Союз-5

[A.E]

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.

Правильно - Хабаровский край.

А какой заповедник?

[Буцетам]

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

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

Забавно что вся эта логика проистекает из того, что горючее у иртыша - керосин. Тот самый керосин, что не кипит, никуда не девается и отравляет почву годами. Буквально выжженая земля там где керосин пролился. 
Это морально устаревшее горючее XX-го века, это все знают. Ещё все знают про существование метана. Будь иртыш на метане, его экологичность стала бы абсолютной, роняй где хочешь.
А почему иртыш не на метане? Потому что ему в приказном порядке назначили керосин. Кто назначил? Жадные до денег дядьки. А другие дядьки ограничили ступень. А третьи дядьки порешали с казахами договорнячок "мы ща всё состряпаем и стол переделывать будет не нужно". Состряпали, ограничили ещё и вторую ступень, деньги на стол между собой поделили. 
Вот так и вышла абсолютно кривая ракета, и невышло метанового Союза-5

[Дмитрий В.]

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.

В ТЗ не нашёл прямого указания на равенство РЗТ блока 1й ступени Союза-5 и ББ и ЦБ РН СТК. Есть лишь косвенные: "Основное назначение изделия: КРК «Союз-5» предназначен для обеспечения запусков автоматических КА и НТК, а также для набора статистики при летной отработке блока первой ступени PH СК как аналога ракетного блока первой и второй ступеней PH СТК". 
"PH среднего класса «Союз-5» должна создаваться с учетом рациональной унификации ракетного блока первой ступени с ракетными блоками первой и второй ступеней PH СТК, возможности использования ее с
унификацией в составе комплекса «Морской старт»".

Аналогичность и рациональная унификация не равны идентичности (как не были идентичными блоки А 11К25 и первой ступени 11К77).

[Дмитрий В.]

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

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

...
А почему иртыш не на метане? Потому что
...

... он ему не нужен

[Буцетам]

"Основное назначение изделия: КРК «Союз-5» предназначен для обеспечения запусков автоматических КА и НТК, а также для набора статистики при летной отработке блока первой ступени PH СК как аналога ракетного блока первой и второй ступеней PH СТК". 

Прописывать в ТЗ, которое выпускается даже перед эскизным проектом, какие-то конкретные цифры РЗТ, это...избыточно (всё равно потом придётся уточнять). Так что этот вот расплывчатый пункт вполне мог быть уточнён при выпуске Доп. ТЗ N1, например.

[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 - 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.

Если ракеты вообще по техническим параметрам сравнивать, то как раз сравнение возможностей вывода без изменения наклонения наиболее корректно. Разница скорости вращения Земли настолько мала, что её можно не учитывать. В частности между Байконуром и Cape Canaveral эта разница 83 м/c, между Байконуром и MARS - 42 м/c, между Байконуром и Wenchang - 118 м/c.

Спойлер

Практические возможности ракет конечно лучше сравнивать по возможностям вывода на какие-то популярные целевые орбиты - SSO, GTO и прочее. Ракеты стартующие с более близких к экватору космодромов пользуются преимуществом при выводе на GTO, стартующие с более близких к полюсам - на близкие к полярным орбиты. Изменение наклонения более затратно чем преимущество от скорости вращения Земли.

[свернуть]

[Demir_Binici]

"PH среднего класса «Союз-5» должна создаваться с учетом рациональной унификации ракетного блока первой ступени с ракетными блоками первой и второй ступеней PH СТК

Забавно, что эта история похожа на историю с Ангарой. Ту ведь тоже создавали как модульную ракету предполагая А1, А3 и А5. Создание ракеты из модулей имеет конечно свои недостатки, но имеет и достоинства. А3 пропала - большая часть достоинств потерялась, а недостатки никуда не делись.
Потом этот Союз-5, который мало того что вместо А3, так ещё тоже "с учётом" какой-то абстрактной унификации.

[Старый]

Забавно, что эта история похожа на историю с Ангарой.

Просто размерность блоков в 4 раза больше. Поэтому не потребуется дожимать ПН водородом. И тяжёлым вариантом будет трёхмодульный, как у людей, а не пятимодульный. В случае необходимости можно быстро сделать и пятимодульный вариант который даст ПН никогда не достижимую для Ангары. 

[Старый]

Потом этот Союз-5, который мало того что вместо А3, так ещё тоже "с учётом" какой-то абстрактной унификации.

Союз-5 и вместо Союза-2 и вместо Протона и вместо Ангары-5 и вместо супертяжа. Единая универсальная ракета как Флакон. Если ты этого опять не видишь то это попытка спрятаться за слепоту. 

[Туман Андромедов]

В ТЗ не нашёл

Понятно.
Вы цитируете тех.задание (в неактуальной редакции) на космический ракетный комплекс "Союз-5" 2018 года. Но эскизный проект на ракету среднего класса был разработан в 2017 году по другому тех.заданию и в другой опытно-конструкторской работе. В работы по комплексу "Союз-5" эскизный проект ракеты вошёл как "заимствованный задел" без изменений.
Ладно. История создания комплексов "Союз-5" ( включая ракету) и "Байтерек" действительно очень витиевата. Не удивительно что неочевидцы этих событий придумывают свои "объяснения".

[Буцетам]

Союз-5

А по Амуру-СПГ есть какие-нибудь интересные подробности? Ну там...про средства спасения, или про повторное включение и работу без разгонника?

[cross-track]

Разница скорости вращения Земли настолько мала, что её можно не учитывать. В частности между Байконуром и Cape Canaveral

А между Плесецком и Куру?

[Demir_Binici]

Разница скорости вращения Земли настолько мала, что её можно не учитывать. В частности между Байконуром и Cape Canaveral

А между Плесецком и Куру?

251 m/s

Спойлер

Сравнивать Ангару с Вегой здесь, наверное, не самое подходящее место.

[свернуть]

[cross-track]

Разница скорости вращения Земли настолько мала, что её можно не учитывать. В частности между Байконуром и Cape Canaveral

А между Плесецком и Куру?

251 m/s

это уже сравнимо с добавкой скорости для воздушного старта.

[Дмитрий В.]

В ТЗ не нашёл

Понятно.
Вы цитируете тех.задание (в неактуальной редакции) на космический ракетный комплекс "Союз-5" 2018 года. Но эскизный проект на ракету среднего класса был разработан в 2017 году по другому тех.заданию и в другой опытно-конструкторской работе. В работы по комплексу "Союз-5" эскизный проект ракеты вошёл как "заимствованный задел" без изменений.
Ладно. История создания комплексов "Союз-5" ( включая ракету) и "Байтерек" действительно очень витиевата. Не удивительно что неочевидцы этих событий придумывают свои "объяснения".

Да, в ТЗ 2017 г. (на СЧ ОКР "Разработка ключевых элементов....", шифр "Элементы СТК") действительно указан РЗТ в размере 398 т для  блока первой ступени (по условиям унификации с РН СТК). Но и оптимизация основных проектных параметров Союз-5 с учётом ограничений на дальность падения блока первой ступени (1232 км от точки старта) и на максимальную продольную перегрузку (4,0) даёт значение оптимального РЗТ около 400 т, что не слишком-то отличается от указанного в ТЗ значения.

Кстати, в ТЗ 2017 г. есть требование проработки возможности применения в качестве 2й ступени "третьей ступени Ангары-А5 с минимальными доработками". Вероятно, проработки показали нецелесообразность такого решения.

[Дмитрий В.]

нелишне напомнить и о проработке варианта РН "Феникс" с третьей ступенью "Протона-М" в качестве второй:

[Старый]

Да, в ТЗ 2017 г. (на СЧ ОКР "Разработка ключевых элементов....", шифр "Элементы СТК") действительно указан РЗТ в размере 398 т для  блока первой ступени (по условиям унификации с РН СТК). Но и оптимизация основных проектных параметров Союз-5 с учётом ограничений на дальность падения блока первой ступени (1232 км от точки старта) и на максимальную продольную перегрузку (4,0) даёт значение оптимального РЗТ около 400 т, что не слишком-то отличается от указанного в ТЗ значения.

У Зенита - 320 тонн. Разница на четверть. Скорее всего запас топлива получили простым увеличением диаметра баков до 4.1 м. А задачей было максимальное увеличение стартовой массы для максимального увеличения ПН при сохранении возможности железнодорожной перевозки.

[Старый]

нелишне напомнить и о проработке варианта РН "Феникс" с третьей ступенью "Протона-М" в качестве второй:

Если бы хруникам жадность не застилала глаза то они могли всё это сделать 30 лет назад и сейчас ходили бы королями. 

[Старый]

Так что вращение Земли вроде как помогает, но если нужно запускать на орбиты с высокими наклонениями, она больше мешает.

Максимальная ПН обычно требуется при запуске на ГСО, а эти запуски производятся строго на восток на наклонение равное широте космодрома. 

[Demir_Binici]

это уже сравнимо с добавкой скорости для воздушного старта

Дальше уже не стоит здесь это обсуждать.
OFF

Спойлер

Это очень абстрактная скорость. И она строго на восток. А лететь-то надо не на восток (если старт не с экватора), а на орбиту, которая, очевидно, вокруг центра Земли. Полезна не просто добавка скорости, а добавка скорости в плоскости орбиты. Так что вращение Земли вроде как помогает, но если нужно запускать на орбиты с высокими наклонениями, она больше мешает.

А воздушные старты придумывали как раз в основном для того, чтобы стартовать с широты, равной наклонению орбиты или как можно ближе. На изменение наклонение орбиты требуется больше затрат, чем получается (если вообще получается) от прибавки скорости от вращения Земли.

[свернуть]