У разных ракет-носителей, в зависимости от схемы расположения ступеней (пакет или тандем), разделение ступеней происходит по-разному.
Отделение боковых блоков Р-7. Фото сделано с помощью кинотеодолита
(http://i078.radikal.ru/0807/89/a05b5d7a0dbe.jpg) (http://www.radikal.ru)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60039.jpg) (http://www.radikal.ru)
(http://i008.radikal.ru/0807/90/6ba7095d63f8.jpg) (http://www.radikal.ru)
(http://i065.radikal.ru/0807/70/8b6945b3d2a5.jpg) (http://www.radikal.ru)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60040.jpg) (http://www.radikal.ru)
Вован, это просто супер! :wink:
ЦитироватьУ разных ракет-носителей, в зависимости от схемы расположения ступеней (пакет или тандем), разделение ступеней происходит по-разному.
Да ладно?!?!?! :shock: :shock: :shock:
ЦитироватьЦитироватьУ разных ракет-носителей, в зависимости от схемы расположения ступеней (пакет или тандем), разделение ступеней происходит по-разному.
Да ладно?!?!?! :shock: :shock: :shock:
ну, иногда ладно, а иногда и со взрывом (=
пысы - кадры супер, заврните мне еще две пленки пожалуйста
Цитироватьпысы - кадры супер, заврните мне еще две пленки пожалуйста
Пожалуйста :D
(http://i078.radikal.ru/0807/10/51862a9d8c57.jpg)
Отделение первой ступени - ,,Сатурн-5,, с ,,Аполлон-11,,
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60041.jpg)
,,Холодное,, разделение.
Если бы на этих кадрах были еще и временнЫе метки, было бы вообще замечательно :D
ЦитироватьУ разных ракет-носителей, в зависимости от схемы расположения ступеней (пакет или тандем), разделение ступеней происходит по-разному.
Это, как я понимаю, случай разделения в пакете (с одновременной работой обеих ступеней), которое в принципе всегда ГОРЯЧЕЕ.
ЦитироватьОтделение первой ступени - ,,Сатурн-5,, с ,,Аполлон-11,,
[img http://i075.radikal.ru/0807/39/59ab4f7dcef3.jpg /img]
,,Холодное,, разделение.
А у тандема (последовательная работа ступеней) уже возможны варианты - ХОЛОДНОЕ, ГОРЯЧЕЕ, либо ПОЛУГОРЯЧЕЕ (оно же "тёплое"), в зависимости от схемы включения ДУ следующей ступени.
При этом, НМИ, в СССР-России для жидкостных РН больше уважали "горячее", а за рубежом чаще встречалось "холодное".
А в РН украинского КБ "Южное" (правда, разработанных еще в СССР), чаще применялось "полугорячее" разделение: "Зенит", "Циклон", "Днепр".
Кстати, а к какому типу следует отнести разделение ступеней "Протона" ? ;)
Каких именно ступеней? Первой и второй точно горячее. А второй и третьей полугорячее (с помощью РА). :wink:
Подробности работы схем разделения ступеней ракет типа Р-7:
1. Ракеты-носители (В. А. Александров, В. В. Владимиров, Р. Д. Дмитриев, С. О. Осипов; Под общ. ред. проф. С. О. Осипова — М.: Воениздат, 1981.—315 с., ил.— (Ракетно-космический комплекс).
Стр. 120-121. Разделение ступеней для схемы «пакет» сводится к боковому отводу отработавших ракетных блоков от ракетных блоков, продолжающих (начинающих) работу, по трем принципиальным схемам: с разворотом относительно верхнего или нижнего силового пояса связей или с параллельным отводом боковых блоков.
(http://i075.radikal.ru/0807/a1/f72e9dfe86b5.jpg) (http://www.radikal.ru)
При отводе боковых блоков с их разворотом относительно верхнего узла силовых связей (рис. 3.6) верхний шарнирный узел силовых связей в полете и в процессе разделения ступеней воспринимает как осевые, так и поперечные нагрузки, а нижний узел силовых связей — только поперечные и лишь при полете I ступени. Для разворота боковых блоков относительно верхнего узла связей могут быть использованы их маршевые двигатели, для чего ось такого двигателя должна быть наклонена к верхнему узлу связей так, чтобы его тяга создавала момент относительно этого узла. При отклонении бокового блока на некоторый угол происходит разрыв верхней силовой связи и включение двигателя разделения, тяга которого придает угловую скорость боковому блоку относительно его центра масс.
Для создания момента относительно верхнего узла связей может использоваться и импульс последействия маршевого двигателя (спад тяги по времени после отсечки компонентов топлива), что является достоинством данной схемы, так как в процессе разделения ступеней каких-либо особых затрат энергии, ухудшающих основные характеристики РН, не требуется. Кроме того, для разделения ступеней по схеме «пакет» могут быть использованы и специальные двигатели разделения, при этом кинематическая схема разделения остается неизменной.
1. Конструкция и проектирование космических лета¬тельных аппаратов. Учебник для средних специальных учебных заведений /Н.И. Паничкин, Ю.В. Слепушкин, В.П. Шинкин, Н.А. Яцынин. - М.: Машиностроение, 1986.- 344 с., ил.
Стр. 322. В РКН с параллельным соединением РБ (схема "пакет") отделение боковых РБ от центрального может производиться следующими способами:
разворот в верхнем yзлe связи;
разворот в нижнем узле связи;
параллельное отделение.
Примером способа с разворотом в верхнем узле может служить отделение боковых РБ в РКН "Союз" (рис. 25.5).
(http://i018.radikal.ru/0807/d0/5f60915d8ae1.jpg) (http://www.radikal.ru)
Разделение начинается с перевода двигателей боковых РБ из режим пониженной тяги (88% от номинальной) и выключения рулевых двигателей боковых РБ. Разрываются нижние силовые связи. Тяга двигателей боковых РБ направлена таким образом, что она создаст момент относительно верхних опорных узлов; нижняя часть пакета раскрывается (см. рис. 25,5, а). Двигатель центрального РБ, работающий в момент разделения, уводит центральную часть вперед после выключения двигателей боковых РБ; боковые РБ отстают. Для полного отвода боковых РБ используются газы наддува верхних кислородных баков.
Как только сферические наконечники боковых РБ выйдут из силовых гнезд 1, открываются сопловые крышки в верхней части боковых РБ. Под действием небольшой реактивной силы (см. рис, 25.5, б) уводятся от центра теперь верхние части боковых РБ. Отделяемый боковой РБ разворачивается, и начинается его свободное движение (см. рис, 25.5, в), при котором соударение отделившихся частей невозможно.
Для обеспечения отделения ББ важной конструктивной особенностью ракет типа Р-7 является несовпадение оси ББ и вектора тяги маршевых ДУ ББ
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60042.jpg) (http://www.radikal.ru)
ЦитироватьДля обеспечения отделения ББ важной конструктивной особенностью ракет типа Р-7 является несовпадение оси ББ и вектора тяги маршевых ДУ ББ
Да. Только стрелочки все же должны располагаться между основными камерами, а не по оси одной ихз них :wink:
У Шаттла первыми, кажется отделяются верхние узлы крепления ТТУ? Или это только кажется и они отстреливаются одновременно с нижними? Мощность верхних и нижних РДТТ увода там отличается?
У Вадима Лукашевича есть только вот это:
http://www.buran.ru/htm/tty.htm
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5871.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5872.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5873.jpg)
Однако отделение блоков А РН "Энергия" намного интереснее:
http://www.buran.ru/htm/rocket.htm
(см. про первую ступень)
http://www.buran.ru/htm/09-3.htm
А как детально происходит их отделение?
У Энергии для отделения и увода параблока от РН применялись вот эти двухсопловые РДТТ (11 шт.) 17Д75
(http://s50.radikal.ru/i130/0807/48/fd76b7081412.jpg) (http://www.radikal.ru)
:roll: Вован, как посмотрю... (шёпотом) они все у вас в кладовке и гараже хранятся? :wink:
Хороший движок. Кстати, кто разработчик? КБ Картукова? А может КБЮ?
Но все же очень интересна полная схема разделения.
Цитировать:roll: Вован, как посмотрю... (шёпотом) они все у вас в кладовке и гараже хранятся? :wink:
Хороший движок. Кстати, кто разработчик? КБ Картукова? А может КБЮ?
Но все же очень интересна полная схема разделения.
Это все достояние народа - из музеев Байконура. Схему разделения можно представить по расположению сопел РДТТ. Позже нарисую
У Энергии параблок отделялся при условии перехода двигателей блоков А на конечную ступень тяги, разрыва нижних связей блоков А к блоку Ц, отставания параблоков от Ц, выхода из замков верхних частей блоков А, включения РДТТ увода параблоков.
(http://s59.radikal.ru/i163/0807/d7/d21a8c1ab4d5.jpg) (http://www.radikal.ru)
Параблок делился на блоки разрывом верхних и нижних связей между блоками и включением РДТТ разделения параблоков на моноблоки
(http://s42.radikal.ru/i095/0807/bc/ea58a6e5809e.jpg) (http://www.radikal.ru)
И что происходит раньше: разрыв нижних силовых связей или открытие замка верхних связей? :wink:
ЦитироватьИ что происходит раньше: разрыв нижних силовых связей или открытие замка верхних связей? :wink:
Должно быть как у Р-7: сначала нижние рвутся, потом верх :roll:
Разделение ступеней РН «Зенит» - «теплое»:
(http://s47.radikal.ru/i115/0807/31/5114f9e705bc.jpg) (http://www.radikal.ru)
Команда на включение рулевых двигателей 2 ступени - 143,952 с.
(http://i017.radikal.ru/0807/d4/331714718be7.jpg) (http://www.radikal.ru)
Главная команда на выключение МД 1 ступени - 146,181 с.
Разделение ступеней - 148,704 с, включение тормозных РДТТ на 1,5 с. При этом ступени расходятся на 10 метров.
Команда на включение МД 2 ступени - 157,617 с.
(http://s51.radikal.ru/i132/0807/8a/9f0764726c70.jpg) (http://www.radikal.ru)
Это что значит 8,913 сек вторая ступень гасила возмущения от разделения с первой и только тогда включила свой МД?
А зачем торможение первой ступени? Есть вероятность, что она догонит вторую? :D
Наверное да, для полного исключения такой вероятности. Ибо у 1ст очень лёгкая и может быть импульс последействия маршевого двигателя. Движется она в спутном следе второй ступени - с малым аэродинамическим сопротивлением. Вторая же ступень с головным блоком тяжелая, движется под действием двигателя малой тяги и преодолевает полное сопротивление набегающего потока.
РН «Днепр» - «теплое» разделение с торможением нижней ступени путем создания тормозных реактивных сил при выбросе газов наддува из бака окислителя
(http://s57.radikal.ru/i158/0807/73/e043ca2ed96a.jpg) (http://www.radikal.ru)
(http://s46.radikal.ru/i111/0807/8e/42399dd02a1b.jpg) (http://www.radikal.ru)
ЦитироватьЦитироватьИ что происходит раньше: разрыв нижних силовых связей или открытие замка верхних связей? :wink:
Должно быть как у Р-7: сначала нижние рвутся, потом верх :roll:
Верх - это шаровый оголовок, вставленный в цангу. Если сначала разорвать нижние связи, то есть риск удара боковым блоком по центральному. Точно сказать не могу (не помню), но разрыв нижних связей и раскрытие цангового замка верхней должны производиться по меньшей мере одновременно.
ЦитироватьЭто что значит 8,913 сек вторая ступень гасила возмущения от разделения с первой и только тогда включила свой МД?
Не просто гасила, а меедленно летела на 8-тонном рулевичке ;)
При разделении последней ступени РН и космического корабля «Восток-1» по докладу Ю.А. Гагарина корабль получил возмущения и начал вращаться.
Космонавты первых «Союзов» сообщали о жестком отделении КК от РН.
И надо сказать, что почти все КА при отделении от РН получают пинок сзади. От чего это происходит?
ЦитироватьПри разделении последней ступени РН и космического корабля «Восток-1» по докладу Ю.А. Гагарина корабль получил возмущения и начал вращаться.
Космонавты первых «Союзов» сообщали о жестком отделении КК от РН.
И надо сказать, что почти все КА при отделении от РН получают пинок сзади. От чего это происходит?
Пиротолкатели?
Так вроде бы пружинные? :roll:
Может торкнуть от импульса пиротехнических устройств отделения объектов с учетом упругих деформаций посадочных мест крепления.
Глонассы вообще под 24 град/сек. закручиваются.
В процессе отделения КА получает угловые возмущения относительно центра масс за счет эксцентриситета центра масс объекта и ошибок угловой стабилизации последней ступени в момент отделения КА.
ЦитироватьПри разделении последней ступени РН и космического корабля «Восток-1» по докладу Ю.А. Гагарина корабль получил возмущения и начал вращаться.
Космонавты первых «Союзов» сообщали о жестком отделении КК от РН.
И надо сказать, что почти все КА при отделении от РН получают пинок сзади. От чего это происходит?
Если речь всё же о закрутке, то кроме эксцентриситета массы есть ещё и разность усилий со стороны самих толкателей. Более того - с учетом известного заранее смещения ц.м. даже усилия на толкателях выбирают разными - само собой, с определенной погрешностью, которая себя и проявляет.
В свое время при разработке систем отделения крупных коммерческих КА от РБ помучились, разрабатывая систему с минимальным возмущением. ЕМНИП, сейчас это что-то вроде двух одинаковых цилиндрических элементов с поребриком, соединенных торцами, вплотную как раз на этих поребриках, которые по кругу охвачены стягивающими полукольцами.
В общем, отделение двух полуколец обеспечивает освобождение КА с минимально возможными возмущениями. Дело за малым - оттянуть РБ от КА за счет работы микродвигателей.
В результате угловое возмущение КА - только от изначального, непогашенного у связки еще до начала разделения.
ЦитироватьУ Энергии параблок отделялся при условии перехода двигателей блоков А на конечную ступень тяги, разрыва нижних связей блоков А к блоку Ц, отставания параблоков от Ц, выхода из замков верхних частей блоков А, включения РДТТ увода параблоков.
(http://s59.radikal.ru/i163/0807/d7/d21a8c1ab4d5.jpg) (http://www.radikal.ru)
Параблок делился на блоки разрывом верхних и нижних связей между блоками и включением РДТТ разделения параблоков на моноблоки
(http://s42.radikal.ru/i095/0807/bc/ea58a6e5809e.jpg) (http://www.radikal.ru)
По-моему, неправильно. По крайней мере, неправильно показаны факелы РДДТ - там, где РДТТ реально нет. Разведение блоков А из параблоков производится той связкой РДТТ, которая расположена в районе ц.м. пустого блока А.
А вот циклограмма разведения, здесь же показано, где расположены РДТТ увода:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5896.jpg)
Сначала включаются РДТТ группы А - по два блока сверху и снизу на каждом блоке А. В каждом блоке РДТТ по два двухсопловых блока.
Эти РДТТ дают основной импульс отвода.
Через короткую паузу включаются РДТТ группы Б - они расположены только на тех блоках А, которые находятся со стороны ПН и их сопла развернуты таким образом, чтобы дать продольный закручивающий момент - для гарантированного отведения параблоков от крылышек Бурана. Эти РДТТ также состоят из двух 2-сопловых двигателей, только скомпонованы они не в прамоугольную связку, а в линию. Одна связка установлена на конусе обтекателя блока А, другая - внизу, на двигательном отсеке.
Через 30 сек. срабатывают РДТТ, которые разводят блоки А друг от друга. Если судить по фотографиям - это такие же блоки из двух 2-сопловых РДТТ - по одной связке на каждом блоке А. Кстати, на рисунках, которые привел Вован они хорошо видны.
Спасибо! Давайте посчитаем места расположения 11 РДТТ отделения параблоков
ЦитироватьСпасибо! Давайте посчитаем места расположения 11 РДТТ отделения параблоков
Если я правильно посчитал, их не 11, а 12.
Зачем считать-то? Есть же чертежи.
Поправочка - ан нет, ошибся. РДТТ из группы Б, расположенный снизу - он один двух сопловой (исходя их предположения, что они там все однотипные), то есть всего получается 10 РДТТ для отведения параблока и еще 4 для разведения блоков А из состава параблоков (по 2 на каждой боковушке).
ЦитироватьГлонассы вообще под 24 град/сек. закручиваются.
Закручиваются еще и от разновременности срабатывания устройств отделения КА, воздействия сил от контактных датчиков отделения и командных датчиков, установленных на посадочных местах КА
Разделение КА и блока И РН «Союз» с вскрытием бака окислителя и выбросом газов наддува через реактивное сопло. В результате блок И уводится с закруткой
(http://s52.radikal.ru/i135/0807/6a/7fa141e57d9b.jpg) (http://www.radikal.ru)
«Горячее» разделение блоков А и Б ракеты-носителя Н1
(http://s39.radikal.ru/i086/0807/dc/758a84eae40b.jpg) (http://www.radikal.ru)
«Теплое» разделение ступеней Р-36 или РН "Циклон": выключены двигатели первой ступени, включены рулевые двигатели второй ступени, сработали разрывные болты между ступенями, включены тормозные РДТТ отделяемой ступени
(http://s56.radikal.ru/i153/0807/0e/ba451b2be49a.jpg) (http://www.radikal.ru)
Всё-таки надо 1ст просто "отдувать" второй. Чтобы на массе тормозных двигателей экономить :roll:
Есть подозрение, что масса клапана сброса с патрубком может оказаться больше, чем РДТТ такой же тяги ;).
Да ну! :shock:
А РДТТ минимум два. Неужели тяжелее двух? :lol:
При торможении сбросом газов наддува нужно только сопло и клапан, а для РДТТ помимо сопла нужен еще корпус и топливо, так что первый вариант легче.
ЦитироватьВсё-таки надо 1ст просто "отдувать" второй. Чтобы на массе тормозных двигателей экономить :roll:
Тогда нужно сразу запускать маршевый двигатель, усиливать теплозащитный экран на 1-й ступени и однозначно ставить ферму, что экономию может свести на нет, да и для 1-й ступени массовое совершенство не столь важно.
ЦитироватьЦитироватьВсё-таки надо 1ст просто "отдувать" второй. Чтобы на массе тормозных двигателей экономить :roll:
Тогда нужно сразу запускать маршевый двигатель, усиливать теплозащитный экран на 1-й ступени и однозначно ставить ферму, что экономию может свести на нет, да и для 1-й ступени массовое совершенство не столь важно.
Применительно к схеме «тандем» с «горячим» разделением ступеней аэродинамическая компоновка ракеты-носителя также влияет на ее основные характеристики через силовое и тепловое воздействие струй работающих двигателей последующей ступени на собственную донную часть и на отражательное устройство ракетного блока предыдущей ступени. Для запуска двигателей последующей ступени должно быть выдержано определенное минимальное расстояние между срезом сопел двигателей ракетного блока последующей ступени и отражательным устройством ракетного блока предыдущей ступени. Длина переходного отсека и абсолютная величина силового и теплового воздействия струй двигателей на отражательное устройство и днище ракетных блоков зависят от формы отражательного устройства. При неизменной форме отражательного устройства увеличение расстояния приводит не только к уменьшению силового и теплового воздействия струй двигателей на днище и отражательное устройство двух последовательно соединенных ракетных блоков и массы их конструкции, но и к увеличению длины и массы переходного отсека и, следовательно, к увеличению общей длины ракеты-носителя и изменению ее обводов; это вызывает иное распределение нормальных аэродинамических сил по длине корпуса РН и управляющих усилий, обеспечивающих ее устойчивое движение, что приводит к увеличению изгибающего момента, действующего на РН в полете, и массы ее конструкции.
И как показывает практика, горячее разделение применялось только там, где ставить рулевик было нецелесообразно.
ЦитироватьПри торможении сбросом газов наддува нужно только сопло и клапан, а для РДТТ помимо сопла нужен еще корпус и топливо, так что первый вариант легче.
И что тогда мешает ставить такой вариант ВЕЗДЕ ?
Ключевой была фраза "той же тяги" ;)
Когда газы наддува не способны обеспечить требуемый импульс, способ и не применяют, а масса тут ни при чем.
А если 1ст просто разворачивать на 90 градусов? Импульс на это должен быть меньше. При длине, скажем, 20 м. получаем 10 м. удаления. + её аэродинамическое сопротивление вырастет. Только она наверное двигателем вперёд дальше захочет разворачиваться :roll:
А ступень и так часто разворачивают, в т.ч. и с помощью РДТТ. Пока нижняя ступень сделает оборот, верхняя или КА успеют удалиться на безопасное расстояние, а импульс последействия во время оборота обеспечит дополнительный увод нижней ступени.
Новости Роскосмоса
07-08-2008 Установлена причина аварии при третьем пуске РН Falcon I
Причиной аварии при третьем пуске РН Falcon I был неправильный учет импульса последействия нового двигателя Merlin-1C первой ступени, сообщил руководитель компании SpaceX Элон Маск. По его словам, в ходе пуска 2 августа первая ступень и ее двигатель Merlin-1C с регенеративным охлаждением отработали штатно, в заданный момент прошло разделение ступеней и включение двигателя 2-й ступени. Если бы разработчики предусмотрели более длинную паузу между командами на выключение двигателя первой ступени и на разделение, полет продолжился бы нормально. Однако при выбранной циклограмме импульса последействия оказалось достаточно, чтобы первая ступень догнала вторую и ударила ее, что привело к аварийному завершению полета.
ЦитироватьНовости Роскосмоса
07-08-2008 Установлена причина аварии при третьем пуске РН Falcon I
Причиной аварии при третьем пуске РН Falcon I был неправильный учет импульса последействия нового двигателя Merlin-1C первой ступени, сообщил руководитель компании SpaceX Элон Маск. По его словам, в ходе пуска 2 августа первая ступень и ее двигатель Merlin-1C с регенеративным охлаждением отработали штатно, в заданный момент прошло разделение ступеней и включение двигателя 2-й ступени. Если бы разработчики предусмотрели более длинную паузу между командами на выключение двигателя первой ступени и на разделение, полет продолжился бы нормально. Однако при выбранной циклограмме импульса последействия оказалось достаточно, чтобы первая ступень догнала вторую и ударила ее, что привело к аварийному завершению полета.
Значит, скоро полетит? :) Если дело только в этом...
ЦитироватьНовости Роскосмоса
07-08-2008 Установлена причина аварии при третьем пуске РН Falcon I
Причиной аварии при третьем пуске РН Falcon I был неправильный учет импульса последействия нового двигателя Merlin-1C первой ступени, сообщил руководитель компании SpaceX Элон Маск. По его словам, в ходе пуска 2 августа первая ступень и ее двигатель Merlin-1C с регенеративным охлаждением отработали штатно, в заданный момент прошло разделение ступеней и включение двигателя 2-й ступени. Если бы разработчики предусмотрели более длинную паузу между командами на выключение двигателя первой ступени и на разделение, полет продолжился бы нормально. Однако при выбранной циклограмме импульса последействия оказалось достаточно, чтобы первая ступень догнала вторую и ударила ее, что привело к аварийному завершению полета.
Прямо как специально подготовленный пример для данной темы :lol:
ЦитироватьВсё-таки надо 1ст просто "отдувать" второй. Чтобы на массе тормозных двигателей экономить :roll:
Это сложный спор, во многом идеологический.
Добавлю, что как правило перед разделением стоит еще проблема безопасного вывода сопел из заглубления.
А исходя из каких соображений можно подсчитать тягу тормозных РДТТ на сбрасываемой ступени, если рассмотреть самый простой пример - соосное разделение 1 и 2 ст. тандема?
Исходя из остаточной тяги и импульса последействия ДУ 1-й ступени и требуемой скорости ее увода от 2-й. Соответственно для тормозных двигателей важна не только тяга, но и суммарный импульс тяги.
+
Важнее импульс РДТТ. Ограничивается снизу обычно требованием разойтись не менее заданного расстояния за заданное время, с учетом импульса последействия двигателей отделяемой ступени. По самому минимуму - "чтоб не догнало", но обычно ограничения сильнее.
И сверху массой/размерами и вносимыми возмущениями, в первую очередь.
В принципе на величину тяги тоже накладываются ограничения, но они как правило выполняются. РДТТ торможения обычно довольно сильны и работают недолго.
Спасибо за помощь. Разобрался, все получилось... Мне этот вопрос нужно было подробно рассмотреть в дипломном проекте. Тема - "Проектирование РН тяжелого класса". Сегодня защитился на 4. :)
Вставлю вои 5 копеек.
http://www.youtube.com/watch?v=gHErfpt85v4
07:19 - 07:33
разделение H-IIA
ЦитироватьСпасибо за помощь. Разобрался, все получилось... Мне этот вопрос нужно было подробно рассмотреть в дипломном проекте. Тема - "Проектирование РН тяжелого класса". Сегодня защитился на 4. :)
Подробности работы - в студию :) .
ЦитироватьСпасибо за помощь. Разобрался, все получилось... Мне этот вопрос нужно было подробно рассмотреть в дипломном проекте. Тема - "Проектирование РН тяжелого класса". Сегодня защитился на 4. :)
А проставиться? :)
Везьмем текстом диплома :)
ЦитироватьСпасибо за помощь. Разобрался, все получилось... Мне этот вопрос нужно было подробно рассмотреть в дипломном проекте. Тема - "Проектирование РН тяжелого класса". Сегодня защитился на 4. :)
Поздравления! Кто в комиссии был из "преподов"?
По заданию проектируемая РН должна выводить нагрузку массой 30 т на круговую орб. 400 км. И вот что получилось:
(http://s52.radikal.ru/i137/0902/af/cbe876fbe261.jpg)
Характеристики такие:
Стартовая масса 744 т.
3-х ступенчатый тандем с холодным разделением ступеней
Топливо:
1 ступень - жидкий кислород-керосин
2 ступень - жидкий кислород-жидкий водород
3 ступень - жидкий кислород-жидкий водород
Тяговооруженность:
1 ст - 1,14
2 ст. - 0,71
3 ст. - 0,76
Длина - прим. 72 м.
Диаметр 1 и 2 ст. -5,5 м
3 ст. - 3,7 м
ГО - 5 м.
Объем ГО - около 100 куб. м.
Вот компоновка:
(http://s50.radikal.ru/i127/0902/a4/73cbaa1408ad.jpg)
По блокам 1, 2, 3 ступени соответственно:
(http://s59.radikal.ru/i165/0902/28/cbaeb7ccd1e7.jpg)
(http://s60.radikal.ru/i167/0902/54/5607e2783139.jpg)
(http://s53.radikal.ru/i139/0902/f7/87f9ec918299.jpg)
А насчет комиссии могу сказать что состав довольно серьезный был. Всего 11 человек, из них 7 из ЦСКБ Прогресс. А именно зам. ген. коструктора, зам. главного инженера, начальки отделений и отделов, и просто специалисты по прочности, баллистике...
Ко мне вопросы именно по прочности были. В частности такие замечания как устойчивость баков с водородом, где давление наддува не может компенсировать сжимающие силы;
изменение диаметра переходного отсека 2 и 3 ступени ну и т.д. Еще пару слабых мест нашли)
ЦитироватьВ частности такие замечания как устойчивость баков с водородом, где давление наддува не может компенсировать сжимающие силы;
Это еще почему? :shock:
Ну ведь давление наддува бака с водородом меньше, чем с керосином, например, поэтому нужно ставить подкрепляющие элементы: местные утолщения обечайки и т.д.
Я не прав? :oops:
ЦитироватьНу ведь давление наддува бака с водородом меньше, чем с керосином, например, поэтому нужно ставить подкрепляющие элементы: местные утолщения обечайки и т.д.
Я не прав? :oops:
Давление наддува должно быть не меньше определенного (из условий бескавитационной работы насосов ТНА) значения. А верхнюю границу можно устанавливать произвольно, руководствуясь соображениями минимальной массы конструкции, простоты и стоимости РН.
ЦитироватьЕще пару слабых мест нашли)
Жуткая тяговооруженность на старте :)
И что за двигатель тягой 848 т? Вулкановская модификация РД-170, как ее там?
И на 2-й ступени тяга маловата, что там за двигатель?
Вобще развесовочку бы по ступеням.
ЗЫ. Дмитрию 3-ступенчатый полуводородник - нож в сердце :)
Хотя, конечно мощно задвинуто...
1 ступень - 548.7 т.
Топливо - 509.5 т
2 ступень - 126.5 т.
Топливо - 115.9 т.
3 ступень - 39.1 т.
Топливо - 34.7
Плюс ПН 30 т.
По поводу двигателей... На первую ступень РД-171М, они чуть помощнее 170, на вторую РД-0120, а на третью - существующий двигатель не удалось подобрать, т.к. сложно было найти достаточно информации. Пусть это будет серьезная доработка РД-704 (хотя насколько я знаю он трехкомпонентный).
А почему на водородных ступенях днище баков совмещенное? Там же большая разница по температурам, нет? Разве где-то применялись такие решения? Или это наоборот выгодно, потому что теплоизоляция днища между водородом и кислородом по идее тоньше, чем между водородом и внешним воздухом?
ЦитироватьА почему на водородных ступенях днище баков совмещенное? Там же большая разница по температурам, нет? Разве где-то применялись такие решения? Или это наоборот выгодно, потому что теплоизоляция днища между водородом и кислородом по идее тоньше, чем между водородом и внешним воздухом?
Разница в t по любому меньше, чем у пары ЖК+керосин. А насчет применения - вспомните Сатурн-5 (2, 3 ступень) и Центавр. Там, как раз совмещенные днища. Но даже и для ЖК и керосина совмещенные днищва применяются - Атлас (до 3-го включительно) и Фальконы от Маска.
Цитировать1 ступень - 548.7 т.
Топливо - 509.5 т
2 ступень - 126.5 т.
Топливо - 115.9 т.
Совершенство 0,084 для такой небольшой водородной ступени?
У энергиевской водородной ступени (примерно такого же размера) для ранней ЦиХовской Ангары совершенство было 0,11 и потом решили, что даже завысили. В смысле - должно было быть хуже :)
Цитировать3 ступень - 39.1 т.
Топливо - 34.7
Еще более оптимистично...
Для водородной ступени такого размера - порядка 0,14 в лучшем случае. ЦиХ рисует КВТК "под обтекатель" с таким совершенством. А тут - нормальная ступень...
УКВБ Мнач 51 т получался 7 т сухого веса.
ЦитироватьПлюс ПН 30 т.
Так. Получается 126,5+39,1+30 = 195,6 т в начале работы 2-1 ступени. Тяговооруженность 0,71 = тяга 139 тс. Это что за двигатель такой? Туда в самый раз РД-0120 с его 190 тс (и 3,5 т сухого веса :)).
ЦитироватьПо поводу двигателей... На первую ступень РД-171М, они чуть помощнее 170,
угу... на 5%.
850 т у него будет разве что пустотный импульс, а не земной ;)
Цитироватьна вторую РД-0120,
дык у него тяга номинальная 190 тс в вакууме. А можно и 200 без проблем. Откуда тогда тяговооруженность 0,71???
Цитироватьа на третью - существующий двигатель не удалось подобрать, т.к. сложно было найти достаточно информации.
Ну дык! :)
А гугль на что? А форум НК зачем? :)
Есть же новый Фэйри! Который РД-0146.
4 штуки туда и будет все пучком. А 5 - вообще замечательно.
ЦитироватьПусть это будет серьезная доработка РД-704 (хотя насколько я знаю он трехкомпонентный).
Только не это! :)
Тогда лучше уж 3 РД-180, в такой диаметр должны влезть треугольником (типа как на Циклоне).
ЦитироватьРазница в t по любому меньше, чем у пары ЖК+керосин. А насчет применения - вспомните Сатурн-5 (2, 3 ступень) и Центавр. Там, как раз совмещенные днища. Но даже и для ЖК и керосина совмещенные днищва применяются - Атлас (до 3-го включительно) и Фальконы от Маска.
Да-да, уже посмотрел, спасибо :)
(Когда меня учили (Военмех), наши преподаватели очень осторожно относились к совмещенным днищам, вот я и засомневался. Там еще всякие проблемы всплывают со сложностями прочностных расчетов, с зависимостью наддувов баков и т.п.)
Имха у меня такая, что вопрос только в расстоянии между днищем и зеркалом в нижнем баке. А через газовую подушку теплопередача слабая.
По поводу масс ступеней и топлива могу сказать, что это считалось в маткаде с помощью целевой функции, решение которой сводилось к тому, чтобы минимизировать значение параметра = отношение массы блока к массе ПН, при налачии ограничений:
1. заданная масса пн
2. потребная скорость
3. уд. импульс каждой ступени
4. ограничения по числу Циолковского и конструктивной характеристике
результатом расчетаи и является оптмальное распределение масс по ступеням
Цитировать...
2. потребная скорость
....
Потребная ХС - константа?
Да, константа. Это первое что расчитывалось в проекте.
ЦитироватьДа, константа. Это первое что расчитывалось в проекте.
В таком случае, это ошибка. Потребная ХС не является постоянной - это функция высоты и наклонения орбиты, тяговооруженности ступеней, аэродинамических характеристик (в простоте - нагрузки на мидель), удельного импульса ДУ и т.п.
Мм.. Я наверно неправильно выразился. В начале считал потребную характеристическую скорость, необходимую для вывода КА на заданную орбиту. При этом потери на аэродинамику и т.д. берутся приближенно. И после определения стартовой массы, компоновки считается скорость, в которой уже полностью учитываются потери на сопротивление трения, давления, время работы ступеней и все остальные параметры, которые уже известны к тому моменту.
ЦитироватьЦитироватьРазница в t по любому меньше, чем у пары ЖК+керосин. А насчет применения - вспомните Сатурн-5 (2, 3 ступень) и Центавр. Там, как раз совмещенные днища. Но даже и для ЖК и керосина совмещенные днищва применяются - Атлас (до 3-го включительно) и Фальконы от Маска.
Да-да, уже посмотрел, спасибо :)
(Когда меня учили (Военмех), наши преподаватели очень осторожно относились к совмещенным днищам, вот я и засомневался. Там еще всякие проблемы всплывают со сложностями прочностных расчетов, с зависимостью наддувов баков и т.п.)
Судя по Маску еще появляются ограничения на время предстартовой подготовки, ибо керосин мерзнет и его надо сливать и доливать теплого.
Что-то из-за меня оффтоп получился небольшой :)
Если все-таки вернуться к теме, хотел кое-что спросить..
Насколько оправдано использование удлиненного кумулятивного заряда для сбрасывания например хвостовых отсеков ступеней? Используются ли такие сейчас?
ЦитироватьПо поводу масс ступеней и топлива могу сказать, что это считалось в маткаде с помощью целевой функции, решение которой сводилось к тому, чтобы минимизировать значение параметра = отношение массы блока к массе ПН, при налачии ограничений:
1. заданная масса пн
2. потребная скорость
3. уд. импульс каждой ступени
4. ограничения по числу Циолковского и конструктивной характеристике
результатом расчетаи и является оптмальное распределение масс по ступеням
С распределением масс по ступеням все нормально. Вопрос в массовом совершенстве водородных ступеней. 0,084 и 0,115 слишком оптимистично. Причем, надеюсь, топливо это вообще, а не РЗТ?
И с тягой двигателей там что-то напутано.
Хотя в целом приятно выглядит :)
А почему круговая 400 км? РН для запуска модулей ОС? :)
ЗЫ. Еще в качестве мелких придирок:
ГО непропорционально короткий. Диаметр 5,5 м хорош, но проблематичен при транспортировке. 3 ступени на в общем-то низкую околоземную - излишне, особенно с водородом.
ЦитироватьЧто-то из-за меня оффтоп получился небольшой :)
Наоборот! :)
ЦитироватьЕсли все-таки вернуться к теме, хотел кое-что спросить..
Насколько оправдано использование удлиненного кумулятивного заряда для сбрасывания например хвостовых отсеков ступеней? Используются ли такие сейчас?
Как на Сатурне?
ЦитироватьМм.. Я наверно неправильно выразился. В начале считал потребную характеристическую скорость, необходимую для вывода КА на заданную орбиту. При этом потери на аэродинамику и т.д. берутся приближенно. И после определения стартовой массы, компоновки считается скорость, в которой уже полностью учитываются потери на сопротивление трения, давления, время работы ступеней и все остальные параметры, которые уже известны к тому моменту.
Тут вот какое дело. Во-первых, потребная ХС (в отличие от располагаемой, которая зависит только от пустотного УИ двигателей и рабочих запасов топлива) сильно зависит от тяговооруженностей ступеней. Минимум потребной ХС, например, достигается при тяговооруженности 1-й ступени примерно 3-3,5. Что касается, максимума относительной массы ПГ, то он достигается при тяговооруженностях ступеней с ЖРД:
- первой - примерно 1,8-2,5 (в зависимости от параметров двигателя)
- второй - примерно 0,9-1,1
- третьей - 0,6-0,8
Разумеется, в каждом случае надо считать. В Вашем проекте, тяговооруженности, скорее, соответствуют случаю оптимизации по критерию тяговой отдачи.
ЦитироватьНасколько оправдано использование удлиненного кумулятивного заряда для сбрасывания например хвостовых отсеков ступеней? Используются ли такие сейчас?
У линейных устройств разделения (типа УКЗ и т.п.) имеется существенный недостаток - довольно большая масса погонного метра (для ГТК Энергии, емнип, порядка 10 кг/м). С другой стороны, применение ЛУР позволяет равномернее, по срвынению с точечным соединением (например, пироболтами), распределить нагрузки, действующие на корпус РН и сэкономить массу еконструкции. Если эта экономия превышает весовые издержки, связанные с применением ЛУР, то они целесообразны.
(http://s52.radikal.ru/i137/0902/af/cbe876fbe261.jpg)
Ламмерский вопрос - а не проще 3ю ступень сделать того же диаметра что обтекатель и 2я ступень? ну, с аэродинамики хотябы.
ЦитироватьНу ведь давление наддува бака с водородом меньше, чем с керосином, например, поэтому нужно ставить подкрепляющие элементы: местные утолщения обечайки и т.д.
Я не прав? :oops:
Ну тут просто так говорить нельзя.... надо сравнить с сжимающими усилиями растяжение от давления.... а на разницу от них считать обечайку на устойчивость....
Цитироватьа не проще 3ю ступень сделать того же диаметра что обтекатель и 2я ступень?
Можно было, но при данном объеме топлива и таком диаметре бак горючего вырождается в чечевицеобразный. Я посчитал, что так будет лучше.
А вообще хотел бы поблагодарить всех за критику. :) Приятно услышать мнения профессионалов. Жалко что я так поздно сюда обратился, надо было это в ноябре-декабре сделать...
ЦитироватьЦитироватьа не проще 3ю ступень сделать того же диаметра что обтекатель и 2я ступень?
Можно было, но при данном объеме топлива и таком диаметре бак горючего вырождается в чечевицеобразный. Я посчитал, что так будет лучше.
Ну, почему же? При диаметре 5,5 м, заправке топливом примерно 35,5 т (РЗТ+остатки+достартовый расход) и соотношении компонентов 6:1, длина обечайки бака ЖВ составит примерно 3,4 м. Т.е. при совмещенных днищах чечевицы и близко не будет.
Дмитрий, автор видимо оговорился, думаю он имел ввиду бак кислорода
ЦитироватьДмитрий, автор видимо оговорился, думаю он имел ввиду бак кислорода
Да, но там совмещенные днища - все равно останется цилиндрическая обечайка длиной 1,2-1,3 м.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьа не проще 3ю ступень сделать того же диаметра что обтекатель и 2я ступень?
Можно было, но при данном объеме топлива и таком диаметре бак горючего вырождается в чечевицеобразный. Я посчитал, что так будет лучше.
Ну, почему же? При диаметре 5,5 м, заправке топливом примерно 35,5 т (РЗТ+остатки+достартовый расход) и соотношении компонентов 6:1, длина обечайки бака ЖВ составит примерно 3,4 м. Т.е. при совмещенных днищах чечевицы и близко не будет.
Пардон, не учел объема двух днищ. Но, все равно - с учетом днищ длина обечайки метра полтора будет, если радиус днищ принять, скажем, 3,3 м.
30-тонник с РД-171М и РД-0120 в моем представлении (2 ступени):
(http://i019.radikal.ru/0902/3c/ab595202c928.jpg) (http://www.radikal.ru)
А под обтекателем BigПрогресс ? :)
Хорош!
Вот это действительно Суперзенит. Удалось уложиться в 600т?
А диаметр 5,5м?
Класс! Вот именно о таком носителе я и мечтаю.
Да такой бы, да вместо "Ангары"...
Вместо той, первой! :roll:
ЦитироватьХорош!
Вот это действительно Суперзенит. Удалось уложиться в 600т?
А диаметр 5,5м?
590 т стартовая. Диаметр, да, 5,5 м.
А сколько вторая? 150т?
ЦитироватьА сколько вторая? 150т?
Launch mass 590000,0
Payload 30994,71596
I II
Full mass 412528,67 142476,61
Empty mass 36551,08 16043,78
Isp (atm) (s) 308,27 454,7
Isp (vac) (s) 336 454,7
Thrust (vac) (t) 854,56 190
Fuel consumption 2543,33 417,86
Throttle -
Старт из Восточного. Орбита 130х440 км (выведение в перигей) наклонением 51,6 град. Масса ГО 4000 кг, сброс на 180 с.
ЦитироватьА под обтекателем BigПрогресс ? :)
Да, что-то вроде грухзового контейнера с собственным ПАО.
Кстати, укороченная модификация (с РД-180 вместо РД-171 на первой, и парочкой 11Д57М - на второй ступени) могла бы стать пилотируемым носителем. Поскольку 11Д57М мертв, можно было бы создать (на базе заделов по РД-0120 и тому же 57-му) водородный 80-тонник.
Тогда, наверное, не укороченная, а что-то типа 4.1 м?
А смысл вводить ещё один диаметр?
Да уж лучше новый диаметр, чем новый двигатель. 2-я ступень от Зенита прямо-таки напрашивается для 15-тонника, но водородный бог не дает идти простым путем.
Я о первой ступени. Вторую можно и меньшего диаметра сделать.
Кстати можно и побольше чем у Зенита (140т вполне). Ведь ограничение по длине снято за счёт более короткой первой ступени большого диаметра. И думаю поболее 15т будет.
Чевой-то тяга у РД171 крутовата. :roll:
ЦитироватьЧевой-то тяга у РД171 крутовата. :roll:
Форсирован до 784 тс у земли.
Я о тяге в вакууме. У РД-180 424 тс, у РД-172-848 тс. Круче чем у РД-191?
ЦитироватьЯ о тяге в вакууме. У РД-180 424 тс, у РД-172-848 тс. Круче чем у РД-191?
Я задавался при расчете стартовой тягой 784 тс и коэф-том высотности 1,09: 784*1,09=854,5 тс
Понял. Кстати насчёт керосиновой второй ступени в 150т я погорячился. При использовании РД-120 и РД-0110Р ступень видимо будет около 110т, а ПН 16т.
ЦитироватьПонял. Кстати насчёт керосиновой второй ступени в 150т я погорячился. При использовании РД-120 и РД-0110Р ступень видимо будет около 110т, а ПН 16т.
Это можно посчитать.
Дмитрий, а вот в баках водорода и кислорода баллоны для системы наддува, если я правильно понял? Мне кажется в этом случае можно сэкономить на массе, если сделать наддув парами компонента, пропустив через газификатор в хвостовом отсеке, а до бака вести через кожух по корпусу носителя..
А ГО оживального типа? По-моему самые дорогие в производстве..
А в целом конечно здоровский проект, мне понравилось! :D
Бак ЖВ конечно водородом наддувают. А вот остальные гелием из шар-баллонов.
ЦитироватьА смысл вводить ещё один диаметр?
Чтобы начать делать, наконец, нормальные ракеты!
дубль
ЦитироватьДмитрий, а вот в баках водорода и кислорода баллоны для системы наддува, если я правильно понял? Мне кажется в этом случае можно сэкономить на массе, если сделать наддув парами компонента, пропустив через газификатор в хвостовом отсеке, а до бака вести через кожух по корпусу носителя..
А ГО оживального типа? По-моему самые дорогие в производстве..
А в целом конечно здоровский проект, мне понравилось! :D
1)На первой ступени - наддув баков ЖК и керосина - гелием. Гелий хранится в шар-баллонах высокого давления, погруженных в ЖК (это снижает массу). На 2-й ступени: бак ЖВ наддувается газифицированным водородом (предстартовый наддув - гелием от наземной системы), бак ЖК - гелием. Шар-баллоны погружены в бак ЖВ. Подобная система наддува обеспечивает минимальную конечную массу ракетных блоков.
ЦитироватьЯ о тяге в вакууме. У РД-180 424 тс, у РД-172-848 тс. Круче чем у РД-191?
Кстати, РД-172 (14Д20) в окончательном (а может быть, в одном из промежуточных) варианте имел другие параметры: ниже пустотный УИ (примерно 335 с), больше стартовая тяга (примерно 860 тс). Согласно Б.И.Губанову, это был практически новый двигатель.
ЦитироватьДмитрий, а вот в баках водорода и кислорода баллоны для системы наддува, если я правильно понял? Мне кажется в этом случае можно сэкономить на массе, если сделать наддув парами компонента, пропустив через газификатор в хвостовом отсеке, а до бака вести через кожух по корпусу носителя..
А ГО оживального типа? По-моему самые дорогие в производстве..
А в целом конечно здоровский проект, мне понравилось! :D
Оживальная носовая часть ГО обеспечивает минимальное сопротивление, минимальные тепловые потоки (большой радиус кривизны в критической точке) и более "полные" обводы ГО (более рациональное использование внутренних объемов). Все вместе по идее обеспечивает минимум массы конструкции. Для композитных конструкций оживальная форма даже проще, чем коническая (не нужен перегибной шпангоут в месте перехода от цилиндра в оживало, а для конуса нужен). Даже для металлических конструкций типа ГТК Энергии использовался оживальный носовой обтекатель.
дубль
ЦитироватьДмитрий, а вот в баках водорода и кислорода баллоны для системы наддува, если я правильно понял? Мне кажется в этом случае можно сэкономить на массе, если сделать наддув парами компонента, пропустив через газификатор в хвостовом отсеке, а до бака вести через кожух по корпусу носителя..
Ну, керосин своими парами не наддувают, а что касается кислорода -то тут есть нюанс.
Во-первых, перед запуском движка нужно сразу высокое давление получить, так что какие-то баллоны на наддув уже нужны.
Во-вторых, у водородной ступени с совмещёнными днищами наддув горячим газом приведёт к прогреву днища и трубопровода с ЖВ, что чревато неприятностями. А сам разогретый газ наддува (кислород) будет охлаждаться и конденсироваться, существенно снижая давление.
А в третьих, кислород газ тяжёлый, особенно при высоком давлении, и гелиевая система для больших ступеней выходит даже выигрышнее по массе.
дубль удалён[/size]
дубль удалён[/size]
дубль
Мужики поудаляйте дубли сообщений, пожалуйста.
З.Ы.: Спасибо! :wink:
Наглядное сравнение двух 30-тонников - "Водородная Ангара" и "5,5-метровый моноблок" рядом:
(http://s40.radikal.ru/i088/0902/c7/7cdcae21e6a8.jpg) (http://www.radikal.ru)
Само собой, под калибр 5,5 надо спецсамолёт. Взять "Руслан", убрать все лишнее: подьём носа, присаживание при загрузках, второй салон, жёсткий пол под бронетехнику, кранбалку. И "ПОЕХАЛИ".
ЦитироватьСамо собой, под калибр 5,5 надо спецсамолёт. Взять "Руслан", убрать все лишнее: подьём носа, присаживание при загрузках, второй салон, жёсткий пол под бронетехнику, кранбалку. И "ПОЕХАЛИ".
А центроплан? :roll:
Я же с умыслом предлагаю. Внутри сквозная труба жестко соединённая с фюзеляжем. Только при такиж размерах термокомпенсаторы наверно необходимы. Авиаконструкторы - реально или нет? Иначе прийдётся калибр уменьшать.
Ракетные секции вкатывают по роликам. Мечтаю, что с такого самолёта и сквозной старт получится.
ЦитироватьЯ же с умыслом предлагаю. Внутри сквозная труба жестко соединённая с фюзеляжем. Только при такиж размерах термокомпенсаторы наверно необходимы. Авиаконструкторы - реально или нет? Иначе прийдётся калибр уменьшать.
Ракетные секции вкатывают по роликам. Мечтаю, что с такого самолёта и сквозной старт получится.
Сквозной старт - это что-то типа воздушной подлодки с выпуском ракеты на марше? :)
Ближе взлёт с авианосца.
ЦитироватьЦитироватьа не проще 3ю ступень сделать того же диаметра что обтекатель и 2я ступень?
Можно было, но при данном объеме топлива и таком диаметре бак горючего вырождается в чечевицеобразный. Я посчитал, что так будет лучше.
А можно в картике пример? гугл чего только не даёт на это слово. :oops:
Чечевицеобразный бак не имеет цилиндрической обечайки и образован верхним и нижним сферическими днищами с радиусом большим радиуса ступени. Такой формы были, например, кислородные баки 2-й и 3-й ступеней Сатурна-5.
ЦитироватьЧечевицеобразный бак не имеет цилиндрической обечайки и образован верхним и нижним сферическими днищами с радиусом большим радиуса ступени. Такой формы были, например, кислородные баки 2-й и 3-й ступеней Сатурна-5.
А также бак "Г" 2-й ступени "Блэк Эрроу".
ЦитироватьЧечевицеобразный бак не имеет цилиндрической обечайки и образован верхним и нижним сферическими днищами с радиусом большим радиуса ступени. Такой формы были, например, кислородные баки 2-й и 3-й ступеней Сатурна-5.
spasibo