Форум Новости Космонавтики

кстати, знаете ли вы, что у амерсов был проект Nova, который должен был сменить сатурн 5. по этому проекту должны были быть созданы ракетоносители для вывода на орбиту к луне (2 космическая) массы в 455-520 тонн. причем там применяется иногда такая же технология как H1, несущий корпус сферические баки.
инфа здесь (http://mycosmos.ru/viewtopic.php?p=317)

вообще по проекту работало три конторы на конкурсной основе, каждая предложила несколько вариантов. к сожалению программа была свернута. а то порвали они бы нас как тузик грелку, ничего против таких монстров у нас даже и не планировалось  и даже сейчас подобный класс ракет (со стартовой массой около 10 тыстонн) необсуждается, а зря..

Знаем, знаем! У Вэйда, к примеру, полно информации. Только Нова начала разрабатываться едва ли не раньше Сатурнов и работы по двум проектам длительное время велись параллельно: одна программа подстраховывала другую. У нас таких монструозных проектов было меньше: семейство УР-700, да УР-900, ну и модернизации Н-1. Чего обсуждать-то? Химера, она и есть химера.

Химера химерой, а помечтать хочется :)

Мега-ракеты... есть в них что-то.
Такой аморальной массе ПН я простил бы даже многократо завышеную удельную цену эксплуатации. Потому что она в любом случае потеряется на фоне эксплуатации ПН. Да и возможности при таких массах ПН просто дикие =)

очень уж она подробно проработанная химера. судя по всему лучше чем УР900 (240 тонн кстати, недотягивает до самой дохлой ракетки семейства NOVA). к тому же на форуме пока необсуждалась. я поиск юзал :)

я хотел узнать, у нас что, вообще небыло ассиметричного проекта?

пятисоттонных ракетоносителей ведь даже сейчас необсуждается. почему?

Цитироватьочень уж она подробно проработанная химера. судя по всему лучше чем УР900 (240 тонн кстати, недотягивает до самой дохлой ракетки семейства NOVA). к тому же на форуме пока необсуждалась. я поиск юзал :)

А тут не очень любят обсуждать бредовово-химерисные проекты. Т.е. вообще любят, но не до такой степени :lol:

Цитироватья хотел узнать, у нас что, вообще небыло ассиметричного проекта?

Ассиметричные были. Много. Например РН Космос-2/3. Строго ассиметричный проект :lol:

Цитироватьпятисоттонных ракетоносителей ведь даже сейчас необсуждается. почему?

Потому что нахрен такие ракеты не нужны.

Интересно,  каким способом предполагалась транспортировка блоков ракет Nova с завода-изготовителя на космодром?

Да вроде как обычно - бурлаками по Миссисипи  :lol:


ЗЫ. Пионэр, вроде объясняли уже: все мечты о химерах - строго в ЧД?  :roll:

//Потому%20что%20нахрен%20такие%20ракеты%20не%20нужны.


неуверен. в один старт марсианский корабль может поднять.
таким ракетоносителям доступна практически вся солнечная система. в десяток стартов и на орбите крейсер в 5000 тонн!

а тут серьезно обсуждается марсианская экседиция на протонах? в 20 пусков?

Интересно, а какой груз предполагалось запускать на ракетах Nova? Марсианский корабль?

Во-первых, обсуждалось и недавно (правда, не вспомню, в какой теме).
Во-вторых ни одна Нова не сравниться с УР-700М:
 http://www.friends-partners.org/partners/mwade/lvs/ur700m.htm
16000 т стартовой массы и 750 т на низкой орбите! :D

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=232879#232879
Вроде, здесь обсуждалось.

Цитировать

ЦитироватьПотому что нахрен такие ракеты не нужны.

неуверен. в один старт марсианский корабль может поднять.

Угу. И - сразу в музей, рядом с Сатурном-5. Если там место осталось.

Цитироватьтаким ракетоносителям

"Ракетам-носителям"
Ракетоноситель - это нечто, носящее ракеты.

Цитироватьдоступна практически вся солнечная система.

А другим - недоступна?

Цитироватьв десяток стартов и на орбите крейсер в 5000 тонн!

Вот-вот. Нахрен такие крейсеры никому не нужны.

Цитироватьа тут серьезно обсуждается марсианская экседиция на протонах? в 20 пусков?

Для марсианской экспедиции оптимально 100 т.

Цитировать

Цитироватьа тут серьезно обсуждается марсианская экседиция на протонах? в 20 пусков?

Для марсианской экспедиции оптимально 100 т.

Можно и 20 Протонов. Оптимальна такая РН, которой можно запустить собранный посадочный аппарат на Марс. Какой он будет, такая и ракета.

NOVA - это, безусловно, круто! (люблю все большое...)
В связи с чем у меня вопрос такой - почему прекратили разработку тех вариантов, которые были начаты по горячим следам успеха Сатурна-5?
Нет, ну я понимаю, что на фоне снизившегося финансирования и отсутствия потребности в запуске крупных ПН, тут и делать нечего.

Меня интересует техническая осуществимость. Раз был проект - значит, был расчет. А как насчет реальной технологии? Я где-то читал, что РН Сатурн-5 случаянно оказалась близко к техническому пределу по размерам своим - это было связано с дальнейшим непропорциональным ростом акустических нагрузок на конструкцию, например. То есть построить ракету, которая выводит 200 тонн на LEO - это еще туда-сюда, а вот 400-600 тонн - это принципиально за пределами сопромата.

Кто что занет об этом?

ЦитироватьЗнаем, знаем! У Вэйда, к примеру, полно информации. Только Нова начала разрабатываться едва ли не раньше Сатурнов и работы по двум проектам длительное время велись параллельно: одна программа подстраховывала другую. У нас таких монструозных проектов было меньше: семейство УР-700, да УР-900, ну и модернизации Н-1. Чего обсуждать-то? Химера, она и есть химера.

Почему химера?
Нормальная ракета для нормальной работы. Только эта работа до сих пор не выполнена, потому и Нова не понадобилась.
Первоначально Нову разрабатывали для прямой высадки на Луну (без лунной кабины и стыковки на окололунной орбиты). Этот проект из всех "Нов" был наиболее проработан, вначале именно он считался наиболее перспективным для Луны (пока не решили использовать трассу Кондратюка, пойдя на риск при стыковках). Этот вариант Новы ещё называли Сатурн С-8:
http://www.astronautix.com/lvs/saturnc8.htm

Впоследствии (когда для Луны приняли Сатурн-5) Нову предназначали для марсианской экспедиции. Правда у этих проектов было немного шансов быть реализованными - но не потому, что такие ракеты химеричны.
Просто у американцев уже была отработанная ракета Сатурн-5, и они хотели навешиванием ускорителей (твердотопливных или жидкостных) повысить грузоподъемность Сатурна до 250-350 тонн, сравнимых с ПН Новы.
http://www.astronautix.com/lvfam/saturnv.htm
http://www.astronautix.com/lvs/saturnvd.htm
http://www.astronautix.com/lvs/satnv23l.htm
Причем РДТТ диаметром 260 дюймов для ускорителях они уже испытали на наземных стендах - это до сих пор самые мощные из созданных РДТТ и вообще реактивных двигателей.
Но потом финансирование космических программ урезали, и полет на Марс отодвинулся далеко в будущее.

Что касается СССР, то кроме УР-700 и УР-900 были проекты модернизации Н-1. На верхних ступенях предусматривалось использование водорода в ЖРД или ЯРД. Масса некоторых вариантов ракеты увеличивалась до 5200 тонн (на первой ступени 3 сферических бака, 2 с окислителем и 1 с горючим, однотипные с баком окислителя первой ступени первоначальной Н-1),  а ПН - до 360 тонн:
http://www.astronautix.com/lvfam/n.htm
http://www.astronautix.com/lvs/nimiiiii.htm
http://www.astronautix.com/lvs/n1nleara.htm
http://www.astronautix.com/lvs/n1nearvb.htm

Нужно вспомнить ещё детально проработанный проект Вулкана (под нагрузку от его двигателей даже спроектирован УКСС).

Так что сверхтяжелые ракеты с ПН 200-500 тонн - вполне реализуемые машины. Как и любой инструмент, они создаются для решения определенных задач. Возьмемся всерьёз за Луну и планеты - супертяжи возродятся.

2Pioneer поюзайте еще Sea Dragon -вещь :D

паазвольте, у меня все ходы записаны (с) :)

как так случилось, что ур-700 с нагрузкой в 150 тонн, с буковкой "М" стал сразу тянуть 750 тонн? страшно подумать скока потянул бы ур-900 если бы ему добавили эту волшебную букву :)
это примерно 240х5=1200 тонн?  :shock:

в чем секрет, как из протоновских блоков получить пятикратное увеличение? мне казалось что из протона отжать 150-240 тонн это очень круто, а тут бах, и сразу 750... мож цыфирьками амеры ошиблись? ну там сложности перевода  :oops:

у амеров кстати были и движки для этих монстров, чего стоил только AJ-260- твердотопливный ускоритель 2600 тонн диаметром 6,5 метров и тягой как у сатурна? а ведь он прошел огневые испытания. четыре таких ускорителя и дело в шляпе.

Sea Dragon тож на 450-500 тонн. тока инфы маловато.

а не кажется ли вам, что за пятисоттонниками дейтвительно будущее? именно они могут стать лошадкой для колонизации солнечной.

чтото сатурн с н1 нето. пару космонавтов на луне это их предел. ну ни как не тянет на колонизацию. флажки и роботы втыкать умеют.

Sea Dragon - http://neverworld.net/truax/
                    http://www.astronautix.com/lvs/searagon.htm

Petrovich, спасибо за ссылку, я как раз коллекционирую подобных монстров  :)  это ведь не насовский проект?

и еще получается что чем больше ракетоноситель, тем дешевле стоимость вывода? типа на таких монстрах цена может упасть до 60 баксов за кг, я правильно понимаю?

Цитироватьпаазвольте, у меня все ходы записаны (с) :)

как так случилось, что ур-700 с нагрузкой в 150 тонн, с буковкой "М" стал сразу тянуть 750 тонн? страшно подумать скока потянул бы ур-900 если бы ему добавили эту волшебную букву :)
это примерно 240х5=1200 тонн?  :shock:

в чем секрет, как из протоновских блоков получить пятикратное увеличение? мне казалось что из протона отжать 150-240 тонн это очень круто, а тут бах, и сразу 750... мож цыфирьками амеры ошиблись? ну там сложности перевода  :oops:

Судя по рисунку, в УР-700М планировалось применять отнюдь не протоновские блоки.
http://www.astronautix.com/lvs/ur700m.htm

Цитироватьи еще получается что чем больше ракетоноситель, тем дешевле стоимость вывода? типа на таких монстрах цена может упасть до 60 баксов за кг, я правильно понимаю?

Из-за размерных эффектов относительная доля ПН в стартовой массе ракеты достигает максимума при стартовой массе около 3000 тонн, затем начинает постепенно снижаться из-за аккустических нагрузок. Но за счет того, что для одной большой ракеты предстартовая подготовка менее трудоемка, чем для 2-3 поменьше, ракеты массой более 3000 тонн могут быть выгодны.
С одной поправкой: носитель должен быть серийным, выпускаемым минимум десятками штук, иначе слишком велика стоимость создания уникального производства и стартового комплекса для пуска нескольких ракет.
А десятки пусков сверхтяжелой ракеты - это десятки тысяч тонн ПН. Сверхтяжелые ракеты становятся выгодны только при очень большом грузопотоке, порядка тысяч тонн в год. Примерно как карьерные экскаваторы и самосвалы - применение таких монстров окупается, если нужно переместить миллионы тонн грунта.

Что касается 60 баксов за кг - это конечно оценка очень оптимистическая, что-то вроде первых оценок стоимости вывода на Шаттлах. Да и баксы явно не нынешние, а 50-ых годов.

Цитироватьа не кажется ли вам, что за пятисоттонниками дейтвительно будущее? именно они могут стать лошадкой для колонизации солнечной.

Более того, на нынешнем уровне развития техники я даже затрудняюсь назвать другой инструмент для решения данной задачи.

Правда серьёзная колонизация планет дело отдаленное, начнется не раньше чем лет через 50. Надеюсь что тогда уже будут лететь на каких-нибудь гравицапах  :D

Но в более близкой перспективе колонизация Луны и флаговтыкательство на планетах без 500-тонников не обойдется.

Цитировать....Правда серьёзная колонизация планет дело отдаленное, начнется не раньше чем лет через 500[/size]. Надеюсь что тогда уже будут лететь на каких-нибудь гравицапах  :D ...

:P

Цитировать

Цитировать....Правда серьёзная колонизация планет дело отдаленное, начнется не раньше чем лет через 500[/size]. Надеюсь что тогда уже будут лететь на каких-нибудь гравицапах  :D ...

:P

Смотря что считать колонизацией. Если создание постоянных баз с частичным обеспечением местными ресурсами (водой, кислородом) - это вполне возможно через 50 лет.
А если терраморфирование планет и их заселение - это тоже может быть выполнено быстрее, чем за 500 лет. Например если из-за успехов биотехнологий на Земле в 21 веке резко увеличится продолжительность жизни и за счет этого возрастет население - Марс и Венера могут понадобится как жизненное пространство. Возможно даже строительство сферы Дайсона.
При условии овладения УТС проблем с энергией для освоенния планет не возникнет. А огромный объем работ всего за пару столетий смогут выполнить самовоспроизводящиеся автоматические комплексы фон Неймана. Их создание к концу 21 века вполне вероятно.
Причем все перечисленные технологии не требуют фундаментальных научных открытий, они будут созданы почти наверняка.
Что же касается гравицап - скорее всего наши представления о пространстве-времени и материи в ближайшие десятилетия могут существенно измениться, теоретическая физика сейчас находится в состоянии, схоже с концом 19 века - много новых фактов и нет для них теории. Так что в отдаленной перспективе инженерные приложения новых теорий (всякие гравицапы) тоже вполне возможны, нельзя исключать возможность их создания в ближайшие 100-200 лет.

Но в ближайшие полвека минимум летать придется по-старинке, на ракетах  :P   И тут альтернативы 500-тонникам я не вижу.

нет действительно, за 40 лет разработки ТМК ужали с 1000 до 500 тонн. сколько потребуется времени для разработки 20 тонного кораблика способного слетать до марса и обратно? тока если чтото революционное откроется..

я думаю что со временем в ближайшие 50 лет они отожмут его до 200-300 тонн. но всеравно тмк по большому счету эта шлюпочка на пару человек.

интересно сколько каравела колумбовская прала на борт людей, грузов и сколько автономно она могла находиться? можно ли перед космонавтикой поставить такуюже задачу?

Фактически, пересекая Атлантику, Колумб шел с меньшей скоростью - 4 - 5 узлов. Пассаты дули в юго-западном направлении, и в то же время корабли несколько сносило на северо-восток морское течение. Оно на широте Иерро в сентябре - октябре 1492 г. вовсе не было благоприятным (вопреки, в частности, утверждению такого авторитета, как Э. Реклю) [19]. Команда флотилии насчитывала 90 человек, хотя некоторые авторы пишут, что их было 120. Скорее всего цифра была завышена ввиду того, что после путешествия нашлось много желающих приписать себе участие в открытии Нового Света. Для обслуживания флотилии хватило бы и половины тех, кого взял Колумб, считая капитанов, их помощников-кормчих (пилотос), боцманов (маэст-рес). Но приходилось учитывать, что в дальних морях адмирал может понести потери, что появятся ослабевшие и больные. Все моряки знали, что рисковали головой, уходя в плавание с Колумбом. А потому нетрудно было предугадать конфликты, порожденные страхом за исход путешествия, желанием скорее вернуться в Испанию, не испытывая судьбу. На "Св. Марии" капитаном был ее владелец X. де ла Коса, однофамилец известного географа. Капитан остался жив, хотя многие из его экипажа после потери корабля высадились на Эспаньоле и погибли от рук индейцев. "Пинтой" командовал М.А. Пинсон. Опытный моряк прошел через морские бури, но не спасся от бурь житейских. Он разошелся с Колумбом, в частности из-за желания искать золото в Новом Свете самостоятельно и беcконтрольно, а заодно - развлекаться с индианками подальше от глаз адмирала. Капитан "Пинты" умер вскоре после возвращения в Испанию, по-видимому, от сифилиса. Его младший брат В.Я. Пинсон, капитан "Ниньи", поддерживал старшего родственника, играя, правда, не слишком активную роль. Через полтора десятка лет после открытия Нового Света В.Я. Пинсон успешно обследовал восточный берег Южной Америки, возможно дошел до Ла-Платы. Условия жизни на кораблях были нелегки даже для неприхотливых спутников Колумба. Лишь на "Св. Марии" был, по-видимому, небольшой кубрик на баке. На каравеллах матросы в хорошую погоду спали на тюфяках на палубе, в плохую - под ней, поверх пропахшего отходами и нечистотами песчаного балласта. Съестных припасов вначале хватало, но к концу путешествия провиант был на исходе, матросы голодали. Приходилось, преодолевая усталость, выстаивать вахты, бороться со штормами. Вторая часть пути пролегла в умеренных широтах, где моряки нередко мерзли. Защитой от непогоды была альмосела, плащ с капюшоном, прикрывавший крестьянскую рубаху и короткие штаны. Матросы Колумба знали не только морское дело. Среди них были плотники, конопатчики, бочары, нотариус. Имелись лекари, лечившие солями и микстурами. Но в Новый Свет не взяли ни одного священника, ни одного монаха. Художественные полотна, на которых Колумб, вступая на неведомый берег, получает благословение посланцев церкви, - сущая выдумка. Это не значит, что моряки не были богобоязненны. Менее всего в этом можно было заподозрить Колумба, тщательно соблюдавшего обряды, нередко искавшего в Библии ответы на вопросы, которые ставили перед ним его путешествия.
-------------------------

т.е. 3 кораблика на 90-120 человек.
что слабо, да? как бы и пятисоттонные ракетоносители не оказались дохловатыми..

Если возродить тему "Вулкана", то для марсианской экспедиции самого любого размера потребуется от 2 до 6 стартов.

Конечно, история не имеет сослагательного наклонения, но:

1. Если бы мы завершили проектные работы по Вулкану.
2. Если бы мы сподобились на 2-3 тестовых запуска (например, для выведения на орбиту ИСЗ больших модульных станций или для запуска обитаемых станций на орбиту ИС Луны - под такие размеры можно придумать немало до того момента откладываемых вещей).
3. Если бы мы сообразили, что бОльшая часть комплектующих Вулкана унифицирована и может использоваться в других проектах.
4. Если бы мы сообразили, что производство уникальных комплектующих можно грамотно законсервировать.
5. Если бы мы сообразили, что стратовые устройства УКСС можно также грамотно законсервировать.

То сейчас, когда денег на такое мероприятие - есть, мы (Россия+Казахстан+Украина) могли бы В ОДИНОЧКУ (без НАСА и ЕСА) полететь на Марс.


(а если бы история сложилась еще немного по-другому, то и Вулкан бы не понадобился. Нужно было Н-1 доводить - дешевле обошлось бы)

PS Это я все к тому, что в настоящее время NOVA - на фиг никому не нужна. Можно сделать и дешевле и проще.

ЦитироватьSea Dragon тож на 450-500 тонн. тока инфы маловато.

а не кажется ли вам, что за пятисоттонниками дейтвительно будущее? именно они могут стать лошадкой для колонизации солнечной.

Чушь.
Для освоения солнечной системы прежде всего нужен ЯРД.
Особенно если захочется колонизации. ЯРД позволит заправлять рабочим телом транспорные корабли в колониях. Не нужно будет тащить всё топливо с земли. При наличии ЯРД солнечную систему можно начинать осваивать на 100тоннике.
Для снабжения и строительства базы на другой планете достаточно иметь возможность регулятрно класть на поверхность ПН порядка 20-30 тонн.

ЦитироватьНужно было Н-1 доводить - дешевле обошлось бы

какой смысл доводить, до чего? если даже американы хотели заменить свой сатурн (полностью отработаный, заметте!) на ракетоноситель семейства Nova?

какая энергия, какой вулкан? о чем вы? с эими проектами в догонку до сатурна 5 кидаться? что, трудно увидеть дальше своей головы?

avp, боюсь что многие будут против старта ЯРД с земли.

предложите например казахстану выделить кусочек степи под постоянное засирание радиацией со стартового комплекса. я уж лучше поставлю на какуюнибудь новую технологию, чем на это. хотя я помню у амерсов был проект корабля размером с авианосец с морским стартом, с атомным двигателем (помоему пульсирующем) только немогу вспомнить где.

возможно просто научатся передавать большие энергии без проводов прямо на борт корабля, тогда резко упадут размеры ракетоносителей. но ПН останется таже :)

кстати, уже после рн энергии помоему обосновали что самые оптимальные движки трехкомпонентные, например водород+керосин+кислород? на них 500 тонник может быть компактнее?

Как раз в случае Казахстана это вопрос полностью и исключительно денег. Тенге.

Цитировать

ЦитироватьНужно было Н-1 доводить - дешевле обошлось бы

какой смысл доводить, до чего? если даже американы хотели заменить свой сатурн (полностью отработаный, заметте!) на ракетоноситель семейства Nova?

какая энергия, какой вулкан? о чем вы? с эими проектами в догонку до сатурна 5 кидаться? что, трудно увидеть дальше своей головы?

Вот это ваше утверждение насчет Новы - все теки "хотели", или "собирались"?
Разница, согласитесь, существенная. Хотеть люди любили всегда и всякого. А вот чтобы поставить план на реализацию...

Что касается энергий с Вулканами...
Я сам ярый приверженец мегаракет... но надо же хоть немного учитывать реалии. Ради своей лунной программы вся америка надрывалась. Не сильно, правда, но все же. Эксплуатация Новы потребовала бы увеличения щзатрат по сравнению с Сатурном. Пусть даже с уменьшением удельной стоимости...
И это только РН, стоимость эксплуатации которой составляет отнюдь не 90% стоимости всей програмы.
Т.е. стоимость всей програмы увеличилась бы в разы, если не на порядки.

Я не говорю, что штаты не потянули бы. Еще как потянули бы. Если бы поставили себе политической, национальной целью захватить, колонизировать Марс.
Если бы отдавали на этот проект существенную долю (больше нескольких процентов) ВВП.
Но это была всего лишь разовая политическая програма.


Реально, для умеренного (в рамках космического бюджета одной-нескольких стран) освоения солнечной системы, имхо, близок к оптимальному носитель 100-150 тонного класса. Не более.

300-500 тонные носители нужны, когда отдельная сверхдержава или несколько надрываются с целью заселить СС.
Картинка красивая, но верится с трудом :(

А ЯРД точно нужен.
Очень полезный дивайс.

Кста, сравнивать массовые хар-ки Колумбовской экспедиции и межпланетной...
Ну неправильно это. Ну вот совсем-совсем неправильно.

Цитировать(а если бы история сложилась еще немного по-другому, то и Вулкан бы не понадобился. Нужно было Н-1 доводить - дешевле обошлось бы)

Ненамного дешевле, увы. Плюс - вычислительные мощности для решения проблемы вибраций конических ферм появились бы только в конце 70-х. А какой смысл в конце 70-х продолжать тянуть уродливое скопище компромиссов и паллиативов, когда ряд проблем, вызвавших эти компромиссы, уже были решены?

Цитировать

ЦитироватьНужно было Н-1 доводить - дешевле обошлось бы

какой смысл доводить, до чего? если даже американы хотели заменить свой сатурн (полностью отработаный, заметте!) на ракетоноситель семейства Nova?

А Н-1 была почти готова. Вам должно быть известно, что проект был закрыт на этапе испытаний? Это был дешевый и простой носитель, менее эффективный, чем Сатурн-5, но более технологичный.

И что вы киваете на американцев? Они-то как раз после Сатурна-5 НЕ СТАЛИ делать NOVA.

Цитироватькакая энергия, какой вулкан? о чем вы? с эими проектами в догонку до сатурна 5 кидаться? что, трудно увидеть дальше своей головы?

????
что за детсад? Энергия и Вулкан - проекты всяко поновее Сатурна-5. И по реализуемости - на порядок менее фантастичны, чем та же NOVA.
Вообще, я начал подозревать, что вы не разбираетесь в предмете разговора.

Цитировать

Цитировать(а если бы история сложилась еще немного по-другому, то и Вулкан бы не понадобился. Нужно было Н-1 доводить - дешевле обошлось бы)

Ненамного дешевле, увы. Плюс - вычислительные мощности для решения проблемы вибраций конических ферм появились бы только в конце 70-х. А какой смысл в конце 70-х продолжать тянуть уродливое скопище компромиссов и паллиативов, когда ряд проблем, вызвавших эти компромиссы, уже были решены?

Ну конечно! Я-то имел в виду "альтернативную историю"... Н-1 можно было довести "руками", т.е. длинной серией испытательных пусков, с разбором каждого "забугра". Конечно, это был бы действительно монстр, составленный из компромиссов и поллиатив, но при серийном производстве его можно было бы дотянуть до надежности и "дубовости" "семерки". И было бы у нас три ракеты - Р-7, что-то типа Протона и Н-1. Мы бы могли решать все задачи на полвека вперед. (еще раз повторю - представьте, что Глушко не было)

ЦитироватьА ЯРД точно нужен.
Очень полезный дивайс.

Кста, сравнивать массовые хар-ки Колумбовской экспедиции и межпланетной...
Ну неправильно это. Ну вот совсем-совсем неправильно.

Конечно, нужен. Для межпланетных полетов - вполне достойный вариант.

я вообщето пытался разделить ракетоносители по классам.
мне кажется что РН на 100 тонн это один класс, а на 500 тон это уже другой класс. конечно это мое субьективное лекало, но:

100 тонник способен закинуть 1-2 человека на луну.
500 тонник способен закинуть 1-2 человека на марс.

это в один старт. так можно провести границу?

Цитироватьavp, боюсь что многие будут против старта ЯРД с земли.

Мда, с одно стороны вы боитесь общественного мнению, с другой ратуете за создание 500тонников строительство и экспуатация которых потребует огромных затрат налогоплатильщеков.
 На самом деле в ЯРДе будет просто некоторое количество слегка обогащённого урана (другое просто не успеет нагореть).  В случае аварии и падения этот уран практически будет не опасен.

Цитироватьпредложите например казахстану выделить кусочек степи под постоянное засирание радиацией со стартового комплекса.  

ЯРД должен включаться со второй ступени. Первая ступень на ЖРД.
В случае аварии оптимально всё топить в океане. Выхлоп у ЯРД чистый водород (ну и конечно немного частиц двигателя). Водород при обучении не становиться радиоактивным.

Цитироватьвозможно просто научатся передавать большие энергии без проводов прямо на борт корабля, тогда резко упадут размеры ракетоносителей. но ПН останется таже :)

Не туда копаете. Вам в ветку про АКС .

Цитироватькстати, уже после рн энергии помоему обосновали что самые оптимальные движки трехкомпонентные, например водород+керосин+кислород? на них 500 тонник может быть компактнее?

Не может. Трёхкомпонентник имеет смысл для одноступенчатых систем.

Цитироватья вообщето пытался разделить ракетоносители по классам.
мне кажется что РН на 100 тонн это один класс, а на 500 тон это уже другой класс. конечно это мое субьективное лекало, но:

Вы сначала обрисуйте круг задач для 500 тонника. Для строительства и содержания базы это чрезмерно много.  Других задач пока не предвидится.

Цитировать500 тонник способен закинуть 1-2 человека на марс.

Ну закинули, а дальше что? Что ещё делать этими 500тонниками? Сдать в музей? Конечно если поток ПН большой пойдёт, то они нужны. Но даже в самом оптимистичном для космонавтики сценарии такого потока ПН не предвидется.

ЦитироватьЯРД должен включаться со второй ступени. Первая ступень на ЖРД.
В случае аварии оптимально всё топить в океане. Выхлоп у ЯРД чистый водород (ну и конечно немного частиц двигателя). Водород при обучении не становиться радиоактивным.

А если авария будет на ядерной ступени? Давайте все-таки не будем гадить в атмосферу. ЯРД нужен в космосе, тем более, что тяга у него - не ахти (не для старта с Земли).

И еще. Что будут делать 1-2 человека на Марсе?
Экспедиция должна быть человек 10, тогда это имеет смысл.

Цитировать

ЦитироватьЯРД должен включаться со второй ступени. Первая ступень на ЖРД.
В случае аварии оптимально всё топить в океане. Выхлоп у ЯРД чистый водород (ну и конечно немного частиц двигателя). Водород при обучении не становиться радиоактивным.

А если авария будет на ядерной ступени? Давайте все-таки не будем гадить в атмосферу. ЯРД нужен в космосе, тем более, что тяга у него - не ахти (не для старта с Земли).

У ТфЯРД тяга вполне достаточна для верхних ступеней, для довыведения так точно.

ЦитироватьУ ТфЯРД тяга вполне достаточна для верхних ступеней, для довыведения так точно.

Он вроде как сам-то тяжеловат для достижения больших тяговооруженностей? Или я что-то пропустил?

ЦитироватьА если авария будет на ядерной ступени? Давайте все-таки не будем гадить в атмосферу.

В случае аварии критичность автоматически исчезает. Сильное нейтронное излучение пропадает.  Всякие гадкие изотопы не успеют накопиться. Вниз полетят куски урана.

ЦитироватьЯРД нужен в космосе, тем более, что тяга у него - не ахти (не для старта с Земли).

Так не с Земли, а со второй ступени. Там считай почти атмосферы то и нет.

Цитировать

ЦитироватьУ ТфЯРД тяга вполне достаточна для верхних ступеней, для довыведения так точно.

Он вроде как сам-то тяжеловат для достижения больших тяговооруженностей? Или я что-то пропустил?

У "Бриза-М" массой около 25 тонн двигатель тягой 2 тонны. Тем не менее, для довыведения он успешно использовался. РД-0410 имел тягу 3,6 тонны, проектный ресурс один час, т.е. позволял прогнать 14,4 тонны водорода. Масса двигателя при этом была две тонны, плюс масса баков и т.д. - получается разгонник такого же размера и веса, как Бриз-М, но с ХС в два раза больше при той же ПН.

Смысл в том, чтоб запускать его с высоты хотя бы 80 км, а не 800, как требуют сейчас.

ЦитироватьУ "Бриза-М" массой около 25 тонн двигатель тягой 2 тонны. Тем не менее, для довыведения он успешно использовался. РД-0410 имел тягу 3,6 тонны, проектный ресурс один час, т.е. позволял прогнать 14,4 тонны водорода. Масса двигателя при этом была две тонны, плюс масса баков и т.д. - получается разгонник такого же размера и веса, как Бриз-М, но с ХС в два раза больше при той же ПН.

Смысл в том, чтоб запускать его с высоты хотя бы 80 км, а не 800, как требуют сейчас.

Ага, понял. Ну все-таки 2-я ступень - это не довыведение, а еще маршевый разгон... Хотя... от компоновки зависит, конечно. Но 800 км - это перебор, туда попробуй закинь еще.

ЦитироватьВниз полетят куски урана.

ой! по-моему - уже плохо...

Цитировать

ЦитироватьЯРД нужен в космосе, тем более, что тяга у него - не ахти (не для старта с Земли).

Так не с Земли, а со второй ступени. Там считай почти атмосферы то и нет.

Ага... 2-я ступень начинает работать на высоте 40-50 км. Фига се "атмосферы нет"...

У РД-0410 отношение тяги к массе 1,8. У РД-0411 вдесятеро большей тяги отношение уже было больше пяти. То есть, он должен был весить не больше семи тонн. Дядя Сидор не даст соврать.

А почему для сборки на орбите ТМК нужен именно "Вулкан", а не "Энергия"? Тепловой щит она одним куском вытаскивает, а все остальное можно собрать из модулей. Ничего нового придумывать и испытывать не надо, только восстановить/улучшить, что было.

ЦитироватьА почему для сборки на орбите ТМК нужен именно "Вулкан", а не "Энергия"? Тепловой щит она одним куском вытаскивает, а все остальное можно собрать из модулей. Ничего нового придумывать и испытывать не надо, только восстановить/улучшить, что было.

Энергия делалась все-таки под специфическую нагрузку - Буран и транспортный контейнер (Буран-Т). Не секрет, что при тандемном расположении ПН Энергия становилась почти такой же мощной, как Сатурн-5.

Ведь что такое Вулкан? Допустим, у нас есть исходная Энергия:
1. Максимально форсируем РД-170 (например, за счет одноразовости и снижения ресурса ТНА).
2. Снимаем с боковушек все приблуды, предназначенные для их спасения.
3. Ставим ПН сверху, а боковушки распределяем равномерно по кругу.

Что получилось? Правильно! - более эффективный вариант Энергии. Теперь можно и на Марс! Если браться за дело по-взрослому, потребуется 5-6 запусков в первую экспедицию, потом для более крупного корабля - 7-10 запусков.

Ну так зачем останавливаться?
4. Вместо 4 боковушек ставим 6.
Что получилось? Ракета под ПН потяжелее. Можно лететь на Марс в 3-4 запуска

Обратно зачем останавливаться? Чтобы лететь на Марс по-взрослому, на постоянной основе, создавать колонию - нужны кусочки немаленькие.

Поэтому:
5. Ставим вместо 6 боковушек - 8.
6. Увеличиваем запас топлива в боковушках и центральном блоке.
7. Максимально форсируем РД-0120 на центральном блоке.
8. Ну еще вылизываем конструкцию - добавляем сбрасываемую хвостовую юбку на центральном блоке, например. добавляем на РД-0120 выдвигаемый сополовой насадок и т.п. танцы с бубнами...

И вот перед нами - Вулкан - максимальная ракета для выведения крупных модулей. Хоть счас Марс колонизируй!

Такие вот фантазии...

А если серьезно - программа Энергии НИКОГДА не будет реанимирована/восстановлена/улучшена. Вы должны это понимать. Потому что восстановить ее и придумать и сделать новую ракету (сколько лет прошло?) - это на сегодня затраты одного порядка.

Ломать - не строить

ЦитироватьПри наличии ЯРД солнечную систему можно начинать осваивать на 100тоннике.
Для снабжения и строительства базы на другой планете достаточно иметь возможность регулятрно класть на поверхность ПН порядка 20-30 тонн.

Напомню что Энергия выводила на отлетную траекторию к Луне всего 30 тонн, а ведь ещё садиться надо.
И для замена экипажа Лунной базы нужно будет каждый раз запускать не меньше 2-3 100-тонников, это не учитывая снабжения.
Напомню, Глушко планировал создать (только создать) Лунную базу с помощью 7 пусков Вулкана. А ведь эта база планировалась чисто исследовательской, без переработки реголита (на что понадобится дополнительное оборудование).
Что касается заправки ЯРД на планетах - далеко не везде есть необходимый для этого водород. Вот кислород можно получать из большинства горных пород.

ЦитироватьВот это ваше утверждение насчет Новы - все теки "хотели", или "собирались"?
Разница, согласитесь, существенная. Хотеть люди любили всегда и всякого. А вот чтобы поставить план на реализацию...

Собирались. Правда не делать с нуля новую ракету, а апгрейдить отработанный Сатурн. Название уже для этого пепелаца придумали: "Пост-Сатурн".
Собирались настолько, что довели до этапа огневых испытаний свермощные РДТТ для ускорителей новой ракеты.

ЦитироватьЕсли возродить тему "Вулкана", то для марсианской экспедиции самого любого размера потребуется от 2 до 6 стартов.

Конечно, история не имеет сослагательного наклонения, но:

1. Если бы мы завершили проектные работы по Вулкану.
2. Если бы мы сподобились на 2-3 тестовых запуска (например, для выведения на орбиту ИСЗ больших модульных станций или для запуска обитаемых станций на орбиту ИС Луны - под такие размеры можно придумать немало до того момента откладываемых вещей).
3. Если бы мы сообразили, что бОльшая часть комплектующих Вулкана унифицирована и может использоваться в других проектах.
4. Если бы мы сообразили, что производство уникальных комплектующих можно грамотно законсервировать.
5. Если бы мы сообразили, что стратовые устройства УКСС можно также грамотно законсервировать.

То сейчас, когда денег на такое мероприятие - есть, мы (Россия+Казахстан+Украина) могли бы В ОДИНОЧКУ (без НАСА и ЕСА) полететь на Марс.


(а если бы история сложилась еще немного по-другому, то и Вулкан бы не понадобился. Нужно было Н-1 доводить - дешевле обошлось бы)

PS Это я все к тому, что в настоящее время NOVA - на фиг никому не нужна. Можно сделать и дешевле и проще.

Во-о-о-от!!! Очень правильно Вы заметили, что сверхтяжелые ракеты не надо делать под одну задачу.
Нужно сразу рассчитывать их под большую серию, и при этом не экономить на создании инфраструктуры. Потому что эти затраты будут окупаться десятки лет.
Хочешь полет на Марс - нет проблем, полетели. Нужна база на Луне - пожалуйста, вот тебе база. Хочешь покопаться в Европе - грузи бур и вперед.
Американцы в НАСА поступили очень мудро, когда на волне сокращения расходов на космос стали делать своего неэкономичного уродца - Шаттл. Они вешали политикам на уши лапшу по поводу его высокой эффективности, и за счет полетов Шаттла сумели сохранить инфраструктуру сверхтяжелых носителей.
А теперь немножко поколдуем над Шаттлом, сим-салябим, абра-кадабра - и вот перед нами сверхтяжелый Арес-5.
Здание для его вертикальной сборки есть, от Сатурнов осталось. Двигатели отлично отработаны и вылизаны за сотни пусков Шаттлов.
Стартовые комплексы есть, установщик есть. Тот самый, который возил ещё Сатурны - и сейчас, через много десятилетий, он всё-таки повезет на старт ракету для полета на Марс.
Правда американцы поступили бы ещё умнее, если бы с самого начала стали делать не Сатурн-5, а Нову (хотя бы в относительно компактном варианте Сатурна С-8, с ПН 210 тонн). Тут им дурную службу сослужили жесточайшие темпы лунной гонки - "небольшой" Сатурн-5 можно было сделать быстрее. Но Сатурн-5 был идеально заточен под одну цель - высадку на Луне. Для полетов к Марсу и лунной базы он всё-таки слабоват.
Если бы у американцев сейчас имелась инфраструктура для более мощной ракеты, им было бы удобнее лететь на Марс, чем на Аресе-5.


Но вот по поводу того, что сйчас Нова никому не нужна - я не согласен категорически. Она не нужна американцам, поскольку они за копеечные затраты могут получить в общем неплохой носитель - Арес-5.
Нова нужна нам. Вот если бы у нас был Вулкан, или хотя бы возможность восстановить его производство... Но это увы невозможно, слишком дорого будет стоить такая реанимация, не меньше новой ракеты.
А значит нам нужно, используя полученный при создании Н-1 и Энергии опыт, делать новую ракету - на ПН 200-500 тонн (насколько позволят аккустические нагрузки без существенного снижения эффективности ракеты).

ЦитироватьЕсли возродить тему "Вулкана", то для марсианской экспедиции самого любого размера потребуется от 2 до 6 стартов.

Конечно, история не имеет сослагательного наклонения, но:

1. Если бы мы завершили проектные работы по Вулкану.
2. Если бы мы сподобились на 2-3 тестовых запуска (например, для выведения на орбиту ИСЗ больших модульных станций или для запуска обитаемых станций на орбиту ИС Луны - под такие размеры можно придумать немало до того момента откладываемых вещей).
3. Если бы мы сообразили, что бОльшая часть комплектующих Вулкана унифицирована и может использоваться в других проектах.
4. Если бы мы сообразили, что производство уникальных комплектующих можно грамотно законсервировать.
5. Если бы мы сообразили, что стратовые устройства УКСС можно также грамотно законсервировать.

То сейчас, когда денег на такое мероприятие - есть, мы (Россия+Казахстан+Украина) могли бы В ОДИНОЧКУ (без НАСА и ЕСА) полететь на Марс.


(а если бы история сложилась еще немного по-другому, то и Вулкан бы не понадобился. Нужно было Н-1 доводить - дешевле обошлось бы)

PS Это я все к тому, что в настоящее время NOVA - на фиг никому не нужна. Можно сделать и дешевле и проще.

Насколько мне известно, под руководством В.П.Глушко изначально был проработан проект Вулкана, а МКТС Энергия - Буран это уже компромисс на который он был вынужден пойти с МО, которое требовало в первую очередь, адекватного ответа на СОИ. Так что проектные работы по Вулкану были как раз завершены еще до появления проекта по Энергии. И если бы СССР не был обременен гонкой вооружений, скорее всего вместо Энергии с элементами СОИ (Полюс и Буран) мы бы имели Вулкан и ТМК. Эх, ведь все ж в руках у нас было тогда...
Offtop: Пользуясь случаем хочу поблагодарить Юрия за его восхитительную работу по реализации проекта РН «Энергия» в рамках Orbiter space flight simulator.

Имхо, размерность носителя определяется основной полезной нагрузкой, которую он должен выводить. Для марсианского корабля желательно увеличить стартовую массу, что, при использовании ЯРДа, позволит летать быстро по энергетически невыгодным, "коротким" траекториям. Соответственно, и носитель надо помощнее, чтобы сборка корабля не превратилась в ещё одну "постройку МКС".

Гы :)
Сборка на орбите многоблочных конструкций уже ругательством становится...
Позитив  8)

А вам не кажется, что для начала стоит придумать радиационную защиту.
Тогда и станет понятно какой носитель нужен для колонизации Солнечной.

ЦитироватьИмхо, размерность носителя определяется основной полезной нагрузкой, которую он должен выводить. Для марсианского корабля желательно увеличить стартовую массу, что, при использовании ЯРДа, позволит летать быстро по энергетически невыгодным, "коротким" траекториям. Соответственно, и носитель надо помощнее, чтобы сборка корабля не превратилась в ещё одну "постройку МКС".

Верно.
К тому же за Марсом свет не кончается. Полет на Марс конечно интересен, но потом хорошо было бы слетать к газовым гигантам. А для этого нужен кораблик куда побольше.
Ракету-то мы делаем на полвека вперед минимум, так что нужно предусмотреть все мыслимые ПН.
Лучше всего строить для неё старт на Дальнем Востоке - территория своя, и ступени можно топить в океане, не надо платить за поля падения. А на Байконуре для таких ракет инфраструктуры всё равно нет.
Построить там завод по сборке ступеней (варить прямо на месте, так как такие ступени будут ~ 500 тонн массой и 20 метров диаметром), и 2 УКСС (обязательно 2 штуки, чтобы при аварии на старте программу пусков не срывать).
Один раз хорошо потратиться - и на этой ракете ещё полетят к Сатурну космонавты, которые сейчас ещё не родились.

Цитировать

Цитироватья вообщето пытался разделить ракетоносители по классам.
мне кажется что РН на 100 тонн это один класс, а на 500 тон это уже другой класс. конечно это мое субьективное лекало, но:

Вы сначала обрисуйте круг задач для 500 тонника. Для строительства и содержания базы это чрезмерно много.  Других задач пока не предвидится.

Можно, я попробую :oops: ?
Итак:
1. Строительство и содержание базы на Марсе, в атмосфере Венеры и т.п.
2. Выведение СКЭС.
3. Производство на Луне /гелий-3 и всё такое/.

ЦитироватьГы :)
Сборка на орбите многоблочных конструкций уже ругательством становится...
Позитив  8)

Нет, но понятно, что сборку всё равно осваивать придётся - запустить нормальный марсианский корабль /или СКЭС :) / одним пуском всё равно не получится. Но и выводить его Протонами /или Союзами, ага/ - настоящее извращение.

Товарищи!
Тут в соседней, кажется, ветке на днях сказали умную вещь про постройку кораблей на земле: на месте делают все, кроме высокотехногогичных элементов - двигателей и электроники/вооружения.
Может и не стоит таскать на орбиту сотни тонн корпустных конструкций носителями-монстрами, а всего лишь закидывать двигатели, СЖО, элуктронику... А элементы корпусов изготавливать на луне и оснащать на орбите?

Проще будет один раз закинуть на Луну автоматы по переработке руды, отливке панелей и (скажем) фрезеровке/сварке, чем выводить на ЛЕО сотни тонн, собирать, а потом жечь топливо для вывода из грав. колодца земли, а?

И получится у нас для постройки полноценного корабля для полетов по Солнечной массой тонн 500:
1 пуск протона для заброски реактора
1 пуск протона для заброски двигателя/лей
1 пуск для заброски электроники и СЖО.
:) три протона, однако!

pkl писал(а):

Цитировать1. Строительство и содержание базы на Марсе, в атмосфере Венеры и т.п.
2. Выведение СКЭС.
3. Производство на Луне /гелий-3 и всё такое/.

Все правильно, но чтоб решать эти задачи, совокупный космический бюджет ведущих космических держав надо увеличить раз в 10. Если не в 20.
Нереально?
Нереально. Значит и РН на 500 (на 100, 40 т.) нереальна, потому что никому не нужна.

ЦитироватьА вам не кажется, что для начала стоит придумать радиационную защиту.
Тогда и станет понятно какой носитель нужен для колонизации Солнечной.

Если мы научимся летать туда-сюда действительно быстро /за 60-90 дней/, эта проблема /и многие другие/ уже не будут стоять так остро.

Цитировать

ЦитироватьИмхо, размерность носителя определяется основной полезной нагрузкой, которую он должен выводить. Для марсианского корабля желательно увеличить стартовую массу, что, при использовании ЯРДа, позволит летать быстро по энергетически невыгодным, "коротким" траекториям. Соответственно, и носитель надо помощнее, чтобы сборка корабля не превратилась в ещё одну "постройку МКС".

Верно.
К тому же за Марсом свет не кончается. Полет на Марс конечно интересен, но потом хорошо было бы слетать к газовым гигантам. А для этого нужен кораблик куда побольше.
Ракету-то мы делаем на полвека вперед минимум, так что нужно предусмотреть все мыслимые ПН.
Лучше всего строить для неё старт на Дальнем Востоке - территория своя, и ступени можно топить в океане, не надо платить за поля падения. А на Байконуре для таких ракет инфраструктуры всё равно нет.
Построить там завод по сборке ступеней (варить прямо на месте, так как такие ступени будут ~ 500 тонн массой и 20 метров диаметром), и 2 УКСС (обязательно 2 штуки, чтобы при аварии на старте программу пусков не срывать).
Один раз хорошо потратиться - и на этой ракете ещё полетят к Сатурну космонавты, которые сейчас ещё не родились.

Согласен на все 100% :!:  :!:  :!:  :wink:

ЦитироватьТоварищи!
Тут в соседней, кажется, ветке на днях сказали умную вещь про постройку кораблей на земле: на месте делают все, кроме высокотехногогичных элементов - двигателей и электроники/вооружения.
Может и не стоит таскать на орбиту сотни тонн корпустных конструкций носителями-монстрами, а всего лишь закидывать двигатели, СЖО, элуктронику... А элементы корпусов изготавливать на луне и оснащать на орбите?

Проще будет один раз закинуть на Луну автоматы по переработке руды, отливке панелей и (скажем) фрезеровке/сварке, чем выводить на ЛЕО сотни тонн, собирать, а потом жечь топливо для вывода из грав. колодца земли, а?

И получится у нас для постройки полноценного корабля для полетов по Солнечной массой тонн 500:
1 пуск протона для заброски реактора
1 пуск протона для заброски двигателя/лей
1 пуск для заброски электроники и СЖО.
:) три протона, однако!

Когда-нибудь дойдём и до этого. Но сначала на Луну нужно будет забросить кучу технологического оборудования, как то: "...автоматы по переработке руды, отливке панелей и (скажем) фрезеровке/сварке..." :)

ЦитироватьПроще будет один раз закинуть на Луну автоматы по переработке руды, отливке панелей и (скажем) фрезеровке/сварке, чем выводить на ЛЕО сотни тонн, собирать, а потом жечь топливо для вывода из грав. колодца земли, а?

С позиций техники середины-конца 21 века - проще. Тогда можно будет забросить на Луну контейнер весом 10 кг с нанороботами, они начнут размножаться и перерабатывать реголит, и за пару лет построят на Луне ракетосборочный завод и космодром. (Между прочим я пишу это без иронии, скорее всего так оно и будет).

Но для нас - пока сложнее.

2 Lev - Вам не кажется, что Вы эээ... немного сами себе противоречите?

Цитироватьpkl писал(а):

Цитировать1. Строительство и содержание базы на Марсе, в атмосфере Венеры и т.п.
2. Выведение СКЭС.
3. Производство на Луне /гелий-3 и всё такое/.

Все правильно, но чтоб решать эти задачи, совокупный космический бюджет ведущих космических держав надо увеличить раз в 10. Если не в 20.

Почему? Мы же строим старый добрый одноразовый сверхтяжёлый носитель, а не одноступенчатый многоразовый. С атомной силовой установкой :roll: Это ж технология 60-х!

ЦитироватьНереально?

Почему?

ЦитироватьНереально.

Ваш вывод, уж извините, ничем не подкреплён - вон, российский бюджет вполне себе растёт в последние годы. + прогресс. Посмотрите на Рутана, на Маска: они занимаются тем, что в 50-60е гг было по зубам только двум сверхдержавам!

ЦитироватьЗначит и РН на 500 (на 100, 40 т.) нереальна, потому что никому не нужна.

А при чём здесь это? Вы, вроде, начали говорить о "реальности" /не оспаривая, как я понял, необходимость/, а закончили "нужностью". Нужна, но так как нереальна, то не нужна :idea: Где логика :?:

ЦитироватьС позиций техники середины-конца 21 века - проще. Тогда можно будет забросить на Луну контейнер весом 10 кг с нанороботами, они начнут размножаться и перерабатывать реголит, и за пару лет построят на Луне ракетосборочный завод и космодром. (Между прочим я пишу это без иронии, скорее всего так оно и будет).

Но для нас - пока сложнее.

Хмм... сто лет, как мне кажется, малова-то будет для такого прорыва.
Что-то мне подсказывает, что можно обойтись без нанороботов.
Харвистер-селектор реголита + плавильня-литейщица + агрегат мех-обработки + энергостанция(реактор) для всех трех аппаратов. Все в мобильном исполнении.
Уверен, что эти агрегаты можно создать лет за 15-20 при имеющемся уровне науки/техники.

pkl писал(а):

ЦитироватьПочему? Мы же строим старый добрый одноразовый сверхтяжёлый носитель, а не одноступенчатый многоразовый. С атомной силовой установкой  Это ж технология 60-х!

Потому что носитель-это элементарно извозчик для перевозки целевой ПН. Без ПН носитель не нужен. А стоимость этой ПН многократно превысит стоимость носителя. Это тоже самое, как стоимость какой-нибудь Газели или Бычка несравнима со стоимостью перевозимого груза. Нет денег на груз-не зачем грузовик.

Цитировать[Что-то мне подсказывает, что можно обойтись без нанороботов.
Харвистер-селектор реголита + плавильня-литейщица + агрегат мех-обработки + энергостанция(реактор) для всех трех аппаратов. Все в мобильном исполнении.
Уверен, что эти агрегаты можно создать лет за 15-20 при имеющемся уровне науки/техники.

Для отливки металлических слитков и даже проката листов - да, в принципе возможно.
Но сборка корпуса ракеты - это сложный процесс. Например система контроля качества сварных швов - отдельный сложный разговор. А прокладка трубопроводов и кабелей внутри ступени...
Реализовать всё это на Луне, да ещё в автоматическом режиме, да ещё чтобы эти ракеты потом летали а не взрывались - для нынешнего уровня техники с трудом представляю себе это.

ЦитироватьПотому что носитель-это элементарно извозчик для перевозки целевой ПН. Без ПН носитель не нужен. А стоимость этой ПН многократно превысит стоимость носителя. Это тоже самое, как стоимость какой-нибудь Газели или Бычка несравнима со стоимостью перевозимого груза. Нет денег на груз-не зачем грузовик.

Могу сразу навскидку предложить как минимум два источника ПН:
1) Обслуживание лунной базы по добыче гелия-3 (коммерчески выгодный в перспективе проект).
2) Сборка сверхбольших космических телескопов - проект огромной научной важности, способный изменить наши представления о Вселенной, так что на него денег выбить будет проще.

Ну и по мелочи, разовые ПН (от 1 до 10 пусков каждая): пилотируемые экспедиция на Марс,  экспедиции к газовым гигантам и астероидам, доставка грунта например с Плутона.

А никто не говорит о стоительстве из этих чушек "ракет".
На поверхности луны изготавливаются вафельные панели и арматура для ферм, + возможно кабели, которые поднимаются на орбиту луны многоразовыми лэндерами.
Там из них свариваются герметичные корпуса МЭКов и топливные цистерны практически произвольных форм и размеров и герметизируются. Затем с земли доставляется оборудование и космонавты оснащают корпуса находясь внутри, при нормальной атмосфере. Привозится с Земли двигатель и реактор и крепятся к ферменным конструкциям корабля.

Затем те же самые лэндеры доставляют с Луны топливо и заправляют баки.

Все. Можно лететь.

ЦитироватьТам из них свариваются герметичные корпуса МЭКов и топливные цистерны практически произвольных форм и размеров и герметизируются. Затем с земли доставляется оборудование и космонавты оснащают корпуса находясь внутри, при нормальной атмосфере. Привозится с Земли двигатель и реактор и крепятся к ферменным конструкциям корабля.

Затем те же самые лэндеры доставляют с Луны топливо и заправляют баки.

Все. Можно лететь.

А сколько человеко-часов требуется для сборки ракетной ступени? Я не против самой идеи в принципе, но для её реализации потребуется держать в космосе ракетостроительный завод минимум с десятками работников.
Для создания такой системы без сверхтяжелых носителей ника не обойтись.
А в перспективе, при наращивании присутствия в космосе, идея безусловно выгодная.

Цитироватьков и даже проката листов - да, в принципе возможно.
Но сборка корпуса ракеты - это сложный процесс. Например система контроля качества сварных швов - отдельный сложный разговор. А прокладка трубопроводов и кабелей внутри ступени...
Реализовать всё это на Луне, да ещё в автоматическом режиме, да ещё чтобы эти ракеты потом летали а не взрывались - для нынешнего уровня техники с трудом представляю себе это.

Можно обойтись без сварки:
В панелях при мех. обработке делаются пазы.... как у паркета или вагонки, сверлятся отверстия и нарезается резьба.

При сборке на орбите в паз закладывается лента резины или композито какого-нибедь, панели стыкуются и свинчиваются винтами... Благо электро-отверткой космонавту-монтажнику работать будет гораздо проще и быстрее, чем сварочным аппаратом.

Shestoper писал(а):

ЦитироватьМогу сразу навскидку предложить как минимум два источника ПН:...

Я абсолютно согласен. Просто именно с этого и нужно начинать-что мы хотим. Например, хотим мы лунную базу, сверхбольшие телескопы или что-то еще.
РН тут будет только элементом, причем не самым дорогим.

ЦитироватьА сколько человеко-часов требуется для сборки ракетной ступени? Я не против самой идеи в принципе, но для её реализации потребуется держать в космосе ракетостроительный завод минимум с десятками работников.
Для создания такой системы без сверхтяжелых носителей ника не обойтись.

Завод будет скорее на поверхности Луны. Да и народу там не много надо... человек 20-30 для слежения за автоматами.
И ЛОС с десятком человек(монтажников) на орбите Луны.
Для обеспечения такого кол-ва людей можно обойтись носителями размерности Сатукна/Энергии, а то и 40-тонником Зомби.
А 500-тонник оказывается лишним.

ИМХО, разумеется.

Когда делаются прикидки на n-ое колличество лет, то первая задача ото отделить технологические аспекты актуальные сегодня от задач принципиальных, сохраняющихся вне времени и технологического опыта.

В качестве примера приведу следующие моменты, прозвучавшие в постах этой темы, ничего личного, только бизнес:

Прокладка  кабелей в условиях Луны. А зачем их прокладывать, когда уже сейчас объем данных, поступающих на обычный смартфон на порядки превышает, трафик, необходимый для управления и контроля состояния относительно удаленных инженерных объектов.

На Байконуре недостаточно развиты инженерные инфраструктуры для сборки и отладки сложных инженерных объектов. А то, что проектируется при международной кооперации строительство инженерных объектов различного назначения в целях реализации транспортного сообщения большой пропускной способности по напралению Китай- Средняя Азия-Европа мы забываем.

Цитировать

ЦитироватьПотому что носитель-это элементарно извозчик для перевозки целевой ПН. Без ПН носитель не нужен. А стоимость этой ПН многократно превысит стоимость носителя. Это тоже самое, как стоимость какой-нибудь Газели или Бычка несравнима со стоимостью перевозимого груза. Нет денег на груз-не зачем грузовик.

Могу сразу навскидку предложить как минимум два источника ПН:
1) Обслуживание лунной базы по добыче гелия-3 (коммерчески выгодный в перспективе проект).
2) Сборка сверхбольших космических телескопов - проект огромной научной важности, способный изменить наши представления о Вселенной, так что на него денег выбить будет проще.

Ну и по мелочи, разовые ПН (от 1 до 10 пусков каждая): пилотируемые экспедиция на Марс,  экспедиции к газовым гигантам и астероидам, доставка грунта например с Плутона.

И я добавлю  :D : мы же хотим летать далеко. Луна, Марс, далее - везде... Значит, основной целевой ПН по вышеперечисленным проектам будут разгонные блоки, сначала химические, затем ядерные. Едва ли их стоимость будет больше стоимости верхней ступени носителя. Всё остальное - модули орбитальных станций и межпланетных КК - ну, едва ли они будут отличаться сильно от нынешних. Всякие реакторы, станки-автоматы - их будут отрабатывать поэтапно, годами. Сегменты СКЭС - см. фотоэлектрические модули американского сегмента МКС. Телескопы и буровые установки для Марса/Титана/Европы? Пожалуй - только они и будут по-настоящему дорогими. Но их будут пускать раз в 5-10 лет, не чаще, так что их роль не будет определяющей. Ещё раз повторюсь: такая ракета - для дальнего космоса и её основным грузом будут разгонные блоки. А как представишь себе, КАКИЕ телескопы можно запускать на таком носителе - так дух захватывает :shock:  :!:  :!:  :!:

И я не думаю, что это будет так уж прям дорого. Вон, в Штатах посчитали, что при если бы вместо Шаттлов продолжили Сатурн-Аполлон, то при том же финансировании можно было бы каждый год  :!: два раза отправлять экспедиции на орбитальную станцию типа "Скайлэб" и, параллельно, совершить четыре экспедиции на Луну. Страшно подумать, чего бы они добились к настоящему времени, если бы вот так, тихой сапой, развивали свою лунную программу. Небось, уже бы снаряжали экспедицию на Марс! Ыыыых!!! :evil: Зло берёт

ЦитироватьПросто именно с этого и нужно начинать-что мы хотим.

Мы хотим закрепления на Луне и высоких орбитах. И приступить к освоению Марса.
А телескопы и тяжёлые АМС - приятный опцион. Допустим, есть у нас сверхтяжёлая ракета - так почему бы ею не воспользоваться?

ЦитироватьЗатем те же самые лэндеры доставляют с Луны топливо и заправляют баки.

Какое?  :wink:

ЦитироватьМогу сразу навскидку предложить как минимум два источника ПН:
1) Обслуживание лунной базы по добыче гелия-3 (коммерчески выгодный в перспективе проект).
2) Сборка сверхбольших космических телескопов - проект огромной научной важности, способный изменить наши представления о Вселенной, так что на него денег выбить будет проще.

Ну и по мелочи, разовые ПН (от 1 до 10 пусков каждая): пилотируемые экспедиция на Марс,  экспедиции к газовым гигантам и астероидам, доставка грунта например с Плутона.

По п1. а зачем и кому нужен He3[/size]?

ЦитироватьА если серьезно - программа Энергии НИКОГДА не будет реанимирована/восстановлена/улучшена. Вы должны это понимать. Потому что восстановить ее и придумать и сделать новую ракету (сколько лет прошло?) - это на сегодня затраты одного порядка.

Ну, во-первых, даже затраты одного порядка могут отличаться в большую или меньшую сторону. Во-вторых, не улавливаю логики. Будем исходить из здравого смысла. Допустим, даже если УКСС, МИК и т.д. абсолютно не подлежат восстановлению, то:

Реанимация "Энергии" (А) = Создание производственной инфраструктуры (П) + Контракты с поставщиками (К) + Строительство старта (С) + Строительство испытательных средств (И) + ЛКИ (Л)

Новая ракета (Б) = Разработка проекта с нуля (Р) + Создание производственной инфраструктуры (П) + Контракты с поставщиками (К) + Строительство старта (С) + Строительство испытательных средств (И) + ЛКИ (Л) + Цена ошибки проектирования (ОП)

По-вашему, может оказаться так, что А > Б, т.е. при прочих равных Р+ОП<0 ? Очевидно, что нет, значит, напрашивается вывод, что Р,П,К,И,С для "Энергии" неоправданно дороги по сравнению с некоей легко доступной и очевидной альтернативой. Настолько, что это перевешивает Р+ОП.

Итак, чем была так плоха "Энергия" в качестве носителя на 100 т ПН? Обоснуйте.

И к тому же, при развернутом производстве "той" "Энергии" перейти на "Вулкан" будет намного проще, не так ли? А лунные ПН и 100-тонник пока потянет.

По Энергии главная проблема на данный момент отсутствие производства в стране ЖВ в нужных объемах. Предприятия, где он производился перепрофилируются и реконструируются новыми собственниками под продукцию, имеющую спрос. Вкладываются большие деньги в развитие наземной инфраструктуры и неиспользуемое идет под снос. Земля дорогая и пытаются получать отдачу от каждого участка.

Делу могло бы помочь развитие водородной энергетики, прежде всего в автостроении, но внятного лобби у этого направления пока нет. Да и намечается серьезный конкурент в виде топливных элементов на метане.
Уж тут такой монстр как Газпром всех конкурентов затопчет. Так, что с водородом дело кисло по объективным, и не зависящим от отрасли причинам.

Цитировать[По п1. а зачем и кому нужен He3[/size]?

Нам, физикам. 30 тонн в год поле 2050 года.  :)

ЦитироватьПо Энергии главная проблема на данный момент отсутствие производства в стране ЖВ в нужных объемах.
...
Делу могло бы помочь развитие водородной энергетики, прежде всего в автостроении, но внятного лобби у этого направления пока нет. Да и намечается серьезный конкурент в виде топливных элементов на метане.
Уж тут такой монстр как Газпром всех конкурентов затопчет. Так, что с водородом дело кисло по объективным, и не зависящим от отрасли причинам.

Ну может тогда, если Газпром так могуч, удасться что-то сварганить на метане (не к ночи будет помянут)? :oops:

ЦитироватьИтак, чем была так плоха "Энергия" в качестве носителя на 100 т ПН? Обоснуйте.

Многим.
Мне в ней не нравится 2 вещи:

1) Во-первых, изначальная идея Глушко - собирать носители разной размерности из стандартных блоков.
На первый взгляд идея привлекательная. Но на разных носителях (от Зенита до Вулкана) ускорители первой ступени испытывают существенно разные механические и аккустические нагрузки. Если делать ускорители универсальными, нужно ориентироваться под самый нагруженный вариант, тогда для легких ракет этот блок перетяжелен. И вообще пакет всегда уступает по массовому совершенству моноблоку.
Ну ладно, само по себе это ещё не так фатально, массовое совершенство первой ступени слабо влияет на ПН.
Но если делать всю ракету из стандартных блоков - то и вторую ступень тоже, как на УР-700 и Виктории-К. А в этом случае ПН снижается уже значительно - пакетная вторая ступень обладает низким массовым совершенством, и применение на ней водорода затруднено (блоки не более 4 метров диаметром).
Глушко на это не пошел, вторая ступень у него моноблочная. А это значит, что нужно по крайней мере 2 стандартных диаметра в производстве - 4,1 и 7,7 метров. Но тогда выгоднее было бы на Энергии сделать первую ступень моноблочной, одинакового диаметра со второй ступенью, с тандемной компоновкой - она была бы дешевле и легче, чем 4 блока малого диаметра с боковым креплением.
2) Энергия создавалась как аналог американского Шаттла. Причем компоновку мы просто передирали один к одному. Отсюда и боковое крепление ПН (вызывающее изгибающие нагрузки на вторую ступень), и относительно небольшой диаметр второй ступени (более короткая и толстая водородная ступень, по типу второй ступени Сатурн-5, будет иметь большее массовое совершенство).

В общем если делать Энергию как универсальный носитель, с компоновкой Сатурн-5 (первая ступень керосиновая, вторая водородная, и небольшой разгонный блок для довыведения ПН на LEO), то с учетом высокого УИ двигателей Энергии можно получить ПН порядка 150 тонн при равной стартовой массе c реальной Энергией.

По такой схеме можно сделать носитель с размерностью Вулкана с ПН около 300 тонн. Я не знаю, насколько глубоко прорабатывались проекты Новы со стартовой массой 10000 тонн, и была ли решена в этих проектах проблема аккустических нагрузок.
Но Вулкан - ракета детально рассчитанная, она точно полетела бы. Да и у реально летавшей Н-1 тяга первой ступени была 4500 тонн.
Так что как минимум 5000-тонная ракета с ПН 250-300 тонн вполне осуществима.

ЦитироватьПо Энергии главная проблема на данный момент отсутствие производства в стране ЖВ в нужных объемах.

Энергия (или, там, нечто другое на >100 т) нужна для обеспечения межпланетной пилотируемой космонавтики. Вот эта самая межпланетная в серьезных масштабах - она возможна без ЖВ? Так же как и смежная с ней непилотируемая. Так что, водород нужен не только для "Энергии", и вопрос о нем рано или поздно обострится и без этого носителя.

Конечно, без масштабного произвордства ЖВ смешно замахиваться на серьёзные космические программы. Королев на этом уже обжегся - а ведь тогда были другиен времена, полезность ЖВ была не так очевидна, как сейчас.

ЦитироватьНу, во-первых, даже затраты одного порядка могут отличаться в большую или меньшую сторону. Во-вторых, не улавливаю логики. Будем исходить из здравого смысла. Допустим, даже если УКСС, МИК и т.д. абсолютно не подлежат восстановлению, то:

Реанимация "Энергии" (А) = Создание производственной инфраструктуры (П) + Контракты с поставщиками (К) + Строительство старта (С) + Строительство испытательных средств (И) + ЛКИ (Л)

Новая ракета (Б) = Разработка проекта с нуля (Р) + Создание производственной инфраструктуры (П) + Контракты с поставщиками (К) + Строительство старта (С) + Строительство испытательных средств (И) + ЛКИ (Л) + Цена ошибки проектирования (ОП)

По-вашему, может оказаться так, что А > Б, т.е. при прочих равных Р+ОП<0 ? Очевидно, что нет, значит, напрашивается вывод, что Р,П,К,И,С для "Энергии" неоправданно дороги по сравнению с некоей легко доступной и очевидной альтернативой. Настолько, что это перевешивает Р+ОП.

Итак, чем была так плоха "Энергия" в качестве носителя на 100 т ПН? Обоснуйте.

Неужели и вправду непонятно?
Я выше написал, чем плоха Энергия. Тем, что ее можно переделать так, что она станет более эффективной.

Я намекнул на то, сколько лет прошло. Прогресс на месте не стоит. Если проектировать новую ракету на базе комплектующих Энергии, которые можно производить в России (а есть и такие, которые у нас не производятся), то получится новая ракета, в которой будут учтены в том числе и недостатки Энергии (а они - есть, не сомневайтесь). Эта гипотетическая РН будет лучше. В ней будут применены новые технологические решения. Возможно, ее можно сделать дешевле. И я хочу сказать, что "с нуля" ничего разрабатывать не нужно.

А восстановить производство Энергии в том виде как оно было... Это, как минимум - шаг назад, а то и десять.

Я приведу другой пример. Сейчас, когда американцы делают вид, что собираются лететь на Луну и Марс, они не пытаются восстановить производство РН Сатурн-5. Хотя уж тут-то программа была законсервирована в лучшем виде. Нет, они предпочитают разрабатывать новую систему с применением опыта и комплектующих на базе Спейс Шаттла.

ЦитироватьИ к тому же, при развернутом производстве "той" "Энергии" перейти на "Вулкан" будет намного проще, не так ли? А лунные ПН и 100-тонник пока потянет.

Конечно, проще! Я о том и писал - "если бы у нас сейчас была Энергия и все, что нужно для ее эксплуатации".

(Кстати, замечу, что Энергия не может вынести на LEO 100 тонн или больше. Реальная, чистая, грузоподъемность ракеты на уровне 85 тонн.)

Цитировать

ЦитироватьПо Энергии главная проблема на данный момент отсутствие производства в стране ЖВ в нужных объемах.

Энергия (или, там, нечто другое на >100 т) нужна для обеспечения межпланетной пилотируемой космонавтики. Вот эта самая межпланетная в серьезных масштабах - она возможна без ЖВ? Так же как и смежная с ней непилотируемая. Так что, водород нужен не только для "Энергии", и вопрос о нем рано или поздно обострится и без этого носителя.

Вопрос то в возможности реанимации Энергии. Через пару лет его и ставить то будет бессмысленно. Организационно-технические решения всегда напоминают театр - будь добр танцуй-играй в предлагаемых эдесь и сейчас обстоятельствах, и с теми актерами, в тех декорациях, что бог послал.
 Не зря, все кто знал хорошо Королева, отмечают  театральность его приемов работы как с людьми, так и с верхним менеджментом.

И ФКА бъется за деньги, сколько бы ни дали, дилемма отдать "Лавке" на пару троек программ или химикам на водород, всегда будет решаться в пользу "Лавки".

Либо водородное производство будут создавать и под другие цели, или северный пушной зверек в военной форме подкрадываться начнет, и только водородом и можно отогнать. Похоже, что в нынешних условиях иного не дано.

то есть вы хотите сказать, что производство жидкого водорода порядка нескольких десятков тясяч тонн россия не осилит в принцыпе?

Цитировать

ЦитироватьИ к тому же, при развернутом производстве "той" "Энергии" перейти на "Вулкан" будет намного проще, не так ли? А лунные ПН и 100-тонник пока потянет.

Конечно, проще! Я о том и писал - "если бы у нас сейчас была Энергия и все, что нужно для ее эксплуатации".

(Кстати, замечу, что Энергия не может вынести на LEO 100 тонн или больше. Реальная, чистая, грузоподъемность ракеты на уровне 85 тонн.)

Ну, почему же? Могла и больше Энергия вывести. Масса ПГ зависела от способа довыведения. Например, если довыведение осуществлять с помощью собственной ДУ КА (скажем на АТ-НДМГ с УИ=326 с), то расход топлива составляет около 2т. При номинальной ПН на переходной орбите 98 т, масса ПН на опорной низкой орбите (Н=200 км) составила бы 96 т. 85 т - это ПН при использовании для довыведения модифицированного блока ДМ, ЕМНИП.

то есть вы хотите сказать, что производство жидкого водорода порядка нескольких десятков тясяч тонн россия не осилит в принцыпе?

А имеются данные, что осилит?

АтличнА! :) Все восхищении...А таперича откроем дамский магазин! (с)

Attn.to Tiger:
Энергия (или, там, нечто другое на >100 т) нужна для обеспечения межпланетной пилотируемой космонавтики.

Это совсем не очевидно... Это кто сказал? Или, подскажите, пожалуйста, где написано?

ЦитироватьЭто совсем не очевидно... Это кто сказал? Или, подскажите, пожалуйста, где написано?

расчет прост. ТМК (тяжелый межпланетный корабль) на сегодня единственный реальный способ (от россии) добраться до марса и вернуться назад весит порядка 500 тонн. в 60-70 когда первые версии проекта разрабатывались, речь шла о 1000-1200 тонн. если не путаю  :?

построить легкий межпланетный корабель врятли удастся, разве что придется команду держать в электросне пару лет  :twisted:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьИ к тому же, при развернутом производстве "той" "Энергии" перейти на "Вулкан" будет намного проще, не так ли? А лунные ПН и 100-тонник пока потянет.

Конечно, проще! Я о том и писал - "если бы у нас сейчас была Энергия и все, что нужно для ее эксплуатации".

(Кстати, замечу, что Энергия не может вынести на LEO 100 тонн или больше. Реальная, чистая, грузоподъемность ракеты на уровне 85 тонн.)

Ну, почему же? Могла и больше Энергия вывести. Масса ПГ зависела от способа довыведения. Например, если довыведение осуществлять с помощью собственной ДУ КА (скажем на АТ-НДМГ с УИ=326 с), то расход топлива составляет около 2т. При номинальной ПН на переходной орбите 98 т, масса ПН на опорной низкой орбите (Н=200 км) составила бы 96 т. 85 т - это ПН при использовании для довыведения модифицированного блока ДМ, ЕМНИП.

Т.е. что, вариант с ДМ хуже варианта с каким-нибудь Бризом-К? И почему тогда не сделали блок довыведения на базе хотя бы ДУ Союза? :shock:

Цитировать

Цитировать(Кстати, замечу, что Энергия не может вынести на LEO 100 тонн или больше. Реальная, чистая, грузоподъемность ракеты на уровне 85 тонн.)

Ну, почему же? Могла и больше Энергия вывести. Масса ПГ зависела от способа довыведения. Например, если довыведение осуществлять с помощью собственной ДУ КА (скажем на АТ-НДМГ с УИ=326 с), то расход топлива составляет около 2т. При номинальной ПН на переходной орбите 98 т, масса ПН на опорной низкой орбите (Н=200 км) составила бы 96 т. 85 т - это ПН при использовании для довыведения модифицированного блока ДМ, ЕМНИП.

Возможно, вы правы. Просто меня настраживают такие факты как низкая масса "Полюса" и низкая масса "Бурана". Источники я читал разные, и есть данные, что Полюс был порядка 75-80 тонн. А по Бурану и вовсе большой разброс - одни источники называют 110-115 тонн (полная номинальная масса включая ПН самого челнока), другие - те же 75-80 тонн (для первого полета, как облегченный вариант). Я знаю, что ракета 6СЛ, которой пускался Полюс - это не то, что ракета, которой запускался Буран.
Кстати, есть у кого-нибудь точные данные - чем эти ракеты отличались? Были ли форсированы двигатели, был ли увеличен запас топлива? А то я свою модель Энергии для Орбитера делал по данным 6СЛ, поэтому она у меня слааабенькая получилась - на переходную орбиту с наклонением 56 градусов апогей 200 км, перигей - 50 км, старт - с экватора, еле-еле 106 тонн выпихивает (ПН - станция массой 80,5 тонн + разгонный блок 19,5 тонн (именно с АТ-НДМГ с УИ=326 с)  + транспортный обтекатель Буран-Т 6 тонн)... Что же будет при старте из Байконура? Кстати, замечу, что РБ включается три раза - подъем апогея до 400 км, монтаж круговой орбиты, затопление РБ. При этом топлива в нем остается... почти ничего не остается.

Вот поэтому мне не верится официальным сообщениям в открытой печати - "...сверхмощная ракета, способная вывести на орбиту более 100 тонн...".

А как на самом-то деле?

В общем-то если уйти от веры в то, что Полюс был больше чем ГВМ, то логично предположить, что он имитировал массу штатной нагрузки - корабля. Поскольку заказчик требовал корабль.

ЦитироватьВ общем-то если уйти от веры в то, что Полюс был больше чем ГВМ, то логично предположить, что он имитировал массу штатной нагрузки - корабля. Поскольку заказчик требовал корабль.

При чем здесь вера? Есть точные данные. Только где их взять? Вот у Лукашевича - ""Изделие" общей длиной почти 37 м и диаметром до 4,1 м, массой около 80 т", см. http://www.buran.ru/htm/cargo.htm

Цитировать

ЦитироватьВ общем-то если уйти от веры в то, что Полюс был больше чем ГВМ, то логично предположить, что он имитировал массу штатной нагрузки - корабля. Поскольку заказчик требовал корабль.

При чем здесь вера? Есть точные данные. Только где их взять? Вот у Лукашевича - ""Изделие" общей длиной почти 37 м и диаметром до 4,1 м, массой около 80 т", см. http://www.buran.ru/htm/cargo.htm

Точные данные... Они колеблются от снаряженной боевой платформы до ГВМ с ж/б заполнением. Так вот если была боевая платформа, то масса могла определяться задачеми. типом орбиты и т.п. А если ГВМ - то это и есть масса Бурана.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВ общем-то если уйти от веры в то, что Полюс был больше чем ГВМ, то логично предположить, что он имитировал массу штатной нагрузки - корабля. Поскольку заказчик требовал корабль.

При чем здесь вера? Есть точные данные. Только где их взять? Вот у Лукашевича - ""Изделие" общей длиной почти 37 м и диаметром до 4,1 м, массой около 80 т", см. http://www.buran.ru/htm/cargo.htm

Точные данные... Они колеблются от снаряженной боевой платформы до ГВМ с ж/б заполнением. Так вот если была боевая платформа, то масса могла определяться задачеми. типом орбиты и т.п. А если ГВМ - то это и есть масса Бурана.

???
Что значит - колеблются? Как точные данные могут колебаться? Он, что - несколько раз запускался?
Было - вполне определенным образом. Никакой не ГВМ. Вот здесь написано, что это было - http://www.buran.ru/htm/cargo.htm
Или вы считаете, что это - дезинформация?

Еще раз - меня интересует не масса Полюса, а чем ракета 6СЛ, которой пускали Полюс, отличалась от ракеты (не помню обозначения), которой пускали Буран.

Цитироватьто есть вы хотите сказать, что производство жидкого водорода порядка нескольких десятков тясяч тонн россия не осилит в принцыпе?

Да осилит конечно. Но производство скорее всего придется создавать заново, и ни одна  ни государственная, ни частная структура, способная поднять подобная производство, на данный момент в этом не заинтересованы. Для частных нет спроса - нет интереса. Для государственных - имеются более приоритетные направления в конкурентной борьбе за финансы.

На Дзержинском Капролактаме производство вроде бы востанавливают, но объемы и предназачение пока не ясны. А еще необходима продуманная транспортная схема доставки и специальные цистерны.

ЦитироватьЕще раз - меня интересует не масса Полюса, а чем ракета 6СЛ, которой пускали Полюс, отличалась от ракеты (не помню обозначения), которой пускали Буран.

Первоначально изделие 6СЛ имело индекс 6С то есть вообще не предназначалась для летных испытаний, но из-за отставания в изготовлении первой летной РН, Губанов предложил использовать стендовую 6С для летных испытаний, надо полагать что у 6С массовое совершенство было никакое.

Цитировать

ЦитироватьЕще раз - меня интересует не масса Полюса, а чем ракета 6СЛ, которой пускали Полюс, отличалась от ракеты (не помню обозначения), которой пускали Буран.

Первоначально изделие 6СЛ имело индекс 6С то есть вообще не предназначалась для летных испытаний, но из-за отставания в изготовлении первой летной РН, Губанов предложил использовать стендовую 6С для летных испытаний, надо полагать что у 6С массовое совершенство было никакое.

Все данные для моей модели брались отсюда:
http://www.buran.ru/htm/gubanov3.htm
Если я правильно понял - это 6СЛ?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВ общем-то если уйти от веры в то, что Полюс был больше чем ГВМ, то логично предположить, что он имитировал массу штатной нагрузки - корабля. Поскольку заказчик требовал корабль.

При чем здесь вера? Есть точные данные. Только где их взять? Вот у Лукашевича - ""Изделие" общей длиной почти 37 м и диаметром до 4,1 м, массой около 80 т", см. http://www.buran.ru/htm/cargo.htm

Точные данные... Они колеблются от снаряженной боевой платформы до ГВМ с ж/б заполнением. Так вот если была боевая платформа, то масса могла определяться задачеми. типом орбиты и т.п. А если ГВМ - то это и есть масса Бурана.

???
Что значит - колеблются? Как точные данные могут колебаться? Он, что - несколько раз запускался?
Было - вполне определенным образом. Никакой не ГВМ. Вот здесь написано, что это было - http://www.buran.ru/htm/cargo.htm
Или вы считаете, что это - дезинформация?

Ну как сказать. На 100% я сайту Буран.ру не верю. В этом конкреном случае потому, что свидетель событий мне рассказывал обратное. Все же причины скрывать неполную комплектацию Полюса железные. Одно дело запустить болванку - другое модуль. Премии так сказать разные. И как-то очень удачно он потом не долетел до орбиты.

ЦитироватьВсе данные для моей модели брались отсюда:
http://www.buran.ru/htm/gubanov3.htm
Если я правильно понял - это 6СЛ?

Утверждать не берусь, ибо к сабжу отношения не имел. Тем более по ссылке открывается оглавление 3-го тома, а там много чего написано. Но судя по Вашей модели для "Orbiter SFS" характеристики действительно были взяты с 6СЛ, даже пресловутый «кивок» на старте...

Цитировать

ЦитироватьВсе данные для моей модели брались отсюда:
http://www.buran.ru/htm/gubanov3.htm
Если я правильно понял - это 6СЛ?

Утверждать не берусь, ибо к сабжу отношения не имел. Тем более по ссылке открывается оглавление 3-го тома, а там много чего написано. Но судя по Вашей модели для "Orbiter SFS" характеристики действительно были взяты с 6СЛ, даже пресловутый «кивок» на старте...

"Кивок" - маневр ухода от стартовых сооружений - был штатным маневром любой ракеты семейства 11к25/14А10/14К25. Просто, насколько я помню, на 6СЛ он был больше штатного из-за ошибок в ПО.

ЦитироватьНу как сказать. На 100% я сайту Буран.ру не верю. В этом конкреном случае потому, что свидетель событий мне рассказывал обратное. Все же причины скрывать неполную комплектацию Полюса железные. Одно дело запустить болванку - другое модуль. Премии так сказать разные. И как-то очень удачно он потом не долетел до орбиты.

Ну что ж... тоже версия. Кто теперь скажет, как оно было? Я тогда еще в школу ходил :)

Цитировать

ЦитироватьВсе данные для моей модели брались отсюда:
http://www.buran.ru/htm/gubanov3.htm
Если я правильно понял - это 6СЛ?

Утверждать не берусь, ибо к сабжу отношения не имел. Тем более по ссылке открывается оглавление 3-го тома, а там много чего написано. Но судя по Вашей модели для "Orbiter SFS" характеристики действительно были взяты с 6СЛ, даже пресловутый «кивок» на старте...

Там почти в каждой главе есть полезная информация... Но в основном вот с этих страниц:
http://www.buran.ru/htm/07-3.htm
http://www.buran.ru/htm/08-3.htm
http://www.buran.ru/htm/15-3.htm
http://www.buran.ru/htm/11-3.htm
Циклограмму полета один в один содрал с описания полета 6СЛ, вот отсюда:
http://www.buran.ru/htm/35-3.htm

А что касается "кивка". По идее там нет стартовых сооружений, от которых он должен был отводить РН, я имею в виду УКСС. Если я правильно понял, сам кивок - от того, что ПН, прицепленный сбоку элементарно перетягивает ракету набок, потому что в момент отрыва все двигатели ориентированы строго вверх, чтобы не задеть камерами за стартово-стыковочный блок Я - там колодцы довольно узкие... По крайней мере, это должно касаться камер РД-170. А по выходу из блока Я тяга должна быть переориентирована так, чтобы во-первых, компенсировать начинающийся завал, а во-вторых, после этого - балансировать рядом с центром масс системы. В моей модели так и сделано, алгоритм качания камер вводится с высоты 2 метра. За это время ракета успевает накрениться, хотя и не так сильно, как 6СЛ - там был явный перебор.

У Губанова написано, что впоследствии алгоритм был доработан и кивок убрали (может не до конца, но при старте Бурана его уже нельзя было так легко заметить). По крайней мере нет такого чудовищного завала, как при пуске Полюса - там ведь хорошо видно, что даже струи от двигателей перестали попадать в соответствующие отверстия на блоке Я и отражаются куда попало! Вроде как 7 градусов был завал?

Так или иначе - само по себе красиво и запоминается - своего рода визитная карточка. Поэтому я смоделировал завал в своей модели (прошу прощения за тавтологию). Моделирование честное (насколько это в Орбитере вообще возможно). Кстати, я пробовал различные высоты ввода алгоритма парирования кивка и выяснил, что фатальный завал без возможности выпрямиться произойдет, если начать управлять с высоты около 40 метров (от нулевой точки).

Возвращаясь к проектам, перечисленным в первом сообщении этой темы.
Вот здесь про них есть поподробнее: http://www.astronautix.com/lvfam/nova.htm

Интересно что двухступенчпатые проекты делятся примерно на 2 категории: со стартовой массой порядка 10000 тонн, и с массой порядка 7000 тонн, с совмещенными днищами баков.
При таком большом диаметре корпуса и небольшом удлинении ступеней совмещенные днища дают большой выигрыш в сухой массе ступени.
Для таких огромных ракет, чья масса уже приближается к аккустическому приделу, очень важно бороться за повышение доли ПН, так как с ростом массы ракеты её весовая эффективность уменьшается.
Думаю что в этом случае оправдано будет применение трехступенчатой схемы (она даёт прирост ПН 20-25% по сравнению с двухступенчатой равной массы). Удорожание и усложнение трехступенчатой ракеты будет скомпенсировано её умеренной масcой, порядка 5-7 килотонн (и терпимыми аккустическими нагрузками), при массе ПН 300-450 тонн.

ЦитироватьДля таких огромных ракет, чья масса уже приближается к аккустическому приделу, очень важно бороться за повышение доли ПН, так как с ростом массы ракеты её весовая эффективность уменьшается.
Думаю что в этом случае оправдано будет применение трехступенчатой схемы (она даёт прирост ПН 20-25% по сравнению с двухступенчатой равной массы). Удорожание и усложнение трехступенчатой ракеты будет скомпенсировано её умеренной масcой, порядка 5-7 килотонн (и терпимыми аккустическими нагрузками), при массе ПН 300-450 тонн.

Почему при переходе к 3-х ступенчатой схеме должны уменьшиться акустические нагрузки?

Цитировать

ЦитироватьУдорожание и усложнение трехступенчатой ракеты будет скомпенсировано её умеренной масcой, порядка 5-7 килотонн (и терпимыми аккустическими нагрузками), при массе ПН 300-450 тонн.

Почему при переходе к 3-х ступенчатой схеме должны уменьшиться акустические нагрузки?

Нагрузки прежние. Просто ступени приходится делать прочными из-за акустических нагрузок, а это плохо сказывается на масовом совершенстве.
Отсюда три ступени лучше, чем две.

Только что-то мне подсказывает, что 3-3,5 тысячи тонн - это максимум.
Большие РН вряд ли когда будут созданы. Даже Сатурну не нашлось другой работы. Что уж говорить про Нову!

ЦитироватьВозвращаясь к проектам, перечисленным в первом сообщении этой темы.
Вот здесь про них есть поподробнее: http://www.astronautix.com/lvfam/nova.htm

Интересно что двухступенчпатые проекты делятся примерно на 2 категории: со стартовой массой порядка 10000 тонн, и с массой порядка 7000 тонн, с совмещенными днищами баков.
При таком большом диаметре корпуса и небольшом удлинении ступеней совмещенные днища дают большой выигрыш в сухой массе ступени.
Для таких огромных ракет, чья масса уже приближается к аккустическому приделу, очень важно бороться за повышение доли ПН, так как с ростом массы ракеты её весовая эффективность уменьшается.
Думаю что в этом случае оправдано будет применение трехступенчатой схемы (она даёт прирост ПН 20-25% по сравнению с двухступенчатой равной массы). Удорожание и усложнение трехступенчатой ракеты будет скомпенсировано её умеренной масcой, порядка 5-7 килотонн (и терпимыми аккустическими нагрузками), при массе ПН 300-450 тонн.

Такой выигрыш возможен только при совсем уж некудышных массовом совершенстве и УИ. При современных достижениях, этот выигрыш не привысит 8-10%.

ЦитироватьПочему при переходе к 3-х ступенчатой схеме должны уменьшиться акустические нагрузки?

Вы немного не поняли.
Нам дана задача: вывести заданную ПН. Трехступенчатая ракета для этого будет легче на 20%, следовательно и аккустические нагрузки меньше.

Цитировать

ЦитироватьПочему при переходе к 3-х ступенчатой схеме должны уменьшиться акустические нагрузки?

Вы немного не поняли.
Нам дана задача: вывести заданную ПН. Трехступенчатая ракета для этого будет легче на 20%, следовательно и аккустические нагрузки меньше.

Да откуда ж у Вас такой выигрыш - целых 20%? Попробую сам посчитать.

ЦитироватьТакой выигрыш возможен только при совсем уж некудышных массовом совершенстве и УИ. При современных достижениях, этот выигрыш не привысит 8-10%.

Считал.
ХС 9,4 км/c

Двухступенчатая ракета.
Первая ступень керосиновая, 70% стартовой массы, массовое совершенство 0,05 (очень высокое), УИ 310 сек (у земли).
Вторая ступень водородная, массовое соверщенство 0,08, УИ 460 сек (пустотный).
ПН - 6,2%

Трехступенчатая ракета.
Первая ступень керосиновая, 50% от массы ракеты, массовое совершенство и УИ - те же, что и в предыдущем случае.
Вторая ступень - водород, масса 30% от массы ракеты, массовое совершенство 0,08, УИ - 460 сек.
Третья ступень - массовое совершенство 0,1 (учел что у третьих ступеней массовое совершенство как правило ниже из-за небольшой массы при большом диаметре - кислородный бак тор или чечевица).
ПН - 7,7%
(Если у третьей ступени массовое совершенство 0,08, то ПН увеличивается до 7,95%).

Разница ПН - 1,5% у трехступенчатой ракеты ПН на 24% выше.
Причем характерестическая скорость небольшая, для ХС ~ 9,7 км/c разница будет ещё больше.

Впрочем я не уверен твердо, что выигрыш в 25% ПН оправдают применение третьей ступени. Просто посчитал и сообщил результат.
Но боюсь что у ракет массой 5000 тонн и более такое высокое массовое совершенство будет недостижимо из-за укрепления корпуса (для борьбы с вибрациями). Тогда трехступенчатая схема получает заметное преимущество.

ЦитироватьТолько что-то мне подсказывает, что 3-3,5 тысячи тонн - это максимум.
Большие РН вряд ли когда будут созданы. Даже Сатурну не нашлось другой работы. Что уж говорить про Нову!

Максимум - это по чисто техническим причинам, или потому что ПН не будет?

Напомню что самая мощная из летавших ракет (но не самая тяжелая) - Н-1, тяга двигателей 4500 тонн. Даже при такой тяге уже можно запустить ракету массой в 4000 тонн.
А Вулкан массой 4700 тонн - детально проработанный проект, его вполне можно было реализовать.

Что касается ПН: будет деятельность в дальнем космосе - будут и ПН для супертяжей.

Цитировать

Цитироватьто есть вы хотите сказать, что производство жидкого водорода порядка нескольких десятков тясяч тонн россия не осилит в принцыпе?

Да осилит конечно. Но производство скорее всего придется создавать заново, и ни одна  ни государственная, ни частная структура, способная поднять подобная производство, на данный момент в этом не заинтересованы. Для частных нет спроса - нет интереса. Для государственных - имеются более приоритетные направления в конкурентной борьбе за финансы.

На Дзержинском Капролактаме производство вроде бы востанавливают, но объемы и предназачение пока не ясны. А еще необходима продуманная транспортная схема доставки и специальные цистерны.

Опять надо ВОЛЕВОЕ РЕШЕНИЕ. И люди, готовые взять ответственность на себя.

Цитировать

ЦитироватьТакой выигрыш возможен только при совсем уж некудышных массовом совершенстве и УИ. При современных достижениях, этот выигрыш не привысит 8-10%.

Считал.
ХС 9,4 км/c

Двухступенчатая ракета.
Первая ступень керосиновая, 70% стартовой массы, массовое совершенство 0,05 (очень высокое), УИ 310 сек (у земли).
Вторая ступень водородная, массовое соверщенство 0,08, УИ 460 сек (пустотный).
ПН - 6,2%

Трехступенчатая ракета.
Первая ступень керосиновая, 50% от массы ракеты, массовое совершенство и УИ - те же, что и в предыдущем случае.
Вторая ступень - водород, масса 30% от массы ракеты, массовое совершенство 0,08, УИ - 460 сек.
Третья ступень - массовое совершенство 0,1 (учел что у третьих ступеней массовое совершенство как правило ниже из-за небольшой массы при большом диаметре - кислородный бак тор или чечевица).
ПН - 7,7%
(Если у третьей ступени массовое совершенство 0,08, то ПН увеличивается до 7,95%).

Разница ПН - 1,5% у трехступенчатой ракеты ПН на 24% выше.
Причем характерестическая скорость небольшая, для ХС ~ 9,7 км/c разница будет ещё больше.

Впрочем я не уверен твердо, что выигрыш в 25% ПН оправдают применение третьей ступени. Просто посчитал и сообщил результат.
Но боюсь что у ракет массой 5000 тонн и более такое высокое массовое совершенство будет недостижимо из-за укрепления корпуса (для борьбы с вибрациями). Тогда трехступенчатая схема получает заметное преимущество.

По моим расчетам для РН с керосиновой первой и остальными водоролдными ступенями 3-ступенчатая выигрывает не более 12,5% по мюПН: 5.8% - у 2-ступенчатой и 6.6%- у 3-хступенчатой РН. Пустотный УИ принят равным для керосиновых ЖРД 333 с, а водородных ЖРД - 462 с. Правда, введено ограничение на стартовую тяговооруженность для обеих типов РН - 1,4. При этом ХС 2-хступенчатой РН примерно на 200 м/с меньше, чем у 3-хступенчатой

С другой стороны, для 3-ступенчатой керосиновой версии Протона у меня получилась мю ПН 4%, в то время как нормальным значением для двухступенчатой ракеты будет 3%.

Отказ от трехступенчатой схемы был инициирован ЦНИИМашем в 70-е годы на волне борьбы за надежность.

ЦитироватьПри этом ХС 2-хступенчатой РН примерно на 200 м/с меньше, чем у 3-хступенчатой

Почему? Тяговооруженность ступеней ведь одинаковая?

ЦитироватьОтказ от трехступенчатой схемы был инициирован ЦНИИМашем в 70-е годы на волне борьбы за надежность.

Я между прочем вполне согласен, что для РН обычной размерности третья ступень не нужна, увеоичение ПН не оправдывается ростом стоимости и сложности ракеты, нужен дополнительный район падения ступени.
Но вот насчет сверхтяжелых ракет не уверен - для них возможно оптимальнее поднять долю ПН (пусть и введением третьей ступени), а не увеличивать стартовую массу. У них при росте массы весовое сорвершенство падает из-за аккустических нагрузок.

Цитировать

ЦитироватьПри этом ХС 2-хступенчатой РН примерно на 200 м/с меньше, чем у 3-хступенчатой

Почему? Тяговооруженность ступеней ведь одинаковая?

Более длинный АУТ у 3-хступенчатой РН.

ЦитироватьС другой стороны, для 3-ступенчатой керосиновой версии Протона у меня получилась мю ПН 4%, в то время как нормальным значением для двухступенчатой ракеты будет 3%.

Ну, это смотря для какой ракеты :wink:

ЦитироватьМаксимум - это по чисто техническим причинам, или потому что ПН не будет?

Технически можно все что угодно сделать.  Как говориться: с дуру можно и х** сломать, хотя всего лишь гидравлика.

Не будет ПН. Ради одной-двух флаговтыкательных миссий на Марс никто не станет делать ракету, стартовые сооружения, налаживать производство, строить гигансткие стенды.
Нигде, никогда и никаих шансов. Это фантастика (и даже не научная).

ЦитироватьЧто касается ПН: будет деятельность в дальнем космосе - будут и ПН для супертяжей.

Для настоящей деятельности нужны цели. Где они?

ЦитироватьДля настоящей деятельности нужны цели. Где они?

Золотые слова!

ЦитироватьБолее длинный АУТ у 3-хступенчатой РН.

Угу, а при одинаковой продолжительности АУТ - у 3-хступенчатой РН на трех ступенях будет выше суммарная масса двигателей.
 Я это не учел. Так что был не прав.
Я считал ХС одинаковой. Тогда для доразгона второй ступени 2-хступенчатой РН ещё на 200 м/c ПН уменьшится примерно на 6-7%, тогда как раз получалась разница 20% в ПН.

Кстати ещё один момент - если ракета двухступенчатая, то у первой (керосиновой) ступени оптимально иметь бОльшую ХС, чем у первой ступени трехступенчатой ракеты - примерно 3,5 км/c притив 2 км/c. Тогда больше доля первой ступени в массе ракеты.
А керосин намного дешевле водорода.

У 3-ступенчатой меньше максимальная перегрузка без дросселирования.

Цитировать

ЦитироватьБолее длинный АУТ у 3-хступенчатой РН.

Угу, а при одинаковой продолжительности АУТ - у 3-хступенчатой РН на трех ступенях будет выше суммарная масса двигателей.
 Я это не учел. Так что был не прав.
Я считал ХС одинаковой. Тогда для доразгона второй ступени 2-хступенчатой РН ещё на 200 м/c ПН уменьшится примерно на 6-7%, тогда как раз получалась разница 20% в ПН.

Кстати ещё один момент - если ракета двухступенчатая, то у первой (керосиновой) ступени оптимально иметь бОльшую ХС, чем у первой ступени трехступенчатой ракеты - примерно 3,5 км/c притив 2 км/c. Тогда больше доля первой ступени в массе ракеты.
А керосин намного дешевле водорода.

Если снять ограничение на величину тяговооруженности, то, при оптимизации параметров по мюПн, тяговооруженности 3-хступенчатой РН будут выше, чем у 2-хступенчатой, а АУТ - более коротким. Но, все равно, по моим расчетам, трехступенчатая РН не сильно выигрывает у 2-хступенчатой. Ситуация меняется, если конструктивное совершенство блоков и УИ ЖРД относительно невелики (чскажем, на уровне достижений 1940-начала 1960-х) - тогда преиумущество 3-хступенчатых ракет куда больше, и может достигать указанных Вами значений.

ЦитироватьНе будет ПН. Ради одной-двух флаговтыкательных миссий на Марс никто не станет делать ракету, стартовые сооружения, налаживать производство, строить гигансткие стенды.
Нигде, никогда и никаих шансов. Это фантастика (и даже не научная).
Для настоящей деятельности нужны цели. Где они?

1-2 флаговтыкательные миссии на Марс, 2-3 флаговтыкательные миссии в ситемы газовых гигантов (например водички с Европы привезти), 5-10 ракет для создания лунной базы (с добычей гелия-3), ежегодно по 2 полета для замены экипажа этой базы и снабжения, выведение сверхбольших космических телескопов.
В военных целях - выведение на геостационар сверхтяжелых спутников с РЛС. Типа Лакросса, но намного крупнее, с ЯСУ, поскольку орбита далеко от Земли. Нечто вроде вот этих спутников с антеной диаметром 115 метров: http://www.x-libri.ru/elib/shmyg000/00000052.htm

Ну как, достаточно целей?

ЦитироватьУ 3-ступенчатой меньше максимальная перегрузка без дросселирования.

Да, но это далеко не всегда важное преимущество.

О планах Королева по дальнейшей модернизации Н-1:
http://epizodsspace.narod.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/04-07.html

ЦитироватьОдним из основных направлений увеличения веса полезного груза, доставляемого ракетой-носителем, является применение на II и III ступенях топлива кислород-водород.

Кроме того, реальной является следующая модификация ракеты. Двигатели допускают форсирование со 150 до 175 т. При замене двигателей на форсированные и частичном увеличении топлива на II и III ступенях за счет цилиндрических вставок в емкостях вес полезного груза может быть доведен до 105 т, а при использовании топлива кислород-водород одновременно на II и III ступенях вес полезного груза увеличится еще существеннее (Н-IФ — форсированный вариант).

Существует еще одно направление существенного увеличения веса полезного груза. Проработки показывают, что возможна модернизация двигателя с доведением тяги до 250 т в габаритах имеющегося двигателя с тягой 150 т. Замена двигателя на модернизированный позволит значительно увеличить стартовый вес блоков А и Б. Причем увеличение стартового веса этих блоков может быть достигнуто при использовании на модернизированном блоке А трех кислородных емкостей блока А штатного варианта ракеты Н-I, одна из которых будет емкостью для горючего, а две другие — для окислителя.

На модернизированном блоке Б могут быть применены: емкость горючего блока А — для окислителя и емкость окислителя блока Б — для горючего. Такая комбинация использования разрабатываемых сейчас емкостей позволит сохранить практически всю технологическую оснастку для изготовления новых, модернизированных блоков (вариант Н-IМ).

Королев о возможности применения ЯРД на Н-1:
http://epizodsspace.narod.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/04-04.html

ЦитироватьДальнейшим 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.

В случае создания на базе I ступени Н-I двухступенчатого носителя Н-II при использовании на II ступени ядерного двигателя, эскизные проекты которого выполнены ОКБ М.М. Бондарюка и ОКБ В.П. Глушко при использовании в качестве рабочего тела жидкого водорода, вес полезного груза возрастает на 125 т и составляет 200 т.

Конечно Королев использовал довольно оптимистичные оценки ЯРД (например малый относительный вес).
Тем не менее использования ЯРД на верхней ступени сверхтяжелых РН дело весьма перспективное, особенно при полете на Луну и к планетам - второй ступенью с ЯРД можем сразу набрать вторую космическую, а уже дальше включать ЭРД.

Цитировать1-2 флаговтыкательные миссии на Марс, 2-3 флаговтыкательные миссии в ситемы газовых гигантов, 5-10 ракет для создания лунной базы.
В военных целях - выведение на геостационар сверхтяжелых спутников с РЛС.
Ну как, достаточно целей?

Маловероятно, что такие планы реализуются. Но...
Предположим, что такие задачи поставлены. В таком случае выгоднее будет сделать полноценную многоразовую АКС на 30-40 тонн выводимой массы.
Крупные объекты стыковать из модулей и заправлять на орбите.
При сотне полетов в год многоразовая АКС становится выгодной.

Цитировать

Цитировать1-2 флаговтыкательные миссии на Марс, 2-3 флаговтыкательные миссии в ситемы газовых гигантов, 5-10 ракет для создания лунной базы.
В военных целях - выведение на геостационар сверхтяжелых спутников с РЛС.
Ну как, достаточно целей?

Маловероятно, что такие планы реализуются. Но...
Предположим, что такие задачи поставлены. В таком случае выгоднее будет сделать полноценную многоразовую АКС на 30-40 тонн выводимой массы.
Крупные объекты стыковать из модулей и заправлять на орбите.
При сотне полетов в год многоразовая АКС становится выгодной.

И какая стартовая масса будет у АКС с ПГ=30-40 т?

ЦитироватьВ военных целях - выведение на геостационар сверхтяжелых спутников с РЛС. Типа Лакросса, но намного крупнее, с ЯСУ, поскольку орбита далеко от Земли. Нечто вроде вот этих спутников с антеной диаметром 115 метров: http://www.x-libri.ru/elib/shmyg000/00000052.htm

А на ГСО то зачем?

ЦитироватьА на ГСО то зачем?

А чтобы 3 спутниками постоянно просматривать большую часть земной поверхности (кроме полюсов).
Низкоорбитальных спутников для этого понадобится штук 25. Правда они могут быть существенно дешевле и меньше, так как расстояние до объекта наблюдения меньше на порядок. Ну и вывод на LEO проще, чем на геостационар.
Так что или большие раки, но за пять рублей, или маленькие, но за три рубля  :)

ЦитироватьПредположим, что такие задачи поставлены. В таком случае выгоднее будет сделать полноценную многоразовую АКС на 30-40 тонн выводимой массы.
Крупные объекты стыковать из модулей и заправлять на орбите.
При сотне полетов в год многоразовая АКС становится выгодной.

Стартовая масса такой полностью многоразовой системы будет примерно как у Шаттла, порядка 2000 тонн.
Так что система тоже сверхтяжелая.
А что более трудоемко: изготовить и запустить в год 10 ракет со стартовой массой 5-7 кт, или провести 100 циклов межполетного обслуживания и 100 стартов системы массой 2 кт?
Да к тому же во втором случае ещё нужно заниматься орбитальной сборкой и заправкой, что ухудшает надежность процесса.

Цитировать

ЦитироватьПредположим, что такие задачи поставлены. В таком случае выгоднее будет сделать полноценную многоразовую АКС на 30-40 тонн выводимой массы.
Крупные объекты стыковать из модулей и заправлять на орбите.
При сотне полетов в год многоразовая АКС становится выгодной.

Стартовая масса такой полностью многоразовой системы будет примерно как у Шаттла, порядка 2000 тонн.
Так что система тоже сверхтяжелая.
А что более трудоемко: изготовить и запустить в год 10 ракет со стартовой массой 5-7 кт, или провести 100 циклов межполетного обслуживания и 100 стартов системы массой 2 кт?
Да к тому же во втором случае ещё нужно заниматься орбитальной сборкой и заправкой, что ухудшает надежность процесса.

А сколько будет стоить аэродром, с которого будет взлетать такая АКС?

ЦитироватьА сколько будет стоить аэродром, с которого будет взлетать такая АКС?

Скорее всего нисколько. Сделать систему с такой размерностью и с горизонтальным стартом - утопия.
Взлетать будет на ЖРД вертикально, а вот садиться на аэродром. И это дополнительно удорожает эксплуатацию - нужен и ракетный старт и посадочная полоса.

Цитировать

ЦитироватьА сколько будет стоить аэродром, с которого будет взлетать такая АКС?

Скорее всего нисколько. Сделать систему с такой размерностью и с горизонтальным стартом - утопия.
Взлетать будет на ЖРД вертикально, а вот садиться на аэродром. И это дополнительно удорожает эксплуатацию - нужен и ракетный старт и посадочная полоса.

Тогда - это не АКС! :wink:

ЦитироватьЕсли снять ограничение на величину тяговооруженности, то, при оптимизации параметров по мюПн, тяговооруженности 3-хступенчатой РН будут выше, чем у 2-хступенчатой, а АУТ - более коротким. Но, все равно, по моим расчетам, трехступенчатая РН не сильно выигрывает у 2-хступенчатой. Ситуация меняется, если конструктивное совершенство блоков и УИ ЖРД относительно невелики (чскажем, на уровне достижений 1940-начала 1960-х) - тогда преиумущество 3-хступенчатых ракет куда больше, и может достигать указанных Вами значений.

Решил реанимировать давний разговор для уточнения пары моментов.
А если УИ и массовое совершенство ступеней будет именно не рекордным?
Исходя из условия минимизации цены вывода килограмма, а не максимизации мю ПН.

Для верхних водородных ступеней - применение сравнительно дешевых двигателей умеренной напряженности и большой (для водородников) тяги типа RS-68. Разумеется с высотным соплом.
При большой степени расширения можно и при низком давлении в КС получить высокий пустотный УИ. Но массогабариты двигателя тогда растут очень резво. Это может быть неприемлимо, особенно для сверхтяжелого носителя - может не получиться впихнуть нужное число двигателей в диаметр второй ступени. J-2 в вакууме имел УИ 421 сек при давлении в КС  54,4 атм.
При давлении 100 атм думаю можно получить УИ порядка 430-440 сек при приемлемой степени расширения.

Для первой ступени очень большой ракеты (класса Вулкана и больше) понадобится колоссальная тяга. В разы выше, чем на второй ступени.
Самый дешевый способ её получить - ТТУ или ЖРД с вытеснительной подачей.
Поскольку отливка зарядов РДТТ с ростом диаметров усложняется, а собранный сверхтяжелый носитель с первой твердотопливной ступенью будет непросто перемещать - мне более привлекательными кажутся ЖРД.
При вытеснительной подаче реалистично говорить про УИ у земли порядка 230-240 сек и массовое совершенство ступени порядка 0,15.
ЖРД с максимальными давлениями в трубопроводах и КС порядка 30-50 атмосфер - это не только дешевизна, но и высокая надежность.
А если тонна тяги обходится дешево - значит можно увеличить стартовую тяговооруженность (до величин порядка 1,5), снижая гравитационные потери, и применять управление разнотягом (если первая ступень будет конструктивно подобна ступени Н-1). Если не надо качать соплами - двигатели ещё больше упрощаются.


И ещё один фактор в пользу трех ступеней. Сверхтяжелые ракеты чаще будут выводить грузы не на НОО, а на отлетные траектории.
А это значит - ХС порядка не 9,5 км/c, а около 13 км/c.
С учетом соотношения УИ ступеней - выгодно будет набирать первой ступенью примерно 3 км/c, а второй и третьей - по 5 км/c.

Ну а при пуске на НОО с учетом "дубовости" первой ступени три ступени вместо двух будут обеспечивать значительный прирост мю ПН.
Посмотрим для сравнения на Сатурн-5. Первая ступень у неё была с насосными ЖРД, но УИ и F-1, и J-2 сравнительно низкие для насосных ЖРД (соответственно керосиновых и водородных).
И при том  Сатурн-5 теоретически мог бы вывести на НОО порядка 150 тонн, если полностью использовать для этого топливо третьей ступени (помню на форуме была про это тема).
Мю ПН в районе 5% - за счет трехступенчатости.
Примерно такую мю ПН должен иметь двухступенчатый Енисей-5 с высоконапряженными двигателями.

Конечно, при прочих равных три ступени - это дороже и менее надежно, чем две.
Но третья ступень сравнительно маленькая. На ней можно использовать 1-2 двигателя класса RS-68 (в зависимости от того, выводим ПН на НОО или выше - как на Центавре).
А первую ступень (громадную, с огромной тягой двигателей) в "дубовом варианте" можно значительно удешевить в сравнении с использованием ЖРД класса РД-170. Возможно выигрыш в цене первой ступени будет больше, чем дополнительная стоимость маленькой третьей ступени.  


Есть ещё один фактор - акустические нагрузки. Они пропорциональны четвертой степени скорости истечения. Снижая УИ первой ступени на 20% - уменьшаем акустические нагрузки в 2,5 раза. Для супертяжа это очень важно. Ещё один довод за вытеснительные ЖРД.

P. S. Получилось концептуально похоже на Арес-5 - первая ступень "дубовая", вторая и третья водородные с двигателями "умеренной дубовости".

У "Морского Дракона", кажется, должна была быть вытеснительная подача.

Ага, на всех ступенях.
И мю ПН 2,5% (ПН 450 тонн при стартовой массе 18000).
Правда у меня сомнения в достижении такой мю ПН только на вытеснительной подаче.
Полностью твердотопливные носители (у них УИ и массовое совершенство ступеней близко к вытеснительным ЖРД) имеют мю ПН порядка 1-1,5%.
Конечно у Морского Дракона планировался водород наверху, но масcовое совершенство водородной ступени с вытеснительной подачей должно быть ниже плинтуса.

А если на верхних ступенях насосные водородные ЖРД - при массе первой вытеснительной керосиновой ступени в 70% стартовой массы носителя можно получить на НОО мю ПН примерно 3% для двухступенчатого носителя и 4% для трехступенчатого.
На отлетную траекторию тремя ступенями запустим 1,2-1,3%.

Если эту балду сделать трёхступенчатой, то у неё и на вытеснительной подаче ПН будет вполне. Хотя лучше третью ступень сделать с насосом.

Знаете, какая меня появилась идея? А не сделать ли нам отечественного "дракона"? "Змей Горыныча", точнее. :) Производство - в Комсомольске-на-Амуре, на предприятии "Звёздочка" /где раньше подводные лодки строили/. Горючее - СПГ /рядом, на Сахалине, есть завод по сжижению природного газа и вся инфраструктура/. Окислитель - кислород, производить там же, на Сахалине. Старт - из Охотского моря в полупогружённом состоянии.
 :?:  :wink:

ЦитироватьСверхтяжелые ракеты чаще будут выводить грузы не на НОО, а на отлетные траектории.

В таком случе, не лучше ли сразу проектировать вторую ступень под ТФЯРД? При наличии второй атомной ступени для вывода 500 т на отлётную траекторию стартовая масса ракеты-носителя получается где-то 4500-5000 т.

Извращенцы! :lol:

Да, мы такие! :mrgreen: Спасибо, что снизошли до нас.

Читаю соседнюю ветку, про очередную систему воздушного запуска и думаю: не мне, конечно, советовать американским миллиардерам, на что тратить деньги, но не лучше бы П. Аллен вложился в тфЯРД? Или трёхкомпонентник водород-литий-фтор на худой конец? :roll:

ЦитироватьЕсли эту балду сделать трёхступенчатой, то у неё и на вытеснительной подаче ПН будет вполне. Хотя лучше третью ступень сделать с насосом.

Знаете, какая меня появилась идея? А не сделать ли нам отечественного "дракона"? "Змей Горыныча", точнее. :) Производство - в Комсомольске-на-Амуре, на предприятии "Звёздочка" /где раньше подводные лодки строили/. Горючее - СПГ /рядом, на Сахалине, есть завод по сжижению природного газа и вся инфраструктура/. Окислитель - кислород, производить там же, на Сахалине. Старт - из Охотского моря в полупогружённом состоянии.
 :?:  :wink:

Не взлетит.

Вот фантазеров развелось. Ракета взлетающая вертикально подвергается очень малым поперечным нагрузкам и может иметь легкий корпус. В случае воздушного старта уже нужно иметь более стойкий к поперечным перегрузкам корпус, что съедает привлекательность оного старта. А в случае старта из моря вообще атас! Посмотрите как волны штормовые бьются о берег и подумайте какую конструкцию по прочности прийдется делать. И все это с криогеникой.

ЦитироватьВ таком случе, не лучше ли сразу проектировать вторую ступень под ТФЯРД? При наличии второй атомной ступени для вывода 500 т на отлётную траекторию стартовая масса ракеты-носителя получается где-то 4500-5000 т.

Давайте посчитаем. Если ХС нужна 13 км/c и 3 км/c обеспечивает первая ступень - на вторую остается 10 км/c.
Значит у второй ступени (если брать вместе с ПН) водород должен составлять процентов 70 массы.
У Энергии водородный бак весил 15 тонн и вмещал 100 тонн водорода.
Значит у нашей ядерной ракеты ещё 10 процентов массы уйдет на баки.
Остается 20 процентов  на ПН и двигатели. Причем двигатели должны обеспечивать тяговооруженность не ниже 0,7, если это вторая ступень.
Величина ПН будет сильно зависеть от удельной мощности ЯРД.
РД-0410 при тяге 3,6 тонны имел массу 2 тонны. Но это с радиационной защитой.
Возьмем более мощный двигатель,  например ядерный буксир с ЯРД Нерва-2: масса сухая 34 тонны, полная 178 тонн, тяга 33 тонны, УИ 860 сек.
При 144 тоннах жидкого водорода масса баков должна составлять тонн 20, так что на ДУ остается порядка 14-15 тонн. Тяга на тонну ПН ненамного выше, чем у ЯРД-0410.


Так что делать сразу вторую ступень ядерной невыгодно. Большая тяговоорженнность нужна, масса ДУ будет слишком высокой.
А если разгонный блок - то для полетов скажем к Луне ему не такая уж большая ХС нужна, порядка 3 км/c. При такой ХС  водородные ЖРД обеспечат ПН ненамного меньше ТФЯРД. Без дорогостоящей возни с радиацией.

Вот если лететь к планетам не по гомановским траекториям - тогда химические двигатели проигрывают ядерным безнадежно.

ЦитироватьА в случае старта из моря вообще атас! Посмотрите как волны штормовые бьются о берег и подумайте какую конструкцию по прочности прийдется делать. И все это с криогеникой.

Толстостенные корпуса, наддутые изнутри десятками атмосфер - конструкция сравнительно устойчивая к внешним ударам.
Но пускать ракету прямо из воды, тем более в свежую погоду,  конечно не стоит.

Но можно сделать пусковую платформу по типу этого судна:
http://korabley.net/news/samoe_staroe_unikalnoe_sudno_v_mire_nauchno_issledovatelskaja_platforma_flip/2010-01-21-459

Можно сделать МИК в виде плавдока. В порту на него будут грузить ступени горизонтально и стыковать. Потом горизонтально ракету загрузят в плавучую "кувыркающуюся" ПУ, находящуюся в док-камере. Она выплывет из дока, станет вертикально (большая часть под водой), ракету заправят и - поехали.

Дорогостоящее оборудование МИК и люди будут находиться в плавдоке, который перед стартом отойдет на несколько км, чтобы не рисковать в случае катастрофы.

Понятно что такая морская ПУ будет стоить недешево, её водоизмещение будет измеряться десятками килотонн.
Но облегчается транспортировка ступеней, не нужен наземный МИК, установщик ракеты, наземный стартовый комплекс. Не нужны поля падения на суше.

Первую ступень легко спасать - она прочная, а падает на воду. Чуть затормозить - и не разобьется. А после приводнения её можно буксировать, как ТТУ Шаттла. Только ступень с ЖРД не заполнится водой и не утонет, так что не нужны водолазные работы для её подъема.
Ресурс у низконапряженных вытеснительных ЖРД можно сделать очень большим, хватит на много пусков.

ЦитироватьНе взлетит.

Сейчас вечерком посидел, подумал... а ведь действительно. Увы. :(

ЦитироватьОна выплывет из дока, станет вертикально (большая часть под водой)...

В этом то и проблема! Только сейчас понял. У Sea Dragon'a длина должна была быть порядка 120 м. Если её поставить вертикально, двигатель первой ступени опустится на глубину порядка 80 м!!! Вот и представьте, какое там давление. И какое давление должно быть в двигателе, чтобы создать необходимую тягу. Лучше уж переразмеренную Н-1 сваривать на космодроме.

ЦитироватьТак что делать сразу вторую ступень ядерной невыгодно. Большая тяговоорженнность нужна, масса ДУ будет слишком высокой.

Значит, пусть будет "полутораступенчатая" схема - ПГ со сбрасываемым водородным баком:
(http://s44.radikal.ru/i103/1112/f7/e9fb61b6d3a5.jpg) (http://www.radikal.ru)
Ориентировочно:
Масса первой ступени - 4 х 800 т (керосин + кислород)
Масса центрального водородного бака - 800 т
Масса ПГ (на старте) - 800 т
Масса ПГ (на отлётной траектории) - 400 т
Общая схема - примерно как у "Шаттла", сбрасываемый водородный бак обеспечивает 2/3 необходимого прироста скорости (6-7 км/с), остальное ПГ доберёт за счёт второго (постоянного) бака. Соотвественно, ЯРД должно быть два - один, с высокой тягой, для старта с Земли, второй, с уменьшенной - для довыведения и коррекции траектории (должен включаться многократно).

ЦитироватьВот если лететь к планетам не по гомановским траекториям - тогда химические двигатели проигрывают ядерным безнадежно.

Именно! Предлагаемая ракета-носитель нужна для полётов к Марсу, астероидам и внешним планетам. Да и для Луны ХС нужна существенно больше чем 3 км/с. Ведь груз требуется доставить на поверхность Луны. С помощью атомного носителя можно развернуть базу (полностью собранную и снаряжённую на Земле!) на поверхности Луны за один пуск

ЦитироватьЯРД должно быть два - один, с высокой тягой, для старта с Земли, второй, с уменьшенной - для довыведения и коррекции траектории (должен включаться многократно).

 На ЯРД с Земли взлететь невозможно. Максимум где они найдут применение 3-я ступень или РБ.

В дополнение к теме, хотелось бы один занятный проект гипер-тяжа упомянуть
NEXUS
http://www.astronautix.com/lvs/nexus.htm

еще всякая сборная солянка

http://dicelords.narod.ru/rockets/rocket3ay.html

Ещё один вариант гипертяжа:
(http://s13.radikal.ru/i186/1112/97/64ce0336648a.jpg) (http://www.radikal.ru)

Общая компоновка навеяна проектом УР-700. Водородных баков здесь четыре (по 200 т.), чтобы по габаритам они не сильно отличались от водородного бака шаттла, что ИМХО упростит их изготовление.
Первая ступень - 4 керосиновых блока по 800 т (могут быть использованы как первая ступень для ракеты-носителя с ПГ 35-40 т.)
Вторая ступень должна быть оснащена четырьмя разгонными ТФЯРД по 300-400 тс. и одним полётным ЯРД по 100 тс (хорошо бы, газофазным)
Целевая полезная нагрузка - лунная база, массой 200 т для постоянного проживания 10-12 человек, или корабль для исследований дальнего космоса (в марсианском варианте экипаж 6 человек, в варианте для экспедиции к Сатурну - 3 человека).

ЦитироватьВ этом то и проблема! Только сейчас понял. У Sea Dragon'a длина должна была быть порядка 120 м. Если её поставить вертикально, двигатель первой ступени опустится на глубину порядка 80 м!!!

ИМХО - ты недооцениваешь, с какой силой эту штуку будет выбрасывать из воды за счет положительной пловучести, когда начнет работать двигатель и отделится груз, закрывающий сопло первой ступени. Вполне должно сработать было...

Цитировать

ЦитироватьОна выплывет из дока, станет вертикально (большая часть под водой)...

В этом то и проблема! Только сейчас понял. У Sea Dragon'a длина должна была быть порядка 120 м. Если её поставить вертикально, двигатель первой ступени опустится на глубину порядка 80 м!!! Вот и представьте, какое там давление. И какое давление должно быть в двигателе, чтобы создать необходимую тягу.

В 1944 в Германии прорабатывался вот такой проект:
(http://alternathistory.org.ua/files/users/user1088/28-2.jpg)
Можно было применить что-нибудь подобное и для и для Sea Dragon'a.

ЦитироватьВторая ступень должна быть оснащена четырьмя разгонными ТФЯРД по 300-400 тс. и одним полётным ЯРД по 100 тс (хорошо бы, газофазным)

Ввиду потребной тяги наверное все же выгоднее использовать вместо разгонных ТФЯРД водородные ЖРД.

ЦитироватьЦелевая полезная нагрузка - лунная база, массой 200 т для постоянного проживания 10-12 человек, или корабль для исследований дальнего космоса (в марсианском варианте экипаж 6 человек, в варианте для экспедиции к Сатурну - 3 человека).

Неплохая идея. С НОО разогнаться на ТФЯРД, потом возле Луны затормозить. Только перед прилунением ТФЯРД отбросить и конечное торможение производить на ЖРД. А то жить рядом с заглушенным реактором вредно для здоровья.

Тогда на ТФЯРД приходится ХС примерно 5,5 км/c. Это позволит существенно увеличить ПН.

А сама идея пускать всю базу одним кусокм с минимизацией "строительно-монтажных работ" на Луне мне нравится.

Более радикальный вариант - взрыволет с первой ступенью на ЖРД.
При стартовой массе носителя 10000 тонн, массе ядерной ступени 3000 тонн ПН на поверхности Луны будет  порядка 600 тонн.
И на Марс можно доставить примерно столько же.

На один полет понадобится порядка 5 тонн плутония, это недешево.
Но с учетом транспортных возможностей системы - думаю окупится.

Сильного электромагнитного импульса быть не должно - он появляется при взаимодействии ионосферы и мощного (сотни килотонн и выше) взрыва на высоте сотен км. Сотни слабых (не больше килотонны) взрывов такого эффекта не дадут.
Но все же возможно небольшое загрязнение атмосферы при взрывах в ближнем космосе.
Впрочем из-за дороговизны топлива и огромной ПН такие полеты все равно не будут частыми, раз в несколько лет.

Цитировать

ЦитироватьВ этом то и проблема! Только сейчас понял. У Sea Dragon'a длина должна была быть порядка 120 м. Если её поставить вертикально, двигатель первой ступени опустится на глубину порядка 80 м!!!

ИМХО - ты недооцениваешь, с какой силой эту штуку будет выбрасывать из воды за счет положительной пловучести, когда начнет работать двигатель и отделится груз, закрывающий сопло первой ступени. Вполне должно сработать было...

Так чтобы двигатель начал работать, его надо сначала запустить! Хм... с какой глубины начинают стартовать наши морские ракеты? :roll: Кстати, у них то там точно турбонасос.

P.S.: У такой ракеты есть ещё одна проблема: на её холодных частях будет намораживаться вода!

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьОна выплывет из дока, станет вертикально (большая часть под водой)...

В этом то и проблема! Только сейчас понял. У Sea Dragon'a длина должна была быть порядка 120 м. Если её поставить вертикально, двигатель первой ступени опустится на глубину порядка 80 м!!! Вот и представьте, какое там давление. И какое давление должно быть в двигателе, чтобы создать необходимую тягу.

В 1944 в Германии прорабатывался вот такой проект:
(http://alternathistory.org.ua/files/users/user1088/28-2.jpg)
Можно было применить что-нибудь подобное и для и для Sea Dragon'a.

Делать для такой ракеты транспортно-пусковой контейнер??? И что с ним /и с ракетой/ будет после запуска двигателей?

ЦитироватьБолее радикальный вариант - взрыволет с первой ступенью на ЖРД.

Эк Вас занесло! :) Кто ж нам разрешит устраивать ядерные взрывы в космосе и атмосфере? Мне более перспективным видится классический супертяж с перспективой замены двигателей на его верхних ступеней с ЖРД на тфЯРД. У ЯРД, кстати, характеристики могут улучшиться с переходом на всё бОльшую размерность.

ЦитироватьХм... с какой глубины начинают стартовать наши морские ракеты? :roll: Кстати, у них то там точно турбонасос.

Мокрый старт - на глубине до 50 метров.
Но там двгатели со сравнительно высоким давлением в КС, так что и на срезе сопла давление может быть больше при высоком УИ.

ЦитироватьДелать для такой ракеты транспортно-пусковой контейнер??? И что с ним /и с ракетой/ будет после запуска двигателей?

Думаю ничего особенного не будет.
Вокруг много воды, которую можно использовать для снижения температуры газов и охлаждения конструкции.
Но думаю такой плавучий контейнер будет значительно дороже наземного старта.

ЦитироватьКто ж нам разрешит устраивать ядерные взрывы в космосе и атмосфере?

А кого мы спрашивать будем? :D

ЦитироватьМне более перспективным видится классический супертяж с перспективой замены двигателей на его верхних ступеней с ЖРД на тфЯРД.

Можно и так.
За импульсник - высокие УИ и тяга (дает возможность в принципе хоть с Земли стартовать на нём).
За ТФЯРД - меньшая экологическая опасность.

Для заброски АМС и грузов к планетам очень привлекательно выглядит "праща" - многоразовый ядерный буксир с ЭРД. Он выводит груз на очень высокую орбиту, с которой до отлетной траектории доразогнаться надо совсем чуть-чуть, а сам возвращается на НОО.

Тогда супертяж будет выводить буксир, танкеры для его дозаправки на НОО, грузовые "посылки" для разгона к Луне, Марсу и другим планетам, и пилотируемый корабль с кислород-водородным разгонным блком - для доставки экипажа на Лунную базу или для доставки на находящийся уже на высокой орбите пилотируемый межпланетный корабль.

Тогда основная конфигурация супертяжа должна быть двухступенчатой. Третья ступень будет добавляться для пилотируемых полетов.
Размерность носителя - исходя из того, что для экипажа лунной базы надежнее и безопаснее прямая посадка. Чтобы при необходимости можно было вернуться на Землю в любой момент.
Супертяж должен забрасывать на Луну по прямой схеме большой корабль с экипажем из 4-8 человек. А это значит - примерно тонн 300 на НОО.

Имея такой носитель и многоразовый буксир с ЭРД, можно забрасывать на Луну груз порядка 100 тонн за одну ходку буксира.
Из 300 тонн на НОО примерно 100 - топливо для дозаправки буксира.
100 тонн - лэндер для торможения на ЖРД с низкой окололунной орбиты (ХС 1,6 км/c, топливо высококипящее) и 100 тонн - ПН.

ЦитироватьМокрый старт - на глубине до 50 метров.
Но там двгатели со сравнительно высоким давлением в КС, так что и на срезе сопла давление может быть больше при высоком УИ.

Так то то и оно! И чтобы двигатель заработал на глубине, давление в баках и топливных магистралях должно быть ещё больше! Мне не удалось нигде найти сведений о давлении в РД-0243, видимо, эта информация засекречена. Но оно всяко должно быть больше 50 атм. Нет уж, лучше тогда носитель поднимать на понтонах или придумать приспособление вроде плавучего дока.

Цитировать

ЦитироватьДелать для такой ракеты транспортно-пусковой контейнер??? И что с ним /и с ракетой/ будет после запуска двигателей?

Думаю ничего особенного не будет.

А при такой тяге его не разорвёт? А акустические нагрузки на ракету?

ЦитироватьВокруг много воды, которую можно использовать для снижения температуры газов и охлаждения конструкции.
Но думаю такой плавучий контейнер будет значительно дороже наземного старта.

Да я тоже пришёл к выводу, что оптимален именно наземный старт. Хотя можно и какую нибудь погружаемую платформу соорудить - для фанатов пуска с экватора. :roll:

Цитировать

ЦитироватьКто ж нам разрешит устраивать ядерные взрывы в космосе и атмосфере?

А кого мы спрашивать будем? :D

Ну... это как-то некрасиво. Мы же не американцы какие-то!

ЦитироватьМожно и так.
За импульсник - высокие УИ и тяга (дает возможность в принципе хоть с Земли стартовать на нём).
За ТФЯРД - меньшая экологическая опасность.

ТфЯРД лучше ещё и тем, что он по режиму работы ближе к ЖРД. Тяга непрерывна, а не бум-бум-бум каждые полторы секунды. И им проще управлять. Короче, когда сделаем буксир - можно будет переходить к пробелматеике ЯРД.

ЦитироватьНеплохая идея. С НОО разогнаться на ТФЯРД, потом возле Луны затормозить. Только перед прилунением ТФЯРД отбросить и конечное торможение производить на ЖРД. А то жить рядом с заглушенным реактором вредно для здоровья.

Ядерная ступень (на рисунке - длинная "штанга" с блоком двигателей в хвосте) останется на окололунной орбите. Сход с орбиты и мягкую посадку станции обеспечат водородные ЖРД. При этом, надо запроектировать значительный остаток топлива в баках - остаток кислорода будет использоваться для дыхания (составив, так сказать, "неприкосновенный запас" для персонала базы), а остаток водорода будет использован для технологических процессов (например, восстановления железа из лунного грунта). При этом, сразу после посадки весь водород необходимо перекачать в один бак, а три оставшихся водородных бака использовать в качестве дополнительных жилых и вспомогательных помещений.

ЦитироватьБолее радикальный вариант - взрыволет с первой ступенью на ЖРД.
При стартовой массе носителя 10000 тонн, массе ядерной ступени 3000 тонн ПН на поверхности Луны будет  порядка 600 тонн.
И на Марс можно доставить примерно столько же.

На один полет понадобится порядка 5 тонн плутония, это недешево.
Но с учетом транспортных возможностей системы - думаю окупится.

Основная проблема взрыволёта в том, что его пока негде испытать. Если ТФЯРД и ГФЯРД можно отработать на земле, на стенде, то отработка взрыволёта требует, как минимум, разрешения на ядерные испытания, что ИМХО, нереально. Поэтому, взрыволёт - следующий этап, когда на Луне появится промышленная база. Там же, видимо, и будут базироваться взрыволёты.

Цитировать

ЦитироватьМокрый старт - на глубине до 50 метров.
Но там двгатели со сравнительно высоким давлением в КС, так что и на срезе сопла давление может быть больше при высоком УИ.

Так то то и оно! И чтобы двигатель заработал на глубине, давление в баках и топливных магистралях должно быть ещё больше! Мне не удалось нигде найти сведений о давлении в РД-0243, видимо, эта информация засекречена. Но оно всяко должно быть больше 50 атм. Нет уж, лучше тогда носитель поднимать на понтонах или придумать приспособление вроде плавучего дока.

10 метров водяного столба - 1 атм. 50 метров - 5 атм.

Пардон, забыл. Но это принципиально дело не меняет - у ракет, стартующих с земли, давление в двигателях от десятков атмосфер. А тут ещё нужно преодолеть сопротивление воды.

ЦитироватьВ этом то и проблема! Только сейчас понял. У Sea Dragon'a длина должна была быть порядка 120 м. Если её поставить вертикально, двигатель первой ступени опустится на глубину порядка 80 м!!!

Всего-навсего порядка 8 атмосфер - в каком ракетном двигателе давление меньше?
Старт практически всегда у всех ракет обеспечивается пиротехническим генератором начального давления.

А то что на криогенке будет окружающая вода замерзать конечно серьезная проблема..
- Можно конечно теоритически подумать насчет сделать скажем из пленки гигантский стакан и снаружи морская вода, а внутри 100000тонн антифриза :D

ЦитироватьВсего-навсего порядка 8 атмосфер - в каком ракетном двигателе давление меньше?

Давление-то надо рассматривать на срезе сопла.

ЦитироватьСтарт практически всегда у всех ракет обеспечивается пиротехническим генератором начального давления.

Вы что, минометный старт для сверхтяжелой ракеты предлагаете?
Когда Янгель для Воеводы делал, и то специалисты пари заключали, что 200-тонную балду при выбрасывании из шахты сплющит.

ЦитироватьПардон, забыл. Но это принципиально дело не меняет - у ракет, стартующих с земли, давление в двигателях от десятков атмосфер. А тут ещё нужно преодолеть сопротивление воды.

У "Дракона" стартующего из полупогруженного положения в баке 30 атм. Они в КС и будут. Противодавление воды - от силы 9 атм. Так что стартовать ему ничего не помешает... Ну пройдет начальный участок чуть медленнее, пока из воды вылезет... Велика беда, при его-то размерах... :wink:

Цитировать- Можно конечно теоритически подумать насчет сделать скажем из пленки гигантский стакан и снаружи морская вода, а внутри 100000тонн антифриза :D

И что за антифриз предлагаете? :)

Цитировать

ЦитироватьПардон, забыл. Но это принципиально дело не меняет - у ракет, стартующих с земли, давление в двигателях от десятков атмосфер. А тут ещё нужно преодолеть сопротивление воды.

У "Дракона" стартующего из полупогруженного положения в баке 30 атм. Они в КС и будут. Противодавление воды - от силы 9 атм. Так что стартовать ему ничего не помешает... Ну пройдет начальный участок чуть медленнее, пока из воды вылезет... Велика беда, при его-то размерах... :wink:

Боюсь, тяга будет всё же маловата. Сопротивление воды, гравитационные потери, намёрзший лёд.

В общем так.
Для трехступенчатого носителя получил мю ПН 4,7%
ХС 9,3 км/c.
Первая ступень керосиновая вытеснительная, верхние водородные.
Массовое совершенство первой ступени 0,15, верхних 0,1.
Масса заправленной первой ступени 70% стартовой массы носителя, второй 18,1%, третьей 7,2%.
Среднетраекторный УИ первой ступени 250 с, верхних 450 с. Пустотный УИ водородных двигателей специально брал умеренный, с расчетом на водородники открытой схемы с давлением в КС порядка 100 атм.
Масса ГО 0,5% стартовой массы носителя, сбрасывается одновременно с отделением первой ступени.

Две верхние ступени относительно небольшие. Тяга второй ступени в 6 раз меньше, чем у первой. Первая ступень удешевлена за счет применения ЖРД с вытеснительной подачей. Применение на первой дешевых ЖРД дает возможность с небольшими затратами поднять стартовую тяговооруженность до 1,5 и уменьшить гравитационные потери.
За счет применения трехступенчатой схемы для носителя обеспечена высокая мю ПН.

В случае использования двухступенчатого носителя с первой вытеснительной ступенью (масса первой ступени 70% от стартовой массы носителя) мю ПН сократится на 30%, до 3,6%.

А какое давление в баках? А ракета стартует с суши?

Давление в баках 50 атмосфер. Баки сферические, ступень скомпонована по типу Н-1.
Баки изготовлены из стали с пределом прочности на разрыв 0,9 ГПа с полуторократным запасом прочности.
К примеру для сферического бака диаметром 20 метров толщина стенки понадобится 42 мм.

Но старт, как я понимаю, сухопутный?

ЦитироватьА какое давление в баках? А ракета стартует с суши?

Да, c суши.
В связи с трехступенчатостью, чтобы не платить за лишние поля падения, лучше всего на берегу океана с падением ступеней в воду.
Предлагаю Курилы. Крупногабаритные ступени удобно доставлять на космодром по воде.

Цитировать

ЦитироватьА какое давление в баках? А ракета стартует с суши?

Да, c суши.
В связи с трехступенчатостью, чтобы не платить за лишние поля падения, лучше всего на берегу океана с падением ступеней в воду.
Предлагаю Курилы. Крупногабаритные ступени удобно доставлять на космодром по воде.

Где тогда завод строить? А если оставить существующие, то видимо таскать баки через северный полюс или панамский канал?

ЦитироватьГде тогда завод строить? А если оставить существующие, то видимо таскать баки через северный полюс или панамский канал?

Да, баки везти из Европейской России по морю. Через Севморпуть или Суэц.
Заводы можно оставить существующие, но оснастка на них понадобится новая.
К примеру для носителя со стартовой массой 11000 тонн понадобится диаметр кислородного бака первой ступени 20 метров. Диаметр керосинового бака первой ступени  и диаметр второй ступени - 17 метров.
Диаметр третьей ступени 12 метров.
Баки второй и третьей ступени несущие, с совмещенным днищем кислородного и водородного баков.

Подвесные баки первой ступени делаем из гладкого стального листа.
Баки верхних ступеней  - из алюминиевых панелей с прокатанными стрингерами, к стрингерам приклёпываем наборный каркас.

Для второй ступени понадобится 6 двигателей с тягой в пустоте 400-500 тонн, для третьей ступени 2 таких же двигателя.
На первой ступени связка вытеснительных ЖРД с суммарной тягой 16500 тонн.
ПН носителя 500 тонн.

А не лучше, в этом случае, один раз завод перевезти на новое место?

ЦитироватьА не лучше, в этом случае, один раз завод перевезти на новое место?

Завод не нужно. Можно сварочный цех. Уже выгнутые прессом  "лепестки" баков можно привозить на космодром для сварки.

При стартовой тяге 16500 тонн и УИ у земли 240 с акустические нагрузки будут только на 4% выше, чем при работе 8 РД-170 "Вулкана".

Назначение носителя - выведение одним пуском лунной базы или корабля для полета к Марсу (грузового или пилотируемого).

Еще вопросик. А сколько будет стоить разработка такой ракеты. Триллиончик потянет?  :roll:

Как раз разработка много не потянет.
Водородный двигатель открытой схемы можно самим сделать или купить у США лицензию на RS-68 и сделать для него высотное сопло.
Вытеснительный ЖРД после РД-170 вообще прост как детский совочек.
Думаю при разработке можно в 10 миллиардов уложиться, никаких запредельных ноу-хау не требуется.

Вот что будет дорогим по сравнению с существующими носителями - постройка циклопических сооружений для сборки и пусков ракеты.
Тут уж размерность даст себя знать.

Вытесни тельная схема хотя бы  на 2000-3000 тонн. Ой. А никто не считал какой должен диаметр среза двигателя получится? Хотя бы метров в 20 получится уложиться?

И не подскажите где у нас располагаются стенды для испытаний таких двигателей?

ЦитироватьВытесни тельная схема хотя бы  на 2000-3000 тонн. Ой. А никто не считал какой должен диаметр среза двигателя получится? Хотя бы метров в 20 получится уложиться?

И не подскажите где у нас располагаются стенды для испытаний таких двигателей?

А зачем такие ужасы? Можно сделать камеру обычных размеров на несколько сотен тонн. Не больше чем F-1.
И поставить на первую ступень штук 30 двигателей. Как на Н-1 - в два кольца.
Диаметр среза сопла будет не больше 3,5 м.

За счет высокой тяговооруженности первой ступени управлять можно разнотягом. Дросселирование вытеснительного ЖРД очень легко достигается по сравнению с насосным, просто краник прикрутить.
Двигатели ещё больше упрощаются, им не нужен карданный подвес и рулевые машинки для качания.
Жестко закрепеленные двигатели можно устанавливать тесно, сопло к соплу, не нужно пространство для качания.

На первую ступень c максимальным диаметром 22 метра свободно поместится 30 двигателей - 18 во внешнем кольце и 12 во внутреннем.
Тяга одного двигателя тогда нужна 550 тонн.

Вполне вменяемые характеристики.
В отличии от Н-1 с насосными ЖРД 30 простых вытеснительных двигателей не будут снижать надежность носителя. Главный источник отказов - ТНА, а не камера.

Ага. Уже 55 двигателей. Замечательно. Так все-таки какие будут габариты у вытеснительного движка с тягой 550 тонн?  :roll:

ЦитироватьАга. Уже 55 двигателей. Замечательно. Так все-таки какие будут габариты у вытеснительного движка с тягой 550 тонн?  :roll:

Двигателей всего 38-40. В зависимости от размерности водородника. Если RS-68 - их понадобится 8 на второй ступени и 2 на третьей.
Но надежность вытеснительного ЖРД принципиально, в разы выше, чем турбонасосного. А цена во столько же раз ниже.

Диаметр среза сопла двигателя, рассчитанного на работу у земли, при тяге 550 тонн будет порядка 3,2-3,3 м.

Сравнение с Н1 учитывая её судьбу очень доставляет.

Цитировать

ЦитироватьАга. Уже 55 двигателей. Замечательно. Так все-таки какие будут габариты у вытеснительного движка с тягой 550 тонн?  :roll:

Двигателей всего 38-40. В зависимости от размерности водородника. Если RS-68 - их понадобится 8 на второй ступени и 2 на третьей.
Но надежность вытеснительного ЖРД принципиально, в разы выше, чем турбонасосного. А цена во столько же раз ниже.

Диаметр среза сопла двигателя, рассчитанного на работу у земли, при тяге 550 тонн будет порядка 3,2-3,3 м.

Что-то выглядит слишком небольшим. А давление наддува в баке первой ступени какое планируется?


Стоп! Диаметр 22 метра. 18 двигателей диаметром 3.2 метра в этот диаметр вообще впишутся? У Н-1 было 17 метров, и там впритык помешалось 24 двигателя габаритами в полтора метра.

Вписывается, но впритык. Точно такой диаметр у двигателей будет? А то даже немного подозрительно.  :roll:

ЦитироватьДиаметр кислородного бака первой ступени 20 метров. Диаметр керосинового бака первой ступени  и диаметр второй ступени - 17 метров.
Диаметр третьей ступени 12 метров.
Баки второй и третьей ступени несущие, с совмещенным днищем кислородного и водородного баков.

Подвесные баки первой ступени делаем из гладкого стального листа.
Баки верхних ступеней  - из алюминиевых панелей с прокатанными стрингерами, к стрингерам приклёпываем наборный каркас.

Для второй ступени понадобится 6 двигателей с тягой в пустоте 400-500 тонн, для третьей ступени 2 таких же двигателя.
На первой ступени связка вытеснительных ЖРД с суммарной тягой 16500 тонн.
ПН носителя 500 тонн.

Попробовал себе представить примерный внешний вид гипертяжа:
(http://s018.radikal.ru/i512/1201/b5/cf005ff4e918.jpg) (http://www.radikal.ru)
Диаметр третьей ступени равен диаметру второй (17 м), чтобы можно было вывести груз максимальных габаритов. Кислородный бак тороидальной формы.
ИМХО, но пакетная схема (как у УР-700) предпочтительней - проще изготовить.

Отличный рисунок, спасибо!  :)

Согласен с тем, что оптимальнее делать вторую и третью ступень единого диаметра. Помимо увеличения габаритов обтекателя ПН, это ещё и упростит производственную инфрастуктуру.
Пусть даже платой за это станет некоторое снижение массового совершенства третьей ступени из-за тороидального бака.

Теперь пара замечаний по рисунку:
1) Двигатели второй и третьей ступени надо унифицировать. Пусть даже применение на третьей ступени двух 400-тонных двигателей немного увеличит её длину (хвостовая часть сопел не поместится во внутреннее пространство бублика и будет торчать снизу).
2) Зачем 10 двигателей на второй ступени? Хватит 8 для вполне приличной тяговооруженности.

ЦитироватьИМХО, но пакетная схема (как у УР-700) предпочтительней - проще изготовить.

Смотря какая именно пакетная схема.
Если из блоков не более 4 метрв диаметром - это ограничивает размернсть носителя. Для носителя на 200-500 тонн понадобится огромное количество блоков, что резко усложняет рассчет нагрузок в корпусе носителя.
А если блоки большие, по 6-8 метров диаметром - для них все равно нужно заново создавать производственную инфраструктуру, старая от Энергии ИМХО не сохранилась.
Правда такие блоки ещё можно возить самолетом, а 15-20 метровые нельзя.
Но если космодром у воды строить, водный транспорт нам поможет.
А Самара стоит на великой русской реке Волге, которая через каналы сообщается с Балтикой, Белым морем и Азовским.

Баки можно и на месте сваривать, все равно для этого оборудование нужно новое. Что для 8-метрвоого бака, что для 20.
Построить сварочный цех в Смаре или на Курилах - разница в цене есть.
Но и полиблочный носитель конструктивно сложнее моноблочного.

Исправил рисунок в соответствии с вашими пожеланиями.

ЦитироватьСмотря какая именно пакетная схема.
Если из блоков не более 4 метрв диаметром - это ограничивает размернсть носителя. Для носителя на 200-500 тонн понадобится огромное количество блоков, что резко усложняет рассчет нагрузок в корпусе носителя.
А если блоки большие, по 6-8 метров диаметром - для них все равно нужно заново создавать производственную инфраструктуру, старая от Энергии ИМХО не сохранилась.

У пакета то достоинство, что из стандартных блоков, варьируя их количество, можно собирать носители разного размера. Получится линейка сверх- и гипер-носителей, что-то вроде "Супер Ангары".

ЦитироватьА Самара стоит на великой русской реке Волге, которая через каналы сообщается с Балтикой, Белым морем и Азовским.

А как насчёт железнодорожных мостов? При диаметре ступени 17-22 м. баржа с грузом не впишется в пролёт.

ЦитироватьТеперь пара замечаний по рисунку:

И ликвидировать торовый бак на 3 ступени, перейдя на схему с совмещенным днищем примерно, как на ступени EC-B Ариан-5.

Какая милая толстушка! :) Мне нравится. :wink: У меня тоже нечто подобное в голове вертелось - так можно действительно снизить стоимость кг до минимального предела. Транспортировка вертикальная, как я понимаю?

Цитировать

ЦитироватьГде тогда завод строить? А если оставить существующие, то видимо таскать баки через северный полюс или панамский канал?

Да, баки везти из Европейской России по морю. Через Севморпуть или Суэц.
Заводы можно оставить существующие, но оснастка на них понадобится новая.
К примеру для носителя со стартовой массой 11000 тонн понадобится диаметр кислородного бака первой ступени 20 метров. Диаметр керосинового бака первой ступени  и диаметр второй ступени - 17 метров.
Диаметр третьей ступени 12 метров.
Баки второй и третьей ступени несущие, с совмещенным днищем кислородного и водородного баков.

Подвесные баки первой ступени делаем из гладкого стального листа.
Баки верхних ступеней  - из алюминиевых панелей с прокатанными стрингерами, к стрингерам приклёпываем наборный каркас.

Для второй ступени понадобится 6 двигателей с тягой в пустоте 400-500 тонн, для третьей ступени 2 таких же двигателя.
На первой ступени связка вытеснительных ЖРД с суммарной тягой 16500 тонн.
ПН носителя 500 тонн.

Предлагаю завод в Комсомольске-на-Амуре. Там строить и везти на Курилы. Может, буксировкой? :roll:

Цитировать

ЦитироватьТеперь пара замечаний по рисунку:

И ликвидировать торовый бак на 3 ступени, перейдя на схему с совмещенным днищем примерно, как на ступени EC-B Ариан-5.

Исправил.

Кстати, двигатель на 3 ступени можно оставить один: тяговооруженность 0,5 будет достаточна, тогда как конечная масса уменьшится. Единственный ЖРД можно "утопить" в гаргроте бака О. :wink:

ЦитироватьИсправил.

Вот теперь превосходно!

ЦитироватьА как насчёт железнодорожных мостов? При диаметре ступени 17-22 м. баржа с грузом не впишется в пролёт.

Да, это верно. Значит варить баки все-таки придется на месте.

Нужно будет использовать мощный пресс, чтобы гнуть 40-мм стальные листы для баков первой ступени и люминиевые плиты для будущей вафли на верхних ступенях.
Мощность пресса нужна порядка 10000 тонн. Можно использовать например вот этот: http://www.stroj-materialy.ru/about/news/detail.php?ID=6343
Пресс такого же класса мощности в войну штамповал башни для Т-34 из 45-мм броневого проката.
http://www.weapon.df.ru/poligon/contents/number1/formochka/press.html

На Курилы будем привозить уже гнутые панели и сваривать.

И клепать наборный каркас - для первой ступени снаружи баков, а на верхних внутри, для подкрепления.
При диаметре баков 17 метров у вафельных стрингеров будет недостаточная высота. Они будут служить для равномерного распределения нагрузки с обшивки бака на наборный каркас.

ЦитироватьКстати, двигатель на 3 ступени можно оставить один: тяговооруженность 0,5 будет достаточна, тогда как конечная масса уменьшится. Единственный ЖРД можно "утопить" в гаргроте бака О. :wink:

Маловата будет тяговооруженность, если использовать как третью ступень для вывода на НОО. Тогда с учетом массы ПН тяговооруженность будет около 0,3-0,35.

Посчитал характеристики нарисованного варианта.
Такой носитель в случае массового совершенства первой ступени 0,15 и верхних 0,1 и при УИ первой ступени 250 с и верхних 450 с сможет разогнать до ХС 9,3 км/c ПН массой 550 тонн, до ХС 12,7 км/c ПН массой 180 тонн.

Ставлю что угодно, что пятисот-тонных движков, однокамерных, и даже двухкамерных, тем более вытеснительных не сделаете ни за какие деньги, да и денег по любому не достанете, жадные олигархи до безобразия, как и государство тоже!
А если б и сделали, акустические нагрузки были бы охрененные, все массовое совершенство вам бы растрясли бы!
Россия не та страна, чтоб строить что-то новое и вообще что-то строить

ЦитироватьСтавлю что угодно...

Поставьте свечку, и молитесь, молитесь!  :mrgreen:

Самое непонятное все-таки почему бы не поставить те же РД-170. Тяга больше. Как показывает практика движки при выходе из строя не взрываются, так что проблемм быть не должно.  Также, что характерно, габариты как раз совпадают с габаритами этих мифических вытесни тельных движков. Что лично мне опять же подсказывает, что таких габаритов у вытеснительного движка получить не удастся.  :roll:

Цитировать

ЦитироватьТеперь пара замечаний по рисунку:

И ликвидировать торовый бак на 3 ступени, перейдя на схему с совмещенным днищем примерно, как на ступени EC-B Ариан-5.

Дмитрий
Вопрос у меня. Серьезный.
Каков предельный вес ракеты носителя при современных материлах?
 :?:

Цитировать

ЦитироватьКстати, двигатель на 3 ступени можно оставить один: тяговооруженность 0,5 будет достаточна, тогда как конечная масса уменьшится. Единственный ЖРД можно "утопить" в гаргроте бака О. :wink:

Маловата будет тяговооруженность, если использовать как третью ступень для вывода на НОО. Тогда с учетом массы ПН тяговооруженность будет около 0,3-0,35.

Маловата для двухступенчатой ракеты :wink:  Посмотрите тяговооруженности по ступеням Н-1 - они были близки к оптимальным.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТеперь пара замечаний по рисунку:

И ликвидировать торовый бак на 3 ступени, перейдя на схему с совмещенным днищем примерно, как на ступени EC-B Ариан-5.

Дмитрий
Вопрос у меня. Серьезный.
Каков предельный вес ракеты носителя при современных материлах?
 :?:

На этом вопросе можно докторскую защитить :wink:  Лично я оцениваю (чисто навскидку) предельный экономически целесообразный вес в 5-7 тыс. тс, а технически предельный вес в 10-12 тыс. т.

ЦитироватьА если б и сделали, акустические нагрузки были бы охрененные, все массовое совершенство вам бы растрясли бы!

Акустические нагрузки очень сильно зависят от скорости истечения из двигателей.
Если у земли УИ вытеснительных ЖРД будет 240 с, то при стартовой тяге 16000 тонн акустические нагрузки будут только на 10% выше, чем у Вулкана.

ЦитироватьМаловата для двухступенчатой ракеты :wink:  Посмотрите тяговооруженности по ступеням Н-1 - они были близки к оптимальным.

Тяговооруженность по ступеням будет следующая: для первой ступени 1,45-1,5, для второй 0,85-0,95, для третьей 0,6-0,8.
Первые значения для выведения ПН на НОО (550 тонн), вторые для выведения на отлетную траекторию (ПН 180 тонн).

ЦитироватьНа этом вопросе можно докторскую защитить :wink:  Лично я оцениваю (чисто навскидку) предельный экономически целесообразный вес в 5-7 тыс. тс, а технически предельный вес в 10-12 тыс. т.

Тут многое зависит от типа двигателей.
Для минимизации влияния акустических нагрузок важно скорость истечения иметь поменьше (зависимость от неё ИМХО в четвертой степени, если мне склероз не изменяет), а корпуса ступеней попрочнее.

Поэтому с ТТУ или вытеснительными ЖРД технически допустимый предел массы ИМХО намного выше, где-то в районе 20 тыс. т.
Правда и мю ПН с такими ступенями снижается.

Поэтому я и комбинирую "дубовую" первую ступень с двумя водородными.
Ну и ещё по финансовым причинам.

Набор на вытеснительных ЖРД ХС 2,2 км/c не слишком фатально влияет на мю ПН (5% для трехступенчатого носителя), но позволяет резко уменьшить суммарную тягу насосных ЖРД носителя. Тяга второй ступени в 5 раз меньше, чем у первой.

Допустим мы бы сделали чисто водородный двухступенчатный носитель с мю ПН 8%.
Чтобы вывести 550 тонн, его стартовая масса должна составлять 6900 тонн, а тяга первой ступени около 10000 тонн.
25 400-тонных двигателей. 25 ТНА - со всеми последствиями для стоимости и надежности.
Если двигатели с выдвижными сопловыми насадками, достижимо УИ у земли около 400 с. Правда плотность струи у водородного ЖРД ниже, чем у керосинового, это снижает уровень акустических нагрузок.
Но все равно за счет высокой скорости истечения они будут больше, чем у вытеснительных ЖРД с тягой 16000 тонн - зависимость от плотности среды в струе только квадратичная.

Я вообще считаю, что проблема акустических нагрузок - не главный лимитирующий фактор для роста стартовой массы РН (особенно с учетом применения чсистем шумоподавления). Гораздо важнее будут такие вещи, как возможность и стоимость изготовления и транспортировки, стоимость строительства и эксплуатации СК и других объектов наземной инфраструктуры и т.п.

ЦитироватьГораздо важнее будут такие вещи, как возможность и стоимость изготовления и транспортировки, стоимость строительства и эксплуатации СК и других объектов наземной инфраструктуры и т.п.

Ну это больше ограничения финансовые, чем принципиально-технические.
Судостроители к примеру манипулируют при сборке судов и нефтяных платформ блоками до нескольких тысяч тонн - перевозят их в собранном виде, поднимают кранами на десятки метров и т. п.

Теперь что касается мега-СК для гипертяжа.
Сборку производить будем вертикально - понадобится здание вертикальной сборки наподобие того, что у американцев, и даже чуть больше (высота носителя более 150 метров).
http://ru.wikipedia.org/wiki/%C7%E4%E0%ED%E8%E5_%E2%E5%F0%F2%E8%EA%E0%EB%FC%ED%EE%E9_%F1%E1%EE%F0%EA%E8
Самая тяжелая первая ступень, сухая масса около 1000 тонн - такой мощности нужен кран.

А вот СК удешевим тем, что не будем копать котлованов для отвода газов (как для Н-1 и Энергии) и насыпать насыпь как для Шаттла.

Сделаем установщик таким: многосная железнодорожная платформа подъезжает снизу под стальную конструкцию наподбие мега-табуретки высотой порядка 50 метров.
Вот на этой "табуретке" и собирается ракета. Вместе с этой "табуреткой" транспортируется на старт. После установки платформа уезжает, передвижной пусковой стол подключаем с трубопроводам, заправляем ракету, запускаем.
Передвижной табуреткоподобный стартовый стол оборудован газотражателем.

Вот иллюстрация.
Ракета, передвижной стартовый стол, снизу железнодорожная платформа для перевозки.
(http://s50.radikal.ru/i127/1201/e2/0cca367eaeed.jpg) (http://www.radikal.ru)
Высота всего сооружения более 200 метров. В таком виде все это собирается в МИК и вывозится на старт.

При незаправленной ракете (масса 2000 тонн) масса передвижного сооружения может составлять порядка 10000 тонн (на стартовый стол и платформу остается 8000 тонн).
Тогда понадобится 200 осей при нагрузке 50 тонн на ось - 8 осей в ширину (16 рельсов) и 25 в длину.

А будет круто если сделать из такой ракеты МБР шахтного базирования с ББ мощностью 1000 Мт и пугать ею америкосов  :)

Или лучше ее на подводную лодку водоизмещением 100 000 000 тон установить.

Заправочная мачта передвигается на отдельном транспортере и перед стартом уезжает во избежание повреждений при аварии.
(http://s54.radikal.ru/i146/1201/52/530d3b1b6a10.jpg) (http://www.radikal.ru)

ЦитироватьА будет круто если сделать из такой ракеты МБР шахтного базирования с ББ мощностью 1000 Мт и пугать ею америкосов  :)

Или лучше ее на подводную лодку водоизмещением 100 000 000 тон установить.

По моим прикидкам такая подлодка будет иметь диаметр 300-400 метров и длину под километр.. :roll:

Цитировать

ЦитироватьА будет круто если сделать из такой ракеты МБР шахтного базирования с ББ мощностью 1000 Мт и пугать ею америкосов  :)

Или лучше ее на подводную лодку водоизмещением 100 000 000 тон установить.

По моим прикидкам такая подлодка будет иметь диаметр 300-400 метров и длину под километр.. :roll:

В Байкал влезет.  Правда Иркутск подтопит, ну ничего - будет у нас аналог Венеции...  Можно туристов возить что бы они на красивых лодках по улицам плавали.

поставить МИК на колесики (совместить МИК и КЗБ)

Еще вариант - бросить курить траву :)

Цитироватьпоставить МИК на колесики (совместить МИК и КЗБ)

Слишком опасно держать кучу оборудования рядом с уже заправленной ракетой. КЗБ все равно нужна будет отдельная.

ЦитироватьВ Байкал влезет.  Правда Иркутск подтопит, ну ничего - будет у нас аналог Венеции...  Можно туристов возить что бы они на красивых лодках по улицам плавали.

Вы самого главного не поняли. При старте с Курил Японию сдует, и проблема принадлежности Курил будет решена.

Цитировать

ЦитироватьГораздо важнее будут такие вещи, как возможность и стоимость изготовления и транспортировки, стоимость строительства и эксплуатации СК и других объектов наземной инфраструктуры и т.п.

Ну это больше ограничения финансовые, чем принципиально-технические.
Судостроители к примеру манипулируют при сборке судов и нефтяных платформ блоками до нескольких тысяч тонн - перевозят их в собранном виде, поднимают кранами на десятки метров и т. п.

Угу. Вот как, например, собирают авианосцы:
http://www.youtube.com/watch?v=KdxX2rjbtao&feature=related

Я одного не могу понять: а почему никто не воспринял идею строительства ракеты в Комсомольске-на-Амуре? Там и площадки есть, и кадры. :?:  :?:  :?:

А ниже Комсомольска по течению есть мосты?

ЦитироватьА ниже Комсомольска по течению есть мосты?

Нет.

Полазил по подробной карте. Ниже Комсомольска мостов через Амур нет, можно вывозить ступени в океан.
Удобные места для космодрома - возле Совгавани и в южной части Сахалина.
http://www.chaltlib.ru/articles/resurs/jubilei_goda/god_rossijjskojj_kosmonavtik/rossijjskie_kosmodromy__put_k_zvezdam/

Что будем строить?
Тут предлагали совместить МИК и мобильную башню обслуживания. Отвечаю - не получится.
Вот циклограммы подготовки к старту Сатурна-5, Шаттла, Энергии:
http://www.buran.ru/htm/25-3.htm
http://www.buran.ru/htm/cikmain.htm
http://www.buran.ru/htm/18-3.htm
http://apollofacts.wikidot.com/facts:saturn-v
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/219/07.shtml

Как видим, ракета собирается и тестируется в МИК в течении нескольких месяцев. А на старте стоит от нескольких суток до нескольких недель.

Кстати, поклонники многоразовых систем, обратите внимание на объем предстартовой подготовки Шаттла.
Может его и удастся несколько сократить в перспективе за счет применения систем со встроенной диагностикой, но все равно резкое снижение объема межполетного обслуживания возможно только за счет снижения надежности системы.

Нужно построить 2 УКСС, МИК, и мобильные башни обслуживания.
 Сборка ракеты вертикальная.
Размеры МИК Должны обеспечивать хранение сразу нескольких ракет, в том числе не меньше 2 в собранном виде.
Крайне желательны такие МБО как в Куру, почти полностью закрывающие ракету, защищающие её от воздействия погодных факторов  (на ДВ тайфуны бывают, снежные бураны) и позволяющие комфортно работать в любое время года
http://www.pax.ru/Nashi-proekti/mbo.php


Два УКСС нужно как для резервирования, если на одном взорвется ракета, так и для возможности быстрого пуска двух ракет.

Сколько все это будет стоить?
Создание Н-1 в своё время обошлось 2,4 миллиарда рублей:
http://galspace.spb.ru/start-5.htm
И хотя там на многом экономили, но построили МИК, сварочный цех на космодроме, 2 стартовых комплекса.
УКСС обошелся в 592 миллиона рублей:
http://www.buran.ru/htm/19-3.htm
Стоимость СК Зенита около 100 миллионов долларов:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/247/21.shtml
Гусеничный транспортер стоил НАСА по 14 миллионов за штуку в ценах 1965 года:
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%93%D1%83%D1%81%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D1%87%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D1%82%D1%80%D0%B0%D0%BD%D1%81%D0%BF%D0%BE%D1%80%D1%82%D1%91%D1%80_%D0%9D%D0%90%D0%A1%D0%90
На космодром Восточный планировали потратить около 10 миллиардов долларов:
http://ru.wikipedia.org/wiki/%CA%EE%F1%EC%EE%E4%F0%EE%EC_%C2%EE%F1%F2%EE%F7%ED%FB%E9

Стоимость производственной и пусковой инфраструктуры для нового гипертяжа будет видимо где-то порядка 20 миллиардов.

Фантазия на тему УР-700:
(http://i069.radikal.ru/1201/23/0a1b9a19de2c.jpg) (http://www.radikal.ru)

Приблизительные характеристики:
Первая ступень - 6 блоков по 920 т (48 кислородо-керосиновых ЖРД по 250 т.с., развитие РД-170 или РД-191), диаметр блока - 6,3 м.;
Вторая ступень - 2 четырёхдвигательных блока по 800 т. (8 водородных ЖРД по 250 т. с.) и 4 однодвигательных блока по 728 т. (4 водородных ЖРД по 250 т.с.), диаметр блока - 8 м;
Третья ступень/Разгонный блок - 800 т (4 ЖРД по 150 т.с.);
ПН - 400 т на отлётной траектории.
Итого, Мст. - ок. 11400 т., тяга - 15600 т.с.
Водородные ЖРД по конструкции аналогичны, но двигатели третьей ступени работают больше времени, поэтому тяга у них меньше.
Схема работы:
Все двигатели запускаются одновременно. ЖРД центрального блока получают топливо из боковых однодвигательных блоков. После отделения блоков первой ступени, следующими отделяются два боковых четырёхдвигательных блока, затем - однодвигательные блоки, 4 центральных ЖРД переключаются на центральный блок. Третья ступень довыводит, а после повторного включения - переводит ПН на отлётную траекторию.

ЦитироватьЕще вариант - бросить курить траву :)

Не, лучше организовать воздушный старт такой ракеты с новой концепцией - одноразовым самолётом.

Задача - попытаться приблизиться к технико-экономическим возможностям страны. Чтобы весь бюджет ухнуть на это дело - до того, как менеджеров успеют повесить на столбах.

ЦитироватьКстати, поклонники многоразовых систем, обратите внимание на объем предстартовой подготовки Шаттла.
Может его и удастся несколько сократить в перспективе за счет применения систем со встроенной диагностикой, но все равно резкое снижение объема межполетного обслуживания возможно только за счет снижения надежности системы.

Поинтересуйтесь надежностью автомобилей и самолетов столетней давности. И вспомните прогнозы того времени, что города утонут в конском навозе. Ваш прогноз того же уровня.

ЦитироватьПоинтересуйтесь надежностью автомобилей и самолетов столетней давности. И вспомните прогнозы того времени, что города утонут в конском навозе. Ваш прогноз того же уровня.

Вот и многоразовые системы залетают через 100 лет, когда диагностику будут осуществлять нанороботы.  :D

ЦитироватьГораздо важнее будут такие вещи, как возможность и стоимость изготовления и транспортировки, стоимость строительства и эксплуатации СК и других объектов наземной инфраструктуры и т.п.

Вот ещё один довод против моноблока, в пользу полиблочной схемы (типа УР-700).
Моноблочный гипертяж будет уникальным изделием, как в целом, так и по всем элементам (двигателям, ТНА, узлам крепления и т. д.), запускаемым пару раз в год (максимум). Напротив, отдельные блоки полиблочного гипертяжа могут быть составными элементами других носителей (на худой конец, будут иметь на 75-90 % совместимые узлы). Например керосиовый блок первой ступени, мог бы стать первой ступенью для тяжёлой РН, грузоподъёмностью 60-70 т., водородный блок второй ступени вместе с УРМами "Ангары" или первыми ступенями "Зенита" (в разной комбинации) будет супертяжем на 120-150 т. То есть, мы будем иметь дело с серийными изделиями, которые, по определению, дешевле штучных.
Не говоря уж о том, что транспортировать блоки будет проще, и ракетостроительные заводы не придётся перебазировать в Комсомольск-на-Амуре - уже одно это сэкономит время и кучу денег.

Цитировать

ЦитироватьПоинтересуйтесь надежностью автомобилей и самолетов столетней давности. И вспомните прогнозы того времени, что города утонут в конском навозе. Ваш прогноз того же уровня.

Вот и многоразовые системы залетают через 100 лет, когда диагностику будут осуществлять нанороботы.  :D

Даже в этом случае пятьдесят лет уже прошло. Да и автомобили пятидесятилетней давности вполне позволяли совершать дальние путешествия.

Так что - пора. ИМХО, суборбитальщики лет за десять отладят половину необходимых технологий, одновременно созреет рынок.

Цитировать

ЦитироватьГораздо важнее будут такие вещи, как возможность и стоимость изготовления и транспортировки, стоимость строительства и эксплуатации СК и других объектов наземной инфраструктуры и т.п.

Вот ещё один довод против моноблока, в пользу полиблочной схемы (типа УР-700).
Моноблочный гипертяж будет уникальным изделием, как в целом, так и по всем элементам (двигателям, ТНА, узлам крепления и т. д.), запускаемым пару раз в год (максимум). Напротив, отдельные блоки полиблочного гипертяжа могут быть составными элементами других носителей (на худой конец, будут иметь на 75-90 % совместимые узлы). Например керосиовый блок первой ступени, мог бы стать первой ступенью для тяжёлой РН, грузоподъёмностью 60-70 т., водородный блок второй ступени вместе с УРМами "Ангары" или первыми ступенями "Зенита" (в разной комбинации) будет супертяжем на 120-150 т. То есть, мы будем иметь дело с серийными изделиями, которые, по определению, дешевле штучных.
Не говоря уж о том, что транспортировать блоки будет проще, и ракетостроительные заводы не придётся перебазировать в Комсомольск-на-Амуре - уже одно это сэкономит время и кучу денег.

У "шестопёровского" гипертяжа турбонасосов не будет. Подача - вытеснительная. Да и вообще ракета будет максимально дубовой, а при её создании будут применяться "кораблестроительные" принципы. А размерность ракеты такова, что даже 1/6 от неё - это очень много. Хотя вопрос, чем загрузить монстрика, мне видится одной из ключевых проблем идеи.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПоинтересуйтесь надежностью автомобилей и самолетов столетней давности. И вспомните прогнозы того времени, что города утонут в конском навозе. Ваш прогноз того же уровня.

Вот и многоразовые системы залетают через 100 лет, когда диагностику будут осуществлять нанороботы.  :D

Даже в этом случае пятьдесят лет уже прошло. Да и автомобили пятидесятилетней давности вполне позволяли совершать дальние путешествия.

Так что - пора. ИМХО, суборбитальщики лет за десять отладят половину необходимых технологий, одновременно созреет рынок.

Давайте посмотрим. Десять лет - срок не ахти какой большой.

ЦитироватьМоноблочный гипертяж будет уникальным изделием, как в целом, так и по всем элементам (двигателям, ТНА, узлам крепления и т. д.), запускаемым пару раз в год (максимум).

А что такого уникального в двигателях? Они как раз могут и должны использоваться в серийных носителях тяжелого класса.

ЦитироватьНапротив, отдельные блоки полиблочного гипертяжа могут быть составными элементами других носителей (на худой конец, будут иметь на 75-90 % совместимые узлы). Например керосиовый блок первой ступени, мог бы стать первой ступенью для тяжёлой РН, грузоподъёмностью 60-70 т., водородный блок второй ступени вместе с УРМами "Ангары" или первыми ступенями "Зенита" (в разной комбинации) будет супертяжем на 120-150 т. То есть, мы будем иметь дело с серийными изделиями, которые, по определению, дешевле штучных.

В вашей концепции использовать серийно в других носителях де-факто можно будет только 6-метровый блок.
8-метровый уже слишком велик для тех носителей, на которые существует коммерческий спрос.
Или Вы рассчитываете, помимо пары пусков в год гипертяжа, ещё и массово пускать носители  150 тонн? Где столько ПН возьмем?


Были проекты супертяжей только из блоков малого диаметра (УР-700), однако в реальности все построенные сверхтяжелые (по стартовой массе) носители использовали или только блоки большого диаметра, или в сочетании с маленькими.
Смотрим: Н-1, Сатурн-5, Энергия, Шаттл.
А если для супертяжа все равно нужно создавать инфраструктуру производства и транспортировки блоков большого диаметра - почему не сделать носитель только из них?
Если система транспортировки не накладывает принципиальных ограничений на размеры блоков - почему не перейти к предельному варианту "один блок-одна ступень"?
Да, более крупные блоки сложнее перемещать, но зато уменьшается число трубопроводов и разъемов в носителе, упрощается схема распределения силовых нагрузок (и её расчёты). Уменьшается общая площадь обрабатываемых поверхностей баков, увеличивается массовое совершенство.
Тут есть свои плюсы и свои минусы, ни одно решение не выглядит безусловно предпочтительным.
Признаюсь, моноблок мне больше нравится эстетически.  :D

Нужно учитывать, что унификация блоков разных ракет одного диаметра далеко не 100%.
Например у боковушки Энергии и первой ступени Зенита - 70-75%.
http://www.buran.ru/htm/photo2.htm
Применение одинаковых двигателей, материалов, управляющих систем - уже позволяет достичь значительной унификации носителей.

ЦитироватьУ "шестопёровского" гипертяжа турбонасосов не будет. Подача - вытеснительная.

Будет, на верхних ступенях. Есть некий ценовой оптимум сочетания дубовости и продвинутости.
Чисто вытеснительная ракета будет иметь невысокую мю ПН, не более 1,5-2%.
Против 4-5% в моей схеме.

ЦитироватьХотя вопрос, чем загрузить монстрика, мне видится одной из ключевых проблем идеи.

Ну признаюсь, что при проектировании помимо убежденности в необходимости супертяжей вообще в случае качественного развития космонавтики была у меня ещё идея прикинуть параметры предельной по размерности ракеты.
В стиле "а чего бы этакого забабахать".  :D
Основная работа носителя - программа создания лунных и марсианских баз. По несколько штук (не менее 3) на Марсе и Луне последовательно в течении нескольких лет.
Как я уже писал, при всей монструозности этой программы она будет всего в 1,5-2 раза дороже, чем единичная база на Луне + единичная база на Марсе.
Поскольку для таких объектов очень большие средства понадобятся для разработки, производства и испытаний принципиально новой техники. А потом увеличение серийности производства позволит резко снизить цену одного изделия.

Ну и конечно попутно гипертяж будет рещать другие подвернувшиеся задачи вроде вывода ОС и сверхятжелых АМС (например АМС с большим запасом ХС, способных доставить взятые образцы вещества на Землю из почти любых уголков Солнечной системы).

Возможно носитель тонн на 150-250 был бы более гибким для решения этих задач. Но и 500 тонн - "всего" два с половиной Вулкана, пуркуа бы и не па?  :)

Попробуем оценить стоимость гипертяжа.
RS-68 стоит 14 миллионов $. Но это в США, их цены нужно в Россию переносить осторожно.
Допустим 400-тонный водородник открытой схемы потянет 15 миллионов.

Сколько будет стоить 600-тонный вытеснительный ЖРД - сказать сложно. Керосиновый РД-180 стоит 9 миллионов, но он намного сложнее конструктивно. Думаю вытеснительный ЖРД не будет стоить больше 3 миллионов.
Итого стоимость комплекта двигателей для моего гипертяжа - порядка 250 миллионов.
А всего стоимость изготовления и запуска носителя составит вероятно порядка миллиарда, плюс-минус лапоть.
Один полет Шаттла стоил (без учета разработки) 400 миллионов. Шаттл в 5 раз меньше по стартовой массе, и частично многоразовый.
Но у него каждый полет пилотируемый, и межполетная подготовка трудоемкая и дорогостоящая.
Так что думаю моя оценка достаточно корректна.

А с учетом стоимости разработки носителя и строительства инфраструктуры при серийности порядка 30-40 ракет одна будет обходиться примерно в 2 миллиарда. ИМХО.

Мне собсно не интересна Нова а варианты модернизации Сатурн-5

ЦитироватьМне собсно не интересна Нова а варианты модернизации Сатурн-5

Вариант на том самом СК.
Кто-то говорит что можно было поставить 7 J-1

ЦитироватьВ вашей концепции использовать серийно в других носителях де-факто можно будет только 6-метровый блок.
8-метровый уже слишком велик для тех носителей, на которые существует коммерческий спрос.
Или Вы рассчитываете, помимо пары пусков в год гипертяжа, ещё и массово пускать носители  150 тонн? Где столько ПН возьмем?.

Это сейчас ПН нет, а как только гипертяж будет создан, потребность в массовых РН промежуточного размера (120-150 т. и 50-60 т.) тотчас появится: снабжение орбитальных станций, доставка пассажиров на Луну, наконец коммерческие рейсы. Представьте, чисто пассажирский "шаттл" (такого же размера, что и прежние "шаттлы") на 40-50 человек, совершающий круиз с туристами к отелю на околоземной орбите. Компоновка - "СуперГермес" - орбитальная ступень наверху. Допустим, что летать эти круизные "шаттлы" будут 6 раз в год. То есть за 30 лет эксплуатации только им потребуется 180 водородных четырёхдвигательных ступеней - вот вам и крупносерийное производство.

ЦитироватьБыли проекты супертяжей только из блоков малого диаметра (УР-700), однако в реальности все построенные сверхтяжелые (по стартовой массе) носители использовали или только блоки большого диаметра, или в сочетании с маленькими.
Смотрим: Н-1, Сатурн-5, Энергия, Шаттл.
А если для супертяжа все равно нужно создавать инфраструктуру производства и транспортировки блоков большого диаметра - почему не сделать носитель только из них?.

8 метров - это тоже большой диаметр (у "Энергии" было, если не ошибаюсь, 7,6 м.)

ЦитироватьПризнаюсь, моноблок мне больше нравится эстетически.  :D

(Шёпотом): МНЕ ТОЖЕ! 8)
Но что поделаешь, грубая реальность не всегда такова, какой нам хочется её видеть. :evil:

Тогда наступаем на горло собственной песне и делаем супертяж на 250 тонн, у такого серийность будет больше, а гибкость применения выше.
Собственно я понимаю, что 500-тонник это слегка занадта, как говорят поляки.

ПН 250 тонн на НОО и 80 тонн к Луне. Стартовая масса 6000 тонн. Первая ступень кислород-керосиновая, масса 4000 тонн, с 18 вытеснительными ЖРД по 500 тонн.
Вторая ступень водородная, массой 1200 тонн, 4 ЖРД открытой схемы по 400 тонн. Третья ступень 500 тонн, один 400-тонный ЖРД.

ЦитироватьТогда наступаем на горло собственной песне и делаем супертяж на 250 тонн, у такого серийность будет больше, а гибкость применения выше.
Собственно я понимаю, что 500-тонник это слегка занадта, как говорят поляки.

ПН 250 тонн на НОО и 80 тонн к Луне. Стартовая масса 6000 тонн. Первая ступень кислород-керосиновая, масса 4000 тонн, с 18 вытеснительными ЖРД по 500 тонн.
Вторая ступень водородная, массой 1200 тонн, 4 ЖРД открытой схемы по 400 тонн. Третья ступень 500 тонн, один 400-тонный ЖРД.

О! Вот это уже реальнее. Тогда не нужны вытеснительные монстры. Берем четырехкамерный ЖРД на СПГ-ЖК на основе РД-0162. И делаем аналог Вулкана: 8ББ и ЦБ на водороде. Все элементы - ж/д или авиатранспортабельны. И при стартовой массе 4800 т будут нам искомые 250 т и даже с хвостиком.

А с чего такого монстра пускать? Какого размера будет стол, какие нагрузки будут? хотя бы акустические.

ЦитироватьА с чего такого монстра пускать? Какого размера будет стол, какие нагрузки будут? хотя бы акустические.

Ну, если уж для 500-тонника придумали, то для 250-тонника и подавно. Строить надо нечто вроде УКСС.

ЦитироватьНу, если уж для 500-тонника придумали, то для 250-тонника и подавно. Строить надо нечто вроде УКСС.

Не :) я про вытеснительного монстра.

А теперь "морского дракона" нарисуйте хотя бы на те же 250 тонн, для сравнения  :)

Цитировать

ЦитироватьАга. Уже 55 двигателей. Замечательно. Так все-таки какие будут габариты у вытеснительного движка с тягой 550 тонн?  :roll:

Двигателей всего 38-40. В зависимости от размерности водородника. Если RS-68 - их понадобится 8 на второй ступени и 2 на третьей.

Ох, как меня умиляет это "всего".  :D

ЦитироватьНо надежность вытеснительного ЖРД принципиально, в разы выше, чем турбонасосного. А цена во столько же раз ниже.

А вот это уже наглое враньё, по крайней мере про цену. Проверялось, уточнялось и пересчитывалось, и ЦНИИМАШем и двигателестроителями. Экономия есть, реально, но худшие характеристики ступеней на вытесниловке приводят к таким потерям в ПГ, что эта экономия себя не оправдывает.
Причём эта тенденция для вытесниловок тем хуже, чем крупнее ступень. Срабатывает масштабный фактор.

Ну и по надёжности. Думаете, вытеснительная схема может гарантировать отсутствие прогаров камеры из-за непропаев? Или отсутствие разрывов трубопроводов из-за некачественной сварки? (при таких-то даавлениях!) Или отсутствие отказов/засорений в клапанах и автоматике? Проблем с электросистемами? Сбоев в датчиках? (СУРТ и т.п.)
При всём этом наборе влияние снизившейся надёжности только по подсистеме ЖРД на общую надёжность ступени уже непринципиально. Тем более что для насосных тоже научились получать требуемый уровень надёжности.

Цитировать

ЦитироватьХотя вопрос, чем загрузить монстрика, мне видится одной из ключевых проблем идеи.

Ну признаюсь, что при проектировании помимо убежденности в необходимости супертяжей вообще в случае качественного развития космонавтики была у меня ещё идея прикинуть параметры предельной по размерности ракеты.
В стиле "а чего бы этакого забабахать".  :D
Основная работа носителя - программа создания лунных и марсианских баз. По несколько штук (не менее 3) на Марсе и Луне последовательно в течении нескольких лет.
Как я уже писал, при всей монструозности этой программы она будет всего в 1,5-2 раза дороже, чем единичная база на Луне + единичная база на Марсе.
Поскольку для таких объектов очень большие средства понадобятся для разработки, производства и испытаний принципиально новой техники. А потом увеличение серийности производства позволит резко снизить цену одного изделия.

Ну и конечно попутно гипертяж будет рещать другие подвернувшиеся задачи вроде вывода ОС и сверхятжелых АМС (например АМС с большим запасом ХС, способных доставить взятые образцы вещества на Землю из почти любых уголков Солнечной системы).

Возможно носитель тонн на 150-250 был бы более гибким для решения этих задач. Но и 500 тонн - "всего" два с половиной Вулкана, пуркуа бы и не па?  :)

Базы - это фигня. Смотрите шире:
Орбитальные поселения.
СКЭС.
Звёздные войны.
Гелий-3.
Внеземная промышленность.
 :roll:

ЦитироватьБазы - это фигня. Смотрите шире:
Орбитальные поселения.
СКЭС.
Звёздные войны.
Гелий-3.
Внеземная промышленность.
 :roll:

Тогда вообще первая ступень будет многоразовой. С посадкой на плавучую платформу в океане, и с буксировкой платформы на космодром.
Тогда ступень не надо доставать из воды, а платформу можно подогнать в нужную точку для выведения на орбиту любого наклонения - маневрировать ступени придется минимально, ХС на маневры не потратим.

ЦитироватьА вот это уже наглое враньё, по крайней мере про цену. Проверялось, уточнялось и пересчитывалось, и ЦНИИМАШем и двигателестроителями. Экономия есть, реально, но худшие характеристики ступеней на вытесниловке приводят к таким потерям в ПГ, что эта экономия себя не оправдывает.

Мю ПН 5% - мало?
Даже при очень консервативных параметрах всех ступеней будет не меньше 4%.
Потому что вытеснительная ступень первая с умеренной ХС.
Арес-5 под ПН 188 тонн планировался, при  наличии ТТУ. Потому что потом две водородные ступени.

ЦитироватьНу и по надёжности. Думаете, вытеснительная схема может гарантировать отсутствие прогаров камеры из-за непропаев? Или отсутствие разрывов трубопроводов из-за некачественной сварки? (при таких-то даавлениях!) Или отсутствие отказов/засорений в клапанах и автоматике? Проблем с электросистемами? Сбоев в датчиках? (СУРТ и т.п.)
При всём этом наборе влияние снизившейся надёжности только по подсистеме ЖРД на общую надёжность ступени уже непринципиально. Тем более что для насосных тоже научились получать требуемый уровень надёжности.

С вытеснительными двигателями по надежности могут поспорить ТТУ, они ещё проще. Но ТТУ после заливки заряда не имеет смысла жечь на стенде - новый заряд понадобится. Так что остается дефектоскопия.
ЖРД можно помимо дефектоскопии перед полетом прожечь на стенде. Это повышает вероятность выявления дефектов.
Дальше, по давлениям - десятки атмосфер это очень много? А сотни атмосфер (до 600) в газогенераторах, ТНА, КС - это значит мало?  

Засорения? Вытеснительный движок к ним на порядки менее чувствителен. Мелкие частицы ему не опасны, нужно в баке гаечный ключ забыть.
Разрывы трубопроводов? Другие поломки? В вытеснительном двигателе компоненты смешиваются только в КС. Это вам не кислый ТНА. С таким ТНА двигатели как правило взрываются так быстро, что автоматика не успевает их заглушить.
Сладкий ТНА в этом плане менее опасен, вытеснительный ЖРД ещё менее.
При наличии на ступени 30 вытеснительных ЖРД можно выключить неисправный, и это не повлияет на успешность полета.

ЦитироватьПричём эта тенденция для вытесниловок тем хуже, чем крупнее ступень. Срабатывает масштабный фактор.

Вытеснительные ЖРД применяют на небольших верхних ступенях и разгонных блоках там, где сложно сделать маленький ТНА. Поэтому с ростом размерности преимущества ТНА возрастают.
Но я говорю про ступени принципиально другой размерности, с тягой в тысячи тонн. Тут вытеснительные ЖРД должны опять получить преимущество.
За счет надежности и цены - раз (потому что такую тягу принципиально нельзя реализовать одним насосным ЖРД, нужен целый пакет со множеством ТНА - см. судьбу Н-1).
А два - снижение акустических нагрузок (тут низкий УИ благо, с ним можно мириться на первой ступени) и высокая устойчивость корпуса к вибрациям по причине толстостенных баков.

ЦитироватьНо я говорю про ступени принципиально другой размерности, с тягой в тысячи тонн. Тут вытеснительные ЖРД должны опять получить преимущество.
За счет надежности и цены - раз (потому что такую тягу принципиально нельзя реализовать одним насосным ЖРД, нужен целый пакет со множеством ТНА - см. судьбу Н-1).
А два - снижение акустических нагрузок (тут низкий УИ благо, с ним можно мириться на первой ступени) и высокая устойчивость корпуса к вибрациям по причине толстостенных баков.

Почему же "принципиально нельзя"? Американский F-1 на первой ступени "Сатурна" развивал 690 т. с. Именно их и собирались ставить на "Новах".
А для снижения акустических нагрузок есть такая мысль: эжектировать в сопло двигателя атмосферный воздух (не из-под днища аппарата, чтобы не создавать дополнительное сопротивление, а через специальные воздухозаборники, по бортам ракеты). УИ и акустические нагрузки при этом упадут, зато тяга, что важно в момент старта, увеличится. Затем, когда ракета наберёт скорость, воздухозаборники можно сбросить, и дальше двигатель работает как чистый ЖРД.
(http://s018.radikal.ru/i514/1201/1c/898f112fea7d.jpg) (http://www.radikal.ru)

ЦитироватьПопробуем оценить стоимость гипертяжа.
 .....
А с учетом стоимости разработки носителя и строительства инфраструктуры при серийности порядка 30-40 ракет одна будет обходиться примерно в 2 миллиарда. ИМХО.

Другими словами стоимость выведения на орбиту примерно 4 тысячи долларов за килограмм.
Для сравнения стоимость выведения Фальконом Хэви при объявленой цене пуска и грузоподъемности 2,4 тысячи долларов.

ЦитироватьДля сравнения стоимость выведения Фальконом Хэви при объявленой цене пуска и грузоподъемности 2,4 тысячи долларов.

Пришел к сексопатологу 70-летний дед и жалуется на отсутствие потенции. Доктор:
 - Так чего же вы хотите? Возраст...
 - А вот у нас сосед, ему 80, а он говорит что ещё очень даже неплохо!
 - А вы тоже говорите.

ЦитироватьА для снижения акустических нагрузок есть такая мысль:

На МБР Гном стоял ПВРД на первой ступени. Он кушал 1200 кг воздуха в секунду. Но его вначале разгонял до сверхзвуковой скорости РДТТ.
Плотность воздуха у Земли 1,2 кг/м3.
На УКСС подавалось 17 тонн воды в секунду. Тяга гипертяжа в 3-5 раз больше, чем у Энергии. Значит понадобится порядка 50-100 тонн воздуха в секунду минимум. Скорее больше, потому что у воды выше теплоемкость и она испаряется, эффективно снижая скорость струи. Но пусть будет 100 тонн. Столько воздуха содержит цилиндр диаметром 25 метров и высотой 1,7 километра. Ракета наберет нужную скорость уже за пределами плотных слоев атмосферы.

ЦитироватьПочему же "принципиально нельзя"?

Я с трудом представляю ЖРД тягой эдак 10000 тонн с одним ТНА.
КС такую создать можно - с центральным телом, с диаметром равным диаметру ракеты.
Но каким единичным насосом перекачать порядка 50 тонн топлива в секунду?

ЦитироватьНа УКСС подавалось 17 тонн воды в секунду. Тяга гипертяжа в 3-5 раз больше, чем у Энергии. Значит понадобится порядка 50-100 тонн воздуха в секунду минимум. Скорее больше, потому что у воды выше теплоемкость и она испаряется, эффективно снижая скорость струи. Но пусть будет 100 тонн. Столько воздуха содержит цилиндр диаметром 25 метров и высотой 1,7 километра. Ракета наберет нужную скорость уже за пределами плотных слоев атмосферы.

Как я понял, 50-100 т. - это на всю первую ступень. Современный турбореактивный двигатель развивает тягу 23 т. при собственном весе 5,6 т. Значит, на сто тонн понадобится вспомогательный ТРД массой, примерно, 15 т. Правда, температура выхлопной струи ТРД выше, чем у воздуха, поэтому требуемый объём возрастает, скажем, в 10 раз. То есть, на ступень ставим два вспомогательных движка, суммарной массой 150 т. (по 75 т с двух сторон) - естественно, сразу после старта они сбрасываются. Добавим керосин, топливную систему и прочее - ещё 150 т.  Итого 300 т. Ну, пусть даже 500 т. - чтобы с запасом. При начальной массе гипертяжа 12000 т. (в пятеро больше, чем у "Энергии") это некритично (чуть больше 4 %).

Цитировать

ЦитироватьПочему же "принципиально нельзя"?

Я с трудом представляю ЖРД тягой эдак 10000 тонн с одним ТНА.
КС такую создать можно - с центральным телом, с диаметром равным диаметру ракеты.
Но каким единичным насосом перекачать порядка 50 тонн топлива в секунду?

А почему с одним? Тяга F-1 690 т.с. При суммарной тяге 10000 т.с. это примерно 14 штук.

Цитировать

ЦитироватьПочему же "принципиально нельзя"?

Я с трудом представляю ЖРД тягой эдак 10000 тонн с одним ТНА.
КС такую создать можно - с центральным телом, с диаметром равным диаметру ракеты.
Но каким единичным насосом перекачать порядка 50 тонн топлива в секунду?

А почему бы и нет? Какие фундаментальные ограничения на это? Если не сильно напряжный движок строить, то ТНА раз в 10 мощнее нужен чем у РД-170. В принципе, я думаю, что современная наука такой агрегат построить может.

ЦитироватьА всего стоимость изготовления и запуска носителя составит вероятно порядка миллиарда, плюс-минус лапоть...

...А с учётом стоимости разработки носителя и строительства инфраструктуры при серийности порядка 30-40 ракет одна будет обходиться примерно в 2 миллиарда. ИМХО.

1 000 000 000 $ / 500 000 кг = 2000$/кг. Получается стоимость выведение 2000 - 4000 $/кг. Неплохо, весьма неплохо. А если применить СПГ, для которого на Дальнем Востоке есть вся инфраструктура? Может получиться ещё дешевле.

Цитировать

ЦитироватьБазы - это фигня. Смотрите шире:
Орбитальные поселения.
СКЭС.
Звёздные войны.
Гелий-3.
Внеземная промышленность.
 :roll:

Тогда вообще первая ступень будет многоразовой. С посадкой на плавучую платформу в океане, и с буксировкой платформы на космодром.
Тогда ступень не надо доставать из воды, а платформу можно подогнать в нужную точку для выведения на орбиту любого наклонения - маневрировать ступени придется минимально, ХС на маневры не потратим.

Тогда уж лучше полностью многоразовый двухступенчатый носитель, с вертикальным стартом и вертикальной же посадкой на двигателях каждой ступени. Старт с воды и посадка на воду. С очертаниями как Н-1. Но опять же вопрос межполётного обслуживания.

ЦитироватьА почему бы и нет? Какие фундаментальные ограничения на это? Если не сильно напряжный движок строить, то ТНА раз в 10 мощнее нужен чем у РД-170. В принципе, я думаю, что современная наука такой агрегат построить может.

Турбины плохо масштабируются вверх, начиная от мощности ТНА РД-170 (250 МВт).
http://engine.aviaport.ru/issues/63/page34.html
Самая мощная газовая турбина в мире -  340 МВт.
http://esco-ecosys.narod.ru/2008_7/art126.htm
Потому что у турбин лопатки, которые бешено вращаются в высокотемпературной среде, испытывая огромные нагрузки из-за центробежной силы.
Если увеличиваем размеры - придется снижать число оборотов, чтобы лопатки не оторвались.

Ускорение от центробежной силы равно квадрат скорости делить на радиус.
Допустим мы увеличили диаметр турбины вдвое. Тогда для таких же нагрузок линейную скорость концов лопаток можно повысить в 1,4 раза. Но длина лопатки возросла вдвое - значит средняя скорость разных её точек понизилась.
Поэтому удельная мощность на единицу массы ТНА уменьшится.

Теоретически можно взять ТНА РД-170, и через редуктор соединить его с насосом типа корабельного винта, диаметром несколько метров.
Вот например турбоагрегаты Саяно-Шушенской ГЭС мощностью по 640 МВт пропускали по 350 тонн воды в секунду при высоте плотины 240 метров - значит при мощности сотни МВт можно закачивать десятки тонн топлива в секунду под давлением десятки атмосфер.
Но ведь такие давления реализуемы и при вытеснительной подаче при более простой конструкции.

Так и знал, что для ТНА придётся ставить турбины от СШГЭС.

А несколько ТНА (2, 4, 6, и. т. д.) на одну камеру сгорания поставить нельзя?

ЦитироватьА несколько ТНА (2, 4, 6, и. т. д.) на одну камеру сгорания поставить нельзя?

Можно. На РД-270 стояло 2. Правда раньше было сложно синхронизировать их работу, но современные системы управления справятся.
Но надежность такого двигателя упадет.

Такое решение убивает саму идею сабжа: простота, и, как следствие, низкая цена и высокая надёжность.

Продолжаем бредить на тему вытеснительной подачи.
Такие ЖРД можно существенно упростить за счет абляционной теплозащиты КС.
УИ для двигателей верхних ступеней можно увеличить, повысив степень расширения. Большое сопло ниже критике будет охлаждаться вообще радиационно.
Правда возрастут габариты двигателя и его масса. К примеру двигатель третьей ступени Титана весил 25 кг на тонну тяги.
http://wmpt.narod.ru/zz9.htm
Вот ещё параметры двигателей с вытеснительной подачей:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/193/25.shtml

Попробовал посчитать, что будет представлять из себя трехступенчатый носитель только на вытеснительных ЖРД.
Первая ступень керосиновая, давление в баках 50 атмосфер, в КС 40. Степень расширения сопла 10.
УИ у Земли около 240 с, в пустоте 260.
Массовое совершенство ступени 0,14. Баки кислорода и керосина сферические.

Вторая ступень водородная. Давление в баках 15 атмосфер, в КС 10. Степень расширения сопла 20. УИ в пустоте 350 с.
Массовое совершенство ступени 0,15 (топливо менее плотное, чем на первой ступени, зато давление в баках ниже).
Водородный бак сферический, кислородный торообразный, набраный из сферических сегментов.

Третья ступень водородная. Давление в баках 15 атмосфер, в КС 10. Степень расширения сопла 100. УИ в пустоте 400 с. Массовое совершенство 0,15.

Управление осуществляется разнотягом.

Мю ПН такой ракеты на НОО - 2,5%.
Вполне приличный результат.
Двигатели без ТНА и с абляционной теплозащитой будут значительно дешевле традиционных. На первых двух ступенях нет карданных подвесов и рулевых машин.
Баки верхних ступеней под относительно небольшое давление будет проще гнуть и варить, чем баки первой ступени.

ПН носителя 250 тонн. Стартовая масса 10000 тонн.
Масса первой ступени 7200 тонн, второй 2200 тонн,  третьей 1200 тонн. Масса ГО 30 тонн, ПН 270 тонн.
На первой ступени 28 двигателей тягой по 600 тонн. На второй 6 двигателей тягой по 500 тонн. На третьей шесть двигателей тягой по 150 тонн.
Диаметр первой ступени 25 метров. Диаметр второй ступени 20 метров, диаметр третьей ступени 16 метров.
(http://s009.radikal.ru/i307/1201/ef/f631cf63f631.jpg) (http://www.radikal.ru)

ЦитироватьСовременный турбореактивный двигатель развивает тягу 23 т. при собственном весе 5,6 т.

23 тонны тяги - это совсем не значит, что используется в секунду 23 тонны воздуха. Двигатель с такой тягой расходует в секунду примерно 150 кг воздуха.

ЦитироватьИ при стартовой массе 4800 т будут нам искомые 250 т и даже с хвостиком.

Целиком вытеснительный носитель при такой ПН будет примерно вдвое тяжелее (мю ПН 2,5%).
Сухая масса у него будет примерно втрое больше. Но в основном за счет применения толстостенных стальных баков вместо фрезерованных вафельных. Так что увеличенная масса баков удорожания конструкции не вызовет, технология изготовления даже проще, не надо фрезеровать.
Тяга двигателей понадобится вдвое больше. Как думаете, вытеснительный ЖРД с абляционным охлаждением КС может быть вдвое дешевле на единицу тяги, чем турбонасосный ЖРД закрытой схемы?
По-моему вполне может.

Однако комбинированная схема "дубовая нижняя ступень + навороченные верхние" ИМХО все же вне конкуренции.
Для ПН 250 тонн по такой схеме требуется носитель массой 6000 тонн (ненамного больше Вулкана).
Для него будет достаточно только 5 водородных ЖРД с ТНА.
А остальные 18 - простые камеры с вытеснительной подачей без двойной рубашки для охлаждения топливом, без карданных подвесов и рулевых машин.

Принял решение уменьшить давление в баках первой ступени с 50 атмосфер до 25. Это уменьшит ХС ступени в 2,3 км/с до 2,1, зато баки станут вдвое легче.
Но главное - их станет проще изготавливать, вдвое уменьшится толщина стальных листов, которые нужно гнуть.
Например для носителя массой 6000 тонн у кислородного бака первой ступени диаметром 16 метров толщина стенок уменьшится до 18 мм.

Цитировать

ЦитироватьИ при стартовой массе 4800 т будут нам искомые 250 т и даже с хвостиком.

Целиком вытеснительный носитель при такой ПН будет примерно вдвое тяжелее (мю ПН 2,5%).
Сухая масса у него будет примерно втрое больше. Но в основном за счет применения толстостенных стальных баков вместо фрезерованных вафельных. Так что увеличенная масса баков удорожания конструкции не вызовет, технология изготовления даже проще, не надо фрезеровать.
Тяга двигателей понадобится вдвое больше. Как думаете, вытеснительный ЖРД с абляционным охлаждением КС может быть вдвое дешевле на единицу тяги, чем турбонасосный ЖРД закрытой схемы?
По-моему вполне может.

Однако комбинированная схема "дубовая нижняя ступень + навороченные верхние" ИМХО все же вне конкуренции.
Для ПН 250 тонн по такой схеме требуется носитель массой 6000 тонн (ненамного больше Вулкана).
Для него будет достаточно только 5 водородных ЖРД с ТНА.
А остальные 18 - простые камеры с вытеснительной подачей без двойной рубашки для охлаждения топливом, без карданных подвесов и рулевых машин.

После некоторых уточнений (оптимизация + схема с довыведением, правда, старт из Байконура). Масса ПГ на переходной орбите 297 т, масса на опорной 185х185 км - 280 т. 3 ступени 8 метановых ЖРД с умеренным (порядка 160 атм) давлением в КС и 4 водородника уровня 14Д12.

ЦитироватьПринял решение уменьшить давление в баках первой ступени с 50 атмосфер до 25. Это уменьшит ХС ступени в 2,3 км/с до 2,1, зато баки станут вдвое легче.
Но главное - их станет проще изготавливать, вдвое уменьшится толщина стальных листов, которые нужно гнуть.
Например для носителя массой 6000 тонн у кислородного бака первой ступени диаметром 16 метров толщина стенок уменьшится до 18 мм.

Слушайте, если мы без конца уменьшаем и уменьшаем ХС первой ступени, то почему бы не вспомнить о старых-добрых  ТТУ? Например, как на "шаттле", массой 590 т и тягой 1300 т.с.? Согласитесь - они будут ещё дешевле вытеснительных ЖРД, при том что УИ у них такой же. Поставим их 8 штук вокруг второй водородной ступени - суммарная масса ТТУ составит 4720 т., соответственно вторая ступень станет весить 4680 т., двигателей на ней будет не 6, а 12. ХС в момент разделения та же самая - порядка 2 км/с.

Вообще то , обычно сначала ставят с умом цель , а уж потом подбирают средства для решения этой цели.

 А то у нас уже было Царь - Пушка, Колокол , будет ( не будет ) Царь -Ракета.

ЦитироватьВообще то , обычно сначала ставят с умом цель , а уж потом подбирают средства для решения этой цели.

 А то у нас уже было Царь - Пушка, Колокол , будет ( не будет ) Царь -Ракета.

Царь-Ракета у нас тоже была. "Энергия" называлась.

Цитировать

ЦитироватьВообще то , обычно сначала ставят с умом цель , а уж потом подбирают средства для решения этой цели.

 А то у нас уже было Царь - Пушка, Колокол , будет ( не будет ) Царь -Ракета.

Царь-Ракета у нас тоже была. "Энергия" называлась.

 Я как бы в курсе более Царь-Ракета и у США была , Сатурн 5 и была раньше и намного результативна Энергии.

 Вообще пока нет достойной и самое главное достижимой по деньгам цели для которой понадобиться 200,300,400 тонн груза на НОО , то и тема так скажем преждевременная.

Вот здесь, например:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7531&postdays=0&postorder=asc&start=165
Некоторые цели и задачи гипертяжей.

ЦитироватьВот здесь, например:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7531&postdays=0&postorder=asc&start=165
Некоторые цели и задачи гипертяжей.

 Ну вообщето Сатурн под более конкретную задачу создавался поэтому он был успещен , а вот Н1 и Энергия (Буран) , просто , что бы было.

 ПН должна или уже быть или создаваться в одно время и это не теоретическое расуждения , а горькая правда жизни.

ЦитироватьНу вообщето Сатурн под более конкретную задачу создавался поэтому он был успещен , а вот Н1 и Энергия (Буран) , просто , что бы было.

 ПН должна или уже быть или создаваться в одно время и это не теоретическое расуждения , а горькая правда жизни.

Шаттл тоже создавался "чтобы был", и слетал 135 раз.
А Н-1 создавалась в первую очередь для Луны, как и Сатурн-5.

ЦитироватьСлушайте, если мы без конца уменьшаем и уменьшаем ХС первой ступени, то почему бы не вспомнить о старых-добрых  ТТУ?

У ТТУ свои минусы. Заливка зарядов большого диаметра очень непростая операция.
Сверхтяжелый носитель с ТТУ весит очень немало, в нашем случаи многие тысячи тонн. Перемещать его после сборки будет сложно.
Выхлоп у ТТУ неэкологичный, регулировать тягу в полете сложно.

Я заинтересовался вытеснительными двигателями именно чтобы уйти от недостатков ТТУ.

ЦитироватьЯ заинтересовался вытеснительными двигателями именно чтобы уйти от недостатков ТТУ.

А какое давление будет в баках и каково их масса при вытеснительной
системе подачи ? Насосная подача ведь и была разработана с целью минимизации массы баков.

Цитировать

ЦитироватьНу вообщето Сатурн под более конкретную задачу создавался поэтому он был успещен , а вот Н1 и Энергия (Буран) , просто , что бы было.

 ПН должна или уже быть или создаваться в одно время и это не теоретическое расуждения , а горькая правда жизни.

Шаттл тоже создавался "чтобы был", и слетал 135 раз.
А Н-1 создавалась в первую очередь для Луны, как и Сатурн-5.

 Ну где противоречие, Шаттл действительно хуже Сатурна, т.к. создавался  под конкретную ПН.

  Создавать или проектировать  более тяжелый ракетоноситель чем Энергия и Сатурн 5, под более грандиозную цель ( и следовательно фантастически дорогую) , при сегодняшних расходах на космическую отрасль бессмысленно.

 Хотя сама по себе это для человека намного продуктивнее , чем бухать или смотреть быдлоящик, я с этим  на 100% согласен.

ЦитироватьА какое давление будет в баках и каково их масса при вытеснительной
системе подачи ? Насосная подача ведь и была разработана с целью минимизации массы баков.

Давление порядка нескольких десятков атмосфер. Например при давлении 25 атмосфер в сферическом баке диаметром 20 метров толщина стальной стенки понадобится 20 мм, масса бака составит 200 тонн. В такой бак влезет 4770 т кислорода.
Массовое совершенство керосиновой вытеснительной ступени будет порядка 0,13-0,15.
Это конечно показатель сравнительно скромный, но для первой ступени он не так сильно влияет на величину ПН.
Важно сделать первую ступень максимально дешевой, на неё приходится большинство массы ракеты и большая часть суммарной тяги двигателей.
Ради компенсации низкого УИ первой ступени целесообразно применять трехступенчатую схему, при этом достижимо мю ПН 4,5-4,7%. Маленькая третья ступень не так много добавляет к стоимости носителя.

Двигатели на 25 атм будут иметь огромные габариты! Да и 200 т для керисина предел, кузнецовские имеют высокий ресурс, при форсировании их до 200 т, ресурс резкопадал, и для 30 шт становился никудышним!
Тем более что технологии изготовления движков секретные, в литературе их не найти, а специалистов практически не осталось, да и вряд ли они выложат вам советские секреты.
Слишком малая полезная нагрузка, для постройки базы, разве что для экспедиции подойдет, при высокой цене полета, врядли найдете страну заказчика для полетов на планеты.

ЦитироватьНапример при давлении 25 атмосфер в сферическом баке диаметром 20 метров толщина стальной стенки понадобится 20 мм, масса бака составит 200 тонн.

Учитывая, что на форсунках должен быть перепад где-то в несколько атмосфер, а также общие потери давления в системе подачи, у вас в камере будет вместо 25 лишь 20 атм. Удельный импульс такого ЖРД на керосине RP-1 составит 248 сек ( посчитал с помощью Астры ).  Если вы хотите такую же тягу как у F-1 то расход у вас будет где-до под 2.8 тоны.  Радиус среза сопла будет что-то около 4,5 м. То есть у вас диаметр двигуна будет под 10 метров а если мы еще захотим такую же компоновку как на Сатурне-5 то значит диаметр ракеты будет где-то под 30 метров.    :shock:  Но вы мечтаете не о 139 тоннах как на Сатурне а вас интересует на LEO 200 тон как понял.  Значит ваша ракета будет еще более монструозная.  Так что простейший ТНА не помешал бы  :wink:

ЦитироватьУчитывая, что на форсунках должен быть перепад где-то в несколько атмосфер, а также общие потери давления в системе подачи, у вас в камере будет вместо 25 лишь 20 атм. Удельный импульс такого ЖРД на керосине RP-1 составит 248 сек ( посчитал с помощью Астры ).  Если вы хотите такую же тягу как у F-1 то расход у вас будет где-до под 2.8 тоны.  Радиус среза сопла будет что-то около 4,5 м. То есть у вас диаметр двигуна будет под 10 метров а если мы еще захотим такую же компоновку как на Сатурне-5 то значит диаметр ракеты будет где-то под 30 метров.  

Вы посчитали УИ для вакуума для большой степени расширения, отсюда и монструозные размеры двигателя.
А речь про первую ступень.
Вот двигатель с давлением в КС 15 атмосфер, с тягой у земли 1057 тонн и диаметром 6,3 метра, на керосине и перекиси, у которого пустотный УИ 231,4 c
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/193/25.shtml

Нет я считал не для вакуума а для 0.05 Мпа впрочем вы правы я ошибся
 4.5 - это не радиус, а диаметр. Но все равно я против вытесните тельной системы для ЖРД первой ступени  - хотя бы простейший ТНА необходим ну и давление в камере хотя бы 5 МПа.

Давайте сравним.
УИ вытеснительного двигателя 248 с, F-1 263 c.
Массовое совершенство примерно 0,07 для керосиновой ступени с насосными ЖРД и 0,13 для вытеснительной (при давлении в баках 25 атм.).
Диаметр F-1 3,66 м, вытеснительного ЖРД 4,5.

Хорошо если F-1 5 штук на ступени, а если 18?
Ну ладно, допустим мы взяли ТНА с мощностью как у РД-170 (в 4 раза мощнее, чем у F-1), и сделали мега-двигатель, 4 КС от F-1.

Но вытеснительные ЖРД с низким давлением проще ещё и в том, что у них не требуется охлаждать КС топливом. Вместо сложной для изготовления камеры с двойными стенками можно применять абляционную защиту.

ЦитироватьНет я считал не для вакуума а для 0.05 Мпа впрочем вы правы я ошибся
 4.5 - это не радиус, а диаметр. Но все равно я против вытесните тельной системы для ЖРД первой ступени  - хотя бы простейший ТНА необходим ну и давление в камере хотя бы 5 МПа.

У меня есть просьба. Посчитайте, какой будет УИ для водородного ЖРД (соотношение компонент 6:1) при давлении в КС 1 МПа и на срезе сопла 0,005 МПа.

ЦитироватьДавление порядка нескольких десятков атмосфер. Например при давлении 25 атмосфер в сферическом баке диаметром 20 метров толщина стальной стенки понадобится 20 мм, масса бака составит 200 тонн. В такой бак влезет 4770 т кислорода.

Не можете показать как вы считали прочность и скажите, что будет если такой бак даст трещину в случае падения ракеты при аварии на старте?

ЦитироватьНе можете показать как вы считали прочность

Рассчитывал силу давления, приходящуюся на поперечное сечение сферического бака. Потом делил это значение на диаметр бака и на прочность материала оболочки.
Для удобства силу давления считал в кгс, прочность брал в кгс/мм2, диаметр бака брал в мм. В результате получается толщина оболочки в мм.

Цитироватьи скажите, что будет если такой бак даст трещину в случае падения ракеты при аварии на старте?

Если упадет заправленная ракета с насосными ЖРД, тонкие баки разрушатся, компоненты топлива смешаются и взорвутся или в лучшем случае воспламенятся от работающего двигателя.
Поскольку бак вытеснительной ступени изготовлен с полуторным запасом прочности - возможно он и выдержит падение. Если нет - тоже будет фейерверк.
Обычные ракеты тоже делают с запасом прочности, но там баки гораздо более хлипкие, падения не переживут.

Цитировать

ЦитироватьНе можете показать как вы считали прочность

Рассчитывал силу давления, приходящуюся на поперечное сечение сферического бака. Потом делил это значение на диаметр бака и на прочность материала оболочки.
Для удобства силу давления считал в кгс, прочность брал в кгс/мм2, диаметр бака брал в мм. В результате получается толщина оболочки в мм.

Какой вы брали предел прочности для стали?

Цитировать

Цитироватьи скажите, что будет если такой бак даст трещину в случае падения ракеты при аварии на старте?

Если упадет заправленная ракета с насосными ЖРД, тонкие баки разрушатся, компоненты топлива смешаются и взорвутся или в лучшем случае воспламенятся от работающего двигателя.
Поскольку бак вытеснительной ступени изготовлен с полуторным запасом прочности - возможно он и выдержит падение. Если нет - тоже будет фейерверк.
Обычные ракеты тоже делают с запасом прочности, но там баки гораздо более хлипкие, падения не переживут.

В случае если в баке избыточное давление в 25 атмосфер вы получите струю жидкого кислорода под давлением в 25 атмосфер, при этом даже не обязательно чтобы бак лопнул, кислород наверняка будет выбивать через топливную систему.
 Если бак уцелеет, то в результате пожара кислород перегреется, закипит и вы получите "взрыв парового котла" массой около 5000 тонн.

 Если же бак под низким давлением наддува, он просто лопнет, кислород быстро растечётся и испарится.

 Можете проделать личный имитационный опыт, возьмите пропановый баллон, суньте в костёр минут на 5-10, а потом начинайте что-то делать. ;)

Цитироватьвы получите "взрыв парового котла" массой около 5000 тонн.

На фоне взрыва и горения сотен тонн керосина это мелочи.

ЦитироватьКакой вы брали предел прочности для стали?

Брал предел текучести 900 МПа (высокопрочная аустенситная сталь, хорошо формуется и сваривается) и полуторный запас прочности.

Цитировать

ЦитироватьКакой вы брали предел прочности для стали?

Брал предел текучести 900 МПа (высокопрочная аустенситная сталь, хорошо формуется и сваривается) и полуторный запас прочности.

Она у вас золотая будет эта ракета, ваш бак будет стоить дороже продвинутого ЖРД.

ЦитироватьОна у вас золотая будет эта ракета, ваш бак будет стоить дороже продвинутого ЖРД.

Ссылку на стоимость проката, пожалуйста.

Цитировать

ЦитироватьКакой вы брали предел прочности для стали?

Брал предел текучести 900 МПа (высокопрочная аустенситная сталь, хорошо формуется и сваривается) и полуторный запас прочности.

Для емкостей высокого давления коэф-т безопасности (а вовсе не запас прочности) берется обычно не менее 2,0, емнип. И расчет ведется по рарушающим напряжениям (т.е. по запасу временной прочности, "сигма в"). Для сфермического бака по безмоментной теории толщина оболочки бака = 0,5*Коэф-т безопасности*Избыточное давление в баке (максимальное)*радиус сферы/сигма в

ЦитироватьДля емкостей высокого давления коэф-т безопасности (а вовсе не запас прочности) берется обычно не менее 2,0, емнип. И расчет ведется по рарушающим напряжениям (т.е. по запасу временной прочности, "сигма в"). Для сфермического бака по безмоментной теории толщина оболочки бака = 0,5*Коэф-т безопасности*Избыточное давление в баке (максимальное)*радиус сферы/сигма в

Если вместо предела текучести посчитать прочность на разрыв (1.3 ГПа), коэффициент безопасность в районе 2 и получится.
Стенка 20 мм при давлении 2,5 МПа в 20-метровом баке.

Цитировать

ЦитироватьОна у вас золотая будет эта ракета, ваш бак будет стоить дороже продвинутого ЖРД.

Ссылку на стоимость проката, пожалуйста.

Года три назад тонна листовой нержавейки стоила где-то 200-300 тыс. р.

ЦитироватьГода три назад тонна листовой нержавейки стоила где-то 200-300 тыс. р.

То есть 10 тыс. долларов. На 20-метровый бак её пойдет почти 200 тонн. 2 миллиона $.
Керосиновый бак меньше, но посчитаем столько же - всего 4 миллиона $.
Порядка 0,5-1% от стоимости пуска.

Цитировать

ЦитироватьОна у вас золотая будет эта ракета, ваш бак будет стоить дороже продвинутого ЖРД.

Ссылку на стоимость проката, пожалуйста.

Стоимость проката это ерунда, вот стоимость изготовления такой штуковины будет запредельная.

Цитировать

ЦитироватьГода три назад тонна листовой нержавейки стоила где-то 200-300 тыс. р.

То есть 10 тыс. долларов. На 20-метровый бак её пойдет почти 200 тонн. 2 миллиона $.
Керосиновый бак меньше, но посчитаем столько же - всего 4 миллиона $.
Порядка 0,5-1% от стоимости пуска.

Сделайте мне кубическую ёмкость из нержавейки объёмом 1 кубический метр по цене металлопроката. ;)

ЦитироватьСтоимость проката это ерунда, вот стоимость изготовления такой штуковины будет запредельная.

А гнуть, варить и фрезеровать 40-мм плиты из высокопрочного алюминиевого сплава - это конечно ерунда.

Цитировать

ЦитироватьСтоимость проката это ерунда, вот стоимость изготовления такой штуковины будет запредельная.

А гнуть, варить и фрезеровать 40-мм плиты из высокопрочного алюминиевого сплава - это конечно ерунда.

Нет, не ерунда, разумеется, но вы ведь собрались получить швы равные по прочности листу, не так ли?
 Если нет, то скиньте с прочности порядок.

Цитироватьвы ведь собрались получить швы равные по прочности листу, не так ли?

Да. И это возможно для гладкого листа, если в зоне шва он утолщается (навариваются валики).
Вот результаты испытаний прочности сварных швов для высокопрочной стали: http://svarka74.ru/articles/svarka-vysokoprochnykh-i-sverkhprochnykh-sortov-stali/
Прочность швов очень близка к прочности листа.

Цитировать

Цитироватьвы ведь собрались получить швы равные по прочности листу, не так ли?

Да. И это возможно для гладкого листа, если в зоне шва он утолщается (навариваются валики).
Вот результаты испытаний прочности сварных швов для высокопрочной стали: http://svarka74.ru/articles/svarka-vysokoprochnykh-i-sverkhprochnykh-sortov-stali/
Прочность швов очень близка к прочности листа.

Да, я в курсе, есть такие технологии, только во что они обойдутся при изготовлении ёмкости диаметром 20 метров.

 Скажите, вам вместо этого супербака не приходила в голову идея сделать ТНА на 25 атмосфер?

ЦитироватьДа, я в курсе, есть такие технологии, только во что они обойдутся при изготовлении ёмкости диаметром 20 метров.

Валик наварить? В 2 копейки.

ЦитироватьСкажите, вам вместо этого супербака не приходила в голову идея сделать ТНА на 25 атмосфер?

Вал ТНА совершает сотни оборотов в секунду. В среде с температурой сотни градусов.
Вы в курсе, по каким технологиям для него изготовляют лопатки, подшипники?

А композитные баки намоткой не делают для космоса? Просто интересно.

Цитировать

ЦитироватьУчитывая, что на форсунках должен быть перепад где-то в несколько атмосфер, а также общие потери давления в системе подачи, у вас в камере будет вместо 25 лишь 20 атм. Удельный импульс такого ЖРД на керосине RP-1 составит 248 сек ( посчитал с помощью Астры ).  Если вы хотите такую же тягу как у F-1 то расход у вас будет где-до под 2.8 тоны.  Радиус среза сопла будет что-то около 4,5 м. То есть у вас диаметр двигуна будет под 10 метров а если мы еще захотим такую же компоновку как на Сатурне-5 то значит диаметр ракеты будет где-то под 30 метров.  

Вы посчитали УИ для вакуума для большой степени расширения, отсюда и монструозные размеры двигателя.
А речь про первую ступень.
Вот двигатель с давлением в КС 15 атмосфер, с тягой у земли 1057 тонн и диаметром 6,3 метра, на керосине и перекиси, у которого пустотный УИ 231,4 c
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/193/25.shtml

Нашли на что ссылаться!!! На материалы более 10-летней давности! С тех пор о проекте ни слуху, ни духу! И абсолютно закономерно, ибо супермощный двигатель никому не по силам!
А без двигателя никакая ракета не полетит никуда!
Нет ни одного двигателя с вытеснительной подачей на сотню тонн, и не известно вообще, возможен ли он!

ЦитироватьУ меня есть просьба. Посчитайте, какой будет УИ для водородного ЖРД (соотношение компонент 6:1) при давлении в КС 1 МПа и на срезе сопла 0,005 МПа.

Пожалуйста. При Km = 6 (alpha = 0.756), P = 1 МПа и давление на срезе сопла в 0.005 МПа теоретический удельный импульс равен 436 сек.

Вообще идея правильная - сверхтяжи надо делать на водороде. Для строительства например солнечных электростанций массой более 10 000 тон на ГСО потребуется большое число запусков сверхтяжелых ракет.  Из экологических соображений я только за водород - пары воды тоже конечно парниковый газ но не в такой степени как CO2.

Цитировать

ЦитироватьДа, я в курсе, есть такие технологии, только во что они обойдутся при изготовлении ёмкости диаметром 20 метров.

Валик наварить? В 2 копейки.

Не валик наварить, а шов сделать такой же прочности как лист.
 В общем я вам задачу поставил, нужна кубовая ёмкость по цене нержавейки, пусть толщина листа будет 2 мм, а нержавейка вообще за мой счёт.

Цитировать

ЦитироватьСкажите, вам вместо этого супербака не приходила в голову идея сделать ТНА на 25 атмосфер?

Вал ТНА совершает сотни оборотов в секунду. В среде с температурой сотни градусов.
Вы в курсе, по каким технологиям для него изготовляют лопатки, подшипники?

Насос на 25 атмосфер сделать не составит проблемы, скажите также, откуда у вас будут браться 25 атмосфер в баке?

ЦитироватьА композитные баки намоткой не делают для космоса? Просто интересно.

Для МБР делают очень широко.
Особенность композитов такова, что волокна в их составе очень хорошо работают на растяжение. Поэтому их выгодно (по массе) применять для корпусов РДТТ и вытеснительных ступеней, там где высокое давление.
А корпус для криогенных компонент насосного ЖРД из композитов получится ненамного легче металлического. Поэтому эта технология неотработана. Американцы в 90-ых хотели сделать композитный водородный бак для одоступенчатого многоразового носителя. Но на испытаниях бак не показал надежность, трескался.
Непонятно, почему именно бак не довели - то ли проблема была сложной, то ли просто забросили всю многоразовую программу по причине малой эффективности Шаттла по сравнению с одноразовыми носителями.

Насколько я знаю, композиты не очень любят криогенные температуры. Не вские волокна подойдут, и не всякая матрица, чтобы не было охрупчивания.

Но если говорить про корпуса вытеснительных ступеней - там давления большие. И может быть выгодно по весу сделать внутреннюю тонкую металлическую оболочку, внутри неё теплоизоляцию. А снаружи намотать волокно. Стеклянное волоконо сравнительно дешево. Углеродное прочнее, но гораздо дороже.

Правда космические ТТУ обычно делают из стали. Но это видимо потому, что они на первой ступени их массовое совершенство не так важно.

Не знаю, насколько дороже металлического будет бак, намотанный из стекловолокна.
Знаю что делают такие баллоны для аквалангистов. Видимо цена все же не космическая.

Насчет возможности делать из стекловолокна крупногабаритные объекты (крупнее ступеней МБР) - вот 50-метровый корабль с цельным стеклопластиковым корпусом: http://korabley.net/news/bazovyj_minnyj_tralshhik_proekta_12700_aleksandrit_dlja_vmf_rossii/2011-09-20-945
Ширина корпуса 10 метров.

ЦитироватьПожалуйста. При Km = 6 (alpha = 0.756), P = 1 МПа и давление на срезе сопла в 0.005 МПа теоретический удельный импульс равен 436 сек.

Спасибо. Реальный видимо примерно 410-415 получится.

ЦитироватьСпасибо. Реальный видимо примерно 410-415 получится.

Я думаю поболее.  Ведь у вас нет потерь как при насосной подаче с выбросом генераторного газа за борт.  Потери на химическую неравновесность, неполноту сгорания  и пр. порядка процентов.  Завесное охлаждения вроде тоже делать не нужно так как водород прекрасный охладитель.

ЦитироватьНасколько я знаю, композиты не очень любят криогенные температуры. Не вские волокна подойдут, и не всякая матрица, чтобы не было охрупчивания.

Точно. Я про низкие температуры и забыл, полимеры их не любят.
Насчет обмотки тонкостенного шара из нержавейки - мысль хорошая, вопрос только как сделать теплозащиту достаточно твердую и легкую, чтобы на нее потом наматывать карбон или стекловолокно. Думаю тут надо делать сэндвич сталь-утеплитель-сталь и на это уже наматывать композит. Отрабатывать технологию надо, на что тоже нужны средства, а потом смотреть что выгоднее по критерию вес/стоимость.

Ну а композитные крупногабаритные яхты и катера делают достаточно давно, это не новость, вот только температуры эксплуатации там обычные.

Сделал расчет различных носителей.
Использовал следующие допущения:
1) На первый ступени вытеснительный ЖРД, давление в КС 2 МПа, среднетраекторный УИ 230 с. Давление в баках 2,5 МПа. Массовое совершенство ступени стальными сферическими баками 0,12. Со стеклопластиковыми 0,09.
2) На верхних вытеснительных ступенях давление в баках 1,5 МПа, в КС 1 МПа, УИ 410 с. Массовое совершенство ступени со стальными баками 0,15, со стеклопластиковыми 0,12.
3) Если на верхней ступени насосный ЖРД, его УИ 460 с, массовое совершенство ступени 0,1.
4) ХС носителя во всех вариантах 9,3 км/c. Распределение масс по ступеням исходя из максимизации ПН по правилу Циолковского (в соответствии с УИ ступеней).

Итак, что получилось:
1) Носитель с первой вытеснительной керосиновой ступенью со стальными баками и двумя насосными водородными ступенями  имеет мю ПН 4,7%.
2) Если все ступени вытеснительные со стальными баками (керосиновая и две водородные) - мю ПН 3%
3) Если все ступени вытеснительные со стеклопластиковыми баками - мю ПН 3,5%. Таким образом особой экономии при использовании на носителе водорода композитные баки не дают.
4) Если первая ступень вытеснительная керосиновая, вторая вытеснительная водородная, а третья насосная водородная, то мю ПН 4,1%.
5) Если носитель двухступенчатый, первая ступень вытеснительная керосиновая, вторая насосная водородная, то мю ПН 3,9%.

Shestoper вы можете понять, что ваша огромная ступень с вытеснительной подачей топлива просто бредовая идея, поскольку турбонасос под такое давление будет надёжным и недорогим, а баки станут существенно проще и дешевле, не говоря уже о том, что они станут легче.

ЦитироватьРаспределение масс по ступеням исходя из максимизации ПН по правилу Циолковского (в соответствии с УИ ступеней).

А это еще что за правило? :shock:

ЦитироватьА это еще что за правило? :shock:

ПН многоступенчатой ракеты максимальна, когда отношение ХС ступеней равно отношению УИ их двигателей.

Цитироватьпоскольку турбонасос под такое давление будет надёжным и недорогим, а баки станут существенно проще и дешевле, не говоря уже о том, что они станут легче.

Турбонасос ЖРД открытой схемы с давлением в КС десятки атмосфер - это сравнительно маломощная турбина. Но через неё расход всего пары процентов топлива. И чтобы из такого сравнительно небольшого количества рабочего тела выжать потребную мощность, делают высокоперепадную трубину со значительной рабочей температурой.
Её делают из таких материалов и она работает в таких условиях, что ни по цене, ни по надежности вытеснительному ЖРД она не конкурент.

Цитировать

Цитироватьпоскольку турбонасос под такое давление будет надёжным и недорогим, а баки станут существенно проще и дешевле, не говоря уже о том, что они станут легче.

Турбонасос ЖРД открытой схемы с давлением в КС десятки атмосфер - это сравнительно маломощная турбина. Но через неё расход всего пары процентов топлива. И чтобы из такого сравнительно небольшого количества рабочего тела выжать потребную мощность, делают высокоперепадную трубину со значительной рабочей температурой.
Её делают из таких материалов и она работает в таких условиях, что ни по цене, ни по надежности вытеснительному ЖРД она не конкурент.

Рассмотрите ещё варианты:
а) Скопировать американский F-1 - однокамерный, 700 т. с., 20 штук на первой ступени. Керосиновый или, как предлагает Дмитрий В. на метане. Иначе говоря, ближе к "Нове"!
б) Увеличить "энергиевский" ЦБ в два раза, и поставить 8 "шаттловских" ТТУ вокруг него - этакий "СуперВулкан".

Интересна тенденция: сначала 550т, затем 350, 250, и теперь уже 200.
Следующим шагом будет отказ от монстрообразной 1ст и снижение ПН до 150т - и придем к моему варианту, который я озвучил еще пару лет назад:
1ст. - 4*модернизированных ст.А от Энергии с 4-мя НК-33-Х в каждой с тягой по 200т(пендосы утверждают, что можно разогнать до 220тс);
2ст. - диаметром 10м(желательно согласовать с американцами с их 10м ступенью на Аресе), модернизированные 5*РД-0120 с 230тс в режиме с избытком кислорода.

ЦитироватьИнтересна тенденция: сначала 550т, затем 350, 250, и теперь уже 200.

Нехорошая тенденция. Надо переломить! :twisted:

Нафиг керосин.
Почему бы не посчитать чистый водородник-двух/трехступ на 200-300 тонн ПН на ОИСЗ?
Можно посчитать как на тех движках которые были в реале (J-2, РД-0120, RS-24 (SSME), Вулкан) так и перспективный водородный РД можно придумать тонн тяги этак на 300-600 :)
Это будет покруче Новы, Вулкана и УР-700/900 :)

Цитировать

ЦитироватьА это еще что за правило? :shock:

ПН многоступенчатой ракеты максимальна, когда отношение ХС ступеней равно отношению УИ их двигателей.

Нет такого правила. Оптимальное соотношение ХС (при максимизации Мю ПГ) есть следствие оптимального соотношения для чисел Циолковского (отношение стартовой массы ступени к ее конечной массе):

Например, для двухступенчатой РН:
Z2=S2*(1-C1/C2+C1*Z1/C2/S1), где
Сi - удельный импульс в пустоте i-ой ступени
Si - конструктивная характеристика ракетного блока i-ой ступени
Zi - число Циолковского i-ой ступени

ИМХО надо считать основываясь на том, что
1) Цена вывода 1 кг должна быть минимальной (без учета стоимости разработки)
2) Диаметр ГО должен быть максимальным
Ну а величина ПГ  - чем больше - тем лучше, но не панацея.
А на керосине/водороде/метане/ТТУ она будет - дело десятое.
А экологию больше портит один пробудившийся вулкан, чем в т.ч. и все пуски вместе взятые за всё время.
Shestoper правильно делает - надо рассматривать все возможные варианты.

Цитировать

Цитироватьпоскольку турбонасос под такое давление будет надёжным и недорогим, а баки станут существенно проще и дешевле, не говоря уже о том, что они станут легче.

Турбонасос ЖРД открытой схемы с давлением в КС десятки атмосфер - это сравнительно маломощная турбина. Но через неё расход всего пары процентов топлива. И чтобы из такого сравнительно небольшого количества рабочего тела выжать потребную мощность, делают высокоперепадную трубину со значительной рабочей температурой.
Её делают из таких материалов и она работает в таких условиях, что ни по цене, ни по надежности вытеснительному ЖРД она не конкурент.

Сделайте расход топлива больше, только и всего.

ЦитироватьСделайте расход топлива больше, только и всего.

Просто так увеличить расход - нельзя. Отработанный газ после высокоперепадной турбины имеет малое давление и энергию, его если спускать в сопло, то только ниже критики, в КС его не загнать.
Значит если много топлива пустить в турбину - оно не будет использоваться для эффективного создания тяги.
Потому и перешли на двигатели закрытой схемы, где через турбину прокачивается целиком один из компонент, но его энергию забирают не полностью, остаточного давления за турбиной хватает, чтобы загнать его в КС. В КС РД-170 250 атмосфер, в ТНА максимально 600.

Хотите сделать ЖРД закрытого типа низкого давления, чтобы понизить температуру и давление в турбине? Но тогда у турбины будет низкий КПД. Для заданной мощности понадобится тяжелая турбина, масса двигателя возрастет.

У газовых турбин с рождения эта проблема - или условия щадящие и низкий КПД, или высокий КПД и зверские условия в тракте. Отсюда и извращения с монокристаллическими лопатками и хитрыми кобальтовыми сплавами (а сейчас ещё и с керамикой).

ЦитироватьПочему бы не посчитать чистый водородник-двух/трехступ на 200-300 тонн ПН на ОИСЗ?

Можно. Двухступ Дмитирий уже давно придумал и посчитал, сей проект зовется Дейтроном. ПН почти 8%.
Почему так не делают все, только у Дельты водород на первой ступени?
Есть несколько причин.
Во-первых у водородных ступеней большая сухая масса. Минимум сухой массы будет у ракеты с первой керосиновой ступенью и второй водородной.
А сухая масса конструкции ракеты обходится гораздо дороже топлива - это конструкции, тщательно изготовленные по хитрым технологиям из дорогих сплавов.

Во-вторых я заметил такую особенность - в первом приближении стоимость насосного ЖРД пропорциональна мощности его ТНА. Это самый сложный узел двигателя, там движущие части испытывают огромные нагрузки - неудивительно, что он сильно влияет на стоимость ЖРД.
Мощность ТНА конечно зависит от тяги, потом от давления в КС, и ещё от объема перекачиваемого топлива. То есть не только от его массы, но и от плотности.
У водорода низкая плотность, его сложнее перекачивать.

Ну и ещё - жидкий водород это очень холодная жидкость, которая любит охрупчивать материалы.
Поэтому при прочих равных водородный ЖРД будет дороже керосинового.


В моем варианте вытеснительной ступени нежелателен внизу водород тоже из-за низкой плотности. На верхних ступенях ещё можно в вытеснилке его применять. В вакууме можно получить приличный УИ даже при очень низком давлении в КС за счет степени расширения. А в атмосфере давление на срезе сопла не может быть очень низким. Поэтому для первых ступеней для более-менее пристойного УИ нужно применять повышенное (по меркам вытеснительных ЖРД) давление.
А значит и более толстостенные баки. Которые для водорода имеют огромную площадь поверхности.

ЦитироватьShestoper правильно делает - надо рассматривать все возможные варианты.

Из рассмотренных вариантов мне пока больше всего нравится вариант с вытеснительной ступенью на керосине и двумя водородными с насосными ЖРД.
ПН высокая (до 4,7 % на НОО). С другой стороны, большинство двигателей носителя (70-80%) этот вариант позволяет резко упростить.

И ещё - из всех вариантов с вытеснилкой он лучше всего подходит для выведения ПН на отлетные траектории без применения дополнительной ступени, 1,5% можно отправить.

ЦитироватьВо-первых у водородных ступеней большая сухая масса. Минимум сухой массы будет у ракеты с первой керосиновой ступенью и второй водородной.
А сухая масса конструкции ракеты обходится гораздо дороже топлива - это конструкции, тщательно изготовленные по хитрым технологиям из дорогих сплавов.

Во-вторых я заметил такую особенность - в первом приближении стоимость насосного ЖРД пропорциональна мощности его ТНА. Это самый сложный узел двигателя, там движущие части испытывают огромные нагрузки - неудивительно, что он сильно влияет на стоимость ЖРД.
Мощность ТНА конечно зависит от тяги, потом от давления в КС, и ещё от объема перекачиваемого топлива. То есть не только от его массы, но и от плотности.
У водорода низкая плотность, его сложнее перекачивать.

Рост сухой массы конструкции не страшен, если у нас полиблочная компоновка с переливом топлива из боковых блоков: по мере опорожнения последних, они сбрасываются и, следовательно их сухой вес не придётся тащить до конца работы всей ступени. Массовое совершенство, правда, хуже, но для гигантских ракет разница между полиблоком и моноблоком не так заметна, как для ракет умеренных размеров (правило "квадрата-куба").
Что касается повышенных нагрузок в ТНА, то уже предлагался выход - ставить несколько ТНА на камеру сгорания: при том же объёме перекачиваемого топлива количество оборотов (и, следовательно, нагрузки) можно уменьшить. Правда масса двигателя возрастёт, но вряд ли существенно.

ЦитироватьРост сухой массы конструкции не страшен

Не так страшен с точки зрения величины ПН, потому что УИ у водорода высокий. Но страшен с точки зрения цены изготовления баков.
Масса ведь растет не из-за замены фрезерованной вафли на толстый гладкий лист, как в случае вытеснилок и ТТУ (такой рост даже удешевляет производство).
В случае водородной ступени масса растет за счет площади поверхности бака. Которую надо обрабатывать.

ЦитироватьЧто касается повышенных нагрузок в ТНА, то уже предлагался выход - ставить несколько ТНА на камеру сгорания:

Ещё и надежность упадет, помимо роста стоимости.

Цитировать

ЦитироватьСделайте расход топлива больше, только и всего.

Просто так увеличить расход - нельзя. Отработанный газ после высокоперепадной турбины имеет малое давление и энергию, его если спускать в сопло, то только ниже критики, в КС его не загнать.
Значит если много топлива пустить в турбину - оно не будет использоваться для эффективного создания тяги.
Потому и перешли на двигатели закрытой схемы, где через турбину прокачивается целиком один из компонент, но его энергию забирают не полностью, остаточного давления за турбиной хватает, чтобы загнать его в КС. В КС РД-170 250 атмосфер, в ТНА максимально 600.

Хотите сделать ЖРД закрытого типа низкого давления, чтобы понизить температуру и давление в турбине? Но тогда у турбины будет низкий КПД. Для заданной мощности понадобится тяжелая турбина, масса двигателя возрастет.

У газовых турбин с рождения эта проблема - или условия щадящие и низкий КПД, или высокий КПД и зверские условия в тракте. Отсюда и извращения с монокристаллическими лопатками и хитрыми кобальтовыми сплавами (а сейчас ещё и с керамикой).

Это всё понятно, только почему вас вообще волнует КПД, вы боитесь снизить удельный импульс?
 Я думал, что вашей задачей является "дешевле", а не "технически эффективнее".

 Собственно говоря, SpaceX как-то сделала двигатель, чем вас подобный не устраивает?

Маск тоже хорохорился! Сделаю ЖРД такой же как Ф-1,а где-там?! Даже на сотню тонн не вышел!
НАСАвцы уж на что надеялись на Маска, и тут такой облом, решили было Сатурн 5 воспроизвести, а не тут-то было, вернулись к своим баранам,- любимым ТТУ.
Нет прорыва в технологиях, а без него увы все будет на одном месте топтаться, Ну сделают они Арес, ну и что?, программа полета на Марс слопает весь бюджет америки, и америка вылетит в трубу!
А кроме Америки пока ни у кого никаких шансов!
Впрочем шансы есть, но они в суперновых технологиях

Не вопрос, когда делают из готовых блоков и элементов, технологий, но когда заклывают в проект нечто эфемерное, желаемое, то тут большой вопрос стоит, Кончится все тем же самым Н-1 на водороде, как Вика прелагал(а), или списанной в утиль Энергией, Вулканом

ЦитироватьМаск тоже хорохорился! Сделаю ЖРД такой же как Ф-1,а где-там?! Даже на сотню тонн не вышел!
НАСАвцы уж на что надеялись на Маска, и тут такой облом, решили было Сатурн 5 воспроизвести, а не тут-то было, вернулись к своим баранам,- любимым ТТУ.
Нет прорыва в технологиях, а без него увы все будет на одном месте топтаться, Ну сделают они Арес, ну и что?, программа полета на Марс слопает весь бюджет америки, и америка вылетит в трубу!
А кроме Америки пока ни у кого никаких шансов!
Впрочем шансы есть, но они в суперновых технологиях

Вы просто-напросто являетесь существом с очень коротким жизненным циклом, если бы вы жили 1000 лет, то вы бы сказали, "как, уже сделал, а я и не заметил". :)

Вы так думаете? А что Маск существо более высокого порядка?
Даже если бы и так, все равно у него очень жесткие сроки, не уложился, все отваливай в сторону, кто на следующего?
Так что будут искать заказчиков или это было просто сотрясение воздуха?

А что Маск? У МАска частная фирма, он деньги не печатает. Он сейчас тянет разваботку Фалкона Хэви, Кузнечика, недавно сделал первый частный пилотируемый корабль. Вы не допускаете, что ещё и на новый двигатель ему тупо не хватает денег заказчиков?

ЦитироватьНет прорыва в технологиях, а без него увы все будет на одном месте топтаться, Ну сделают они Арес, ну и что?, программа полета на Марс слопает весь бюджет америки, и америка вылетит в трубу!
А кроме Америки пока ни у кого никаких шансов!
Впрочем шансы есть, но они в суперновых технологиях

Мутный поток сознания.
Мстительный дух Фон Брауна мешает рекетчикам воспроизвести копию F-1.
Во-первых ТТУ по сумме показателей ничуть не хуже - хуже в одном, лучше в другом. И новый двигатель может изменить стоимость марсианской экспедиции на единицы процентов. Главные средства съест разработка межпланетного корабля и марсианских модулей.
Когда летали на Луну, все затраты на Сатурн-5 (включая и разработку и производство ракет) съели только четверть стоимости программы.

ЦитироватьМутный поток сознания.
Мстительный дух Фон Брауна мешает рекетчикам воспроизвести копию F-1.
Во-первых ТТУ по сумме показателей ничуть не хуже - хуже в одном, лучше в другом. И новый двигатель может изменить стоимость марсианской экспедиции на единицы процентов. Главные средства съест разработка межпланетного корабля и марсианских модулей.
Когда летали на Луну, все затраты на Сатурн-5 (включая и разработку и производство ракет) съели только четверть стоимости программы.

Кстати говоря, а почему разработка межпланетного корабля и модулей так дорога? Может уже подешевле, всё таки технологии есть отработанные.

Ага, оказывается дух фон Брауна мешает! и деньги, точнее их отсутствие, помнится Маску давали деньги почти на все! Если на двигатель не додали, значит не сильно нужен!
Но судя по успехам Маска, ему еще слишком далеко до фон Брауна, и разве что есть возможность состязаться с китайцами, и деньги судя по всему тут вряд ли кардинально способны помочь!
А может задобрить этот самый злой дух фон Брауна, глядишь и отдаст секреты?
ТТУ они не лучше ни сколько, их только американцы способны делать столь большие, и топливо дорогое и технологии дорогие, ну никак ракета дешевая не получится, особенно с учетом сверхмощного транспортера.
Да и держать пустую ракету с тяжелыми ТТУ весьма сложно!
ТТУ на пилотируемую ракету ну очень плохо приспособленны!
Можно сделать хитрее, на первую ступень ставить водородные ЖРД 400 т, в результате грузоподьемность будет не хуже чем с 500 т керосиновыми.

ЦитироватьАга, оказывается дух фон Брауна мешает! и деньги, точнее их отсутствие, помнится Маску давали деньги почти на все! Если на двигатель не додали, значит не сильно нужен!
Но судя по успехам Маска, ему еще слишком далеко до фон Брауна, и разве что есть возможность состязаться с китайцами, и деньги судя по всему тут вряд ли кардинально способны помочь!
А может задобрить этот самый злой дух фон Брауна, глядишь и отдаст секреты?

А зачем?
У Брауна секреты о том, как летать. У Маска свои секреты - как летать дешево. Китайцев он уже "побил", они это признали.

ЦитироватьТТУ они не лучше ни сколько, их только американцы способны делать столь большие, и топливо дорогое и технологии дорогие, ну никак ракета дешевая не получится, особенно с учетом сверхмощного транспортера.
Да и держать пустую ракету с тяжелыми ТТУ весьма сложно!
ТТУ на пилотируемую ракету ну очень плохо приспособленны!

Можно. Но не нужно. Маск, кстати, с самого начала слушал ваши мудрые указания, и на его ракете ТТУ нет.

ЦитироватьМожно сделать хитрее, на первую ступень ставить водородные ЖРД 400 т, в результате грузоподьемность будет не хуже чем с 500 т керосиновыми.

Можно. Но не нужно. Ракета дорогая получится.

Цитировать

ЦитироватьРост сухой массы конструкции не страшен

Не так страшен с точки зрения величины ПН, потому что УИ у водорода высокий. Но страшен с точки зрения цены изготовления баков.

ЦитироватьЧто касается повышенных нагрузок в ТНА, то уже предлагался выход - ставить несколько ТНА на камеру сгорания:

Ещё и надежность упадет, помимо роста стоимости.

Есть противоядие и от этого. Если мы отказываемся от вытеснительных ЖРД, то у нас растёт массовая доля ПН - с  4,7%  до 8 %, т. е. общая стартовая масса ракеты уменьшается почти вдвое - с 12000 т до 7050 т (при одинаковой ПН), а значит и цена уменьшится, если не вдвое, то раза в полтора, как минимум. Далее, серийность: моноблочные ступени будут штучными изделиями, полиблок собрается из стандартных баков, диаметром 8 м. Это дополнительно снизит цену. И, наконец, двигатели - если стартовая масса меньше, то они будут меньшей тяги, следовательно более надёжные либо стоять будут в меньшем количество, что также повысит надёжность. Опять-таки, цена снижается.

Мне, кажется, в своем стремлении к дешевизне мы можем дойти до полного абсурда.  Шестопер прав - нужно создать тяжелый носитель способный обеспечить массовость запусков при которой  только и возможно какое-либо серьезное строительство в околоземном пространстве. Но для этого нужно создавать не одноразовых монстриков со стартовой массой как у эсминца а сложные многоразовые вертикально стартующие тяжелые РН двух максимум трехступенчатые.

ЦитироватьЕсли мы отказываемся от вытеснительных ЖРД, то у нас растёт массовая доля ПН - с  4,7%  до 8 %, т. е. общая стартовая масса ракеты уменьшается почти вдвое - с 12000 т до 7050 т (при одинаковой ПН), а значит и цена уменьшится, если не вдвое, то раза в полтора, как минимум.

Вы не видите никакой разницы между водородной первой ступенью и керосиновой вытеснительной?
Для вашего водородного носителя на первой ступени понадобится 30 RS-68, они стоят 14 миллионов за штуку (причем среди водородных ЖРД считаются дешевыми).
30 штук - 420 миллионов только за двигатели первой ступени.

Цитировать

ЦитироватьЕсли мы отказываемся от вытеснительных ЖРД, то у нас растёт массовая доля ПН - с  4,7%  до 8 %, т. е. общая стартовая масса ракеты уменьшается почти вдвое - с 12000 т до 7050 т (при одинаковой ПН), а значит и цена уменьшится, если не вдвое, то раза в полтора, как минимум.

Вы не видите никакой разницы между водородной первой ступенью и керосиновой вытеснительной?
Для вашего водородного носителя на первой ступени понадобится 30 RS-68, они стоят 14 миллионов за штуку (причем среди водородных ЖРД считаются дешевыми).
30 штук - 420 миллионов только за двигатели первой ступени.

Shestoper, а вы сделайте эту штуковину многоразовой, случай подходящий. ;)

 Даже если сами двигатели ничего не будут стоит, то интеграция их в огромный носитель будет стоить, иначе с вами просто не станет работать серьёзный производитель двигателей, они должны получить сумму достаточную, чтобы они были заинтересованы.

ЦитироватьShestoper, а вы сделайте эту штуковину многоразовой, случай подходящий. ;)

Многоразовой удобно делать вытеснительную ступень. Вследствие простоты конструкции и ненапряженных параметров ЖРД  на ней проще получить получить высокий ресурс.
А заправка намного проще, чем повторная заливка зарядов РДТТ.

ЦитироватьНо для этого нужно создавать не одноразовых монстриков со стартовой массой как у эсминца а сложные многоразовые вертикально стартующие тяжелые РН двух максимум трехступенчатые.

Ага, создадим многоразовых монстров со стартовой массой как у авианосца  :twisted:

Цитировать

ЦитироватьShestoper, а вы сделайте эту штуковину многоразовой, случай подходящий. ;)

Многоразовой удобно делать вытеснительную ступень. Вследствие простоты конструкции и ненапряженных параметров ЖРД  на ней проще получить получить высокий ресурс.
А заправка намного проще, чем повторная заливка зарядов РДТТ.

Зачем делать плохую технику? Я представляю связку из трёх или пяти конических водородных аппаратов вроде Delta Clipper но размером с шаттловский бак, хотя ускорительные ступени, может быть, целесообразнее делать керосиновые.

 Задача вывода большой полезной нагрузки даже раз в год при ограничении суммарных затрат вполне оправдает многоразовое средство, если такая программа будет работать лет 10 и больше.

ЦитироватьВы не видите никакой разницы между водородной первой ступенью и керосиновой вытеснительной?
Для вашего водородного носителя на первой ступени понадобится 30 RS-68, они стоят 14 миллионов за штуку (причем среди водородных ЖРД считаются дешевыми).
30 штук - 420 миллионов только за двигатели первой ступени.

Согласен, пусть так, пусть даже двигатели второй ступени будут стоить вдвое дороже, чем RS-68 (время их работы вдвое дольше). Что мы имеем в итоге? Мст.= 7050 т. Тяга ст.= 9000 т.с. Из тридцати двигателей шесть стоят на второй ступени, 24 - на первой. Двигатели будут иметь стоимость 24 х 16 млн = 360 млн. и 6 х 30 = 180 млн., итого, 540 млн. Пусть баки и прочие системы стоят столько же. Добавим стоимость топлива - 10 млн (водород 5000 долл. за тонну, кислород - 500 долл.). Итого ракета будет стоить 1100 млн. Добавим расходы на наземный комплекс - ещё 1100 млн. Итого, кругом выходит 2200 млн. При ПН 500 т. получается 4400 долл. /кг - немного дороже, чем у "Протона" и "Союза", но вполне, ИМХО, приемлемо.

Цитировать

ЦитироватьВы не видите никакой разницы между водородной первой ступенью и керосиновой вытеснительной?
Для вашего водородного носителя на первой ступени понадобится 30 RS-68, они стоят 14 миллионов за штуку (причем среди водородных ЖРД считаются дешевыми).
30 штук - 420 миллионов только за двигатели первой ступени.

Согласен, пусть так, пусть даже двигатели второй ступени будут стоить вдвое дороже, чем RS-68 (время их работы вдвое дольше). Что мы имеем в итоге? Мст.= 7050 т. Тяга ст.= 9000 т.с. Из тридцати двигателей шесть стоят на второй ступени, 24 - на первой. Двигатели будут иметь стоимость 24 х 16 млн = 360 млн. и 6 х 30 = 180 млн., итого, 540 млн. Пусть баки и прочие системы стоят столько же. Добавим стоимость топлива - 10 млн (водород 5000 долл. за тонну, кислород - 500 долл.). Итого ракета будет стоить 1100 млн. Добавим расходы на наземный комплекс - ещё 1100 млн. Итого, кругом выходит 2200 млн. При ПН 500 т. получается 4400 долл. /кг - немного дороже, чем у "Протона" и "Союза", но вполне, ИМХО, приемлемо.

Как легко мы манипулируем цифрами: 7050 т стартовой массы, 10000 т стартовой массы... Делай, не хочу. Только вот вспомнить, что для Шаттла одной из бОльших неприятностей при выведении были большие вибрации, связанные с аккустическими нагрузками от двигательной установки. При таких нагрузках выходили из строя разгонные блоки межпланетных аппаратов и спутников связи, от запуска которых с помощью Шаттлов вскоре и отказались. Аккустические нагрузки растут в пятой степени. Ваша ракета на 7000 т будет разваливаться, или ни чего не будет выводить. А тут предлагаются решения, которые увеличивают стартовую массу в разы и надеются, что система станет дешевле. Может всетаки почитаем учебники, в которых в самом начале всегда говорится, что вытеснительная система оправдана на ракетах малой размерноси, и объясняется почему...

И небольшой вопрос великим знатокам: Имеем бак, рассчитаный на определенное давление. Если увеличить диаметр бака в N раз, то толщина стенки:
а. Уменьшится
б. Останится без изменения
в. Увеличится.

Ваш вариант суперзнатоки.  :D

А почему бы не сделать что-то типа "морского дракона" для старта с экватора? Стартовые массы в десятки мегатонн - в самый раз для безлюдного морского базирования. Можно будет спасать нижние ступени парашютом, да и риск падения на голову груза в сотни тонн после неудачного пуска будет минимальный.

ЦитироватьИ небольшой вопрос великим знатокам: Имеем бак, рассчитаный на определенное давление. Если увеличить диаметр бака в N раз, то толщина стенки:
а. Уменьшится
б. Останится без изменения
в. Увеличится.

Ваш вариант суперзнатоки.  :D

Я, увы, не великий знаток :( , но рискну предположить, что толщину стенки придётся нарастить. Поэтому и нужен полиблок: у него диаметр баков стандартный - 8 м.

ЦитироватьА почему бы не сделать что-то типа "морского дракона" для старта с экватора? Стартовые массы в десятки мегатонн - в самый раз для безлюдного морского базирования. Можно будет спасать нижние ступени парашютом, да и риск падения на голову груза в сотни тонн после неудачного пуска будет минимальный.

Он, ИМХО, хорош лишь тем, что ему не нужен стартовый стол (и то, более чем вероятно, ему потребуется транспортно-пусковой контейнер). А во всех осталных отношениях он хуже, хотя бы тем, что предпусковую отладку на космодроме производят на твёрдой земле, а у "Морского дракона" - средь синих волн...

Цитировать

ЦитироватьА почему бы не сделать что-то типа "морского дракона" для старта с экватора? Стартовые массы в десятки мегатонн - в самый раз для безлюдного морского базирования. Можно будет спасать нижние ступени парашютом, да и риск падения на голову груза в сотни тонн после неудачного пуска будет минимальный.

Он, ИМХО, хорош лишь тем, что ему не нужен стартовый стол (и то, более чем вероятно, ему потребуется транспортно-пусковой контейнер). А во всех осталных отношениях он хуже, хотя бы тем, что предпусковую отладку на космодроме производят на твёрдой земле, а у "Морского дракона" - средь синих волн...

 Значит нужен подводный старт.

Лезть с суши в воду-это как гланды альтернативным путем из анекдота удалять...  Вода-это сразу куча непрогнозируемых геморроев.

Со временем можно будет или наладить выпуск аналогов RS-68 или может даже и более мощных двигателей, в том числе может и вытеснительных даже, так что цены можно будет снизить существенно, кстати говоря, можно попробовать скомпоновать ступени как на семерке, чтоб старт был на ЖРД и первой и второй ступеней, желательно с переливом.
Ну а в космосе без плазменных движков не обойтись.

Если ничего не делать, тут прогнозируй, не прогнозируй - ничего и не будет.

ЦитироватьМожет всетаки почитаем учебники, в которых в самом начале всегда говорится, что вытеснительная система оправдана на ракетах малой размерноси, и объясняется почему...

И малой тоже.
РДТТ кстати тоже оправданы на малых ракетах, потому их любители и
используют.
И в то же время самый мощный ракетный двигатель - твердотопливный.

ЦитироватьТолько вот вспомнить, что для Шаттла одной из бОльших неприятностей при выведении были большие вибрации, связанные с аккустическими нагрузками от двигательной установки. При таких нагрузках выходили из строя разгонные блоки межпланетных аппаратов и спутников связи, от запуска которых с помощью Шаттлов вскоре и отказались.

А где на Шаттле расположен отсек ПН?
А ещё у больших РДТТ из-за неравномерности горения возникают сильные вибрации. У Ареса-1 с этим были проблемы.

Цитировать

ЦитироватьТолько вот вспомнить, что для Шаттла одной из бОльших неприятностей при выведении были большие вибрации, связанные с аккустическими нагрузками от двигательной установки. При таких нагрузках выходили из строя разгонные блоки межпланетных аппаратов и спутников связи, от запуска которых с помощью Шаттлов вскоре и отказались.

А где на Шаттле расположен отсек ПН?
А ещё у больших РДТТ из-за неравномерности горения возникают сильные вибрации. У Ареса-1 с этим были проблемы.

А как трясло астронавтов во время выведения на Сатурне 5 не вспомните? А там и ПН сверху расположена, далеко от ДУ, и твердотопливных ускорителей нет...  :roll:

А как трясло?
Несмотря на тряску, после выведения успешно работали электронные системы Аполлонов и лунных модулей. А они были чрезвычайно облегченные, стенку можно ногой пробить, что не могло не сказаться на чувствительности к вибрациям.

Цитировать(...) для Шаттла одной из бОльших неприятностей при выведении были большие вибрации, связанные с аккустическими нагрузками от двигательной установки. При таких нагрузках выходили из строя разгонные блоки межпланетных аппаратов и спутников связи, от запуска которых с помощью Шаттлов вскоре и отказались. Аккустические нагрузки растут в пятой степени. Ваша ракета на 7000 т будет разваливаться, или ни чего не будет выводить.

А нельзя ли как-нибудь искусственно подавлять звуковые волны? Скажем, в момент старта организовать в газоотводной шахте и вокруг стартового стола искусственное облако аэрозоля?
Далее, здесь http://www.buran.ru/htm/21-3.htm описывались способы борьбы с акустическими колебаниями при старте "Энергии". Вода в факел двигателя, подавалась с земли, и в момент подъёма ракеты гасила звук до высоты 20 м. (Выше эффективность системы падала). Расход воды, как ранее писал Shestoper, составлял 17 т /сек. У нас суммарная тяга двигателей больше примерно в три раза, следовательно расход воды составит, примерно, 60 т /сек. Нам требуется подавать воду в течение, примерно, 10-20 секунд, пока ракета не поднимется достаточно высоко. То есть на борту ракеты должен быть запас 600-1200 т воды в подвесных сбрасываемых баках, отчего стартовая масса вырастет примерно до 8000 т. Для гипертяжа это не страшно.

ЦитироватьЗначит нужен подводный старт.

Отдадим проектирование сверхтяжёлой РН ГРЦ!

ЦитироватьТо есть на борту ракеты должен быть запас 600-1200 т воды в подвесных сбрасываемых баках, отчего стартовая масса вырастет примерно до 8000 т. Для гипертяжа это не страшно.

Не на борту ракеты.  :D
Эту воду подавали со стартового комплекса в струи двигателей.
А запас воды там предусмотрен был больше. Потому что это не просто СК, это УКСС. Там прожигали ступени, причем длительность прожига равнялась длительности работы двигателей в полете и более. Запаслось примерно 17 тысяч тонн воды. А для гипертяжа надо будет 60-70 тысяч тонн. Целый танкер.

ЦитироватьА нельзя ли как-нибудь искусственно подавлять звуковые волны?

Можно не только звуковые волны подавлять, но и гасить вибрации корпуса ракеты. Есть системы активного гашения вибрации.

Цитировать

ЦитироватьТо есть на борту ракеты должен быть запас 600-1200 т воды в подвесных сбрасываемых баках, отчего стартовая масса вырастет примерно до 8000 т. Для гипертяжа это не страшно.

Запаслось примерно 17 тысяч тонн воды. А для гипертяжа надо будет 60-70 тысяч тонн. Целый танкер.

Жалко. :(

ЦитироватьЖалко. :(

Чего её жалеть? Если построить космодром на Дальнем Востоке, воды рядом целый океан.  :D
И Амур под боком, если нужна пресная.