И опять про Ангару

[Ворон]

2 миллиона на 85 тонн тяги, 20 миллионов на 800 тонн тяги?
 Вы заявляете Прямую Зависимость Стоимости Двигателя От Тяги?

Не нужно приписывать мне чужих заслуг - это НК заявляет, а не я : http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/233/19.shtml
Правда, для диапазона тяг 200-800 тонн.

Но я полагаю, что стоимость двигателя на 85 тонн не будет сильно выбиваться из этого ряда.

 И в какую сторону?
 Что нам целесообразно - иметь много маленьких двигателей, или один большой и Почему?

 Альтернативное решение я предложил - ракета с 10-ю РД-120. Ах, он пустотный? - Укоротим сопло, не беда.

[Agent]

Нестыковочка получается.
Либо 4х-камерный движок толкают дешевле 2х-камерного, либо на РД-191 будет совсем смешная цена

ЗЫ. Если "с ДМ и обтекателем" то собсно Зенит будет в районе 25 лимонов. Вычитаем отсюда более 10$М  за движок... Совсем копейки Южмашу остаются
ЗЗЫ. Хм... А может хватит сфероконей в вакууме считать?  :evil:

Энергомаш неизвестно за сколько толкает РД-180. Это Локхид его за столько берет у Амросса.
Больше 8 за РД-171 очень маловероятно. Скорее ближе к 5 должно быть. А то МО не могло бы покупать пуски Зенита-2.

[Ворон]

Весь вопрос - "Размер УРМа".

 Атлас-5 это "Ангара-3" в размерности Ангары-5 на РД-180 - вижжащих идеологов "простоты и размерности" это не смущает, они Атласу-5 будут молиться истово.

[hcube]

Не только размер, но еще и схема выведения. Есть веть еще способ улучшить Ангару - деунифицировать УРМ. Сделать 'короткий' - с заливкой на 20% ниже, и 'длинный' - на 30% выше, чем сейчас. Ну, кроме длины еще отличаются тем, что на 'длинном' есть сопла управления по крену, а на 'коротком' - нету. А, ну и заливку третьей ступени на 30% нарастить.

Таким образом, меняя только баки, мы можем оптимизировать выведение ценой деунификации УРМ.

Я лично вообще считаю, что первые старты в Плесецке и на Байконуре надо делать под Ангару - 7, то есть где-то 1200 тонн стартового веса. А если хорошо пойдет - то включить в ряд УРМов еще Зенитовский УРМ на РД-170. С короткими УРМ как раз получится то что надо - ПН вырастет до 120 тонн по максимуму - для  Зенита-7. Стартовая при этом будет хорошо за 3000  тонн - проще всего под это дело использовать старт Энергии.

[X]

вижжащих идеологов ... это не смущает, они ... будут молиться истово.

Ворон, Вы бы вынули "бревно из глаза", а то читать Ваши сообщения очень неприятно

[X]

Но я полагаю, что стоимость двигателя на 85 тонн не будет сильно выбиваться из этого ряда.

И в какую сторону?

А какая разница? Будет он 1 млн стоить или 3 - что это меняет для доли двигателя первой ступени в стоимости всей ракеты?

Что нам целесообразно - иметь много маленьких двигателей, или один большой и Почему?

Вам (и прочим) уже отвечали: силовая установка из n двигателей суммарной тяги P будет тяжелее СУ из одного двигателя той же тяги.

Альтернативное решение я предложил - ракета с 10-ю РД-120.

А может, лучше 300 трехтонников взять? И получите что-то вроде вот этого: http://www.astronautix.com/lvs/otrag.htm - 10 тонн на LEO при 2300 тонн стартовой массы

[Гость 22]

Современные двигатели на химическом топливе по степени совершенства рабочего процесса близки к своему теоретическому пределу: рост УИ будет идти с асимптотическим приближением к максимуму для данного топлива - т.е. все медленнее и медленнее. Наоборот, даление, масса, общая сложность и (самое главное) стоимость двигателя при этом лавинообразно нарастают. Практических примеров этому уже сегодня много: например, рост давления с 15 МПа до 17 МПа (на 13%) приводит к росту УИ на 2-3%; рост давления с 17 МПа до 24 МПа (на 40%) приводит к росту УИ на 1%.

Для предпочитающих визуальную информацию текстовой:

[X]

Начинать летные испытания с тяжелой Ангары - какова вероятность нештатной ситуации для одного УРМа,или 5 ?Для пяти-в пять раз выше.А если взрыв на стартовом столе ?Строили его блин 10 лет - и что потом-программу закрывать ?

[Ворон]

Современные двигатели на химическом топливе по степени совершенства рабочего процесса близки к своему теоретическому пределу: рост УИ будет идти с асимптотическим приближением к максимуму для данного топлива - т.е. все медленнее и медленнее. Наоборот, даление, масса, общая сложность и (самое главное) стоимость двигателя при этом лавинообразно нарастают. Практических примеров этому уже сегодня много: например, рост давления с 15 МПа до 17 МПа (на 13%) приводит к росту УИ на 2-3%; рост давления с 17 МПа до 24 МПа (на 40%) приводит к росту УИ на 1%.

Для предпочитающих визуальную информацию текстовой:

 Да, надо только добавить "удельный импульс в пустоте".

[Ворон]

вижжащих идеологов ... это не смущает, они ... будут молиться истово.

Ворон, Вы бы вынули "бревно из глаза", а то читать Ваши сообщения очень неприятно

 Прошу прощения за излишнюю эмоциональность.

[Ворон]

Не только размер, но еще и схема выведения. Есть веть еще способ улучшить Ангару - деунифицировать УРМ. Сделать 'короткий' - с заливкой на 20% ниже, и 'длинный' - на 30% выше, чем сейчас. Ну, кроме длины еще отличаются тем, что на 'длинном' есть сопла управления по крену, а на 'коротком' - нету. А, ну и заливку третьей ступени на 30% нарастить.

Таким образом, меняя только баки, мы можем оптимизировать выведение ценой деунификации УРМ.

Я лично вообще считаю, что первые старты в Плесецке и на Байконуре надо делать под Ангару - 7, то есть где-то 1200 тонн стартового веса. А если хорошо пойдет - то включить в ряд УРМов еще Зенитовский УРМ на РД-170. С короткими УРМ как раз получится то что надо - ПН вырастет до 120 тонн по максимуму - для  Зенита-7. Стартовая при этом будет хорошо за 3000  тонн - проще всего под это дело использовать старт Энергии.

 hcube, это имело бы смысл, если бы Ангара была вообще Двухступенчатой - маленькие боковые УРМы и большой центральный.
 Ещё более неоптимально по массе ПН, но Просто.
 Кстати, интересно, Ангара-5 без третьей ступени до орбиты добивает или нет?

 А так выгоднее просто увеличить третью ступень, раз она вообще есть. У неё тяговооруженность меньше, двигатель меньше, он пустотный и т. п.

[Ворон]

Ха, получается, что Добивает И Даже Очень.

 Пусть стартовая масса УРМа будет 140 тонн, 10 тонн сухая, 130 тонн топлива. Общая масса без ПН - 700 тонн, пусть ПН - 15 тонн.
 Перед разделением ступеней в центральном УРМе будет 50% топлива.

 Масса перед разделением - 4 пустых УРМа - 40 тонн, центральный УРМ 10 тонн сухой массы и 50% топлива - 65 тонн. ПН - 15 тонн.
 Общая масса перед разделением 130 тонн.
 Пусть на этом участке средний УИ 3200 м/с.

 ХС первой ступени - 3200*ln(715/130) = 5455 м/с.

 Потом центральный УРМ вырабатывает 65 тонн топлива, УИ пустотный - 3300 м/с.
 Начальная масса 90 тонн, конечная 25 тонн.

 ХС второй ступени - 3300*ln(90/25) = 4227 м/с.

 Общая ХС - 9682 м/с, это примерно то, что надо.

 Ангара-5 вообще без третьей ступени может выводить на орбиту тонн 12-15.
 Клипер, короче говоря.  

[Гость 22]

Да, надо только добавить "удельный импульс в пустоте".

А зачем? Ведь это ровным счетом ничего не меняет: если взять УИ на земле, то вид графика будет абсолютно таким же.

[Ворон]

Да, надо только добавить "удельный импульс в пустоте".

А зачем? Ведь это ровным счетом ничего не меняет: если взять УИ на земле, то вид графика будет абсолютно таким же.

 Ну это смотря что считать "видом графика".

 Manufacturer Name: RD-108. Government Designation: 11D512P. Designer: Glushko. Application: Soyuz 11A511U2-1. Used on stages: Soyuz 11A511U2-1. Used on launch vehicles: Soyuz 11A511U2. Propellants: Lox/Kerosene Thrust(vac): 103,100 kgf. Thrust(vac): 1,011.00 kN. Isp: 319 sec. Isp (sea level): 252 sec. Burn time: 290 sec. Chambers: 4. Country: Russia. Status: In Production. First Flight: 1982. Last Flight: 1995. Flown: 89. References: 21 . Comments: A 1-2 second specific impulse increase was made possible by the use of synthetic fuel Sintin and a modified mixing head. This was a very complicated modification. Diameter is per chamber.

 Добавлю.

 Manufacturer Name: RD-191. Other Designations: RD-191M. Designer: Glushko. Developed in: 1996-. Application: Angara stage 1. Propellants: Lox/Kerosene Thrust(vac): 208,560 kgf. Thrust(vac): 2,079.00 kN. Isp: 337 sec. Isp (sea level): 311 sec. Burn time: 150 sec. Mass Engine: 3,230 kg. Diameter: 2.00 m. Length: 4.05 m. Chambers: 1. Chamber Pressure: 257.00 bar. Area Ratio: 37. Oxidizer to Fuel Ratio: 2.6. Thrust to Weight Ratio: 64.56. Country: Russia. Status: Study 1990's. First Flight: 2003. Flown: 132. References: 287 , 325 , 352 . Comments: Proposed for stage 1 of the Angara family of ELVs. This is single chamber motor would be 1/4 of the RD-170/171 so would be cheap and fast to develop. It has only reached the draft project stage. Gimbaling +/- 8 degree in two planes.

[Гость 22]

Да, надо только добавить "удельный импульс в пустоте".

А зачем? Ведь это ровным счетом ничего не меняет: если взять УИ на земле, то вид графика будет абсолютно таким же.

Ну это смотря что считать "видом графика".

А что, есть разные толкования?

Под видом графика я имею в виду наличие крутого участка в области низких давлений и пологого - в области высоких давлений. А также то, что график становится все более и более пологим с ростом давления. Будете с этим спорить?

Manufacturer Name: RD-108. Isp: 319 sec. Isp (sea level): 252 sec.
Manufacturer Name: RD-191. Isp: 337 sec. Isp (sea level): 311 sec.

И что я должен был узнать? Что УИ РД-108 и в вакууме, и на земле ниже, чем у РД-191? Так я об этом и раньше догадывался .

Или что график слева будет более крутым? Так зато справа он остается таким же пологим .

[Ворон]

Да, надо только добавить "удельный импульс в пустоте".

А зачем? Ведь это ровным счетом ничего не меняет: если взять УИ на земле, то вид графика будет абсолютно таким же.

Ну это смотря что считать "видом графика".

А что, есть разные толкования?

Под видом графика я имею в виду наличие крутого участка в области низких давлений и пологого - в области высоких давлений. А также то, что график становится все более и более пологим с ростом давления. Будете с этим спорить?

 Ни разу.

Manufacturer Name: RD-108. Isp: 319 sec. Isp (sea level): 252 sec.
Manufacturer Name: RD-191. Isp: 337 sec. Isp (sea level): 311 sec.

И что я должен был узнать? Что УИ РД-108 и в вакууме, и на земле ниже, чем у РД-191? Так я об этом и раньше догадывался .

Или что график слева будет более крутым? Так зато справа он остается таким же пологим .

 В одном случае "пустотная добавка" - 67 секунд, а в другом - 26 секунд.
 Только это не "добавка" на самом деле, а "потери у земли".

[Ворон]

Получается, что Ангара-5 вообще без третьей ступени - замена Зениту.

 Причём эта ПН - 15 тонн может быть и побольше. Мы сразу имеем на второй ступени тяговооруженность более двух, потому для неё гравитационные потери будут совсем незначительны.
 Невелики они будут и для первой ступени, сравнительно с водородниками - ракета компактнее и может двигаться при бОльших скоростных напорах.

[serb]

Получается, что Ангара-5 вообще без третьей ступени - замена Зениту.

Гениальное решение. Взять А3, выкинуть 1 третью ступень и 2 первых добавить :-D

[Ворон]

Получается, что Ангара-5 вообще без третьей ступени - замена Зениту.

Гениальное решение. Взять А3, выкинуть 1 третью ступень и 2 первых добавить :-D

 Я понимаю вашу иронию, мол ракета стала больше при той же ПН.

 Но в этом варианте используются Одинаковые Ступени, нет сложностей с третьей ступенью, которая другое изделие.
 В данном варианте всё одинаковое и все двигатели запускаются у земли.

[Гость 22]

Manufacturer Name: RD-108. Isp: 319 sec. Isp (sea level): 252 sec.
Manufacturer Name: RD-191. Isp: 337 sec. Isp (sea level): 311 sec.

И что я должен был узнать? Что УИ РД-108 и в вакууме, и на земле ниже, чем у РД-191? Так я об этом и раньше догадывался .
Или что график слева будет более крутым? Так зато справа он остается таким же пологим .

В одном случае "пустотная добавка" - 67 секунд, а в другом - 26 секунд. Только это не "добавка" на самом деле, а "потери у земли".

Давайте расширим Вашу подборку:

Код Выделить Развернуть

ЖРД            Pk, МПа    УИ        УИ (пуст) delta
РД-108         5         252        319        67
НК-33          15        297        331        34
НК-33-1        18        308        335        27 (без насадка)
РД-191         26        311        337        26
И какие выводы из этого можно сделать?

Лично я делаю такой:

Современные двигатели на химическом топливе по степени совершенства рабочего процесса близки к своему теоретическому пределу: рост УИ будет идти с асимптотическим приближением к максимуму для данного топлива - т.е. все медленнее и медленнее. Наоборот, даление, масса, общая сложность и (самое главное) стоимость двигателя при этом лавинообразно нарастают. Практических примеров этому уже сегодня много: например, рост давления с 15 МПа до 17 МПа (на 13%) приводит к росту УИ на 2-3%; рост давления с 17 МПа до 24 МПа (на 40%) приводит к росту УИ на 1%.

Будете спорить?  :lol: