Союз-5

[Старый]

аа, вон Вы о чём.
Если РД171 это наше всё и навсегда, тогда - да.

Если при тех же Мерлинах уменьшить стартовую массу Флакона то его стартовая тяговооружённость и Мю ПН вырастут. А Мпн упадёт. Странно, не так ли? Может потому что и Мерлины это ихнее всё?  

[Старый]

первый раз такое слышу
Это закон природы или конкретные технологии на конкретном заводе?

Это закон природы справедливый для любой ракеты. 

[Дмитрий В.]

первый раз такое слышу
Это закон природы или конкретные технологии на конкретном заводе?

Это особенности технологий современного ракетостроения

а это можно как то подтвердить?

Это подтверждается расчётами.

для конкретных технологий изготовления баков и тп?

Разумеется, в каждом конкретном случае будут свои конкретные результаты, но общая закономерность плюс-минус, как описал Дем.

вероятно, для каждой технологии экстремум "оптимальности" будет находиться в иной точке?
где-то - 600т, где-то - 400, где-то - 2000?

Если говорить о максимальной Мпг, то она достигается (опять же, плюс-минус) при стартовой тяговооружённости в диапазоне 1,15-1,25 в постановке: "Максимум Мпг при заданной тяге двигателей". К слову, если ракета имеет такую тяговооружённость, то с высокой степенью вероятности, её параметры оптимизировались по этому критерию.
И, да, конкретные технологии к этому имеют небольшое отношение.

[Дмитрий В.]

Как пример, привожу график зависимости Мпг от Мст для двух 2-хступенчатых РН с одинаковым набором ЖРД, но с разной последовательностью работы ступеней: последовательная (тандем) и параллельная (пакет).

[vlad7308]

Если говорить о максимальной Мпг, то она достигается (опять же, плюс-минус) при стартовой тяговооружённости в диапазоне 1,15-1,25 в постановке: "Максимум Мпг при заданной тяге двигателей".

Но постановка ведь не обязательно именно такая.

[Большой]

Интересно, чей это прожект с 8хРД-191?

[Дмитрий В.]

Интересно, чей это прожект с 8хРД-191?

Это вообще не проект.. Этот график был составлен аж в 2008 г. для иллюстрации в дискуссии, емнип, с Bell'ом по поводу сравнения пакетов с тандемами.

[Дмитрий В.]

Если говорить о максимальной Мпг, то она достигается (опять же, плюс-минус) при стартовой тяговооружённости в диапазоне 1,15-1,25 в постановке: "Максимум Мпг при заданной тяге двигателей".

Но постановка ведь не обязательно именно такая.

Если зафиксировать стартовую массу, а тяговооружённость задать на уровне 1,25 (условный оптимум), то можно получить максимальное отношение Мпг к тяге, но не максимальную Мпг 

[Старый]

Если говорить о максимальной Мпг, то она достигается (опять же, плюс-минус) при стартовой тяговооружённости в диапазоне 1,15-1,25 в постановке: "Максимум Мпг при заданной тяге двигателей". К слову, если ракета имеет такую тяговооружённость, то с высокой степенью вероятности, её параметры оптимизировались по этому критерию.

Кстати. Если баки ракеты имеют размер оптимизированный под вариант с ускорителями (Атлас-2А, Ариан-40) то при старте без ускорителей имеет смысл заливать топлива столько чтобы тяговооружённость была практически близка к 1.00. При этом Мпн будет максимальной.

[azvoz]

Если говорить о максимальной Мпг, то она достигается (опять же, плюс-минус) при стартовой тяговооружённости в диапазоне 1,15-1,25 в постановке: "Максимум Мпг при заданной тяге двигателей". К слову, если ракета имеет такую тяговооружённость, то с высокой степенью вероятности, её параметры оптимизировались по этому критерию.

И, да, конкретные технологии к этому имеют небольшое отношение.

Очень даже влияют технологии на оптимальную ТВР.
Чем больше УИ, 
    тем ниже оптимальная ТВР.
Чем лучше весовое совершенство ступеней, 
    тем ниже оптимальная ТВР.
Для технологий 60х годов оптимальный по Мпг ТВР была 1,16-1,20 (Сатурн-5 например).
При современных технологиях для керосинки 1,12 для метанки 1,10, предположительно.

Применительно к Иртыш(Союз-5) оптимальная стартовая масса была бы 740/1,12=660 тонн.
Но чинуши и политики не были бы чинушами и политиками, если бы не испохабили новую РН
  - в данном случае(помимо прочего) карликовостью - 535 тонн всего, 
обосновывая этот маразм привязкой к зенитовским СК и ограничениям ЖД габарита.

[Дем]

для конкретных технологий изготовления баков и тп?

Сухая масса ракеты более чем на порядок меньше массы топлива, так что сильно накосячить или улучшить сменой технологий не получится.
Вот если какое принципиальное изменение, типа перехода на ядерные движки - там свои оптимумы выйдут.

[Дмитрий В.]

Если говорить о максимальной Мпг, то она достигается (опять же, плюс-минус) при стартовой тяговооружённости в диапазоне 1,15-1,25 в постановке: "Максимум Мпг при заданной тяге двигателей". К слову, если ракета имеет такую тяговооружённость, то с высокой степенью вероятности, её параметры оптимизировались по этому критерию.

И, да, конкретные технологии к этому имеют небольшое отношение.

Очень даже влияют технологии на оптимальную ТВР.
Чем больше УИ,
    тем ниже оптимальная ТВР.
Чем лучше весовое совершенство ступеней,
    тем ниже оптимальная ТВР.
Для технологий 60х годов оптимальный по Мпг ТВР была 1,16-1,20 (Сатурн-5 например).
При современных технологиях для керосинки 1,12 для метанки 1,10, предположительно.

Применительно к Иртыш(Союз-5) оптимальная стартовая масса была бы 740/1,12=660 тонн.
Но чинуши и политики не были бы чинушами и политиками, если бы не испохабили новую РН
  - в данном случае(помимо прочего) карликовостью - 535 тонн всего,
обосновывая этот маразм привязкой к зенитовским СК и ограничениям ЖД габарита.

Чем больше УИ, тем выше гравитационные потери (дольше время АУТ при одинаковой тяге), поэтому для компенсации потерь надо повышать тяговооружённость.
Более высокое весовое совершенство (меньше удельная масса ДУ и меньше относительная масса отсеков) способствует повышению оптимальной тяговооружённости.

[fagot]

Если говорить о максимальной Мпг, то она достигается (опять же, плюс-минус) при стартовой тяговооружённости в диапазоне 1,15-1,25 в постановке: "Максимум Мпг при заданной тяге двигателей". К слову, если ракета имеет такую тяговооружённость, то с высокой степенью вероятности, её параметры оптимизировались по этому критерию.

Кстати. Если баки ракеты имеют размер оптимизированный под вариант с ускорителями (Атлас-2А, Ариан-40) то при старте без ускорителей имеет смысл заливать топлива столько чтобы тяговооружённость была практически близка к 1.00. При этом Мпн будет максимальной.

У них стартовая тяговооруженность была как раз около 1,15.

[Старый]

У них стартовая тяговооруженность была как раз около 1,15.

А мне так показалось что ниже 1.10. У тебя откуда данные? 

[azvoz]

Если говорить о максимальной Мпг, то она достигается (опять же, плюс-минус) при стартовой тяговооружённости в диапазоне 1,15-1,25 в постановке: "Максимум Мпг при заданной тяге двигателей". К слову, если ракета имеет такую тяговооружённость, то с высокой степенью вероятности, её параметры оптимизировались по этому критерию.

И, да, конкретные технологии к этому имеют небольшое отношение.

Очень даже влияют технологии на оптимальную ТВР.
Чем больше УИ,
    тем ниже оптимальная ТВР.
Чем лучше весовое совершенство ступеней,
    тем ниже оптимальная ТВР.
Для технологий 60х годов оптимальный по Мпг ТВР была 1,16-1,20 (Сатурн-5 например).
При современных технологиях для керосинки 1,12 для метанки 1,10, предположительно.

Применительно к Иртыш(Союз-5) оптимальная стартовая масса была бы 740/1,12=660 тонн.
Но чинуши и политики не были бы чинушами и политиками, если бы не испохабили новую РН
  - в данном случае(помимо прочего) карликовостью - 535 тонн всего,
обосновывая этот маразм привязкой к зенитовским СК и ограничениям ЖД габарита.

Чем больше УИ, тем выше гравитационные потери (дольше время АУТ при одинаковой тяге), поэтому для компенсации потерь надо повышать тяговооружённость.
Более высокое весовое совершенство (меньше удельная масса ДУ и меньше относительная масса отсеков) способствует повышению оптимальной тяговооружённости.

1) "Чем больше УИ, тем выше гравитационные потери (дольше время АУТ при одинаковой тяге), поэтому для компенсации потерь надо повышать тяговооружённость. "
==
Это у вас такой троллинг ложными "парадоксами"?
При повышении УИ увеличение гравпотерь будет с лихвой компенсировано.
--
2) "Более высокое весовое совершенство (меньше удельная масса ДУ и меньше относительная масса отсеков) способствует повышению оптимальной тяговооружённости. "
 ==
Если стартовая тяга задана(именно это мы обсуждаем)
при повышении стартовой массы(или другими словами - при понижении ТВР)
издержки растут, в первую очередь, из-за увеличения массы баков.
И при повышении весового совершенства баков издержки от роста баков уменьшаются,
что сдвигает оптимум стартовой массы по Мпг вверх
и соответственно оптимум ТВР по Мпг вниз.

[Дмитрий В.]

Если говорить о максимальной Мпг, то она достигается (опять же, плюс-минус) при стартовой тяговооружённости в диапазоне 1,15-1,25 в постановке: "Максимум Мпг при заданной тяге двигателей". К слову, если ракета имеет такую тяговооружённость, то с высокой степенью вероятности, её параметры оптимизировались по этому критерию.

И, да, конкретные технологии к этому имеют небольшое отношение.

Очень даже влияют технологии на оптимальную ТВР.
Чем больше УИ,
    тем ниже оптимальная ТВР.
Чем лучше весовое совершенство ступеней,
    тем ниже оптимальная ТВР.
Для технологий 60х годов оптимальный по Мпг ТВР была 1,16-1,20 (Сатурн-5 например).
При современных технологиях для керосинки 1,12 для метанки 1,10, предположительно.

Применительно к Иртыш(Союз-5) оптимальная стартовая масса была бы 740/1,12=660 тонн.
Но чинуши и политики не были бы чинушами и политиками, если бы не испохабили новую РН
  - в данном случае(помимо прочего) карликовостью - 535 тонн всего,
обосновывая этот маразм привязкой к зенитовским СК и ограничениям ЖД габарита.

Чем больше УИ, тем выше гравитационные потери (дольше время АУТ при одинаковой тяге), поэтому для компенсации потерь надо повышать тяговооружённость.
Более высокое весовое совершенство (меньше удельная масса ДУ и меньше относительная масса отсеков) способствует повышению оптимальной тяговооружённости.

1) "Чем больше УИ, тем выше гравитационные потери (дольше время АУТ при одинаковой тяге), поэтому для компенсации потерь надо повышать тяговооружённость. "
==
Это у вас такой троллинг ложными "парадоксами"?
При повышении УИ увеличение гравпотерь будет с лихвой компенсировано.
--
2) "Более высокое весовое совершенство (меньше удельная масса ДУ и меньше относительная масса отсеков) способствует повышению оптимальной тяговооружённости. "
 ==
Если стартовая тяга задана(именно это мы обсуждаем)
при повышении стартовой массы(или другими словами - при понижении ТВР)
издержки растут, в первую очередь, из-за увеличения массы баков.
И при повышении весового совершенства баков издержки от роста баков уменьшаются,
что сдвигает оптимум стартовой массы по Мпг вверх
и соответственно оптимум ТВР по Мпг вниз.

А также растут гравитационные потери.

[azvoz]

А также растут гравитационные потери.

И они с лихвой компенсируются до определенного порога-
- я ж не пишу, что оптимальный ТВР равен 1,00001.
Но с увеличением УИ и весового совершенства баков,
оптимальный ТВР сдвигается с 1,15-1,20(технологии 60х)
                                            до 1,08 - 1,13(современные технологии).

Создание же Иртыша(Союз-5) в карликовом размере 535 тонн(при оптимуме не менее 660 тонн)
 чистое вредительство и\или политиканство.

[Дмитрий В.]

А также растут гравитационные потери.

И они с лихвой компенсируются до определенного порога.
Я ж не пишу, что оптимальный ТВР равен 1,00001.
Но с увеличением УИ и весового совершенства баков,
оптимальный ТВР сдвигается с 1,15-1,20(технологии 60х)
                                            до 1,08 - 1,13(современные технологии).

Создание же Иртыша(Союз-5) в карликовом размере 535 тонн(при оптимуме не менее 660 тонн)
 чистое вредительство и\или политиканство.

Необходимы расчёты. Умозрительные оценки здесь не годятся.

[azvoz]

А также растут гравитационные потери.

И они с лихвой компенсируются до определенного порога.
Я ж не пишу, что оптимальный ТВР равен 1,00001.
Но с увеличением УИ и весового совершенства баков,
оптимальный ТВР сдвигается с 1,15-1,20(технологии 60х)
                                            до 1,08 - 1,13(современные технологии).

Создание же Иртыша(Союз-5) в карликовом размере 535 тонн(при оптимуме не менее 660 тонн)
 чистое вредительство и\или политиканство.

Необходимы расчёты. Умозрительные оценки здесь не годятся.

Согласен.
Нужно точно посчитать оптимум стартовой массы по Мпг
для современной РН на РД-171(например Иртыша):
660 т? 670т? 675т? Вот это вопрос
Но уж точно не жалкие 535 т.

[Дмитрий В.]

Были оценки.