И опять про Ангару

[mihalchuk]

frigate пишет:
ХС для лунной миссии
- идеальная ХС для отлетной траектории к луне 3150 м/с;
- коррекция траектории 35 м/с;
- торможение у луны и выход на орбиту ИСЛ 1300 м/с;

Джентльмены! Откуда последняя цифирь в 1300 м/с? Может быть хватит 850 м/с?

[Bell]

mihalchuk пишет:
Джентльмены! Откуда последняя цифирь в 1300 м/с? Может быть хватит 850 м/с?

Там выход на ОЛО получается против движения Луны по орбите, скорости складываются. На отлет обратно к Земле достаточно 1000 м/с. И это все с запасами и коррекциями при перелетах. Идеальные скорости конечно меньше.

[Андрей Иванов]

Господа , местные "инженеры".
Подскажите, о каком РН семейства Ангара ведется разговор во фразе :
http://www.khrunichev.ru/main.php?id=304
 

В настоящее время по кислородно-водородным двигателям ведутся следующие работы:

- модификация двигателя РД0146 для использования в составе связки четырех двигателей на блоке второй ступени вновь разрабатываемой РН среднего класса повышенной грузоподъемности для запуска с космодрома "Восточный"

[Bell]

Просто страничку давно не меняли. Изначально речь шла о Руси-М ессно.

[Андрей Иванов]

Bell пишет:
Просто страничку давно не меняли. Изначально речь шла о Руси-М ессно.

это через чур простая подгонка нужного ответа.
так как в заголовоке страницы только о Ангаре. http://www.khrunichev.ru/main.php?id=304 

РД0146. РД0146Д. Ракета-носитель "Ангара-А5"

.. и не слова о Русь-М. 
Согласитесь , странно. Про Ангару в заголовке посчитали нужным указать , а про Русь-М забыли.
...
Короче спс за ответ. Но понятно , что вы просто не знаете.
Будем надеется у кого то будет более внятный ответ.

[Большой]

mihalchuk пишет:

frigate пишет:
ХС для лунной миссии
- идеальная ХС для отлетной траектории к луне 3150 м/с;
- коррекция траектории 35 м/с;
- торможение у луны и выход на орбиту ИСЛ 1300 м/с;

Джентльмены! Откуда последняя цифирь в 1300 м/с? Может быть хватит 850 м/с?

На картинке от Энергии была цифирь 4420 м/с. Если ХС для отлётной траектории к Луне с коррекцией 3200 м/с, то для выхода на ОЛО остаётся примерно 1200 м/с. А у Хруников в презентации вообще было 900м/с (для выхода на ОЛО). Таким образом ХС для выхода на ОЛО колеблется от 900 до 1300 м/с.

[Leonar]

[USER=41774]Андрей Иванов

[/USER]

пишет:

Господа , местные "инженеры".
Подскажите, о каком РН семейства Ангара ведется разговор во фразе

Андрей Иванов[/USER] пишет:

РД0146Д. Ракета-носитель "Ангара-А5"

Ангара А5В... на 35т ПН тут же уже 3 дня на эту тему...

[Bell]

Андрей Иванов пишет:

Bell пишет:
Просто страничку давно не меняли. Изначально речь шла о Руси-М ессно.

это через чур простая подгонка нужного ответа.

Формулировка
"модификация двигателя РД0146 для использования в составе связки четырех двигателей на блоке второй ступени вновь разрабатываемой РН среднего класса повышенной грузоподъемности для запуска с космодрома "Восточный"
означает только и исключительно Русь-М и не имеет к Ангаре никакого отношения.

так как в заголовоке страницы только о Ангаре. http://www.khrunichev.ru/main.php?id=304

РД0146. РД0146Д. Ракета-носитель "Ангара-А5"

.. и не слова о Русь-М.

На сайте хруников? Естественно

Согласитесь , странно.

Странно было бы, если хруники у себя на сейте напишут иначе.

Про Ангару в заголовке посчитали нужным указать , а про Русь-М забыли.

Нафиг хруникам прямо писать про Русь-М у себя на сайте? Они обошлись общей формулировкой, не называя РН конкретно.

Вообще смысл страницы такой - КБХА разрабатывает новый двигатель для нашего КВТК, который к тому же планировалось использовать на Руси-М.

...
Короче спс за ответ. Но понятно , что вы просто не знаете.
Будем надеется у кого то будет более внятный ответ.

Информация о возвращении на Ангару водородной 3-й ступени (на которой может будет 4хРД0146, а может вообще 2хРД0150 ) появилась буквально на днях, а страница на сайте КБХА, которую хруники целиком скопировали - уже несколько лет висит. Причем в КБХА уже успели убрать абзац про РН СКПГ, поскольку проект отменен, а у хруников он так и остался.

[Lanista]

А как вы так легко 195 на центр воткнули? У него же не факт что будут те же возможности дросселирования как у 191 (с чем и была связана долгая разработка), а без этого при той же размерности УРМ у него топливо кончится значительно раньше чем у боковых.

[Дмитрий В.]

Lanista пишет:
А как вы так легко 195 на центр воткнули? У него же не факт что будут те же возможности дросселирования как у 191 (с чем и была связана долгая разработка), а без этого при той же размерности УРМ у него топливо кончится значительно раньше чем у боковых.

На ББ тоже предполагаются РД-195

[mihalchuk]

Lanista пишет:
А как вы так легко 195 на центр воткнули? У него же не факт что будут те же возможности дросселирования как у 191 (с чем и была связана долгая разработка), а без этого при той же размерности УРМ у него топливо кончится значительно раньше чем у боковых.

Вопрос уместный. Смотрю на схему с двумя ТНА и пытаюсь понять, как там будет с дросселированием? Если плохо, то - перелив.

[Bell]

Дмитрий В. пишет:

Bell пишет:

Дмитрий В. пишет:

Bell пишет:

Дмитрий В. пишет:
35-тонник с водородным разгонником доставляет на ОИСЛ примерно 10-тонный аппарат (на отлетную, соответственно, 15 т).
ХС при переливе примерно 9400 м/с при выведении на НОО. Почти такая же при обычной пакетной схеме.

Покажи, как ты вообще это считаешь? Откуда ты столько набрал? КВТК у тебя что, с массовым совершенством Центавра?
Я понимаю - оптимизм, но не до такой же степени!

Обычный гомановский перелет (+гравпотери). РЗТ 18 т, конечная масса 2,87 т. (это при выведении на отлетную).

Для отлета на водороде необходима ХС 3200 м/с. И еще 1000 м/с на коррекции и выход на окололунную. С учетом потерь водорода по пути, за 2,5-3 дня. Что это по гоману считается - понятно и так.
Совершенство 0,1375 очень мало для КРБ с переходником и с учетом потерь криогенного топлива при перелете. Более-менее правдоподобные цифры есть на странице КВТК у хруников.

Я ж тебе про отлетную рассказываю. ХС=3200 м/с с гравпотерями. Для выхода на окололунную +1300 м/с (всего, около 4500 м/с).А по данным ЦиХ у КВТК2Б-А7В конструктивное совершенство даже выше, чем у КВТК.

Мпн = 10 т
МстРБ = 25 т
Массовое совершенство ББ с ПхО = 0,167 (КВТК базовый)
МконРБ = 4,2 т
УИ РД0146Д - 470 сек
470*9,81*LN((25+10)/(4,2+10)) = 4159 м/с, проверь

Где ты нашел 4300?

[Bell]

Lanista пишет:
А как вы так легко 195 на центр воткнули? У него же не факт что будут те же возможности дросселирования как у 191 (с чем и была связана долгая разработка), а без этого при той же размерности УРМ у него топливо кончится значительно раньше чем у боковых.

С переливом глубокое дросселирование не требуется Только на снижение перегрузок в конце АУТ 1-й ступени и на Qmax
И почему только на центр?

[Дмитрий В.]

Bell пишет:

Дмитрий В. пишет:

Bell пишет:

Дмитрий В. пишет:

Bell пишет:

Дмитрий В. пишет:
35-тонник с водородным разгонником доставляет на ОИСЛ примерно 10-тонный аппарат (на отлетную, соответственно, 15 т).
ХС при переливе примерно 9400 м/с при выведении на НОО. Почти такая же при обычной пакетной схеме.

Покажи, как ты вообще это считаешь? Откуда ты столько набрал? КВТК у тебя что, с массовым совершенством Центавра?
Я понимаю - оптимизм, но не до такой же степени!

Обычный гомановский перелет (+гравпотери). РЗТ 18 т, конечная масса 2,87 т. (это при выведении на отлетную).

Для отлета на водороде необходима ХС 3200 м/с. И еще 1000 м/с на коррекции и выход на окололунную. С учетом потерь водорода по пути, за 2,5-3 дня. Что это по гоману считается - понятно и так.
Совершенство 0,1375 очень мало для КРБ с переходником и с учетом потерь криогенного топлива при перелете. Более-менее правдоподобные цифры есть на странице КВТК у хруников.

Я ж тебе про отлетную рассказываю. ХС=3200 м/с с гравпотерями. Для выхода на окололунную +1300 м/с (всего, около 4500 м/с).А по данным ЦиХ у КВТК2Б-А7В конструктивное совершенство даже выше, чем у КВТК.

Мпн = 10 т
МстРБ = 25 т
Массовое совершенство ББ с ПхО = 0,167 (КВТК базовый)
МконРБ = 4,2 т
УИ РД0146Д - 470 сек
470*9,81*LN((25+10)/(4,2+10)) = 4159 м/с, проверь

Где ты нашел 4300?

Тип РБ	КВСК	КВТК (базовый)	КВТК-А7	КВТК2-А7В	КВТК2Б-А7В
Применяемая РН	"Ангара-А3"	"Ангара-А5"	"Ангара-А7"	"Ангара-А7В"	"Ангара-А7В"
Космодром запуска	Плесецк	Плесецк	Плесецк	Восточный	Восточный
Начальная масса без простав, т	13.84	23.53	31.25	43.31	48.56
Рабочий запас топлива, т	10.76	19.60	26.50	36.75	40.50
Конечная масса РБ, т	2.63	3.33	3.88	5.75	6.24
Масса ПН, т           ГСО                       ГПО                       к Луне	2.0 3.6 -	4.5 7.5 -	7.2 12.5 14.3	11.40 19.0 20.0	19.0 - на ОИСЛ при стыковке с ПН на ОИСЗ

[Блудный]

Дмитрий В. пишет:

На ББ тоже предполагаются РД-195

А если не побояться оставить 191-й как раз на центре?

[Bell]

Владимир Лесков пишет:

mihalchuk пишет:

Владимир Лесков пишет:
Рост давление в КС это явно движение в правильном направлении для произоводителей двигателей первой ступени, с этим Энергомаш справляется.

Обоснуйте.

Сначала вы про новое, после обосную  

А в направлении чего вообще "правильно движется Энергомаш"? Что дает очередное запредельное увеличение давления?

[Bell]

Дмитрий В. пишет:
Масса ПН, т       ГСО  ГПО  к Луне

Я так и думал...
Дык это ж с нехилым довыведением!

[Дмитрий В.]

Bell пишет:

Дмитрий В. пишет:
Масса ПН, т       ГСО ГПО к Луне

Я так и думал...
Дык это ж с нехилым довыведением!

Да какая разница? Без довыведения ХС и РЗТ немного меньше будут, а массовое совершенство примерно то же самое, т.е. выше, что то, которое ты принимаешь.

[Bell]

Кстати, а какие будут потери криогенного топлива при перелете до Луны? Помнится по энергиевским расчетам несколько процентов набегало.

[Дмитрий В.]

Bell пишет:
Кстати, а какие будут потери криогенного топлива при перелете до Луны? Помнится по энергиевским расчетам несколько процентов набегало.

Т.е. при рабочем запасе ЖВ 3000 кг, потери составят килограмм 100, которые можно отнести на конечную массу. Если же заправлять переохлажденный водород, то потери можно еще уменьшить.