SpaceX Falcon 9

[vlad7308]

В реальной эксплуатации массовый квант груза не превышал 17 тонн,

Превышал, в этом году как минимум раз было свыше 18т. В какой миссии, увы, не помню.

[Владимир Шпирько]

В реальной эксплуатации массовый квант груза не превышал 17 тонн, и это не из-за предела грузоподъемности, а объёма обтекателя. Больше старлинков на большую массу не впихнёшь.

В теме про космические рекорды вчера, что ли, АниКей запостил инфу про впихивание 18+ тонн старлинков, что стало возможным изза сокрвщения затрат топлива на возврат 1й ступени. Так что все дело таки в топливе
Имху

А нагрузка от "остатка топлива на посадку" и от равной по массе ПН это очень разные нагрузки.

[telekast]

В реальной эксплуатации массовый квант груза не превышал 17 тонн, и это не из-за предела грузоподъемности, а объёма обтекателя. Больше старлинков на большую массу не впихнёшь.

В теме про космические рекорды вчера, что ли, АниКей запостил инфу про впихивание 18+ тонн старлинков, что стало возможным изза сокрвщения затрат топлива на возврат 1й ступени. Так что все дело таки в топливе
Имху

А нагрузка от "остатка топлива на посадку" и от равной по массе ПН это очень разные нагрузки.

Там смысл в трм, как я понял, что при трм же количестве топлива за счет снижения времени тормозных импульсов при возвращении увеличивается время разгонного импульса, а потому запихать под обтекатель можно больше. Изначально утверждалось, что запихать больше 17т старлинков не позволяют габариты обтекателя. А это, получается, не так.
Имху
Зы. Вот ссылка на репост Аникея https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2595668

[Водитель]

В реальной эксплуатации массовый квант груза не превышал 17 тонн, и это не из-за предела грузоподъемности, а объёма обтекателя. Больше старлинков на большую массу не впихнёшь.

В теме про космические рекорды вчера, что ли, АниКей запостил инфу про впихивание 18+ тонн старлинков, что стало возможным изза сокрвщения затрат топлива на возврат 1й ступени. Так что все дело таки в топливе
Имху

А нагрузка от "остатка топлива на посадку" и от равной по массе ПН это очень разные нагрузки.

Там смысл в трм, как я понял, что при трм же количестве топлива за счет снижения времени тормозных импульсов при возвращении увеличивается время разгонного импульса, а потому запихать под обтекатель можно больше. Изначально утверждалось, что запихать больше 17т старлинков не позволяют габариты обтекателя. А это, получается, не так.
Имху
Зы. Вот ссылка на репост Аникея https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2595668

Не позволяло запихать Старлинков первой версии.

Вторые Старлинки плотнее, поэтому оказалось возможно загрузить ещё тонну.

При этом вопрос о физической возможности загрузить ещё Старлинков до 23 тонн в одноразовый вариант остаются.

[AlexandrU]

Вот когда будет...

А оно мне надо?

...потянет ли верхняя ступень 23 тонны без дополнительного укрепления...

Скорей всего нет, т.к. использование в одноразе не планировалось.

Вот ссылка на репост Аникея https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2595668

Это около предельный показатель для флакона.

[Seerndv]

[ExDi]

это же без вандерберга?

[rain]

И собственно потянет ли верхняя ступень 23 тонны без дополнительного укрепления - тоже неизвестно

Самое забавное что откуда на форуме взялось убеждение что для вывода 23 тонн нужно что-то укреплять - тоже неизвестно

[garg]

Это скорее повелось с FH. который возил смешные грузы менее 8 тонн по сравнению с заявленными возможностями. А потом это соображение спроецировали вниз, на F9 который тогда тоже больше 12-13 суммарно не поднимал. А дальше по привычке. Хотя от 18 до 23 разница всего то в 30%, а для веса вместе с 2-й ступенью разница и вовсе смешная.

И тут может быть стоит уточнить у профильных специалистов - какое место в ракете на 2-й ступени подвергается наибольшей нагрузке и на каком этапе полета. И считать разности масс и нагрузок именно для этого момента.

[Настрел]

И тут может быть стоит уточнить у профильных специалистов - какое место в ракете на 2-й ступени подвергается наибольшей нагрузке и на каком этапе полета. И считать разности масс и нагрузок именно для этого момента.

Это ничего не даст.
Наибольшей нагрузке конструкция ракеты подвергается при максимальном ускорении.
Без учета скоростного напора, нагрузка считается очень просто: в каждом поперечном сечении ракеты надо взять массу ракеты выше этого сечения и умножить её на ускорение.
Т.е. при движении от двигателей до кончика обтекателя нагрузка изменяется от силы тяги двигателей до нуля.
Конечно, надо учитывать особые точки вроде днищ баков и жидкого топлива. Но в целом картина такая что нагрузка уменьшается от двигателей к носу обтекателя.
Таким образом, для второй ступени нагрузка максимальна в конце работы первой ступени и в сечении соединения первой и второй ступени.
 
Но надо понимать, что этот "секрет" известен ракетостроителям. И прочность ракеты делается согласно расчету - наиболее прочная конструкция у двигателей, и становится всё тоньше к носу ракеты. Плюс учитывается константа максимального аэродинамического напора.
 
Поэтому разрушится ракета не там где наибольшие нагрузки, а там, где конструкторами заложен минимальный запас прочности. Что и говорит о бессмысленности какого-то анализа из расчета места с максимальной нагрузкой.
 

Это скорее повелось с FH. который возил смешные грузы менее 8 тонн по сравнению с заявленными возможностями. А потом это соображение спроецировали вниз, на F9 который тогда тоже больше 12-13 суммарно не поднимал. А дальше по привычке. Хотя от 18 до 23 разница всего то в 30%, а для веса вместе с 2-й ступенью разница и вовсе смешная.

И вот из сказанного выше следует, что при увеличении массы ПН, нагрузка на всю ракету увеличивается. Но для FH отличия нагрузки сильнее всего приходятся на вторую ступень. И очевидно, что конструкция второй ступени, рассчитанная на массу ПН F9:
- либо разрушится при увеличении массы более расчетной.
- либо обладает избыточной прочностью, а значит уменьшает максимальную ПН F9.
 
Очень высокое же массовое совершенство Ф9 и второй ступени в частности, вкупе с тем, что ни F9, ни FH, никогда не выводили массу близкую к максимальной согласно расчетам энергетики, позволяет высказывать сомнения в реальном максимуме ПН этих ракет.

[blik]

Очень высокое же массовое совершенство Ф9 и второй ступени в частности,

Вопрос, (наверняка ранее обсуждался)
можете ли Вы назвать основные факторы кратно лучшего совершества Ф9 относительно Ангары/Зенита/Союз-5, и оценить в процентах долю влияния этих факторов на результат? Заранее спасибо.

[Дмитрий В.]

И собственно потянет ли верхняя ступень 23 тонны без дополнительного укрепления - тоже неизвестно

Самое забавное что откуда на форуме взялось убеждение что для вывода 23 тонн нужно что-то укреплять - тоже неизвестно

Сейчас для Ф9 на НОО декларируется 22 т: https://www.spacex.com/media/Capabilities&Services.pdf.
Там же указан ценник в 67 млн $ при запуске на ГПО ПГ массой до 5,5 т, тогда как максимальная масса, выводимая на ГПО 8,3 т. Очевидно, что выведение КА массой свыше 5,5 т требует доработок носителя (например, усиление адаптера ПГ). Поэтому логично предположить, что для выведение на НОО в разы более тяжёлого груза, чем на ГПО, также требует доработок ракеты. 22 т (а ранее 23,8 т) - это величина, характеризующая энергетические возможности носителя.

[Дмитрий В.]

И тут может быть стоит уточнить у профильных специалистов - какое место в ракете на 2-й ступени подвергается наибольшей нагрузке и на каком этапе полета. И считать разности масс и нагрузок именно для этого момента.

Это ничего не даст.
Наибольшей нагрузке конструкция ракеты подвергается при максимальном ускорении.
Без учета скоростного напора, нагрузка считается очень просто: в каждом поперечном сечении ракеты надо взять массу ракеты выше этого сечения и умножить её на ускорение.
Т.е. при движении от двигателей до кончика обтекателя нагрузка изменяется от силы тяги двигателей до нуля.
Конечно, надо учитывать особые точки вроде днищ баков и жидкого топлива. Но в целом картина такая что нагрузка уменьшается от двигателей к носу обтекателя.
Таким образом, для второй ступени нагрузка максимальна в конце работы первой ступени и в сечении соединения первой и второй ступени.
 
Но надо понимать, что этот "секрет" известен ракетостроителям. И прочность ракеты делается согласно расчету - наиболее прочная конструкция у двигателей, и становится всё тоньше к носу ракеты. Плюс учитывается константа максимального аэродинамического напора.
 
Поэтому разрушится ракета не там где наибольшие нагрузки, а там, где конструкторами заложен минимальный запас прочности. Что и говорит о бессмысленности какого-то анализа из расчета места с максимальной нагрузкой.
 

Это скорее повелось с FH. который возил смешные грузы менее 8 тонн по сравнению с заявленными возможностями. А потом это соображение спроецировали вниз, на F9 который тогда тоже больше 12-13 суммарно не поднимал. А дальше по привычке. Хотя от 18 до 23 разница всего то в 30%, а для веса вместе с 2-й ступенью разница и вовсе смешная.

И вот из сказанного выше следует, что при увеличении массы ПН, нагрузка на всю ракету увеличивается. Но для FH отличия нагрузки сильнее всего приходятся на вторую ступень. И очевидно, что конструкция второй ступени, рассчитанная на массу ПН F9:
- либо разрушится при увеличении массы более расчетной.
- либо обладает избыточной прочностью, а значит уменьшает максимальную ПН F9.
 
Очень высокое же массовое совершенство Ф9 и второй ступени в частности, вкупе с тем, что ни F9, ни FH, никогда не выводили массу близкую к максимальной согласно расчетам энергетики, позволяет высказывать сомнения в реальном максимуме ПН этих ракет.

Вы неплохо расписали характер распределения продольной силы, действующей на корпус РН. Но кроме неё на ракету действуют поперечные силы, вызывающие изгиб ракеты (везде речь про квазистатику). Поэтому нагрузка определяется так называемой эквивалентной продольной нагрузкой (Nx +- 4Mизг/D, где D- диаметр корпуса). Даже при наличии системы флюгирования, ограничивающей поперечные нагрузки, эквивалентная сила может быть в 1,5-2 раза больше продольной в том же сечении. Максимум эквивалентной продольной нагрузки приходится на середину ракеты (плюс-минус, разумеется). В баках эквивалентная продольная сжимающая нагрузка частично или полностью компенсируется избыточным давлением наддува.
Увеличение Мпг больше влияет на местную прочность и компенсация этого увеличения упрочнением конструкции локализуется, в основном, вверхъней часте второй ступени (усиление адаптера, юбки бака и, ваозможно, верхней секции обечайки бака).

[Дмитрий В.]

Очень высокое же массовое совершенство Ф9 и второй ступени в частности,

Вопрос, (наверняка ранее обсуждался)
можете ли Вы назвать основные факторы кратно лучшего совершества Ф9 относительно Ангары/Зенита/Союз-5, и оценить в процентах долю влияния этих факторов на результат? Заранее спасибо.

Да, здесь и обсуждать особо нечего, давно всё известно:
- гораздо более низкая удельная масса двигателя Мерлин (примерно втрое ниже, чем у РД-0124А)
- применение алюмолитиевых сплавов для баков
- отказ от межбаков

[vlad7308]

Поэтому логично предположить, что для выведение на НОО в разы более тяжёлого груза, чем на ГПО, также требует доработок ракеты.

Это про Ф9 или ФХ?
Если про Ф9 (как вроде бы следует из Вашего сообщения), то он и так выводит на НОО "в разы более тяжёлый груз, чем на ГПО".

[vlad7308]

Очень высокое же массовое совершенство Ф9 и второй ступени в частности,

Вопрос, (наверняка ранее обсуждался)
можете ли Вы назвать основные факторы кратно лучшего совершества Ф9 относительно Ангары/Зенита/Союз-5, и оценить в процентах долю влияния этих факторов на результат? Заранее спасибо.

Да, здесь и обсуждать особо нечего, давно всё известно:
- гораздо более низкая удельная масса двигателя Мерлин (примерно втрое ниже, чем у РД-0124А)
- применение алюмолитиевых сплавов для баков
- отказ от межбаков

+
Что касается "доли влияния на результат", то тут тоже всё просто. Каждый лишний килограмм верхней ступени - это минус килограмм ПН.

[garg]

Очень высокое же массовое совершенство Ф9 и второй ступени в частности,

Вопрос, (наверняка ранее обсуждался)
можете ли Вы назвать основные факторы кратно лучшего совершества Ф9 относительно Ангары/Зенита/Союз-5, и оценить в процентах долю влияния этих факторов на результат? Заранее спасибо.

Да, здесь и обсуждать особо нечего, давно всё известно:
- гораздо более низкая удельная масса двигателя Мерлин (примерно втрое ниже, чем у РД-0124А)
- применение алюмолитиевых сплавов для баков
- отказ от межбаков

Вообще подсчет "чо если" при замене мерлина на РД-0124-подобное изделие в соотношении масс, дает такую же дельту за счет более высокого импульса.
Родная сухая масса у 2-1 ступени сокола 3,82%
Но даже при замене на условное производное РД-0124, сухая масса 4.8%, а не 10% как у наших горе конструкторов.
Литий дает 30% баку! Ну пусть на всю конструкцию: 4.8/0.7= 6.9. На межбаки приходится 30% всей сухой массы чтоле? 0_0
Помойму там реально где то пихают чугуняку. Ну или наши производственники настолько косорукие, что приходится дополнительный запас прочности  еще в 15-20%  от нормальных запасов считать.

[Дмитрий В.]

Поэтому логично предположить, что для выведение на НОО в разы более тяжёлого груза, чем на ГПО, также требует доработок ракеты.

Это про Ф9 или ФХ?
Если про Ф9 (как вроде бы следует из Вашего сообщения), то он и так выводит на НОО "в разы более тяжёлый груз, чем на ГПО".

Да, про любую ракету. Скажем, Ariane 44L, оптимизированная для ГПО-миссий, обладала энергетикой, обеспечивающей выведение на НОО примерно 10 т, тогда как по условиям прочности - не более 8.

[Дем]

Итоги

[opinion]

Сейчас для Ф9 на НОО декларируется 22 т: https://www.spacex.com/media/Capabilities&Services.pdf.
Там же указан ценник в 67 млн $ при запуске на ГПО ПГ массой до 5,5 т, тогда как максимальная масса, выводимая на ГПО 8,3 т. Очевидно, что выведение КА массой свыше 5,5 т требует доработок носителя (например, усиление адаптера ПГ).

Вообще не очевидно. Ничего из это таблицы не свидетельствует о том, что для выведения восьми тонн потребуются какие-либо переделки. Стандартная цена приведена для многоразового варианта F-9. Максимальные массы указаны для расходуемого варианта. Это услуга, которую СпесИкс не хочет предоставлять (кроме как за очень специальную договорную цену). Очень невыгодно за хухры-мухры потерять целый бустер.