия чётких критериев классификации - термин "стартовый ускоритель" и является лишней сущностью.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 18:51:02Согласен, критерий не всегда работает, поэтому - из-за отсутствия чётких критериев классификации - термин "стартовый ускоритель" и является лишней сущностью.
Эту лишнюю сущность и последующую путаницу внесли хитрые бюрократы чтобы скрыть многоступенчатость своих ракет .
Цитата: Старый от 22.05.2021 16:16:51Нестеров на этот счёт прямым текстом написал: -Этим решением ЦиХ обеспечил себя работой на долгие годы.
А я это объясняю с первых дней этого форума.
Бывший гендиректор "Прогресса" Козлов мог сказать тоже самое. И уже 60 лет решение передать производства семерки на Прогресс его кормит! ;)
Я понимаю что подобная идея может опрокинуть твою любимою гипотенузу и небо над головой , потому для тебя не приемлема.
Но ты не один тут читатель " :D
Цитата: sychbird от 22.05.2021 19:15:28Бывший гендиректор "Прогресса" Козлов мог сказать тоже самое.
Мог. Но не сказал.
Цитата: sychbird от 22.05.2021 19:15:28И уже 60 лет решение передать производства семерки на Прогресс его кормит!
Семёрка была не его разработкой. Если бы это сказал директор Полёта то можно было бы понять.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 18:51:02Согласен, критерий не всегда работает, поэтому - из-за отсутствия чётких критериев классификации - термин "стартовый ускоритель" и является лишней сущностью.
Отнюдь. Стартовый ускоритель это функциональность которая обеспечивается определённым набором характеристик которые и служат признаками.
Поэтому, например, твердотопливный центр GSLV это стартовый ускоритель, а четыре навесных жидкостных блока это первая ступень. Этот же твердотопливный блок в PSLV является первой ступенью, а ускорители - другие.
Цитата: Старый от 22.05.2021 21:08:36Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 18:51:02Согласен, критерий не всегда работает, поэтому - из-за отсутствия чётких критериев классификации - термин "стартовый ускоритель" и является лишней сущностью.
Отнюдь. Стартовый ускоритель это функциональность которая обеспечивается определённым набором характеристик которые и служат признаками.
Поэтому, например, твердотопливный центр GSLV это стартовый ускоритель, а четыре навесных жидкостных блока это первая ступень. Этот же твердотопливный блок в PSLV является первой ступенью, а ускорители - другие.
Набор функционала у "стартового ускорителя" и ракетного блока ил=дентичный - обеспечивать разгон ракеты. Всё.
Твои фантазии относительно "первой ступени" GSLV - оставлю без комментариев.
Саныч, какая, говоришь, у нас стартовая тяговооружённость боковушек Р-7? В смысле стартовая тяга к стартовой массе блока? В районе 2.0?
У Зенита - тоже.
Кто третий?
Цитата: Старый от 22.05.2021 21:12:32Саныч, какая, говоришь, у нас стартовая тяговооружённость боковушек Р-7? В смысле стартовая тяга к стартовой массе блока? В районе 2.0?
У Зенита - тоже.
Кто третий?
Никогда не интересовался этим вопросом. Для баллистики значение имеют лишь стартовые тяговооружённости ступеней.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:11:13Твои фантазии относительно "первой ступени" GSLV - оставлю без комментариев.
А зря. Это говорит об отсутствии диалектического подхода. Неспособности выделить основные существенные определяющие признаки, то есть непонимании существа вопроса. И замене подхода по существу формальными бюрократическими определениями.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:13:33Никогда не интересовался этим вопросом.
А зря.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:13:33Для баллистики значение имеют лишь стартовые тяговооружённости ступеней.
Если тебя интересует только баллистика то не надо рассуждать о конструкции ракет. Сразу скажи "это не моё".
Цитата: Старый от 22.05.2021 21:15:10Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:11:13Твои фантазии относительно "первой ступени" GSLV - оставлю без комментариев.
А зря. Это говорит об отсутствии диалектического подхода. Неспособности выделить основные существенные определяющие признаки, то есть непонимании существа вопроса. И замене подхода по существу формальными бюрократическими определениями.
Это говорит о моей способности отсекать лишние сущности. С точки зрения баллистики а бсолютно пофиг, из чего состоит ускоритель первой ступени, если этот ускоритель отделяетсся одним куском вместе с твердотопливным и четырьмя жидкостными блоками.
Так вот, определение стартового ускорителя:
1. Стартовый ускоритель всегда работает параллельно с основным блоком.
2. Стартовый ускоритель всегда работает меньше времени чем основной блок.
Согласен с этими определениями?
А с какого соотношения масс стартовые ускорители считать отдельной ступенью - это чисто формальный вопрос.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:17:53Это говорит о моей способности отсекать лишние сущности.
Это не лишняя сущность. Это принципиальный момент конструирования и анализа конструкции ракет-носителей. Использует ли ракета стартовые ускорители или нет. А вот как это обзовут в документации разработчики - это какраз лишняя сущность.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:17:53Это говорит о моей способности отсекать лишние сущности.
И так как ты не понимаешь самого существа вопроса, считаешь самое существо "лишней сущностью", то у тебя и возникают такие сложности с понимаем почему например у Зенита такая высокая тяговооружённость.
Цитата: Старый от 22.05.2021 21:22:39Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:17:53Это говорит о моей способности отсекать лишние сущности.
Это не лишняя сущность. Это принципиальный момент конструирования и анализа конструкции ракет-носителей. Использует ли ракета стартовые ускорители или нет. А вот как это обзовут в документации разработчики - это какраз лишняя сущность.
Вот ты носишься с этими "стартовыми ускорителями", но так и не смог указать, чем они отличаются от обычных ракетных блоков. Очевидный ответ: "ничем, ни по функционалу, ни по конструкции" - тебе почему-то в голову не приходит, и ты продолжаешь наяривать круги с "стартовыми ускорителями".
Ну так что? Какие ещё жидкостные ракетные блоки обладают тяговооружённостью в районе 2.0?
Цитата: Старый от 22.05.2021 21:24:21Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:17:53Это говорит о моей способности отсекать лишние сущности.
И так как ты не понимаешь самого существа вопроса, считаешь самое существо "лишней сущностью", то у тебя и возникают такие сложности с понимаем почему например у Зенита такая высокая тяговооружённость.
Отнюдь, поскольку в отлиичие от тебя я разбираюсь в существе вопроса, то я знаю почему у Зенита такая тяговооружённость первой ступени. Ответ банален - такая тяговооружённость близка к оптимальной с точки зрения Мпн при заданной стартовой массе.
У GSLV если не ошибаюсь тяговооружённость боковых блоков в районе 1.5? Тяговооружённость характерная для блоков 1 ступени.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:28:19Отнюдь, поскольку в отлиичие от тебя я разбираюсь в существе вопроса, то я знаю почему у Зенита такая тяговооружённость первой ступени. Ответ банален - такая тяговооружённость близка к оптимальной с точки зрения Мпн при заданной стартовой массе.
А то что параметры первой ступени выбиралась не для Зенита а для Энергии - ты не знал?
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:28:19Отнюдь, поскольку в отлиичие от тебя я разбираюсь в существе вопроса, то я знаю почему у Зенита такая тяговооружённость первой ступени. Ответ банален - такая тяговооружённость близка к оптимальной с точки зрения Мпн при заданной стартовой массе.
А то что ракеты проектируют не из соображений максимизации МюПН а из совсем других соображений - ты не знал?
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:28:19Отнюдь, поскольку в отлиичие от тебя я разбираюсь в существе вопроса, то я знаю почему у Зенита такая тяговооружённость первой ступени. Ответ банален - такая тяговооружённость близка к оптимальной с точки зрения Мпн при заданной стартовой массе.
Это вобще шедевр. Оказывается ты ещё и не знаешь из каких соображений выбираются проектные параметры ракет. Вот к чему приводит отсутствие понимания существа вопроса и замена его формальными подходами. :(
Цитата: Старый от 22.05.2021 21:38:39Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:28:19Отнюдь, поскольку в отлиичие от тебя я разбираюсь в существе вопроса, то я знаю почему у Зенита такая тяговооружённость первой ступени. Ответ банален - такая тяговооружённость близка к оптимальной с точки зрения Мпн при заданной стартовой массе.
Это вобще шедевр. Оказывается ты ещё и не знаешь из каких соображений выбираются проектные параметры ракет. Вот к чему приводит отсутствие понимания существа вопроса и замена его формальными подходами. :(
;D Ну, ну, поучи меня. А я посмеюсь.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:47:56Ну, ну, поучи меня. А я посмеюсь.
Смеётся тот кто смеётся последним.
МюПН вообще никогда не было проектным параметром. Оно всегда получалось таким каким получалось в результате воздействия других параметров.
я удивился когда посчитал у Энергии - 5%. 2000 тонн вес и 100 ПН
Цитата: oby1 от 22.05.2021 22:04:19я удивился когда посчитал у Энергии - 5%. 2000 тонн вес и 100 ПН
Волшебная сила водорода... Но вобщето у неё 90 тонн.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 21:25:02Вот ты носишься с этими "стартовыми ускорителями", но так и не смог указать, чем они отличаются от обычных ракетных блоков. Очевидный ответ: "ничем, ни по функционалу, ни по конструкции" - тебе почему-то в голову не приходит, и ты продолжаешь наяривать круги с "стартовыми ускорителями".
Стартовые ускорители отличаются от "обычных" ракетных блоков по функциональности. Смотри определение выше.
Непонимание этого принципиального отличия и приводит тебя к таким ошибкам как ты сделал с Зенитом.
Цитата: Старый от 22.05.2021 21:20:29Так вот, определение стартового ускорителя:
1. Стартовый ускоритель всегда работает параллельно с основным блоком.
2. Стартовый ускоритель всегда работает меньше времени чем основной блок.
Согласен с этими определениями?
А с какого соотношения масс стартовые ускорители считать отдельной ступенью - это чисто формальный вопрос.
Хотелось бы увидеть ответ.
Цитата: Старый от 22.05.2021 21:38:39Это вобще шедевр. Оказывается ты ещё и не знаешь из каких соображений выбираются проектные параметры ракет. Вот к чему приводит отсутствие понимания существа вопроса и замена его формальными подходами. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/sad.png)
"Осла никто почти не примечал,Хоть в спеси никому Осел не уступал.
Ослу хотелось бы повеличаться: " (С) И.А.Крылов
И рассказать народу здесь всему
Ступени тяговитость нам к чему.
Что мюПН совсем не приделах
А всем рулит - имеет ли носительВ своем составе сбоку ускоритель.Ослины уши здесь нужны всегдадля понимания "вопроса существа";D
Цитата: Старый от 22.05.2021 22:12:30Стартовые ускорители отличаются от "обычных" ракетных блоков по функциональности. Смотри определение выше.
Непонимание этого принципиального отличия и приводит тебя к таким ошибкам как ты сделал с Зенитом.
Не отличаются. Функция абсолютно одинаковая - разгон ракеты.
Цитата: Старый от 22.05.2021 22:01:43Смеётся тот кто смеётся последним.
МюПН вообще никогда не было проектным параметром. Оно всегда получалось таким каким получалось в результате воздействия других параметров.
Вот я и смеюсь. Кто вообще говорит, что "МюПН" - это проектный параметр? "МюПН" - это целевая функция, критерий качества.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 22:23:40Не отличаются. Функция абсолютно одинаковая - разгон ракеты.
Так можно договориться до того что вообще ничего ни от чего не отличается и не о чем вообще говорить.
Цитата: Старый от 22.05.2021 22:27:15Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 22:23:40Не отличаются. Функция абсолютно одинаковая - разгон ракеты.
Так можно договориться до того что вообще ничего ни от чего не отличается и не о чем вообще говорить.
А вот это уже подлог. У тебя закончились аргументы и ты занялся словоблудием. Назови хоть один существенный отличительный признак, по которому можно отличить "стартовый ускоритель" от "ракетного блока".
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 22:38:48Назови хоть один существенный отличительный признак, по которому можно отличить "стартовый ускоритель" от "ракетного блока".
Определение: https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2193521
Ответа не вижу. Правильное? Не правильное? Согласен? Не согласен?
Если одной строчкой то функциональность стартового ускорителя - разгонять тот блок параллельно с которым он (ускоритель) работает.
Цитата: Старый от 22.05.2021 22:13:51Цитата: Старый от 22.05.2021 21:20:29Так вот, определение стартового ускорителя:
1. Стартовый ускоритель всегда работает параллельно с основным блоком.
2. Стартовый ускоритель всегда работает меньше времени чем основной блок.
Согласен с этими определениями?
А с какого соотношения масс стартовые ускорители считать отдельной ступенью - это чисто формальный вопрос.
Хотелось бы увидеть ответ.
Тю! Любой ракетный блок первой ступени в пакетной схеме с параллельной работой ступеней работает меньше центрального - иначе нет эффекта ступенчатости. Отчего он не превращается в стартовый ускоритель.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 22:56:37Тю! Любой ракетный блок первой ступени в пакетной схеме с параллельной работой ступеней работает меньше центрального
Конечно же нет! У специально перечисленных мною для тебя в начале обсуждения китайских РН боковые блоки работают одинаковое время с центральным, образуют единую блочную ступень и не являются стартовыми ускорителями.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 22:56:37иначе нет эффекта ступенчатости
Эффект ступенчатости вовсе не обязателен. Несколько блоков вполне могут просто образовывать единую блочную ступень.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 22:56:37Отчего он не превращается в стартовый ускоритель.
Абсолютно не превращаются. Чтобы блок превратился в стартовый ускоритель он должен соответствовать данному мной определению. Опять не вижу твоего ответа - правильное оно или нет.
Я догадываюсь почему ты не отвечаешь. ;) ;D
Цитата: Старый от 22.05.2021 23:20:37Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 22:56:37Тю! Любой ракетный блок первой ступени в пакетной схеме с параллельной работой ступеней работает меньше центрального
Конечно же нет! У специально перечисленных мною для тебя в начале обсуждения китайских РН боковые блоки работают одинаковое время с центральным, образуют единую блочную ступень и не являются стартовыми ускорителями.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 22:56:37иначе нет эффекта ступенчатости
Эффект ступенчатости вовсе не обязателен. Несколько блоков вполне могут просто образовывать единую блочную ступень.
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 22:56:37Отчего он не превращается в стартовый ускоритель.
Абсолютно не превращаются. Чтобы блок превратился в стартовый ускоритель он должен соответствовать данному мной определению. Опять не вижу твоего ответа - правильное оно или нет.
Я догадываюсь почему ты не отвечаешь. ;) ;D
Старый, ты вечно выдумываешь классификации и определения, которые не нужны в реальном мире. Поэтому я тее отвечаю: нет никаких стартовых ускорителей, а есть ракетные блоки (ускорители соответствующих ступеней), которые обеспечивают разгон ракеты.
ЦитироватьThe Ariane-5 solid propellant boosters are the largest solid rocket boosters ever produced in Europe.
http://www.esa.int/Enabling_Support/Space_Transportation/Launch_vehicles/Boosters_EAP
- никаких ракетных блоков, чисто ускорители по Старому. ;D
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 09:26:43Старый, ты вечно выдумываешь классификации и определения, которые не нужны в реальном мире.
Правильные классификации и определения нужны чтобы правильно разбираться в вопросе. Без них всегда будешь путаться и делать ошибочные умозаключения. Считать дельфина рыбой потому что живёт в воде и т.п.
Рассуждая о первой ступени Зенита забывать что стартовый ускоритель Энергии и рассуждать что его создали чтобы оптимизировать Зенит по МюПН. И т.п. И соответственно делать ошибочные выводы на перспективу.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 09:26:43Поэтому я тее отвечаю: нет никаких стартовых ускорителей, а есть ракетные блоки (ускорители соответствующих ступеней), которые обеспечивают разгон ракеты.
Понятно. то есть ты на голубом глазу утверждаешь что твердотопливных ускорителей Дельт и Аталасов нет? Даже у Дельты-Е? ;) И у Арианы-42Р тоже нет никаких стартовых ускорителей? ;) Подумай как следует: с чего это ты вдруг начал отрицать существование стартовых ускорителей. :)
Я то догадываюсь с чего. :)
Цитата: Старый от 23.05.2021 10:44:38Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 09:26:43Старый, ты вечно выдумываешь классификации и определения, которые не нужны в реальном мире.
Правильные классификации и определения нужны чтобы правильно разбираться в вопросе. Без них всегда будешь путаться и делать ошибочные умозаключения. Считать дельфина рыбой потому что живёт в воде и т.п.
Рассуждая о первой ступени Зенита забывать что стартовый ускоритель Энергии и рассуждать что его создали чтобы оптимизировать Зенит по МюПН. И т.п. И соответственно делать ошибочные выводы на перспективу.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 09:26:43Поэтому я тее отвечаю: нет никаких стартовых ускорителей, а есть ракетные блоки (ускорители соответствующих ступеней), которые обеспечивают разгон ракеты.
Понятно. то есть ты на голубом глазу утверждаешь что твердотопливных ускорителей Дельт и Аталасов нет? Даже у Дельты-Е? ;) И у Арианы-42Р тоже нет никаких стартовых ускорителей? ;) Подумай как следует: с чего это ты вдруг начал отрицать существование стартовых ускорителей. :)
Я то догадываюсь с чего. :)
1) Если понимание сущности предмета возможно без классификации и новых определений, значит, они лишние. Мне, как и любому нормальному инженеру-ракетчику, твои классификации и определения не нужны.
2) "Стартовый ускоритель" - это устоявшийся зарубежный термин, его использование никому не мешает, хоть он и является лишним эквивалентом термина "ракетный блок".
Неспомсобность из множества частностей, деталей выделять главное, основное, общее, существенное приводит к грубейшим ошибкам. Что мы и наблюдаем как в частностях так и в общем.
Способности и правилам определения основного, существенного, общего, главного учит философия диалектического материализма.
Цитата: Старый от 23.05.2021 11:02:06Неспомсобность из множества частностей, деталей выделять главное, основное, общее, существенное приводит к грубейшим ошибкам. Что мы и наблюдаем как в частностях так и в общем.
Способности и правилам определения основного, существенного, общего, главного учит философия диалектического материализма.
Отнюдь. Всё как раз наоборот. Верная (и главная) сущность любого ракетного блока (как его не назови) - разгон ракеты, приращение скорости. Всё остальное - время работы или ещё какой-то признак - это вторичные нюансы конструктивного исполнения. А вот ты пытаешьсся мелкие нюансы возвести в ранг принципиальных особенностей, что замыливает существо вопроса. Что мы и наблюдаем.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 10:59:591) Если понимание сущности предмета возможно без классификации и новвых определений, значит,, они ллишние. Мне твои классификации и определения не нужны.
А если не возможно? Вот ты например не понимаешь сущности предмета. И на основе этого непонимания делаешь грубые ошибки. Мнение "ракеты-носители проектируются из соображений максимизации МюПН" - это грубейшая ошибка. И проистекает она у тебя из того что ты не знал что первая ступень Зенита это стартовый ускоритель Энергии. Ты об этом вообще забыл и дкмал что её спроектировали специально под Зенит.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 11:06:32Отнюдь. Всё как раз наоборот. Верная (и главная) сущность любого ракетного блока (как его не назови) - разгон ракеты, приращение скорости.
Это обратная ошибка. Полное отрицание вообще какой-либо классификации. "Все животные одинаковы - что рыбы что птицы что насекомые потому что у всех одна сущность - продолжение рода".
Действуя таким образом и не отличая например стартовые ускорители от разгонных блоков ты вобще таких дров наломаешь что ошибка с тяговооружённостью и МюПН покажется детским лепетом.
"Осла никто почти не примечал,
Хоть в спеси никому Осел не уступал.
Ослу хотелось бы повеличаться: " (С) И.А.Крылов
И рассказать народу здесь всему
Ступени тяговитость нам к чему.
Что мюПН совсем не приделах
А всем рулит - имеет ли носитель
В своем составе сбоку ускоритель.
Ослины уши здесь нужны всегда
Для понимания "вопроса существа"
И наставления марксизма здесь притом,
Что диалектика всегда ведет в дурдом!
;D
Цитата: Старый от 23.05.2021 11:11:03Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 10:59:591) Если понимание сущности предмета возможно без классификации и новвых определений, значит,, они ллишние. Мне твои классификации и определения не нужны.
А если не возможно? Вот ты например не понимаешь сущности предмета. И на основе этого непонимания делаешь грубые ошибки. Мнение "ракеты-носители проектируются из соображений максимизации МюПН" - это грубейшая ошибка. И проистекает она у тебя из того что ты не знал что первая ступень Зенита это стартовый ускоритель Энергии. Ты об этом вообще забыл и дкмал что её спроектировали специально под Зенит.
Не надо мне приписывать тех мыслей, что я не говорил. Критерий оптимизации при проектировании конкретной РН каждый раз свой. Но, в частности, проектные параметры (относительная конечная масса и тяговооружённость i-й ступени) Р-7, Н-1, Зенит и Энергия оптимизировались по критерию "Мю ПГ". С учётом ограничений, ессно.
А твои рассужддения про Энергию и Зенит - ээто вообще какой-то детский лепет. Что сказать-то хотел? То, что между Зенитом и Энергией была унификация? Это и так все знают. А вот то, что блок А Энергии и ракетый блок Зенита - это разные изделиия, , похоже не знаешь или забыл.
Цитата: Старый от 23.05.2021 11:13:53Действуя таким образом и не отличая например стартовые ускорители от разгонных блоков ты вобще таких дров наломаешь что ошибка с тяговооружённостью и МюПН покажется детским лепетом.
А в чём "ошибка
с тяговооружённостью и МюПН"? Ты внятно сформулировать можешь, или так и будешь беспомощно бубнить? ;D
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 11:06:32Всё остальное - время работы или ещё какой-то признак - это вторичные нюансы конструктивного исполнения.
С точностью до наоборот. Функциональность это определяющее а конструктивное исполнение - вторично.
Цитироватьэто вторичные нюансы конструктивного исполнения.
И говоря эти правильные слова ты по прежнему не понимаешь их смысла и не руководствуешься ими. Конструктивное исполнения для тебя важнее чем смысл, содержание и функциональность.
Ты зазубрил что ступень это то что по центру а ускорители - то что по бокам и не способен понять что это лишь конструктивное исполнение.
Поэтому когда ктото ставит ускоритель по центру а четырёхблочную ступень по бокам то тебя клинит и ты начинаешь утверждать что всё наоборот - ступень это ускорители а ускоритель это ступень. Ты смотришь не по признакам и функциональности а чисто по внешнему виду.
Хорошо что ты не биолог, ато ты бы дельфина объявил рыбой а летучую мышь - птицей.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 11:19:27А в чём "ошибка с тяговооружённостью и МюПН"? Ты внятно сформулировать можешь, или так и будешь беспомощно бубнить? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Нет. Беспомощно бубнишь ты.
Я же тебе повторил несколько раз: ты считаешь что ракеты проектируются по принципу максимума МюПН и именно из максимума МюПН выбирается их тяговооружённость. Это ошибка. Ракеты проектируются НЕ из желания получить максимальную МюПН и НЕ из этих соображений выбирается их стартовая тяговооружённость. В том числе и Зенит.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 11:17:27Не надо мне приписывать тех мыслей, что я не говорил. Критерий оптимизации при проектировании конкретной РН каждый раз свой.
И НИГДЕ этим критерием НЕ бы максимум МюПН. Ты грубо ошибся. Ошибся в самой основе - критериях выбора проектных параметров ПН.
Цитата: Seerndv от 23.05.2021 10:26:20Цитата: undefinedThe Ariane-5 solid propellant boosters are the largest solid rocket boosters ever produced in Europe.
http://www.esa.int/Enabling_Support/Space_Transportation/Launch_vehicles/Boosters_EAP
- никаких ракетных блоков, чисто ускорители по Старому. ;D
"Ускоритель" это лишь
вольный литературный перевод слова "booster" с
дилетантской попыткой отразить использование в ракетной технике - он неточен и приводит к путанице.
Поэтому в русскоязычной технической документации он не может встречаться по определению -
именно это и говорит Дмитрий - лишняя сущность.Прямой перевод "booster" - усилитель, помощник.
Поэтому более корректный перевод в контексте ракетной техники :
вспомогательный ракетный блок.
Длинно - но точно и не приводит к путанице. Если коротко, то правильнее их называть бустерами, но никак не ускорителями.
Что же касается субъективных предпочтений - я лично называю бустеры -
костылями.
Поскольку любая РН где необходим
вспомогательный ракетный блок в дополнение к основному
крива и ущербна по определению.
Это может быть оправданно в спешке для обхода серьезных ограничений(транспортный габарит, сложность запуска жрд после старта) - как например в случае Р-7.
Но для неспешно разрабатываемой РН использование бустеров - показатель кривости.
Например, исходя из этого критерия видно , что СЛС кривая ракета по сравнению с Сатурн-5.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 11:06:32Всё остальное - время работы или ещё какой-то признак - это вторичные нюансы конструктивного исполнения. А вот ты пытаешьсся мелкие нюансы возвести в ранг принципиальных особенностей, что замыливает существо вопроса. Что мы и наблюдаем.
Давай очередной раз проверим как ты сам понимаешь то что сам написал.
То что у GSLV твердотопливный стартовый ускоритель поставили по центру а жидкостную четырёхблочную первую ступень разместили по бокам - это нюанс конструктивного исполнения или это принципиально меняет само понятие "ступени" и "ускорителя".
Надо провести референдум.
Ибо все субъективные вопросы должны решаться опросом и подсчетом голосов.
Цитата: Bell от 23.05.2021 11:36:30Надо провести референдум.
Ибо все субъективные вопросы должны решаться опросом и подсчетом голосов.
Представляю что было бы если бы так решались например вопросы биологической классификации. Сколько бы было голосов за то что дельфины это рыбы а летучие мыши - птицы.
По моему заявить что стартовых ускорителей вообще не существует - это официальное объявление слива.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 10:59:59Цитата: Старый от 23.05.2021 10:44:38Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 09:26:43Старый, ты вечно выдумываешь классификации и определения, которые не нужны в реальном мире.
Правильные классификации и определения нужны чтобы правильно разбираться в вопросе. Без них всегда будешь путаться и делать ошибочные умозаключения. Считать дельфина рыбой потому что живёт в воде и т.п.
Рассуждая о первой ступени Зенита забывать что стартовый ускоритель Энергии и рассуждать что его создали чтобы оптимизировать Зенит по МюПН. И т.п. И соответственно делать ошибочные выводы на перспективу.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 09:26:43Поэтому я тее отвечаю: нет никаких стартовых ускорителей, а есть ракетные блоки (ускорители соответствующих ступеней), которые обеспечивают разгон ракеты.
Понятно. то есть ты на голубом глазу утверждаешь что твердотопливных ускорителей Дельт и Аталасов нет? Даже у Дельты-Е? ;) И у Арианы-42Р тоже нет никаких стартовых ускорителей? ;) Подумай как следует: с чего это ты вдруг начал отрицать существование стартовых ускорителей. :)
Я то догадываюсь с чего. :)
1) Если понимание сущности предмета возможно без классификации и новых определений, значит, они лишние. Мне, как и любому нормальному инженеру-ракетчику, твои классификации и определения не нужны.
2) "Стартовый ускоритель" - это устоявшийся зарубежный термин, его использование никому не мешает, хоть он и является лишним эквивалентом термина "ракетный блок".
Не вижу ответа. Есть стартовые ускорители или нет никаких стартовых ускорителей?
Саныч давно понял что по всем определениям, по сути, по функциональности и вообще по всему твердотопливный центральный блок S-138 ракеты GSLV это твердотопливный стартовый ускоритель, а четыре жидкостных блока L-42.5 это четырёхблочная жидкостная первая ступень. То что ускоритель по центру а блоки первой ступени по бокам это лишь нюанс конструктивного исполнения. Но он уже успел высказаться по этому вопросу а сливать обратно ему неприлично.
Цитата: azvoz от 23.05.2021 11:29:55"Ускоритель" это лишь вольный литературный перевод слова "booster" с дилетантской попыткой отразить использование в ракетной технике - он неточен и приводит к путанице.
Это термин применяемый в данной дискуссии для определённого типа ракетных блоков чтобы было понятно о чём речь и определение которому я дал во избежание иных пониманий. Как это называется по нашему или не нашему ГОСТУ - не имеет значения.
Цитата: Старый от 23.05.2021 11:45:43По моему заявить что стартовых ускорителей вообще не существует - это официальное объявление слива.
По-моему, передёргивать ответ или не замечать его - это официальное признание в тупизме ;D
Цитата: Старый от 23.05.2021 11:56:28Цитата: azvoz от 23.05.2021 11:29:55"Ускоритель" это лишь вольный литературный перевод слова "booster" с дилетантской попыткой отразить использование в ракетной технике - он неточен и приводит к путанице.
Это термин применяемый в данной дискуссии для определённого типа ракетных блоков чтобы было понятно о чём речь и определение которому я дал во избежание иных пониманий. Как это называется по нашему или не нашему ГОСТУ - не имеет значения.
Но ты так и не можешь объяснить принципиальное отлиичие стартовых ускоритеей от ракетного блока. Вот ты ввёл критерий - "всегда работает параллельно". А как же Титан-3/4 и GSLV Mk3? Или у них уже не "стартовые ускорители"? ;)
Напоминаю с чего началось:
-Саныч заявил что тяговооружённость первой ступени Зенита была выбрана из соображений максимизировать МюПН
-я заявил что тяговооружённость этого блока была выбрана из соображений его работы стартовым ускорителем в РН Энергия.
Что мы обсуждаем? Мы обсуждаем почему была выбрана такая тяговооружённость или мы обсуждаем можно ли боковой блок Энергии обзывать "стартовым ускорителем"?
Мы обсуждаем существо вопроса или мы обсуждаем какими словами пользоваться? Если вам не нравится слово "стартовый ускоритель" то предложите любое другое.
По тому из каких соображений у Зенита оказалась такая высокая тяговооружённость возражений больше нет? Саныч, у тебя есть возражения?
Цитата: Старый от 23.05.2021 11:26:45Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 11:19:27А в чём "ошибка с тяговооружённостью и МюПН"? Ты внятно сформулировать можешь, или так и будешь беспомощно бубнить? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Нет. Беспомощно бубнишь ты.
Я же тебе повторил несколько раз: ты считаешь что ракеты проектируются по принципу максимума МюПН и именно из максимума МюПН выбирается их тяговооружённость. Это ошибка. Ракеты проектируются НЕ из желания получить максимальную МюПН и НЕ из этих соображений выбирается их стартовая тяговооружённость. В том числе и Зенит.
Что-то с аргументацией тебе надо поправить. Ты вообще, читаешь, что тее отвечают? Про разные критерии при проектировании? Что проектные параметры оптимизируся или выбираются, исходя из выбранных критениев (которые в свою очередь отражают основную цель проекта, а не абы как?
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 11:59:39Но ты так и не можешь объяснить принципиальное отлиичие стартовых ускоритеей от ракетного блока.
Ещё раз: почему у Зенита оказалась такая высокая тяговооружённость всё ясно?
Цитироватьпринципиальное отлиичие стартовых ускоритеей от ракетного блока.
Это уже прямая демагогия. Он аналогичен вопросу "ты так и не можешь объяснить принципиальных отличий дельфина от млекопитающих"
Стартовый ускоритель это
определённый тип ракетного блока. Поэтому у него нет принципиальных отличий от ракетных блоков вообще. Чем
этот тип ракетного блока отличается от других типов я повторил несколько раз. в частности высокой тяговооружённостью. Ты не смог запомнить? Сколько раз надо повторить?
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 12:06:24Что-то с аргументацией тебе надо поправить.
Не надо, всё хорошо у меня с аргументацией. И вообще не надо переходить на меня, надо обсуждать аргументы.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 12:06:24Ты вообще, читаешь, что тее отвечают? Про разные критерии при проектировании? Что проектные параметры оптимизируся или выбираются, исходя из выбранных критениев (которые в свою очередь отражают основную цель проекта, а не абы как?
Ты сам то читаешь что тебе пишут? Это я тебе объясняю что используют разные критерии и проектные параметры. И что среди них нет МюПН.
А ты про что? Если ты уже слил свою МюПН то объяви это официально.
И официально объяви что ты слава богу понял из каких соображений выбраны параметры Зенита.
Цитата: Старый от 23.05.2021 11:26:45Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 11:19:27А в чём "ошибка с тяговооружённостью и МюПН"? Ты внятно сформулировать можешь, или так и будешь беспомощно бубнить? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Нет. Беспомощно бубнишь ты.
Я же тебе повторил несколько раз: ты считаешь что ракеты проектируются по принципу максимума МюПН и именно из максимума МюПН выбирается их тяговооружённость. Это ошибка. Ракеты проектируются НЕ из желания получить максимальную МюПН и НЕ из этих соображений выбирается их стартовая тяговооружённость. В том числе и Зенит.
На это Саныч тоже не ответит. Потому что тогда ему прийдётся заявить что Илон наш Маск злонамеренно снизил МюПН своего Флакона путём снижения тяговооружённости специально увеличив его стартовую массу.
Цитата: Дмитрий В. от 21.05.2021 22:16:08Цитата: Старый от 21.05.2021 21:52:09У Зенита избыточная тяговооружённость так как в качестве первой ступени используется стартовый ускоритель.
Какой ещё "стартовый ускоритель"?
Ну что? Понял какой стартовый ускоритель?
Цитата: Bell от 23.05.2021 11:36:30Надо провести референдум.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/38235.gif)
Цитата: azvoz от 23.05.2021 11:29:55Поэтому в русскоязычной технической документации он не может встречаться по определению
Не встречается в документации потому, что не используется на практике.
"Сугубо со стороны, в порядке референдума", "стартовый ускоритель" ДОЛЖЕН отличаться от "бокового блока первой ступени" тем, что "меньше". Ну так звучит, если на русском.
Ну, например, ББ первой ступени отделяются "вблизи оптимальной точки", а "разгонники" - существенно ("значимо") раньше.
Стартово-разгонный блок - это, да, "костыль", преодолевающий недостаточную тяговооруженность на старте, а "блочная первая ступень", это таки "схема". Хотя тоже плохая.
Тогда вопрос, со стороны чистой метафизики: - а так бывает? То есть, тО, что "на западе" называют стартовыми ускорителями "на самом деле" блочная первая ступень?
Цитата: Зомби. Просто Зомби от 23.05.2021 12:47:30"Сугубо со стороны, в порядке референдума", "стартовый ускоритель" ДОЛЖЕН отличаться от "бокового блока первой ступени" тем, что "меньше". Ну так звучит, если на русском.
Принципиальным признаком стартового ускорителя является то что он работает одновременно с основным блоком но меньшее время. Все стартовые ускорители попадают в это определение.
Цитата: Старый от 23.05.2021 12:51:55Все стартовые ускорители попадают в это определение
НЕТ такой "языковой практики", называть боковые блоки "семерки" стартовыми ускорителями.
Этот "латинизм" нафик не нужен, только язык засоряет.
Цитата: Старый от 23.05.2021 12:02:02Напоминаю с чего началось:
-Саныч заявил что тяговооружённость первой ступени Зенита была выбрана из соображений максимизировать МюПН
-я заявил что тяговооружённость этого блока была выбрана из соображений его работы стартовым ускорителем в РН Энергия.
Это ты от незнания. Для Энергии тяговооружённость была малловата (всего 1,49). Если бы проектанты ориентироваись на потребную оптимальную тяговооружённость Энергии, то тяга дблока 1-й ступени для Зенита могла бы быть избыточной.
Ассоциации, навязываемые "практикой" к "стартовым ускорителям":
- твердотопливность
- малое время работы
- большая тяга
Цитата: Зомби. Просто Зомби от 23.05.2021 12:47:30Ну, например, ББ первой ступени отделяются "вблизи оптимальной точки", а "разгонники" - существенно ("значимо") раньше.
Гады-конструкторы из вредительских побуждений специально отделяют их в неоптимальной точке. :)
Время отделения определяется лишь техническими параметрами самого ускорителя.
А иногда даже... необходимостью попасть в заданный район падения. Например на Дельте 2900 шесть отработавших ускорителей первой очереди продолжали висеть на ракете пока не отработают три ускорителя второй очереди, а затем все девять отделялись одновременно. А на Торад-Аджене при запуске из Ванденберга на ССО три её ускорителя после окончания работы ещё довольно долго висели на ракете чтобы перелететь через место расположения нефтяных платформ на шельфе.
Цитата: Зомби. Просто Зомби от 23.05.2021 12:56:19Ассоциации, навязываемые "практикой" к "стартовым ускорителям":
- твердотопливность
- малое время работы
- большая тяга
Всё хорошо, но почему твердотопливность? ;) Понятно что для того чтобы исключить ускорители Союза и Энергии. Но что тогда делать с жидкостными ускорителями Арианы-4? ;)
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 12:55:04Это ты от незнания. Для Энергии тяговооружённость была малловата (всего 1,49). Если бы проектанты ориентироваись на потребную оптимальную тяговооружённость Энергии, то тяга дблока 1-й ступени для Зенита могла бы быть избыточной.
Чиво, чиво? ??? ::) Не понял, разжуй. Что именно не смогли сделать оптимально проектанты?
Цитироватьоптимальную тяговооружённость Энергии,
Ээээ... Оптимальную по какому параметру? ??? ::)
Я вот думаю что если Саныча взять главным конструктором к Маску то Саныч скажет: -Э, брат! У твоего Флакона-9 неоптимальная тяговооружённость - всего 1.4. Я тут посчитал - оптимальная 1.7. Срочно снижай стартовую массу!
Цитата: Старый от 23.05.2021 12:59:35Но что тогда делать с жидкостными ускорителями Арианы-4? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Вот так и говорить - жидкостные стартовые ускорители (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/38235.gif)
Потому что "нестандарт".
Ассоциации - это "не обязательно".
Но если нет формального общепринятого определения, а только "практика", то они "определяют" и на них надо "ориентироваться" .
Цитата: Старый от 23.05.2021 12:58:08Гады-конструкторы из вредительских побуждений специально отделяют их в неоптимальной точке. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/smiley.png)
"Вблизи" оптимальной точки можно трактовать о-о-чень широко (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/38235.gif)
Но "смысл" в том, что "ускорители" - МЕНЬШЕ блоков первой ступени.
А уж в чем меньше - это ты сам придумай (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/38235.gif)
"У нас" просто не применяется.
Поэтому и термин отсутствует.
Цитата: Зомби. Просто Зомби от 23.05.2021 13:13:20Но "смысл" в том, что "ускорители" - МЕНЬШЕ блоков первой ступени.
А уж в чем меньше - это ты сам придумай (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/proxy.php?request=http%3A%2F%2Fyoursmileys.ru%2Ftsmile%2Flaugh%2Ft140015.gif&hash=e2306d8cbc0fa5e288dacf6a7ca9742f)
Если работают меньше по времени то наверно меньше и по размеру. Но это технический нюанс а не признак. Вдруг кто-нибудь сделает первую ступень керосиновой а ускорители - водородными? ??? ::) :-[ :o
Цитата: Старый от 23.05.2021 13:19:11Но это технический нюанс а не признак.
Ну, пока это, вроде, разделитель, а не нюанс.
Нет смысла вводить новый термин, если он не добавляет выразительности используемому языку.
То есть, возможности отличать одно от другого.
Зачем плодить синонимы? Пусть уж будут отличия, хоть какие.
Цитата: Bell от 23.05.2021 11:36:30Надо провести референдум.
Ибо все субъективные вопросы должны решаться опросом и подсчетом голосов.
Истина не определяется голосованием.
Цитата: Старый от 23.05.2021 13:08:53Я вот думаю что если Саныча взять главным конструктором к Маску то Саныч скажет: -Э, брат! У твоего Флакона-9 неоптимальная тяговооружённость - всего 1.4. Я тут посчитал - оптимальная 1.7. Срочно снижай стартовую массу!
Старый настолько невежественен, что даже не может осознать, что ракета с худшей мюПГ может выводить больше Мпг.
Но хоть не стесняется в этом признаваться ...
Цитата: Зомби. Просто Зомби от 23.05.2021 13:30:32Ну, пока это, вроде, разделитель, а не нюанс.
Нет. Геометрический размер это технический нюанс а не признак. Признак - меньшее время работы.
Цитата: Старый от 23.05.2021 12:15:38Цитата: Старый от 23.05.2021 11:26:45Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 11:19:27А в чём "ошибка с тяговооружённостью и МюПН"? Ты внятно сформулировать можешь, или так и будешь беспомощно бубнить? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Нет. Беспомощно бубнишь ты.
Я же тебе повторил несколько раз: ты считаешь что ракеты проектируются по принципу максимума МюПН и именно из максимума МюПН выбирается их тяговооружённость. Это ошибка. Ракеты проектируются НЕ из желания получить максимальную МюПН и НЕ из этих соображений выбирается их стартовая тяговооружённость. В том числе и Зенит.
На это Саныч тоже не ответит. Потому что тогда ему прийдётся заявить что Илон наш Маск злонамеренно снизил МюПН своего Флакона путём снижения тяговооружённости специально увеличив его стартовую массу.
А с чего ты взял, что Маск максимизиировал МюПГ? Он как раз за этим показателем не гнался, а гнался за максимальной ПГ при использовании имеющихся двигателей. И, кстати, мог бы ещё увеличить Мпг за счёт повышения стартовой массы - тяга двигателей позволяет. Однако тут уже есть ограничения по транспортному габариту жёсткости и, не исключено, по производственным возможностям.
Цитата: Старый от 23.05.2021 14:07:44Цитата: Зомби. Просто Зомби от 23.05.2021 13:30:32Ну, пока это, вроде, разделитель, а не нюанс.
Нет. Геометрический размер это технический нюанс а не признак. Признак - меньшее время работы.
Первая ступень Зенита работает гораздо менье второй, является ли стартоввым ускорителем ракетный блок первой ступени Зенита?
Цитата: ZOOR от 23.05.2021 13:43:05Старый настолько невежественен, что даже не может осознать, что ракета с худшей мюПГ может выводить больше Мпг.
Я не могу осознать??? :o :o :o Или это Саныч не может осознать? И я вынужден такими примерами ему объяснять. Причём я ему объясняю крайние 10 страниц.
Ты уж если вообще не понимаешь кто что говорит так или молчи или хоть переспроси, а не ударяйся сходу в тупизм и хамство.
И, да, Старый, что насчёт "боковушек" GSLV Mk3 и Титана-3/4? Они тоже "стартовые ускорители"? ;D
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 14:10:43Первая ступень Зенита работает гораздо менье второй, является ли стартоввым ускорителем ракетный блок первой ступени Зенита?
Поэтому вторым определяющим признаком стартового ускорителя является ПАРАЛЛЕЛЬНАЯ РАБОТА с основным блоком.
Я для чего тебе раз за разом пишу определение? Чтоб ты раз за разом не смог его ослить и строил из себя дурака?
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 14:11:44И, да, Старый, что насчёт "боковушек" GSLV Mk3 и Титана-3/4? Они тоже "стартовые ускорители"? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Ещё раз для дураков которые не понимают текста:
определяющим признаком стартового ускорителя является ПАРАЛЛЕЛЬНАЯ РАБОТА с разгоняемым блоком. Над чем ржёт твой смайлик? Над твоей неспособностью не только думать но даже прочитать определение из двух строчек?
Определение с 18-й страницы:
Цитата: Старый от 22.05.2021 21:20:29Так вот, определение стартового ускорителя:
1. Стартовый ускоритель всегда работает параллельно с основным блоком.
2. Стартовый ускоритель всегда работает меньше времени чем основной блок.
Согласен с этими определениями?
И наконец выбегает Саныч и срезает: А у Титана? А у ГСЛВ-3?
И сам ржёт над неотразимостью своего остроумия: -Гы-гы-гы! Гы-гы-гы!
Цитата: Старый от 22.05.2021 21:20:29
Так вот, определение стартового ускорителя:
1. Стартовый ускоритель всегда работает параллельно с основным блоком.
2. Стартовый ускоритель всегда работает меньше времени чем основной блок.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 14:11:44И, да, Старый, что насчёт "боковушек" GSLV Mk3 и Титана-3/4? Они тоже "стартовые ускорители"? ;D
Ты мне скажи: ты пьяный или тоже интеллектуально деградировал?
Цитата: /Иван/ от 23.05.2021 14:32:30Цитата: ГОСТ Р 53802-2010 Системы и комплексы космические. Термины и определения
89 ускоритель ракеты-носителя: Ракетный блок ракеты-носителя, используемый для повышения тяговооруженности ступени на начальном участке полета.
Ну надо же! ;D 8)
Цитата: Старый от 23.05.2021 14:18:52Определение с 18-й страницы:
Цитата: Старый от 22.05.2021 21:20:29Так вот, определение стартового ускорителя:
1. Стартовый ускоритель всегда работает параллельно с основным блоком.
2. Стартовый ускоритель всегда работает меньше времени чем основной блок.
Согласен с этими определениями?
И наконец выбегает Саныч и срезает: А у Титана? А у ГСЛВ-3?
И сам ржёт над неотразимостью своего остроумия: -Гы-гы-гы! Гы-гы-гы!
А у GSLV mk2?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/38966.jpg)
Цитата: Старый от 23.05.2021 14:07:44Геометрический размер это технический нюанс а не признак.
При чем тут геометрический размер?
"Вклад" меньше. В "общее дело".
У "ускорителей" должен быть меньше "вклад", чем у порядочной "первой ступени".
Потому что они - "вспомогательный" элемент, а не основной.
Цитата: Зомби. Просто Зомби от 23.05.2021 14:53:31У "ускорителей" должен быть меньше "вклад", чем у порядочной "первой ступени".
Потому что они - "вспомогательный" элемент, а не основной.
Сформулируй.
Цитата: Старый от 23.05.2021 13:01:42Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 12:55:04Это ты от незнания. Для Энергии тяговооружённость была малловата (всего 1,49). Если бы проектанты ориентироваись на потребную оптимальную тяговооружённость Энергии, то тяга дблока 1-й ступени для Зенита могла бы быть избыточной.
Чиво, чиво? ??? ::) Не понял, разжуй. Что именно не смогли сделать оптимально проектанты?
Цитата: undefinedоптимальную тяговооружённость Энергии,
Ээээ... Оптимальную по какому параметру? ??? ::)
В данном случае, по МюПГ, по которому и выбирались (с учётом ограничений) основные проектные параметры Энергии.
Ну, хоть по энергии.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 14:55:54В данном случае, по МюПГ, по которому и выбирались (с учётом ограничений) основные проектные параметры Энергии.
Так что им надо было сделать с Энергией что бы она стала оптимальной по Санычу? Уменьшить стартовую массу?
Цитата: Старый от 23.05.2021 14:15:26Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 14:11:44И, да, Старый, что насчёт "боковушек" GSLV Mk3 и Титана-3/4? Они тоже "стартовые ускорители"? (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Ещё раз для дураков которые не понимают текста:
определяющим признаком стартового ускорителя является ПАРАЛЛЕЛЬНАЯ РАБОТА с разгоняемым блоком. Над чем ржёт твой смайлик? Над твоей неспособностью не только думать но даже прочитать определение из двух строчек?
Так, ясненько. Т.е. у ракет этих ракет боковушки уже не "стартовые ускорители". Хотя их создатели упорно называют их таковыми. Т.е. ты, Старый, сам придумал некие классификационные признаки, а затем под них сочинил новый термин, который идентичен западному по названию, но в который ты вкладывешь несколько иной смысл. А теперь вопрос: напуркуя ты это делаешь? :o
Цитата: Зомби. Просто Зомби от 23.05.2021 14:56:31Ну, хоть по энергии.
Сформулируй. По какому признаку ты проведёшь границу отделяющую стартовый ускоритель от стартового неускорителя?
Цитата: Старый от 23.05.2021 14:59:33Цитата: Зомби. Просто Зомби от 23.05.2021 14:56:31Ну, хоть по энергии.
Сформулируй. По какому признаку ты проведёшь границу отделяющую стартовый ускоритель от стартового неускорителя?
И, самое главное, нахрена эту границу проводить? Старый, ты никак не можешь объяснить, на кой ляд ты выдумываешь новые термины и как это использовать на практике. То есть толчёшь воду в ступе ;D
Цитата: Просто Василий от 23.05.2021 14:44:20Цитата: Старый от 23.05.2021 14:18:52Определение с 18-й страницы:
Цитата: Старый от 22.05.2021 21:20:29Так вот, определение стартового ускорителя:
1. Стартовый ускоритель всегда работает параллельно с основным блоком.
2. Стартовый ускоритель всегда работает меньше времени чем основной блок.
Согласен с этими определениями?
И наконец выбегает Саныч и срезает: А у Титана? А у ГСЛВ-3?
И сам ржёт над неотразимостью своего остроумия: -Гы-гы-гы! Гы-гы-гы!
А у GSLV mk2?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/38966.jpg)
По задумке Старого "стартовым ускорителем" является центральный РДТТ - он же выгорает раньше боковушек и работает с ними параллельно ;D
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:02:46И, самое главное, нахрена эту границу проводить? Старый, ты никак не можешь объяснить, на кой ляд ты выдумываешь новые термины и как это использовать на практике. То есть толчёшь воду в ступе (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Если ты даже после нескольких повторов не способен понять то это не значит что я не способен объяснить. Это означает что ты просто включил дурака, о чём и подтверждает смайлик в конце твоей репризы.
Цитата: Старый от 23.05.2021 14:59:33Сформулируй. По какому признаку ты проведёшь границу
Границы, естественно, нет, а ориентир - точка разделения первой и второй ступени.
Соотношение вклада ускорителей и "основной части" первой ступени на этот момент.
лишнюю массу тащат. индусы не смогли жидкостный центр сваять
Кстати, какой ступенью является "сам" спейс шаттл?
Цитата: Зомби. Просто Зомби от 23.05.2021 15:11:51Кстати, какой ступенью является "сам" спейс шаттл?
Орбитальной ;D ;D ;D
Цитата: Зомби. Просто Зомби от 23.05.2021 15:11:51Кстати, какой ступенью является "сам" спейс шаттл?
первой
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:08:11По задумке Старого "стартовым ускорителем" является центральный РДТТ - он же выгорает раньше боковушек и работает с ними параллельно (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
А почему ты не цитируешь напрямую мой текст по этому вопросу?
Хотя бы этот:
Цитата: Старый от 23.05.2021 11:32:56Давай очередной раз проверим как ты сам понимаешь то что сам написал.
То что у GSLV твердотопливный стартовый ускоритель поставили по центру а жидкостную четырёхблочную первую ступень разместили по бокам - это нюанс конструктивного исполнения или это принципиально меняет само понятие "ступени" и "ускорителя".
Цитата: Старый от 23.05.2021 15:08:42Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:02:46И, самое главное, нахрена эту границу проводить? Старый, ты никак не можешь объяснить, на кой ляд ты выдумываешь новые термины и как это использовать на практике. То есть толчёшь воду в ступе (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Если ты даже после нескольких повторов не способен понять то это не значит что я не способен объяснить. Это означает что ты просто включил дурака, о чём и подтверждает смайлик в конце твоей репризы.
Ты просто не можешь внятно объяснить, поскольку у тебя каша в голове.
Цитата: oby1 от 23.05.2021 15:11:22лишнюю массу тащат. индусы не смогли жидкостный центр сваять
Да нет. Просто имели готовый твердотопливный ускоритель и готовый жидкостный блок с Викасом и применили их.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:20:13Ты просто не можешь внятно объяснить, поскольку у тебя каша в голове.
Итого переход на то что в моей голове? Это слив?
Цитата: Старый от 23.05.2021 15:23:19Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:20:13Ты просто не можешь внятно объяснить, поскольку у тебя каша в голове.
Итого переход на то что в моей голове? Это слив?
Нет, это критика твоих невнятных объяснений. Любое разумное действие предполагает постановку целей (желаемого результата). Ты ввёл некий термин ("стартовый ускоритель") с неясной целью. Поэтому сам не понимаешь, нахрена он нужен, и поэтому не можешь объяснить другим. Вот, например, я в конце института создал классификацию ракет с использованием неких классификацилонных признаков (например: количество ступеней, количество компонентов в ракетном блоке и последовательность их выработки, характер деления на блоки: сброс только двигателей, только топливных отсеков или комплектного ракетного блока и т.д. и т.п.). Это дало мне возможность построить соответствующую морфологическую таблицу и синтезировать несколько новых схем РН. Вот это была польза: возможность прогнозировать и создавать новое. А какая польза от твоих классификаций и терминов?
Цитата: Старый от 23.05.2021 12:02:02Напоминаю с чего началось:
-Саныч заявил что тяговооружённость первой ступени Зенита была выбрана из соображений максимизировать МюПН
-я заявил что тяговооружённость этого блока была выбрана из соображений его работы стартовым ускорителем в РН Энергия.
Что мы обсуждаем? Мы обсуждаем почему была выбрана такая тяговооружённость или мы обсуждаем можно ли боковой блок Энергии обзывать "стартовым ускорителем"?
Мы обсуждаем существо вопроса или мы обсуждаем какими словами пользоваться? Если вам не нравится слово "стартовый ускоритель" то предложите любое другое.
По тому из каких соображений у Зенита оказалась такая высокая тяговооружённость возражений больше нет? Саныч, у тебя есть возражения?
Тяговооруженность НЕ ВЫБИРАЛАСЬ как таковая целенаправленно.
Она получалась "как есть" из соотношения стартовой массы Энергии и достигнутой тяги двигателей. А так же из максимально доступных ж/д габаритов.
Тяговооруженность Зенита можно было бы снизить с УВЕЛИЧЕНИЕМ ПН, поскольку 2-я ступень у него переразмерена (см. Союз-5), а значит для оптимального соотношения ступенней 1-ю можно было бы увеличить (заодно улучшив весовое совершенство). Но блоки А уже не лезли в Энергию.
Тк что да, в основе была размерность Энергии и располагаемая тяга двигателей, а тяговооруженность уже была производной величиной, а не выбираемой.
Цитата: Bell от 23.05.2021 15:36:54Тяговооруженность НЕ ВЫБИРАЛАСЬ как таковая целенаправленно.
Тяговооружённость - это второй по значимости (после относительного запаса топлива) проектный параметр ракетной ступени. Поэтому ситуация, о которой ты пишешь - "не выбиралась целенаправленно" - возникает при проектировании по ограничениям (например, когда одновременно задана тяга и стартовая масса первой ступени: применительно к Зениту-2 740 тс и 459 т соответственно).
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:20:13Цитата: Старый от 23.05.2021 15:08:42Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:02:46И, самое главное, нахрена эту границу проводить? Старый, ты никак не можешь объяснить, на кой ляд ты выдумываешь новые термины и как это использовать на практике. То есть толчёшь воду в ступе (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Если ты даже после нескольких повторов не способен понять то это не значит что я не способен объяснить. Это означает что ты просто включил дурака, о чём и подтверждает смайлик в конце твоей репризы.
Ты просто не можешь внятно объяснить, поскольку у тебя каша в голове.
У него в голове не каша, а отчетливо сформированный и многократно успешно срабатывавший навык бесконечного забалтывания констатации ошибочности занятой им позиции .
Причем эта позиция часто занимается им не обдуманно, а под эмоциональным импульсом.
В результате накручивается большое количество страниц абсолютно бессмысленных боданий,
не имеющего значения для каких-бы то ни было важных проблем ракетных или космических проблем.Это конечно тоже имеет некое развлекательное значение, для принимающих участие в этом бодании. :D
На всякий случай, коллеги! С понедельника по четверг (24-27 мая) - я на Металлообработке-2021. Не теряйте.
завидую
Цитата: oby1 от 23.05.2021 16:25:32завидую
Тут нечему особо завидовать - работа на стенде изматывает. >:(
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:32:34Ты ввёл некий термин ("стартовый ускоритель") с неясной целью. Поэтому сам не понимаешь, нахрена он нужен,
Нет. Ввёл стартовые ускорители не я. И нахрена они нужны те кто их ввели знают.
А несли ты не знаешь то это твои проблемы но отнюдь не мои.
Цитата: Bell от 23.05.2021 15:36:54Она получалась "как есть" из соотношения стартовой массы Энергии и достигнутой тяги двигателей. А так же из максимально доступных ж/д габаритов.
Ты уверен что тяговооружённость боковыхблоков Энергии не выбиралась целенаправленно? ;) И если бы не ж/д ограничение то по твоему тяговооружённость была бы ещё меньше? ;)
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:46:22Тяговооружённость - это второй по значимости (после относительного запаса топлива) проектный параметр ракетной ступени.
Итак вместо выбора ты подсунул значимость. Начинаешь опять переводить стрелки?
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 16:35:06Цитата: oby1 от 23.05.2021 16:25:32завидую
Тут нечему особо завидовать - работа на стенде изматывает. >:(
аа, я думал на станки посмотреть и инструмент.
а что выставляете? или секрет?
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:46:22Поэтому ситуация, о которой ты пишешь - "не выбиралась целенаправленно" - возникает при проектировании по ограничениям (например, когда одновременно зхадана тяга и стартовая масса первой ступени: применительно к Зениту-2 740 тс и 459 т соответственно).
Применительно к Зениту вообще ничего не выбиралось. Был взят готовый блок от другой ракеты. Но и в других случаях тяговооружённость не выбирается а получается сама исходя из других проектных параметров.
Цитата: sychbird от 23.05.2021 15:55:21В результате накручивается большое количество страниц абсолютно бессмысленных боданий, не имеющего значения для каких-бы то ни было важных проблем ракетных или космических проблем.
"Не имеет значения" и "я не понимаю о чём они говорят" - не одно и то же.
Цитата: Bell от 23.05.2021 15:36:54Так что да, в основе была размерность Энергии и располагаемая тяга двигателей, а тяговооруженность уже была производной величиной, а не выбираемой.
Вот ведь! :)
Цитата: Старый от 23.05.2021 15:19:57А почему ты не цитируешь напрямую мой текст по этому вопросу?
Хотя бы этот:
Опять не вижу ответа. Опять напала дизлексия... :(
Цитата: Старый от 23.05.2021 16:57:51Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:32:34Ты ввёл некий термин ("стартовый ускоритель") с неясной целью. Поэтому сам не понимаешь, нахрена он нужен,
Нет. Ввёл стартовые ускорители не я. И нахрена они нужны те кто их ввели знают.
А несли ты не знаешь то это твои проблемы но отнюдь не мои.
Любые ускорители нужны для ускорения. А чем тебя не устраивали уже имевшиеся ракетные блоки и те же "ускорители ступеней", что имеются в отечественной терминологии?
Так как добились увеличения у.и. и тяги со снижением температуры на турбине? Критику увеличили?
Блин здесь где то был документ, там были варианты модернизации рд-171 до рд-174.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 17:20:27Любые ускорители нужны для ускорения. А чем тебя не устраивали уже имевшиеся ракетные блоки и те же "ускорители ступеней", что имеются в отечественной терминологии?
Меня полностью устраивают все имеющиеся в отечественной терминологии ускорители. В том числе и стартовые.
Но вот тебя они чемто не устроили и ты заявил что их нет.
Цитата: Просто Василий от 23.05.2021 18:34:00Так как добились увеличения у.и. и тяги со снижением температуры на турбине? Критику увеличили?
Судя по всему да.
Цитата: Старый от 23.05.2021 18:37:57Цитата: Просто Василий от 23.05.2021 18:34:00Так как добились увеличения у.и. и тяги со снижением температуры на турбине? Критику увеличили?
Судя по всему да.
Вроде когда критику увеличиваешь, то уи теряется, тогда надо диаметр камеры тоже увеличивать, чтобы соотношения площадей диаметра КС к критике наоборот увеличилось, то есть у рд-170 это 1.61, то чтобы при том же давлении увеличить у.и надо иметь соотношение больше стандартных для рд-170 1.61.
Может качество смесеобразования улучшили за счёт новых форсунок?
В общем тут гадать можно долго)
Цитата: Просто Василий от 23.05.2021 18:44:26Вроде когда критику увеличиваешь, то уи теряется, тогда надо диаметр камеры тоже увеличивать,
Естественно.
Цитата: Просто Василий от 23.05.2021 18:45:09В общем тут гадать можно долго)
Гадать тут нечего, потеря УИ будет незначительной.
Цитата: Старый от 23.05.2021 17:09:46Цитата: Bell от 23.05.2021 15:36:54Так что да, в основе была размерность Энергии и располагаемая тяга двигателей, а тяговооруженность уже была производной величиной, а не выбираемой.
Вот ведь! :)
Это все от незнакомства с математическими основами многомерной параметрической оптимизации.
Полная путаница с понятиями целевой функции и ограничений.
И незнания методов оптимизации.
В данном конкретном случае тяговооруженность не может быть ограничением. Она зависит от РЗТ, тяги, и массы двигателя второй ступени. А они в свою очередь зависят от целевых орбит и массы ПН.
Ограничением для нее будут максимальные усилия на конструкцию
Максимум целевой функции оптимизации может достигаться при разных сочетаниях параметров. Выбор будет между ними. Ограничениями будут параметры двигателей первой и второй ступени.
Где-то так в первом приближении. В реалии все еще более сложно.
Непонятно вообще о чем спор.
В ГОСТ Р53802-2010 все написано, что есть ступень а что ускоритель
Цитировать74 ступень ракеты-носителя: Отделяемая часть ракеты-носителя, состоящая из одного или нескольких ракетных блоков и обеспечивающая полет ракеты космического назначения или ракеты-носителя на определенных участках траектории.
Цитировать89 ускоритель ракеты-носителя: Ракетный блок ракеты-носителя, используемый для повышения тяговооруженности ступени на начальном участке полета.
Ступень может обеспечивать полет и без ускорителей.
Если не может, то это не ускорители
Хороший пример Атлас 5, у которого ускорителей может быть от 0 до 5
Цитата: Дмитрий В. от 22.05.2021 22:56:37Так вот, определение стартового ускорителя:
1. Стартовый ускоритель всегда работает параллельно с основным блоком.
2. Стартовый ускоритель всегда работает меньше времени чем основной блок.
Это не определение, это перечень свойств, может быть важных а может и нет.
Из ГОСТовского определения функции ускорителя вполне понятны
Цитата: Bell от 23.05.2021 15:36:54Цитата: Старый от 23.05.2021 12:02:02Напоминаю с чего началось:
-Саныч заявил что тяговооружённость первой ступени Зенита была выбрана из соображений максимизировать МюПН
-я заявил что тяговооружённость этого блока была выбрана из соображений его работы стартовым ускорителем в РН Энергия.
Что мы обсуждаем? Мы обсуждаем почему была выбрана такая тяговооружённость или мы обсуждаем можно ли боковой блок Энергии обзывать "стартовым ускорителем"?
Мы обсуждаем существо вопроса или мы обсуждаем какими словами пользоваться? Если вам не нравится слово "стартовый ускоритель" то предложите любое другое.
По тому из каких соображений у Зенита оказалась такая высокая тяговооружённость возражений больше нет? Саныч, у тебя есть возражения?
Тяговооруженность НЕ ВЫБИРАЛАСЬ как таковая целенаправленно.
Она получалась "как есть" из соотношения стартовой массы Энергии и достигнутой тяги двигателей. А так же из максимально доступных ж/д габаритов.
Тяговооруженность Зенита можно было бы снизить с УВЕЛИЧЕНИЕМ ПН, поскольку 2-я ступень у него переразмерена (см. Союз-5), а значит для оптимального соотношения ступенней 1-ю можно было бы увеличить (заодно улучшив весовое совершенство). Но блоки А уже не лезли в Энергию.
Тк что да, в основе была размерность Энергии и располагаемая тяга двигателей, а тяговооруженность уже была производной величиной, а не выбираемой.
На самом деле история не до конца ясная. Зенит начал проектироваться заметно раньше чем 11К25, и рассматривались для него самые разные двигатели, обеспечивающие тяговооружённость в районе 1,5. Т.е. Зенит по отношению к Энергии был первичен. Когда в 1975 году было решено унифицировать Зенит и один из вариантов РЛА-130 обе системы использовали 600-тонник РД-123. Но в 1976 г. было решено применить РД-170 (с увеличением тяги до 740 тс). Всё же, справедливости ради, надо признать, что это увеличение было "в пользу 11К25", Б.И. Губанов считал тягу РД-170 неоптимальной для Зенита: "
Размерность двигателя по тяге на уровне 740 т на Земле была принята исходя из необходимой для "Бурана", для 11К77 этот уровень тяги не оптимален, если учитывать реально имеющиеся районы падения первых ступеней.".
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 19:29:51Цитата: Bell от 23.05.2021 15:36:54Тяговооруженность НЕ ВЫБИРАЛАСЬ как таковая целенаправленно.
Она получалась "как есть" из соотношения стартовой массы Энергии и достигнутой тяги двигателей. А так же из максимально доступных ж/д габаритов.
Тяговооруженность Зенита можно было бы снизить с УВЕЛИЧЕНИЕМ ПН, поскольку 2-я ступень у него переразмерена (см. Союз-5), а значит для оптимального соотношения ступенней 1-ю можно было бы увеличить (заодно улучшив весовое совершенство). Но блоки А уже не лезли в Энергию.
Тк что да, в основе была размерность Энергии и располагаемая тяга двигателей, а тяговооруженность уже была производной величиной, а не выбираемой.
На самом деле история не до конца ясная. Зенит начал проектироваться заметно раньше чем 11К25, и рассматривались для него самые разные двигатели, обеспечивающие тяговооружённость в районе 1,5. Т.е. Зенит по отношению к Энергии был первичен. Когда в 1975 году было решено унифицировать Зенит и один из вариантов РЛА-130 обе системы использовали 600-тонник РД-123. Но в 1976 г. было решено применить РД-170 (с увеличением тяги до 740 тс). Всё же, справедливости ради, надо признать, что это увеличение было "в пользу 11К25", Б.И. Губанов считал тягу РД-170 неоптимальной для Зенита: "Размерность двигателя по тяге на уровне 740 т на Земле была принята исходя из необходимой для "Бурана", для 11К77 этот уровень тяги не оптимален, если учитывать реально имеющиеся районы падения первых ступеней.".
Если полет ракеты моделируется численными методами, то никакого выбора или задания тяговооруженности не требуется.
Если же аналитически выводится некая формула, то не исключено что может потребоваться и тяговооруженность.
Что-то я сомневаюсь что действуют по второму сценарию
Цитата: Плейшнер от 23.05.2021 19:40:57Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 19:29:51Цитата: Bell от 23.05.2021 15:36:54Тяговооруженность НЕ ВЫБИРАЛАСЬ как таковая целенаправленно.
Она получалась "как есть" из соотношения стартовой массы Энергии и достигнутой тяги двигателей. А так же из максимально доступных ж/д габаритов.
Тяговооруженность Зенита можно было бы снизить с УВЕЛИЧЕНИЕМ ПН, поскольку 2-я ступень у него переразмерена (см. Союз-5), а значит для оптимального соотношения ступенней 1-ю можно было бы увеличить (заодно улучшив весовое совершенство). Но блоки А уже не лезли в Энергию.
Тк что да, в основе была размерность Энергии и располагаемая тяга двигателей, а тяговооруженность уже была производной величиной, а не выбираемой.
На самом деле история не до конца ясная. Зенит начал проектироваться заметно раньше чем 11К25, и рассматривались для него самые разные двигатели, обеспечивающие тяговооружённость в районе 1,5. Т.е. Зенит по отношению к Энергии был первичен. Когда в 1975 году было решено унифицировать Зенит и один из вариантов РЛА-130 обе системы использовали 600-тонник РД-123. Но в 1976 г. было решено применить РД-170 (с увеличением тяги до 740 тс). Всё же, справедливости ради, надо признать, что это увеличение было "в пользу 11К25", Б.И. Губанов считал тягу РД-170 неоптимальной для Зенита: "Размерность двигателя по тяге на уровне 740 т на Земле была принята исходя из необходимой для "Бурана", для 11К77 этот уровень тяги не оптимален, если учитывать реально имеющиеся районы падения первых ступеней.".
Если полет ракеты моделируется численными методами, то никакого выбора или задания тяговооруженности не требуется.
Если же аналитически выводится некая формула, то не исключено что может потребоваться и тяговооруженность.
Что-то я сомневаюсь что действуют по второму сценарию
Проектные параметры можно оптимизировать численными методами в размерном (тяга двигателя, РЗТ) или безразмерном (тяговооружённость, относительная конечная масса ступени). По ряду причин моделирование в резразмерном виде может быть удобнее.
Цитата: sychbird от 23.05.2021 19:09:20Это все от незнакомства с математическими основами многомерной параметрической оптимизации.
Оптимизации логистики? ??? ???
Цитата: Плейшнер от 23.05.2021 19:17:01В ГОСТ Р53802-2010 все написано, что есть ступень а что ускоритель
Тссс! Саныч сказал что нет никаких ускорителей, значит нет!
Интересно что в этом госте в ракетный блок и в ступень не включено топливо. По этому госту стартовые двигатели Атласа будут считаться ракетным блоком и ступенью.
Да, и в госте нет "ускорителя первой ступени", "ускорителя второй ступени" и т.д. Слава богу убрали эту дурь.
Оставили однозначно - ракетный блок предназначенный для повышения тяговооружённости.
Цитата: Старый от 23.05.2021 20:44:10Цитата: sychbird от 23.05.2021 19:09:20Это все от незнакомства с математическими основами многомерной параметрической оптимизации.
Оптимизации логистики? ??? ???
Вот тут в точку. В логистике оптимизация на первом месте.
Грамотная оптимизация - это искусство. За ейный счет при наших просторах процентов на двадцать себестоимость запуска можно снизить. ;)
Ты бы в кормовой подшипник литолу-то добавил бы. Сгорит ведь от таких нагрузок. А он у тебя "проверенный космосом". Можно патентовать. Грамоту от Рогозина получишь благодарственную. ;D
Честное слово я не читал этого ГОСТа и даже не подозревал о его существовании. Про повышенную тяговооружённость это я сам догадался. Путём обобщения наблюдений над жизнью.
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:46:22Цитата: Bell от 23.05.2021 15:36:54Тяговооруженность НЕ ВЫБИРАЛАСЬ как таковая целенаправленно.
Тяговооружённость - это второй по значимости (после относительного запаса топлива) проектный параметр ракетной ступени. Поэтому ситуация, о которой ты пишешь - "не выбиралась целенаправленно" - возникает при проектировании по ограничениям (например, когда одновременно задана тяга и стартовая масса первой ступени: применительно к Зениту-2 740 тс и 459 т соответственно).
Тяга маршевого двигателя прямо определялась потребностями Энергии.
Массо-габаритные параметры первой ступени Зенита тоже определялись потребностями Энергии. И во вторую очередь - требованиями ж/д.
А уж что получилось из блока А - стало первой ступенью Зенита. И тяговооруженность у нее получилась не прямым целенаправленным выбором, а "как вышло".
Я тебя слепила из того, что было.
Цитата: Старый от 23.05.2021 23:16:47Честное слово я не читал этого ГОСТа и даже не подозревал о его существовании. Про повышенную тяговооружённость это я сам догадался. Путём обобщения наблюдений над жизнью.
Сам себя не похвалишь :)
Цитата: Bell от 23.05.2021 23:53:47Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 15:46:22Цитата: Bell от 23.05.2021 15:36:54Тяговооруженность НЕ ВЫБИРАЛАСЬ как таковая целенаправленно.
Тяговооружённость - это второй по значимости (после относительного запаса топлива) проектный параметр ракетной ступени. Поэтому ситуация, о которой ты пишешь - "не выбиралась целенаправленно" - возникает при проектировании по ограничениям (например, когда одновременно задана тяга и стартовая масса первой ступени: применительно к Зениту-2 740 тс и 459 т соответственно).
Тяга маршевого двигателя прямо определялась потребностями Энергии.
Массо-габаритные параметры первой ступени Зенита тоже определялись потребностями Энергии. И во вторую очередь - требованиями ж/д.
А уж что получилось из блока А - стало первой ступенью Зенита. И тяговооруженность у нее получилась не прямым целенаправленным выбором, а "как вышло".
Я тебя слепила из того, что было.
Если быть последовательным и принять за основу выдвигаемую методику проектирования носителей, то далее следует, что тяга РД-170 была принята из учетверенного значения тяги одной камеры, отработанной на стенде и т.д.и т.п.
Это все от дилетантизма аля Старый.
Численное моделирование оптимизации ведется с поиском локальных максимов по многомерному пространству параметров и при разных
значениях ограничений. Естественно согласованных с двигателистами.
Оно предшествует выдачи ТЗ на двигатели. В семидесятых институт Келдыша имел уже и машины соответствующей производительности и программы и специалистов.
Дмитрий В. уже упоминал здесь, что на первых этапах проектирования Энергии рассматривалась тяга Блока А в 600 т и называл тип двигателя.
Слепила из того, что было - это из детского комикса для Старого и Ко.
Это на последних стадиях проектирования есть возможность поиграть с подгонкой под реально полученные параметры в рамках уже
затвержденной схемы и носителя и циклограммы. И ЕСНО за счет ПН.
Цитата: sychbird от 24.05.2021 12:16:58Если быть последовательным и принять за основу выдвигаемую методику проектирования носителей, то далее следует, что тяга РД-170 была принята из учетверенного значения тяги одной камеры, отработанной на стенде и т.д.и т.п.
Тёзка, кажется мы тебя теряем... :(
Цитата: sychbird от 24.05.2021 12:16:58Слепила из того, что было - это из детского комикса для Старого и Ко.
Это из того что мы тебя настолько потеряли что ты уже перестал понимать о чём вобще люди промеж собой говорят... :(
Цитата: Просто Василий от 23.05.2021 18:44:26Цитата: Старый от 23.05.2021 18:37:57Цитата: Просто Василий от 23.05.2021 18:34:00Так как добились увеличения у.и. и тяги со снижением температуры на турбине? Критику увеличили?
Судя по всему да.
Вроде когда критику увеличиваешь, то уи теряется, тогда надо диаметр камеры тоже увеличивать, чтобы соотношения площадей диаметра КС к критике наоборот увеличилось, то есть у рд-170 это 1.61, то чтобы при том же давлении увеличить у.и надо иметь соотношение больше стандартных для рд-170 1.61.
Может качество смесеобразования улучшили за счёт новых форсунок?
раз у нас сопротивление критики уменьшилось и ток выхлопа в ней увеличился, значит надо и сопротивление всей камеры уменьшить, чтобы итоговый ток выхлопа не снизился, а напряжение между критикой и срезом сопла осталось прежним.
прямо закон Ома какой-то.
Цитата: Старый от 24.05.2021 12:27:35Цитата: sychbird от 24.05.2021 12:16:58Слепила из того, что было - это из детского комикса для Старого и Ко.
Это из того что мы тебя настолько потеряли что ты уже перестал понимать о чём вобще люди промеж собой говорят... :(
Заоблачная самооценка твоя и твоей секты ни на чем не основана. Ну если только что на анамнезе к диагнозу. :D
Предлагаю тебе прикинуть на пальцах сколько компетентных участников форма поддержало твою новую гипотенузу по классификации ракетных блоков и ускорителей в этой теме.
Цитата: sychbird от 24.05.2021 13:50:46Предлагаю тебе прикинуть на пальцах сколько компетентных участников форма поддержало твою новую гипотенузу по классификации ракетных блоков и ускорителей в этой теме.
Ничего что ГОСТ меня поддержал? ;)
Цитата: Старый от 24.05.2021 14:25:20Цитата: sychbird от 24.05.2021 13:50:46Предлагаю тебе прикинуть на пальцах сколько компетентных участников форма поддержало твою новую гипотенузу по классификации ракетных блоков и ускорителей в этой теме.
Ничего что ГОСТ меня поддержал? ;)
Тем хуже для ГОСТа! 😂
Цитата: Старый от 24.05.2021 14:25:20Цитата: sychbird от 24.05.2021 13:50:46Предлагаю тебе прикинуть на пальцах сколько компетентных участников форма поддержало твою новую гипотенузу по классификации ракетных блоков и ускорителей в этой теме.
Ничего что ГОСТ меня поддержал? ;)
Не могу не признать, что как демагог-практик ты весьма искусен. :D
А по сути, так таки и нет совсем, ИМХО. ;)
Но в дискуссию по этой позиции вступать не буду. Не вдохновляет! ;D
Цитата: Старый от 23.05.2021 17:00:05Цитата: Bell от 23.05.2021 15:36:54Она получалась "как есть" из соотношения стартовой массы Энергии и достигнутой тяги двигателей. А так же из максимально доступных ж/д габаритов.
Ты уверен что тяговооружённость боковыхблоков Энергии не выбиралась целенаправленно? ;) И если бы не ж/д ограничение то по твоему тяговооружённость была бы ещё меньше? ;)
Я уверен, что тяговооруженность вообще НЕ ВЫБИРАЛАСЬ.
Рассчитывалась масса блоков исходя из доступной тяги двигателей.
Более того, со старта работают не только боковые блоки, но и РД-0120 ЦБ. А их было избыточное количество. У Лукашевича ясно и недвусмысленно написано, что четвертый двигател ЦБ поставили только ради обеспечения резерва, всё улетало бы и на 3 двигателях.
ЦитироватьСлепила из того, что было - это из детского комикса для Старого и Ко.
Проффесор, вы читать тоже разучились, вслед за потерей памяти? Я понимаю, что историю создания Энергии вы могли забыть, но как вам удалось не понять прочитанный текст??
"Получилась из того, что было" первая ступень Зенита.
Какие буквы в слове "зенит" вам не знакомы?
Именно зенитовская первая ступень была взята из проекта Энергии и именно из-за этой унтфикации, будучи уже в составе самостоятельной РН оказалась недооазмеренной и с завышенной, неоптимальной тяговооруженностью.
Поэтому ни о каком ВЫБОРЕ тяговооруженности Зенита не может быть речи. К готовой (заранее согласованной и всеми утвержденной) первой ступени припроектировали вторую ступень. И получилось то, что получилось.
Цитата: Bell от 24.05.2021 19:23:13Цитата: undefinedСлепила из того, что было - это из детского комикса для Старого и Ко.
Проффесор, вы читать тоже разучились, вслед за потерей памяти? Я понимаю, что историю создания Энергии вы могли забыть, но как вам удалось не понять прочитанный текст??
"Получилась из того, что было" первая ступень Зенита.
Какие буквы в слове "зенит" вам не знакомы?
Именно зенитовская первая ступень была взята из проекта Энергии и именно из-за этой унтфикации, будучи уже в составе самостоятельной РН оказалась недооазмеренной и с завышенной, неоптимальной тяговооруженностью.
Поэтому ни о каком ВЫБОРЕ тяговооруженности Зенита не может быть речи. К готовой (заранее согласованной и всеми утвержденной) первой ступени припроектировали вторую ступень. И получилось то, что получилось.
В данном случае читать не умеете именно Вы!
В этой теме уже было сообщено:
Когда в 1975 году было решено унифицировать Зенит и один из вариантов РЛА-130 обе системы использовали 600-тонник РД-123. Но в 1976 г. было решено применить РД-170 (С) Дмитрий В
Кроме того было отмечено, что проектирование Зенита началось раньше чем, проектирование Энергии. Более того Губанов считал и для Энергии тяговооруженность Блока А не оптимальной. Решение о РД -170 принималось под Буран.
Когда в 1975 году было решено унифицировать Зенит и один из вариантов РЛА-130 обе системы использовали 600-тонник РД-123. С учетом РД-123 для Зенита в 600т проектироваласаь меньшая тяговооруженность.
Мы здесь обсуждаем, как должны проектироваться ракеты..
А результат волюнтаристских решений дает теперь возможность проектировать С - 5 с большим РЗТ.
Цитата: sychbird от 24.05.2021 15:47:24Но в дискуссию по этой позиции вступать не буду. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/grin.png)
Я тебя понимаю и сочувствую но ничем помочь не могу.
Так что можешь кривляться дальше.
Цитата: sychbird от 24.05.2021 20:13:22Решение о РД -170 принималось под Буран.
Сколько потребовалось времени чтобы ты смог это понять?
Цитата: Bell от 24.05.2021 19:23:13"Получилась из того, что было" первая ступень Зенита.
Какие буквы в слове "зенит" вам не знакомы?
Ему не знакома ни одна буква. Он дилетант классический. Он вообще не понимает о чём тут дяденьки разговаривают.
Не то что с чемто не согласен а вообще не понимает о чём дяденьки говорят.
ЦитироватьВ этой теме уже было сообщено: Когда в 1975 году было решено унифицировать Зенит и один из вариантов РЛА-130 обе системы использовали 600-тонник РД-123.
Никакого Зенита тогда не было. КБЮ на туманную перспективу пилило проект какой-то новой РН. Общего с Зенитом там была только размерность.
В 1975 году никто никаких решений по унификации принять не мог, потому что не было с чем унифицировать - Буран (изначальное название МТКК) решили делать только в 1976 году.
ЦитироватьНо в 1976 г. было решено применить РД-170 (С) Дмитрий В
Не примазывайте сюда Дмитрия, он таких глупостей не писал.
В 1976 году было принято решение использовать экспериментальные наработки Энергомаша по высокоэффективным керосинкам для создания МТКК. И проект РД-170 появился только ПОСЛЕ этого решения.
ЦитироватьКроме того было отмечено, что проектирование Зенита началось раньше чем, проектирование Энергии.
До решения о создании отечественного МТКК никто не проектировал Зенит. КБЮ рисовало другую ракету (семейство) на ДРУГОМ двигателе и с другой тяговооруженностью.
ЦитироватьБолее того Губанов считал и для Энергии тяговооруженность Блока А не оптимальной.
А что именно он считал - сможете дать ссылку или стесняетесь? ;)
ЦитироватьКогда в 1975 году было решено унифицировать Зенит и один из вариантов РЛА-130 обе системы использовали 600-тонник РД-123. С учетом РД-123 для Зенита в 600т проектироваласаь меньшая тяговооруженность.
В 1975 году никто и думать не думал про Зенит.
Тяга 600 т как раз оптимальная по тяговооруженности для РН такой размерности. Это лишний раз подтверждает, что Зенит потом проектировался не по оптимальности тяговооруженности, а просто как продукт компромиссний унификации с блоком А.
ЦитироватьМы здесь обсуждаем, как должны проектироваться ракеты..
Нет, мы обсуждаем то, как проффесоры лонистики не могут понять смысл прочитанного текста и несут околесицу.
ЦитироватьА результат волюнтаристских решений дает теперь возможность проектировать С - 5 с большим РЗТ.
Так что там с многопараметральным выбором оптимальной тяговооруженности? Всё, слили?
Цитата: Старый от 24.05.2021 21:56:06Цитата: sychbird от 24.05.2021 20:13:22Решение о РД -170 принималось под Буран.
Сколько потребовалось времени чтобы ты смог это понять?
Судя по тому, что он пишет вокруг этой фразы - не понял и до сих пор. Решение о РАЗРАБОТКЕ РД-170 было принято под Буран.
Цитата: sychbird от 24.05.2021 12:16:58Численное моделирование оптимизации ведется с поиском локальных максимов по многомерному пространству параметров и при разных значениях ограничений. Естественно согласованных с двигателистами.
Оно предшествует выдачи ТЗ на двигатели. В семидесятых институт Келдыша имел уже и машины соответствующей производительности и программы и специалистов.
Цитата: sychbird от 24.05.2021 20:13:22Губанов считал и для Энергии тяговооруженность Блока А не оптимальной.
;D ;D ;D
Локальные экстремумы... Институт Келдыша... Губанов сказал "Неоптимально!" значит неоптимально!
Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 19:29:51На самом деле история не до конца ясная. Зенит начал проектироваться заметно раньше чем 11К25, и рассматривались для него самые разные двигатели, обеспечивающие тяговооружённость в районе 1,5. Т.е. Зенит по отношению к Энергии был первичен. Когда в 1975 году было решено унифицировать Зенит и один из вариантов РЛА-130 обе системы использовали 600-тонник РД-123. Но в 1976 г. было решено применить РД-170 (с увеличением тяги до 740 тс). Всё же, справедливости ради, надо признать, что это увеличение было "в пользу 11К25", Б.И. Губанов считал тягу РД-170 неоптимальной для Зенита: "Размерность двигателя по тяге на уровне 740 т на Земле была принята исходя из необходимой для "Бурана", для 11К77 этот уровень тяги не оптимален, если учитывать реально имеющиеся районы падения первых ступеней.".
Тратить время на пустопорожние споры еще с одним дилетантом в мои планы не входит.
Я свою позицию изложил. У Вас другая - ну и живите с ней. ;)
Цитата: sychbird от 24.05.2021 22:34:45Тратить время на пустопорожние споры еще с одним дилетантом в мои планы не входит.
А как дышал! Как дышал... "Локальные экстремумы... Институт Келдыша... Губанов...". :(
Цитата: sychbird от 24.05.2021 22:34:45Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 19:29:51На самом деле история не до конца ясная.
Тратить время на пустопорожние споры еще с одним дилетантом в мои планы не входит.
А ты тогда молчи. За умного сойдёшь.
Ты вобще рот то зачем открывал? Чисто форум собой засрать?
Цитата: sychbird от 24.05.2021 22:34:45Я свою позицию изложил. У Вас другая - ну и живите с ней. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Ты за нас то не волнуйся. Ты свою позицию в явном виде изложи.
Как "нет"? А зачем рот открывал? ??? ::)
Цитата: sychbird от 24.05.2021 22:34:45Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 19:29:51Всё же, справедливости ради, надо признать, что это увеличение было "в пользу 11К25", Б.И. Губанов считал тягу РД-170 неоптимальной для Зенита: "Размерность двигателя по тяге на уровне 740 т на Земле была принята исходя из необходимой для "Бурана", для 11К77 этот уровень тяги не оптимален,
Тратить время на пустопорожние споры еще с одним дилетантом в мои планы не входит.
Я свою позицию изложил. У Вас другая - ну и живите с ней. ;)
Нет, ты поспорь, поспорь. Ато что ж творится - Губанов останется со своим дилетантским мнением! Ты ему разжуй. Про институт Келдыша, про локальные экстремумы. Про логистику, на худой конец...
Суть всё та же. Мой тёзка - воинствующий дилетант. Он ни ухом ни рылом в вопросе. И будучи ни ухом ни рылом он как все дилетанты не способен сформировать собственного мнения и вынужден примыкать к тем кто кажется ему авторитетом. Но поскольку их, авторитетов, мнения тоже не знает то каждый раз попадает впросак. Кажинный раз на эфтом самом месте.
Цитата: sychbird от 24.05.2021 22:34:45Цитата: Дмитрий В. от 23.05.2021 19:29:51На самом деле история не до конца ясная. Зенит начал проектироваться заметно раньше чем 11К25, и рассматривались для него самые разные двигатели, обеспечивающие тяговооружённость в районе 1,5. Т.е. Зенит по отношению к Энергии был первичен. Когда в 1975 году было решено унифицировать Зенит и один из вариантов РЛА-130 обе системы использовали 600-тонник РД-123. Но в 1976 г. было решено применить РД-170 (с увеличением тяги до 740 тс). Всё же, справедливости ради, надо признать, что это увеличение было "в пользу 11К25", Б.И. Губанов считал тягу РД-170 неоптимальной для Зенита: "Размерность двигателя по тяге на уровне 740 т на Земле была принята исходя из необходимой для "Бурана", для 11К77 этот уровень тяги не оптимален, если учитывать реально имеющиеся районы падения первых ступеней.".
Тратить время на пустопорожние споры еще с одним дилетантом в мои планы не входит.
Я свою позицию изложил. У Вас другая - ну и живите с ней. ;)
А нет у вас никакой позиции, кроме как встрять в разговор и написать многабукаф.
Касательно выделенного текста - вы способны ясным образом обозначить "свою позицию" - тяга РД-171 была неоптимально больше или неоптимально меньше, ась?
Цитата: Bell от 24.05.2021 23:04:06А нет у вас никакой позиции, кроме как встрять в разговор и написать многабукаф.
Написать несколко умных с его точки зрения слов. Авось кто-нибудь посчитает его умным.
Начался шабаш словоблудов. :D
Вопрос к модератору. Не извлечь ли из темы о РД -191 всю "битву титанов" и не отправить куда нибудь в Черную дыру. Голосую за. ;)
Цитата: sychbird от 24.05.2021 23:30:18Начался шабаш словоблудов. :D
Вопрос к модератору. Не извлечь ли из темы о РД -191 всю "битву титанов" и не отправить куда нибудь в Черную дыру. Голосую за. ;)
Не надо срать в темах в которых ни ухом ни рылом и не прийдётся расчищать твой словесный понос.
Цитата: Старый от 24.05.2021 23:35:39Не надо срать
тебе во всех темах без устатку, и наступит благолепие! :D
Ты из шкуры вылазишь, пытаясь создать на форуме атмосферу " Пира во время чумы."
И под эту атмосферу сюда летит всяческая инфернальная нечисть. Расплодилась уже по всем темам.
Законы природы таковы, что на гниль всегда слетается масса пожирателей. ;)
Цитата: sychbird от 25.05.2021 15:07:18Ты из шкуры вылазишь, пытаясь создать на форуме атмосферу " Пира во время чумы."
Я? :o
Цитата: sychbird от 25.05.2021 15:07:18Законы природы таковы, что на гниль всегда слетается масса пожирателей. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Улетай!
Бессмысленное и беспощадное обсуждение тяговооруженности началось на 15 странице и я приложил к этому свою руку (в основном левую, ибо правая слегка сломанная), в чем искренне каюсь.
Было бы просто чудесно и замечательно вернутся к обсуждению темы топика - конкретно к двигателю РД-191М
Цитата: Bell от 25.05.2021 20:08:52Было бы просто чудесно и замечательно вернутся к обсуждению темы топика - конкретно к двигателю РД-191М
Здесь опять: в отсутствие спектакля обсуждают декорации. Будет новая информация по эмке - будем обсуждать.
Цитата: Старый от 25.05.2021 18:15:54Цитата: sychbird от 25.05.2021 15:07:18Законы природы таковы, что на гниль всегда слетается масса пожирателей. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Улетай!
Не дождешься! ;)
Я повременю ,наблюдая, пока к году к двадцать пятому все твои прогнУзы накроются медным тазом и постучу сверху. :D
Цитата: sychbird от 26.05.2021 12:31:31Цитата: Старый от 25.05.2021 18:15:54Цитата: sychbird от 25.05.2021 15:07:18Законы природы таковы, что на гниль всегда слетается масса пожирателей. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Улетай!
Не дождешься! ;)
Я повременю ,наблюдая, пока к году к двадцать пятому все твои прогнУзы накроются медным тазом и постучу сверху. :D
Улетай, здесь нет для тебя еды.
Цитата: Старый от 26.05.2021 12:33:40Цитата: sychbird от 26.05.2021 12:31:31Цитата: Старый от 25.05.2021 18:15:54Цитата: sychbird от 25.05.2021 15:07:18Законы природы таковы, что на гниль всегда слетается масса пожирателей. (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/wink.png)
Улетай!
Не дождешься! ;)
Я повременю ,наблюдая, пока к году к двадцать пятому все твои прогнУзы накроются медным тазом и постучу сверху. :D
Улетай, здесь нет для тебя еды.
Ты прав. Гнилью не Питаюсь. Воняет больно.
Однако чукча не читатель. Чукча писатель. Что вижу - то пою. :D
союз-2 часто. ангара и протон редко - вот и весь прогноз на ± 10 лет
Цитата: sychbird от 26.05.2021 12:42:28Ты прав. Гнилью не Питаюсь. Воняет больно.
А зачем прилетал?
Цитата: Старый от 26.05.2021 14:59:17Цитата: sychbird от 26.05.2021 12:42:28Ты прав. Гнилью не Питаюсь. Воняет больно.
А зачем прилетал?
Ну кому-то то надо чистить от гнили. Самое опасное наводнение - гнилостно-фекальных вод. Никто не выплывают. все задыхаются. :(
Ну да ничего - совместными усилиями волонтеров как-нибудь справимся. :D
Кстати, как там сабж? И Ангара-5М?
Цитата: Bell от 28.09.2021 15:23:41Кстати, как там сабж? И Ангара-5М?
На сайте РК нет такой ракеты... ;D
Цитата: Роман Б от 28.09.2021 11:17:56... работы по адаптации РД-180 к российскому сегменту ракет были свёрнуты, если не ошибаюсь, в 2011 году, а серийный РД-191М дорогой. Если не ошибаюсь его цена сейчас в районе 700 млн рублей за единицу.
Кстати, а сколько сейчас обещают серийный просто РД-191?
Цитата: ZOOR от 28.09.2021 20:35:58Цитата: Роман Б от 28.09.2021 11:17:56... работы по адаптации РД-180 к российскому сегменту ракет были свёрнуты, если не ошибаюсь, в 2011 году, а серийный РД-191М дорогой. Если не ошибаюсь его цена сейчас в районе 700 млн рублей за единицу.
Кстати, а сколько сейчас обещают серийный просто РД-191?
В 2019 году писали так:
https://www.kommersant.ru/doc/4140038
Цитата: ratcustorb от 28.09.2021 20:50:09Цитата: ZOOR от 28.09.2021 20:35:58Цитата: Роман Б от 28.09.2021 11:17:56... работы по адаптации РД-180 к российскому сегменту ракет были свёрнуты, если не ошибаюсь, в 2011 году, а серийный РД-191М дорогой. Если не ошибаюсь его цена сейчас в районе 700 млн рублей за единицу.
Кстати, а сколько сейчас обещают серийный просто РД-191?
В 2019 году писали так:
https://www.kommersant.ru/doc/4140038
Вот я тоже где-то в подкорке помню, что комплект на А-5 стоил 1,5 лярда в ценах пятилетней давности (вместе со 124).
Так что 700 млн - гон, или это про комплект из 5 штук.
Цитата: ZOOR от 28.09.2021 21:03:24Цитата: ratcustorb от 28.09.2021 20:50:09Цитата: ZOOR от 28.09.2021 20:35:58Цитата: Роман Б от 28.09.2021 11:17:56... работы по адаптации РД-180 к российскому сегменту ракет были свёрнуты, если не ошибаюсь, в 2011 году, а серийный РД-191М дорогой. Если не ошибаюсь его цена сейчас в районе 700 млн рублей за единицу.
Кстати, а сколько сейчас обещают серийный просто РД-191?
В 2019 году писали так:
https://www.kommersant.ru/doc/4140038
Вот я тоже где-то в подкорке помню, что комплект на А-5 стоил 1,5 лярда в ценах пятилетней давности (вместе со 124).
Так что 700 млн - гон, или это про комплект из 5 штук.
Не, 700 млн за пять моторов такой тяги - это вообще копейки. Тем более при отсутствии серийности.
Цитата: ZOOR от 28.09.2021 21:03:24Вот я тоже где-то в подкорке помню, что комплект на А-5 стоил 1,5 лярда в ценах пятилетней давности (вместе со 124).
Так что 700 млн - гон, или это про комплект из 5 штук.
700 млн. - это вроде РД-180, не?
ЦитироватьЦитата: undefinedПро цены на ракетные двигатели
Опубликовано соглашение между российским Энергомашем и Орбитал Сайенсиз Корпорэйшн (Orbital Sciences Corporation) о поставке 20 двигателей РД-181 по цене $11,225 млн. http://bmpd.livejournal.com/2222627.html (http://bmpd.livejournal.com/2222627.html)
Для справки:
-в 2013 году цена за РД-191 (Практически аналог РД-181) для ракеты Ангара А-5 была 250 млн руб. ($7,5 млн по курсу 33 руб/$) и это было ужасно дорого, делало ракету нерентабельной. На одну ракету Ангара А5 нужно 5 двигателей РД-191.
-последняя цена двигателя РД-180 - $13 млн при том, что РД-180 это аналог 2-х двигателей РД-181
-последняя цена двигателя РД-170 для ракеты Зенит (фактически это счетверённый РД-181) была $14 млн и украинский Южмаш отказался покупать двигатель по такой цене.
-последняя озвученная цена двигательной установки из 9 двигателей Merlin для ракеты Falcon-9 = $11 млн.
-последняя известная цена двигателя (древнего и неэффективного) РД-107 от ракеты Союз = 30 млн. руб (2011 год)
-озвученная предполагаемая цена двигателя НК-33 который должны были производить на новом заводе $4,5 млн. (но это вилами по воде писано, т.к. производства нет)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/41919.jpg)
- 5 РД-191 700 мн. деревянных - 700/72,83= 9,61 млн. $ ?!
Итого: 1 шт. РД-191 -
9,61/5 = 1,92 млн.
$ :o Цитата: ZOOR (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2276074) 28.09.2021, 22:03:24
Цитата: ZOOR от 28.09.2021 21:03:24Так что 700 млн - гон, или это про комплект из 5 штук.
- г-н ZOOR, вы сами-то верите? ::)
Цитата: Seerndv от 28.09.2021 21:49:04Опубликовано соглашение между российским Энергомашем и Орбитал Сайенсиз Корпорэйшн (Orbital Sciences Corporation) о поставке 20 двигателей РД-181 по цене $11,225 млн. http://bmpd.livejournal.com/2222627.html (http://bmpd.livejournal.com/2222627.html)
Там немного не так сказано:
• цена договора: 224 500 000 (двести двадцать четыре миллиона пятьсот тысяч) долларов США за 20 ракетных двигателей РД-181, комплектующее оборудование и данные;Сами двигатели-то конечно дешевле 11,225 млн. А за вычетом экспортной наценки будет наверно 7-8 лямов для внутреннего рынка. Но все равно 500 млн. руб. это ахренеть как много. Да даже если урезать осетра еще вдвое после освоения серийного выпуска...
Цитата: Bell от 28.09.2021 22:03:43Сами двигатели-то конечно дешевле 11,225 млн. А за вычетом экспортной наценки будет наверно 7-8 лямов для внутреннего рынка. Но все равно 500 млн. руб. это ахренеть как много. Да даже если урезать осетра еще вдвое после освоения серийного выпуска...
Как сравнивается один двигатель для внешнего покупателя с другим двигателем для внутреннего? ::)
Цитата: ratcustorb от 28.09.2021 22:14:59Цитата: Bell от 28.09.2021 22:03:43Сами двигатели-то конечно дешевле 11,225 млн. А за вычетом экспортной наценки будет наверно 7-8 лямов для внутреннего рынка. Но все равно 500 млн. руб. это ахренеть как много. Да даже если урезать осетра еще вдвое после освоения серийного выпуска...
Как сравнивается один двигатель для внешнего покупателя с другим двигателем для внутреннего? ::)
- по конструкции ;D
Да, еще верим что рынок сам все регулирует :P
Цитата: ratcustorb от 28.09.2021 22:14:59Цитата: Bell от 28.09.2021 22:03:43Сами двигатели-то конечно дешевле 11,225 млн. А за вычетом экспортной наценки будет наверно 7-8 лямов для внутреннего рынка. Но все равно 500 млн. руб. это ахренеть как много. Да даже если урезать осетра еще вдвое после освоения серийного выпуска...
Как сравнивается один двигатель для внешнего покупателя с другим двигателем для внутреннего? ::)
Тоже думаете, что им в 3 раза дороже продают? ;) Где-то было обсуждение цен 171/180/191 и там писали, что несколько лет назад изменились требования по испытаниям, из-за чего себестоимость изготовления резко подскочила. Примерно в то же время Энерномаш плакался Локхиду, что исходные договорные 10 лямов за 180 это уже совсем мало и просил поднять цену. На форуме несколько раз постили снимок плаката с МАКСа, где прямо была написана себестоимость. Так что 300 лямов за 191 это еще очень по-божески.
Цитата: Bell от 28.09.2021 23:18:44На форуме несколько раз постили снимок плаката с МАКСа, где прямо была написана себестоимость. Так что 300 лямов за 191 это еще очень по-божески.
- ну да, ожидалки по уменьшению
зачеркивываем ;D и получаем 300 млн. руб. ( И это без учета галопирующей инфляции)
Цитата: undefined
25.10.2019, 16:23
Запуск в серию двигателя РД-191 для «Ангары» сократит его стоимость до 200 млн рублей
Серийное производство ракетного двигателя РД-191 в Перми позволит снизить его стоимость практически в 1,5 раза, рассказал исполнительный директор ПАО «Протон-ПМ» Дмитрий Щенятский во время визита на предприятие главы Роскосмоса Дмитрия Рогозина.
«Вся наша работа сегодня нацелена на то, чтобы к 2023 году стать серийным изготовителем этого двигателя. Он должен быть самым конкурентоспособным»,— заявил господин Щенятский. По его словам, цикл производства изделия сократится на 30%, средний цикл движения детали при производстве сократится с 40 км до 900 м.
Общий объем инвестиций в проект создания серийного производства — около 13 млрд руб., освоено более 7 млрд руб. Согласно материалам компании, цена серийного РД-191 сократится на 32% и составит 200 млн руб. В серию двигатель будет запущен к 2023 году. Планируется производить 40 РД-191 в год. При этом Дмитрий Рогозин заявил, что предприятие сможет производить и более 50 изделий ежегодно.
РД-191 — двигатель для ракеты-носителя «Ангара». Разработчик двигателя — подмосковное НПО «Энергомаш», которое сейчас производит финишную сборку РД-191. В августе Дмитрий Рогозин заявил, что серийное производство РД-191 будет организовано в Перми.
- как бы обломинго не получилось, как со стоимостью РД-180 - работали, продавали, и крупно обьеб ... считались. :o
"Рапторы" бы у Маска по 2 ляма бакинских купить бы ;D, на перспективу 8)
До появления замены придётся есть это блюдо...
А замены не будет с нашей системой в отрасли. Вернее будет, но по той же цене.
Если снизить мощность (давления в трактах) процентов на 20, то на базе РД-191 можно изготавливать двигатель который в два раза и больше окажется дешевле в себестоимости. Можно использовать просто более дешевые и технологичные материалы, не обязательно, чтобы там был рений, ниобий стоит гроши, кобальт и подавно. Механическая обработка и сварка так же упрощается.
Цитата: Наперстянка от 29.09.2021 09:27:07Если снизить мощность (давления в трактах) процентов на 20, то на базе РД-191 можно изготавливать двигатель который в два раза и больше окажется дешевле в себестоимости.
- а теперь расшифруйте это пожалуйста ???
Цитата: Seerndv от 29.09.2021 12:52:16Цитата: Наперстянка от 29.09.2021 09:27:07Если снизить мощность (давления в трактах) процентов на 20, то на базе РД-191 можно изготавливать двигатель который в два раза и больше окажется дешевле в себестоимости.
- а теперь расшифруйте это пожалуйста ???
Да все понятно, себестоимость снизится в два и более раза.
А моторчик будет называться НК-33М :)
Цитата: ratcustorb от 28.09.2021 21:25:43Цитата: ZOOR от 28.09.2021 21:03:24Вот я тоже где-то в подкорке помню, что комплект на А-5 стоил 1,5 лярда в ценах пятилетней давности (вместе со 124).
Так что 700 млн - гон, или это про комплект из 5 штук.
700 млн. - это вроде РД-180, не?
Это примерно 350-500 тонн тяги по стоимости. Для 5 РД-191 - это много.
Цитата: Seerndv от 29.09.2021 12:52:16Цитата: Наперстянка от 29.09.2021 09:27:07Если снизить мощность (давления в трактах) процентов на 20, то на базе РД-191 можно изготавливать двигатель который в два раза и больше окажется дешевле в себестоимости. Можно использовать просто более дешевые и технологичные материалы, не обязательно, чтобы там был рений, ниобий стоит гроши, кобальт и подавно. Механическая обработка и сварка так же упрощается.
- а теперь расшифруйте это пожалуйста ???
Представим, что более дешевый РД-191ДЕШ будет иметь ном. мощность не более 0,8 от ном. мощности дросселируемого РД-191 за счет уменьшения температур в газогенераторе, за счет увеличения толщины защитной пленки (завесы в КС), в общем, за счет снижения тепловых напряжений в узлах двигателя. Отсюда вытекает возможность использовать менее жаропрочные сплавы (более дешевые, где меньше рения, рутения, вольфрама с молибденом, но больше кобальта ниобия, ванадия) и, одновременно, проще свариваемые, быстрей и легче механически обрабатываемые на станках, имеющие большую теплопроводность, легче спаиваемые и т. д.. Если двигатель легче производить, то ясно, что он будет дешевле. Я спрогнозировал, что если температуры в РД в среднем опустить на 150 С, то производство такого двигателя буде примерно дешевле в 2 раза, чем РД-191.
ЦитироватьЯ спрогнозировал
Это неотразимый аргумент. Мы поражены в самую пятку. Все срочно всё бросили и побежали, ломая ноги, переделывать РД-191. Зайдете после обеда за результатами
анализов.
Что Старый говорит про дефорсирование? Что это Must Have. Дефорсированный РД-191Д как раз пойдет в количестве 9 штук на нормальную, а не хилую Ангару, недорогую, грузоподъемную (>40 тонн) и
надежную. Как раз то, чего нет и не будет у Роскосмоса при нынешнем раздрае.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/42033.png)
Цитата: Наперстянка от 29.09.2021 19:06:03Я спрогнозировал, что если температуры в РД в среднем опустить на 150 С, то производство такого двигателя будет примерно дешевле в 2 раза, чем РД-191.
Интересно, как Маску удается производить Раптор серийно и дешево?
Цитата: ratcustorb от 28.09.2021 22:14:59Цитата: Bell от 28.09.2021 22:03:43Сами двигатели-то конечно дешевле 11,225 млн. А за вычетом экспортной наценки будет наверно 7-8 лямов для внутреннего рынка. Но все равно 500 млн. руб. это ахренеть как много. Да даже если урезать осетра еще вдвое после освоения серийного выпуска...
Как сравнивается один двигатель для внешнего покупателя с другим двигателем для внутреннего? ::)
Вот Счетная палата в некотором смысле сравнила:
https://ria.ru/20110511/373020049.html
ЦитироватьОАО НПО "Энергомаш" осуществляло продажу российских ракетных двигателей РД-180 для американских ракет-носителей "Атлас-5" (http://www.rian.ru/science/20100921/277748760.html) за половину стоимости затрат на их производство, говорится в материалах Счетной палаты РФ.
"В связи с этим только в 2008-2009 году убыток от их продаж составил около 880 миллионов рублей, или почти 68% всех убытков "Энергомаша", - отмечается в материалах.
Цитата: Raul от 29.09.2021 19:53:33Интересно, как Маску удается производить Раптор серийно и дешево?
Кроме слов Маска есть какая-то информация о себестоимости?
Возвращаясь к теме.
Новость слегка не новая, но тем не менее. https://tass.ru/armiya-i-opk/9300999
ЦитироватьФОРУМ "АРМИЯ-2020" (https://tass.ru/forum-armiya-2020)
27 АВГ 2020, 10:18
Огневые испытания двигателя РД-191М планируются на середину 2022 года
Как сообщил гендиректор НПО "Энергомаш" Игорь Арбузов, первый доводочный образец этого двигателя должен быть собран в конце 2021 года
Читайте ТАСС в
Яндекс.Новости (https://yandex.ru/news/?favid=1551&from=rubric)Яндекс.Дзен (https://zen.yandex.ru/tass)Google Новости (https://news.google.com/publications/CAAqBwgKMMqwoQkwzcCWAg?hl=ru&gl=RU&ceid=RU%3Aru)
КУБИНКА /Московская область/, 27 августа. /ТАСС/. Первый доводочный образец модернизированного двигателя РД-191М для ракет "Ангара" должен быть собран в конце 2021 года. При этом огневые испытания нового двигателя планируются на середину 2022 года, сообщил в интервью (https://tass.ru/interviews/9296809) ТАСС на форуме "Армия-2020" генеральный директор НПО "Энергомаш" (предприятие - разработчик ракетных двигателей) Игорь Арбузов.
"Огневые испытания [двигателя РД-191М] рассчитываем осуществить в середине 2022 года, поскольку первый доводочный образец этого двигателя должен быть собран в конце 2021 года, а на 2023 год намечены поставки ракетного двигателя для "Ангары", - сказал Арбузов.
Он напомнил, что в 2023 году планируется осуществить первый пуск ракеты "Ангара" с новым двигателем. Носитель выведет на орбиту перспективный пилотируемый корабль "Орел" пока в беспилотном варианте.
Арбузов сообщил, что в настоящий момент в КБ "Энергомаша" идет разработка конструкторской документации по новому двигателю, которая будет подготовлена виде в электронной 3D-модели.
Как там успехи?
Цитата: ratcustorb от 29.09.2021 20:02:53Цитата: Raul от 29.09.2021 19:53:33Интересно, как Маску удается производить Раптор серийно и дешево?
Кроме слов Маска есть какая-то информация о себестоимости?
Шли бы вы со своим Раптором в тему про Раптор ;D
На правах самовольной модерации )))))
Цитата: Bell от 29.09.2021 20:02:15Цитата: ratcustorb от 28.09.2021 22:14:59Цитата: Bell от 28.09.2021 22:03:43Сами двигатели-то конечно дешевле 11,225 млн. А за вычетом экспортной наценки будет наверно 7-8 лямов для внутреннего рынка. Но все равно 500 млн. руб. это ахренеть как много. Да даже если урезать осетра еще вдвое после освоения серийного выпуска...
Как сравнивается один двигатель для внешнего покупателя с другим двигателем для внутреннего? ::)
Вот Счетная палата в некотором смысле сравнила:
https://ria.ru/20110511/373020049.html
Цитата: undefinedОАО НПО "Энергомаш" осуществляло продажу российских ракетных двигателей РД-180 для американских ракет-носителей "Атлас-5" (http://www.rian.ru/science/20100921/277748760.html) за половину стоимости затрат на их производство, говорится в материалах Счетной палаты РФ.
"В связи с этим только в 2008-2009 году убыток от их продаж составил около 880 миллионов рублей, или почти 68% всех убытков "Энергомаша", - отмечается в материалах.
Прикольно. То есть РД-171М в 2010 году стоил $16,6 млн., а РД-180 - $15 млн.?
Кто-то п#@дит...
https://iz.ru/news/556559
Зная не по наслышке, как работает Счётная палата, я бы не особо доверял её выводам. Но мудакам из руководства Энергомаша веры нет ещё больше... ))
Цитата: ratcustorb от 29.09.2021 20:02:53Цитата: Raul от 29.09.2021 19:53:33Интересно, как Маску удается производить Раптор серийно и дешево?
Кроме слов Маска есть какая-то информация о себестоимости?
В пользу этого говорят объемы выпуска Рапторов (которые уже сейчас превосходят мощность завода в Перми) и готовность Маска сжигать их пачками ради испытаний прототипа Старшипа. И на производство этих РД вряд ли уходят годы, как на РД серии 170. Есть что осмыслить и есть чему поучиться.
Цитата: Raul от 29.09.2021 20:25:29В пользу этого говорят объемы выпуска Рапторов (которые уже сейчас превосходят мощность завода в Перми) и готовность Маска сжигать их пачками ради испытаний прототипа Старшипа. И на производство этих РД вряд ли уходят годы, как на РД серии 170. Есть что осмыслить и есть чему поучиться.
Так вопрос не объемах выпуска, а себестоимости...
Если денег - как у дурака фантиков - объёмы не проблема...
Цитата: ratcustorb от 29.09.2021 20:25:01Прикольно. То есть РД-171М в 2010 году стоил $16,6 млн., а РД-180 - $15 млн.?
Кто-то п#@дит...
и тем не менее примерно такие цифры мне помнятся по плакату с МАКС.
найти бы его... поиск на форуме паршиво работает.
Цитата: ratcustorb от 29.09.2021 20:29:49Цитата: Raul от 29.09.2021 20:25:29В пользу этого говорят объемы выпуска Рапторов (которые уже сейчас превосходят мощность завода в Перми) и готовность Маска сжигать их пачками ради испытаний прототипа Старшипа. И на производство этих РД вряд ли уходят годы, как на РД серии 170. Есть что осмыслить и есть чему поучиться.
Так вопрос не объемах выпуска, а себестоимости...
Если денег - как у дурака фантиков - объёмы не проблема...
У дурака не бывает много денег :D . И дорогое по себестоимости изделие обычно производится штучно, а не массово. Для массового изделия в комплексе решается проблемы технологии, себестоимости и рациональной организации производства. Как, например, Форд красил автомобиль дешевым черным лаком, убрал из конструкции бензонасос и применил конвейер. У него получилось массовое дешевое изделие.
У гипотетического дурака с навалом денег элементарно не хватит способностей для организации массового производства. А умный человек за производство не возьмется, пока не создаст дешевую технологию.
Цитата: Bell от 29.09.2021 01:16:53А замены не будет с нашей системой в отрасли. Вернее будет, но по той же цене.
Пока не прижмёт окончательно именно так и будет >:(
Цитата: Raul от 29.09.2021 20:46:21У гипотетического дурака с навалом денег элементарно не хватит способностей для организации массового производства. А умный человек за производство не возьмется, пока не создаст дешевую технологию.
Ну не совсем так. Взять к примеру Росатом. Там тоже фактически штучное производство дорогих изделий. Но привлекается много частных подрядчиков и для того, чтобы оценить, сможет ли он обеспечить нужное качество и сроки, выезжает комиссия и на месте оценивает производственные мощности, и только потом заключаются подряды. Может просто в руководстве толковые люди, способные организовать работу огромного концерна, весьма успешно и в сроки строящие одновременно больше 20 (!) атомных реакторов по всему миру?
Тот же Лихачёв у них - он же не технарь, но как организатор - высшего уровня, в этом лично убеждался, когда он ещё работал в Минэкономразвития. Но очень толковые руководители такого уровня - это конечно штучный товар... )))
Цитата: Raul от 29.09.2021 19:53:33Что Старый говорит про дефорсирование? Что это Must Have. Дефорсированный РД-191Д как раз пойдет в количестве 9 штук на нормальную, а не хилую Ангару, недорогую, грузоподъемную (>40 тонн) и надежную. Как раз то, чего нет и не будет у Роскосмоса при нынешнем раздрае.
Цитата: Наперстянка от 29.09.2021 19:06:03Я спрогнозировал, что если температуры в РД в среднем опустить на 150 С, то производство такого двигателя будет примерно дешевле в 2 раза, чем РД-191.
Интересно, как Маску удается производить Раптор серийно и дешево?
В википедии имеются строки: "
5 августа 2020 года состоялся тестовый "прыжок" прототипа Starship (SN5) с двигателем Raptor SN27 на 150 м[46] (https://ru.wikipedia.org/wiki/Raptor_(%D1%80%D0%B0%D0%BA%D0%B5%D1%82%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%B4%D0%B2%D0%B8%D0%B3%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C)#cite_note-46); с тех пор проведено ещё несколько подобных испытаний.". До дешевого и серийного, но надежного состояния, ему еще прыгать и прыгать, этому способствует конструкция.
Цитата: ratcustorb от 01.10.2021 09:17:56Цитата: Raul от 29.09.2021 20:46:21У гипотетического дурака с навалом денег элементарно не хватит способностей для организации массового производства. А умный человек за производство не возьмется, пока не создаст дешевую технологию.
Ну не совсем так. Взять к примеру Росатом. Там тоже фактически штучное производство дорогих изделий. Но привлекается много частных подрядчиков и для того, чтобы оценить, сможет ли он обеспечить нужное качество и сроки, выезжает комиссия и на месте оценивает производственные мощности, и только потом заключаются подряды. Может просто в руководстве толковые люди, способные организовать работу огромного концерна, весьма успешно и в сроки строящие одновременно больше 20 (!) атомных реакторов по всему миру?
Тот же Лихачёв у них - он же не технарь, но как организатор - высшего уровня, в этом лично убеждался, когда он ещё работал в Минэкономразвития. Но очень толковые руководители такого уровня - это конечно штучный товар... )))
Это на что именно там в Росатоме привлекают частных подрядчиков? В строительство разве что.
Цитата: Bell от 01.10.2021 11:10:30Это на что именно там в Росатоме привлекают частных подрядчиков? В строительство разве что.
Нет, много оборудования производят частники.
Цитата: Bell от 01.10.2021 11:10:30Цитата: ratcustorb от 01.10.2021 09:17:56Цитата: Raul от 29.09.2021 20:46:21У гипотетического дурака с навалом денег элементарно не хватит способностей для организации массового производства. А умный человек за производство не возьмется, пока не создаст дешевую технологию.
Ну не совсем так. Взять к примеру Росатом. Там тоже фактически штучное производство дорогих изделий. Но привлекается много частных подрядчиков и для того, чтобы оценить, сможет ли он обеспечить нужное качество и сроки, выезжает комиссия и на месте оценивает производственные мощности, и только потом заключаются подряды. Может просто в руководстве толковые люди, способные организовать работу огромного концерна, весьма успешно и в сроки строящие одновременно больше 20 (!) атомных реакторов по всему миру?
Тот же Лихачёв у них - он же не технарь, но как организатор - высшего уровня, в этом лично убеждался, когда он ещё работал в Минэкономразвития. Но очень толковые руководители такого уровня - это конечно штучный товар... )))
Это на что именно там в Росатоме привлекают частных подрядчиков? В строительство разве что.
Например, теплообменное оборудование.
Цитата: ratcustorb от 01.10.2021 11:43:06Цитата: Bell от 01.10.2021 11:10:30Это на что именно там в Росатоме привлекают частных подрядчиков? В строительство разве что.
Нет, много оборудования производят частники.
Ну если АО Атоммаш считать частным предприятием, то да...
Цитата: Bell от 01.10.2021 13:34:12Цитата: ratcustorb от 01.10.2021 11:43:06Цитата: Bell от 01.10.2021 11:10:30Это на что именно там в Росатоме привлекают частных подрядчиков? В строительство разве что.
Нет, много оборудования производят частники.
Ну если АО Атоммаш считать частным предприятием, то да...
БАСЭТ, Уфаатомхиммаш (банкрот, правда, уже). Это из тех, что я знаю в своём регионе.
Это все оборудование общепромышленного уровня и частничество там весьма условное.
Цитата: Bell от 01.10.2021 14:27:26Это все оборудование общепромышленного уровня и частничество там весьма условное.
Обычное там частничество - ООО.
http://baset.ru/oborudovanie/dlya_atomnyih_stantsiy
Цитата: ratcustorb от 01.10.2021 09:17:56Цитата: Raul от 29.09.2021 20:46:21У гипотетического дурака с навалом денег элементарно не хватит способностей для организации массового производства. А умный человек за производство не возьмется, пока не создаст дешевую технологию.
Ну не совсем так. Взять к примеру Росатом. Там тоже фактически штучное производство дорогих изделий. Но привлекается много частных подрядчиков и для того, чтобы оценить, сможет ли он обеспечить нужное качество и сроки, выезжает комиссия и на месте оценивает производственные мощности, и только потом заключаются подряды. Может просто в руководстве толковые люди, способные организовать работу огромного концерна, весьма успешно и в сроки строящие одновременно больше 20 (!) атомных реакторов по всему миру?
Тот же Лихачёв у них - он же не технарь, но как организатор - высшего уровня, в этом лично убеждался, когда он ещё работал в Минэкономразвития. Но очень толковые руководители такого уровня - это конечно штучный товар... )))
то есть Роскосмосу надо ждать своего грефа или кириенко или бу андерсона..
Окей будем ждать
Цитата: vlad7308 от 01.10.2021 14:51:11то есть Роскосмосу надо ждать своего грефа или кириенко или бу андерсона..
Окей будем ждать
Других вариантов нет.
Цитата: Bell от 29.09.2021 20:14:39Возвращаясь к теме.
Новость слегка не новая, но тем не менее. https://tass.ru/armiya-i-opk/9300999
Цитата: undefinedФОРУМ "АРМИЯ-2020" (https://tass.ru/forum-armiya-2020)
27 АВГ 2020, 10:18
Огневые испытания двигателя РД-191М планируются на середину 2022 года
Как сообщил гендиректор НПО "Энергомаш" Игорь Арбузов, первый доводочный образец этого двигателя должен быть собран в конце 2021 года
Читайте ТАСС в
Яндекс.Новости (https://yandex.ru/news/?favid=1551&from=rubric)Яндекс.Дзен (https://zen.yandex.ru/tass)Google Новости (https://news.google.com/publications/CAAqBwgKMMqwoQkwzcCWAg?hl=ru&gl=RU&ceid=RU%3Aru)
КУБИНКА /Московская область/, 27 августа. /ТАСС/. Первый доводочный образец модернизированного двигателя РД-191М для ракет "Ангара" должен быть собран в конце 2021 года. При этом огневые испытания нового двигателя планируются на середину 2022 года, сообщил в интервью (https://tass.ru/interviews/9296809) ТАСС на форуме "Армия-2020" генеральный директор НПО "Энергомаш" (предприятие - разработчик ракетных двигателей) Игорь Арбузов.
"Огневые испытания [двигателя РД-191М] рассчитываем осуществить в середине 2022 года, поскольку первый доводочный образец этого двигателя должен быть собран в конце 2021 года, а на 2023 год намечены поставки ракетного двигателя для "Ангары", - сказал Арбузов.
Он напомнил, что в 2023 году планируется осуществить первый пуск ракеты "Ангара" с новым двигателем. Носитель выведет на орбиту перспективный пилотируемый корабль "Орел" пока в беспилотном варианте.
Арбузов сообщил, что в настоящий момент в КБ "Энергомаша" идет разработка конструкторской документации по новому двигателю, которая будет подготовлена виде в электронной 3D-модели.
Как там успехи?
- по сравнению с "Раптором" - отрицательные ;D
Цитировать05.2021 16:39
Протон-ПМ приступил к освоению РД-191М
Компания «Протон-ПМ» (входит в интегрированную структуру НПО Энергомаш Госкорпорации «Роскосмос») приступила к освоению двигателя РД-191М — модифицированной версии РД-191 — для ракет-носителей семейства «Ангара». Первый экземпляр планируется изготовить в начале 2023-го, в том же году Научно-производственное объединение «Энергомаш» имени академика В.П. Глушко приступит к его испытаниям.
РД191М — это форсированная на 10% по тяге модификация РД-191. Двигатель будет выполнять поставленные задачи в ходе пусков тяжёлых версий ракет «Ангара» с космодрома Восточный, в том числе по пилотируемой программе. С этой целью разработчики внесли в изделие ряд изменений.
«При создании РД-191М максимально используется конструкторский и технологический задел по двигателям РД-191, РД-171М, РД-180 и РД-181, что существенно сокращает затраты на разработку, — отмечает главный конструктор НПО Энергомаш Пётр Лёвочкин. — В 2021 году мы в полном объёме выпустим конструкторскую документацию по двигателю и передадим её заводу-изготовителю».
В рамках договора, подписанного в декабре 2020 года, Протон-ПМ изготовит три опытных образца РД-191М. Первый двигатель предназначен для доводочных испытаний, второй — для завершающих доводочных испытаний, третий — для межведомственных испытаний.
«Впервые с начала освоения двигателя РД-191 на Протон-ПМ заключён контракт не на отдельные комплектующие, а на изделие в целом, что значительно облегчает процесс освоения, — уточняет руководитель проекта по двигателю Игорь Тимшин. — Важно учитывать и то, что узлы и агрегаты, которые закреплены за предприятием, занимают порядка 40% в трудоёмкости производства РД-191, а двигатель РД-191М имеет высокую степень преемственности с прототипом».
Для освоения производства РД-191М потребуется выпустить более 1,2 тысячи новых техпроцессов и 3,5 тысячи конструкций оснастки. Помимо этого, в 2020–2022 годах будут модернизированы шесть действующих испытательных стендов, ещё пять — предстоит спроектировать и изготовить. Участок сборки двигателя РД-191М планируется организовать в первом квартале 2022 года. Он будет расположен на загородной производственной площадке в новом корпусе 82.
- читайте новости ведомства БЗД(С) ;)
PS. Метан не пройдет! >:(
Ну вот просто ипать-колотить.
Вначале долго и упорно делали из большого РД-170 маленький движок, чтобы запускать тяжелые носители на связке этих движков.
Потом долго и упорно повышают тягу маленького движка, а то не хватает.
Цирк с конями.
ЦитироватьPS. Метан не пройдет! (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/angry.png)
Да ладно :)
Это с метаном никак не связано.
Цитата: Bell от 02.10.2021 12:27:05Цитата: undefinedPS. Метан не пройдет! (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/Smileys/fugue/angry.png)
Да ладно :)
Это с метаном никак не связано.
-деньги на движки идут из одного кошелька - и контролирует их секта почитателей БХГ(С) :(
Деньги контролирует Рогозин. Он вроде благоволит метану последнее время. Так что саботировать метан можно будет лишь некоторое время.
Цитата: Seerndv от 02.10.2021 11:16:47Цитата: Bell от 29.09.2021 20:14:39Возвращаясь к теме.
Новость слегка не новая, но тем не менее. https://tass.ru/armiya-i-opk/9300999
Цитата: undefined05.2021 16:39
Протон-ПМ приступил к освоению РД-191М
Компания «Протон-ПМ» (входит в интегрированную структуру НПО Энергомаш Госкорпорации «Роскосмос») приступила к освоению двигателя РД-191М — модифицированной версии РД-191 — для ракет-носителей семейства «Ангара». Первый экземпляр планируется изготовить в начале 2023-го, в том же году Научно-производственное объединение «Энергомаш» имени академика В.П. Глушко приступит к его испытаниям.
РД191М — это форсированная на 10% по тяге модификация РД-191. Двигатель будет выполнять поставленные задачи в ходе пусков тяжёлых версий ракет «Ангара» с космодрома Восточный, в том числе по пилотируемой программе. С этой целью разработчики внесли в изделие ряд изменений.
«При создании РД-191М максимально используется конструкторский и технологический задел по двигателям РД-191, РД-171М, РД-180 и РД-181, что существенно сокращает затраты на разработку, — отмечает главный конструктор НПО Энергомаш Пётр Лёвочкин. — В 2021 году мы в полном объёме выпустим конструкторскую документацию по двигателю и передадим её заводу-изготовителю».
В рамках договора, подписанного в декабре 2020 года, Протон-ПМ изготовит три опытных образца РД-191М. Первый двигатель предназначен для доводочных испытаний, второй — для завершающих доводочных испытаний, третий — для межведомственных испытаний.
«Впервые с начала освоения двигателя РД-191 на Протон-ПМ заключён контракт не на отдельные комплектующие, а на изделие в целом, что значительно облегчает процесс освоения, — уточняет руководитель проекта по двигателю Игорь Тимшин. — Важно учитывать и то, что узлы и агрегаты, которые закреплены за предприятием, занимают порядка 40% в трудоёмкости производства РД-191, а двигатель РД-191М имеет высокую степень преемственности с прототипом».
Для освоения производства РД-191М потребуется выпустить более 1,2 тысячи новых техпроцессов и 3,5 тысячи конструкций оснастки. Помимо этого, в 2020–2022 годах будут модернизированы шесть действующих испытательных стендов, ещё пять — предстоит спроектировать и изготовить. Участок сборки двигателя РД-191М планируется организовать в первом квартале 2022 года. Он будет расположен на загородной производственной площадке в новом корпусе 82.
Интересно, что закреплено за предприятием в размере остальных 60%, если заключен контракт на изделие в целом?
И как вообще можно В ПРОЦЕНТАХ замерять трудоёмкость?
Человеко-часами что ли?
Цитата: Asteroid от 02.10.2021 14:52:18Деньги контролирует Рогозин. Он вроде благоволит метану последнее время. Так что саботировать метан можно будет лишь некоторое время.
- ИМХО, очень длительное оно может быть. ::) Напомню мнение гл. ув. тов. "перегрева":
Цитировать Если вкратце, то лет 7 назад КБХА выступило с инициативой отказа от применения на наших РКН высоконагруженных двигателей с дожиганием окислительного газа семейства РД-171. Идея в целом отраслью была воспринята неоднозначно, но понравилась Самаре. Почему:
1. Двигатели открытой схемы с ГГ на восстановительном газе имеют многократно большие времена развитие критических отказов, связанных с узлом турбины ТНА, что позволят создать надежную и выскоэффективную САЗ.
2. Номенклатура критичных отказов таких двигателей значительно меньше, чем двигателей с дожиганием окислителя, а последствия существенно менее тяжкие.
3. Такой двигатель проще форсировать для реализации "горячего резервирования" (выполнения задачи при отказе одного двигателя)
4. Такие двигатели будут существенно дешевле в производстве.
Кроме того, всячески напиралось на то, что в США двигатели с дожиганием окислителя запрещены для пилотируемых ракет.
Было разработано несколько вариантов такого двигателя под шифром РД-0164 (выпущен комплект КД). Движки получились очень интересные, например вариант с ГГ на водороде по УИ практически не уступал РД-191 при существенно более низких внутридвигательных параметрах.
Однако проталкивая свой вариант КБХА грубо нарушило освященные традиции - впёрлось на делянку Энергомаша. В итоге, уже для Руси-М на первой ступени прописались Энергомашевские клоны РД-171.
Короче эта очень интересная история еще ждет своего исследователя(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/41918.gif)
- такое не прощают. "Все дело в бабках"(С) Что мы и видим - Союз5 в финале с РД-171МВ :-\ >:(
Цитата: Seerndv от 02.10.2021 19:08:50- ИМХО, очень длительное оно может быть. ::) Напомню мнение гл. ув. тов. "перегрева":
Цитата: undefinedЕсли вкратце, то лет 7 назад КБХА выступило с инициативой отказа от применения на наших РКН высоконагруженных двигателей с дожиганием окислительного газа семейства РД-171. Идея в целом отраслью была воспринята неоднозначно, но понравилась Самаре. Почему:
1. Двигатели открытой схемы с ГГ на восстановительном газе имеют многократно большие времена развитие критических отказов, связанных с узлом турбины ТНА, что позволят создать надежную и выскоэффективную САЗ.
2. Номенклатура критичных отказов таких двигателей значительно меньше, чем двигателей с дожиганием окислителя, а последствия существенно менее тяжкие.
3. Такой двигатель проще форсировать для реализации "горячего резервирования" (выполнения задачи при отказе одного двигателя)
4. Такие двигатели будут существенно дешевле в производстве.
Кроме того, всячески напиралось на то, что в США двигатели с дожиганием окислителя запрещены для пилотируемых ракет.
Было разработано несколько вариантов такого двигателя под шифром РД-0164 (выпущен комплект КД). Движки получились очень интересные, например вариант с ГГ на водороде по УИ практически не уступал РД-191 при существенно более низких внутридвигательных параметрах.
Однако проталкивая свой вариант КБХА грубо нарушило освященные традиции - впёрлось на делянку Энергомаша. В итоге, уже для Руси-М на первой ступени прописались Энергомашевские клоны РД-171.
Короче эта очень интересная история еще ждет своего исследователя(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/41918.gif)
В принципе "перегрев" много чего уже происследовал - поток жидкого кислорода перекрывается быстрей, чем горячий кислород. Но как быть с гидравлическим ударом при быстром закрытии вентиля? Может предполагается наличие демпферной емкости?
Клоунито, где там в цитированном тексте хоть слово про перекрывание потока и гидравлический удар?
Я так подозреваю, что тов. Перегрев когда-то хорошо оттоптался на ваших опровергательских бреднях и теперь очень хочется чего-то пукнуть против него?
Цитата: Bell от 02.10.2021 21:13:55Клоунито, где там в цитированном тексте хоть слово про перекрывание потока и гидравлический удар?
Я так подозреваю, что тов. Перегрев когда-то хорошо оттоптался на ваших опровергательских бреднях и теперь очень хочется чего-то пукнуть против него?
Ебанько, мой давний знакомый, задался такими же вопросами, но даже он признал свою ошибку, выхлебав банку рассола.
А, так я угадал? Отлично.
Угадал, угадал, что я с "перегревом" ни на каких форумах не пересекался и с ним не топтался. Мой давний знакомый так же сначала подозревает фантомы, а потом их угадывает вот так же отлично .... выпив банку сивухи, а когда уже не может жаловаться на свою белую горячку, стонет: бе-е-е-л, бе-е-е-л. Так страшно блеет, жуть,- тоже, круглый отличник.
Цитата: Наперстянка от 02.10.2021 21:42:02Ебанько, мой давний знакомый, задался такими же вопросами, но даже он признал свою ошибку, выхлебав банку рассола.
- какие интересные у вас знакомые. Впрочем, с кем поведешься, от того и наберешься ;D
Цитата: Наперстянка от 02.10.2021 21:42:02Цитата: Bell от 02.10.2021 21:13:55Клоунито, где там в цитированном тексте хоть слово про перекрывание потока и гидравлический удар?
Я так подозреваю, что тов. Перегрев когда-то хорошо оттоптался на ваших опровергательских бреднях и теперь очень хочется чего-то пукнуть против него?
Ебанько, мой давний знакомый, задался такими же вопросами, но даже он признал свою ошибку, выхлебав банку рассола.
На 15 суток лишён права писать на форуме за матерную брань, потом ещё 10 суток на премодерации.
https://engine.space/press/pressnews/3627/
ЦитироватьВ НПО ЭНЕРГОМАШ ПОСТАВЛЕНЫ ТОВАРНЫЕ АГРЕГАТЫ ДВИГАТЕЛЯ РД-191
09 ДЕКАБРЯ 2021
АО «Протон-ПМ» (входит в интегрированную структуру АО «НПО Энергомаш» Госкорпорации «Роскосмос») поставило заказчику АО «НПО Энергомаш» — четыре товарных турбонасосных агрегата (ТНА) двигателя РД191. Один из них в конце ноября успешно прошёл огневые испытания в составе изделия, защитив партию. Всего контрактом предусмотрено изготовление шести комплектов ТНА и других агрегатов двигателя, предназначенных для лётных испытаний ракеты-носителя «Ангара» с космодрома Восточный.
Игорь Арбузов, генеральный директор АО «НПО Энергомаш»:
— НПО Энергомаш является не только заказчиком, но и разработчиком двигателя РД-191. Сейчас на предприятии ведутся активные работы по созданию его модернизированной версии РД-191М. Завершена разработка конструкторской документации. Полностью изменена кооперация. Практически все, что раньше закупалось вне интегрированной структуры ракетного двигателестроения, теперь изготавливается на предприятиях холдинга. В Перми практически завершено строительство современного завода для производства этого двигателя, закупаются материалы для изготовления РД-191М. Первый экземпляр планируется изготовить в середине 2022 года и в том же году на площадке в Химках приступить к его испытаниям.
Напомним, что «Протон-ПМ» закреплён в качестве серийного изготовителя двигателей для семейства РН «Ангара». Предприятие освоило выпуск определяющих комплектующих РД-191, составляющих порядка 40 % трудоёмкости его производства. Помимо турбонасосного агрегата, это бустерные насосные агрегаты окислителя и горючего, трубопровод с эжектором, фильтр и клапан окислителя, а также часть спецнормалей. В этом году также освоено изготовление теплозащиты и теплоизоляции двигателя.
Иван Краснов, директор АО «Протон-ПМ»:
— В 2022–2023 году нам предстоит поставить ещё 21 комплект расширенной номенклатуры деталей и сборочных единиц двигателя РД-191. Кроме того, предприятие приступило к освоению его модификации — РД-191М, форсированной на 10 % по тяге. Заключён договор на поставку трёх опытных двигателей, первый из них мы планируем изготовить уже в следующем году на новых производственных мощностях загородной площадки в Новых Лядах.
О матерной брани...
Я понимаю что в ЧД свои правила, но тем не менее хотелось бы единообразия, хотя бы в таких простых вопросах...
#2115 (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2313778)
Цитата: LRV_75 от 11.12.2021 13:51:24тебе заебись)
Мне сейчас заебись )
заебись всегда !))
тебя забанят, а ты не матерись.
Цитата: zandr от 09.12.2021 18:51:58В Перми практически завершено строительство современного завода для производства этого двигателя, закупаются материалы для изготовления РД-191М. Первый экземпляр планируется изготовить в середине 2022 года и в том же году на площадке в Химках приступить к его испытаниям.
Огневых испытаний так и не было?
Цитировать«Роскосмос» сообщила о планах поставить в Индию десять ракетных двигателей РД-191 в период с 2024 по 2029 годы. Сообщается, что это позволит загрузить НПО «Энергомаш» заказами, а также привлечет существенные внебюджетные источники финансирования.
Я может что-то пропустил. А зачем индусам РД-191? На какую РН их рассматривают?
Цитата: Разъём от 21.04.2023 13:31:51Цитировать«Роскосмос» сообщила о планах поставить в Индию десять ракетных двигателей РД-191 в период с 2024 по 2029 годы. Сообщается, что это позволит загрузить НПО «Энергомаш» заказами, а также привлечет существенные внебюджетные источники финансирования.
Я может что-то пропустил. А зачем индусам РД-191? На какую РН их рассматривают?
На HLV, замена для GSLV, Индусы с помощью украинцев пилили движок sce-200 на 185тс, но из за войны планы изменились.
Цитата: Разъём от 21.04.2023 13:31:51А зачем индусам РД-191? На какую РН их рассматривают?
На GSLV-3, вестимо. Вместо Викингов.
Цитата: Разъём от 21.04.2023 13:31:51Цитировать«Роскосмос» сообщила о планах поставить в Индию десять ракетных двигателей РД-191 в период с 2024 по 2029 годы. Сообщается, что это позволит загрузить НПО «Энергомаш» заказами, а также привлечет существенные внебюджетные источники финансирования.
Я может что-то пропустил. А зачем индусам РД-191? На какую РН их рассматривают?
На кислород киросиновую ступень гслв мк3 взамен вонючки. Один двигатель на ракету
Спасибо всем. Теперь понятно.
Цитата: Blackhavvk от 21.04.2023 14:03:27На кислород киросиновую ступень гслв мк3 взамен вонючки. Один двигатель на ракету
Если поставят два то это будет огонь. Мы с Ангарой будем выброшены даже из пятёрки лидеров и будем конкурировать за шестое место с двумя Кореями, Израилем и Ираном.
Цитата: Старый от 21.04.2023 19:00:31Цитата: Blackhavvk от 21.04.2023 14:03:27На кислород киросиновую ступень гслв мк3 взамен вонючки. Один двигатель на ракету
Если поставят два то это будет огонь. Мы с Ангарой будем выброшены даже из пятёрки лидеров и будем конкурировать за шестое место с двумя Кореями, Израилем и Ираном.
Это будет уже совсем другая ракета. А пока на ступени SC120 только один движок.
Цитата: Дмитрий В. от 21.04.2023 20:09:44Цитата: Старый от 21.04.2023 19:00:31Цитата: Blackhavvk от 21.04.2023 14:03:27На кислород киросиновую ступень гслв мк3 взамен вонючки. Один двигатель на ракету
Если поставят два то это будет огонь. Мы с Ангарой будем выброшены даже из пятёрки лидеров и будем конкурировать за шестое место с двумя Кореями, Израилем и Ираном.
Это будет уже совсем другая ракета. А пока на ступени SC120 только один движок.
Цитата: Дмитрий В. от 21.04.2023 20:09:44Цитата: Старый от 21.04.2023 19:00:31Цитата: Blackhavvk от 21.04.2023 14:03:27На кислород киросиновую ступень гслв мк3 взамен вонючки. Один двигатель на ракету
Если поставят два то это будет огонь. Мы с Ангарой будем выброшены даже из пятёрки лидеров и будем конкурировать за шестое место с двумя Кореями, Израилем и Ираном.
Это будет уже совсем другая ракета. А пока на ступени SC120 только один движок.
А когда либо раньше индусы что-то подобное получали? Ну там, рд170,180 например, или нк-33,43?
Цитата: Старый от 21.04.2023 19:00:31Цитата: Blackhavvk от 21.04.2023 14:03:27На кислород киросиновую ступень гслв мк3 взамен вонючки. Один двигатель на ракету
Если поставят два то это будет огонь. Мы с Ангарой будем выброшены даже из пятёрки лидеров и будем конкурировать за шестое место с двумя Кореями, Израилем и Ираном.
Даже с 2, как ноо ракета она будет одноклассником с5. Только плохим. Это очень посредственная ракета. Ангара как ракета без РДТТ лучше и ее и Арианы и н3. И она не хуже лм5, так что 2-3.
Цитата: Blackhavvk от 02.05.2023 13:16:38Даже с 2, как ноо ракета она будет одноклассником с5.
А не надо НОО. Это ракеты для ГСО, по ней и сравнивай.
И географическая широта здесь не смягчающее а отягчающее обстоятельство.
А что, у индусов есть соответствующая ступень? Или всё в процессе? Может им и урм от ангары продадут? Насколько мне известно, этот двигатель можно поставить ещё на Антарес, а также в количестве 2 единиц на атлас. Но, может, индусы уже трудятся над своим урм-ом, может быстрее сделают, чем у нас?
Цитата: Старый от 02.05.2023 13:42:27Цитата: Blackhavvk от 02.05.2023 13:16:38Даже с 2, как ноо ракета она будет одноклассником с5.
А не надо НОО. Это ракеты для ГСО, по ней и сравнивай.
И географическая широта здесь не смягчающее а отягчающее обстоятельство.
Ну так получилось, страна на севере.
Цитата: Blackhavvk от 02.05.2023 19:59:04Ну так получилось, страна на севере.
Тем хуже.
Цитата: Blackhavvk от 02.05.2023 13:16:38Цитата: Старый от 21.04.2023 19:00:31Цитата: Blackhavvk от 21.04.2023 14:03:27На кислород киросиновую ступень гслв мк3 взамен вонючки. Один двигатель на ракету
Если поставят два то это будет огонь. Мы с Ангарой будем выброшены даже из пятёрки лидеров и будем конкурировать за шестое место с двумя Кореями, Израилем и Ираном.
Даже с 2, как ноо ракета она будет одноклассником с5. Только плохим. Это очень посредственная ракета. Ангара как ракета без РДТТ лучше и ее и Арианы и н3. И она не хуже лм5, так что 2-3.
На НОО там планируется ближе к Ангаре-А3, - А5: https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?topic=21334.msg2543998#msg2543998
Цитата: Дмитрий В. от 02.05.2023 22:25:29На НОО там планируется ближе к Ангаре-А3, - А5
На ГПО/ГСО учитывая меньшую широту космодрома и водородную верхнюю ступень получится больше чем у А-5.
Странно как то получается, все кричат о нехватке спутников, да и ангару пятую надо вроде поднимать и проталкивать, и всё это висит на рд-191-м, а у них, оказывается лишние движки имеются! Или наладить массовое производство урм-ов не получается? И это притом,ичто на 1 двигатель целый год уходит! Урм -ы могли бы побыстрее делать? Видимо просто распродают имущество, как говорится с драной овцы хоть шерсти клок. Либо решили заменить его, например на нк-33 и нк-43.
Не получается наладить массовое производство ПН.
https://engine.space/press/pressnews/5628/
ЦитироватьНПО ЭНЕРГОМАШ ПРОДОЛЖАЕТ РАБОТЫ НАД ДВИГАТЕЛЕМ РД-191М
17 АПРЕЛЯ 2024
С начала этого года в испытательном комплексе АО «НПО Энергомаш» (входит в Госкорпорацию «Роскосмос») состоялись первые испытания жидкостного ракетного двигателя РД-191М, предназначенного для ракеты-носителя тяжёлого класса «Ангара-А5М» космического ракетного комплекса «Амур».
Цитировать«Двигатель РД-191М от «базового» РД-191 отличается прежде всего по уровню тяги — он форсируется на 10%. За счет этого повышаются возможности «Ангары», в том числе и для вывода полезной нагрузки, что важно для запуска модулей, а в последующем расширит возможности отправки грузов для проектируемой новой Российской орбитальной станции», – прокомментировал генеральный директор НПО Энергомаш Игорь Арбузов.
Цитировать«При создании РД-191М максимально использовался конструкторский и технологический задел по двигателям РД-191, РД-171М, РД-180 и РД-181, что существенно сократило затраты на разработку», – отмечает главный конструктор НПО Энергомаш Пётр Лёвочкин. – Автономные испытания ДСЕ нового двигателя в целом подтвердили правильность конструкторских и технологических решений, тем самым открывается дальнейшая дорога к циклу доводочных испытаний этого двигателя».
Двигатель РД-191М – форсированная на 10% по тяге модификация РД-191 – однокамерного жидкостного ракетного двигателя на компонентах топлива (керосин + жидкий кислород), разработанный для семейства российских ракет-носителей «Ангара». Модифицированный двигатель будет выполнять поставленные задачи в ходе пусков тяжёлых версий РН «Ангара» с космодрома Восточный, в том числе по пилотируемой программе.
Первый доводочный двигатель РД-191М изготовлен в НПО Энергомаш конце минувшего года. Ранее на предприятии завершен полный цикл автономных испытаний его агрегатов.
https://www.roscosmos.ru/40480/
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/358036.jpg)