Sweet dreams

[Дмитрий В.]

Дмитрий В. пишет:

Leonar пишет:
может 6 все же? чтоб тяговооруженность поболее?

А зачем?
С водородной верхней ступенью получается более 30 т на НОО и около 7,5 ГСО (замена А-5)
С керосиновой 2-й ступенью:
- коммерческий носитель - свыше 21 т на НОО и от 2,9 до 4,7 т на ГСО в зависимости от типа КРБ (замена Протона-М, Зенита-3SLБ и Ангары)
- пилотируемый носитель (с доп. ограничениями на характеристики полета, нагрузки и т.п) - 15-16 т (ПТК НП на НОО).
Ну, а дальше наращивание энергетики за счет комбинаций 5-метровых блоков.

Иллюстрация:

[космофан]

а водород в коммерчиских целях это норм? чото пугали что дорого

[TDMS]

Дмитрий В. пишет: 
Иллюстрация:

Дмитрий Саныч, а цифры под иллюстрацией можно?

Свои из спредшита я приводил, могу чуть подробнее:
1. Первая ступень.
Топливо РГ-1/О2
Двигатели 4 Х РД-191(М)
Мст 470000кг
Мсух 32900кг
УИ 311,5/337,4с

2. Вторая 
Топливо Н2/О2
Двигатели 4 Х РД-0150 (4*40тс?) - тут возможны варианты
Мст 140000кг
Мсух 15400кг
УИ 470с

Вся ракета
657000кг

Sx 24
Сбрасываемая масса 10000кг
Время сброса 250с

ПГ на 200х200 нак 51,6 37000кг (для РД-191М, 40с в режиме форсирования на 10% от номинала)
Тяговооруженность 1,31, что недостаточно для выполнения увода при отказе одного двигателя, но только с  максимальной ПГ, в случае пуска КА меньшей массы, программа увода будет выполняться.

Без форсирования ПГ падает, но в разумных пределах.

В общем я сторонник максимально больших вторых водородных ступеней ))) А учитывая что добавлением 4х УРМ-1 эта ракета превращается в лунный супертяж, я в реальных условиях альтернативы не вижу.

Ну и чисто керосиновом исполнении тут тоже все ОК. Осталось дело за малым. Попасть в ФКП  

[Дмитрий В.]

Носитель с ПТК:

[Дмитрий В.]

Коммерческий носитель СКПГ (две кислород-керосиновых ступени + РБ):

[Дмитрий В.]

Тяжелый носитель:

[Leonar]

Дмитрий В. пишет:
Носитель с ПТК:

А вопрос,
А возможно бак керосина вытянутым тороидом как навесной у бриза примерно, а внутрь один двигатель
Короче на 3м будет ракета
И проставок меньше или вообще нет?

[Leonar]

А у водородной так же с кислородным баком поступить? Все равно там трубопровод есть...

[Дмитрий В.]

Leonar пишет:
А у водородной так же с кислородным баком поступить? Все равно там трубопровод есть...

Сокращение длины скажется на уменьшении массы 1-й ступени за счет уменьшения Мизг. При этом сухая масса 2-й ступени может увеличиться (тороидальные баки тяжелее цилиндрических равного объема).

[Дмитрий В.]

Кстати, надо еще посмотреть, сократиться ли длина второй ступени при переходе на тороидальный бак одного из компонентов.

[Leonar]

О! А вторая водородная оч пойдет как рб для "моей луны" 75т как раз

[Михаил Вандерер]

Дмитрий В. пишет:
Коммерческий носитель СКПГ (две кислород-керосиновых ступени + РБ):

Дмитрий, вопрос: Зачем делать костыль в виде РБ? Основная нагрузка как я понимаю будет на ГПО, не проще сделать сразу оптимизировав МюПГ на высокоэнергетических орбитах, типа Дельты или Фалкона или с наших широт совсем все плохо будет? 

[НИИзнайка]

Вандерер, извините что встряну, но именно с наших широт совсем плохо, плюс чтоб вписывалось в "ряд" ракет, плюс чтоб РБ работал как 3 ступень при выведении тяжелой нагрузки на НОО.

ИМХО - скорее первый вариант промежуточный, для отработки 1-2 ступени и едогруженного/недозаправленного корабля. А 3 ступени обеспечивают как выведение с приемлемыми перегрузками, так и прибавку 5-6т, что нелишне ни для лунного корабля,ни для полетов на орбитальную станцию.

[Вернер П.]

Как известно, скорость перехода с ГПО на ГСО составляет 1500 м/с для Куру, 1800 м/с для Канаверала и 2400м/с для Восточного.
Для перехода  на ЖРД, последняя мало подходит, а вот на электротяге почему бы и нет, время вывода увеличится на 30-50%.
Правда, верхней ступени носителя все равно потребуется два включения

[Дмитрий В.]

Вандерер пишет:

Дмитрий В. пишет:
Коммерческий носитель СКПГ (две кислород-керосиновых ступени + РБ):

Дмитрий, вопрос: Зачем делать костыль в виде РБ? Основная нагрузка как я понимаю будет на ГПО, не проще сделать сразу оптимизировав МюПГ на высокоэнергетических орбитах, типа Дельты или Фалкона или с наших широт совсем все плохо будет?

При старте с территории России схема с РБ всегда выигрывает по массе ПГ.

[Дмитрий В.]

Чтоб не забыть:

http://www.energia.ru/ktt/archive/2015/02-2015/02-02.pdf 

[Вернер П.]

Дмитрий В. пишет:
Чтоб не забыть:

 http://www.energia.ru/ktt/archive/2015/02-2015/02-02.pdf

Противоречивая статья, начали за здравие - про надежность, безопасность, восстановительный газ, многодвигательность с резервированием.
Кончили за упокой - РД-171 это опять наше всё.

[vlad7308]

Дмитрий В. пишет:
Чтоб не забыть:

 http://www.energia.ru/ktt/archive/2015/02-2015/02-02.pdf

забавная опечатка

качестве основного критерия выбора маршевых двигателей принята концепция обес-
печения требуемого уровня надежности ракеты сверхтяжелого класса, начиная с первого
пуска, за счет применения двигателей, создаваемых на базе отработанных кислородно-
керосиновых жидкостных ракетных двигателей многоразового применения — НК-170,
и опережающего начала летных испытаний ракетных блоков первой ступени в составе
ракеты среднего класса

[Виктор Зотов]

Плейшнер пишет:

Дмитрий В. пишет:
Чтоб не забыть:

 http://www.energia.ru/ktt/archive/2015/02-2015/02-02.pdf

Противоречивая статья, начали за здравие - про надежность, безопасность, восстановительный газ, многодвигательность с резервированием.
Кончили за упокой - РД-171 это опять наше всё.

Ваше предложение по РН СТК?

[Вернер П.]

Виктор Зотов пишет:
Ваше предложение по РН СТК?

Берем за основу двигатель от Союза-5.
Моноблок диаметром 5-5,5 м с 3-4 двигателями г/п 30-40т
Моноблок  диаметром 7-8м с 7-10 двигателями г/п 60-90т (как вариант можно собирать пакет из предыдущего моноблока 5м )

Тем самым "включаем в работу" все то о чем пишут в статье о надежности, безопасности и резервировании