SpaceX Falcon 9

[Васил Жеков]

Скажите пожалуста, а бьили планьи на спасения первой ступени Зенита ?

[Lamort]

Пока Ваш прожект обретёт смысл, я давно буду в мире ином. :wink:
Теперь всё зависит от Вас! Дерзайте!

Независимо от того, какой "прожект" вы имеете в виду, позвольте уточнить, - чего вы именно хотите, того чтобы я подождал вашей кончины или того, чтобы я поторопился, ибо вам жизнь не мила?

 Однако, могу вас заверить, что никакого "прожекта" у меня нет, так что можете жить столь долго, сколь вам вздумается.

[Дмитрий В.]

Скажите пожалуста, а бьили планьи на спасения первой ступени Зенита ?

Были.

Из книги "Призваны временем":

Проблема спасения и многоразового использования первой ступе¬ни ракеты-носителя "Зенит" рассматривалась еще на первых этапах раз¬работки.
В 1973 г. в техническом отчете, посвященном этой проблеме, был рассмотрен широкий круг вариантов спасения блоков первой ступени и наиболее приемлемым был при-знан следующий:
– разворот блока первой ступени после отделения второй ступени;
– повторное включение маршевого или специального двигателя для обеспечения полета по баллистической траектории в район старта;
– коррекция траектории для попадания на посадочную площадку;
– парашютно-реактивное торможение блока;
– посадка на разрушаемые посадочные устройства.
Анализ многоразового применения блока первой ступени показывал, что эффективность от его применения может быть получена только при 5-10-кратном использовании блока и в случае интенсивности 40-50 пусков в год в течение 10 лет.
Более подробно вопрос о спасении и многоразовом использова¬нии первой ступени РН "Зенит" был рассмотрен в дополнении к эс¬кизному проекту, выпущенному в 1979 г. К этому моменту НПО "Энергия" уже развернуло работы по многоразовому использованию блоков "А" ракеты-носителя "Энергия", поэтому естественным было стремление макси-мально приблизить условия спасения первой ступени РН "Зенит" к аналогичным для бло-ков "А". Чтобы использовать те же парашютно-реактивные средства спасения и районы посадки, необходимо было обеспечить ту же скорость в момент разделения ступеней (~1800 м/с) вместо V~2500 м/с, которая была у РН "Зенит". Но для этого нужно было увеличить стартовый вес второй ступени РН "Зенит" на 38 тс, при этом вес полезного груза, выводимого на стандартную орбиту, снижался до 7 тс, то есть не удовлетворялось требование Заказчика о величине полезного груза – 10 тс.
В 1982 г. был выпущен эскизный проект, в котором прорабатывался вопрос о спасении и многоразовом использовании только двигателя первой ступени как наиболее дорогого элемента, а также учитывая возможность обеспечить производство двигателей в требуемом количестве для предполагаемого в то время количества пусков ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" (до 50 в год). Для случая спасения двигателя энергетические возможности ракеты-носителя удовлетворяли ТТТ (Gпг = 10,5 тс на стандартную орбиту), однако экономический эффект наступал только после ~500 пусков, что оказалось бы неприемлемым.

[Васил Жеков]

Спасибо !

Жаль однако - 10М $ просто так...

[Lamort]

Гораздо проще можно было спасать одну двигательную установку "Зенита" и некоторые элементы системы управления.

[Дмитрий В.]

Гораздо проще можно было спасать одну двигательную установку "Зенита" и некоторые элементы системы управления.

Можно, но как написано, этот вариант также не давал экономического эффекта в обозримом будущем.

[Lamort]

Гораздо проще можно было спасать одну двигательную установку "Зенита" и некоторые элементы системы управления.

Можно, но как написано, этот вариант также не давал экономического эффекта в обозримом будущем.

Строго говоря, во времена СССР настоящего экономического эффекта не было, поскольку нельзя было уволить людей даже если им абсолютно нечего было делать.

[Fed]

в огороде бузина ...

откуда у нас взялась низкая тяговооруженность?

Для выхода на орбиту вам нужна определённая ХС, которая включает потери, при старте с равной тяговооруженностью и большим удельным импульсом составляющая потерь будет больше, потому что топливо расходуется медленнее и медленнее растёт тяговооруженность.

 Если тяга равна стартовому весу, то при УИ 300 секунд масса уменьшится наполовину за 150 секунд, а при УИ 450 секунд за 225 секунд.

ламорт,

давайте лучше сформулируем задачу более корректно:

имеем одинаковую отлетную массу второй ступени - 45 тонн (не согласны, назовите ваше значение)
имеем одинаковую ХС второй ступени после отделения - 3700 м/с (не согласны, назовите ваше значение)
имеем одинаковое массовое совершенство ступени - 10 (у зенита 11,3)
имеем одинаковую тягу двигателей - 9 мерлинов чить сильнее одного РД-180
имеем одинаковые аэродинамические потери (старый :-), привет)

мерлин:

УИ на земле 266 с
тяга 9-ти 388

рд-180:

УИ на земле 311 с
тяга РД-180 383

и теперь попытаемся все это посчитать.

и получаем следующее:

         RD vs   Merlin

Mo          45 t
k          10 t
V        3700 m/s
I         311/ 266 s
e^V/I   3/4

Mt         139/205 tonn

т.е РД требуется 140 тонн топлива, а мерлину 205 для достижения одной и той же характеристической скорости и одного и того же груза.

а теперь посчитаем тяговооруженность при к=10:

                          РД-180  vs     Мерлин

масса 1 ступени       198/ 270
тяга двигателя         383/ 388
тяговооруженность  1,93/1,44


соответственно гравипотери (они здесь не учтены) будут у ракеты с мерлином существенно выше, хотя их связка немного мощнее.

[Lamort]

Fed, я вообще ничего не понял из этой мешанины вместо выкладок.

 Я не видел, чтобы вы где-то считали потери.

имеем одинаковую ХС второй ступени после отделения - 3700 м/с (не согласны, назовите ваше значение)

Что вы называете "ХС после разделения"?

[TestPilot]

А тем временем SpaceX обновила характеристики Falcon 9 на сайте:

Vacuum Isp: возрос с 304s до 311s.
Sea Level Isp: возрос с 275s до 282s.
Sea Level Thrust : возрос с 125,000 lbf до 147,000 lbf.
Mass to Low Earth Orbit (LEO): возросла с 10,450 kg до 13,150 kg  
Inclination:    28.5 degree
Mass to Geosynchronous Transfer Orbit (GTO): возросла с   4,540 kg до 4,850 kg  
Inclination:    28.5 degree

Ну и естественно есть характеристика которая снизилась. Как вы все наверное уже догадались, это стоимость. Она упала с $59.5M до $54M. Ничего удивительного. Все это было предсказуемо и очевидно.

http://www.spacex.com/falcon9.php

[Apollo13]

Однако +26% на ноо и +7% на гпо. Вот до чего отсутствие рб доводит?

[Fed]

Fed, я вообще ничего не понял из этой мешанины вместо выкладок.

 Я не видел, чтобы вы где-то считали потери.

имеем одинаковую ХС второй ступени после отделения - 3700 м/с (не согласны, назовите ваше значение)

Что вы называете "ХС после разделения"?

ну так я вобщем-то и не надеялся. чел, когда хочет - понимает, а когда не хочет - нет.

и совершенно фиолетово, кто ему объясняет - хоть заслуженный деятель высшей школы.

шо не понятно - берем формулу циолковского и считаем потребное количество топлива при заданной ПН, характеристической скорости, удельном импульсе и коеффициенте массового совершенства.

ракете с РД требуется существенно меньше топлива, чем с мерлинами для достижения одной и той же характеристической скорости. при этом с  мерлинами имеем тяговооруженность 1,44 , а с РД - 1,93.

аэродинамические потери будут одинаковыми, а гравитационные (ввиду большей тяговооруженности на всех этапах работы ступени) будут существенно меньше у ракеты с РД.

[Lamort]

Fed, я вообще ничего не понял из этой мешанины вместо выкладок.

 Я не видел, чтобы вы где-то считали потери.

имеем одинаковую ХС второй ступени после отделения - 3700 м/с (не согласны, назовите ваше значение)

Что вы называете "ХС после разделения"?

ну так я вобщем-то и не надеялся. чел, когда хочет - понимает, а когда не хочет - нет.

и совершенно фиолетово, кто ему объясняет - хоть заслуженный деятель высшей школы.

шо не понятно - берем формулу циолковского и считаем потребное количество топлива при заданной ПН, характеристической скорости, удельном импульсе и коеффициенте массового совершенства.

ракете с РД требуется существенно меньше топлива, чем с мерлинами для достижения одной и той же характеристической скорости. при этом с  мерлинами имеем тяговооруженность 1,44 , а с РД - 1,93.

аэродинамические потери будут одинаковыми, а гравитационные (ввиду большей тяговооруженности на всех этапах работы ступени) будут существенно меньше у ракеты с РД.

Вы наверно частенько употребляете какие-то "вещества"?

 Выше вы писали, что тяговооруженность с двигателями Merlin вроде бы выше.

[Salo]

А тем временем SpaceX обновила характеристики Falcon 9 на сайте:

Сутки и шесть страниц тому назад :wink: :
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=949860#949860

[Salo]

Однако +26% на ноо и +7% на гпо. Вот до чего отсутствие рб доводит?

До этого доводит враньё в предшествующей цифре.

[Lamort]

Однако +26% на ноо и +7% на гпо. Вот до чего отсутствие рб доводит?

До этого доводит враньё в предшествующей цифре.

Вы как-то вольно применяете термин "враньё", по-моему он относится к совершившимся событиям.

[Salo]

Оно уже свершилось! Вы не находите? :wink:

[Lamort]

Оно уже свершилось! Вы не находите? :wink:

Это просто преувеличение.

[Apollo13]

Однако +26% на ноо и +7% на гпо. Вот до чего отсутствие рб доводит?

До этого доводит враньё в предшествующей цифре.

Интересно а сколько зенит-2 смог бы вывести на гпо (если предположить что вторая ступень в принципе на это способна)? Возможно где-то так и будет если не хуже - ступень то переразмерная.

[TestPilot]

Сутки и шесть страниц тому назад :wink:

Там не было про цены.  

И кстати, получается очень серьезное снижение стоимости выводимого кг.
Раньше 59.5 лямов за 10.54 тонны, а сейчас 54 ляма за 13.15 тон...  :shock:

Вот нафик им демпинговать в данный момент, у них манифест забронирован на несколько лет вперед, плюс набирают заказы быстрее чем запускают ракеты. :?: