Союз-СПГ / Амур-СПГ

[Верный Союзник с Окинавы]

... Посадочный движок отличается от остальных регулятором величины тяги , скоростью ее изменения, диапазоном дросселирования.
2. Минимальный расход(и потребный запас газа при посадке) газовых двигателей обеспечивается програмной траекторией захода на посадку, центральным положением посадочного дыижка...

При посадке Ф9 последнее время используется разве не три движка в два импульса?

Угу. Для уменьшения грав потерь.

Но финальная посадка происходит с 1 движком.

И при посадке на 2-3 движках из 5 есть шанс получить слишком высокие перегрузки.

[Верный Союзник с Окинавы]

2. Желаете улучшить массовое совершенство - приблизиться теоретически к изделиям Маска можно, достичь не возможно - затраты на новые технологии не отобьются - мал тираж. Практический выход - многоразовость. Ну хуже массовое совершенство, ну больше стартовая масса, ну и что? Главное надежные многоразовые РН с минимальным обслуживанием, автоматизированные предпусковые операции, сокращенное время подготовки к пуску. Вот где деньги эффективность лежит.

Если слишком высока сухая масса ступени, то это ставит крест на больших массах ПН на высокие орбиты (высокий УИ двигатель в вакууме легко достигается, и по сути ограничен топливной парой).

А это либо дозаправки и многопуски, либо одноразовые разгонные блоки.

[Искандер]

Вопрос к тем кто меряет и считает:
Какой максимальный тандемный носитель может получиться при использовании технических решений Союз-СПГ, кроме ограничения -  несущих возможностей СК Р7?
Имеется ввиду влезет ли в 4.1м допустим 9 двигателей? Нет, а 7шт? Что это даст в плане возможных ТХ при разумно удлиненных баках РН? Переплюнет ли такой носитель F-9?

По идее при 7 движках 100 тонниках Союз-СПГ сможет выводить не менее 18 тонн.
То есть Иртыш(Союз-5) точно не нужен будет.
Видимо поэтому его пока и не предлагают.
"Освоят средства" на БХГ Иртыше,
а потом уж сделают правильный метановый унифицированный с Амуром по движкам носитель
на его замену.

Очень даже может быть...

[Наперстянка]

А ведь не плохой движок получится РД-0169.  Писано, "что к настоящему моменту проведены испытания отдельных элементов агрегатов будущего метанового двигателя — газогенератора, смесительной головки.".  Главные части уже созданы, и они супернадежны. Осталось определить мощность и габариты будущего двигателя. Несомненно этот двигатель будет катать космонавтов с особой безопасностью, так как термические нагрузки нам существенно снижены при схеме с дожиганием газа. Я уже оценил двигатель на сто!

Откуда уверенность в супернадёжности?

Как можно определять мощность и габариты движка ПОСЛЕ создания его основных компонентов в металле?

Но вообще движок интересный, с большими потенциалами для модернизации.

Не то, чтобы они были основными, они являются главными в смысле технологических трудностей, например, применена добавка, которая находится во внешней обшивке "Кинжала", и теперь эти детали не могут представлять собой "слабое звено" в принципе. Новые размеры и мощности после прошедших испытаний уже относительно легко определяются, главные проблемы надежности решены! Сейчас решается вопрос о том, при какой мощности и УИ, при каких размерах КС надежность максимальна и эффективна для определенной полезной нагрузки. Я прогнозирую мощность около 130 тн тяги у земли, давление в КС - не менее 140 атм.

[Верный Союзник с Окинавы]

Не то, чтобы они были основными, они являются главными в смысле технологических трудностей

И? Это не означает простой масштабируемости.

например, применена добавка, которая находится во внешней обшивке "Кинжала", и теперь эти детали не могут представлять собой "слабое звено" в принципе.

К боевым ракетам не предъявляются требования многоразовости. Они вообще могут держать температуру чисто за счёт абляции.

Новые размеры и мощности после прошедших испытаний уже относительно легко определяются, главные проблемы надежности решены!

Размеры и мощности ЗАДАЮТСЯ уже опробованными/спроектированными компонентами.

Если ТНА спроектирован на 60 тонн, то только к такому движку без танцев с бубном он подойдёт.

Сейчас решается вопрос о том, при какой мощности и УИ, при каких размерах КС надежность максимальна и эффективна для определенной полезной нагрузки. Я прогнозирую мощность около 130 тн тяги у земли, давление в КС - не менее 140 атм.

Это движок, примерно в 2 раза больший по размерам, чем Раптор:



P.S. Сам считаю РД-0169 хорошей идеей.

[Sam Grey]

А ведь не плохой движок получится РД-0169.  Писано, "что к настоящему моменту проведены испытания отдельных элементов агрегатов будущего метанового двигателя — газогенератора, смесительной головки.".  Главные части уже созданы, и они супернадежны. Осталось определить мощность и габариты будущего двигателя. Несомненно этот двигатель будет катать космонавтов с особой безопасностью, так как термические нагрузки нам существенно снижены при схеме с дожиганием газа. Я уже оценил двигатель на сто!

Откуда уверенность в супернадёжности?

Как можно определять мощность и габариты движка ПОСЛЕ создания его основных компонентов в металле?

Но вообще движок интересный, с большими потенциалами для модернизации.

Не то, чтобы они были основными, они являются главными в смысле технологических трудностей, например, применена добавка, которая находится во внешней обшивке "Кинжала", и теперь эти детали не могут представлять собой "слабое звено" в принципе. Новые размеры и мощности после прошедших испытаний уже относительно легко определяются, главные проблемы надежности решены! Сейчас решается вопрос о том, при какой мощности и УИ, при каких размерах КС надежность максимальна и эффективна для определенной полезной нагрузки. Я прогнозирую мощность около 130 тн тяги у земли, давление в КС - не менее 140 атм.

Пояните, если знаете, про два набора противоречивой информации:

1. "27 августа 2020 года генеральный директор НПО "Энергомаш" Игорь Арбузов сообщил СМИ, что к настоящему моменту проведены испытания отдельных элементов агрегатов будущего метанового двигателя — газогенератора, смесительной головки. Теперь предприятие переходит к работам уже непосредственно по изготовлению двигателя-демонстратора РД-0177, который должен быть изготовлен в 2022 году. Лётный образец под названием РД-0169 должен быть изготовлен в 2022—2023 гг."
- https://tass.ru/interviews/9296809

2. "В конце мая 2021 года из материалов, расположенных на сайте госзакупок, стало известно, что первый опытный метановый двигатель РД-0169 будет изготовлен и испытан к ноябрю 2025 года, что на два года позже, чем предполагалось ранее; остальные 7 двигателей также будут изготовлены и испытаны в ноябре 2025 года." - https://ria.ru/20210530/raketa-1734775665.html

"Лётный образец под названием РД-0169" будет изготовлен "в 2022-23", или "к ноябрю 2025 года"?

И чем вызвана задержка на 2-3 года, если "главные части уже созданы, и они супернадежны. Новые размеры и мощности после прошедших испытаний уже относительно легко определяются, главные проблемы надежности решены!"?

[Сергей]

тягой 200 тс с тарельчатым соплом

Он будет диаметром как вся ступень и поместиться только один.

Подойдет разве что для второй ступени.

С какого бодуна? Уж коль лень читать всю статью, можно прочитать концовку.
Расчеты и 3D-моделирование показали, что при одинаковом удельном импульсе тяги и давлении в камере можно добиться уменьшения габаритных размеров, а именно: длина камеры с тарельчатым соплом составляет 1,355 м против 3,55м  РД-0162 при тех же параметрах.
Давление на срезе в обоих вариантах одинаковое = 1 кгс/см.кв.
Радиус среза тарельчатого сопла 1,14 м , это для движка той же номинальной тяги 200 тс. 
Для РД0169 номинальная земная тяга при Ркс=160кгс/см.кв. равна 85 тс и к-т форсирования 1, 33 . Для Союз-СПГ тяга номинальная 100 тс(при 4-х движках, одноразовый вариант) с меньшим к-том форсирования. При наличии газодинамических таблиц можно без труда расчитать диаметры среза сопла для РД0169 с обычным соплом и оценку по ссылочной методике с тарельчатым соплом. У меня не осталось ничего от прежней роскоши , поэтому я пас.
Дополнительная фишка при дросселировании для ограничения продольных ускорений. Тарельчатое сопло обеспечивает  автоматическую подстройку под давление окружающей среды, и макс. УИ.
Продолжение завтра.

[Asteroid]

А СК Союза, как тут многократно заявляли, ограничен 400т полной массы носителя, т.е. даже 7-двигательный вариант развалит старт.

Я это читал про старты Байконура и Плесецка. Для СК на Восточном и в Куру это ограничение точно сохранилось?

[Наперстянка]

А ведь не плохой движок получится РД-0169.  Писано, "что к настоящему моменту проведены испытания отдельных элементов агрегатов будущего метанового двигателя — газогенератора, смесительной головки.".  Главные части уже созданы, и они супернадежны. Осталось определить мощность и габариты будущего двигателя. Несомненно этот двигатель будет катать космонавтов с особой безопасностью, так как термические нагрузки нам существенно снижены при схеме с дожиганием газа. Я уже оценил двигатель на сто!

Откуда уверенность в супернадёжности?

Как можно определять мощность и габариты движка ПОСЛЕ создания его основных компонентов в металле?

Но вообще движок интересный, с большими потенциалами для модернизации.

Не то, чтобы они были основными, они являются главными в смысле технологических трудностей, например, применена добавка, которая находится во внешней обшивке "Кинжала", и теперь эти детали не могут представлять собой "слабое звено" в принципе. Новые размеры и мощности после прошедших испытаний уже относительно легко определяются, главные проблемы надежности решены! Сейчас решается вопрос о том, при какой мощности и УИ, при каких размерах КС надежность максимальна и эффективна для определенной полезной нагрузки. Я прогнозирую мощность около 130 тн тяги у земли, давление в КС - не менее 140 атм.

Пояните, если знаете, про два набора противоречивой информации:

1. "27 августа 2020 года генеральный директор НПО "Энергомаш" Игорь Арбузов сообщил СМИ, что к настоящему моменту проведены испытания отдельных элементов агрегатов будущего метанового двигателя — газогенератора, смесительной головки. Теперь предприятие переходит к работам уже непосредственно по изготовлению двигателя-демонстратора РД-0177, который должен быть изготовлен в 2022 году. Лётный образец под названием РД-0169 должен быть изготовлен в 2022—2023 гг."
- https://tass.ru/interviews/9296809

2. "В конце мая 2021 года из материалов, расположенных на сайте госзакупок, стало известно, что первый опытный метановый двигатель РД-0169 будет изготовлен и испытан к ноябрю 2025 года, что на два года позже, чем предполагалось ранее; остальные 7 двигателей также будут изготовлены и испытаны в ноябре 2025 года." - https://ria.ru/20210530/raketa-1734775665.html

"Лётный образец под названием РД-0169" будет изготовлен "в 2022-23", или "к ноябрю 2025 года"?

И чем вызвана задержка на 2-3 года, если "главные части уже созданы, и они супернадежны. Новые размеры и мощности после прошедших испытаний уже относительно легко определяются, главные проблемы надежности решены!"?

Чего ж не знать-то? Знаем. Дело в том, что конструктор двигателя с упованием поглядывает в сторону модернизации "Кинжала", ждет то, что может еще ему перепасть в ходе дальнейших успешных улучшений Кинжала (Авангарда). Так как метан позволяет создавать алгоритмы для проектирования двигателя более успешно (точно), чем для керосинок, то основной упор сейчас делается на улучшение тех узлов и агрегатов, которые в конечном итоге претерпят незначительные изменения в смысле чисто интеллектуальных затрат. Сейчас могут "отшлифовываться" форсунки, турбины, составляться алгоритмы для скоростного проектирования, например, КС, а для этого производятся стендовые испытания прототипов. И эти многочисленные прототипы, в общем и целом, пока неуместно номировать  РД-0177, 0199 и т.д..  Образно выражаясь, сейчас идет процесс "сжатия пружины", чтобы потом сделать рывок в ходе испытаний готовых к серии двигателей, опираясь уже на большой опыт проектирования и испытаний. Тут важно понять, что использование метана вкупе с ноу-хау Кинжала и Сармата существенным образом влияет на все циклы создания конкретного шедевра. Поэтому эти "2-3 года" в сущности ни о чем не говорят, как и цифры 0177. 

[Наперстянка]

Не то, чтобы они были основными, они являются главными в смысле технологических трудностей

И? Это не означает простой масштабируемости.

например, применена добавка, которая находится во внешней обшивке "Кинжала", и теперь эти детали не могут представлять собой "слабое звено" в принципе.

К боевым ракетам не предъявляются требования многоразовости. Они вообще могут держать температуру чисто за счёт абляции.

Новые размеры и мощности после прошедших испытаний уже относительно легко определяются, главные проблемы надежности решены!

Размеры и мощности ЗАДАЮТСЯ уже опробованными/спроектированными компонентами.

Если ТНА спроектирован на 60 тонн, то только к такому движку без танцев с бубном он подойдёт.

Сейчас решается вопрос о том, при какой мощности и УИ, при каких размерах КС надежность максимальна и эффективна для определенной полезной нагрузки. Я прогнозирую мощность около 130 тн тяги у земли, давление в КС - не менее 140 атм.

Это движок, примерно в 2 раза больший по размерам, чем Раптор:



P.S. Сам считаю РД-0169 хорошей идеей.

Использование метана означает именно более простую "масштабируемость",- температуры можно существенно снизить, а это сулит упрощение всего и вся, например, дает металлургам более точно определять оптимальные составы сплавов (увеличивая процентное содержание заветных молибдена, рения, ниобия и пр., например), алгоритмы проектирования становятся существенно проще. Что касается "абляции", - явно вы отстали от нового века, если бы дело было только в ней, не появился бы и Авангард. Далее, считайте многие компоненты уже спроектированными и опробованными для каждой черты на шкале мощности, но в определенных пределах,- никто за рекордами мощности и УИ в данной случае не гонится.

[Искандер]

А СК Союза, как тут многократно заявляли, ограничен 400т полной массы носителя, т.е. даже 7-двигательный вариант развалит старт.

Я это читал про старты Байконура и Плесецка. Для СК на Восточном и в Куру это ограничение точно сохранилось?

Не могу знать. 

[Дем]

А СК Союза, как тут многократно заявляли, ограничен 400т полной массы носителя, т.е. даже 7-двигательный вариант развалит старт.

А если выкинуть нафиг все фермы, сколько они весят?

[Дем]

Расчеты и 3D-моделирование показали, что при одинаковом удельном импульсе тяги и давлении в камере можно добиться уменьшения габаритных размеров, а именно: длина камеры с тарельчатым соплом составляет 1,355 м против 3,55м  РД-0162 при тех же параметрах.

Длина двигателей нижней ступени не имеет значения.

[vlad7308]

Решения в конструкции Амура-СПГ близки к оптимальным. Разве что над сухой массой второй ступени поработать и отказаться от клятых РБ.

А получится в наших широтах? Что у нас совсем, конструктора тупые что ли?

насколько я понимаю, "наши конструктора" очень не любят делать на РН маршевые двигатели многократного включения. Все равно на какой ступени. И добиваться хорошего массового совершенства тоже. Почему оно так - не знаю. Наверно, по каким-то историческим или организационным причинам.

1. Напишите в ТЗ, профинансируйте в достаточном объеме, поручите все это напрямую проверенному исполнителю, и будет вам многократное включение.
2. Желаете улучшить массовое совершенство - приблизиться теоретически к изделиям Маска можно, достичь не возможно - затраты на новые технологии не отобьются - мал тираж. Практический выход - многоразовость. Ну хуже массовое совершенство, ну больше стартовая масса, ну и что? Главное надежные многоразовые РН с минимальным обслуживанием, автоматизированные предпусковые операции, сокращенное время подготовки к пуску. Вот где деньги эффективность лежит.

Сергей, я не пытался критиковать кого-то. Это было всего лишь мое личное видение объективной реальности (не факт, что правильное).
Что касается ТЗ - ну если бы я писал ТЗ на РН сейчас, я бы не писал ни про многократное включение, ни про МюПН.
Я бы написал что то типа "себестоимость запуска ПН 20т на НОО не должна превышать 10млн долларов".

ИМХО при написании технического задания (коих я писал в жизни много) следует избегать навязывания исполнителю конкретных решений (если эти решения не существенны по каким-то внешним причинам).

[Сергей]

- а насколько технологичным будет этот "полёт мысли"?

1.Под новые технологии с наплавкой технологичность не хуже.
2.Но независимо от личных симпатий, ТЗ на движок пишут ракетчики, и плюсы тарельчатого сопла (снижение массы движка, двигательного отсека, более высокий УИ при дросселировании, легче задавить ВЧК, соответственно сокращаются сроки отработки) для ракетчика аж третьестепенны, когда главная цель впихнуть в мидель побольше движков, как у Маска. Тарельчатое сопло при равных тягах, давлениях в КС и на срезе сопла, имеет больший диаметр среза (именно на это указал Bell, правда сильно завысив диаметр). Причина - обязательное наличие свободной поверхности внутри тарельчатого сопла.

[Сергей]

Мне лично очень нравится проект метанового движка (уже был приведен на ФНК примерно год назад) тягой 200 тс с тарельчатым соплом. Масштабируется в размер РД0169. Это бы был идеальный вариант.Моделирование газодинамического тракта тарельчатого сопла с центральным телом

Сергей, а можно где-то найти геометрические и массовые характеристики?

Из того,что под рукой, уже давал ссылку:
пост 4299, Моделирование газодинамического тракта тарельчатого сопла с центральным телом.

[sychbird]

Решения в конструкции Амура-СПГ близки к оптимальным. Разве что над сухой массой второй ступени поработать и отказаться от клятых РБ.

А получится в наших широтах? Что у нас совсем, конструктора тупые что ли?

насколько я понимаю, "наши конструктора" очень не любят делать на РН маршевые двигатели многократного включения. Все равно на какой ступени. И добиваться хорошего массового совершенства тоже. Почему оно так - не знаю. Наверно, по каким-то историческим или организационным причинам.

1. Напишите в ТЗ, профинансируйте в достаточном объеме, поручите все это напрямую проверенному исполнителю, и будет вам многократное включение.
2. Желаете улучшить массовое совершенство - приблизиться теоретически к изделиям Маска можно, достичь не возможно - затраты на новые технологии не отобьются - мал тираж. Практический выход - многоразовость. Ну хуже массовое совершенство, ну больше стартовая масса, ну и что? Главное надежные многоразовые РН с минимальным обслуживанием, автоматизированные предпусковые операции, сокращенное время подготовки к пуску. Вот где деньги эффективность лежит.

Сергей, я не пытался критиковать кого-то. Это было всего лишь мое личное видение объективной реальности (не факт, что правильное).
Что касается ТЗ - ну если бы я писал ТЗ на РН сейчас, я бы не писал ни про многократное включение, ни про МюПН.
Я бы написал что то типа "себестоимость запуска ПН 20т на НОО не должна превышать 10млн долларов".

ИМХО при написании технического задания (коих я писал в жизни много) следует избегать навязывания исполнителю конкретных решений (если эти решения не существенны по каким-то внешним причинам).

Себестоимость запуска ПН сейчас в России в основном определяется стоимостью пусковой компании и стоимостью логистики при производстве комплектации ракеты.
В силу ситуации с низкими средними зарплатами у производителей комплектации, они решают эту проблему за счет командировочных расходов, раздувая численность персонала, участвующего в пусковой компании.

Писать в ТЗ разработчику, то, на что он никакого влияние иметь не может, то же самое, что посылать "письмо на деревню дедушке"

[vlad7308]

Что касается ТЗ - ну если бы я писал ТЗ на РН сейчас, я бы не писал ни про многократное включение, ни про МюПН.
Я бы написал что то типа "себестоимость запуска ПН 20т на НОО не должна превышать 10млн долларов".

ИМХО при написании технического задания (коих я писал в жизни много) следует избегать навязывания исполнителю конкретных решений (если эти решения не существенны по каким-то внешним причинам).

Себестоимость запуска ПН сейчас в России в основном определяется стоимостью пусковой компании и стоимостью логистики при производстве комплектации ракеты.
В силу ситуации с низкими средними зарплатами у производителей комплектации, они решают эту проблему за счет командировочных расходов, раздувая численность персонала, участвующего в пусковой компании.

Писать в ТЗ разработчику, то, на что он никакого влияние иметь не может, то же самое, что посылать "письмо на деревню дедушке"

Ну то есть дешевую РН существующая система сделать не в состоянии, причем по принципиально неразрешимым причинам
"Это какой-то... тупик?" (С)

[Верный Союзник с Окинавы]

тягой 200 тс с тарельчатым соплом

Он будет диаметром как вся ступень и поместиться только один.

Подойдет разве что для второй ступени.

С какого бодуна? Уж коль лень читать всю статью, можно прочитать концовку.
Расчеты и 3D-моделирование показали, что при одинаковом удельном импульсе тяги и давлении в камере можно добиться уменьшения габаритных размеров, а именно: длина камеры с тарельчатым соплом составляет 1,355 м против 3,55м  РД-0162 при тех же параметрах.
Давление на срезе в обоих вариантах одинаковое = 1 кгс/см.кв.
Радиус среза тарельчатого сопла 1,14 м , это для движка той же номинальной тяги 200 тс.
Для РД0169 номинальная земная тяга при Ркс=160кгс/см.кв. равна 85 тс и к-т форсирования 1, 33 . Для Союз-СПГ тяга номинальная 100 тс(при 4-х движках, одноразовый вариант) с меньшим к-том форсирования. При наличии газодинамических таблиц можно без труда расчитать диаметры среза сопла для РД0169 с обычным соплом и оценку по ссылочной методике с тарельчатым соплом. У меня не осталось ничего от прежней роскоши , поэтому я пас.
Дополнительная фишка при дросселировании для ограничения продольных ускорений. Тарельчатое сопло обеспечивает  автоматическую подстройку под давление окружающей среды, и макс. УИ.
Продолжение завтра.

По идее тарелка просто короче будет, не более. Но длина - не проблема.

Хвостовой отсек можно сделать открытым, как у Титанов, 





А движок можно поместить в обечайку на первой  ступени, как у Falcon 9 и Electron:



Либо спрятать за ажурной рамой, аля Протон:



Ещё можно куски этой обечайки использовать как крылышки для маневрирования при посадке.

[Сергей]

2. Желаете улучшить массовое совершенство - приблизиться теоретически к изделиям Маска можно, достичь не возможно - затраты на новые технологии не отобьются - мал тираж. Практический выход - многоразовость. Ну хуже массовое совершенство, ну больше стартовая масса, ну и что? Главное надежные многоразовые РН с минимальным обслуживанием, автоматизированные предпусковые операции, сокращенное время подготовки к пуску. Вот где деньги эффективность лежит.

Если слишком высока сухая масса ступени, то это ставит крест на больших массах ПН на высокие орбиты (высокий УИ двигатель в вакууме легко достигается, и по сути ограничен топливной парой).

А это либо дозаправки и многопуски, либо одноразовые разгонные блоки.

1.При такой расплывчатой постановке задачи что то выделить наиболее оптимальное проблематично. Со временем возможно наиболее оптимально будет создание сборочного производства на орбите. Многоразовые РН снабжают производство сборочными модулями, топливом и пр. А дальше сборка чего надо , спутников на высокие орбиты с модульными ДУ, межпланетные корабли с посадочными модулями и т.д.
2.А пока ничто не мешает улучшить ТТХ 2-ой ступени , применяя алюминиевые сплавы с литием или скандием, совмещенные днища и т.д., конечно ступень подорожает.
3. Что лучше многократное включение или одноразовый РБ? Зависит от конкретной ПН. Что то с ГПО добирается своим ходом. РБ у нас также заточены под конкретные задачи. Смущает в РБ одноразовость и дороговизна. Сам не разбирался подробно в РБ, но может имеет смысл для РБ в качестве ДУ иметь пакет микро РДТТ , с временем работы каждого несколько сек (более легкая теплозащита), на финише использовать РДТТ глубокого регулирования для повышения точности выведения и газовые движки ориентации. Может получиться дешево и сердито. На Веге УИ РДТТ 290 сек и выше.