И опять про Ангару (часть третья)

[ZOOR]

Том 2 стр 555-560, различные варианты производства на Полёте, ни один из которых не подразумевает полного производства, однако Нестеров докладывает о готовности "Полёта" и его персонала  к производству УРМ-ов.

Так где там про

универсальный ракетный модуль возили из Сибири в столицу, проверяли на контрольно-испытательной станции, потом отправляли в Омск, где его снова собирали. И так -- много раз. Совершенно безумная логистическая производственная схема!

[opinion]

Но это никому не интересно, поскольку у хомячков есть железный критерий полетело/не полетело.

Это единственный критерий, который нужен в случае успеха. В случае провала приходится придумывать другие. То, что вы оскорбляете людей, которые понимают эту вашу уловку, провала никак не отменяет.

[opinion]

Если бы это было не интервью, а пост на форуме, его автора забанили бы навечно за клевету на людей Х.

[прагматик]

на вики, кто то из .... поправил данные по ангаре а5, 

• Неоптимальное распределение масс между ступенями. В период разработки проектировщикам был доступен только разрабатывашийся в то время двигатель РД-0124 в качестве маршевого двигателя третьей ступени. Его тяга составляет всего 30 тс, что значительно ниже, чем у аналогичной по назначению двигательной установки третьей ступени РН "Протон" - суммарная тяга маршевого РД-0213 и рулевого РД-0214 вдвое больше - 62,5 тс. В результате проектировщики были вынуждены ограничить массу и запас топлива третьей ступени УРМ-2, а так же перераспределить массу в пользу пакета из УРМ-1. С другой стороны, циклограмма работы пакета из пяти УРМ-1 с дросселированием двигателя центрального блока приводит к тому, что к концу работы блоков первой ступени в центральном блоке остается сравнительно небольшое количество топлива, около 70 т, которые расходуются на этапе работы второй ступени. Для сравнения, при работе первой ступени расходуется более 570 т топлива, а третьей - около 35 т. Таким образом, в принятой компоновке Ангара-А5 имеет очень большую первую ступень и маленькие вторую и третью. Это приводит к уменьшению суммарной характеристической скорости, набираемой трехступенчатой Ангарой-А5 по сравнению с ракетой, спроектированной с оптимальным распределением масс между ступенями.
• Тяговооруженность первой и третьей ступеней очень низкая. Как уже указывалось выше, тяга двигателя третьей ступени Ангару-А5 вдвое меньше тяги третьей ступени Протона. Суммарная тяга двигателей РД-191 на первой ступени Ангары-А5 так же меньше, чем у более легкого Протона - всего 980 тс, тогда как 6 двигателей РД-275 Протона-М имеют тягу 1020 тс (в обоих случаях тяга указана на поверхности земли). При этом ракета-носитель Протон выводить меньшую полезную нагрузку (в последней версии Протон-М до 23,7 т). Низкая тяговооруженность приводит к тому, что ступени вынуждены дольше набирать орбитальную скорость и медленнее подниматься на высоту опорной орбиты, что прямым образом увеличивает гравитационные потери на преодоление силы тяжести.
• Сравнительно высокая сухая масса блоков УРМ-1. Компоновка пакета первой/второй ступени из одинаковых ракетных блоков УРМ-1 сравнительно малого размера приводит к большей площади боковых стенок, а следовательно и большей массе обечаек по сравнению с моноблочной или трехблочной компоновкой. Поэтому массовое совершенство носителя с такой компоновкой заведомо хуже, что непосредственно сказывается на энергетических характеристиках и массе выводимой полезной нагрузки. Третья ступень из-за вынужденных небольших размеров так же имеет относительно низкое массовое совершенство.
• Двигатели РД-191 имеют очень большую сухую массу около 2,3 т, что вдвое тяжелее чем, например, у двух двигателей Мерлин такой же тяги. При этом разница в величине удельного импульса сравнительно небольшая - около 20-25 сек (200-240 м/с). Кроме того, чрезвычайно высокие давление и температура рабочего тела (фактически горячего кислорода) внутри турбонасосного агрегата и трактов РД-191 приводят к угрозе возгорания конструкций двигателя с его разрушением и аварийным прекращением полета. Для предотвращения этого на топливных магистралях на входе в двигатель устанавливаются фильтры с размером ячеек 80 мкм, что равно диаметру человеческого волоса. По опыту эксплуатации и авариям аналогичных двигателе того же семейства РД-170 и РД-180 установлено, что алюминиевых пылинок именно такого размера достаточно для инициации возгорания в среде горячего сжатого кислорода. Таким образом, двигатель РД-191 является потенциально опасным и требует целого ряда дополнительных мероприятий (в том числе тщательной очистки баков от алюминиевой стружки) для предотвращения аварии при запуске. Проблема усугубляется тем, что возгорание и разрушение двигателя наиболее вероятно в момент старта ракеты, когда она полностью заправлена и имеет наименьшую тяговооруженность (см. п.2). Падение всей ракеты или даже одного отказавшего блока может привести к серьезным разрушениям комплекса стартовых сооружений. Аналогичная авария РН Зенит 4 октября 1990 года привела к полному разрушению одного из двух стартовых столов на космодроме Байконур (с тех пор не восстанавливался)

[Serge V Iz]

Я тут озадачился.

Предположим, что мы имеем совершенную технологию мехобработки, и умеем быстро фрезеровать любые сетки ребер жесткости с точностью 0.01, ну, т.е. проблема точности и производительности обработки решена полностью.

В этом случае, треугольная сетка на обечайке не может ли оказаться прочнее, чем прямоугольная, с той же массой квадратного метра?

[ZOOR]

Но это никому не интересно, поскольку у хомячков есть железный критерий полетело/не полетело.

Это единственный критерий, который нужен в случае успеха. В случае провала приходится придумывать другие. То, что вы оскорбляете людей, которые понимают эту вашу уловку, провала никак не отменяет.

В чем уловка?

В том, что Вы не поняли, что по моему мнению №2Л ничего не дает?

[владимир смурной]

Том 2 стр 555-560, различные варианты производства на Полёте, ни один из которых не подразумевает полного производства, однако Нестеров докладывает о готовности "Полёта" и его персонала  к производству УРМ-ов.

Так где там про

универсальный ракетный модуль возили из Сибири в столицу, проверяли на контрольно-испытательной станции, потом отправляли в Омск, где его снова собирали. И так -- много раз. Совершенно безумная логистическая производственная схема!

Ну чего привязались, логистика как логистика. 
Примерно как СуперДжет собирали. Часть фюзеляжа из Новосиба машиной, западные комплектующие системы из Москвы самолетом, сборка в бывшей малярке КнАПО. После ЛИСа зелёный самолёт на комплектование салона либо в Ульяновск, либо в Венецию. Доработки(устранение косяков) по предкрылкам и центролоплану с оперением в Жуковском. Нормальная себе логистика, подумаешь Москва-Омск, веселее нужно жить, веселее...

[Штуцер]

Я тут озадачился.

Предположим, что мы имеем совершенную технологию мехобработки, и умеем быстро фрезеровать любые сетки ребер жесткости с точностью 0.01, ну, т.е. проблема точности и производительности обработки решена полностью.

В этом случае, треугольная сетка на обечайке не может ли оказаться прочнее, чем прямоугольная, с той же массой квадратного метра?

0.01 нереально.
Шестиугольная.

[Штуцер]

Интересно. Какие неточности может устранить хим фрезерование?

По толщине (глубине) в десятых долях мм.

Вот это мне и непонятно. Каким образом хим травление будет сильнее там, где положительные отклонения от допусков. Это же не электроэррозия.

[opinion]

Я тут озадачился.

Предположим, что мы имеем совершенную технологию мехобработки, и умеем быстро фрезеровать любые сетки ребер жесткости с точностью 0.01, ну, т.е. проблема точности и производительности обработки решена полностью.

В этом случае, треугольная сетка на обечайке не может ли оказаться прочнее, чем прямоугольная, с той же массой квадратного метра?

Не вы первый.
https://en.wikipedia.org/wiki/Isogrid

[владимир смурной]

В итоге потребовалась полная переработка конструкторской 

В итоге потребовалась полная переработка конструкторской документации.

И что, она была проведена ко второму пуску?

Вы не верите словам дохтора технических наук? Какой Вы батенька упрямец!

[владимир смурной]

Я тут озадачился.

Предположим, что мы имеем совершенную технологию мехобработки, и умеем быстро фрезеровать любые сетки ребер жесткости с точностью 0.01, ну, т.е. проблема точности и производительности обработки решена полностью.

В этом случае, треугольная сетка на обечайке не может ли оказаться прочнее, чем прямоугольная, с той же массой квадратного метра?

Не вы первый.
https://en.wikipedia.org/wiki/Isogrid

Во как оказывается у передовиков каптруда 😩

[владимир смурной]

на вики, кто то из .... поправил данные по ангаре а5,

• Неоптимальное распределение масс между ступенями. В период разработки проектировщикам был доступен только разрабатывашийся в то время двигатель РД-0124 в качестве маршевого двигателя третьей ступени. Его тяга составляет всего 30 тс, что значительно ниже, чем у аналогичной по назначению двигательной установки третьей ступени РН "Протон" - суммарная тяга маршевого РД-0213 и рулевого РД-0214 вдвое больше - 62,5 тс. В результате проектировщики были вынуждены ограничить массу и запас топлива третьей ступени УРМ-2, а так же перераспределить массу в пользу пакета из УРМ-1. С другой стороны, циклограмма работы пакета из пяти УРМ-1 с дросселированием двигателя центрального блока приводит к тому, что к концу работы блоков первой ступени в центральном блоке остается сравнительно небольшое количество топлива, около 70 т, которые расходуются на этапе работы второй ступени. Для сравнения, при работе первой ступени расходуется более 570 т топлива, а третьей - около 35 т. Таким образом, в принятой компоновке Ангара-А5 имеет очень большую первую ступень и маленькие вторую и третью. Это приводит к уменьшению суммарной характеристической скорости, набираемой трехступенчатой Ангарой-А5 по сравнению с ракетой, спроектированной с оптимальным распределением масс между ступенями.
• Тяговооруженность первой и третьей ступеней очень низкая. Как уже указывалось выше, тяга двигателя третьей ступени Ангару-А5 вдвое меньше тяги третьей ступени Протона. Суммарная тяга двигателей РД-191 на первой ступени Ангары-А5 так же меньше, чем у более легкого Протона - всего 980 тс, тогда как 6 двигателей РД-275 Протона-М имеют тягу 1020 тс (в обоих случаях тяга указана на поверхности земли). При этом ракета-носитель Протон выводить меньшую полезную нагрузку (в последней версии Протон-М до 23,7 т). Низкая тяговооруженность приводит к тому, что ступени вынуждены дольше набирать орбитальную скорость и медленнее подниматься на высоту опорной орбиты, что прямым образом увеличивает гравитационные потери на преодоление силы тяжести.
• Сравнительно высокая сухая масса блоков УРМ-1. Компоновка пакета первой/второй ступени из одинаковых ракетных блоков УРМ-1 сравнительно малого размера приводит к большей площади боковых стенок, а следовательно и большей массе обечаек по сравнению с моноблочной или трехблочной компоновкой. Поэтому массовое совершенство носителя с такой компоновкой заведомо хуже, что непосредственно сказывается на энергетических характеристиках и массе выводимой полезной нагрузки. Третья ступень из-за вынужденных небольших размеров так же имеет относительно низкое массовое совершенство.
• Двигатели РД-191 имеют очень большую сухую массу около 2,3 т, что вдвое тяжелее чем, например, у двух двигателей Мерлин такой же тяги. При этом разница в величине удельного импульса сравнительно небольшая - около 20-25 сек (200-240 м/с). Кроме того, чрезвычайно высокие давление и температура рабочего тела (фактически горячего кислорода) внутри турбонасосного агрегата и трактов РД-191 приводят к угрозе возгорания конструкций двигателя с его разрушением и аварийным прекращением полета. Для предотвращения этого на топливных магистралях на входе в двигатель устанавливаются фильтры с размером ячеек 80 мкм, что равно диаметру человеческого волоса. По опыту эксплуатации и авариям аналогичных двигателе того же семейства РД-170 и РД-180 установлено, что алюминиевых пылинок именно такого размера достаточно для инициации возгорания в среде горячего сжатого кислорода. Таким образом, двигатель РД-191 является потенциально опасным и требует целого ряда дополнительных мероприятий (в том числе тщательной очистки баков от алюминиевой стружки) для предотвращения аварии при запуске. Проблема усугубляется тем, что возгорание и разрушение двигателя наиболее вероятно в момент старта ракеты, когда она полностью заправлена и имеет наименьшую тяговооруженность (см. п.2). Падение всей ракеты или даже одного отказавшего блока может привести к серьезным разрушениям комплекса стартовых сооружений. Аналогичная авария РН Зенит 4 октября 1990 года привела к полному разрушению одного из двух стартовых столов на космодроме Байконур (с тех пор не восстанавливался)

Вот же блин, какая тут перекомпоновка и переработка?
Печаль, только посыпать голову пеплом. И на этом вывозить модули высокоширотной станции?

[владимир смурной]

"В 2014 году тяжелая «Ангара-А5» полетела, но это испытание не подтвердило заложенные требования заказчика."

Старый, наверное, сейчас вприсядку пляшет.

Ну, он уже 6 лет как вприсядку пляшет - это было известно. И в первую очередь Заказчику.
А потом и Варочко в интервью это сказал.
Однако главными целями пуска А-5 №1Л было проверить прохождение РБ "Бриз-М" и работу систем СК при подготовке и пуске. С чем тоже впрочем жидко обосрались.
А энергетика РН можно сказать не оценивалась. И так было понятно.

Но это никому не интересно, поскольку у хомячков есть железный критерий полетело/не полетело.

А в чем работа систем СК ПОДКАЧАЛА? Спрашиваю, так как вроде по СК ЕСТЬ ПРОБЛЕМЫ И СЕГОДНЯ?

[vissarion]

треугольная сетка на обечайке не может ли оказаться прочнее, чем прямоугольная, с той же массой квадратного метра

Ещё со времён первых дельт и скайлэба известно что изогрид (треугольный) где-то на 7% прочнее классической вафли (прямоугольной) плюс в 2.5 меньше глубина внутренних стенок
Но сложнее и дороже изготовлять и считать.

Дельта 4 и Атлас 5 на изогриде, но у вулкана всё-таки вафля.

http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19750004950.pdf

Спойлер

Analytical weight comparisons of rectangular waffle grid patterns and isogrid patterns have shown the isogrid pattern to be lighter. In addition, tests have shown that with isogrid construction, in comparison with rectangular patterns, appreciably higher stresses can be developed prior to buckling.

Waffle construction offers several other practical advantages: manufacturing is simple because of the elimination of internal structure: reinforced areas ira the milling pattern for cutouts or attachment provisions are easily incorporated: and the fact that the skin will remain smooth and unbuckled precludes problems of debonding of, and damage to, external insulation.

[свернуть]

https://femci.gsfc.nasa.gov/isogrid/NASA-CR-124075_Isogrid_Design.pdf

Спойлер

In compression-loaded cylinders, isogrid bas been found advantageous in another respect: it occupies less depth for the same compressive capability as a rectangular stiffening system. This is true in the case when both kinds of stiffening are in the form of constant depth waffle, even more so when the
orthotropic construction is optimum- with frames deeper than th¢, stringers. In a purely structural sense this is not important, but many designs require clear space inside the frames. The deeper they are, the larger the containing shell and therefore the weight. As an example, a recent study substituted isogrid for conventional construction in a transport airplane, permitting reduction in fuselage structural depth from 4 inches to 1.5 inches.

[свернуть]

[Старый]

Ещё со времён первых дельт и скайлэба известно что изогрид (треугольный) где-то на 7% прочнее классической вафли (прямоугольной) плюс в 2.5 меньше глубина внутренних стенок

Не первых Дельт а начиная с 2910 (может и с 1910, поручиться не могу). Производство перенесли на новый завод и на новом оборудовании стали делать изогрид. А до этого начиная с Тора была квадратная вафля.

[Дмитрий В.]

треугольная сетка на обечайке не может ли оказаться прочнее, чем прямоугольная, с той же массой квадратного метра

Ещё со времён первых дельт и скайлэба известно что изогрид (треугольный) где-то на 7% прочнее классической вафли (прямоугольной) плюс в 2.5 меньше глубина внутренних стенок

Это как-то неочевидно. 7% - это в пределах точности расчётов. А станку с ЧПУ по барабану какую вафлю фрезеровать.

[Старый]

Хороший в Вики анализ, не видел. Но есть нюансы которые делают ситуацию ещё хуже. 

• Неоптимальное распределение масс между ступенями. В период разработки проектировщикам был доступен только разрабатывашийся в то время двигатель РД-0124 в качестве маршевого двигателя третьей ступени. Его тяга составляет всего 30 тс, что значительно ниже, чем у аналогичной по назначению двигательной установки третьей ступени РН "Протон" - суммарная тяга маршевого РД-0213 и рулевого РД-0214 вдвое больше - 62,5 тс. В результате проектировщики были вынуждены ограничить массу и запас топлива третьей ступени УРМ-2, а так же перераспределить массу в пользу пакета из УРМ-1.

Основной причиной применения маленькой верхней ступени явилась суперидея "ракеты из кубиков Лего". По этой концепции третья ступень Ангары-5 должна была служить второй ступенью Ангары-1.2. И соответственно не могла быть очень большой так как оказалась бы слишком большой для Ангары-2.1. Таким образом УРМ-2 и оказался слишком маленьким для Ангары-5.

 Более того. Первоначально в рамках концепции "делать ракету из всего готового" ЦиХ предложил  в качестве УРМ-2 использовать блок "И" - третью ступень РН Союз-2.1б. Поэтому первоначально Ангару-5 в ЦиХ даже назвали "Ангара-5И". Эта концепция была официально озвучена и широко разрекламирована и в дальнейшем руководство ЦиХ уже не могло от неё отказаться и могло только модифицировать. 
  Изначальное применение блока "И" повлияло и на размерность УРМ-1. Дело в том что Ангара-1.2 с блоком "И" по грузоподьёмности сильно уступала Циклону-3 которую она призвана была заменить. Пытаясь дожать грузоподъёмность техническая элита ЦиХ до предела увеличила стартовую массу РН путём увеличения стартовой массы УРМ-1. Таким образом УРМ-1 и приобрёл свою уникальную низкую стартовую тяговооружённость. 
  В дальнейшем, когда концепция уже была широко разрекламирована и отказаться от неё стало невозможно, выяснилась и другая неприятная особенность о которой руководство ЦиХ первоначально не подумало. Оказалось что союзовский блок "И" диаметром 2.4 метра и рассчитаныый на ПН примерно 8 тонн не выдержит нагрузок от 24 тонн ПН Ангары-5 (в три раза больше чем у Союза) и изгибающих аэродинамических нагрузок от огромного обтекателя Ангары. 
 Для преодоления этой проблемы было решено вместо блока "И" разработать новый УРМ-2 увеличенной прочности и диаметра. Это позволяло и увеличить запас топлива сделав его чуть более оптимальным, но унификация с Ангарой-1.2, уже выбранный двигатель РД-124 и низкая тяговооружённость УРМ-1 не позволяли сильно увеличить запас топлива. 
 В результате диаметр УРМ-2 был увеличен настолько что он стал больше диаметра УРМ-1. Ангара стала единственной в мире ракетой у которой диаметр верхней ступени стал больше чем диаметр нижней. За это Ангару-1.2 прозвали "удавом проглотившим телёнка".  Сохраняющийся малый запас топлива при большом диаметре не позволил применить не только несущие но даже сферические баки. Пришлось применить плоские чечевицеобразные баки состоящие по сути из одних широких плоских днищ. Для интегравции их в силовую констирукцию ракеты пришлось делать большие несущие переходные и межбаковые отсеки. Отсюда уникальное, крайне низкое весовое совершенство УРМ-2. 
 Вот как получились уникальные особенности УРМ-2 описанные в Педивикии.

[german_kmw]

А что за наезды на двигатель РД-191, если не ошибаюсь его аналоги безаварийно летают на Антаресе(181) и Атлас 5(180)?
  У  Протона-М( единственного конкурента по грузоподъёмности среди российских ракет)  лишь около шанса 90% на успешный вывод.
 Союз-5 с такими же движками первой ступени, да и второй тоже.

[german_kmw]

А в чем работа систем СК ПОДКАЧАЛА? Спрашиваю, так как вроде по СК ЕСТЬ ПРОБЛЕМЫ И СЕГОДНЯ?

Газоотводный канал на СК Плесецка от Зенита очень маленький.