Союз-СПГ / Амур-СПГ

[Demir_Binici]

Вся прелесть решения с АМ в том, что все эти системы выделены в отделяемый блок гораздо меньшей массы, чем у 2й ступени

Как можно наблюдать, никого, кроме ЦиХ эта "прелесть" не прельщает. CASC/SAST делают CZ-6C и CZ-6A без всяких костылей с повторно запускаемым YF-115. Landspace тоже обходится без третьей ступени. Rocket Lab проектирует Neutron с двумя ступенями. И т.д.

Судя по номограмме, "отделяемый блок гораздо меньшей массы, чем у 2й ступени" не очень помог Ангаре 1.2. По соотношению Мпн (SSO 700 km) к стартовой массе она не сильно лучше двухступенчатой CZ-6C, несмотря на заметное превосходство РД-191 и РД-0124А над YF-100 и YF-115 по УИ и TWR (1680кг/176тонн/0.955% и 2000кг/217тонн/0.922% соответственно).

[Дмитрий В.]

Вся прелесть решения с АМ в том, что все эти системы выделены в отделяемый блок гораздо меньшей массы, чем у 2й ступени

Как можно наблюдать, никого, кроме ЦиХ эта "прелесть" не прельщает. CASC/SAST делают CZ-6C и CZ-6A без всяких костылей с повторно запускаемым YF-115. Landspace тоже обходится без третьей ступени. Rocket Lab проектирует Neutron с двумя ступенями. И т.д.

Судя по номограмме, "отделяемый блок гораздо меньшей массы, чем у 2й ступени" не очень помог Ангаре 1.2. По соотношению Мпн (SSO 700 km) к стартовой массе она не сильно лучше двухступенчатой CZ-6C, несмотря на заметное превосходство РД-191 и РД-0124А над YF-100 и YF-115 по УИ и TWR (1680кг/176тонн/0.955% и 2000кг/217тонн/0.922% соответственно).

Мю Пг никого не интересует - главное, что Мпг не ниже требуемой. И сравнивать надо не с иностранными аналогами, а с вариантом А-1.2 с повторным запуском.

[Demir_Binici]

То, что повторное включение для наших двигателистов "крепкий орешеК - это факт, но с АМ ещё и энергетика лучше.

В упрощённой теории она может и лучше. Но на практике ещё надо учесть время между выключением двигателя 2-й ступени и включением 3-й. Учесть высоту разделения ступеней, на которой весьма заметно торможение земной атмосферы. Всю выгоду от снижения массы может съесть низкая тяга двигателя.

Например у Falcon 9 ASDS из примера выше при выведении на 800 км Мпн падает всего на 12% относительно 400км или на 1460 кг - с 12130 до 10670 кг. Для GTO, а тем более других орбит с ещё большей требуемой энергетикой, использование дополнительной ступени однозначно приведёт к увеличению Мпн. Для орбит 800 - 2000 км выгода от дополнительной ступени будет минимальная или даже отрицательная.

[Дмитрий В.]

То, что повторное включение для наших двигателистов "крепкий орешеК - это факт, но с АМ ещё и энергетика лучше.

В упрощённой теории она может и лучше. Но на практике ещё надо учесть время между выключением двигателя 2-й ступени и включением 3-й. Учесть высоту разделения ступеней, на которой весьма заметно торможение земной атмосферы. Всю выгоду от снижения массы может съесть низкая тяга двигателя.

Например у Falcon 9 ASDS из примера выше при выведении на 800 км Мпн падает всего на 12% относительно 400км или на 1460 кг - с 12130 до 10670 кг. Для GTO, а тем более других орбит с ещё большей требуемой энергетикой, использование дополнительной ступени однозначно приведёт к увеличению Мпн. Для орбит 800 - 2000 км выгода от дополнительной ступени будет минимальная или даже отрицательная.

У Нестерова всё посчитано. Тяга весьма слабо влияет на гравпотери при небольшом времени работы и включениях в районе перигея/апогея.

[Demir_Binici]

Мю Пг никого не интересует ...

Ну если не интересует, то конечно. Оттого и получается результат, который мы все видим.

... - главное, что Мпг не ниже требуемой.

Сделать хорошо задача не стоит. Стоит задача обеспечить кем-то когда-то выдуманные требования. Ангара 1.2 полетела в 2022 году. Когда там требования к Мпг закладывали? Вот так и просчитывали - дескать через 25 лет у нас будет потребность выводить то-то и то-то такой-то массы на такие-то орбиты? Серьёзно?

И сравнивать надо не с иностранными аналогами, а с вариантом А-1.2 с повторным запуском.

Так нет никакого варианта "А-1.2 с повторным запуском". И не было никогда. Или вы про график из книжки Нестерова? Ну тогда конечно. Примерно: "Мы выбрали вариант с тремя ступенями, как самый оптимальный, бла, бла, бла". А от Нестерова можно было ожидать другого объяснения? В духе: "Дескать наши подрядчики не смогли доработать двигатель, обеспечив его повторное включение. А если бы и доработали, то массовое совершенство на второй ступени у нас получилось настолько плохое, что она не обеспечивала вывод заложенной на этапе эскизного проекта Мпг. Проще было сделать третью ступень, чем добиваться массового совершенства, да и двигателя всё равно нет. Так как ракета обещана была двухступенчатой, то по бумагам она проходит как двухступенчатая (чтобы не нарушать отчётность (c)), хотя ступеней три."

Вопрос, распространится ли этот инженерно-бюрократический опыт на Амур-СПГ или нет.

[Дмитрий В.]

Мю Пг никого не интересует ...

Ну если не интересует, то конечно. Оттого и получается результат, который мы все видим.

... - главное, что Мпг не ниже требуемой.

Сделать хорошо задача не стоит. Стоит задача обеспечить кем-то когда-то выдуманные требования. Ангара 1.2 полетела в 2022 году. Когда там требования к Мпг закладывали? Вот так и просчитывали - дескать через 25 лет у нас будет потребность выводить то-то и то-то такой-то массы на такие-то орбиты? Серьёзно?

И сравнивать надо не с иностранными аналогами, а с вариантом А-1.2 с повторным запуском.

Так нет никакого варианта "А-1.2 с повторным запуском". И не было никогда. Или вы про график из книжки Нестерова? Ну тогда конечно. Примерно: "Мы выбрали вариант с тремя ступенями, как самый оптимальный, бла, бла, бла". А от Нестерова можно было ожидать другого объяснения? В духе: "Дескать наши подрядчики не смогли доработать двигатель, обеспечив его повторное включение. А если бы и доработали, то массовое совершенство на второй ступени у нас получилось настолько плохое, что она не обеспечивала вывод заложенной на этапе эскизного проекта Мпг. Проще было сделать третью ступень, чем добиваться массового совершенства, да и двигателя всё равно нет. Так как ракета обещана была двухступенчатой, то по бумагам она проходит как двухступенчатая (чтобы не нарушать отчётность (c)), хотя ступеней три."

Вопрос, распространится ли этот инженерно-бюрократический опыт на Амур-СПГ или нет.

Орбиты и запускаемые КА до сих пор актуальны. Да и пофиг, что "ступеней 3", если это дешевле и проще, чем повторный запуск. Или Вам не надо проще и дешевле?

[fagot]

Так нет никакого варианта "А-1.2 с повторным запуском". И не было никогда. Или вы про график из книжки Нестерова? Ну тогда конечно. Примерно: "Мы выбрали вариант с тремя ступенями, как самый оптимальный, бла, бла, бла". А от Нестерова можно было ожидать другого объяснения? В духе: "Дескать наши подрядчики не смогли доработать двигатель, обеспечив его повторное включение. А если бы и доработали, то массовое совершенство на второй ступени у нас получилось настолько плохое, что она не обеспечивала вывод заложенной на этапе эскизного проекта Мпг. Проще было сделать третью ступень, чем добиваться массового совершенства, да и двигателя всё равно нет. Так как ракета обещана была двухступенчатой, то по бумагам она проходит как двухступенчатая (чтобы не нарушать отчётность (c)), хотя ступеней три."

Как ни смешно, у Нестерова примерно так и описано, ну конечно с учетом того, что серьезная книга не пишется в петросянском стиле. Очередной "Пастернака не читал, но осуждаю".

[Raul]

ОСТ Р 53802— 2010

74 ступень ракеты-носителя: Отделяемая часть ракеты-носителя, состоящая из одного или не␂скольких ракетных блоков и обеспечивающая полет ракеты космического назначения или ракеты-носи␂теля на определенных участках траектории.
Примечание — Ступени ракет-носителей нумеруются в порядке их отделения.

76 Разгонный блок ракеты космического назначения; РБ РКН: Часть ракеты космического на␂значения, предназначенная для доставки одного или нескольких космических аппаратов на орбиты или траектории назначения после отделения от ракеты-носителя

66 ракета-носитель; PH: Часть ракеты космического назначения, предназначенная для выведения орбитального модуля или полезного груза на заданную траекторию или орбиту

То есть по ГОСТу агрегатный модуль это 3я ступень, и так же агрегатный модуль является разгонным блоком

Холивар интересный, можно в нем поучаствовать?

На мой несведущий взгляд, у ракетных ступеней могут быть отделяемые части (ОЧ). Как то - сбрасываемые баки, как у шаттла, аккумуляторы как у Электрона, ракетные двигатели, как у первого Атласа и стартовые ускорители. А если ОЧ могут быть двигателями и баками, то почему не могут быть - двигателями вместе с баками? Баки можно сбрасывать, двигатели - тоже, а вместе - нельзя, ГОСТ против?

Подумаем так, что РД-0124А и его баки О и Г вместе с проставками - это ОЧ второй ступени Ангары 1.2. От которой перед выходом на орбиту остается только адаптер ПГ, СУ и апогейная ДУ. Поэтому - две ступени, как по КД ЦИХа, а не три.

Для Амура-СПГ это важно. Его вторая ступень, наверное, будет не лучше УРМ-2 Ангары 1.2 по своему конструктивному совершенству и/или удельному импульсу. При этом требуемая ХС намного выше. Поэтому гипотетический АМ для Амура будет еще эффективнее в сравнении с АМ Ангары 1.2. Но по ТЗ он должен быть частью ступени, а не разгонным блоком.

[Трилобит]

ОСТ Р 53802— 2010

74 ступень ракеты-носителя: Отделяемая часть ракеты-носителя, состоящая из одного или не␂скольких ракетных блоков и обеспечивающая полет ракеты космического назначения или ракеты-носи␂теля на определенных участках траектории.
Примечание — Ступени ракет-носителей нумеруются в порядке их отделения.

76 Разгонный блок ракеты космического назначения; РБ РКН: Часть ракеты космического на␂значения, предназначенная для доставки одного или нескольких космических аппаратов на орбиты или траектории назначения после отделения от ракеты-носителя

66 ракета-носитель; PH: Часть ракеты космического назначения, предназначенная для выведения орбитального модуля или полезного груза на заданную траекторию или орбиту

То есть по ГОСТу агрегатный модуль это 3я ступень, и так же агрегатный модуль является разгонным блоком

Холивар интересный, можно в нем поучаствовать?

На мой несведущий взгляд, у ракетных ступеней могут быть отделяемые части (ОЧ). Как то - сбрасываемые баки, как у шаттла, аккумуляторы как у Электрона, ракетные двигатели, как у первого Атласа и стартовые ускорители. А если ОЧ могут быть двигателями и баками, то почему не могут быть - двигателями вместе с баками? Баки можно сбрасывать, двигатели - тоже, а вместе - нельзя, ГОСТ против?

Подумаем так, что РД-0124А и его баки О и Г вместе с проставками - это ОЧ второй ступени Ангары 1.2. От которой перед выходом на орбиту остается только адаптер ПГ, СУ и апогейная ДУ. Поэтому - две ступени, как по КД ЦИХа, а не три.

Для Амура-СПГ это важно. Его вторая ступень, наверное, будет не лучше УРМ-2 Ангары 1.2 по своему конструктивному совершенству и/или удельному импульсу. При этом требуемая ХС намного выше. Поэтому гипотетический АМ для Амура будет еще эффективнее в сравнении с АМ Ангары 1.2. Но по ТЗ он должен быть частью ступени, а не разгонным блоком.

Лютая ментальная эквилибристика. Только вот в ваших примерах сбрасывается именно часть ступени, которая в ее составе выполняла работу. В случае с АМ это было бы справедливо если бы он выполнял функцию в составе второй ступени. А так это обычное последовательное разделение ступеней - отработала одна, отвалилась, заработала следующая.

[Raul]

В случае с АМ это было бы справедливо если бы он выполнял функцию в составе второй ступени.

Тогда давайте наделим АМ функцией управления по крену на всем активном участке второй ступени.

[Rudel2]

В случае с АМ это было бы справедливо если бы он выполнял функцию в составе второй ступени.

Так он выполняет.
Он всей ступенью командует.
Убери АМ - и ступень немедленно утратит контроль.

[Трилобит]

В случае с АМ это было бы справедливо если бы он выполнял функцию в составе второй ступени.

Так он выполняет.
Он всей ступенью командует.
Убери АМ - и ступень немедленно утратит контроль.

Ну система управления это имхо не то, могу ошибаться, но по такому признаку некоторые ракеты вообще одноступами становятся, если по расположению авионики ступени считать.

[vlad7308]

Холивар интересный, можно в нем поучаствовать?

Холивар неинтересный, ибо не первый.
В прошлый или позапрошлый раз Дмитрий в конце концов объяснил просто, понятно и весьма правдоподобно, почему АМ не РБ и не ступень. Просто потому, что положено было сделать двухступенчатую РН, а не получалось. Поэтому АМ назвали "модулем (отделяемым блоком) в составе 2ст". Вот и всё.

[Demir_Binici]

Орбиты и запускаемые КА до сих пор актуальны.

Орбиты конечно никуда не делись. С чего вдруг вывод, что КА до сих пор актуальны? Есть какие-то конкретные примеры запущенных КА? Когда начали разработку, какова масса по ТЗ и насколько они соответствуют тем трём КА, если это КА, а не макеты, которые запустили за три года?

Да и пофиг, что "ступеней 3", если это дешевле и проще, чем повторный запуск.

Повторный запуск на РД-0124 просто не смогли. В профильной теме говорили, что это сопоставимо с разработкой нового двигателя. Если так, то конечно дешевле и проще. Сколько могла стоить разработка нового двигателя неизвестно. Смогут ли вообще разработать новый двигатель с повторным стартом, тоже неизвестно. Собственно в этой теме мы и обсуждаем это применительно уже к РД-0169.

Как бы не пришлось Вам в 2030-х повторять приведённую цитату уже применительно к Амуру-СПГ.

[zen432]

Дешевизна АМ очень сомнительна. 18 двигателей. С большой вероятностью система управления от Бриза. По сути, мини Бриз, Бриз стоит 8 млн.$

Вынужденная мера. Сделать повторное включение на РД-124А не смогли. Да ещё и с массовым совершенством второй ступени дела обстояли не лучшим образом. По сути им ничего не оставалось, кроме как третью ступень городить.

Но даже с третьей ступенью, стыдливо именуемой АМ в составе второй ступени, получилось так себе. Если у Falcon ASDS при выводе на ССО 800 км Мпн падает на 12% относительно вывода на 400 км, то согласно официальным данным для Ангары 1.2 падение Мпн получается приблизительно 23%.

Возможно, что на сей раз у РКЦ Прогресс получится то, что не удалось сделать ЦиХ - относительно современную двухступенчатую ракету.

А картинка правильная? Потому что есть такая и она выглядит по другому


И еще про бесплатность второго включения оттуда же:

"Кроме того, требование по реализации повторного включения ДУ приводит
к усложнению ПГС и необходимости оснащения второй ступени дополнительными системами
и агрегатами, увеличивающими ее массу.
В частности, на ступени должна быть установлена система обеспечения запуска (СОЗ), ра
ботающая на высококипящих компонентах и обеспечивающая управляемый полет ступени на
баллистической паузе, создание перегрузки перед повторным включением маршевого дви
гателя, а также увод ступени с рабочей орбиты КА. СОЗ компонуется на базе блоков ДУ малой
тяги и баков высокого давления, используемых на РБ «Бриз». Масса снаряженной СОЗ состав
ляет 160 кг, в том числе конструкция 110 кг и топливо в двух ШБ высокого давления 50 кг.
Доработка ДУ РД-0124А под повторное включение предусматривает установку двух ампул
с пусковым горючим, доработку ЭПК, установку дополнительных ШБ с азотом и гелием для
продувки ДУ после выключения, и управление работой автоматики ДУ при повторном вклю
чении. Общее увеличение конструкции ДУ оценивается в 60 кг. Доработки потребует и систе
ма подачи топлива, которая будет включать размещение в баке окислителя дополнительных
ШБ с азотом общей массой 250 кг, обеспечивающих наддув практически пустых баков ступени
перед повторным запуском двигателя."

[vlad7308]

А так почти все перечисленное тоже есть, но в АМ.

[Demir_Binici]

А картинка правильная?

Картинка из брошюры © February 2017 ILS International Launch Services, Inc.
Официальный документ с их сайта. Более свежих я не видел. Наклонение 97.5°.

Потому что есть такая и она выглядит по другому

Это из книги Нестерова. Насколько ей можно доверять? По этой картинке Ангара 1.2 выводит более 2 тонн на орбиту 1500 км с наклонением 83°. На сайте ЦиХ указано 1.6 тонн на Нкр = 1500 км, без указания наклонения со старта в Плесецке. Заметная разница.

Возможно это картинка с какими-то расчётными данными. В реальности всё оказалось немного иначе. К примеру, на сайте ЦиХ до 2015 году для опорной орбиты (Н кр =200 км,  i=63°) было заявлено 3.8 тонны. Затем стало 3.5 тонны.

[Demir_Binici]

Холивар интересный, можно в нем поучаствовать?

Холивар неинтересный, ибо не первый.
В прошлый или позапрошлый раз Дмитрий в конце концов объяснил просто, понятно и весьма правдоподобно, почему АМ не РБ и не ступень. Просто потому, что положено было сделать двухступенчатую РН, а не получалось. Поэтому АМ назвали "модулем (отделяемым блоком) в составе 2ст". Вот и всё.

Именно так. Объяснял не только Дмитрий В. и даже не столько Дмитрий В. Но именно Дмитрий В. почему-то возмущается, когда здесь на ФНК этот АМ называют третьей ступенью. Хотя и не только он.

Ну называется у них в документации эта ракета двухступенчатой, ну и ладно, если им так удобнее. Почему все должны этой их казуистики придерживаться? К примеру, Vega никто не называет трёхступенчатой ракетой.

[zen432]

А картинка правильная?

Картинка из брошюры © February 2017 ILS International Launch Services, Inc.
Официальный документ с их сайта. Более свежих я не видел. Наклонение 97.5°.

Потому что есть такая и она выглядит по другому

Это из книги Нестерова. Насколько ей можно доверять? По этой картинке Ангара 1.2 выводит более 2 тонн на орбиту 1500 км с наклонением 83°. На сайте ЦиХ указано 1.6 тонн на Нкр = 1500 км, без указания наклонения со старта в Плесецке. Заметная разница.

Возможно это картинка с какими-то расчётными данными. В реальности всё оказалось немного иначе. К примеру, на сайте ЦиХ до 2015 году для опорной орбиты (Н кр =200 км,  i=63°) было заявлено 3.8 тонны. Затем стало 3.5 тонны.

А сейчас на сайте ILS другая картинка

[Большой]

Свеженькая
Вы не можете просматривать это вложение.