Российские пилотируемые КК и тендер Роскосмоса

[Старый]

95 и 142,3 т соответственно.
...........I режим.....II режим
ЖК.........75,1..........122
ЖВ...........5,7...........20,3
Керосин..14,25

Ну тогда получается так:
V1=415*ln(275/180)=1725
V2=460*ln(180/38)=7019
Vc=1725+7019=8744
 Маловато получается? Или я что перепутал?
У Протона получается 9600, у Союза - 9700.
 У меня такое чувство что МАКСу не хватает километра в секунду характеристической скорости...

[Ну-и-ну]

Одноступенчатый водородник (а МАКС одноступенчатый) не хуже, он практически невозможен без применения каких-то нетривиальных технологий навроде композитного водородного бака. А вот одноступенчатый трехкомпонентник -- вполне.

Правда, в затее с МАКC'ом совершенно непонятна роль самолета. 200м/c скорости и тем более 8км высоты -- чепуха, недостойная упоминания. Максимальный выигрыш дает ваккумный уи прямо со старта, но и его вклад невелик.

......
Вобщем, ставь орбитер МАКС'а вместе с баком на попа и пущай себе на здоровье. Процедура простая, многократно обкатанная, сюрпризов не обещает. Вот вам и почти многоразовая система -- бак одноразовый, движки с орбитером многоразовые. Потеряешь 10% массы орбитера, в основном за счет атмосферного уи на старте, но разве они стоят того гемороя с воздушным запуском?

Это ж чудеса какие-то! Т.е. если убрать нафиг пилотируемость-многоразовость - то вот он - одноступенчатый носитель стратовой массой 300 тонн и с ПН тонн 10-15? А на 4-х движках оно Протон заменит, так? Это ж какое упрощение конструкции!


PS: А в рассчёты опечатка не всралась, нет? А то такое благолепие, поверить страшно. Мы люди тёмные, доверчивые...

[Старый]

Это ж чудеса какие-то! Т.е. если убрать нафиг пилотируемость-многоразовость - то вот он - одноступенчатый носитель стратовой массой 300 тонн и с ПН тонн 10-15?

Дык! А тут народ морочится, к Союзу чтото водородное лепит чтоб эти 15 тонн получить...  А оказывается надо один мотор, одна ступень и мы дома!

[Ну-и-ну]

Моя мысль, что если так можно, то только так и нужно. Все эти Союзы-Протоны-Зениты-Ангары-воздушные старты - в пень. Простота рулит, два движка - 10-15 тонн, один движок - 5-7 тонн, четыре движка - 20-30 тонн, так? 50 движков в год страна как-нибудь осилит, сейчас их больше лепят.

PS: Засада, если так нельзя.

[Старый]

95 и 142,3 т соответственно.
...........I режим.....II режим
ЖК.........75,1..........122
ЖВ...........5,7...........20,3
Керосин..14,25

При таком раскладе продолжительность активного участка составит более 1000 секунд что почти в 2 раза превышает его продолжительность у Союза и Протона. А это рост гравитационных потерь. Может поэтому у вас всё и падает?

[Старый]

PS: Засада, если так нельзя.

Если так можно то одно из двух:
1. Все кроме Молнии вредители.
2. Молния знает волшебное слово которого не знает больше никто.

[Старый]

95 и 142,3 т соответственно.
...........I режим.....II режим
ЖК.........75,1..........122
ЖВ...........5,7...........20,3
Керосин..14,25

Да, и в этом случае средняя плотность топлива будет 0.41 что всего на 20% больше плотности чисто водородного топлива.

[Bell]

Обратите внимание на число двигателей Мрии  :wink:

А я так и не понял при чём тут лишние двигатели...

Чтоб 275 т поднять, наверное  :roll:
Видать, без них - никак, а с ними - можно...

Ключевым моментом всётаки остаётся подъёмная сила крыла. Хотя конечно она зависит от скорости а чтоб сохранить скорость при огромном дополнительном сопротивлении требуется дополнительная тяга.
 Однако дополнительные двигатели создают дополнительный вес, и даже не столько сами по себе сколько за счёт необходимого им топлива. А крыло всё то же... Хватит ли подъёмной силы?

Причем здесь подъемняа сила?
Стартовый вес системы - const, за счет того, что топлива придется заливать МЕНЬШЕ ровно на вес двух дополнительных двигателей.

Отсюда - подъемной силы хватит. Но надо считать - хватит ли топлива.

Вообще интересно - как быстро надо набирать высоту, чтоб хватило добратся до 8-10 км и вернутся на аэродром?



Посчитал...
Хрень какая-то получается...
Если пустой вес Ан-224 ~260 т, макс. взлетный вес 600 т, МАКС 275 т, тогда на топливо остается 65 т.
Это примерно на 50 минут работы восьми Д-18Т...
Какие там 10 км?

[Старый]

У чистого водородника всего лишь на треть увеличивается объём бака водорода. При этом полностью ликвидируется бак керосина со всеми днищами, отсеками, трубопровордами. Общие нагрузки не увеличиваются. Рост сухой массы будет незначителен если вообще будет. Зато в плюсах - 60 секунд удельного импульса на первом режиме.

Это критично, поскольку водородный бак, даже подвесной, непропорционально тяжел (в пересчете на ту же массу хранимого топлива), поскольку нужно закрыть большой объем. К тому же если он несет вес кислородного бака сверху, то вообще составляет львиную долю. Плюс теплоизоляция. Так что вес баков можно грубо увеличить на треть.

Нееее, так не пойдёт! Считать что весь подвесной бак состоит из одного бака водорода никак нельзя. Да хотя бы что ж - керосиновый бак на 14 тонн ничего не весит и его выбрасывание не уменьшает веса? Вместе со всеми переходными отсеками, трубопроводами и пр?
 Потом в баках должны быть силовые конструкции которые воспринимают и распределяют сосредоточенные нагрузки в 400 тонн со стороны орбитального самолёта и как минимум тонн в 500 со стороны Мрии. Вес этих конструкций не зависит от объёма бака. Так что увеличение объёма баков как теперь оказывается всего на 20% с одновременным устранение кислородного бака не приведёт к большому увеличению веса.

Плюс необходимость значительно дросселировать движки

Это можно решить установкой трёх движков один из которых затем выключать.

(У трехкомпонентников "автоматическое дросселирование" при переходе на водородный режим)Скорее всего придется ставить два комплекта, бо падение уи из-за дросселирования еще дороже обойдется.

Ну с двумя комплектами ничего страшного, даже какоето резервирование.
 А вот с "самодроселированием" вопрос хитрый. Система подачи водородного топлива должна подавать топливо с одинаковым расходом при давлениях в КС различающихся в 2.5 раза. А расход через форсунки вобщето пропорционален перепаду на них. Так что либо тут какоето неизвестное волшебное слово от Энергомаша либо систему подачи водородного топлива тоже прийдётся дроселлировать раза в три.  

К тому же масса водородных движков раза этак в два больше трехкомпонентников на ту же тягу.

Это откуда это у вас такие данные? Вобще РД-701 у Энергомаша весьма оригинальный. Его удельная масса (1т на 100 тонн тяги) меньше чем у РД-170 (1.2т) и РД-180 (1.3т на 100 тонн тяги). У РД-0120 удельная масса 1.7 т/100 тонн тяги. Так что реальный водородник всего то менее чем в полтора раза тяжелее керосинника, а как энергомашевцы изобрели такой лёгкий трёхкомпонентник им ещё предстоит объяснить.  

На одноступенчатом носителе все эти утяжеления впрямую вычитаются из полезного груза.

Нет никакого утяжеления. Реальный кислород водородный бак и двигатель будут легче соответствующих трёхкомпонентных.

[Старый]

Причем здесь подъемняа сила?

При том что это самолёт. Аэродинамический летательный аппарат. Если подъёмная сила будет меньше веса он не взлетит.

Стартовый вес системы - const,

Но подъёмная сила то не константа!

за счет того, что топлива придется заливать МЕНЬШЕ ровно на вес двух дополнительных двигателей.

Опс!  :shock:  А работать они на чём будут??? Угадайте с трёх раз зачем вобще в самолёте топливо?

Отсюда - подъемной силы хватит. Но надо считать - хватит ли топлива.

Подъёмная сила пропорциональна ро вэ квадрат. Прошу отметить - вэ в квадрате. Стоит скорости чуть уменьшиться из-за увеличения лобового сопротивления и подъёмной силы не хватит.  

Вообще интересно - как быстро надо набирать высоту, чтоб хватило добратся до 8-10 км и вернутся на аэродром?

А как позволит тяга двигателей, не быстрее.

Посчитал...
Хрень какая-то получается...
Если пустой вес Ан-224 ~260 т, макс. взлетный вес 600 т, МАКС 275 т, тогда на топливо остается 65 т.
Это примерно на 50 минут работы восьми Д-18Т...
Какие там 10 км?

Ато! А расход вы считали на взлётном режиме?

[Старый]

Взлётная тяга Д-18 - 23.4т.  Расход топлива на взлётном режиме 8 тонн в час. Шести двигателям на час работы нужно 50 тонн. Восьми - 65. Да, правильно вы считали.
 При взлётном весе в 600 тонн тяговооружённость будет 0.23 при шести двигателях и 0.31 при восьми. Негусто...

 Да, Белл, вы забыли увеличить сухую массу на массу двух дополнительных двигателей (по 4 тонны каждый) плюс мотогондолы, крепление и пр. Так что добавьте к сухой массе ещё как минимум тонн 10 и столько же спишите из топлива...

[Bell]

95 и 142,3 т соответственно.
...........I режим.....II режим
ЖК.........75,1..........122
ЖВ...........5,7...........20,3
Керосин..14,25

При таком раскладе продолжительность активного участка составит более 1000 секунд что почти в 2 раза превышает его продолжительность у Союза и Протона. А это рост гравитационных потерь. Может поэтому у вас всё и падает?

Дык там 2 (ДВА) двигателя  :twisted:

Счетовод, блин...

[Bell]

Взлётная тяга Д-18 - 23.4т.  Расход топлива на взлётном режиме 8 тонн в час. Шести двигателям на час работы нужно 50 тонн. Восьми - 65. Да, правильно вы считали.
 При взлётном весе в 600 тонн тяговооружённость будет 0.23 при шести двигателях и 0.31 при восьми. Негусто...

 Да, Белл, вы забыли увеличить сухую массу на массу двух дополнительных двигателей (по 4 тонны каждый) плюс мотогондолы, крепление и пр. Так что добавьте к сухой массе ещё как минимум тонн 10 и столько же спишите из топлива...

На фоне 600 т общего веса это мелочи, общей картины не меняет.

[Bell]

95 и 142,3 т соответственно.
...........I режим.....II режим
ЖК.........75,1..........122
ЖВ...........5,7...........20,3
Керосин..14,25

Ну тогда получается так:
V1=415*ln(275/180)=1725
V2=460*ln(180/38)=7019
Vc=1725+7019=8744
 Маловато получается? Или я что перепутал?
У Протона получается 9600, у Союза - 9700.
 У меня такое чувство что МАКСу не хватает километра в секунду характеристической скорости...

Ну и что? Протон без 1-й ступени тоже на орбиту не выйдет.
Вы же не учитываете самолет и высоту. Поэтому у МАКСа не надо вычитать столько гравитационных и АД-потерь, как у того же Протона. Потери на разворот этого вроде не перекрывают.
Кроме того УИ на втором режиме заявлен 4532 тс = 462 с

[Bell]

Я тоже пытался там посчитать, нифига не получается
Вообще все падает. Неизвестны атмосферные УИ.

Наверное, надо позднее на второй режим переключаться.

Позднее - меньше вклад водородного УИ, скорости не хватит. Переходить на водород надо как можно раньше - при тяговооруженности 0,8-0,9.

Тяги не хватает. Еще с программой тангажа можно поиграться, хотя я не вполне понимаю, как она работает.

Мда, хорошой вопрос...
Кто бы помог?

Атмосферный УИ есть у Вейда -- 330с

На каком режиме? Я принимал для 1-го режима 320 с, для 2-го 350, как у РД-0120.

[KrMolot]

Дык там 2 (ДВА) двигателя  

Откуда такая инфа? РД-701, ведь, имеет 2 сопла?!

Или я не прав? :oops:

[Вадим Семенов]

Вобщем, ставь орбитер МАКС'а вместе с баком на попа и пущай себе на здоровье. Процедура простая, многократно обкатанная, сюрпризов не обещает. Вот вам и почти многоразовая система -- бак одноразовый, движки с орбитером многоразовые. Потеряешь 10% массы орбитера, в основном за счет атмосферного уи на старте, но разве они стоят того гемороя с воздушным запуском?

Это ж чудеса какие-то! Т.е. если убрать нафиг пилотируемость-многоразовость - то вот он - одноступенчатый носитель стратовой массой 300 тонн и с ПН тонн 10-15? А на 4-х движках оно Протон заменит, так? Это ж какое упрощение конструкции!

Да нет тут никакого чуда. Шаттл с Арианом ведь летают. Причем и у того и у другого были проекты увеличения грузоподъемности путем замены ТТУ на керосиновые ступени. Так вот представь, что МАКС -- это такая двухступенчатая штука, у которой керосиновые и водородные движки объединены в один. Поскольку водородный бак составляет львиную долю массы баков и он в любом случае едет до орбиты, то разницы между сбросом и несбросом баков первой ступени немного. Кстати, керосиновый бак вполне можно и сбрасывать в середине полета, при переходе на второй режим.

[Вадим Семенов]

К тому же масса водородных движков раза этак в два больше трехкомпонентников на ту же тягу.

Это откуда это у вас такие данные? Вобще РД-701 у Энергомаша весьма оригинальный. Его удельная масса (1т на 100 тонн тяги) меньше чем у РД-170 (1.2т) и РД-180 (1.3т на 100 тонн тяги). У РД-0120 удельная масса 1.7 т/100 тонн тяги.

Уговорил, в 1.7 раза.

[Старый]

Дык там 2 (ДВА) двигателя  :twisted:
Счетовод, блин...

А, ё! В справочнике "двигатели" РД-701 описан как двухкамерный... И на выставке "К звёздам" выставлялся двухкамерный макет.

[Старый]

К тому же масса водородных движков раза этак в два больше трехкомпонентников на ту же тягу.

Это откуда это у вас такие данные? Вобще РД-701 у Энергомаша весьма оригинальный. Его удельная масса (1т на 100 тонн тяги) меньше чем у РД-170 (1.2т) и РД-180 (1.3т на 100 тонн тяги). У РД-0120 удельная масса 1.7 т/100 тонн тяги.

Уговорил, в 1.7 раза.

Не. Удельная масса водородника в 1.4 раза больше удельной массы керосинки. А уж трёхкомпонентника должно быть ещё меньше. Быстрее всего меньше 1. Вобщем трёхкомпонентник тяжелее чистого водородника. С чего ему легче то быть?