Старшип2 (SS2, СШ2, Starship2, Звездолет2 Маска)

[mik73]

И если уж FH выводил 6,4 на ГСО - что помешало и здесь полноценно довезти? Принципиальная жабность?

6.4, даже больше (Viasat-3 со товарищи) он выводил в полностью расходуемом варианте.
а при пуске GOES-U - две боковушки вернулись на землю (даже не на платформу, а прямо к месту старта).  это сразу сильно меньше ПН, но и сильная экономия на пуске (за счет возвращения и ненужности гонять платформу).

[garg]

Хмм, вроде с расходом центрального ядра должен тянуть 15-16 тонн на ГПО - 1800. На ГСО соответственно до 6,7-7,5 тонн. Так сильно кислород выкипает за 5 часов, что такие потери на ГСО. Вроде же переохлажденный заливается. Это же даже больше 3 тонн выкипания кислорода должно быть, что даже на 5 тонн  не хватает  дельты серьезно. Или ПН на ГПО-1800 с расходным центром всего 10-11 тонн?
Есть вообще где-нибудь официальные заявления по возможностям семейства на ГСО?

[B7BB]

Я вот всё думаю как же им криво-косо приходится изголяться вместо того чтобы кусок стали или бетона какой-нибудь туда приделывать в качестве имитатора пн.

В момент разделения ступеней первая должна выдать 3.6км/с dv, по факту есть 1.5км/с только. Допустим 1.4км/с гравитационные и аэродинамические потери, из них 1км/с на первую ступень ложится, остальное от той разницы "3.6 которые должны быть и 1.5 которые по факту" на бустбэкбёрн и посадку, вроде довольно правдоподобно.

А дальше что, двигатели второй ступени дросселируют? Или раньше чем могли бы отключают?
У меня получилось расход у Раптора 698кг если по максимуму считать(а может и не по максимуму)
С 1200т топлива получается максимум они бы проработали 286с с таким расходом.
В 5-м полёте 314 секунд работали 6 двигателей, потом ещё 29 секунд 3 центральных. Это без посадки.
Так что точно дросселируют. Вторая ступень может dv с теми 1.5км/с которые есть по факту в момент разделения обеспечить итоговое dv 8.3, запас 0.4км/с на остатки аэродинамических и гравитационных потерь(вот думаю не малый ли запас на это беру?) при массе ступень+груз 210тонн, а груз там или остатки топлива не важно. Из этих 210 тонн 20 тонн топлива на возвращение, допустим сухая масса ступени 140 тонн, остаётся 50тонн на остатки топлива или типа "пн".
А потом что, стравливают? Вроде не стравливают. С лишним топливом заходят в атмосферу, имитируя повышенные тепловые нагрузки, или возвращение груза с орбиты?
Это остаток 50тонн получается при условии выхода на орбиту, так он ещё и на орбиту не выходит, учитывая это может ещё больше остаток.

"запас 0.4км/с на остатки аэродинамических и гравитационных потерь(вот думаю не малый ли запас на это беру?)"- а то я так прикинул, 70км просто высоты это вроде как аналог dv 585м/с, а я всего 400м/с закладываю запаса на аэродинамические и гравитационные потери(хотя это и не гравитационная потеря) для второй ступени. Если 70км просто высоты это реально аналог dv 585м/с, то учитывая невысокую начальную скорость второй ступени после разделения, 1.5км/с, вторая ступень только на это ещё много должна потратить подымаясь до минимальной круговой орбиты. Плюс опять же учитывая низкую начальную скорость, 1.5км/с, у второй ступени разгоняющейся за ≈330 секунд до первой космической и гравитационные потери должны быть немалыми. Вопрос сколько.

[Дем]

Я вот всё думаю как же им криво-косо приходится изголяться вместо того чтобы кусок стали или бетона какой-нибудь туда приделывать в качестве имитатора пн.

Так проблема что имитатор нужен при старте но не нужен при посадке.

А дальше что, двигатели второй ступени дросселируют? Или раньше чем могли бы отключают?

И то и другое. Ибо иначе перегрузка в конце слишком большая выйдет.

С лишним топливом заходят в атмосферу, имитируя повышенные тепловые нагрузки, или возвращение груза с орбиты?

Нет лишнего топлива при посадке. Только в дополнительных баках.

[V.B.]

А дальше что, двигатели второй ступени дросселируют?

В 5-м полете дросселировать начали примерно на 445-й секунде. Они это делают, чтобы ограничить перегрузку значением примерно 3,5 g. Вот тут жирная оранжевая линия - это график ускорения в 5-м полете:



https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=61646.msg2632865#msg2632865

[B7BB]

Нет лишнего топлива при посадке. Только в дополнительных баках.

Но вроде же не сбрасывают? По идее должно значительно его остаться. Если конечно потери не больше чем в расчётах принял. Ещё вариант-УИ сильно не такой красивый как в рекламных циферках.

Какие гравитационные потери испытает ступень с начальной скоростью 1.5км/сек, если до орбитальной будет разгоняться ≈330 секунд? Аэродинамические после 70-ти км думаю можно за околонулевые принять.

[ololsh]

[nonconvex]

- Некий элемент для лунного Starship HLS — это самая маловероятная версия по множеству причин. Железо для этого корабля разрабатывается вдали от глаз.

Собственно говоря почему "вдали от глаз"? Реклама уже не нужна?

[V.B.]

Нет лишнего топлива при посадке. Только в дополнительных баках.

Но вроде же не сбрасывают? По идее должно значительно его остаться. Если конечно потери не больше чем в расчётах принял. Ещё вариант-УИ сильно не такой красивый как в рекламных циферках.

Если считать, что до момента начала дросселирования корабль летит на полной тяге 1250 тс (так в рекламе), достигая при этом максимального ускорения 3,5 g, то в момент начала дросселирования полная масса корабля равна 1250*9,8 / 3,5*9,8 = 357 тонн. Дальше полет с постоянным ускорением. Изменение массы определяется диффуром:

M(t)*3,5*9,8 = dm/dt*Isp

Здесь Isp должен выражаться в m/s. Причем это "смешанный" уи вакуумных и земных двигателей. Официальных данных по уи я не видел. Википедия дает 3210 m/s для земных Рапторов и 3700 m/s для вакуумных.

Можно рассчитать (примерно) полную массу корабля к моменту отключения вакуумных Рапторов, затем посчитать изменение массы за время работы земных Рапторов при полете с ускорением примерно 1,7 g. Это даст полную массу в конце разгона.

Но все эти расчеты всё равно не позволят определить остаток топлива в конце разгона, потому что мы не знаем сухую массу корабля. Не говоря уже о том, что вышеуказанные исходные значения тоже приблизительные.

[garg]

Здесь Isp должен выражаться в m/s. Причем это "смешанный" уи вакуумных и земных двигателей. Официальных данных по уи я не видел. Википедия дает 3210 m/s для земных Рапторов и 3700 m/s для вакуумных.

3210 - это земной уи земных рапторов. Пустотный - 350/360 с в разных источниках, т.е. 3430/3530
Еще земные на Старшипе могут быть не совсем земными?

[Дем]

Но вроде же не сбрасывают? По идее должно значительно его остаться.

Что-то мне помнится что не на 100% заправили

[Demir_Binici]

Есть вообще где-нибудь официальные заявления по возможностям семейства на ГСО?

Официальных именно на GSO нет. Есть аппроксимация на основе официальных данных NASA.
9 тонн - FH expend all
8 тонн - FH ASDS side + expend core
6 тонн - FH RTLS side + expend core
3.5 тонны - FH RTLS side + ASDS core
2 тонны - Falcon 9 expendable

[Димитър]

Собственно говоря почему "вдали от глаз"? Реклама уже не нужна?

  Китайцы тоже смотрят !  

[garg]

Где почитать нормально изложенное определение отлетной энергии и как ее рассчитывают? А то по этой апроксимации (чисто по энергетике как я понял)F9  в пределе на ГСО выводит 2 тонны ровно. Чтоб такое по формуле циолковского получить исходя из данных что движок Merlin 1D-vac имеет импульс 348с. И на ГПО-1800 F9 тянет 8,3 тонны, надо чтоб невырабатываемые остатки топлива были в районе 1 тонн топлива. С учетом что еще около 1 тонны кислорода по пути испарится и соответственно недолить еще 400 кг керосина. Тогда расчет худо бедно сходится.

А если без испарения - то невырабатываемое топливо 2+ тонны.  Не до хрена ли? Но так не сходится с дельтой между НОО и ГПО. НОО и ГПО сходятся на невырабатываемых остатках 0,8 тонны где то. И тогда по энергетике у меня выходит 2,5т на ГСО.

[nonconvex]

Собственно говоря почему "вдали от глаз"? Реклама уже не нужна?

  Китайцы тоже смотрят ! 

То есть раньше китайцы  не смотрели?

[Raul]

- Некий элемент для лунного Starship HLS — это самая маловероятная версия по множеству причин. Железо для этого корабля разрабатывается вдали от глаз.

Собственно говоря почему "вдали от глаз"? Реклама уже не нужна?

Возможно, что нет пока. Сначала летим к Марсу, вот это и рекламируем. Потом садимся на Луну.

[Demir_Binici]

Где почитать нормально изложенное определение отлетной энергии и как ее рассчитывают? А то по этой апроксимации (чисто по энергетике как я понял)F9  в пределе на ГСО выводит 2 тонны ровно. Чтоб такое по формуле циолковского получить исходя из данных что движок Merlin 1D-vac имеет импульс 348с. И на ГПО-1800 F9 тянет 8,3 тонны, надо чтоб невырабатываемые остатки топлива были в районе 1 тонн топлива. С учетом что еще около 1 тонны кислорода по пути испарится и соответственно недолить еще 400 кг керосина. Тогда расчет худо бедно сходится.

А если без испарения - то невырабатываемое топливо 2+ тонны.  Не до хрена ли? Но так не сходится с дельтой между НОО и ГПО. НОО и ГПО сходятся на невырабатываемых остатках 0,8 тонны где то. И тогда по энергетике у меня выходит 2,5т на ГСО.

Может и 2.5 тонны. Оценки по ссылке весьма приблизительны. И чем дальше точка на графике от опубликованных NASA данных, тем менее достоверны. Может и 3 тонны, а может и менее 2-х.

Точных официальных данных по массам ступеней и топлива нет.

Но масса ПН, выводимая Falcon 9 даже с расходуемой первой ступенью на GSO весьма скромная. Не смотря на массовое совершенство второй ступени она весьма тяжёлая относительно например Centaur или Бриз. Чем большей энергетики требует орбита, тем больше Falcon 9 проигрывает Atlas V и Протон/Бриз. Например, по возможностям вывода на 20км круговую орбиту Falcon 9 expendable немногим отличается от Союз-2/Фрегат, хотя на SSO 500 km Falcon 9 ASDS превосходит его более чем вдвое.  

[Dulevo]

Маск по поводу той схемы с Старшип-2 и Старшип-3:

The chart below is due for an update, but is roughly accurate.
Flight 6 liftoff thrust is ~7500 tons and mass is ~5000 tons.
The tanker version of Starship V3 will weigh over 7000 tons.
By comparison, the heaviest Boeing 747 is less than 500 tons fully loaded.

[Дем]

Вы не можете просматривать это вложение.

[Astro Cat]

TBD - это что?