Водородная "Ангара"

[Ворон]

Я конечно извиняюсь, но не все так плохо, как тут малюют
4,5-5, а точнее 6, это массовое соотношение пары кислород/водород. А вот обемное соотношение для этой пары равно 2,4, только наоборот - водород/кислород. Это, конечно, тоже не сильно радует, но истинна дороже ...

 Да?

 Шаттловский бак - объём кислородного бака 552 кубометра, объём водородного бака - 1573,2 кубометра. Соотношение объёмов водород/кислород - 2,85.

 Боковушка Энергии, по Губанову - "Кислородный бак с полезным объемом 208 м3 и керосиновый бак с полезным объемом 106 м3 имеют сварные конструкции и выполнены из алюминиевого сплава."
 Отношение объёмов керосин/кислород - 0,51.

 Итак, делим одно на другое, получаем - водородный бак при таком же объёме кислорода имеет объём в 5,59 раз больше.

 STEP, ну я наверно посмотрел конкретные числа, а?  

 Да, это ещё не всё.

 Керосиновая ракета с таким же объёмом кислорода будет на 18,7% тяжелее - значит при той же массе всей ракеты у неё будет массовое совершество ещё выше.

[Ворон]

Да, и вот ещё что, ЖРД первой ступени почти на всём участке своей работы будет работать с плохим УИ.

 И не только потому, что атмосфера есть, а ещё и потому, что при максимальном УИ тяга меньше, если выбрать режим с максимальным УИ гравитационные потери сожрут всю эту прибавку.
 Это тут осуждалось уже неоднократно.

[STEP]

Я конечно извиняюсь, но не все так плохо, как тут малюют
4,5-5, а точнее 6, это массовое соотношение пары кислород/водород. А вот обемное соотношение для этой пары равно 2,4, только наоборот - водород/кислород. Это, конечно, тоже не сильно радует, но истинна дороже ...

 Да?

 Шаттловский бак - объём кислородного бака 552 кубометра, объём водородного бака - 1573,2 кубометра. Соотношение объёмов водород/кислород - 2,85.

 Боковушка Энергии, по Губанову - "Кислородный бак с полезным объемом 208 м3 и керосиновый бак с полезным объемом 106 м3 имеют сварные конструкции и выполнены из алюминиевого сплава."
 Отношение объёмов керосин/кислород - 0,51.

 Итак, делим одно на другое, получаем - водородный бак при таком же объёме кислорода имеет объём в 5,59 раз больше.

 STEP, ну я наверно посмотрел конкретные числа, а?  

 Да, это ещё не всё.

 Керосиновая ракета с таким же объёмом кислорода будет на 18,7% тяжелее - значит при той же массе всей ракеты у неё будет массовое совершество ещё выше.

А, дико извиняюсь. Мы о разных вещах говорили :oops:

[Дмитрий В.]

Да, и вот ещё что, ЖРД первой ступени почти на всём участке своей работы будет работать с плохим УИ.

 И не только потому, что атмосфера есть, а ещё и потому, что при максимальном УИ тяга меньше, если выбрать режим с максимальным УИ гравитационные потери сожрут всю эту прибавку.
 Это тут осуждалось уже неоднократно.

Почему же с плохим УИ? У 11д122 даже у земли УИ был более 353 с. т.е. больше, чем у любого керосиновика в вакууме (ну, за исключением 11д58, да РД-0124). Далее, первая ступень водородной Ангары работает примерно до высоты 70-90 км, тогда как потери ХС на статическое противодавление формируются, в основном, до высоты 10 км. Да и гравпотери для водородника вырастут не на много больше, ну где!то на 100-150 м/с. Однако высокий УИ обеих ступеней компенсирует все.

[Ворон]

Да, и вот ещё что, ЖРД первой ступени почти на всём участке своей работы будет работать с плохим УИ.

 И не только потому, что атмосфера есть, а ещё и потому, что при максимальном УИ тяга меньше, если выбрать режим с максимальным УИ гравитационные потери сожрут всю эту прибавку.
 Это тут осуждалось уже неоднократно.

Почему же с плохим УИ? У 11д122 даже у земли УИ был более 353 с. т.е. больше, чем у любого керосиновика в вакууме (ну, за исключением 11д58, да РД-0124). Далее, первая ступень водородной Ангары работает примерно до высоты 70-90 км, тогда как потери ХС на статическое противодавление формируются, в основном, до высоты 10 км. Да и гравпотери для водородника вырастут не на много больше, ну где!то на 100-150 м/с. Однако высокий УИ обеих ступеней компенсирует все.

 Да, компенсирует и ПН будет больше, чем у керосиновой ракеты. Но не в 2 раза, как это и мне казалось сперва, а раза в полтора.

 По поводу потерь - я же сказал, УИ надо будет делать Хуже, чем возможно - максимальный УИ когда часть водорода вообще не сгорает. Тяга в этом режиме меньше.
 Почему у шаттла УИ хороший почти на всей траектории? - Потому, что на участке первой ступени его тащат ТТУ, у Энергии - боковушки.
Проблема тяговооруженности решается другим способом.

[Ворон]

И ещё раз по бакам.

 Допустим, УРМ Ангары-5 имеет массу 10 тонн - первая и вторая ступени будут иметь массу 50 тонн.
 5 двигателей по 3230 кг - 16150 кг, выше я почему-то решил, что на Ангаре-5 двигателей первой ступени 6, потому получил 19 тонн.  :oops:

 Пусть 3850 кг - "одинаковые детали" для водородной и керосиновой ракеты, не связанные с объёмом баков и общая масса баков - 30 тонн.

 Отношение общего объёма баков водородной и керосиновой ракеты при одинаковой массе бака окислителя - (1+2,85)/(1+0,51) = 2,55.
 Так как масса керосиновой ракеты больше, для одинаковой массы надо ещё домножить на 1,187 - 2,55*1,187 = 3,03.

 Значит баки водородника с массой первой и второй ступени Ангары будут иметь массу 30*3,03 = 90,8 тонны примерно. На 60 тонн больше.

 Разумеется, подразумевается одинаковое технологическое совершенство при изготовлении баков.

[Дмитрий В.]

Топливный отсек (баки О и Г с арматурой и ТИ) блока Ц имел сухую массу около 20 т, то есть всего менее 3% от массы топлива.

[Ворон]

Топливный отсек (баки О и Г с арматурой и ТИ) блока Ц имел сухую массу около 20 т, то есть всего менее 3% от массы топлива.

 Разбежались.

 Топливные баки-то да. А вот весь блок Ц имел массу в момент разделения с ПН около 73,5 тонн.
 У Шаттла бак кислорода около 5,65 т, бак водорода - 14,45. Но есть ещё межбаковый отсек, на который передаются все усилия, на него передаются все усилия и топливный бак имеет общую массу 33,5 тонны.
 Значит эта "мелочь" имеет массу 13,5 тонн - как весь водородный бак.

 Кроме того, Шаттл и Энергия это не Ангара. Конструктивное совершенство их баков высокое, конструкция технологически сложная.

[Дмитрий В.]

Тем не менее, конструктивная хар-ка блока Ц (отношение начальной массы блока к его конечной массе) было около 10, что весьма неплохо. А межбаковый отсек блока Ц имел массу около 7 т.

[Дем]

Топливный отсек (баки О и Г с арматурой и ТИ) блока Ц имел сухую массу около 20 т, то есть всего менее 3% от массы топлива.

 Разбежались.

 Топливные баки-то да. А вот весь блок Ц имел массу в момент разделения с ПН около 73,5 тонн.
 У Шаттла бак кислорода около 5,65 т, бак водорода - 14,45. Но есть ещё межбаковый отсек, на который передаются все усилия, на него передаются все усилия и топливный бак имеет общую массу 33,5 тонны.
 Значит эта "мелочь" имеет массу 13,5 тонн - как весь водородный бак.

 Кроме того, Шаттл и Энергия это не Ангара. Конструктивное совершенство их баков высокое, конструкция технологически сложная.

Энергия: Масса сухой конструкции бака жидкого водорода - 14,365 т, бака жидкого кислорода - 5,741 т, межбакового отсека -6,26 т. Рабочий запас топлива блока 703,643 т, в том числе жидкого кислорода 602,775, жидкого водорода 100,868 т. Объем бака жидкого кислорода 552 м3, объем бака жидкого водорода 1523 м3.
Притом в межбаковом отсеке - вся аппаратура...

Вряд ли американцы хуже нас сделали - так что ты что-то сосчитать забыл (теплоизоляцию? )

[Ворон]

Энергия: Масса сухой конструкции бака жидкого водорода - 14,365 т, бака жидкого кислорода - 5,741 т, межбакового отсека -6,26 т. Рабочий запас топлива блока 703,643 т, в том числе жидкого кислорода 602,775, жидкого водорода 100,868 т. Объем бака жидкого кислорода 552 м3, объем бака жидкого водорода 1523 м3.
Притом в межбаковом отсеке - вся аппаратура...

Вряд ли американцы хуже нас сделали - так что ты что-то сосчитать забыл (теплоизоляцию? )

 Вот что у Губанова написано.
 "Конечная масса перед отделением орбитального корабля 178,5 т у "Энергии" и 153 т - у "Спейс Шаттла", масса после отделения - 105 и 114,3 т соответственно."

 А у Вейда ещё хуже.

 http://www.astronautix.com/stages/eneacore.htm

 Gross Mass: 905,000 kg. Empty Mass: 85,000 kg. Thrust (vac): 800,286 kgf. Isp: 453 sec. Burn time: 480 sec. Propellants: Lox/LH2 Isp(sl): 354 sec. Diameter: 7.75 m. Span: 7.75 m. Length: 58.77 m. Country: Russia. No Engines: 4. RD-0120 Status: Out of Production.

[Дмитрий В.]

Губанов, видимо, пользовался лимитной массовой сводкой по ЭП. По факту, блок Ц был несколько перетяжелен (на несколько тонн относительно лимитки). На буран.ру имеется конечная масса блока Ц, т.е масса с учетом остатков незабора и газов наддува (в сумме около 1,5% от рабочего запаса топлива). С уважением, Дмитрий В.

[STEP]

Топливный отсек (баки О и Г с арматурой и ТИ) блока Ц имел сухую массу около 20 т, то есть всего менее 3% от массы топлива.

 Разбежались.

 Топливные баки-то да. А вот весь блок Ц имел массу в момент разделения с ПН около 73,5 тонн.
 У Шаттла бак кислорода около 5,65 т, бак водорода - 14,45. Но есть ещё межбаковый отсек, на который передаются все усилия, на него передаются все усилия и топливный бак имеет общую массу 33,5 тонны.
 Значит эта "мелочь" имеет массу 13,5 тонн - как весь водородный бак.

 Кроме того, Шаттл и Энергия это не Ангара. Конструктивное совершенство их баков высокое, конструкция технологически сложная.

Энергия: Масса сухой конструкции бака жидкого водорода - 14,365 т, бака жидкого кислорода - 5,741 т, межбакового отсека -6,26 т. Рабочий запас топлива блока 703,643 т, в том числе жидкого кислорода 602,775, жидкого водорода 100,868 т. Объем бака жидкого кислорода 552 м3, объем бака жидкого водорода 1523 м3.
Притом в межбаковом отсеке - вся аппаратура...

Вряд ли американцы хуже нас сделали - так что ты что-то сосчитать забыл (теплоизоляцию? )

Скорее забыли сосчитать двигатели, которые есть на блоке Ц, и которых нет на баке Шаттла.
И не забудем, что в первых полетах Шаттл был недогружен. Видимо был недогружен и Буран. Т.ч. надо сравнивать не просто Энергию-Буран с Шаттлом, а их же в первых полетах. Мне кажется, что разница будет гораздо меньше.
Кто в курсе, поправьте меня.

[Ворон]

Скорее забыли сосчитать двигатели, которые есть на блоке Ц, и которых нет на баке Шаттла.
И не забудем, что в первых полетах Шаттл был недогружен. Видимо был недогружен и Буран. Т.ч. надо сравнивать не просто Энергию-Буран с Шаттлом, а их же в первых полетах. Мне кажется, что разница будет гораздо меньше.
Кто в курсе, поправьте меня.

 Одних двигателей Энергии мало.
 Они имеют массу по 3450 кг, четыре двигателя - 13,8 тонны.

 Масса пустого центра после разделения получается 73,5 тонны, значит бак и силовые элементы без двигателей - 59,7 тонны.

 Что совершенно логично - двигатели должны быть на чём-то закреплены. Кроме того, 14,365 тонны это масса собственно водородного бака, интересно там не было каких-либо усилений для передачи тяги на центральный отсек?
 Масса шаттловского бака приводится со всеми конструкциями.

[Дмитрий В.]

Одних двигателей Энергии мало.
 Они имеют массу по 3450 кг, четыре двигателя - 13,8 тонны.

 Масса пустого центра после разделения получается 73,5 тонны, значит бак и силовые элементы без двигателей - 59,7 тонны.

 Что совершенно логично - двигатели должны быть на чём-то закреплены. Кроме того, 14,365 тонны это масса собственно водородного бака, интересно там не было каких-либо усилений для передачи тяги на центральный отсек?
 Масса шаттловского бака приводится со всеми конструкциями.

Вообще-то, мы с Вороном уже обсуждали тему массового совершенства ВТБ Шаттла и блока Ц 11к25. Для освежения - масса одного 11д122 составляла 3700 кг (залитого), а масса всей ДУ превышала 20т - кроме ЖРД в нее много чего входит. МБО по факту весил около 7 т, бортовая кабельная сеть - не менее 1,5т, СПВП - не менее тонны.

[Ворон]

Дмитрий В. хотите я вам предложу свою схему "чистого водородника"?

 Идея почти такая же как у вас, только двигателей надо 6.

 Итак, "базовый модуль" - бак, как у шаттла. На него навешиваюся сбоку, как шаттловский орбитер модули с двумя двигателями. Упрощённые "самолётики" для спасения ЖРД.
 На центр навешивается такой же самолётик, только с теплозащитой и ДУ для схода с орбиты и ещё одним ТБ.
 Это и будет третья ступень.

 Общая масса - около 600 тонн без ПН.

 После старта сперва отваливают боковые баки, потом один бак центра, на опорную орбиту выходит только последний бак или даже он сбрасывается несколько раньше, за счёт дополнительной небольшой ёмкости под топливо в "самолётике".

 Эта система на старте подвешивается за центр как Союз - водородные баки никак не нагружены и могут быть легче.

[Дмитрий В.]

Что-то подобное я рисовал году в 1990. Правда, схема была чуть иной - три самолетика крепились вокруг большого водородного блока. Два из них отделялись подобно двигателям Атласа, а третий работал почти до выведения на орбиту, после чего бак сбрасывался и третий самолетик, аки Шаттл, довыводился на орбиту и выполнял функции орбитальной ступени. Схема красивая, но слишком много разъемов для перелива топлива, да и самолетики без ТЗП можно сделать, только если они работают до М=3,5-4,0 не более.

[Ворон]

Что-то подобное я рисовал году в 1990. Правда, схема была чуть иной - три самолетика крепились вокруг большого водородного блока. Два из них отделялись подобно двигателям Атласа, а третий работал почти до выведения на орбиту, после чего бак сбрасывался и третий самолетик, аки Шаттл, довыводился на орбиту и выполнял функции орбитальной ступени. Схема красивая, но слишком много разъемов для перелива топлива, да и самолетики без ТЗП можно сделать, только если они работают до М=3,5-4,0 не более.

 Допустим, на первой ступени корпус с ТЗП будет вообще Одноразовым. Или многоразовым "по факту" - получится, хорошо, не получится - ну и бог с ним.

 В случае одноразовой ракеты мы расходуем кучу РД-0120, они похожи на SSME, а значит не могут быть "бесплатными".
 Наша задача - спасти элементы системы управления, с данными о прошедшем запуске - для набора статистики и совершенствования системы и дорогие двигатели.

 Например есть одноразовые КР, которые не так, чтобы очень уж дорогие, которые включают систему управления, планер и т. п.
 Их задача - долететь до "места".
 Возвращаемый модуль может быть построен по тому же принципу.

[Ворон]

Дмитрий В. понимаете, есть такая практика - потеря "железа" в космонавтике не имеет никакого значения.

 "Накрывшиеся медным тазом" запуски Н-1 сейчас малоизвестны и никого не вызывают эмоций.

 Ну потеряем мы пару-другую "самолётиков с двигателями", это дополнительные затраты и не более.

[Дмитрий В.]

Ну, вместо теплозащиты по типу Шаттла можно использовать жаропрочную сталь для изготовления конструкции (или титан) - в конце-концов летают же и МиГ-25 и SR-71.