Форум Новости Космонавтики

Прошу понять меня правильно! :)

Какова грузоподъёмность Сатурна-5 на низкую - подчёркиваю - околоземную орбиту?

Можно идти от реально выведенных масс. Скайлэб, помнится, был около 90 тонн. То есть, грузоподъёмность - 90 тонн? Связка для полёта к Луне весила до 145 тонн - значит, 145 тонн? Но связка - штука специфическая; это не произвольный груз, который можно, например, доставить заказчику - третья ступень использовалась для довывода на орбиту, при этом она входит в РН - а если вычесть массу 3-й ступени, остаётся сколько там, 65 тонн?..

Немного отойдя в сторону - какова грузоподъёмность сегодняшнего Протона? ЦиХ клянётся, что 21 тонну они точно выводят... и вроде можно поверить... но - это произвольные 21 тонна? Или в неё входит обязательно блок, типа РБ ДМ, который помогает довывести эти 21 тонну на низкую орбиту?

У кого какие мнения - как считать ПН на орбите?

ЦитироватьПрошу понять меня правильно! :)

Какова грузоподъёмность Сатурна-5 на низкую - подчёркиваю - околоземную орбиту?

Можно идти от реально выведенных масс. Скайлэб, помнится, был около 90 тонн. То есть, грузоподъёмность - 90 тонн? Связка для полёта к Луне весила до 145 тонн - значит, 145 тонн? Но связка - штука специфическая; это не произвольный груз, который можно, например, доставить заказчику - третья ступень использовалась для довывода на орбиту, при этом она входит в РН - а если вычесть массу 3-й ступени, остаётся сколько там, 65 тонн?..

Немного отойдя в сторону - какова грузоподъёмность сегодняшнего Протона? ЦиХ клянётся, что 21 тонну они точно выводят... и вроде можно поверить... но - это произвольные 21 тонна? Или в неё входит обязательно блок, типа РБ ДМ, который помогает довывести эти 21 тонну на низкую орбиту?

У кого какие мнения - как считать ПН на орбите?

По исходным данным в "Ракетостроении" расчет в спредшите дает 127,5 т  на орбиту высотой 190 км и наклонением 32.5 град (БЕЗ УЧЕТА СТУПЕНЧАТОГО ИЗМЕНЕНИЯ СООТНОШЕНИЯ КОМПОНЕНТОВ НА 2 СТ.). В общем, где-то так. У Вэйда - 127 т.

Кстати, масса собственно Скайлэба была около 78 т, и выводился он двумя ступенями и на орбиту высотой 450 км (вместе с 11-тонным ГО).

ЦитироватьПо исходным данным в "Ракетостроении" расчет в спредшите дает 127,5 т  на орбиту высотой 190 км и наклонением 32.5 град (БЕЗ УЧЕТА СТУПЕНЧАТОГО ИЗМЕНЕНИЯ СООТНОШЕНИЯ КОМПОНЕНТОВ НА 2 СТ.). В общем, где-то так. У Вэйда - 127 т.

Дмитрий, берётесь с помощью трёх разных ступеней Сатурна-5 вывести 127,5 тонн (допустим, у меня есть 127,5 тонный спутник) на низкую орбиту? Третью ступень придётся недозаправить, видимо; ракета на такое была рассчитана?

По информации из политехнического словаря Сатурн-5 выводил на траекторию полёта к Луне около 50 тонн, а масса самого тяжёлого корабля - Аполлон-17 была 47 тонн.

ЦитироватьДмитрий, берётесь с помощью трёх разных ступеней Сатурна-5 вывести 127,5 тонн (допустим, у меня есть 127,5 тонный спутник) на низкую орбиту? Третью ступень придётся недозаправить, видимо; ракета на такое была рассчитана?

По моему на низкую орбиту 127,5 тонн выводилось с помощью двух ступеней.

Связку Аполлона Сатурн выводил не на околоземную, а на отлётную.

Для вывода связки+3-ей ступени на околоземную тратилась часть топлива третьей ступени. Поэтому в ПН на ИСЗ входила масса этой третьей ступени, за вычетом потраченного топлива. Отсюда и берётся неясность.

Авмич, как раз из-за третьей ступени появляется полная ясность :)
Максимальная ПН трехступенчатого Сатурна-5, просто в лоб, без существенных изменений конструкции = ПН к Луне + топливо для вывода на отлетную (т.е. остаток топлива после выхода на опорную). Итого 115 т на ЛЕО.
Чтоб дальше увеличить грузоподъемность - надо переделывать 3-ю ступень. Как минимум - усиливать, чтоб она могла выдержать вес в 3 раза большей ПН.

ЦитироватьМаксимальная ПН трехступенчатого Сатурна-5, просто в лоб, без существенных изменений конструкции = ПН к Луне + топливо для вывода на отлетную (т.е. остаток топлива после выхода на опорную). Итого 115 т на ЛЕО.

Ещё раз: в этих 115 тоннах существенная доля - остаток топлива. То есть, полезный груз - скажем, спутник - который може быть выведен на ИСЗ, в такой схеме получается в районе массы Скайлэба, тонн 80. Согласись, странный результат. Об этом и речь.

Собственно, неудивительно, учитывая задачи носителя. Как и в случае с Протоном, выводящим ПН + РБ ДМ и использующим доразгон (если не ошибаюсь, доразгон начали использовать в программе Зонд). Вывод такой - мерять ракеты-носители по ПН на ИСЗ - до некоторой степени условность.

Если считать чисто по энергетике (т.е. выведение КА на заданную орбиту 190*190 км 32 град при полной выработке РЗТ всех трех ступеней), то С-5 выводит около 127 т. Разумеется, как правильно заметил Bell, надо усиливать конструкцию РН. Поскольку рост массы ПГ отчасти компенсируется снижением продольных перегрузок и скоростного напора (из-за меньшей тяговооруженности ступеней), то увеличение массы конструкции не будет значительным. В первом приближении, можно грубо оценить массу ПГ для С-5 в 115-120 т (а, может, даже и немного больше).

Тут надо придумывать критерии - когда изменение ракеты - это та же ракета, а когда - новая... Понятно, что Вулкан выводил бы около 200 тонн - но его не было, хотя большинство компонентов имелось в наличии. То же насчёт Сатурна-5 - усиливать ракету выглядит как заметное отклонение от существующей реальности. Субъективно, конечно.

ЦитироватьТут надо придумывать критерии - когда изменение ракеты - это та же ракета, а когда - новая...

Поэтому, как верно отметили Bell и Дмитрий В., посчитать "в лоб", используя только методы внешней баллистики, массу ПН для трехступенчатой РН Сатурн 5, невозможно. Для расчета нужно знать много-много-много других параметров ступеней. И все потому, что ракета не предназначалась для выведения в трехступенчатом варианте ПН на низкую околоземную орбиту в рамках _твоей задачи_.

Совершенно верно.

К сожалению, объяснить это не всегда удаётся - иногда люди спрашивают именно "может ли та или иная ракета вывести именно на ИСЗ именно болванку в X тонн", и, базируясь на ответе "без некоторых переделок - нет" (или "не выводила на практике"), заключают, что грузоподъёмность ракеты совсем не та, которую принято считать.

Вопрос, в общем, определений... Специалисты должны понимать, что подразумевается, и давать ответ с соответствующей аргументацией :) даже если "реально не было". Вопрос в чём-то аналогичен выяснению, считать ли первый полёт Энергии успешным полётом Энергии.

Цитироватьиногда люди спрашивают именно "может ли та или иная ракета вывести именно на ИСЗ именно болванку в X тонн".

Вопрос корректней было бы задать так: ""болванку" какой массы можно вывести на _такую_то_ орбиту". На этот вопрос можно дать ответ. Но одних массово-энергетических расчетов будет недостаточно, и не они будут, в общем случае, ограничениями.

ЦитироватьНемного отойдя в сторону - какова грузоподъёмность сегодняшнего Протона? ЦиХ клянётся, что 21 тонну они точно выводят... и вроде можно поверить... но - это произвольные 21 тонна? Или в неё входит обязательно блок, типа РБ ДМ, который помогает довывести эти 21 тонну на низкую орбиту?

У Протона-М это чистая ПН, выводимая тремя ступенями, связка РБ плюс ПН после довыведения весит на несколько тонн больше.

ЦитироватьУ кого какие мнения - как считать ПН на орбите?

Это во многом зависит от того, для чего ее нужно считатать.

ЦитироватьПо моему на низкую орбиту 127,5 тонн выводилось с помощью двух ступеней.

Расчетная грузоподъемность С-5 в двухступенчатой кофигурации - что-то около 100 т на орбиту высотой 200-250 км и наклонением порядка 20-30 град.

ЦитироватьРасчетная грузоподъемность С-5 в двухступенчатой кофигурации - что-то около 100 т на орбиту высотой 200-250 км и наклонением порядка 20-30 град.

Как раз :D

(http://s44.radikal.ru/i106/0812/ba/733fe5a4bedb.jpg)

Кстати, о "других ракетах".

Опыт Сатурна показывает, что для Луны и ГСО нам, по большому счету, 40-тонник и не нужен :)
Достаточно 2-хступенчатой РН где-то 35 т на ЛЕО, а для дальних запусков ставить на нее водородную 3-ю ступень порядка 45-50 т. И будет нам 17-18 т на отлетной к Луне и соответственно - на ГПО/ГСО. А 40 т на низкой орбите не особо-то нужны.

ЦитироватьКстати, о "других ракетах".

Опыт Сатурна показывает, что для Луны и ГСО нам, по большому счету, 40-тонник и не нужен :)
Достаточно 2-хступенчатой РН где-то 35 т на ЛЕО, а для дальних запусков ставить на нее водородную 3-ю ступень порядка 45-50 т. И будет нам 17-18 т на отлетной к Луне и соответственно - на ГПО/ГСО. А 40 т на низкой орбите не особо-то нужны.

Ангара-7 тебе в руки! :D

Нафиг-нафиг! :)

Тризенит рулит. :)

ЦитироватьТризенит рулит. :)

При таких делах даже Триатлас зарулит ;)

ЦитироватьКстати, о "других ракетах".

Опыт Сатурна показывает, что для Луны и ГСО нам, по большому счету, 40-тонник и не нужен :)
Достаточно 2-хступенчатой РН где-то 35 т на ЛЕО, а для дальних запусков ставить на нее водородную 3-ю ступень порядка 45-50 т. И будет нам 17-18 т на отлетной к Луне и соответственно - на ГПО/ГСО. А 40 т на низкой орбите не особо-то нужны.

Если 18 тонн на отлетную к Луне, то сколько будет на поверхности Луны?
Опыт Сатурна как раз показывает: чтобы привезти на Луну  в предельно облегченном модуле, стенки которого можно было ногой пробить, двух мужиков (ну ладно, третий в принципе тоже мог бы сесть, если бы была отработана автоматическая стыковка), чуток погулять по Луне, и вернуться на Землю - нужна ракета в 3000 тонн.

ЦитироватьКстати, о "других ракетах".

Опыт Сатурна показывает, что для Луны и ГСО нам, по большому счету, 40-тонник и не нужен :)
Достаточно 2-хступенчатой РН где-то 35 т на ЛЕО, а для дальних запусков ставить на нее водородную 3-ю ступень порядка 45-50 т. И будет нам 17-18 т на отлетной к Луне

А в чём магическость 17-18 тонн к Луне?

Мне кажется, отталкиваться в расчёте масс надо от предполагаемой массы "современного" посадочного корабля. Если LEM был примерно 15 тонн на окололунной, то для большего экипажа и больших запасов, с учётом современных технологий нужно, вероятно, около 20 тонн на окололунной. Это никак не получить, если иметь 17-18 тонн на отлётной. Или план состоит в дозаправке?..

Ещё что интересно - по идее, Тризенит имеет примерно вдвое большую стартовую тягу, чем Триатлас. Должен и ПН иметь вдвое больше - если, конечно, не учитывать положения старта по широте.

Цитировать[Опыт Сатурна как раз показывает: чтобы привезти на Луну  в предельно облегченном модуле, стенки которого можно было ногой пробить, двух мужиков (ну ладно, третий в принципе тоже мог бы сесть, если бы была отработана автоматическая стыковка), чуток погулять по Луне, и вернуться на Землю - нужна ракета в 3000 тонн.

Идея 40-тонника вроде бы в том, что он нужен не только для полётов к Луне, но и для околоземных дел - соответственно, задач для него будет больше, а это критический вопрос для "больших" ракет ("большие" - это между "тяжёлые", на ~20 т ПН, и "сверхтяжёлые", на ~100 т), При этом разработка 40-тонника должна быть дешевле, чем разработка сверхтяжёлой РН.

Цитировать

ЦитироватьКстати, о "других ракетах".

Опыт Сатурна показывает, что для Луны и ГСО нам, по большому счету, 40-тонник и не нужен :)
Достаточно 2-хступенчатой РН где-то 35 т на ЛЕО, а для дальних запусков ставить на нее водородную 3-ю ступень порядка 45-50 т. И будет нам 17-18 т на отлетной к Луне

А в чём магическость 17-18 тонн к Луне?

Это = 40 т на ЛЕО.

ЦитироватьМне кажется, отталкиваться в расчёте масс надо от предполагаемой массы "современного" посадочного корабля. Если LEM был примерно 15 тонн на окололунной, то для большего экипажа и больших запасов, с учётом современных технологий нужно, вероятно, около 20 тонн на окололунной. Это никак не получить, если иметь 17-18 тонн на отлётной. Или план состоит в дозаправке?..

Плана пока нет. Пока есть разговор о том, что не нужен 40-тонник, а достаточно 2-хступ. 35-тонника.

А дальше разговор пойдет о том, что флаговтыкательная схема экспедиции, описанная тобой, вообще не нужна и даже вредна. Нужно сразу начинать с ЛОС и/или "бытовки" на поверхности.

ЦитироватьЕщё что интересно - по идее, Тризенит имеет примерно вдвое большую стартовую тягу, чем Триатлас. Должен и ПН иметь вдвое больше - если, конечно, не учитывать положения старта по широте.

Речь о полуводородном Триатласе - 2-я ст. водородная порядка 130-150 т Мст.

ЦитироватьИдея 40-тонника вроде бы в том, что он нужен не только для полётов к Луне, но и для околоземных дел

Конкретно 40-тонник для околоземных дел не нужен. Нет ничего сакрального в цифре "40 т на ЛЕО". РН такой размерности нужна для ГСО, а там разница между 40 и 35 т непринципиальна.

Уточню мысль.

Для дальних запусков (все что выше НЗО) необходимо создавать РН, оптимизированную именно для дальних запусков - с большой водородной 3-й ступенью. И использовать ее в редких случаях для низкоорбитальных запусков в урезанном 2-хступенчатом варианте. Т.е. оптимизация должна идти не под "40 т на НЗО", а под адекватные "17 т на отлетной".

ЦитироватьУточню мысль.

Для дальних запусков (все что выше НЗО) необходимо создавать РН, оптимизированную именно для дальних запусков - с большой водородной 3-й ступенью. И использовать ее в редких случаях для низкоорбитальных запусков в урезанном 2-хступенчатом варианте. Т.е. оптимизация должна идти не под "40 т на НЗО", а под адекватные "17 т на отлетной".

Это может быть дороже, чем сделать сразу двухступ, который при необходимости может оснащаться РБ.

Цитировать

ЦитироватьНемного отойдя в сторону - какова грузоподъёмность сегодняшнего Протона? ЦиХ клянётся, что 21 тонну они точно выводят... и вроде можно поверить... но - это произвольные 21 тонна? Или в неё входит обязательно блок, типа РБ ДМ, который помогает довывести эти 21 тонну на низкую орбиту?

У Протона-М это чистая ПН, выводимая тремя ступенями, связка РБ плюс ПН после довыведения весит на несколько тонн больше.

Вау!!!
Точно?! А сколько именно и на какой орбите?!

ЦитироватьТочно?! А сколько именно и на какой орбите?!

???
Бриз-М весит 22 т, ГСОшный спутник порядка 5 = 27 т на незамкнутой траектории.

Я всё же про минимально стабильную :)

Цитировать

ЦитироватьУточню мысль.

Для дальних запусков (все что выше НЗО) необходимо создавать РН, оптимизированную именно для дальних запусков - с большой водородной 3-й ступенью. И использовать ее в редких случаях для низкоорбитальных запусков в урезанном 2-хступенчатом варианте. Т.е. оптимизация должна идти не под "40 т на НЗО", а под адекватные "17 т на отлетной".

Это может быть дороже, чем сделать сразу двухступ, который при необходимости может оснащаться РБ.

Дело в том что там нет понятия "при необходимости"! Высокоэнергетические траектории для такого носителя будут приоритетными. "При необходимости" там могут быть как раз низкоорбитальые запуски.

ЦитироватьЯ всё же про минимально стабильную :)

200х200, 51,6?
21,5 т примерно

вот собсно что говорит "производитель":
http://www.khrunichev.ru/main.php?id=42

Кстати, Протон оптимизировался именно под выведение тяжелых КГЧ на низкую орбиту.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьУточню мысль.

Для дальних запусков (все что выше НЗО) необходимо создавать РН, оптимизированную именно для дальних запусков - с большой водородной 3-й ступенью. И использовать ее в редких случаях для низкоорбитальных запусков в урезанном 2-хступенчатом варианте. Т.е. оптимизация должна идти не под "40 т на НЗО", а под адекватные "17 т на отлетной".

Это может быть дороже, чем сделать сразу двухступ, который при необходимости может оснащаться РБ.

Дело в том что там нет понятия "при необходимости"! Высокоэнергетические траектории для такого носителя будут приоритетными. "При необходимости" там могут быть как раз низкоорбитальые запуски.

Поясню мысль. Если оптимизировать параметры под отлетную траекторию, то третья ступень получится довольно большой. С довольно большим (и дорогим ЖРД), поскольку оптимальная тяговооруженность будет порядка 0,5-0,8. При этом, неизбежна такая неприятность, как излишек массы конструкции (третья ступень будет частично опорожнена). Соответственно растут массы СООЗ, падает точность (увеличение импульса последействия) и т.п. геморрой. Разработка РБ может быть распараллелена с разработкой РН (т.е. может быть выполнена в известной степени независимо). У РБ может быть маленький ЖРД (тяговооруженность 0,1-0,3). Среди прочих прелестей - стабильность летных характеристик (перегрузок, скоростных напоров и т.п.) при запуске различных ПН.

ЦитироватьПоясню мысль. Если оптимизировать параметры под отлетную траекторию, то третья ступень получится довольно большой.

Так точно! :)

ЦитироватьС довольно большим (и дорогим ЖРД), поскольку оптимальная тяговооруженность будет порядка 0,5-0,8.

Зачем на 3-й ступени 0,5-0,8? Даже просто на нормальной 3-й ступени? А тут будет эммм... 3,5-ная, так что менее 0,5 = 2 РД-0146 например.

ЦитироватьПри этом, неизбежна такая неприятность, как излишек массы конструкции (третья ступень будет частично опорожнена).

Это не страшно. Зато 2-хступенчатый 35-тонник будет дешевле такого же 40-тонника.

ЦитироватьСоответственно растут массы СООЗ, падает точность (увеличение импульса последействия) и т.п. геморрой.

Можно дошлифовывать на одном двигателе - тогда с тягой, последействием, точностью и т.п. всё будет нормально

Проблема в том, что придется проектировать две разных ракеты: трехступенчатую, а потом двухступенчатую (хоть и с унификацией по двигателям). А в случае двухступенчатой  конфигурации с КРБ - только одну! :D

Хммм.. не пойму я...
почему сразу нельзя спроектировать трехступенчатую, а потом использоват изредка в урезанном виде? Ну примерно как тот же Сатурн - из 13 полетов только Скайлэб на НЗО.

А про РБ вообще забыть

ЦитироватьХммм.. не пойму я...
почему сразу нельзя спроектировать трехступенчатую, а потом использоват изредка в урезанном виде? Ну примерно как тот же Сатурн - из 13 полетов только Скайлэб на НЗО.

А про РБ вообще забыть

РБ дешевле будет, чем полноразмерная 3-я

ЦитироватьВау!!!
Точно?! А сколько именно и на какой орбите?!

Примерно 23,5 т на круговой 175-км орбите наклонением 51,6 градуса. Но это не ПН, а просто конечная масса на опорной орбите, которая в 3-х ступенчатом варианте еще больше, хотя, конечно, если делать специализированный блок довыведения, можно и в чистой ПН выиграть.

Цитировать

ЦитироватьВау!!!
Точно?! А сколько именно и на какой орбите?!

Примерно 23,5 т на круговой 175-км орбите наклонением 51,6 градуса. Но это не ПН, а просто конечная масса на опорной орбите, которая в 3-х ступенчатом варианте еще больше, хотя, конечно, если делать специализированный блок довыведения, можно и в чистой ПН выиграть.

Ниччче не понимаю (с)
Откуда 23,5 т? "Не ПН", а что? ПН+3 ст.? Дык оно больше получится.

ЦитироватьНиччче не понимаю (с)
Откуда 23,5 т? "Не ПН", а что? ПН+3 ст.? Дык оно больше получится.

ПН плюс Бриз-М.

Цитировать

ЦитироватьНиччче не понимаю (с)
Откуда 23,5 т? "Не ПН", а что? ПН+3 ст.? Дык оно больше получится.

ПН плюс Бриз-М.

А, ну да, это точно. Несообразил. После довыведения где-то так суммарно и останется. Но это считай четырехступенчатый Протон. А просто голый - 21,5 примерно.

Вопрос по серийным номерам.

Первая полетевшая «Сатурн-5» имела серийный номер №501 (Аполлон-4),
вторая - №502 (Аполлон-6),
ну а третья - №503 (Аполлон-8 ).

Так ли это?

А что мешает поступить как в "Атласе-5"...

Для высоких орбит - однодвигательный "Центавр"
Для низких - двухдвигательный "Центавр"

И унификация присутствует, и тяговооружённость нормальная получается.

ЦитироватьВопрос по серийным номерам.

Первая полетевшая «Сатурн-5» имела серийный номер №501 (Аполлон-4),
вторая - №502 (Аполлон-6),
ну а третья - №503 (Аполлон-8 ).

Так ли это?

ну вроде бы да
SATURN V AS-501 (APOLLO 4 MISSION) WAS LAUNCHED AT 0700:01 EST ON

В новостях НК от 19.06.2009 прошла новость по РН Протон-М2. В чем отличия от Протон-М, что-нибудь известно?

http://www.telesputnik.ru/archive/134/article/52.html

ЦитироватьЕсли предыдущая модификация «Протона» выводила около 2600 кг на ГСО, то новая – «Протон-М2 – до 3400.

http://www.khrunichev.ru/main.php?id=3&nid=1099&hl=%EF%F0%EE%F2%EE%ED-%EC2

Цитироватьтретий успешный пуск РН «Протон-М2 был осуществлен в апреле, в результате чего на орбиту был выведен коммерческий космический аппарат W2A.

В общем получается, что по этой модификации ничего не известно. Из 3400 кг можно получить массу ПН на НОО, ГПО и более ничего. По идее должно быть за 30 т на НОО. Видимо за счет разгонного блока?

3400, ИМХО, масса заданная под форсированный ДМ. Реально он остался без своих Ямалов, что с ним будет - непонятно. Незнаю, насколько справедливо обозначение М2, но прибавка на опорной не более 500 кг. Потихоньку облегчают конструкцию, прибавка от этого. А основную должен давать РБ.

Возможно, следует ожидать следующей модификации, по которой будут известны цифры. Какая-нибудь промежуточная версия.

ЦитироватьВ общем получается, что по этой модификации ничего не известно. Из 3400 кг можно получить массу ПН на НОО, ГПО и более ничего. По идее должно быть за 30 т на НОО. Видимо за счет разгонного блока?

Каким образом? :shock:
Вам ответили:

ЦитироватьНезнаю, насколько справедливо обозначение М2, но прибавка на опорной не более 500 кг. Потихоньку облегчают конструкцию, прибавка от этого. А основную должен давать РБ.

Нашел ссылку -
"Очень нервный старт"[/u][/i] (http://expert.ru/printissues/expert/2009/06/ochen_nervnuy_start/)
 - 3700 кг на ГСО против старых 2920 кг. Тот же самый Бриз-М НДМГ-АТ. Как говорится, сам не знаю, каким образом. Последнее серьезное увеличение РД-253 ("К") -> РД-275 ("М"). Может, РД-275М или правильнее РД-276? :)

ЦитироватьНашел ссылку -
"Очень нервный старт"[/u][/i] (http://expert.ru/printissues/expert/2009/06/ochen_nervnuy_start/)
 - 3700 кг на ГСО против старых 2920 кг. Тот же самый Бриз-М НДМГ-АТ. Как говорится, сам не знаю, каким образом. Последнее серьезное увеличение РД-253 ("К") -> РД-275 ("М"). Может, РД-275М или правильнее РД-276? :)

В НК №4 2009 написано, за счет чего: использование РД-275М, снижение массы РН и РБ, выведение по самой южной трассе (азимут 74,5 град).

Цитировать

ЦитироватьНашел ссылку -
"Очень нервный старт"[/u][/i] (http://expert.ru/printissues/expert/2009/06/ochen_nervnuy_start/)
 - 3700 кг на ГСО против старых 2920 кг. Тот же самый Бриз-М НДМГ-АТ. Как говорится, сам не знаю, каким образом. Последнее серьезное увеличение РД-253 ("К") -> РД-275 ("М"). Может, РД-275М или правильнее РД-276? :)

В НК №4 2009 написано, за счет чего: использование РД-275М, снижение массы РН и РБ, выведение по самой южной трассе (азимут 74,5 град).

Спасибо. Сслыка по РД-253 и Ко: РД-253[/b][/i] (http://www.npoenergomash.ru/engines/rd253/). Скорее всего данные по массе ПН на НОО для Протона-М(2)  также устарели.

Все-таки, какая замечатеьная штука конкуренция. Сначала выжали из блока Д 2 т против 1 т по мнению Решетнева и Глушко и отказались от фтора. К сожалению, потом Глушко переключился на Буран, и ДМ так и оставался с ПН около 2 т. Сколько МОМ не тряс разработчиков, так и не дождались КВРБ под Геликон. А нужно было всего около 4 т.

И вот, безо всякого водорода, имеем летающий вариант с Бризом на 3700 кг. и, в принципе, ДМ на 3400 кг. И нужно учитывать, что самые облегченые верси Протона РКК не достаются.

Интересно, на конфигурации МЛМ для МКС это не скажется?

Что скажется? увеличение ПН на НЗО на 500 кг?
Наклонение МКС Вы не поменяете.

Цитировать

ЦитироватьНашел ссылку -
"Очень нервный старт"[/u][/i] (http://expert.ru/printissues/expert/2009/06/ochen_nervnuy_start/)
 - 3700 кг на ГСО против старых 2920 кг. Тот же самый Бриз-М НДМГ-АТ. Как говорится, сам не знаю, каким образом. Последнее серьезное увеличение РД-253 ("К") -> РД-275 ("М"). Может, РД-275М или правильнее РД-276? :)

В НК №4 2009 написано, за счет чего: использование РД-275М, снижение массы РН и РБ, выведение по самой южной трассе (азимут 74,5 град).

http://www.khrunichev.ru/main.php?id=19&nid=5

ЦитироватьЛетом 2007 года с космодрома Байконур успешно стартовала РКН «Протон-М/Бриз-М» с КА DirecTV 10. Специфика этого запуска заключалась в том, что для выведения спутника большой массы впервые использовался модернизированная по фазе 2 РН «Протон-М»/РБ «Бриз-М» (углепластиковые отсеки, облегченные баки и другие доработки).

То есть первый пуск это DirecTV 10.  Второй Экспресс АМ44 с Экспресс МД1, а третий Eutelsat W2A.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТак я в итоге и не понял: это впервые в своей истории Протон-М/Бриз-М идет на 48 град / 4 импульса / 9 часов?

Все стандартное для запуска на ГСО, кроме наклонения опорной орбиты. Хотя логичнее было бы 5 импульсов, но тут похоже ДТБ вырабатывается примерно в момент, когда апогей переходной орбиты достигает высоты ГСО.

Опорная орбита с наклонением 48 град. уже использовалась 2 раза (запуск DirecTV10 и Inmarsat-4F3), но целевые орбиты тогда были геопереходными.

Inmarsat-4F3 не в счёт, поскольку по требованию заказчика использовались РД-275 вместо РД-275М.

ЦитироватьИз буклета ЦЭНКИ

(http://rh.foto.radikal.ru/0707/ba/1bd3efc54565.jpg)


Для выведения КА DirecTV 10 на РН «Протон-М» выполнены следующие доработки, повышающие энергомассовые характеристики комплекса:
•   форсирование двигателей первой ступени РН «Протон-М» до 112%. Доработка осуществляется с целью повышения массы выводимой ПН;
•   снижение массы баков первой ступени РН за счет уменьшения толщин гладких обечаек и днищ без изменения применяемых алюминиевых сплавов;
•   замена стрингерно-шпангоутных металлических конструкций приборного и хвостового отсеков второй ступени на сетчатые углепластиковые конструкции;
•   снижение массы баков второй ступени за счет весовой оптимизации конструктивных элементов: днищ, обечаек и шпангоутов без изменения марок применяемых алюминиевых сплавов;
•   снижение массы хвостового отсека третьей ступени за счет замены стрингерной металлической конструкции хвостового отсека на конструкцию, изготовленную из интегральных углепластиковых панелей.
В космическую головную часть помимо разгонного блока входят головной обтекатель (ГО) и переходная система.
Для выведения КА DirecTV 10 используется стандартный головной обтекатель длиной 15255 мм. При его изготовлении были применены конструктивные материалы с улучшенными прочностными и весовыми характеристиками.
Для программы DirecTV 10 применена новая переходная система разработки и изготовления ГКНПЦ им. М. В. Хруничева.

В форсированном варианте 780 кг на ГСО увеличение, почему на 500 кг на НЗО? Дожно быть пропорционально больше:
1) для 21 тонны в старом варианте и 3.4 тонны на ГСО (наихудший вариант):
3.4*21/2.92 = 24.5 т
2) для 22 тонн в старом варианте и 3.7 тонны на ГСО (наилучший вариант):
 3.7*22/2.92 =  27.9 т
То есть это соответствует 3.5 - 5.9 тоннам прироста для НЗО. Если где-нибудь ошибаюсь, поправьте.

Протон К:
http://www.khrunichev.ru/main.php?id=41

ЦитироватьМасса ПН: на опорной орбите (Нкр=200 км, i=51.6°) 20.7 -  20.9 т

на ГПО (коммерческие КА)
на ГСО (федеральные КА) 2.6 т (РБ «ДМ»)

Протон-М:
http://www.khrunichev.ru/main.php?id=42

ЦитироватьМасса ПН: на опорной орбите (Нкр=200 км, i=51.6°)~ 22 т

на ГПО (коммерческие КА) свыше 6.0 (с РБ «Бриз-М»)

на ГСО (федеральные КА) до 3.7 т (с РБ «Бриз-М»)

Разница в ПН на НОО 22/20,7=1,063  или 6,3%. При этом ПН на ГСО отличается в 3,7/2,6=1,42 раза или на сорок процентов.
Правда чтобы получить 3,7т на ГСО пришлось уменьшить наклонение опорной орбиты до 48 градусов. При выводе к МКС это невозможно.

Может просто эта модификация еще не использовалась для вывода ПН на НЗО? Есть такое подозрение. Противоречит физике 22 тонны.

А вывод орбитального блока в составе КРБ и КА на опорную орбиту это разве не вывод на НЗО? Проблемы не в физике, а в технике. Прирост ПН на ГСО получен в том числе уменьшением конечной массы КРБ и увеличением РЗТ. Каждый килограмм снижения конечной массы это увеличение ПН на тот же килограмм.

В общем видимо можно прогнозировать, что Протон станет 30-тонником в ближайшие пять лет. (?/.)

http://www.khrunichev.ru/main.php?id=49

ЦитироватьНачальная масса, т  до 22.5

Заправляемый запас топлива (АТ+НДМГ), т  До 20

Реальной заправки мы не знаем. Будем исходить из максимальной.
Масса орбитального блока в максимальном варианте.
22,5т+3,7т+0,2т=26,4т.

Циклограммы у нас нет, но воспользуемся аналогичной от W2A.

ЦитироватьКартинки с http://coopi.khrunichev.ru/pl_pusk.htm (увеличиваются при нажатии):

(http://s58.radikal.ru/i161/0904/31/0dab33ca0ac8t.jpg) (http://radikal.ru/F/s58.radikal.ru/i161/0904/31/0dab33ca0ac8.jpg.html)

(http://s51.radikal.ru/i134/0904/c4/f0c6a50d87d0t.jpg) (http://radikal.ru/F/s51.radikal.ru/i134/0904/c4/f0c6a50d87d0.jpg.html)

(http://s48.radikal.ru/i119/0904/db/cef999d4369bt.jpg) (http://radikal.ru/F/s48.radikal.ru/i119/0904/db/cef999d4369b.jpg.html)

Первое включение Бриз М для довыведения на опорную орбиту длится 260с. При секундном расходе топлива в 6 кг получаем расход топлива 6Х260=1560 кг.

26,4-1,56=24,84 т.

Но! Параметры опорной орбиты 133 км Х 273км X 48 градусов.

На орбите 200км X 200 км X 51.7 градуса было бы примерно 22 т.

ЦитироватьВ общем видимо можно прогнозировать, что Протон станет 30-тонником в ближайшие пять лет. (?/.)

На наклонение 51,7 градуса? Каким образом? :shock:
Единственный вариант это водородная третья ступень.

Двигатели первой ступени форсируют начиная с 1990 г. Очевидно, за счет уменьшения потерь на компенсирование силы тяжести первой ступенью. Это конечно можно только предполагать. Обидно, что не публикуют данные (стартовая масса, пустая масса и тп.) Имеется ввиду последняя модификация.