Российские пилотируемые КК и тендер Роскосмоса

[ShcherbakS]

Все это звучит конечно убедительно, но все-таки - почему тогда Буран весом 90 т не возили на Руслане с грузоподъемностью 120 т? И даже не на ЗМ-Т?

Вроде ж очевидно: "Руслан" не приспособлен для внешних грузов, а 3М-Т "Буран" как раз таки возил, но не в 90т, а прилично обрубленный и с обтекателем.
Целый "Буран" 3М-Т просто не тянул.
А "Мрию" закладывали, как я понимаю, как трехцелевой спецсамолет:
- для перевозки элементов МТКС "Энергия-Буран";
- для воздушного старта МТКС типа МАКС или "Бизань" (была такая НИОКР, в целом малоотличимая от МАКС с грузовыми вариантами);
- для перевозки каких-либо ну совсем негабаритных длинномеров внутри.
Про другие варианты его применения не слыхал.

[Nekto]

Пардон, конечно не 700, а порядка 500 м/с - вращение Земли (и атмосферы) учитывайте все-таки

А как же обещенная свобода выбора азимута пуска?  

[Cтарый]

Что-то тут не так...
Либо они там в комиссии все придурки (как и Лозино-Лозинский) и только один Старый - настоящий д'Артаньян, либо наоборот. И что-то мне подсказывает... (с)  :lol:
Чистая логика, так-то я в этом деле не копенгаген...

Да нет. Случай тот же - шарлатаны...  Ктото из нас шарлатан - или я или в Молнии. История покажет.

[Cтарый]

Вообще-то простая логика подсказывает, что тогда Руслан легко должен был таскать Буран (90 т). Ан нет, сделали под него Мрию.
Странно все это...

Ничего странного. Сколько можно повторять: размещение груза снаружи ухудшает лётные характеристики и снижает ПН.

[Cтарый]

Либо они там в комиссии все придурки (как и Лозино-Лозинский)

Либо они там в Боинге и Локхиде все придурки, а в Молнии сплошь д'Артаньяны....
Почему одноступенчатые РКН больше никто не делает? Не знают, как получить 8% от массы _одноступенчатой_ ракеты на орбите?
Почему на три десятка существующих в мире систем выведения только одна - с воздушным стартом? Не понимают своего счастья, да?
Почему никто всерьёз не расматривает старт криогенной пилотируемой дуры с самолёта? Они все идиоты, да?
"Чистая логика"
Кстати, Лозино-Лозинский летавшие носители разрабатывал?

О! Золотые слова!

[Вадим Лукашевич]

Все это звучит конечно убедительно, но все-таки - почему тогда Буран весом 90 т не возили на Руслане с грузоподъемностью 120 т? И даже не на ЗМ-Т?

Отвечаю. Причина здесь вообще не техническая, а политическая.
не хочу опять цитировать себя неопубликованного  :wink: , но все дело в том, что первоначальный инициативный проект "Руслана" (я об этом на форуме уже говорил) от 1974-75 г. был на 6 м длинее сегодняшнего, но тогда этим проектом ВВС особенно не интересовались (им хватало Ан-22), а других заказчиков не было. Когда прорабатывался вопрос альтернативы шаттлу в 1975-76гг (моя первая часть статьи об этом периоде и об ОК-92 наконец пошла в набор в третий номер НК), НПО "Энергия" связалась с О.К.Антоновым, и узнав об этом проекте, предложила выступить заказчиком и подготовить правительственное постановление по новому самолету. Но министр МАПа Дементьев, которому идея участия в разработке "Бурана" была как серпом по одному месту (это вообще отдельная тема), разобравшись, решил нагадить МОМу, укоротив будущий Ан-124 на 6 м. В итоге новый самолет мог возить "Буран" (разработки МАПа), но был напрочь не способен перевозить водородный бак второй ступени РН "Энергия" (разработки МОМа). А представителям НПО "Энергия" Дементьев просто ласково сказал следующее: "На нашем горбу хотите в рай въехать. Ни х..я у вас не выйдет". Вот и получился "Руслан" таким непропорционально кургузым с очень крутой задницей - ведь укоротить фюзеляж гораздо проще, чем к тому же изменить диаметр фюзеляжа.
А "Энергии" ничего другого не оставалось, как напрягать Мясищева с его 3М - это было сделать гораздо проще Антонова, т.к. ОКБ Мясищева организационно вошло в состав "Молнии" - разработчика планера "Бурана", т.е. прямого подрядчика.
Поэтому "Руслан" и не возил "Буран" - зачем, когда уже к тому времени был переоборудованный в "Атлант" носитель 3М.
Все огрехи "Руслана" были исправлены только на "Мрии", которая, как уже было сказано, создавалась специально с учетом возможного использования в качестве воздушной первой ступени АКС.
А "Руслан", разумеется, может таскать "Буран", да только это давно уже не нужно.

[Вадим Лукашевич]

Что-то тут не так...
Либо они там в комиссии все придурки (как и Лозино-Лозинский) и только один Старый - настоящий д'Артаньян, либо наоборот. И что-то мне подсказывает... (с)  :lol:
Чистая логика, так-то я в этом деле не копенгаген...

Да нет. Случай тот же - шарлатаны...  Ктото из нас шарлатан - или я или в Молнии. История покажет.

Я знаю это уже сейчас  :lol:

[Вадим Лукашевич]

Либо они там в комиссии все придурки (как и Лозино-Лозинский)

Либо они там в Боинге и Локхиде все придурки, а в Молнии сплошь д'Артаньяны....
Почему одноступенчатые РКН больше никто не делает? Не знают, как получить 8% от массы _одноступенчатой_ ракеты на орбите?
Почему на три десятка существующих в мире систем выведения только одна - с воздушным стартом? Не понимают своего счастья, да?
Почему никто всерьёз не расматривает старт криогенной пилотируемой дуры с самолёта? Они все идиоты, да?
"Чистая логика"
Кстати, Лозино-Лозинский летавшие носители разрабатывал?

Замечательная аргументация!
Я отвечу - Лозино-Лозинский разработал летавшие ЭПОС, БТС-02 и Буран, а КБ им.Антонова разработало летающие транспортники.
А теперь я спрошу - Севостьянов много разработал летавших пилотируемых КК?
Или другими словами, мы и дальше будем базарить на уровне коммунальной кухни?

[Cтарый]

Думаю, что подобный перенос относительной массы грузов на самолеты разных типов недостаточно корректный. Ибо одни самолеты могут быть специально созданы и отработаны для сбросов подобных крупногабаритных тяжелых моногрузов, другие - нет.

Вы где-нибудь слышали что нибудь о том что Мрия и Руслан созданы и отработаны для СБРОСА грузов? Я не в курсе, может вы слышали: с Руслана вообще что-нибудь когда -нибудь сбрасывалось? Не с подвески а по человечески, из люка? Ну как с Ил-76 там или Ан-12? У Мрии нет заднего люка поэтому про неё и не спрашиваю.

Пример из жизни: занимаясь "Воздушным стартом" и им подобным, на МАКС~2003 подошел к представителю АК "Ильюшин" и прямо спросил, какой максимальный по массе моногруз можно сбросить с Ил-76. Он подумал и ответил уверенно, четко, со сталью в голосе, что, соответствующий максимальной грузоподъемности. Я переспросил, типа, даже 40 тонн? А он: и даже больше, типа тонн 45!

Господи! Ну у вас и аргументы!  :shock:
Вобщето в ТТТ к военно-транспортным самолётам предусматривается десантирование всего груза "одним кусочком" , но "предусматривается" и "действительно возможно и производилось" не одно и то же. Если вы этой проблемой занимались то должны знать какая максимальная масса моногруза сбрасывалась с самолёта. Есть у вас эти данные?

В отличие от Старого, я не считаю данного представителя шарлатаном

А зря.

и даже вполне поверил.

Вот на таких и рассчитано.

А потому, в частности, что на МАКСе абы кого в представители не посадят, а "за базар можно и ответить", поскольку по ЛИИ там кто только не ходит.

Ойййй...

А еще я и сам полетал на Ил-76 (вариант Ил-76К) и покрутил в нем пилотаж, летая на невесомость в качестве бортинженера. Это самолет способен на многие штуки.

Я 100 раз летал на невесомость на Ан-26 и Ан-30 в качестве пассажира. Это старые винтовые корыта, в обед им сто лет, не чета Ил-76-му. А уж что лётчики рассказывают на что способны эти корыта! И что из этого?
 Когда у нас появились первые МиГ-29 они начали отрабатывать мёртвую петлю со взлёта. Смотрю: наш замполит стоит и зачарованно на них смотрит. Я говорю: а вам слабо на Ан-26 петлю со взлёта сделать? Он говорит: Почему же? Можно! Только она будет действительно мёртвая...
Вот так же и Ил-76.

Думаю, то же относится и к "Ан"ам. Мне довелось кое-что порисовать для разных вариантов МАКСов, МОКов и РН со стартом с "Мрии". По крайней мере, в 80-х никто не сомневался, что Ан-225 сможет поднять на "спине" 250 т.

Дык и счас никто не сомневается. Толку то? Мрия то об этом не знает...

А расчеты по старту с нее да с работающим ЖРД довольно убедительно показали на "Молнии", хотя поначалу и у меня были сомнения.

Чиво, чиво? ЖРД работает когда МАКС ещё не отделился от самолёта?

Помнится, тогда писали, что "зад" (или "низ"?) спины "Мрии" должен иметь (или уже имел?) лист нержавейки.

Тяга двигателя МАКСа - 400 тонн. Как у семёрки. Интереснео, если у семёрочного старта газоотбойник сделать из листа нержавейки?
 

Так что, ув. Старый, советую больше доверять "профессионалам" и "представителям официальных структур", конечно, в том, что касается техники.

Вот на этом люди и покупаются. Верят шарлатанам если те относятся к "официальным структурам" и "профессионалам".

Вы, конечно, согласитесь, что не все нюансы берутся простым пересчетом с аналогов или "по логике и здравому смыслу". И далеко не все публикуется и становится известно даже в Интернете.

В смысле вы свято верите что гдето в секретных лабораториях от нас прячут действующий вечный двигатель и инерцоид?

[Cтарый]

А "Мрию" закладывали, как я понимаю, как трехцелевой спецсамолет:
- для перевозки элементов МТКС "Энергия-Буран";
- для воздушного старта МТКС типа МАКС или "Бизань" (была такая НИОКР, в целом малоотличимая от МАКС с грузовыми вариантами);
- для перевозки каких-либо ну совсем негабаритных длинномеров внутри.
Про другие варианты его применения не слыхал.

Хорошая оговорка.
 Нет, только первый пункт.

[Waldi]

А "Руслан", разумеется, может таскать "Буран", да только это давно уже не нужно.

Вы уверены в этом? Распределение нагрузок от груза в грузовой кабине и на внешней подвеске на планер самоля абсолютно разные. Я слышал, что статика на Руслане рассчитана на равномерную нагрузку на силовой пол грузового отсека. А на Мрии специально для внешней подвески пришлось сделать два силовых шпангоута для равномерной передачи усилий на центроплан/фюзеляж.

[Cтарый]

В итоге новый самолет мог возить "Буран" (разработки МАПа), но был напрочь не способен перевозить водородный бак второй ступени РН "Энергия" (разработки МОМа).

Постойте, постойте! Как один министр гадил другому и урезал самолёты это очень интересно.
 Но при чём тут водородный бак? Задача то стояла сделать самолёт способный перевозить весь блок Ц в сборе! Готовый, полностью собраный блок вместе с двигателями с завода на космодром. Или нет? А какова, кстати, длина водородного бака? Намного он длиннее Бурана? А сделать его свисающим вперёд нельзя?

Вот и получился "Руслан" таким непропорционально кургузым с очень крутой задницей - ведь укоротить фюзеляж гораздо проще, чем к тому же изменить диаметр фюзеляжа.

Злые языки говорят что у всех самолётов оборудованных задней рампой зад "кургузый". По другому не получается. Гляньте хоть на Ан-12 или 26. Руслан по сравнению с ними сама грация.

А "Энергии" ничего другого не оставалось, как напрягать Мясищева с его 3М - это было сделать гораздо проще Антонова, т.к. ОКБ Мясищева организационно вошло в состав "Молнии" - разработчика планера "Бурана", т.е. прямого подрядчика.

Злые языки говорят что Руслан просто не успевал к заданному сроку. А 3М выбрали за его прекрасную аэродинамику. Самолёт с худшей аэродинамикой ещё и изуродованной этой бандурой на спине просто бы не взлетел. Поэтому отвергли Ан-22. А 3М переделать было не просто - по существу сделали новый самолёт.

Поэтому "Руслан" и не возил "Буран" - зачем, когда уже к тому времени был переоборудованный в "Атлант" носитель 3М.

Вот в том то и дело что он просто не успевал по срокам.

Все огрехи "Руслана" были исправлены только на "Мрии",

А Деменьтьев к этому времени уже помер?

которая, как уже было сказано, создавалась специально с учетом возможного использования в качестве воздушной первой ступени АКС.

"Было сказано" это хорошо. Ну а доказательство то есть?

А "Руслан", разумеется, может таскать "Буран"

"Разумеется" это тоже звучит убедительно...

[Cтарый]

Кстати, Лозино-Лозинский летавшие носители разрабатывал?

Замечательная аргументация!
Я отвечу - Лозино-Лозинский разработал летавшие ЭПОС, БТС-02 и Буран,

Ээээ, кажется вопрос был о носителях? Что из этого списка является носителем? Ну а уж называть дозвуковой аналог "летавшим Экспериментальным Пилотируемым Орбитальным Самолётом" совсем уж неприлично...

А теперь я спрошу - Севостьянов много разработал летавших пилотируемых КК?
Или другими словами, мы и дальше будем базарить на уровне коммунальной кухни?

А при чём тут Севостьянов то? Если Севостьянов ни в зуб ногой то любую химеру можно считать реальностью?
 Ну давайте базарить на уровне физики. Возимите вес топлива и конструкции МАКСа, удельный импульс и рассчитайте характеристическую скорость.

[Ворон]

Ну давайте базарить на уровне физики. Возимите вес топлива и конструкции МАКСа, удельный импульс и рассчитайте характеристическую скорость.

 Ага, Старый, возьмите "что-нибудь" и "что-нибудь" подсчитайте самостоятельно.

 Характерная особенность "Старых Шарлатанов" - то, что они просят всех других "подсчитать". А сами алгебры не ведают.

 

[Cтарый]

Ага, Старый, возьмите "что-нибудь" и "что-нибудь" подсчитайте самостоятельно.

А я попробовал посчитать но не нашёл сколько в нём будет керосина и водорода то есть какой взять средний удельный импульс.

[Bell]

Ага, Старый, возьмите "что-нибудь" и "что-нибудь" подсчитайте самостоятельно.

А я попробовал посчитать но не нашёл сколько в нём будет керосина и водорода то есть какой взять средний удельный импульс.

А если подумать? Взять Эксель и попробовать разные варианты?
Расход компонентов на обоих режимах есть вот здесь: http://www.buran.ru/htm/rd-701.htm

Дерзайте!

[Bell]

Пока там Старый тормозит я попробую изложить свои расчеты.

Переключение на второй, водородный режим происходит пракически в условиях включения третьей ступени обычной РН. Тяговооруженность ее двигателей обычно порядка 0,85-0,9. Тяга РД-701 на втором режиме 160 т, значит переключатся можно при остаточной массе системы около 180 т.
Путем несложных вычислений находим, что ХС, полученная до этого момента на трехкомпонентном режиме составит 1,72 км/с, а на водородном 7,08 км/с. Общая ХС (с учетом 500 м/с от Мрии и вращения Земли) = 9,3 км/с, как например у Протона

Значит на ВСЕ мыслимые потери остается ~1,4 км/с. Для начала хватит?

Отсюда легко найти соотношение компонетов:
Кислород 197 т, 173 м3
Водород 75,1 т, 366 м3
Керосин 14,25 т, 17 м3

Итого расчетный объем внешнего бака 556 м3.

ВНИМАНИЕ, ВОПРОС! (в первую очередь к Вадиму Лукашевичу)
Какие реальные геометрические размеры внешнего бака?

Зная их, можно расчитать реальное соотношение компонентов и проверить данный расчет.



ЗЫ. Насколько я знаю, такие цифры ХС уже не раз фигурировали, так что я ни на что не претендую, просто хотелось показать брехливость Старого - все там легко считается...

[Дмитрий В.]

А "Мрию" закладывали, как я понимаю, как трехцелевой спецсамолет:
- для перевозки элементов МТКС "Энергия-Буран";
- для воздушного старта МТКС типа МАКС или "Бизань" (была такая НИОКР, в целом малоотличимая от МАКС с грузовыми вариантами);
- для перевозки каких-либо ну совсем негабаритных длинномеров внутри.
Про другие варианты его применения не слыхал.

Хорошая оговорка.
 Нет, только первый пункт.

По второму пункту - проектировалось изделие 605, ЕМНИП, (Ан-225 с разгонным ЖРД 11д122 в хвосте) для "Бизани".

[Дмитрий В.]

Пока там Старый тормозит я попробую изложить свои расчеты.

Переключение на второй, водородный режим происходит пракически в условиях включения третьей ступени обычной РН. Тяговооруженность ее двигателей обычно порядка 0,85-0,9. Тяга РД-701 на втором режиме 160 т, значит переключатся можно при остаточной массе системы около 180 т.
Путем несложных вычислений находим, что ХС, полученная до этого момента на трехкомпонентном режиме составит 1,72 км/с, а на водородном 7,08 км/с. Общая ХС (с учетом 500 м/с от Мрии и вращения Земли) = 9,3 км/с, как например у Протона

Значит на ВСЕ мыслимые потери остается ~1,4 км/с. Для начала хватит?

Отсюда легко найти соотношение компонетов:
Кислород 197 т, 173 м3
Водород 75,1 т, 366 м3
Керосин 14,25 т, 17 м3

Итого расчетный объем внешнего бака 556 м3.

ВНИМАНИЕ, ВОПРОС! (в первую очередь к Вадиму Лукашевичу)
Какие реальные геометрические размеры внешнего бака?

Зная их, можно расчитать реальное соотношение компонентов и проверить данный расчет.



ЗЫ. Насколько я знаю, такие цифры ХС уже не раз фигурировали, так что я ни на что не претендую, просто хотелось показать брехливость Старого - все там легко считается...

Bell, к сожалению Вы сильно ошиблись в расчетах: при плотности слегка переохлажденного водорода 0,073 кг/кубм объем ЖВ составит (по Вашим исходным данным) 75,1/0,073 = 1028 кубм. По Вашим прикидкам общая масса топлива составляет 286,6 т, тогда как стартовая масса МАКСА (см. буран.ру) 275т.
По моим расчетам (с учетом исходных данных по МАКСу на буран.ру):
Принято ХС = 8750 м/с (учтена скорость от вращения земли и от самолета-носителя, а так же ХС=50 м/с для довыведения с помощью ДУ ОС, относительные секундные расходы компонентов на 1-м режиме ДУ 79%, 6%, 15% соответственно для ЖК, ЖВ и керосина, на втором режиме соотношение компонентов 6,1 ), масса ОС = 26,9 т . При оптимальном (из условия максимума «мю ПН») распределении масс топлива, получаем:
Мст = 273,24 т, масса ЖК-1реж =  58.83т, масса ЖВ-1реж = 4,47т, масса керосина = 11,16т; масса ЖК-2реж = 137,93т, масса ЖВ-2реж = 22,6т. Итого объем бака керосина (плотность 0,85, объем газовой подушки для всех баков принят 5% от объема топлива) 13,8 кубм, объем бака ЖК (плотность переохлажденного 1,16) 178,1 кубм, объем бака ЖВ (плотность переохлажденного 0,073) 389,5 кубм. Общий объем баков около 581 кубм. Конечная масса сбрасываемого бака 11,34 т (с остатками компонентов топлива, газами наддува и элементами крепления к ОС и самолету-ностелю).
Для сравнения: при равных условиях чисто водородная система будет иметь Мст=280т, в т.ч. масса топлива 240,14 т , в т.ч. ЖК = 206,3 т (объем бака 186,75 кубм), ЖВ=33,82 т (объем бака 486,48 кубм). Общий объем баков 673,23 кубм. Масса сбрасываемого бака 13,12 т. Так что выигрыш от 3-хкомпонентности очень небольшой. С уважением, Дмитрий В.

[frigate]

Уточнения по расчетам массы топлива:

(Таблица 4.1 Сравнительные технические характеристики МАКС http://www.buran.ru/htm/busfact.htm#blabla4)

- Стартовая масса второй ступени, т 275 (включая заправленный топливный бак, орбитальный самолет и полезный груз);
-  Масса, выводимая на орбиту (i=51, H=100 x 200 км), т 37,72:    
    - Масса орбитального самолета, т                                  26,90   
    - Масса внешнего топливного бака, т                          10,82

Масса топлива = 275 -  37,72 = 237.28 т   + 2,56 т  неиспользуемое (невырабатываемое) топливо   во  внешнем топливном баке.

Обратите внимание на грузоподъемность Ан-225:  Мрия "тянет" 250 т, a не расчетную в МАКСе 275 т.