Ангара-А5В

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет:

Старый пишет:
 А чем, говоришь, Союз-У неоптимален? Что там Королёв недодумал и надо изменить ?

Здрасьте! У тебя глаза есть? Оптимальное распределение масс для Союза-У отличается и весьма заметно от фактического, т.е. распределение масс Союза-У не оптимально даже по критерию "максимум МГ при заданной тяге двигателей", уж не говоря о "МюПГ", до максимума которого Союзу-У, как до Пекина пешком.
Королев додумал все: сначала он оптимизировал 2-хступенчатый пакет МБР, а потом надстраивал его, оптимизированными 3-ми ступенями с разными двигателями. Что тут не понятного?

Глаза есть. Ответа не вижу.

а потом надстраивал его, оптимизированными 3-ми ступенями с разными двигателями. Что тут не понятного?

Следует ли это понимать так что ты не отличаешь орбитальную ступень от разгонного блока?
 И думаешь что если б у него сразу был 30-тонный двигатель то он запустил бы Луну-1-3 на Союзе?

С какого бодуна ты приплел разгонный блок? Больше возразить нечего?
ОКБ-1 наращивало возможности РН серии Р-7 под имеющиеся двигатели для 3-й ступени. Для каждого двигателя существует единственное значение РЗТ, при котором достигается максимум ПГ на заданной орбите. Для РД0110 - это примерно 22-23 т. Для двигателя меньшей тяги (РО7, например), это значение будет меньше.

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет:
Баллистика - одинакова на всех.

Поэтому 2 тонны и ни копейки больше.  

Ты о чем?

[Дмитрий В.]

fagot пишет:

Дмитрий В. пишет:
Да, легко! Вот без всякой дополнительной оптимизации просто применительно к Союз-2.1б:

Спасибо. Можно теперь еще сделать пару шагов - сначала уменьшить конечную массу боковушек на 0,9 т и ЦБ на 0,5 т при том же РЗТ, а потом сделать 3-ю ступень, аналогичную УРМ-2, оставив неизменным пакет из предыдущего варианта?

Э-э-э... Не понял: как можно оставить неизменным пакет первых 2-х ступеней, одновременно уменьшая конечную массу их блоков?

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Как неоптимальная третья счступень снижает Мю ПГ ты на примере Союза/Востока так и не понял. Ты уходишь от этой темы и это твоя проблема.

Ты вообще про какой критерий оптимальности говоришь? "оптимальности вообще" не существует - она вполне конкретна: критерий (целевая функция), набор проектных параметров и ограничения на них. Как можно уйти от того, что ты ни внятно сформулировать не можешь, ни понять ответ? Говоря о Востоке, Восходе, Союзе можно однозначно ответить, что их проектные параметры:
а) не оптимальны по критерию МюПГ
б) не оптимальны по критерию   максимального ПГ при заданных двигателях

Параметры их третьих ступеней были однозначно определены параметрами имевшихся двигателей. Вот третьи ступени у этих ракет имеют примерно оптимальную заправку, только и всего.

[NK]

Дмитрий В. пишет:
Для каждого двигателя существует единственное значение РЗТ, при котором достигается максимум ПГ на заданной орбите

собственно на этой цитате можно остановится.
А что говорит Старый я не пойму?

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Старый пишет:
 Отлично, 10 тонн. Я правильно понял?

Давай теперь на этот Союз поставим третью ступень как у Ангары.
14 тонн топлива, 12 тонн тяги, 1.5 тонны сухой массы.
Какая получится полезная нагрузка?

Держи. Шаблон не разорвался?

[fagot]

Дмитрий В. пишет:
Э-э-э... Не понял: как можно оставить неизменным пакет первых 2-х ступеней, одновременно уменьшая конечную массу их блоков?  

Имелось ввиду, что пакет с уменьшенной конечной массой блоков (второй шаг) становится исходным для варианта с урмоподобной 3-й ступенью (третий шаг).

[TDMS]

Пока А5В в проекте, предложу ее альтернативный вариант    

Идея здесь: http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic14979/message1427718/#message1427718

Ангара 5В2
	Launch mass	869220
	Payload	38000
		I	II	III
	Full mass	563720	222500	40000
	Empty mass	42000	16500	6000
	Isp (atm) (s)	311,5	311,5	460
	Isp (vac) (s)	337,4	337,4	460
	Thrust (vac) (t)	935,44	233,86	45
	Fuel consumption	2772,496	693,1239	97,8261
	Throttle	0	100%
		120	30%
	Fairing mass	5000
	Fairing jettison (s)	344
	Sx		36	20
	Sy		300	200
	Cx		0,4	0,3
	Cy		0,3	0,3

Т.е. имеем две ракеты
1. Без водорода 31500
2. С водородом 38000. И это с довольно скромными параметрами третьей ступени

Хотелось бы услышать, чем плох бак кислорода ЦБ внизу. Какие потери и риски это влечет

[fagot]

KR пишет:

Дмитрий В. пишет:
Для каждого двигателя существует единственное значение РЗТ, при котором достигается максимум ПГ на заданной орбите

собственно на этой цитате можно остановится.
А что говорит Старый я не пойму?

Старый говорит, что если лететь в три ступени к Луне, то максимум ПГ будет на Востоке, а если на ЛЕО - на Союзе.

[Дмитрий В.]

fagot пишет:

KR пишет:

Дмитрий В. пишет:
Для каждого двигателя существует единственное значение РЗТ, при котором достигается максимум ПГ на заданной орбите

собственно на этой цитате можно остановится.
А что говорит Старый я не пойму?

Старый говорит, что если лететь в три ступени к Луне, то максимум ПГ будет на Востоке, а если на ЛЕО - на Союзе.

Это неверный вывод. С блоком И к Луне отправлялся бы больший ПГ.

[Дмитрий В.]

fagot пишет:

Дмитрий В. пишет:
Э-э-э... Не понял: как можно оставить неизменным пакет первых 2-х ступеней, одновременно уменьшая конечную массу их блоков?    

Имелось ввиду, что пакет с уменьшенной конечной массой блоков (второй шаг) становится исходным для варианта с урмоподобной 3-й ступенью (третий шаг).

Как-то так:

[Старый]

Дмитрий В. пишет: 
Это неверный вывод. С блоком И к Луне отправлялся бы больший ПГ.

Точно? А хотя бы сам себя блок И к Луне выведет?

[Старый]

Дмитрий В. пишет:

fagot пишет: 
Имелось ввиду, что пакет с уменьшенной конечной массой блоков (второй шаг) становится исходным для варианта с урмоподобной 3-й ступенью (третий шаг).

Как-то так:

Ой, что это??? 
Третья ступень должна иметь такие же пропорции к пакету Союза как УРМ-2 к пакету Ангары. 

[Старый]

Дмитрий В. пишет: 
Держи. Шаблон не разорвался?    

Чтото тут не то. Какая дельта вэ получается у третей ступени в том и другом случае?

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет:
Это неверный вывод. С блоком И к Луне отправлялся бы больший ПГ.

Точно? А хотя бы сам себя блок И к Луне выведет?

И блок И, и еще 600+ кг.

[Старый]

Дмитрий В. пишет: 
И блок И, и еще 600+ кг.

Чтото ты не то считаешь. В одном случае к Луне летит 1400 кг а в другом 2800 кг?

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет:
Держи. Шаблон не разорвался?    

Чтото тут не то. Какая дельта вэ получается у третей ступени в том и другом случае?

2592 м/с - для тяги 12 тс
3481 м/с - для блока И (30 тс)

[Дмитрий В.]

Старый пишет:

Дмитрий В. пишет:
И блок И, и еще 600+ кг.

Чтото ты не то считаешь. В одном случае к Луне летит 1400 кг а в другом 2800 кг?

Что-то я то считаю: массу ПГ , выводимую по схеме непрерывного выведения на орбиту 200х395000 км. Получается что-то типа 670 кг. И это при ГО массой 1500 кг.
Уточни на какую орбиту первоначально выводилась Луна-3? Пересчитаю.

[fagot]

Дмитрий В. пишет:
Как-то так:

Целый УРМ-2 ставить на Союз я не просил.   Лучше для наглядности отдельно посчитать вариант с уменьшенной конечной массой блоков пакета, а затем на него поставить 3-ю ступень с заправкой 14 т, сухой массой 1,7 т и тягой ДУ 12 т.

[fagot]

Дмитрий В. пишет:
Что-то я то считаю: массу ПГ , выводимую по схеме непрерывного выведения на орбиту 200х395000 км. Получается что-то типа 670 кг. И это при ГО массой 1500 кг.

Судя по времени перелета, перигей невозмущенной орбиты должен был быть под миллион км, что, впрочем, слабо сказывается на потребной ХС. Наклонение 65 градусов. Лучше за основу взять Восток, т.к. для него известны хотя бы сухая масса 3-й ступени и ПН на целевой орбите, а потом уже переходить к Восходу. ГО, конечно, нужно более адекватный брать, там порядка 300 кг должно быть.