Sweet dreams

[Дмитрий В.]

TDMS пишет:
Перечитал несколько веток по доработке Союза, Протона, разным альтернативам. Для себя сделал вывод, что лучшая Ангара это Союз-5. Я серьезно. Очень разумная и практичная ракета. Ни дать ни отнять. Будет обидно, если и ее под прессом казуистики ЦиХа, и неграмотности некоторых людей принимающих решения, тоже зарубят.

Еще немного поигрался с параметрами блоков Ангары. Выложу сюда, чтобы сами могли проверить. Если есть косяки - говорите, ввести другие цифры не проблема. Я уменьшил заправку на 15000 в боковом блоке, сухая масса уменьшилась на 750кг. Первая ступень:

Full mass	503720
Empty mass	39000
Isp (atm) (s)	311,5
Isp (vac) (s)	337,4
Thrust (vac) (t)	850,4
Fuel consumption	2520,451

Увеличил заправку ЦБ на 60000, сухая масса выросла на 3000. Дополнительно установил насадок на РД-191, перерасширив сопло. -25с земной УИ, +10с пустотный, +500кг к сухой. Вторая ступень:

Full mass	205430
Empty mass	15500
Isp (atm) (s)	286,5
Isp (vac) (s)	347,4
Thrust (vac) (t)	212,6
Fuel consumption	611,975

Третья ступень УРМ-2:

Full mass	33000
Empty mass	4200
Isp (atm) (s)	359
Isp (vac) (s)	359
Thrust (vac) (t)	30
Fuel consumption	83,5655

УРМ-2 конечно надо менять. РД-0124 тут ни в П,ни в КА. Но задачу я себе ставил собрать РН из того же набора двигателей.
27500кг на НОО по спредшиту с Байконура выводит. Что делать с толстым ЦБ и укороченными ББ отдельная тема. Но не думаю, что количество решаемых ими задач будет меньше, чем у текущей Ангары.

Это давно известно: уменьшить ББ и увеличить ЦБ. Странно, что у Вас всего 27,5 т получилось - у меня было, емнип, на тонну больше. Только летит к чертям принцип унификации.

[TDMS]

Дмитрий В. пишет:
Это давно известно: уменьшить ББ и увеличить ЦБ. Странно, что у Вас всего 27,5 т получилось - у меня было, емнип, на тонну больше. Только летит к чертям принцип унификации.

Возможно у вас точнее расчет по массам, возможно работает то, что я закладываю дополнительное аэродинамическое сопротивление. Вроде бы писали, что спредшит этим грешит, я увеличиваю геометрические размеры ракеты на 10%. Ну и я не пытаюсь получить идеальную баллистику. Получил 200 х 200 - дальше нужно делать что-то новое

А как вам оценка "А1"? Больше всего интересует расчет по массам второй ступени.

[TDMS]

Дмитрий В. пишет:
Только летит к чертям принцип унификации.

Унификации кого и чего? И с какой целью? Если вы о унификации всех блоков Ангары 5 самих с собой, лично я считаю это самым большим (и по сути единственным) ее недостатком. Не будь этой унификации, не было бы столько шуму.
Если вы о том, толстый ЦБ сам собой не полетит, да, вместе него в А1 мог бы использоваться первая ступень от бокового блока (чем не унификация?). И А3 с толстым ЦБ, хоть и со скрипом, с низкой тяговооруженностью, но со старта уйдет и поднимет 16 тонн. Если такая громозека не потребовалась бы по экономическим причинам, наверняка можно было бы и триплет из коротких ББ сделать. Те же 12-14 и выводил бы в зависимости от третьей ступени.

И еще. Сторонники Ангары ратуют за снижение стоимости за счет серийности.

Допустим толстый ЦБ (без двигателя, конечно будет стоить в 3 раза дороже стандартного тощего. (Имхо хрень полная, но допустим). Как это отразится на цене пуска? 1%? 2%? А прибавка ПГ - 15%: с 24,5 до 28,5

[sychbird]

А вот интересно, никто не пробовал сравнивать паразитные массы для многоразовых блоков первой ступени в варианте Байкала и в варианте посадки как у Маска.
В первом случае крыло с шарниром, шасси, двигатель ВРД, топливо.
Во втором топливо ЖРД, посадочные опоры, решетчатые рули.

По стоимости вариант Маска предпочтительней на глаз. Интересно как обстоит дело с нагрузками на конструкцию блока.

[TDMS]

sychbird пишет:
А вот интересно, никто не пробовал сравнивать паразитные массы для многоразовых блоков первой ступени в варианте Байкала и в варианте посадки как у Маска.

Мне кажется что это практически бессмысленно. Если даже с Ангарой, где все параметры расчетные, до сих пор люди с пеной у рта доказывают опупительность ее экономической идеи, то здесь слишком много неизвестных. Ну заложите вы какие-то цифры. Посчитаете. А насколько они совпадут с действительностью? 

Смотрите, что первое приходит в голову:

Сколько реальных полетов выдержит Мерлин (Байкал)? Чтобы имело смысл смысл бодаться с многоразовостью, в СССР в свое время решили, что мотор должен иметь подтвержденный ресурс на 10 пусков и более. А может быть надо 2? Или 3? Чтобы точно знать, что он отработает, а потом не разбирая выбросить (ну точнее разбирая только первые несколько раз).
Сколько будет стоить обслуживание двигателей между полетами? Идеально, если несколько процентов от его стоимости. Но сколько именно будет? 1%? 10%? 25%?. А ведь нужно реальное число, а не бумажное.

Корпус ракет, если не заложить в него избыточную прочность, будет подвергаться деформациям которые и теоретически посчитать нельзя. Потому что каждый новый полет, это новые уникальные перегрузки. Дальше как считать?  Среднюю по больнице с большим запасом? Или дефектоскопией перед каждым запуском? Не дороговато ли?


Какой будет процент 100% удачных посадок (точно в кружок, без ударений, падений и т.п.)? Может и смысла делать нет конструкцию на 10 пусков? 3 раза и хорош.

Я все к тому, что расcчитать окупаемость многоразовой ступени или выгодность одного подхода против другого может показать только время. Соотношение паразитных масс не приблизит к оценке ни на дюйм. Просто мы будем знать, изделие А как-то соотносится с изделием Б (легче, технологичнее, дешевле и т.п.). Но как это в конечном счете отразится на многоразовом использовании и окупаемости инвестиций, - лет через 10 эксплуатации узнаем    Некоторые не доживут

[Виктор Зотов]

TDMS пишет:

sychbird пишет:
А вот интересно, никто не пробовал сравнивать паразитные массы для многоразовых блоков первой ступени в варианте Байкала и в варианте посадки как у Маска.

Мне кажется что это практически бессмысленно. Если даже с Ангарой, где все параметры расчетные, до сих пор люди с пеной у рта доказывают опупительность ее экономической идеи, то здесь слишком много неизвестных. Ну заложите вы какие-то цифры. Посчитаете. А насколько они совпадут с действительностью?

Смотрите, что первое приходит в голову:

Сколько реальных полетов выдержит Мерлин (Байкал)? Чтобы имело смысл смысл бодаться с многоразовостью, в СССР в свое время решили, что мотор должен иметь подтвержденный ресурс на 10 пусков и более. А может быть надо 2? Или 3? Чтобы точно знать, что он отработает, а потом не разбирая выбросить (ну точнее разбирая только первые несколько раз).
Сколько будет стоить обслуживание двигателей между полетами? Идеально, если несколько процентов от его стоимости. Но сколько именно будет? 1%? 10%? 25%?. А ведь нужно реальное число, а не бумажное.

Корпус ракет, если не заложить в него избыточную прочность, будет подвергаться деформациям которые и теоретически посчитать нельзя. Потому что каждый новый полет, это новые уникальные перегрузки. Дальше как считать? Среднюю по больнице с большим запасом? Или дефектоскопией перед каждым запуском? Не дороговато ли?


Какой будет процент 100% удачных посадок (точно в кружок, без ударений, падений и т.п.)? Может и смысла делать нет конструкцию на 10 пусков? 3 раза и хорош.

Я все к тому, что расcчитать окупаемость многоразовой ступени или выгодность одного подхода против другого может показать только время. Соотношение паразитных масс не приблизит к оценке ни на дюйм. Просто мы будем знать, изделие А как-то соотносится с изделием Б (легче, технологичнее, дешевле и т.п.). Но как это в конечном счете отразится на многоразовом использовании и окупаемости инвестиций, - лет через 10 эксплуатации узнаем    Некоторые не доживут  

Здравые соображения. И добавить нечего.

[Alex_II]

Дмитрий В. пишет:
Только летит к чертям принцип унификации.

Так он вроде и так уже практически улетел, даже без подобных доработок, не?

[vlad7308]

sychbird пишет:
А вот интересно, никто не пробовал сравнивать паразитные массы для многоразовых блоков первой ступени в варианте Байкала и в варианте посадки как у Маска.
В первом случае крыло с шарниром, шасси, двигатель ВРД, топливо.
Во втором топливо ЖРД, посадочные опоры, решетчатые рули.

По стоимости вариант Маска предпочтительней на глаз. Интересно как обстоит дело с нагрузками на конструкцию блока.

пробовали
только для байкала брались бумажные цифры

и сравнивать кстати надо не только массы, но и стоимость этих масс. и много еще чего.
как выше верно написал TDMS

[m-s Gelezniak]

vlad7308 пишет:

sychbird

пишет:
А вот интересно, никто не пробовал сравнивать паразитные массы для многоразовых блоков первой ступени в варианте Байкала и в варианте посадки как у Маска.
В первом случае крыло с шарниром, шасси, двигатель ВРД, топливо.
Во втором топливо ЖРД, посадочные опоры, решетчатые рули.

По стоимости вариант Маска предпочтительней на глаз. Интересно как обстоит дело с нагрузками на конструкцию блока.

пробовали
только для байкала брались бумажные цифры

и сравнивать кстати надо не только массы, но и стоимость этих масс. и много еще чего.
как выше верно написал TDMS

Плюс Баржа и попадание в неё... .

[sychbird]

Любое ТЭО делается на ряде исходных допущений. Как правило в пользу оцениваемого объекта. 
То, что истинный ответ даст только практика - момент очевидный. Даже более того, эффективность в одних условиях не гарантирует абсолютной эффективности в любых условиях.

Но это не значит что ТЭО бессмысленно вообще. Оно дает разработчику ориентиры в поиске. Что более существенно и при каких условиях. 

[Kap]

TDMS пишет:
Сколько реальных полетов выдержит Мерлин (Байкал)?

Производитель Мерлина говорит что 40.

TDMS пишет:
Корпус ракет, если не заложить в него избыточную прочность, будет подвергаться деформациям которые и теоретически посчитать нельзя. Потому что каждый новый полет, это новые уникальные перегрузки.

Жуть какая. Истребитель значит держит свои 8-9 же максимальной эксплуатационной перегрузки без деформации (деформации получаются при превышении пилотом максимальной эксплуатационной), а ракета свои 4-5 же ну ни как? Да, у самолета все нагрузки идут на одно узкое место - консоли крыла, и они там на сгиб, а вот у ракеты - растяжение ибо наддув. Про уникальность перегрузок у РН по сравнению с истребителем вообще молчу.

TDMS пишет:
Сколько будет стоить обслуживание двигателей между полетами?

Очевидно меньше чем создание современный цикл производство нового двигла - ОСИ двигла - переборка и промывка после ОСИ.

TDMS пишет:
Я все к тому, что расcчитать окупаемость многоразовой ступени или выгодность одного подхода против другого может показать только время.

Для Шаттла условие окупаемости назвали еще конце 1960х - минимум 24-30 запуска в год. Все конские цены на межполетное и подвесной бак - следствие не выхода на плановую серийность. Можно сравнить на сколько стоимость полета была выше расчетной и отношения планировавшегося числа  полетов к реальному - числа будут близки.

А вот когда в СССР завалили изначальный Буран с многоразовыми боковушками и водородниками в орбитере а сделали то, что сделали - придумали байку про вумных экспертов-экономистов (причем поголовно анонимусов) еще в начале 70х понявших экономическую неэффективность Шаттла (комиссии Конгресса не поняли, а эти поняли, вот только почему у нас тогда с экономикой была и есть полная задница при таких-то экспертах?) и радеющих о безопасности Родины военных, которые поняли коварный замысел супостата делать Шаттлами СОИ (более чем за 10 лет до объявления программы, ага) и заказали правильный Буран с дешовой одноразовой Энергией.

[TDMS]

Kap пишет:
Жуть какая. Истребитель значит держит свои 8-9 же максимальной эксплуатационной перегрузки без деформации (деформации получаются при превышении пилотом максимальной эксплуатационной), а ракета свои 4-5 же ну ни как? Да, у самолета все нагрузки идут на одно узкое место - консоли крыла, и они там на сгиб, а вот у ракеты - растяжение ибо наддув. Про уникальность перегрузок у РН по сравнению с истребителем вообще молчу.

Большое Ж вообще нам с вами опаснее чем ракете. Говорят, заносит на поворотах. Если честно, не знал, что при торможении у Фалькона 4-5g      Да и не важны они. Речь о нагрузках.

Возможно вы правы, и модель посадки Фалькона полностью расчетная. Кувыркания в нижнем космосе можно предотвратить, тормозить перед входом в атмосферу с заданными параметрами перегрузок строго по оси, спуск в атмосфере с заданной скоростью и нагревом корпуса, посадка тоже расчетная. Есть небольшая составляющая изгибающих нагрузок из-за рулей, но тут просто должны стоять ограничения углов, чтобы ракету не порвало.

Kap пишет:
Очевидно меньше чем создание современный цикл производство нового двигла - ОСИ двигла - переборка и промывка после ОСИ .

Очевидно, что "очевидно меньше". А граммах это сколько?    Сколько стоит "переборка"? Какие части двигателя нужно заменять? С какой периодичностью? Какова их стоимость?

Все известные многоразовые программы, как совершенно верно заметил sychbird, в ТЭО закладывают оптимистичные оценки стоимости обслуживания, надежности и количества планируемых запусков. И хотя пока что удалось провести только один натурный эксперимент, его результат оказался не совсем удачным. Из-за оптимистичной оценки, как вы сами заметили.

[Kap]

TDMS пишет:
Большое Ж вообще нам с вами опаснее чем ракете.

Если "мы с вами" - это люди как таковые, то космонавты кратковременно держат до 20 же, включительно. РН от такого сломаются.

TDMS пишет:
Если честно, не знал, что при торможении у Фалькона 4-5g

При разгоне перед разделением ступеней.

TDMS пишет:
Да и не важны они. Речь о нагрузках.

F = m*a. Ну и наиболее нагруженное место - крепление двигла - на Земле вполне моделируется.

TDMS пишет:
Очевидно, что "очевидно меньше". А граммах это сколько?[IMG]Сколько стоит "переборка"? Какие части двигателя нужно заменять? С какой периодичностью? Какова их стоимость?

Это надо у главбуха СпейсИкс спрашивать. Сколько стоят зарплаты и амортизация на производстве двигателей и на ОСИ с переборкой. Но то что все современные двигатели по факту многоразовые и перед стартом прожигаются и перебираются - факт. Смысла делать ОСИ летавшим двигателям я лично не вижу.

TDMS пишет:
Все известные многоразовые программы, как совершенно верно заметил sychbird , в ТЭО закладывают оптимистичные оценки стоимости обслуживания, надежности и количества планируемых запусков. И хотя пока что удалось провести только один натурный эксперимент, его результат оказался не совсем удачным. Из-за оптимистичной оценки, как вы сами заметили.

Так не надо делать свой Шаттл 15 лет или около того - коньюктуру рынка спрогнозировать будет проще.

[Старый]

Дмитрий В. пишет: Это давно известно: уменьшить ББ и увеличить ЦБ. Странно, что у Вас всего 27,5 т получилось - у меня было, емнип, на тонну больше. Только летит к чертям принцип унификации.

Дык "принцип унификации" Ангару и погубил. Как ракету, естественно. 

Однако с максимальной ПН не совсем понятно. Если масса Ангары-5 в 2.5 раза больше чем Союза-2 то и ПН (при таком же оптимальном соотношении ступеней как у Союза) должна быть в 2.5 раза больше т.е 20 тонн. 
 Откуда 28-30 тонн то? Лишние 15 секунд удельного импульса на первых ступенях обеспечивают такой рост Мю ПН? 

[Старый]

sychbird пишет:
А вот интересно, никто не пробовал сравнивать паразитные массы для многоразовых блоков первой ступени в варианте Байкала и в варианте посадки как у Маска.
В первом случае крыло с шарниром, шасси, двигатель ВРД, топливо.
Во втором топливо ЖРД, посадочные опоры, решетчатые рули.

Если проводить аналогии с вариантом Маска то ВРД и топлива у Байкала не должно быть. Только крыло и шасси. Посадка должна производиться на аэродром расположеный в районе штатного падения блока, так же как у Маска в это место выдвигается баржа. 

По стоимости вариант Маска предпочтительней на глаз. Интересно как обстоит дело с нагрузками на конструкцию блока.

Конструкция обеспечит. Надо смотреть сколько топлива Маск сжигает на торможение и посадку. Не будет ли крыло легче. Мне чтото подсказывает что будет.

[Kap]

Старый пишет:
Надо смотреть сколько топлива Маск сжигает на торможение и посадку.

В основном на торможение перед атмосферой - свыше 1 км/с дельтавы.

Старый пишет:
Не будет ли крыло легче. Мне чтото подсказывает что будет.

Крыло и конструкция ступени, выдерживающая вход в атмосферу, легче не будет.

[Старый]

Kap пишет: 
Крыло и конструкция ступени, выдерживающая вход в атмосферу, легче не будет.

Вход первой ступени довольно мягкий. У обычных ракет вон целенькими долетают.

[fagot]

Старый пишет:
Однако с максимальной ПН не совсем понятно. Если масса Ангары-5 в 2.5 раза больше чем Союза-2 то и ПН (при таком же оптимальном соотношении ступеней как у Союза) должна быть в 2.5 раза больше т.е 20 тонн.
 Откуда 28-30 тонн то? Лишние 15 секунд удельного импульса на первых ступенях обеспечивают такой рост Мю ПН?

Первые ступени работают в вакууме от самой земли? Ну и массовое совершенство нужно сравнивать.

[Apollo13]

Старый пишет:
Конструкция обеспечит. Надо смотреть сколько топлива Маск сжигает на торможение и посадку. Не будет ли крыло легче. Мне чтото подсказывает что будет.

Я как-то на форуме пробовал прикидывать. Примерно 3-4т на ноги, рули и пр + 35-36т топлива.

Интересно, что отношение полной массы к конечной у Фалкона и Байкала довольно близкое. Как будет если Байкал увеличить в 4 раза хз.

[Kap]

Старый пишет:
Вход первой ступени довольно мягкий. У обычных ракет вон целенькими долетают.

У Фалькона-9 с его конструкционным числом за 20 - не долетает. Ну и боковушки Союза отсекаются раньше.