SpaceX Falcon 9

[Виктор Зотов]

Алексей пишет:

Raul пишет:

Атяпа пишет:
Позвольте напомнить, что кроме единственного случая на ещё квадратном Фалконе, у Мерлина проблем не было. Никаких.

По этой статистике (50 пусков) можно заключить, что у мерлина средняя надежность.

Если мы ставим на ступень 9 РД вместо одного, то вероятность единичного отказа будет примерно в 9 раз выше.

Т.е. по вашему у 8-и цилиндрового двигателя вероятность отказа в 8 раз выше, чем у одноцилиндрового? Ну это же очевидная глупость  

Ваша глупость в том, что вы приводите такой контр довод. Речь идёт, очевидно, о сравнении надёжности изделий, в состав которых входят  одинаковые по надёжности составные части в разном количестве.Однако, если надёжность одного РД большой мощности ниже, чем одного РД мощности в 9 раз меньшей, то картина сравнительной надёжности одного и другого изделия будет другой.

[Hrono]

Raul пишет:
Если мы ставим на ступень 9 РД вместо одного, то вероятность единичного отказа будет примерно в 9 раз выше.

 Вы совершенно в этом уверены? Самое интересное, что маскиане, в том числе высокообразованная и глубоко умная маскианская драная кошка вам не возражают или возражают как-то вяло.

[Hrono]

opinion пишет:
Необходимость пускать на ГСО из-за полярного круга - это одно следствий стремления делать не как все.

 Если сделать ракету в полтора раза больше, то не будет никакой разницы.

Антон Матвеев пишет:
Предлагаете аннексировать Сомали и построить космодром там? Лично я обеими руками за!

 Вы имеете долю в каком-то предприятии задействованном в программе развития космодромов?

[Hrono]

Raul пишет:
А теперь про первый секрет Маска (уже догадались?). Когда для Falcon 9 FT считали 22.8 тонны, необходимость резервирования, скорее всего, не учли и взяли полную тягу 9 моторов - 8,227 kH. Вот только... нельзя запускать на нем дорогую и уникальную 22.8-тонную нагрузку без резервирования по РД.

  Почему вы уверены, что масса в 22,8 тонны это полезная нагрузка без учёта резервирования двигательной установки?

[Атяпа]

Raul пишет:

Атяпа пишет:
Позвольте напомнить, что кроме единственного случая на ещё квадратном Фалконе, у Мерлина проблем не было. Никаких.

По этой статистике (50 пусков) можно заключить, что у мерлина средняя надежность.

Если мы ставим на ступень 9 РД вместо одного, то вероятность единичного отказа будет примерно в 9 раз выше. Поэтому для обеспечения сопоставимой надежности проводится резервирование. Можно понадеяться на авось и не закладывать в расчеты возможность отказа до дросселирования - при пуске на ГПО это в случае чего прокатит. Но при выводе на низкую орбиту - нет.

А Вы не пуски считайте, а двигатели!
Их на Фалконе 10.

[Raul]

Атяпа пишет:

Raul пишет:

Атяпа пишет:
Позвольте напомнить, что кроме единственного случая на ещё квадратном Фалконе, у Мерлина проблем не было. Никаких.

По этой статистике (50 пусков) можно заключить, что у мерлина средняя надежность.

А Вы не пуски считайте, а двигатели!
Их на Фалконе 10.

500 отработок. Давайте посчитаем РД-107/108, которых при каждом запуске 5 штук. Ну не может считаться высоконадежным РД с такой небольшой (пока еще) статистикой. Может быть, он и в самом деле высоконадежный, но мы об этом узнаем немного погодя  

[Raul]

Hrono пишет:

Raul пишет:
Если мы ставим на ступень 9 РД вместо одного, то вероятность единичного отказа будет примерно в 9 раз выше.

Вы совершенно в этом уверены? Самое интересное, что маскиане, в том числе высокообразованная и глубоко умная маскианская драная кошка вам не возражают или возражают как-то вяло.

Это называется вяло?     

Alex_II пишет:
Мальчик, не неси херню и лечи голову...

Вероятность отказа одного, двух или большего числа РД на ступени считается так:
1-(1-P)^n = nP - (n(n-1)/2)P^2 + (n(n-1)(n-2)/(3*2))P^3 - ...
n - число РД на ступени, P - вероятность отказа РД
если P мало (в случае мерлина 1/500), то члены с P^2 и далее можно убрать и в первом приближении взять nP
Т.е. вероятность отказа хотя бы одного мерлина на первой ступени оценивается в 9/500 = 1.8%.

Hrono пишет:
Почему вы уверены, что масса в 22,8 тонны это полезная нагрузка без учёта резервирования двигательной установки?

Я в этом не уверен, а только предполагаю. Пытаюсь понять, почему у Фалкона заявленная ПН в 1.5 раза больше, чем у Зенита МС при схожих габаритах конструкции, компоновке, материалах, топливе и условиях запуска. Интересно ведь?

[Антон Матвеев]

Hrono пишет:

opinion пишет:
Необходимость пускать на ГСО из-за полярного круга - это одно следствий стремления делать не как все.

Если сделать ракету в полтора раза больше, то не будет никакой разницы.

Кроме разницы в цене изготовления и обслуживания ракеты. Под нее же все больше потребуется, включая более могучий старт. Хороший показатель эффективности Маска - из Флориды с Калифорнией же пускается, не то, 
что эти неудачники из России.

Hrono пишет:

Антон Матвеев пишет:
Предлагаете аннексировать Сомали и построить космодром там? Лично я обеими руками за!

Вы имеете долю в каком-то предприятии задействованном в программе развития космодромов?

Увы, нет. Но для меня очевидны преимущества расположения космодрома на восточном берегу океана вблизи экватора. Они оправдывают все - тут и рост ПН, и сокращение программы выведения при пусках на ГПО. Такой космодром - крайне ценный ресурс.

[Max Andriyahov]

Хороший показатель эффективности Маска - из Флориды с Калифорнией же пускается, не то,
что эти неудачники из России.

морской старт в помощь

[Василий Ратников]

Антон Матвеев пишет:
Хороший показатель эффективности Маска - из Флориды с Калифорнией же пускается, не то,
что эти неудачники из России.

фошисты, видимо украинские, заставили неудачников из России построить старт Ангары с которого внимание не запущено пока ни одной ПН полезной, и хз когда будет запущено на полярном круге.

были бы в России удачники они бы наверное смогли бы отразить атаку фошистов, а так не повезло ((((
вот как Маску который сумел отразить натиск и не стал на Аляске фигачить космодром для вывода на ГПО.
чисто случайно повезло что пальцем во Флориду ткнул.
бывает и везет на шару.

[Дмитрий В.]

Raul пишет: 
Я в этом не уверен, а только предполагаю. Пытаюсь понять, почему у Фалкона заявленная ПН в 1.5 раза больше, чем у Зенита МС при схожих габаритах конструкции, компоновке, материалах, топливе и условиях запуска. Интересно ведь?

Достаточно. например, того, что конечная масса блока 2-й ступени Ф9 в 2+ раза меньше, чем у Зенита при при сопоставимом УИ.

[Hrono]

Raul пишет:
Это называется вяло?    

 Вы, с точки зрения математики, сделали нелепое заявление, а маскиане не пишут простыни о тупости. Это же очевидно, что если вероятность отказа 0,2, то 0,2*9 = 1,8 и вероятность получается больше 1.

Raul пишет:
Вероятность отказа одного, двух или большего числа РД на ступени считается так:
1-(1-P)^n = nP - (n(n-1)/2)P^2 + (n(n-1)(n-2)/(3*2))P^3 - ...

 Зачем так сложно? Можно проще, вероятность безотказной работы 9 двигателей это (1-P)^9, тогда вероятность любого отказа это 1-(1-P)^9.

Raul пишет:
если P мало (в случае мерлина 1/500), то члены с P^2 и далее можно убрать и в первом приближении взять nP

 Да, но если, например P=0,1 так делать уже нельзя.

Raul пишет:
Т.е. вероятность отказа хотя бы одного мерлина на первой ступени оценивается в 9/500 = 1.8%.

 Это даже без резервирования очень хороший показатель.

Raul пишет:
Я в этом не уверен, а только предполагаю. Пытаюсь понять, почему у Фалкона заявленная ПН в 1.5 раза больше, чем у Зенита МС при схожих габаритах конструкции, компоновке, материалах, топливе и условиях запуска. Интересно ведь?

 В основном из-за совершенства конструкции второй ступени, а также сама ракета больше и скорость Земли в месте старта больше. Приделайте к ракете Зенит вторую ступень с таким же совершенством конструкции и получите примерно ту же долю полезной нагрузки.
 Вот только отечественные ракетостроители скажут, что такое невозможно нифига, они это и говорили пока Falcon-9 не полетела. Также отечественные ракетостроители говорили, что невозможно и ненужно создавать аналог ракеты Зенит производимый в России и вдохновенно рисовали новый пилотируемый корабль на ракете Ангара, но вот случилось страшное и она один раз полетела.
 Надо выдумывать новую несуществующую ракету.

[Hrono]

Raul пишет:
500 отработок. Давайте посчитаем РД-107/108, которых при каждом запуске 5 штук.

 Отказы РД-107/108 в начале эксплуатации ракеты Союз и её предшественников будем считать?

Raul пишет:
Ну не может считаться высоконадежным РД с такой небольшой (пока еще) статистикой. Может быть, он и в самом деле высоконадежный, но мы об этом узнаем немного погодя

 Тогда напишите большими буквами жирным шрифтом, что глушковный РД-170 и его семейство это вообще отстой, а его эксплуатация бредятина и слив средств и все дела.
 Интересно, какой тогда современный двигатель вы считаете высоконадёжным?

[Raul]

Дмитрий В. пишет:

Raul пишет:
Я в этом не уверен, а только предполагаю. Пытаюсь понять, почему у Фалкона заявленная ПН в 1.5 раза больше, чем у Зенита МС при схожих габаритах конструкции, компоновке, материалах, топливе и условиях запуска. Интересно ведь?

Достаточно. например, того, что конечная масса блока 2-й ступени Ф9 в 2+ раза меньше, чем у Зенита при при сопоставимом УИ.

О, в точку! - 4.5 тонны сухой массы сразу приплюсовываются к ПН. И там еще топлива на 30% больше. Это объясняет.

Но - почему у нее такая легкая конструкция? Не композиты ведь... Вы как знаток алюмо-литиевых сплавов можете это пояснить? Почему нам было слабо сделать такую легкую ступень?

[Hrono]

Антон Матвеев пишет:
Кроме разницы в цене изготовления и обслуживания ракеты. Под нее же все больше потребуется, включая более могучий старт.

 Главные затраты на создание и эксплуатацию ракеты это зарплаты людей. Почему это на ракету в полтора раза больше потребуется в полтора раза больше людей?

Антон Матвеев пишет:
Хороший показатель эффективности Маска - из Флориды с Калифорнией же пускается, не то,
что эти неудачники из России.

 Falcon-9 постоянно выводит на орбиту полезные нагрузки с большим запасом, это и есть пример той самой ракеты в полтора раза больше.

Антон Матвеев пишет:
Увы, нет. Но для меня очевидны преимущества расположения космодрома на восточном берегу океана вблизи экватора.

 Каким образом вы собираетесь обеспечить экономию средств хотя бы для того, чтобы отбить затраты на космодром? Сколько там уже потратили на космодром Восточный и откуда возьмётся экономия средств, которая окупит эти миллиарды долларов?
 Можете заметить, что я не говорю о коммерции, а о том, чтобы просто получить федеральный ресурс оправдывающий вложения средств в этот ресурс.

Антон Матвеев пишет:
Они оправдывают все - тут и рост ПН, и сокращение программы выведения при пусках на ГПО. Такой космодром - крайне ценный ресурс.

 Пока себя не оправдала даже морская платформа для старта, а космодром имеющий в качестве довеска с боку Сомали будет стоить несколько миллиардов долларов в год на обслуживание этого довеска.

 Все мировые пусковые услуги за год стоят 5-7 миллиардов долларов с учётом госзаказа, полёты в космос суммарно крайне дешевые, так что наваривать там просто нечего.

[Дмитрий В.]

Raul пишет:

Дмитрий В. пишет:

Raul пишет:
Я в этом не уверен, а только предполагаю. Пытаюсь понять, почему у Фалкона заявленная ПН в 1.5 раза больше, чем у Зенита МС при схожих габаритах конструкции, компоновке, материалах, топливе и условиях запуска. Интересно ведь?

Достаточно. например, того, что конечная масса блока 2-й ступени Ф9 в 2+ раза меньше, чем у Зенита при при сопоставимом УИ.

О, в точку! - 4.5 тонны сухой массы сразу приплюсовываются к ПН. И там еще топлива на четверть больше. Это объясняет.

Но - почему у нее такая легкая конструкция? Вы как знаток алюмо-литевых сплавов можете это пояснить? Почему нам было слабо сделать такую легкую ступень?

У алюминий-литиевых сплавов удельная прочность выше на 30-40% чем у АМг-6Н, а удельная жесткость - процентов на 10. Далее: у Ф9 нет межбаковых отсеков. Далее - на 2-й ступени баки более оптимальной формы - без тороидального бака Г.
Почему у нас не применяют? Потому что начиная с института будущих ракетчиков приучают, что "за АМг-6, Д16 и В-95 - жизни нет". Хотя сплавам типа 01460 - уже более 30 лет. Заскорузлость и замшелость. Удивительно, как это на Протоне осмелились 01201 применить. Вот почему ЦНИИМАш был против углепласиика в ВА ПТК НП? Хотя его прменение снижало массу на тонну!

[Hrono]

Raul пишет:
Почему нам было слабо сделать такую легкую ступень?

 Потому что для этого надо чтобы высший уровень управления ракетостроения вызвал более низкий уровень управления и сказал ему, что надо сделать, а то его уволят, а ещё лучше, чтобы сказал, что их всех уволят. Но это не является достаточным условием, это необходимое условие.

[Hrono]

Дмитрий В. пишет:
Вот почему ЦНИИМАш был против углепласиика в ВА ПТК НП? Хотя его прменение снижало массу на тонну!

 Да очень просто. РККЭ применила углепластик, потом связалась с ЦНИИМаш и попросила, чтобы они его запретили, ЦНИИМаш запретил, в результате ВА надо переделывать, а это пара лет работы без необходимости выдавать какой-то конкретный результат.
 Вот увидите, если ракета Союз-5 появится, обязательно выяснится, что на ней ПТК НП почему-то летать не может и нужна очередная ракета, которой нет.

[Василий Ратников]

Raul пишет:
Почему нам было слабо сделать такую легкую ступень?

опытные инженеры и конструкторы ресурс ограниченный
заняты были созданием воздушно-реактивного ядерного двигателя и летательного аппарата который может активно маневрировать в плотных слоях атмосферы на скорости выше 20 махов.

сейчас они освободились, и создали наработки по новым материалам и методам
это все пойдет по всему ВПК и может новая ступень Союз-5 будет легче чем у Ф9
а может вообще туда перенесут революционный фантастический ядерный реактивный двигатель
и с УИ 900 на 2 ступени Союз-5 будет выводить на ГСО тонн 15.

[Raul]

Дмитрий В. пишет:
Почему у нас не применяют? Потому что начиная с института будущих ракетчиков приучают, что "за АМг-6, Д16 и В-95 - жизни нет". Хотя сплавам типа 01460 - уже более 30 лет.

Да... И поэтому в Союз-5 закладывают ПН всего 17 тонн...

Еще один вопрос. Вот в этом известном документе 
http://www.spacex.com/sites/spacex/files/falcon_9_users_guide_rev_2.0.pdf
прописан PAF, который ограничивает ПН до 24,000 фунтов. Нагрузка, которую они реально поднимают на орбиту - до 11 тонн. Может быть так, что конструктив 2 ступени Faclon рассчитан именно на такую небольшую ПН, с тем пониманием что для запуска коммерческой нагрузки больше не требуется? Зато можно побольше вывести на ГПО. А 22.8 тонны на НОО - это уже чисто расчетные показатели?