Водородная "Ангара"

[X]

Кстати.

Все под контролем!
Да, вынужден признать, что у ratman'a есть ошибка - его программа примерно на 70% занижает плотность атмосферы, что ведет к неправильному расчету скоростного напора.

 Надо было ещё добавить, что-нибудь такое. - "А я-то олух, ей пользовался и другим мозги пудрил."

[mrvyrsky]

Дмитрий В. вы предложили откровенную лажу и её защищаете.
 Любому человеку, который знакомится с ракетными технологиями приходит идея - "Надо сделать "водородник" с ПН в два раза больше существующих ракет!"

 Не получается...

Можно сделать. Но этот пепелац будет раз в 10 дороже керосинки. Оно так сильно надо?

[Дмитрий В.]

Можно сделать. Но этот пепелац будет раз в 10 дороже керосинки. Оно так сильно надо?

Не факт! Если уж сравнивать, то с Ангарой-5, а не слюбой керосинкой. При сегодняшнем темпе запусков, определяющей в стоимости пуска становится стоимость разработки, а по статистике в стоимости разработки РН доля ЖРД занимает около 40%. Для Водородной Ангары двигатели уже были созданы к 1987г., а для Ангары-5 их пришлось разрабатывать практически с 0.

[X]

Можно сделать. Но этот пепелац будет раз в 10 дороже керосинки. Оно так сильно надо?

Не факт! Если уж сравнивать, то с Ангарой-5, а не слюбой керосинкой. При сегодняшнем темпе запусков, определяющей в стоимости пуска становится стоимость разработки, а по статистике в стоимости разработки РН доля ЖРД занимает около 40%. Для Водородной Ангары двигатели уже были созданы к 1987г., а для Ангары-5 их пришлось разрабатывать практически с 0.

 "Те что вчера были Очень Большие, Ну ОЧЕНЬ БОЛЬШИЕ!
  Но вчера..."

 Кто-нибудь ещё может сейчас сделать хоть один РД-0120?

[mrvyrsky]

Можно сделать. Но этот пепелац будет раз в 10 дороже керосинки. Оно так сильно надо?

Не факт! Если уж сравнивать, то с Ангарой-5, а не слюбой керосинкой. При сегодняшнем темпе запусков, определяющей в стоимости пуска становится стоимость разработки, а по статистике в стоимости разработки РН доля ЖРД занимает около 40%. Для Водородной Ангары двигатели уже были созданы к 1987г., а для Ангары-5 их пришлось разрабатывать практически с 0.

Я имел в виду нечто совсем другое. Например, трудоёмкость работ по подготовке старта. Уровень точности и пр. Кроме этого, нужен новый СК, или, как минимум - новая инфраструктура на существующем (строящемся). Какими темпами это дело у нас сооружается - уточнять, полагаю, не надо.
Кроме того, с чего Вы взяли, что те самые двигатели (РД-0120, ежели мне память ни с кем не изменяет), мы можем сейчас строить? Нужно возобновить ВСЮ оснастку на заводе, найти по всей стране комплектующие, и заново всё испытать. Возможно, это будет дешевле разработки нового двигателя. А возможно - и нет. Потому как отсутствие какой-нть криогенной заклёпки, может привести к пересмотру конструкции всего двигателя. Такое бывало не раз.
Моё ламерское имхо (я не юродствую) - нам действительно нужен водородный разгонник. И - поэтапная модернизация "Союза". Ангара - это необходимость, чтоб мозги не ржавели у конструкторов. Что до водородной ракеты... Не знаю, очень не уверен.
Вот ещё что. Ссссно, стоимость ракеты для страны - копеечная. На строительство того же СК Ангары выделяется денег меньше, чем на 12 км федеральной трассы "Дон". Но строить надо подо что-то конкретное. Мне вот, для Не3, нужна дешёвая и надёжная РН на 40 тонн ПН. Причём, летать она должна 100 раз в год (при полном развёртывании программы). Хочу иметь себестоимость РН в 10 раз ниже, чем Протон. Есть идеи?

[Дмитрий В.]

Я имел в виду нечто совсем другое. Например, трудоёмкость работ по подготовке старта. Уровень точности и пр. Кроме этого, нужен новый СК, или, как минимум - новая инфраструктура на существующем (строящемся). Какими темпами это дело у нас сооружается - уточнять, полагаю, не надо.
Кроме того, с чего Вы взяли, что те самые двигатели (РД-0120, ежели мне память ни с кем не изменяет), мы можем сейчас строить? Нужно возобновить ВСЮ оснастку на заводе, найти по всей стране комплектующие, и заново всё испытать. Возможно, это будет дешевле разработки нового двигателя. А возможно - и нет. Потому как отсутствие какой-нть криогенной заклёпки, может привести к пересмотру конструкции всего двигателя. Такое бывало не раз.
Моё ламерское имхо (я не юродствую) - нам действительно нужен водородный разгонник. И - поэтапная модернизация "Союза". Ангара - это необходимость, чтоб мозги не ржавели у конструкторов. Что до водородной ракеты... Не знаю, очень не уверен.
Вот ещё что. Ссссно, стоимость ракеты для страны - копеечная. На строительство того же СК Ангары выделяется денег меньше, чем на 12 км федеральной трассы "Дон". Но строить надо подо что-то конкретное. Мне вот, для Не3, нужна дешёвая и надёжная РН на 40 тонн ПН. Причём, летать она должна 100 раз в год (при полном развёртывании программы). Хочу иметь себестоимость РН в 10 раз ниже, чем Протон. Есть идеи?

На момент начала работ по проекту "Ангара" 11д122 вполне мог производиться серийно (как сейчас не знаю, но Водородная Ангара, я это не раз отмечал, является гипотетической альтернативой времен 1992-1995 гг). В качестве СК мог использоваться УКСС. А на других полигонах все равно пришлось бы строить новые СК (что для обычной Ангары, что для Водородной). С уважением, Дмитрий В.

[Дмитрий В.]

Как и обещал.
«Поэма о Дельте IV»

Ну, «возьмемся» за Дельту 4. Почему же эта самая Дельта, при использовании водорода на двух (а на Хэви и на 3-х ступенях) имеет массовую отдачу гораздо меньшую, чем предложенная мной «виртуальная» Водородная Ангара? Мои очевидные ответы на этот вопрос (низкая тяговооруженность ступеней в вариантах 4М и Хэви, что влечет рост гравитационных потерь; меньший УИ первой ступени; «заточенность» под геопереходную орбиту; отступление от оптимального распределения масс ступеней вследствие проектирования целого семейства РН вместо одной специализирванной и т.п.) действия не возымели. Поэтому я и решил провести небольшое «расследование».
Для этого использовались, в качестве исходных данных, цифры из http://www.astronautix.com
Не знаю, насколько эти цифры точны, но для приближенного анализа достаточно и их.
Самый поверхностный анализ проектных параметров РН семейства Дельта 4 сразу дал тривиальные ответы на вопрос, почему «мю ПН» Дельты 4 значительно ниже, чем у Водородной Ангары. Для этого оказалось достаточным рассчитать располагаемую ХС (которая по определению должна быть не ниже потребной). Например,  для Дельты-4М (без использования ТТУ GEM-60) располагаемая ХС при выведении ПН=3,9 т на геопереходную орбиту 538*35966 км составляет 12776,83 м/с, что для чисто 2-хступенчатой РН, надо признать, многовато (по логике, надо было бы использовать 3 ступени). Для проверки, я провел небольшой баллистический анализ (с применением достаточно простенькой модели, написанной мной в «экселе» на основе институтской «методички» «Расчет летных характеристик ЛА», В.М.Белоконов, В.А. Вьюжанин, КуАИ, 1982г.). Расчет дал для Дельты-4М потребную ХС = 12810 м/с (что весьма близко к вышеназванному значению располагаемой ХС), из которых: примерно 10750 м/с  - затраты ХС на выведение на опорную орбиту 185*538 км и 2060 м/с – затраты ХС на орбитальные маневры по выведению ПН на орбиту 538*35966 км с наклонением 27,3 град (принималась гомановская схема межорбитальных перелетов). Чем же обусловлены столь большие затраты ХС для выведения на опорную орбиту? Ответ: очень большими гравитационными потерями: при тяговооруженности 1,159 (при выводе на ГПО) гравитационные потери 1-й ступени составляют почти 1400 м/с, а для 2-й ступени (тяговооруженность примерно 0,4) около 1440 м/с (из-за большой длительности АУТ, примерно 876 сек). Для Дельты-4Хэви ситуация аналогична (но еще и усугубляется унификацией блоков 1 и 2 ступеней, но об этом немного ниже).  Заметим, кстати, что наибольшая «мю ПН» (для НОО примерно 3,55%) в семействе Дельта достигается для варианта Дельта-4М+(4,2) с 2-мя ТТУ GEM-60, что объясняется существенно меньшими гравитационными потерями ХС (тяговооруженность 1-й ступени около 1,3, а 2-й - примерно 1,776 без дросселирования RS-68 и около 1,04 – при дросселировании RS-68 до 59%). Если бы в проект Дельты-4М были заложены более или менее нормальные тяговооруженности (скажем, 1,3 – для 1-й ступени и 0,8 – для 2-й), то ПН=8,6 т на НОО она бы выводила при стартовой массе 182,5 т (ХС=9957 м/с). Но при этом пришлось бы проектировать ЖРД 2-й ступени тягой около 30,5 тс (ну, или использовать 3 штуки RL-10B2)! Ну, а если бы были приняты тяговооуженности 1,4 и 1,2 для 1-й и 2-й соответственно, то таже ПН была бы выведена на НОО при Мст=155 т («мю ПН» = 5,5%, т.е. практически как у «Водородной Ангары»)!!!
Возникает вопрос, почему проектанты выбрали такие параметры РН? Чем они руководствовались при выборе размерности блока первой ступени и тяги RS-68? Какова была логика проектирования? Я решил «копнуть» немного поглубже. Вот что поучается. Перед проектантами стояла задача спроектировать не одну РН, а целое семейство носителей, выводящих на ГПО и НОО ПН в широком диапазоне массы. При этом, как следует из материалов опубликованных в И. Афанасьевым в НК (2001-2002г.), основной целью, в т.ч. при проектировании ЖРД  было не достижение максимальных удельных параметров, а снижение производственных издержек и стоимости разработки. А для компенсации снижения характеристик был выбран водород (что, собственно, все и объясняет Если бы с такими подходами проектировалась керосиновая РН, то ее характеристики были бы сопоставимы с ФАУ-2!). Но, по порядку.
1.Выбор размерности двигателя. Согласно материалам И.Афанасьева RS-68 проектировался параллельно с РН, как простой, дешевый и надежный. Величина тяги у Земли (295 тс или 650 тыс. фунт-сила), предположительно была выбрана из условия обеспечения старта вариантов РН, не использующих ТТУ. Также возможно, что тяга 295 тс была выбрана как максимально возможная при заданных условиях и сроках разработки. Отсюда же открытая схема и явная оптимизация ЖРД для применения у земли (коэффициент высотности всего 1,15). Подобный подход к проектированию «околоземного водородника» был использован в конце 1980-хх гг. при разработке в США тяжелых РН по программе ALS. В свое время в репринтном журнале «Аэрокосмическая техника» было приведено мнение одного из руководителей разработки водородного ЖРД для этой РН: «Мы не будем биться за каждый килограмм массы и за каждую единицу удельной тяги. Наша цель – надежность и дешевизна.» (цитирую не дословно, по памяти). Быть может, ноги RS-68 растут именно оттуда...
2.Выбор размерности блока 1-й ступени. При проектировании семейства РН неизбежно возникает вопрос, для какого варианта оптимизировать проектные параметры (а для семейства это возможно только для одного из вариантов) и, соответственно выбирать размерность модуля? Я предположил, что этот выбор осуществлен для варианта Дельта-4М (для вариантов с ТТУ размерность блока 1-й ступени не играет такой роли, поскольку неоптимальность его массы/тяги легко компенсируется набором необходимого количества сравнительно дешевых твердотопливных ускорителей). Для подтверждения этого предположения я провел расчет проектных параметров для варианта Дельта-4Хэви и Дельта-4М. Поскольку из материалов НК следовало, что в Дельте-4М использована модифицированная модифицированная верхняя ступень от Дельты-3 (без изменений взяты ЖРД и бак ЖК, остальные элементы модифицированы), то подбор размерности блока 1-й ступени производился по критерию «максимальная масса ПН на геопереходной орбите, при заданной тяге ЖРД обеих ступеней и заданной массе блока 2-й ступени». Расчет показал, что при стартовой тяге 1-й ступени 295 тс (и тяговооруженности 1-й ступени1,159), при массе блока 2-й ступени 24,17 т (в т.ч. топливо 21,32 т) и тяге 11,222 тс, максимальная ПН = 3,847т, а потребная масса топлива 1-й ступени равна примерно 201 т. Полученные расчетные значения близки к известным данным. Расчет для выведения на НОО дал ПН=9,04 т и массу топлива 196 т, что также близко к известным цифрам (ПН=8,6 т, Мт1=199т). Расчет для Дельты-4Хэви подтвердил, что выбор размерности блока 1-й ступени был сделан, исходя из параметров и характеристик Дельты-4М. Если бы Хэви проектировалась сама по себе, то при заданных УИ ЖРД и тяговооруженностях ступеней, соответствующих реальному изделию, она выводила бы на НОО 31 т (Мст=735 т), но при этом в 1-м боковом блоке должно быть только 125 т топлива. При наложении ограничения «масса ББ=массе ЦБ» при той же стартовой массе, Хэви вывела бы на НОО около 28 т груза. При этом масса топлива в ЦБ и ББ составила бы примерно 175 т в каждом, а масса 3-й ступени была бы около 133 т (с двигателем тягой 30-40 т). И только после введения дополнительного ограничения «масса топлива ЦБ = масса топлива ББ = 200 т», расчетная ПН на НОО оказалась около 24 т, что близко к объявленным 25,8 т. Все указанные неточности обусловлены неточностью модели и погрешностями исходных данных.
3) Масса ПН остальных РН ряда получалась по принципу «сколько уж получится» при использоваии различного количества навесных ТТУ.
Резюмируя вышесказанное, можно сделать однозначные выводы, объясняющие существенные отличия массовой отдачи РН семейства Дельта-4 от «Водородной Ангары»:
1) Оптимизация параметров, исходя из заданной номенклатуры и тяги ЖРД, по критерию «максимум ПН на ГПО при заданной тяге ДУ и массе верхней ступени».
2) «Заточенность» РН под выведение на НПО при минимальном количестве ступеней.
3) Отклонение параметров РН ряда от оптимальных значений, по причине наложения ограничений связанных с унификацией блоков.
4)Приоритет стоимостных характеристик перед весовой эффективностью.
Значит ли это, что Дельта-4 плоха? Вовсе нет. Проектанты с честью выполнили задачу создания РН с диапазоном ПН от 8,6 до 25,8 т на НОО и от 3,9 до 10,84 на ГПО. Используя при этом всего 2 типа ЖРД и модифицированный ТТУ! При этом, Дельта-4М способна выводить ПН на ГПО, используя только 2 ступени, причем 2-я выполняет как функции маршевого блока, так и КРБ.
С уважением, Дмитрий В.

[Yegor]

Как и обещал.
«Поэма о Дельте IV»
...
С уважением, Дмитрий В.

Большое спасибо!  

[STEP]

Вот теперь критику пожалуйста. Но только без ИМХО, с цифрами      

[Дмитрий В.]

Большое спасибо!  

Пришлось, конечно, повозиться, но, думаю, результат стоил того.
Будут вопросы по существу - обращайтесь. Чем смогу, помогу.
С уважением, Дмитрий В.

[Дмитрий В.]

1)Кстати, Дмитрий В. вы так и убеждены, что у вас удельный импульс водородного двигателя не зависит от тяги?

 2)Кроме того, вы можете сами прикинуть, что водорода подаётся в камеру сгорания в 6 раз больше, чем керосина - в объёмном соотношении.
 ТНА должен быть физически в 6 раз больше.
 Это не имеет никакого значения?

1) Не надо приписывать мне глупостей, которых я никогда не говорил!
2)В 6 раз больше по массе, линейным габаритам, объему или скорости вращения ротора? Уточнить бы не мешало. Никто не спорит, что объемная производительность насоса ЖВ должна быть в разы выше, чем для кросина. Только какое это имеет значение для уже ГОТОВОГО ЖРД с известными параметрами?

[X]

Дмитрий В. никто не спорит, что у Дельты-4 ХС для выхода на опорную орбиту около 10 км/с, спорят с тем, что у вас не будет 9250 м/с.
 Вы ещё малость позабыли, что у Дельты-4 прибавка за счёт вращения Земли больше, чем у вас.

 Вам не приходит в голову странное обстоятельство, с вашей точки зрения если Дельту-4 уменьшить, скажем топлива залить меньше, её ПН увеличится?

 Интересно, почему никто так не делает. Кроме того, интересно, почему у Атласа-5 с керосиновой первой ступенью практически такая же ПН.

[X]

1) Не надо приписывать мне глупостей, которых я никогда не говорил!
2)В 6 раз больше по массе, линейным габаритам, объему или скорости вращения ротора? Уточнить бы не мешало. Никто не спорит, что объемная производительность насоса ЖВ должна быть в разы выше, чем для кросина. Только какое это имеет значение для уже ГОТОВОГО ЖРД с известными параметрами?

 1) А вы взяли максимальную тягу и максимальный удельный импульс одновременно. Я понимаю, подогнать параметры хотелось.

 2) Они готовые на деревьях растут?

[X]

Большое спасибо!  

Пришлось, конечно, повозиться, но, думаю, результат стоил того.
Будут вопросы по существу - обращайтесь. Чем смогу, помогу.
С уважением, Дмитрий В.

 Не стоил того результат.

 Ясно, что у Дельты-4 маленькая ПН потому, что параметры далеки от предельных и низкая тяговооруженность.
 Только вот низкая тяговооруженность на ней потому, что высокая просто невозможна для водородной ракеты - она не сможет лететь в плотных слоях атмосферы.

[Дмитрий В.]

1)Дмитрий В. никто не спорит, что у Дельты-4 ХС для выхода на опорную орбиту около 10 км/с, спорят с тем, что у вас не будет 9250 м/с.
 2)Вы ещё малость позабыли, что у Дельты-4 прибавка за счёт вращения Земли больше, чем у вас.

 3)Вам не приходит в голову странное обстоятельство, с вашей точки зрения если Дельту-4 уменьшить, скажем топлива залить меньше, её ПН увеличится?

 Интересно, почему никто так не делает. Кроме того, интересно, почему у Атласа-5 с керосиновой первой ступенью практически такая же ПН.

1)Докажите, что ХС будет больше 9250 м/с.
2)Нет, добавка от вращения земли при расчете потебной ХС для Дельты 4 учтена.
3)Нет, не приходило. При заправке меньшего количества топлива, из-за роста тяговооруженности, "мю ПН" может несколько возрасти, но из-за уменьшения Мст, масса ПН в абсолютном выражении уменьшится.

[Дмитрий В.]

1) Не надо приписывать мне глупостей, которых я никогда не говорил!
2)В 6 раз больше по массе, линейным габаритам, объему или скорости вращения ротора? Уточнить бы не мешало. Никто не спорит, что объемная производительность насоса ЖВ должна быть в разы выше, чем для кросина. Только какое это имеет значение для уже ГОТОВОГО ЖРД с известными параметрами?

 1) А вы взяли максимальную тягу и максимальный удельный импульс одновременно. Я понимаю, подогнать параметры хотелось.

 2) Они готовые на деревьях растут?

1)Максимальный УИ 11д122 454,7 с обеспечивается на режиме 100-110% номинальной тяги. При дросселировании 11д122 (при уменьшении тяги) УИ также плавно снижается - это факт.
2) Нет, они на деревьях не растут.

[Дмитрий В.]

Не стоил того результат.

 Ясно, что у Дельты-4 маленькая ПН потому, что параметры далеки от предельных и низкая тяговооруженность.
 Только вот низкая тяговооруженность на ней потому, что высокая просто невозможна для водородной ракеты - она не сможет лететь в плотных слоях атмосферы.

Это Ваше малокомпетентное ИМХО. Докажите расчетом, что водородные РН немогут лететь в плотных слоях атмосферы с тяговооруженностью 1,5-1,56.

[X]

1)Докажите, что ХС будет больше 9250 м/с.
2)Нет, добавка от вращения земли при расчете потебной ХС для Дельты 4 учтена.
3)Нет, не приходило. При заправке меньшего количества топлива, из-за роста тяговооруженности, "мю ПН" может несколько возрасти, но из-за уменьшения Мст, масса ПН в абсолютном выражении уменьшится.

 1) Как я вам докажу это, если у вас ничего нет? Есть только приблизительные выкладки, да заклинания о "программе ratmana".
 2) Ну так у вас ХС будет ещё больше.

 3) Слава богу. Значит Дельта-4 в тяжелом варианте заправленная так, что тяговооруженность будет 1,5 будет выводить ПН значительно меньше? Раза в 2, а?

[X]

1)Максимальный УИ 11д122 454,7 с обеспечивается на режиме 100-110% номинальной тяги. При дросселировании 11д122 (при уменьшении тяги) УИ также плавно снижается - это факт.
2) Нет, они на деревьях не растут.

 1) Да? А я что-то читал, что J-2 дросселировали соотношением компонентов для увеличения удельного импульса. Да и шаттловские двигатели дросселируются на конечном участке, видимо так же и с той же целью.
 Добавляется водород, который не сгорает, общая молекулярная масса продуктов сгорания уменьшается и удельный импульс растёт.
 А вот тяга падает, потому что меньшая масса топлива выбрасывается.

 2) И значит этот здоровенный турбонасос надо кому-то делать?

[X]

Не стоил того результат.

 Ясно, что у Дельты-4 маленькая ПН потому, что параметры далеки от предельных и низкая тяговооруженность.
 Только вот низкая тяговооруженность на ней потому, что высокая просто невозможна для водородной ракеты - она не сможет лететь в плотных слоях атмосферы.

Это Ваше малокомпетентное ИМХО. Докажите расчетом, что водородные РН немогут лететь в плотных слоях атмосферы с тяговооруженностью 1,5-1,56.

 У, это надо проделать работу, которую мне проделать СЛАБО. Да и ЛЕНЬ.

 Я вот опять сегодня спросил отца об этих всех вопросах.
 Когда встала потребность увеличить ПН Р7 для целей доставки в космос, естетсвенно возникла идея сделать более пологой траекторию и лететь при относительно бОльших скоростных напорах.
 Допустимый скоростной напор увеличили с 3,2 тонн до 3,8.

 Ваша теоретическая ракета имеет вдвое бОльшую площадь сечения отнесённую к массе. Топливо расходуется медленнее, потому что больше удельный импульс.
 В результате она будет значительно на большем участке неустойчива.

 Мощная система управления в виде управления вектором тяги не поможет, избыточная мощность управления приводит к возникновению автоколебаний.

 Дмитрий В. поймите, не вам одному такая идея в голову приходила.