Союз-5

[Кот Бегемот]

Мы последние 5 страниц обсуждаем Союз-5 

Вы правильно сказали - тот союз-5 давно похоронен зачем вы постоянно тянете тему в оффтоп?
Эта тема про керосиновый союз-5\иртыш\сункар.

[simple]

забаньте уже карпатыча, ходит под кучей логинов, его истеричная форма повествования уже поднадоела 

[Sembler]

Выключенную половинку можно будет включить снова?

Это повторный пуск. А его нет.

Откуда Вы это знаете?

В РД-0124, вроде, тоже применяется одноразовая пусковая ампула. 

[Demir_Binici]

В этой теме мы обсуждаем имеет ли практический смысл Союз-5 без РБ.

Вначале вроде сошлись на мнении, что не имеет совсем и без РБ использоваться не будет, как, например, не использовался Протон-М (исключая запуск МЛМ Наука).

Использование в пилотируемой программе для запусков пилотируемых и грузовых кораблей демонстративно проигнорировано?

Ты вставил мою цитату, чтобы обвинить в том, что Роскосмос не собирается использовать Союз-5 в пилотируемой программе, меня?

Они такой пилотируемый корабль нового поколения замыслили, что его даже нынешняя Ангара А5 не вытягивает, и им требуется ещё более мощная Ангара А5М. Куда уж тут Союз-5. А для старого поколения пилотируемых и грузовых кораблей хватает и Союза-2. Опять Союз-5 не при делах.

P.S.
Чисто гипотетически, году эдак в 2033, например, Казахстан в складчину, например, с Узбекистаном и Киргизстаном могли бы купить (взять в аренду) подержанный Crew Dragon и летать на ентом Союзе-5 к едрёной матери какой-нибудь станции. Вот. Теперь персонально меня никак не упрекнуть в демонстративном игнорировании возможного использования Союза-5 в пилотируемой программе.

[Старый]

Ты вставил мою цитату, чтобы обвинить в том, что Роскосмос не собирается использовать Союз-5 в пилотируемой программе, меня?

Роскосмос не объявлял как он собирается использовать или не использовать Союз-5, не надо говорить за него.
 А вот местные обсуждатели демонстративно игнорируют самые очевидные направления. О чём я и напомнил. 

[garg]

Вот я про это и говорю. А еще все говорят, про тяжелую ступень, но забывют про уи в 360с.

У нас ступени тяжелые даже с учетом веса двигателя, разницы плотности переохлаждённого и кипящего кислорода и разницы веса простого люминя и литиевых сплавов. Так что еще и конструкция ступени до кучи говно.
Если все фишки материалов и движков F9 порезать/уровнять с нашими возможностями, то 2-я ступень у него будет весить (~1,6-1.8 движок/движки + 5.4-5,7 конструкция/баки + 95 топливо = 102 вес ступени против максимум 7,5 тонн сухой массы.
Весовое получается такое F9 - 13,6 против 10,2 у C-5.
Так что в любом случае у нас чугунятина получается. И с равной ПН но разным импульсом "союзное" весовое совершенство проигрывает вплоть до опорной орбиты.

ЗЫ - нас  спасает только то что высокий импульс у нас и на первой ступени, а весовое первой ступени F9 не столь радикально лучше наших первых ступеней. Но цена движков - это все убивает.

[Demir_Binici]

Ты вставил мою цитату, чтобы обвинить в том, что Роскосмос не собирается использовать Союз-5 в пилотируемой программе, меня?

Роскосмос не объявлял как он собирается использовать или не использовать Союз-5, не надо говорить за него.

Роскосмос объявил об участии в МКС до 2028 года по крайней мере. И объявил о начале запуска модулей РОС с 2027 года на Ангаре А5М. К МКС будут летать на Союз-2. К РОС будет летать грузы на Прогресс/Союз-2.1(б?) и космонавты на ПТК НП/Ангара А5М. Не вижу тут места для Союза-5. Ты считаешь, что оно есть? Или ты считаешь, что Роскосмосу надо было прямо заявить, что Союз-5 не будет использоваться в пилотируемой программе? Кроме того, новая пилотируемая программа предполагается на Восточном. А строительство там СК для Союз-5 под вопросом.

А вот местные обсуждатели демонстративно игнорируют самые очевидные направления. О чём я и напомнил.

Я таки исправился и описал гипотетическое использование Союза-5 в пилотируемой космонавтике.

[Demir_Binici]

Вот я про это и говорю. А еще все говорят, про тяжелую ступень, но забывют про уи в 360с.

У нас ступени тяжелые даже с учетом веса двигателя, разницы плотности переохлаждённого и кипящего кислорода и разницы веса простого люминя и литиевых сплавов. Так что еще и конструкция ступени до кучи говно.
Если все фишки материалов и движков F9 порезать/уровнять с нашими возможностями, то 2-я ступень у него будет весить (~1,6-1.8 движок/движки + 5.4-5,7 конструкция/баки + 95 топливо = 102 вес ступени против максимум 7,5 тонн сухой массы.
Весовое получается такое F9 - 13,6 против 10,2 у C-5.
Так что в любом случае у нас чугунятина получается. И с равной ПН но разным импульсом "союзное" весовое совершенство проигрывает вплоть до опорной орбиты.

И даже больше, чем просто до опорной. Для Союза-5 заявлено 17 тонн на 200 км круговую орбиту, а Falcon 9 выводил 17.5 тонн на 299 x 297 km x 43° (14.5° изменение наклонения) и первая ступень при этом садится на баржу, а вторая даёт третий импульс для схода с орбиты.

Спойлер

А если бы там стояли двигатели с УИ как у РД-171М, то с посадкой первой ступени Falcon 9 выводил бы ПН большую, чем сейчас выводит с расходом первой ступени.

[свернуть]

[Demir_Binici]

9т. на 1000км без РБ - неплохо...

Для сравнения:

• Falcon 9 ASDS - 13.25 тонн на 1000 км с наклонением, равном широте космодрома
• Neutron EXP - 13 тонн на 1000 км с наклонением, равном широте космодрома
• Neutron DRL - 11 тонн на 1000 км с наклонением, равном широте космодрома
• CZ-12 - 6 тонн на 700 км ССО

P.S.
Исправил данные для Neutron.

[Старый]

К МКС будут летать на Союз-2. К РОС будет летать грузы на Прогресс/Союз-2.1(б?) и космонавты на ПТК НП/Ангара А5М. Не вижу тут места для Союза-5.

Роскосмос этого не объявлял. Если не видишь то это твои проблемы, слепота это не аргумент. 

[Raul]

Выключенную половинку можно будет включить снова?

Это повторный пуск. А его нет.

Откуда Вы это знаете?

В РД-0124, вроде, тоже применяется одноразовая пусковая ампула.

В РД-0124 пусковая ампула одноразовая. А про РД-0124МС было бы интересно узнать. Поскольку возможность повторного включения не только существенно повышает надёжность выведения на половинке РД, но и даёт возможность проводить двух импульсный маневр без РБ. А это плюс к Мпг, по сравнению с графиком для орбиты 1000 км от Дмитрия.

ЗЫ: Однако интересно, что туда на 1000 км собираются закидывать?  . Затапливать вторую ступень с такой высоты не нужно, поэтому можно лететь туда напрямую, без РБ.

[Туман Андромедов]

Проектные параметры РН Союз-5 оптимизированы под выведение на НОО высотой 200 км и наклонением 51,7 град

Проектные параметры РН "Союз-5" получились не путём оптимизации. Размерность первой ступени была задана в тех.задании указанием массы топлива, которое было получено для блоков первой ступени РН сверхтяжёлого класа что бы они, блоки падали вне заповедника в Уссурийском крае. Размерность второй ступени определилась из ограничения на  максимальную массу заправленной ракеты по несущей способности заимствованного пускового стола.

[Большой]

Проектные параметры РН Союз-5 оптимизированы под выведение на НОО высотой 200 км и наклонением 51,7 град

Проектные параметры РН "Союз-5" получились не путём оптимизации. Размерность первой ступени была задана в тех.задании указанием массы топлива, которое было получено для блоков первой ступени РН сверхтяжёлого класа что бы они, блоки падали вне заповедника в Уссурийском крае. Размерность второй ступени определилась из ограничения на  максимальную массу заправленной ракеты по несущей способности заимствованного пускового стола.

Интересно, на Восточном планируют СК для С-5?

[garg]

Вот я про это и говорю. А еще все говорят, про тяжелую ступень, но забывют про уи в 360с.

У нас ступени тяжелые даже с учетом веса двигателя, разницы плотности переохлаждённого и кипящего кислорода и разницы веса простого люминя и литиевых сплавов. Так что еще и конструкция ступени до кучи говно.
Если все фишки материалов и движков F9 порезать/уровнять с нашими возможностями, то 2-я ступень у него будет весить (~1,6-1.8 движок/движки + 5.4-5,7 конструкция/баки + 95 топливо = 102 вес ступени против максимум 7,5 тонн сухой массы.
Весовое получается такое F9 - 13,6 против 10,2 у C-5.
Так что в любом случае у нас чугунятина получается. И с равной ПН но разным импульсом "союзное" весовое совершенство проигрывает вплоть до опорной орбиты.

И даже больше, чем просто до опорной. Для Союза-5 заявлено 17 тонн на 200 км круговую орбиту, а Falcon 9 выводил 17.5 тонн на 299 x 297 km x 43° (14.5° изменение наклонения) и первая ступень при этом садится на баржу, а вторая даёт третий импульс для схода с орбиты.

Спойлер

А если бы там стояли двигатели с УИ как у РД-171М, то с посадкой первой ступени Falcon 9 выводил бы ПН большую, чем сейчас выводит с расходом первой ступени.

[свернуть]

Это я для условно уровненных по условиям ракет по конструкционным материалам и двигателям. Без уравнивания они и рядом не стояли.

[cross-track]

9т. на 1000км без РБ - неплохо...

Для сравнения:

• Falcon 9 ASDS - 13.25 тонн на 1000 км с наклонением, равном широте космодрома
• Neutron EXP - 9 тонн на 1000 км с наклонением, равном широте космодрома
• Neutron DRL - 7.5 тонн на 1000 км с наклонением, равном широте космодрома
• CZ-12 - 6 тонн на 700 км ССО

Сравнивать РН по выводу на одинаковую высоту, но с разыми наклонениями, равными широте космодрома, не совсем корректно.

[ТТоварищ]

Проектные параметры РН Союз-5 оптимизированы под выведение на НОО высотой 200 км и наклонением 51,7 град

Проектные параметры РН "Союз-5" получились не путём оптимизации. Размерность первой ступени была задана в тех.задании указанием массы топлива, которое было получено для блоков первой ступени РН сверхтяжёлого класа что бы они, блоки падали вне заповедника в Уссурийском крае. Размерность второй ступени определилась из ограничения на  максимальную массу заправленной ракеты по несущей способности заимствованного пускового стола.

То есть делают очень дорогую и сложную ракету изначально плохой..
И только ради того чтобы казахам на пару копеек меньше потратить при модернизации СК.
Эталонный саботаж.

[Старый]

что бы они, блоки падали вне заповедника в Уссурийском крае.

А как хотя бы теоретически блоки могут попасть в Уссурийский край? 

[Старый]

Размерность второй ступени определилась из ограничения на  максимальную массу заправленной ракеты по несущей способности заимствованного пускового стола.

Размерность второй ступени ограничивалась ограниченной тягой имеющегося двигателя. А размерность первой ступени - железнодорожным габаритом.
Ограничивать вторую ступень по несущей способности стартового стола - это до такого надо додуматься.

[Туман Андромедов]

А как хотя бы теоретически блоки могут попасть в Уссурийский край? 

Да, Вы правы. Правильно - Хабаровский край. Спасибо.

[Старый]

Да, Вы правы. Правильно - Хабаровский край. Спасибо.

И что: в Хабаровском крае так много заповедных зон что ради них надо существенно менять характеристики ракеты?