Союз-СПГ / Амур-СПГ

[Старый]

И скурпулёзный учёт всех составляющих внутрибаковых процессов (текущий остаток компонента, параметры газовой подушки, дренажи и т.д.) весьма важен для алгоритмов "терминального" управления,

Точно? Именно для терминального?
 А то я по простоте душевной думал что эти параметры в полёте вообще никак не измеряются и системой управления не учитываются. Даже обычной, не говоря уж о терминальной.
 Масса остатков топлива имеет значение разве что для системы СОБ.

Масса остатков топлива имеет значение для массы ПГ

Вряд ли масса остатков топлива может изменить в полёте массу ПН. 

[Старый]

Нет, только сухую, конечно

50 тонн с точностью до кг? 
И как же известна стартовая масса 550-тонной ракеты с точностью до кг?

[Туман Андромедов]

И система управления (ещё и терминальная!) не сможет ничего с этим сделать?

Сможет, если задаваемые параметры ракеты, полезного груза, орбиты выведения, траекторные ограничения будут в пределах известного допуска. Иначе нельзя было бы выводить разные грузы на разные орбиты.

Как бы это объяснить...

Решение краевой вариационной задачи - это функция. Для задачи выведения- это функции тангажа, рысканья, дросселирования двигателей. Если найдена функция при которой выполняются заданные параметры (например заданная масса на заданной орбите - высоты апогея, перигея, наклонение, истинная аномалия точки выведения и т.п., в разных сочетаниях для разных мисиий) то говорят что краевая задача "сходится". Алгоритм решения краевых задач требует задания неких начальных приближений параметров искомой функции. Не при всех, ох, не всех начальных приближениях краевая задача сходится. Поэтому полётное задание содержит, в том числе, и начальные приближения для каждого из участков полёта. Поэтому, для конкретного полётного задания, ракета должна лететь в некоей трубке полётных условий, чтобы все краевые задачи сошлись.

Поэтому отклонения, например, массы ракеты или рабочего запаса топлива, от неких значений (с известным допуском) может привести к ошибке в системе управления. 

Поэтому для конкретной миссии - массы полезного груза, орбиты выведения, ограничений на трассу - почётное задание своё. Разумеется, его разрабатывают для заданных параметров с известным допуском. Если задача следующего пуска не выходит за допуски, принятые при разработки конкретного полётного задания - это полётное задание можно смело применять повторно.

[Старый]

Сможет

Видишь! А ты боялся. 

если задаваемые параметры ракеты, полезного груза, орбиты выведения, траекторные ограничения будут в пределах известного допуска.

Так недолив/перелив бочки топлива в 500-тонную ракету выведет их за пределы допуска?

Как бы это объяснить...

Объясни лучше себе. Как по твоему ракеты заправляют с точностью до килограмма. Чем отмеряют топливо. 

[Старый]

Решение краевой вариационной задачи - это функция. Для задачи выведения- это функции тангажа, рысканья, дросселирования двигателей. Если найдена функция при которой выполняются заданные параметры (например заданная масса на заданной орбите - высоты апогея, перигея, наклонение, истинная аномалия точки выведения и т.п., в разных сочетаниях для разных мисиий) то говорят что краевая задача "сходится". Алгоритм решения краевых задач требует задания неких начальных приближений параметров искомой функции

Слушай, а Гагарина тоже так запускали? И даже Фау-2? 

[Старый]

Поэтому, для конкретного полётного задания, ракета должна лететь в некоей трубке полётных условий, чтобы все краевые задачи сошлись.

А какова ширина трубки в килограммах? 

[Старый]

Поэтому отклонения, например, массы ракеты или рабочего запаса топлива, от неких значений (с известным допуском) может привести к ошибке в системе управления. 

А что случится с системой управления? Задатчик программы угла тангажа начнёт вращаться быстрее или медленнее? Интегратор сработает не при заданном а при какомто другом значении скорости? 
 А что случится с терминальной СУ? А то я слышал краем уха что с терминальной СУ никто вообще не знает как полетит ракета. 

[Demir_Binici]

для Falcon 9 с посадкой ступени - 10.67 тонны.

А он вывел?

За счёт чего, если не массового совершенства, Falcon 9 настолько превосходит эти "перспективные" ракеты,

За счёт рекламы?  Сколько он на самом деле вывел на 800-км ССО?

Это оценка, причём гарантированно заниженная.

[whist]

Вопрос: почему только Маску удалось создать ракету с таким высоким весовым совершенством?

Потому что только Маск привирает в своих массах?

Не исключено, конечно. Но он хоть раз официально объявлял сухие массы (я уж не говорю про burnout) ракетных блоков Ф-9? Я его прямой речи не слышал, только сторонние оценки.

В статье
AAS 22-821 AMBIGUITY REMEDIATION IN SPACE LAUNCH VEHICLES WITH PARAMETER UNCERTAINTIES: A COMPARISON BETWEEN SPECIAL EUCLIDEAN GROUP AND DUAL QUATERNIONS
September 2022
Conference: AIAA/AAS Astrodynamics Specialist ConferenceAt: Charlotte, NC
https://www.researchgate.net/publication/363319640_AAS_22-821_AMBIGUITY_REMEDIATION_IN_SPACE_LAUNCH_VEHICLES_WITH_PARAMETER_UNCERTAINTIES_A_COMPARISON_BETWEEN_SPECIAL_EUCLIDEAN_GROUP_AND_DUAL_QUATERNIONS

приведен рисунок с сухими массами ступеней Фалкон-9:

[Буцетам]

Как то все справляются в две ступени, без всяких костылей в виде РБ и АМ. Соотношение практически как у Амур-СПГ с дополнительной ступенью.

Версия только одна - нормальная вторая ступень. То есть не чугунная, а с совершенством 4-6%, и с повторными включениями.

Много ли таких в мире?

Даже в отечественной истории была 2я ступень Протона с отличными характеристиками:
- 11т сухая масса (из них 2,3т это двигатели)
- 157 т заправка
В пересчёте на керосин, заправка была бы 135 т. А масса без двигателей - 8,7т. 
2я ступень Иртыша, без двигателей, весит примерно 5,5т и вмещает 60т керосина. 
Удельная масса протоновской ступени (на керосине) 64кг/тонну топлива. У Иртыша 92кг/тонну топлива. А у Фалкона примерно 45 кг/тонну топлива. Протон более чем на уровне💪

[Буцетам]

В статье 

приведен рисунок с сухими массами ступеней Фалкон-9:

Приведён, да кто ж ему поверит)) 
2900 кг у 2й ступени? Ага да, уже бегу прославлять Маска в твиттере

[whist]

В статье

приведен рисунок с сухими массами ступеней Фалкон-9:

Приведён, да кто ж ему поверит))
2900 кг у 2й ступени? Ага да, уже бегу прославлять Маска в твиттере

Мне эта масса тоже показалась неожиданной. Но один из авторов - из НАСА, а другие - из серьезных университетов.  И они применяли размерно-массовые характеристики ступеней для расчета управлением динамики их ориентации.

[Дмитрий В.]

В статье

приведен рисунок с сухими массами ступеней Фалкон-9:

Приведён, да кто ж ему поверит))
2900 кг у 2й ступени? Ага да, уже бегу прославлять Маска в твиттере

Мне эта масса тоже показалась неожиданной. Но один из авторов - из НАСА, а другие - из серьезных университетов.  И они применяли размерно-массовые характеристики ступеней для расчета управлением динамики их ориентации.

В том и дело! Если весовое совершенство блока 1й ступени находится на уровне Сатурн-5 и хуже чем у Титан-1, то с блоком 2й ступени цифры вовсе какие-то фантастические.

[whist]

В статье

приведен рисунок с сухими массами ступеней Фалкон-9:

Приведён, да кто ж ему поверит))
2900 кг у 2й ступени? Ага да, уже бегу прославлять Маска в твиттере

Мне эта масса тоже показалась неожиданной. Но один из авторов - из НАСА, а другие - из серьезных университетов.  И они применяли размерно-массовые характеристики ступеней для расчета управлением динамики их ориентации.

В том и дело! Если весовое совершенство блока 1й ступени находится на уровне Сатурн-5 и хуже чем у Титан-1, то с блоком 2й ступени цифры вовсе какие-то фантастические.

" на уровне Сатурн-5 и хуже чем у Титан-1" - для многоразовой ступени это комплимент.

Что касается 2-й ступени, то ее массовое совершенство сильно влияет на ПН, и поэтому имеет смысл серьезно вложиться в ее оптимизацию.

[Дмитрий В.]

В статье

приведен рисунок с сухими массами ступеней Фалкон-9:

Приведён, да кто ж ему поверит))
2900 кг у 2й ступени? Ага да, уже бегу прославлять Маска в твиттере

Мне эта масса тоже показалась неожиданной. Но один из авторов - из НАСА, а другие - из серьезных университетов.  И они применяли размерно-массовые характеристики ступеней для расчета управлением динамики их ориентации.

В том и дело! Если весовое совершенство блока 1й ступени находится на уровне Сатурн-5 и хуже чем у Титан-1, то с блоком 2й ступени цифры вовсе какие-то фантастические.

" на уровне Сатурн-5 и хуже чем у Титан-1" - для многоразовой ступени это комплимент.

Что касается 2-й ступени, то ее массовое совершенство сильно влияет на ПН, и поэтому имеет смысл серьезно вложиться в ее оптимизацию.

Учитывая, что максимальная Мпг достигается в полностью одноразовом варианте, многоразовость учтена только в прочности конструкции, это даёт некоторый дополнительный довесок массы, но, видимо, небольшой.
2я ступень: вложиться-то можно, как достичь - вот вопрос? Пусть конечная масса блока 4570 кг, а РЗТ 91000, получается конструктивная характеристика почти 21. Это не просто много, это очень много. Выше только у первой ступени Титана-2 (но она гептильная) и примерно как у первого стального Атласа.

[Дмитрий В.]

И, самое главное, почему в США никто не повторил выдающееся дстижение SpaceX? Пока на подходе вторая ступень Нейтрона. Но она: а) композитная; б) разгружена от сжатия на АУТ-1.

[freinir]

Вроде как сложившийся факт, что у Falcon-9 очень неплохое весовое совершенство. При чём в принципе даже есть в отрасли перечень за счёт чего такое совершенство достигнуто. Там основное это просто посидеть с карандашиком и подумать. Но намного проще накидывать, что это всё враки и нам не дают технологий и т.п.
По Ангаре-А5М основной список предложений по оптимизации был сформирован ещё в 2007 году и кажется в 2008 утверждён в некоем виде. Сейчас 2025 год. За это время ряд мероприятий убрали, так как просто лень. А ряд изменили до такой степени, что лучше вообще не менять. Вот и вся технология.
Хочется надеяться что в Амур-СПГ будет по другому, но кажись всё примерно также.

[Дмитрий В.]

.... Но намного проще накидывать, что это всё враки и нам не дают технологий и т.п.
....

Технологии дают, отрасль не берёт

[Буцетам]

Мне эта масса тоже показалась неожиданной. Но один из авторов - из НАСА, а другие - из серьезных университетов

А кто из SpaceX? Есть такие?
Относительная масса ступени (не баков!) 3% это нереальная, недостижимая величина. Даже сам Маск не настолько наглый чтобы гнать такую откровенную ложь. Не не не

[Дмитрий В.]

Мне эта масса тоже показалась неожиданной. Но один из авторов - из НАСА, а другие - из серьезных университетов

А кто из SpaceX? Есть такие?
Относительная масса ступени (не баков!) 3% это нереальная, недостижимая величина. Даже сам Маск не настолько наглый чтобы гнать такую откровенную ложь. Не не не

Если брать алюминий-литиевый сплав, да учесть криоупрочнение, да наддувать гелием, да баллоны погружать в ЖК, да ЖК переохлаждать, то можно получить относительную массу для топливного отсека на уровне 0,025, может, и немного лучше. А вот всё остальное (СУ, сухие отсеки, БКС, ДУ) надо уместить в 0,005.