Союз-5

[Rudel]

И всё-таки непонятно, почему буквально все делают водород, а нам он почему-то не нужен.

[Дмитрий В.]

Bell написал:
В результате, керосиновый девайс вырождается обратно в 2-ступенчатую РН с РБ.

Да, как-то так. А с водородным РБ Зенит-2 или Союз-5 сразу входят в нишу "Протона", выводя на ГПО порядка 6-6,5 т при запусках с российских космодромов.

[azvoz]

Bell написал:
Чтобы выжать из РД-171 ПН как у Протона, необходимо сделать мюПН порядка 4%.Даже на 3 ступенях на керосине хрен оно выйдет.

Если верить цифрам Маска (я конечно не верю, но меня за это сильно ругают на этом форуме),
 то у него 4,153 % ( 22.8 т НОО ,549 стартовая масса)

Это на движках с меньшим УИ и на двух ступенях.

Что принципиально мешает сделать 4% на движках с более высоким УИ  ?
То что у движков хуже соотношение тяга/ масса с избытком  нивелируется 3мя ступенями.

[Raul]

Rudel написал:
И всё-таки непонятно, почему буквально все делают водород, а нам он почему-то не нужен.

Я так понимаю. Для замены Протона моноблоком, во всем диапазоне его применения - например, для вывода на орбиту модуля МКС "Наука" - требуются три керосиновые ступени. Водородный РБ здесь не поможет. Для доставки спутников на ГПО он может пригодится. Но вопрос - что будет для нас дешевле - трехступенчатая РН + РБ на керосине или двухступенчатая РН + РБ на водороде?

А вообще водород планируется там, где надо поднимать ПН выше обеспечиваемой Протоном. 

[azvoz]

Rudel написал:
И всё-таки непонятно, почему буквально все делают водород, а нам он почему-то не нужен.

Далеко не все.

Если уж любитель хайповых идей Илон Маск заявляет "водород - дерьмо" (дословно) и не планирует использовать его даже в самых вычурных и фантастических прожектах,
несмотря на ярую любовь к святому чистому волшебному водороду у большинства неграмотной публики
(его главная опора в пиар капитализации) , судя по надрачиванию на Тойота Мюрай и прочие Гинденбурги на колесах.  
то РФ водород и подавно не нужен.

Никакого КВРБ , КВТК , и тп не будет в реале.
И это хорошо.
Хотя еще лучше  если бы не было и в проектах.

[Павел73]

Raul написал:
Bell,
Вам упорно пытаются объяснить, что для замены Протона моноблоком водород НЕ НУЖЕН. И про 1000-тонный РД-175 сказали, и про сборку из РД-191М. А вы все про РД-171... Сдвиньтесь наконец с "бриллиантового хера"    

РД-171 хорош тем, что всё-таки дёшевле связки из РД-191, но главное - надёжнее. Самый сложный, критичный и отказоопасный агрегат - ТНА - у него только один. А с РД-191 - четыре, поэтому вероятность отказа любого  из них будет выше.

[Raul]

Павел73 написал:
 

Raul написал:
 Bell ,
Вам упорно пытаются объяснить, что для замены Протона моноблоком водород НЕ НУЖЕН. И про 1000-тонный РД-175 сказали, и про сборку из РД-191М. А вы все про РД-171... Сдвиньтесь наконец с "бриллиантового хера"    

РД-171 хорош тем, что всё-таки дёшевле связки из РД-191, но главное - надёжнее. Самый сложный, критичный и отказоопасный агрегат - ТНА - у него только один. А с РД-191 - четыре, поэтому вероятность отказа любого  из них будет выше.

Статистка, однако, не согласна с тем, что РД-171 надежнее. 3 аварии на 92 отработки. У РД-180 - один отказ без потери ПН на 82 полета Атласов. Получается, что два РД-180 надежнее, чем один РД-171. Хотя у них два ТНА.

По РД-191 достаточной статистики до сих пор нет. Но 4 РД резервируются по схеме 3 + 1, кроме начального участка полета. Понятно, что если взорвется, то это все. А если САЗ успеет отключить РД до взрыва? 

[azvoz]

azvoz написал:
 

Bell написал:
Чтобы выжать из РД-171 ПН как у Протона, необходимо сделать мюПН порядка 4%.Даже на 3 ступенях на керосине хрен оно выйдет.

Если верить цифрам Маска (я конечно не верю, но меня за это сильно ругают на этом форуме),
 то у него 4,153 % ( 22.8 т НОО ,549 стартовая масса)

Это на движках с меньшим УИ и на двух ступенях.

Что принципиально мешает сделать 4% на движках с более высоким УИ  ?
То что у движков хуже соотношение тяга/ масса с избытком  нивелируется 3мя ступенями.

Для ФХ   Маск декларирует ещё больше -  4,49 % ( 63.8 т НОО ,1421 стартовая масса)
Паразитные массы крепления вязанки дров с лихвой компенсируются , хоть малой, но ступенчатостью.
Вместо 2 х ступеней 2,5...или правильнее сказать 2,2 ступени.
На чистом 3х ступе эффект будет еще сильнее.

[mihalchuk]

azvoz написал:
вы по прежнему при упоминании абстрактной Ушастой РН начинаете критиковать конкретные нюансы реализации изначальной Ангары.Я понимаю что инерция страшная сила, но нужно внимательнее относиться  к аргументам оппонента

постеснялся вам сказать  :oops: , что ваш подход, выраженный в утверждении:

Чтобы в пустую не спорить, сузим терминологию -
Пусть будет название компоновки  не  Ушастая Ангара, а просто Ушастая РН,
то есть РН с боковыми навесными баками.
И такая РН на рд-171(если уж так нужно его пристроить вместо создания правильного метанового ЖРД)
будет во всём лучше Иртыша., а в продвинутых вариантах сможет перекрыть А5.

, где вы расширили понятие "ушастой РН" до неприличных невообразимых размеров. Почему так? Да потому что утверждение очевидно неверное, так как ЛЮБОЙ ДУРАК сможет нарисовать ушастую в ваших понятиях РН, с заведомо худшими свойствами, чем А5 или Иртыш. С философской точки зрения вы сравниваете реальные концепции (А5, Иртыш) с абстрактными фантазиями произвольного размера. Фантазии в таком случае рулят.
Так нельзя. Давайте не будем выдумывать,  оставим термин "ушастая" для конкретного проекта, а остальные РН будем называть РН с внешними подвесными баками. Так и вот, второе, что я пытался втолковать - для компонентов ЖК-керосин и схемы ЖРД с дожиганием варианты размещения в подвесных баках горючего и окислителя принципиально различны по свойствам. Почему выносить кислород хуже, чем керосин, я написал, добавлю, что такая конструкция ещё и хуже по обеспечению чистоты топлива на входе в двигатель. Но, сверх этого, ушастая Ангара имеет свои недостатки компоновки, о чём я тоже написал.
Если же вы захотите вернуться в абстракцию, то есть много старых книжек, о ракетной технике, где этот вопрос разбирался, были дискуссии, проекты и изделия, но тема довольно обширна.

[Павел73]

Raul написал:
 Статистка, однако, не согласна с тем, что РД-171 надежнее. 3 аварии на 92 отработки. У РД-180 - один отказ без потери ПН на 82 полета Атласов. Получается, что два РД-180 надежнее, чем один РД-171. Хотя у них два ТНА.

По РД-191 достаточной статистики до сих пор нет. Но 4 РД резервируются по схеме 3 + 1, кроме начального участка полета. Понятно, что если взорвется, то это все. А если САЗ успеет отключить РД до взрыва?  

Ну наверно если бы РД-171 делали для американцев, у него была бы точно такая же статистика . 

Впрочем, два РД-180 означают бОльшую тягу, да и за счёт серийности стоимость пары их скорее всего не превысит стоимости одного РД-171. Наверно, это самый оптимальный вариант. Кроме того, ракету и ПУ можно спроектировать так, чтобы возможен был старт с различными сочетаниями двигателей 170-го семейства.

А вот любопытно: насколько легче будет двигатель 170-го семейства, если исключить качание камеры и сделать её неподвижной?

[Дмитрий В.]

azvoz написал:
Что принципиально мешает сделать 4% на движках с более высоким УИ  ?

Низкое весовое совершенство отечественных ракет.

[zandr]

https://tass.ru/kosmos/7782461

Источник: "Союз-5" получит такой же разгонный блок, как у "Ангары"
МОСКВА, 18 февраля. /ТАСС/. Новый разгонный блок, созданный на базе блоков серии ДМ для тяжелой ракеты-носителя "Ангара-А5", будет использоваться также при выведении полезной нагрузки на ракете "Союз-5". Об этом сообщил ТАСС во вторник источник в ракетно-космической отрасли.
"Для "Союза-5" будет использоваться такой же разгонный блок, как и для "Ангары", - отметил собеседник агентства.
Разработкой занимается Ракетно-космическая корпорация (РКК) "Энергия". В 2017 году в качестве вариантов для эксплуатации с ракетой "Союз-5" рассматривались созданные в рамках программ "Морской старт" и "Наземный старт" разгонные блоки ДМ-SL и ДМ-SLБ.
Ранее гендиректор РКК "Энергия" Николай Севастьянов сообщил ТАСС, что первый разгонный блок, созданный для "Ангары-А5", доставлен в ноябре на космодром Плесецк. Он уже прошел наземную экспериментальную отработку.
О создании нового разгонного блока на базе блоков серии ДМ для "Ангары-А5" стало известно в 2015 году. Разгонные блоки семейства ДМ предназначены для перевода спутников с опорной на целевую околоземную орбиту, а также на отлетные траектории.

[Bell]

azvoz написал:
 

Bell написал:
Чтобы выжать из РД-171 ПН как у Протона, необходимо сделать мюПН порядка 4%.Даже на 3 ступенях на керосине хрен оно выйдет.

Если верить цифрам Маска (я конечно не верю, но меня за это сильно ругают на этом форуме),
 то у него 4,153 % ( 22.8 т НОО ,549 стартовая масса)

Это на движках с меньшим УИ и на двух ступенях.

Что принципиально мешает сделать 4% на движках с более высоким УИ  ?
То что у движков хуже соотношение тяга/ масса с избытком  нивелируется 3мя ступенями.

А теперь меняем Мерлины на РД-171 и РД-120, получаем прибавку конечной массы 1й ступени +5 т, 2й - +1 т и теряем не менее 2 т ПН.
Потом учитываем в массе конструкций нежной 2й ступени возможность восприятия нагрузки 20+ т, делаем ее соответственно тяжелее и теряем еще тонну ПН.
Разницу широт тоже учитываем.

И вот после этого считаем мюПН.

[Павел73]

Bell написал:
 

azvoz написал:
 

Bell  написал:
Чтобы выжать из РД-171 ПН как у Протона, необходимо сделать мюПН порядка 4%.Даже на 3 ступенях на керосине хрен оно выйдет.

Если верить цифрам Маска (я конечно не верю, но меня за это сильно ругают на этом форуме),
 то у него 4,153 % ( 22.8 т НОО ,549 стартовая масса)

Это на движках с меньшим УИ и на двух ступенях.

Что принципиально мешает сделать 4% на движках с более высоким УИ  ?
То что у движков хуже соотношение тяга/ масса с избытком  нивелируется 3мя ступенями.

А теперь меняем Мерлины на РД-171 и РД-120, получаем прибавку конечной массы 1й ступени +5 т, 2й - +1 т и теряем не менее 2 т ПН.
Потом учитываем в массе конструкций нежной 2й ступени возможность восприятия нагрузки 20+ т, делаем ее соответственно тяжелее и теряем еще тонну ПН.
Разницу широт тоже учитываем.

И вот после этого считаем мюПН.

Да почему же? УИ РД-171 на 9 процентов больше, чем у Мерлина, а замена 9 Мерлинов на один РД-171 добавляет к массе первой ступени Фалкон всего 6 тонн, т. е. всего полтора процента от её стартовой массы. Ещё раз: 1 ступень станет на 1,5% тяжелее, но УИ на 9% выше. По-моему, чистый выигрыш. Морской старт обеспечит нужную широту.

Единственный минус - высокая напряжённость двигателя и его агрегатов.

[Bell]

Павел73 написал:
6 тонн, т. е. всего полтора процента от её стартовой массы

блин еще один счетовод-любитель...
там через логарифм массы считаются.

И разговор вообще про запуск с Восточного

[Bell]

Павел73 написал:
По-моему, чистый выигрыш

а по Циолковскому - хрен по всей роже (((

[Павел73]

Bell написал:
 

Павел73 написал:
По-моему, чистый выигрыш

а по Циолковскому - хрен по всей роже (((

Нет. Даже и по Циолковскому, если у Фалкона заменить на 1 ступени 9 Мерлинов на один РД-171, ничего больше не меняя, всё равно получается выигрыш 100 м/с конечной скорости ступени. Ну небольшой, да .

Первая ступень Фалкона с Мерлинами. Начальная масса 431,7 т, сухая масса 22,2 т, УИ 2766,42 м/с, конечная скорость 8201 м/с.

Первая ступень Фалкона с РД-171. Начальная масса 437,7 т, сухая масса 28,2 т, УИ 3031,29 м/с, конечная скорость 8303 м/с.



И это только отдельно взятая 1 ступень. Если же к ней добавить вторую и всё что за ней, то соотношения начальной и конечной массы к моменту израсходования топлива в 1 ступени для обоих вариантов ещё больше сравняются, и вклад УИ в конечную скорость ракеты будет ещё выше.

[Павел73]

Тут другое - у связки Мерлинов больше тяга, чем у РД-171, поэтому меньше будут гравпотери.

Но всё равно хреном бы я это не назвал...

[azvoz]

Bell написал:
учитываем в массе конструкций нежной 2й ступени возможность восприятия нагрузки 20+ т, делаем ее соответственно тяжелее и теряем еще тонну ПН.

О! 
То есть вы считаете что Маск врёт про возможность вывода ПН 22,8 т на НОО ?

[Чебурашка]

У РД-171 тяга меньше чем у  9 Мерлинов 
И масса ступени больше.

Поэтому гравитационные потери будут больше и просто сожрут этих 100 м/c прироста ХС.