РД-191М

[oby1]

завидую

[Дмитрий В.]

завидую

Тут нечему особо завидовать - работа на стенде изматывает.

[Старый]

Ты ввёл некий термин ("стартовый ускоритель") с неясной целью. Поэтому сам не понимаешь, нахрена он нужен,

Нет. Ввёл стартовые ускорители не я. И нахрена они нужны те кто их ввели знают. 

 А несли ты не знаешь то это твои проблемы но отнюдь не мои.

[Старый]

Она получалась "как есть" из соотношения стартовой массы Энергии и достигнутой тяги двигателей. А так же из максимально доступных ж/д габаритов.

Ты уверен что тяговооружённость боковыхблоков Энергии не выбиралась целенаправленно?  И если бы не ж/д ограничение то по твоему тяговооружённость была бы ещё меньше?

[Старый]

Тяговооружённость  - это второй по значимости (после относительного запаса топлива) проектный параметр ракетной ступени.

Итак вместо выбора ты подсунул значимость. Начинаешь опять переводить стрелки?

[oby1]

завидую

Тут нечему особо завидовать - работа на стенде изматывает.

аа, я думал на станки посмотреть и инструмент.
а что выставляете? или секрет?

[Старый]

Поэтому ситуация, о которой ты пишешь - "не выбиралась целенаправленно" - возникает при проектировании по ограничениям (например, когда одновременно зхадана тяга и стартовая масса первой ступени: применительно к Зениту-2 740 тс и 459 т соответственно).

Применительно к Зениту вообще ничего не выбиралось. Был взят готовый блок от другой ракеты. Но и в других случаях тяговооружённость не выбирается а получается сама исходя из других проектных параметров.

[Старый]

В результате накручивается большое количество страниц абсолютно бессмысленных боданий, не  имеющего значения для каких-бы то ни было важных проблем ракетных или космических проблем.

"Не имеет значения" и "я не понимаю о чём они говорят" - не одно и то же.

[Старый]

Так что да, в основе была размерность Энергии и располагаемая тяга двигателей, а тяговооруженность уже была производной величиной, а не выбираемой.

Вот ведь!

[Старый]

А почему ты не цитируешь напрямую мой текст по этому вопросу? 

 Хотя бы этот:

Опять не вижу ответа. Опять напала дизлексия...

[Дмитрий В.]

Ты ввёл некий термин ("стартовый ускоритель") с неясной целью. Поэтому сам не понимаешь, нахрена он нужен,

Нет. Ввёл стартовые ускорители не я. И нахрена они нужны те кто их ввели знают.

 А несли ты не знаешь то это твои проблемы но отнюдь не мои.

Любые ускорители нужны для ускорения. А чем тебя не устраивали уже имевшиеся ракетные блоки и те же "ускорители ступеней", что имеются в отечественной терминологии?

[Просто Василий]

Так как добились увеличения у.и. и тяги со снижением температуры на турбине? Критику увеличили? 
Блин здесь где то был документ, там были варианты модернизации рд-171 до рд-174.

[Старый]

Любые ускорители нужны для ускорения. А чем тебя не устраивали уже имевшиеся ракетные блоки и те же "ускорители ступеней", что имеются в отечественной терминологии?

Меня полностью устраивают все имеющиеся в отечественной терминологии ускорители. В том числе и стартовые. 

 Но вот тебя они чемто не устроили и ты заявил что их нет.

[Старый]

Так как добились увеличения у.и. и тяги со снижением температуры на турбине? Критику увеличили? 

Судя по всему да.

[Просто Василий]

Так как добились увеличения у.и. и тяги со снижением температуры на турбине? Критику увеличили?

Судя по всему да.

Вроде когда критику увеличиваешь, то уи теряется, тогда надо диаметр камеры тоже увеличивать, чтобы соотношения площадей диаметра КС к критике наоборот увеличилось, то есть у рд-170 это 1.61, то чтобы при том же давлении увеличить у.и надо иметь соотношение больше стандартных для рд-170 1.61. 
Может качество смесеобразования улучшили за счёт новых форсунок?

[Просто Василий]

В общем  тут гадать можно долго)

[Старый]

Вроде когда критику увеличиваешь, то уи теряется, тогда надо диаметр камеры тоже увеличивать,

Естественно.

[Старый]

В общем  тут гадать можно долго)

Гадать тут нечего, потеря УИ будет незначительной.

[sychbird]

Так что да, в основе была размерность Энергии и располагаемая тяга двигателей, а тяговооруженность уже была производной величиной, а не выбираемой.

Вот ведь!

Это все от незнакомства с математическими основами многомерной параметрической оптимизации.
Полная путаница с понятиями целевой функции и ограничений. 
И незнания методов оптимизации.

 В данном конкретном случае тяговооруженность не может быть ограничением. Она зависит от РЗТ, тяги,  и массы двигателя второй ступени. А они в свою очередь зависят от целевых орбит и массы ПН.
Ограничением для нее будут максимальные усилия на конструкцию

Максимум  целевой функции  оптимизации может достигаться при разных сочетаниях параметров. Выбор будет между ними. Ограничениями будут параметры двигателей  первой и второй ступени. 

Где-то так в первом приближении. В реалии все еще  более сложно.

[Вернер П.]

Непонятно вообще о чем спор.
В ГОСТ Р53802-2010 все  написано, что есть ступень а что ускоритель

74 ступень ракеты-носителя: Отделяемая часть ракеты-носителя, состоящая из одного или нескольких ракетных блоков и обеспечивающая полет ракеты космического назначения или ракеты-носителя на определенных участках траектории.

89 ускоритель ракеты-носителя: Ракетный блок ракеты-носителя, используемый для повышения тяговооруженности ступени на начальном участке полета.

Ступень может обеспечивать полет и без ускорителей.

Если не может, то это не ускорители
Хороший пример Атлас 5, у которого ускорителей может быть от 0 до 5