Союз-СПГ / Амур-СПГ

[irodov]

А какая схема возвращения используется?

Ракетодинамическая с возвращением на площадку по трассе полета

Т.е. без возврата на космодром?

[Molodoy]

табл.
QQtM9xjynFY.jpg

Разное кол-во двигателей у многраза и однораза... вот это может быть узким местом, заводу больше работы и ждать под конкретные пуски определённые блоки. Максимально пытаются удешевить однораз, чтобы вставлять палки в колёса многоразу?

[Андрюха]

А какая схема возвращения используется?

Ракетодинамическая с возвращением на площадку по трассе полета

Т.е. без возврата на космодром?

Без

[Demir_Binici]

Это просто цифры для корректного сравнения. Сравниваем двухступенчатый Амур-СПГ с двухступенчатым Falcon 9? Берём 800 км SSO, так как о возможностях Амур-СПГ о запусках на другие низкие целевые орбиты нам не известно.

Еще раз. Сколько в прошлом году фалькон делал запусков на SSO-800 я с этого начал - вы не ответили. Почему именно по этому критерию сравниваете?

Сколько можно спрашивать одно и то же. Потому, что Прогресс приводит данные только для этой орбиты. Не с чем больше сравнивать.

Многоразовая ракета нужна в основном для вывода многоспутниковых группировок, а это НОО. Вот и сравнивайте по НОО.

Русское сокращение НОО имеет два значения первого О: 1) околоземная; 2) опорная. В первом значении значении это любая орбита с апогеем ниже 2000 км, в том числе и ССО. Во втором значении, это промежуточная орбита, на которую РН выводит РБ. Это может быть и 180 км, и эллиптическая орбита, например 160x200 км. Когда для РН указывается выводимая масса, то указывается какая именно опорная орбита. Например для Протон-М, ILS обычно указывали 180x180 км. Часто для РН приводят данные для условной круговой опорной орбиты 200 кг, даже если на практике на такую орбиту РН ничего никогда не выводит, а то и вообще на орбиту не выводит, выводя РБ на суборбитальную траекторию.

Так вот я и сравниваю для той низкой околоземной (целевой) орбиты, данные для которой приведены. Многоспутниковые группировки как раз выводятся на 800-950 км, например Qianfan, Xingwang.

Ага. Значит, по-вашему, пока не опубликованы номограммы с массами ПН на все возможные целевые орбиты, а заодно launch manifest с указанием целевых орбит вообще нельзя рассуждать. Хорошо.

Преждевременно делать выводы не имея конкретных данных. Это гадание на кофейной гуще.

Есть конкретные данные. Как-то разработчики Прогресса высчитали целевой показатель. Смогут достичь или нет, другой вопрос. Пока сравниваем с тем, что есть.

Готовый Фрегат - это не бесплатный Фрегат. Готовый, он в смысле уже разработан. А изготовление каждого стоит конкретных денег, и не малых. Бредово, в смысле не оправдано дорого, это использовать третью ступень там, где свободно можно обойтись двумя.

Для высоких орбит разгонный блок все равно выгоднее. А для НОО не нужен ни рб ни вторая ступень косящая под РБ.

Энергетически, РБ всегда "выгоднее". А вот экономически отнюдь не всегда. Глупо тратить отдельную ступень на то, что можно сделать и без неё.

Если спутник весит 4т - его можно запустить на SSO-800 без рб,
если спутник\спутники весят 6т либо нужно как-то по-особому их разводить по орбитам, то тут без РБ уже никуда...
Это от задачи зависит.
Да даже если спутники весят по 2т, но их как-то по орбитам надо разводить со множеством включений - все равно нужен рб. Плюс ГСО. Тут как не оптимизируй вторую ступень амур без фрегата вряд ли что-то сможет на ГСО..
В базовом же случае (например вывод группировки на невысокую орбиту) никакой РБ и вовсе не нужен и выжимать из второй ступени все соки тоже нет смысла.

Чушь какая-то. А если не нужно ничего по орбитам разводить? Вот просто надо вывести несколько сотен или тысяч одинаковых спутников за минимальную цену?

Безусловно, всё, что можно сделать без лишней ступени, можно сделать и с ней. Просто в ряде случаев, т.е. для низких орбит, без неё будет дешевле. Может больше пусков потребоваться, но в целом будет экономия. При многократном использовании первой ступени экономия будет больше, так в цене запуска стоимость её изготовления будет меньше. Вот для этого и собираются сделать вторую ступень Амур-СПГ с повторным включением. Как это сделано на Falcon 9 и делается на многих других современных ракетах.

Плюс ГСО. Тут как не оптимизируй вторую ступень амур без фрегата вряд ли что-то сможет на ГСО..
В базовом же случае (например вывод группировки на невысокую орбиту) никакой РБ и вовсе не нужен и выжимать из второй ступени все соки тоже нет смысла.

Вот причём тут ГСО? Никто не говорит, что дополнительная ступень никогда и нигде не нужна. Нужна. То, что у Falcon 9 её нет, это недостаток. Он частично компенсируется Falcon Heavy, которая уже 3-х ступенчатая или 2.5 ступенчатая. В этом году обещают Helios. Но и Falcon Heavy и Helios нужны для высокоэнергетических орбит - MEO, GEO, GTO с малым deltaV.

[Прометей]

колько можно спрашивать одно и то же.

Пока вы не ответите.

Русское сокращение НОО имеет два значения первого О: 1) околоземная; 2) опорная.

Без вас знаю.Я спросил другое.Почему вы решили что это опорная?

Энергетически, РБ всегда "выгоднее". А вот экономически отнюдь не всегда.

Именно! Это же касается и ступени, которая притворяется РБ при наличии РБ. Сколько будет стоить оптимизированная ступень? Насколько увеличится масса выводимого груза? Это окупит оптимизацию?
Если у вас есть какие-то конкретные расчеты на эту тему - покажите. Иначе разговор ни о чем.

Чушь какая-то. А если не нужно ничего по орбитам разводить? Вот просто надо вывести несколько сотен или тысяч одинаковых спутников за минимальную цену?

Безусловно, всё, что можно сделать без лишней ступени, можно сделать и с ней. Просто в ряде случаев, т.е. для низких орбит, без неё будет дешевле. Может больше пусков потребоваться, но в целом будет экономия. При многократном использовании первой ступени экономия будет больше, так в цене запуска стоимость её изготовления будет меньше. Вот для этого и собираются сделать вторую ступень Амур-СПГ с повторным включением. Как это сделано на Falcon 9 и делается на многих других современных ракетах.

Ну так на низкие орбиты Амур-СПГ и так без РБ будет. 9.5т на НОО это норм.
Это и есть вывод сотен спутников за минимальную цену.
А то что он на SSO-800 хуже выводит без РБ это вообще до лампочки.

Вот причём тут ГСО?

Да при том, что на высоких орбитах РБ выигрывает, а для низких потери невелики.
Простая мысль вроде бы. Что не понятно-то?

[Demir_Binici]

Пока вы не ответите.

Я не собираюсь отвечать на все нелепые вопросы, которые кому-то приходят в голову и которые не имеют отношения к обсуждению.

Остальные вопросы далее по тексту также нелепы или не по адресу.

Ну так на низкие орбиты Амур-СПГ и так без РБ будет. 9.5т на НОО это норм.

Единственное число. Круговая орбита 200 км. Именно на неё 9.5 тонн. На другую низкую орбиту, 800 км SSO - 4 тонны.
Вы не можете просматривать это вложение.
Что же до вас никак не дойдёт, что как 200 км, так и 800 км, обе низкие орбиты. На одну низкую орбиту 9.5 тонн, на другую - 4 тонны. Да. Для вас новость, что чем выше орбита, тем меньше на неё можно вывести? Там, ещё и наклонения разные. 51.6° для 200 км и 98.6° для 800 км. Это тоже весьма заметно сказывается на массе максимально выводимой ПН.

Это и есть вывод сотен спутников за минимальную цену.

Совсем плохо. Ни один спутник с ЭРД выведенный на 200 км круговую орбиту не сможет подняться на рабочую орбиту. Причём я даже приводил конкретные примеры орбит вывода для "сотен спутников". А зачастую ещё и наклонение не совпадает с широтой космодрома. А ведь выводить спутники надо на орбиту именно с тем наклонением, на котором они будут работать.

[Прометей]

Что же до вас никак не дойдёт, что как 200 км, так и 800 км, обе низкие орбиты. На одну низкую орбиту 9.5 тонн, на другую - 4 тонны. Да. Для вас новость, что чем выше орбита, тем меньше на неё можно вывести? Там, ещё и наклонения разные. 51.6° для 200 км и 98.6° для 800 км. Это тоже весьма заметно сказывается на массе максимально выводимой ПН.

Это до вас никак не доходит. Между например орбитами с наклонением в 51 градус на 200 и 500 км разница в дельте будет в районе 100-200 м\с а для СОО со значительным изменением наклонения орбиты это на порядок больше 1000-1500м\с.Для ГСО итого больше...В таких случаях РБ рулит!
Таким образом вы сравниваете хрен с пальцем.Обе низкие орбиты, "но есть нюанс".4 тонны это с огромным изменением наклонения орбиты, которое в большинстве пусков нафиг не нужно!А когда нужны такие огромные затраты ХС выгоднее заюзать РБ.Ферштейн?

[Прометей]

Я не собираюсь отвечать на все нелепые вопросы, которые кому-то приходят в голову и которые не имеют отношения к обсуждению.

Остальные вопросы далее по тексту также нелепы или не по адресу.

Слив засчитан.

[Кот Бегемот]

Вторая ступень с паршивым массовым совершенством, вот и весь секрет.

А так ли все плохо?Вот у амур-спг ступень 5.5т массой вмещает 77т топлива, у фалькона 3.9т и 92т топлива.
Метановые баки больше по объему на 20%, следовательно аналогичная конструкция на керосине весила бы на 20% (900кг 5.5т - 1т масса двигателя) меньше или вместо 5.5 4.6т. Далее движок несомненно тяжелее (где-то на пол тонны), но и УИ у него не как у ржавого паровоза...И он на метане то есть может быть реально многоразовым, а не на 3-5 раз с переборкой как мерлин. Вот уже получилось 4 - 4.1т (не знаю точно массу движка). НО у ф9 топлива на почти 20% больше влезает при той же сухой массе. Ну тут литиевые сплавы, которые как раз и дают 15-25% к экономии по массе. Вот правда стоят они в разы если не на порядок дороже обычных так что необходимость в них ПМСМ под большим вопросом...

[Павел73]

Так это же вторая ступень. Какая у неё многоразовость?

[Кот Бегемот]

Так это же вторая ступень. Какая у неё многоразовость?

Унификация с двигателем первой ступени. А первая ступень многоразовая.

[Demir_Binici]

Что же до вас никак не дойдёт, что как 200 км, так и 800 км, обе низкие орбиты. На одну низкую орбиту 9.5 тонн, на другую - 4 тонны. Да. Для вас новость, что чем выше орбита, тем меньше на неё можно вывести? Там, ещё и наклонения разные. 51.6° для 200 км и 98.6° для 800 км. Это тоже весьма заметно сказывается на массе максимально выводимой ПН.

Это до вас никак не доходит. Между например орбитами с наклонением в 51 градус на 200 и 500 км разница в дельте будет в районе 100-200 м\с а для СОО со значительным изменением наклонения орбиты это на порядок больше 1000-1500м\с.Для ГСО итого больше...В таких случаях РБ рулит!
Таким образом вы сравниваете хрен с пальцем.4 тонны это с огромным изменением наклонения орбиты, которое в большинстве пусков нафиг не нужно!А когда нужны такие огромные затраты ХС выгоднее заюзать РБ.Ферштейн?

До вас дошло что и 51.6° для 200 км и 98.6° для 800 км относятся к низким орбитам? Да, на вторую  требуется большая характеристическая скорость. Да, максимально выводимая масса любой ракетой будет меньше. Она и для двухступенчатой ракеты будет меньше и для трёхступенчатой и для четырёхступенчатой, как не называй верхнюю ступень, хоть никак, хоть РБ, хоть, прости Господи, АМ.

Для ГСО итого больше...В таких случаях РБ рулит!
Таким образом вы сравниваете хрен с пальцем. 4 тонны это с огромным изменением наклонения орбиты, которое в большинстве пусков нафиг не нужно! А когда нужны такие огромные затраты ХС выгоднее заюзать РБ.Ферштейн?

Я вижу, что du verstehst überhaupt nichts. Что вы эту ГСО постоянно приплетаете к месту и не к месту, где у вас "РБ рулит". Сравните разницу в ХС между выводом на 200 км 51.6° и 35,786 км 0°, а потом разницу между выводом на 200 км 51.6° и 800 98.6° с космодрома с широтой 51°53′ или 45°57′, а потом смотрите, где "РБ рулит", а где "не рулит". На Союзе-2 вынужденно используют РБ даже при запуске на 450 км, просто потому, что Блок И не имеет возможности повторного включения.

На ракетах, где возможность повторного включения есть, дополнительная ступень для низких орбит (хоть 400 км, хоть 900 км, хоть с наклонением космодрома, хоть околополярных) нафиг не нужна. Это не только Falcon 9, но и CZ-12, и CZ-6A, и New Glenn, и куча перспективных ракет. Да и древний Космос-3М, например, прекрасно выводил в две ступени спутники на ~1500 км. Вот и на Амур-СПГ собираются так сделать. Им (точнее КБХА) так и так нужно делать двигатель с многократным включением. Чтобы первую ступень возвращать. Да, выводить на 800 98.6° без РБ она по расчётам будет на треть меньше, чем с РБ. Но за кг ПН выйдет дешевле. А если потребуется на GEO что-то вывести, или например, ГЛОНАСС на 20 тыс. км запустить, тут вот РБ пригодится.

Но приходит некий Прометей, и начинает поучать разработчиков Амур-СПГ, что дескать всегда РБ надо использовать. Про какую-то "оптимизацию" рассуждает. Любую ракетную ступень стараются оптимизировать по массе. Хоть первую, хоть какую. По мере возможностей, конечно. Для возможности вывода спутников без РБ надо в первую очередь иметь двигатель с многократным включением.

[Demir_Binici]

Вторая ступень с паршивым массовым совершенством, вот и весь секрет.

А так ли все плохо?

В целом да. Почему именно так плохо? Может действительно двигатели тяжёлые. Пока ведь нет никаких. Даже прототип пока к полётам не готов. Может и на "дешёвые" сплавы разработчики Амур-СПГ заложились. Хотя глупо экономить на сплавах при многократном использовании.

И он на метане то есть может быть реально многоразовым, а не на 3-5 раз с переборкой как мерлин.

Он бы хоть каким был к 2031 году. Пусть даже и с переборкой, про которую вы тут фантазируете.

[irodov]

Вторая ступень с паршивым массовым совершенством, вот и весь секрет. Чем выше орбита, тем сильнее влияние этого фактора.

Постоянство, признак мастерства. 

[Кот Бегемот]

Хотя глупо экономить на сплавах при многократном использовании.

Так вторая ступень одноразовая.

[Кот Бегемот]

Пусть даже и с переборкой, про которую вы тут фантазируете.

Вы демир может и фантазируете, а я просто рассуждаю, на основе той информации которая есть.

[Demir_Binici]

Хотя глупо экономить на сплавах при многократном использовании.

Так вторая ступень одноразовая.

На первой ступени одни сплавы, на второй другие? Разная конструкция, технологии изготовления. Нормально, чё. Нехрен беспокоиться о массовом совершенстве второй (!) ступени, раз она одноразовая. Будем делать литьём из силумина. 

[Буцетам]

Напоминаю устройство РД-0169
https://blackhole.su/index.php?msg=2801008

Это лишь мои предположения

[Дмитрий В.]

Что же до вас никак не дойдёт, что как 200 км, так и 800 км, обе низкие орбиты. На одну низкую орбиту 9.5 тонн, на другую - 4 тонны. Да. Для вас новость, что чем выше орбита, тем меньше на неё можно вывести? Там, ещё и наклонения разные. 51.6° для 200 км и 98.6° для 800 км. Это тоже весьма заметно сказывается на массе максимально выводимой ПН.

Это до вас никак не доходит. Между например орбитами с наклонением в 51 градус на 200 и 500 км разница в дельте будет в районе 100-200 м\с а для СОО со значительным изменением наклонения орбиты это на порядок больше 1000-1500м\с.Для ГСО итого больше...В таких случаях РБ рулит!
Таким образом вы сравниваете хрен с пальцем.Обе низкие орбиты, "но есть нюанс".4 тонны это с огромным изменением наклонения орбиты, которое в большинстве пусков нафиг не нужно!А когда нужны такие огромные затраты ХС выгоднее заюзать РБ.Ферштейн?

А зачем для ССО менять наклонение? Можно же просто подходящий азимут выбрать

[Вернер П.]

А зачем для ССО менять наклонение? Можно же просто подходящий азимут выбрать

Ну, если стартовать с 85 широты и выше...