И опять про Ангару

[hcube]

. Передо мной табличка современных носителей, в ней младшая Дельта-4 самая легкая, Рпол/сух.=250,5/29,6, LEO/GTO=8,6/3,9, Рпн/Рпол LEO/GTO=3,3/1,5%, а это очень хорошие интегральные показатели. Ближийший серьезный конкурент Атлас-401 весит на 77т больше. Последний Союз тяжелее на 58т. А вы говорите совершенство.

Ясно дело - с водородом-то.

Но я бы предложил как критерий оценки использовать сухую массу ракеты (с неким коэфициентом, учитывающим сложность изготовления в зависимости от типа топлива - ядовитое, криогенное, или глубоко криогенное, поначалу для всех - 1) к массе ПН на LEO.

Итого, получается :

Протон-М : 22.5/48 = 0.4787
Союз : 7.9/20.35 = 0.388
Ангара-5 : 52.5/24.5 = 0.45

Атлас : 10.3/24.486 = 0.42
Дельта-4 : 25.8 / 26,760*3 + 3,490 = 0.3079
Ариан-5 : 16/92.4 = 0.173 - это из-за ТТУ

А общая масса... при чем она тут? Топлива можно сколько угодно залить, и я не думаю, что 5 тонн водорода дешевле 15 тонн керосина, скорее наоборот.

[Ворон]

Кто-то тут недавно Громко Утверждал, что, мол, Массовое Совершенство - Ерунда, Не Следует За Ним Гнаться.
 (Правда тогда Дельта-4 обсуждалась...)  

Одно маленькое но, если у Вас двухступеньчатый водородный носитель, то совсем немного уступив по совершенству все равно можно иметь прекрасный носитель. Передо мной табличка современных носителей, в ней младшая Дельта-4 самая легкая, Рпол/сух.=250,5/29,6, LEO/GTO=8,6/3,9, Рпн/Рпол LEO/GTO=3,3/1,5%, а это очень хорошие интегральные показатели. Ближийший серьезный конкурент Атлас-401 весит на 77т больше. Последний Союз тяжелее на 58т. А вы говорите совершенство.

 Гм, Союз он когда сделан.

 Про "основной вариант Дельты-4 и Атласа-5" много говорилось, мол это и есть "основная ракета" для бОльшего числа запусков.
 Только вот по Цене Единицы ПН она раза в полтора "обгоняет" тяжелый вариант.

[X]

Боковые баки протона имеют диаметр 1,6 м.

[Ворон]

Как видим, массовое совершенство весьма высоко - масса конструкции около 4,9% от общей массы.
 Правда ступень "гептиловая", но объём баков и масса двигателя для кислородной не сильно больше.

Если говорить про вторую ступеннь и очень тонкие баки, которые чуть ли не складываются пустыми то да. В целом носитель не слишком хорош по совершенству.
 Рпол=906т, Рсух=118,869т какое там будет совершенство? А LEO=17,7т.

 Естественно, С ТТУ он не будет "лёгеньким".

 Я говорил о массовом совершенстве разных конструкций и только.
 Кстати, все баки в пустом состоянии имеют весьма малую прочность, недостаточную для того, чтобы ракета не сложилась при пустых баках.

 Именно потому выгоднее "тянуть" бак - в том случае, если мы бак толкаем, нам нужен наддув внутри бака, который компенсирует почти всю тягу. Этот наддув приложен ко всему баку.
 Я думаю, получается так, что бак почти одинаково нагружен за счёт увеличения наддува по всей траектории, ИМХО, разумеется.

 А тянущее усилие не создаёт неустойчивости.

 Кстати, Старый утверждал, что центр пакета будет тяжелее.
 Пакет, в лице Титана-4 мы видели выше.
 А вот Протон, тоже гептиловая ракета.

 Stage Data - Proton 8K82K / Briz-M
Stage Number: 1. 1 x Proton KM-1 Gross Mass: 450,400 kg. Empty Mass: 31,000 kg. Thrust (vac): 1,074,000 kgf. Isp: 317 sec. Burn time: 108 sec. Isp(sl): 285 sec. Diameter: 7.40 m. Span: 7.40 m. Length: 21.00 m. Propellants: N2O4/UDMH No Engines: 6. RD-253-14D14 Status: In Production.
Stage Number: 2. 1 x Proton K-2 Gross Mass: 167,828 kg. Empty Mass: 11,715 kg. Thrust (vac): 244,652 kgf. Isp: 327 sec. Burn time: 206 sec. Isp(sl): 230 sec. Diameter: 4.15 m. Span: 4.15 m. Length: 14.00 m. Propellants: N2O4/UDMH No Engines: 4. RD-0210 Other designations: 8S811K. Status: In Production.
Stage Number: 3. 1 x Proton K-3 Gross Mass: 50,747 kg. Empty Mass: 4,185 kg. Thrust (vac): 64,260 kgf. Isp: 325 sec. Burn time: 238 sec. Isp(sl): 230 sec. Diameter: 4.15 m. Span: 4.15 m. Length: 6.50 m. Propellants: N2O4/UDMH No Engines: 1. RD-0212 Status: In Production.
Stage Number: 4. 1 x Proton KM-4 Briz M Gross Mass: 22,170 kg. Empty Mass: 2,370 kg. Thrust (vac): 2,000 kgf. Isp: 326 sec. Burn time: 3,000 sec. Diameter: 2.50 m. Span: 4.10 m. Length: 2.61 m. Propellants: N2O4/UDMH No Engines: 1. S5.98M Other designations: Briz M. Status: In Production.

 Масса конструкции второй ступени 6,98% - существенно выше, чем у Титана-4.

[Harsky]

Схема Н-1 действительно выглядит довольно хорошей... видимо, не применяют из-за нетрадиционности?

что имеется ввиду? сферические баки?
или как и с Сатурном возможность использовать верхние ступени для вывода меньшей ПН?

[Новичок]

Ну, положим, принципиальных ограничений у УРМ ангары нету. Тот же Протон - есть полу-УРМ концепция - у него первая ступень собирается аж из 7 ОТДЕЛЬНЫХ блоков на космодроме. И, кстати, не 2.9 ли метра диаметром у Протона боковые баки, а? ;-) Так что диаметр 2.9 - совершенно не есть проблема. В крайнем случае можно поступить очень просто - взять, ЖЕСТКО связать все 3-5-7 блоков, и поверх поставить нужной размеренности вторую ступень - на 3 блоках от Союза, на 5 от Зенита, на 7 - Зенитовского диаметра, но длиннее и с РД-191В. При этом модуль 1й ступени будет вполне себе унифицирован, и не будет нести боковых нагрузок. И никакого разделения ступеней не понадобится - можно просто их жестко связать в единый пакет.

Прошу прощения за ошибку.
При подсчете Центрблок 4,1/Ртоп=260т(двойная заправка)Рсух=20т/РД191+4УРМ/ КВРБ для GTO тяговооружонность на взлете=1,13, при LEO Центрблок 4,1/Ртоп=260т(двойная заправка)Рсух=20т/РД191+4УРМ+УРМ-2 тяговооружонность на взлете=1,08 и это без учета оптекателя и всех адаптеров, правда при максимальных ПН. Очень напрашивается красивое слово "нелетец"

[Bell]

Схема Н-1 действительно выглядит довольно хорошей... видимо, не применяют из-за нетрадиционности?

что имеется ввиду? сферические баки?
или как и с Сатурном возможность использовать верхние ступени для вывода меньшей ПН?

Рассогласование двигателей имеется ввиду. Только Н-1 в этом смысле - уникум. Нормальные ракеты (к коим Н-1 не относится :evil: ) имеют меньшее количество двигателей и они стоят на порядок ближе друг к другу (в среднем ессно).

[Harsky]

Ну, положим, принципиальных ограничений у УРМ ангары нету. Тот же Протон - есть полу-УРМ концепция - у него первая ступень собирается аж из 7 ОТДЕЛЬНЫХ блоков на космодроме. И, кстати, не 2.9 ли метра диаметром у Протона боковые баки, а? ;-) Так что диаметр 2.9 - совершенно не есть проблема. В крайнем случае можно поступить очень просто - взять, ЖЕСТКО связать все 3-5-7 блоков, и поверх поставить нужной размеренности вторую ступень - на 3 блоках от Союза, на 5 от Зенита, на 7 - Зенитовского диаметра, но длиннее и с РД-191В. При этом модуль 1й ступени будет вполне себе унифицирован, и не будет нести боковых нагрузок. И никакого разделения ступеней не понадобится - можно просто их жестко связать в единый пакет.

давайте не путать теплое с мягким
у протона есть первая ступень + 6 баков, которые ни УРМ, ни просто РМ никогда не были и не станут. а тут вполне себе самостоятельная единица (по заявлению изготовителя полностью унифицированы).
а вот еще какая мысль. почему не использут связки без центрального УРМ? например 3 одинаковых по сторонам равностороннего треугольника. сверху переходной отсек на все три + верхнюю ступень.
минусы:
1. так никто не делает
2. масса переходного отсека будет большой
3. аэродинамическое сопротивление подрастет
плюсы:
1. нет боковых нагрузок на УРМ
2. меньше шаг ПН
3. пакет без разделения и дросселирования центрального блока (если он за вторую ступень)

как вам?

[hcube]

Не. Не понял. Я предлагаю ничего не дроселлировать, ничего не сбрасывать, а просто собрать 1 ступень нужной размеренности из нужного числа ЖЕСТКО СВЯЗАННЫХ блоков с паралельной равномерной выработкой топлива. Поверх поставить переходник и соответствующую 2 ступень. Получится классическая последовательная схема, но с унификацией 1й ступени. Я так понимаю, для Ангары-1 оптимальная ступень - от Союза, для Ангары - 3 - от Зенита, для Ангары-5 и более - надо думать. Вероятно, некая наново разработанная, скажем на базе диаметра Протона и РД-191В. Ну, и сами УРМ придется немного уменьшить в заправке - скажем, этак до 110-120 тонн веса.

При этом мы можем использовать довольно широкий спектр конфигураций - например А-2 тандемом, А-3 треугольником, А-4 ромбом, А-5 X-ом, А-7 - 6-угольником, поскольку нам не надо заботиться о способах расстыковки пакета.

[hcube]

Почему не делают? Вон, японская Н-2 - схема тандем.

А баки у Протона ЛЕГКО могут стать УРМ - надо к ним просто приделать паралельно такой же бак с окислителем. Двожок там интегрирован со 'своим' баком, и в некотором смысле связка двигатель-бак и есть УРМ. Хотя бы потому, что тройную такую связку планировалось использовать как ТРЕТЬЮ ступень УР-700.

[Harsky]

Схема Н-1 действительно выглядит довольно хорошей... видимо, не применяют из-за нетрадиционности?

что имеется ввиду? сферические баки?
или как и с Сатурном возможность использовать верхние ступени для вывода меньшей ПН?

Рассогласование двигателей имеется ввиду. Только Н-1 в этом смысле - уникум. Нормальные ракеты (к коим Н-1 не относится :evil: ) имеют меньшее количество двигателей и они строят на порядок ближе (в среднем ессно).

схема интересная конечно... ничего качать не надо. только это от безысходности все. было бы какое-нибудь фундаментальное ограничение на тягу единичного ЖРД - была бы наверное единственной рабочей. или (как Старый советует) создать простой, дешевый двигатель. плохой. но дешевый. примерно по цене вторчермета той же массы. тогда их можно будет ставить десятками и применять эту интересную схему управления

[Новичок]

.Ясно дело - с водородом-то.

Но я бы предложил как критерий оценки использовать сухую массу ракеты (с неким коэфициентом, учитывающим сложность изготовления в зависимости от типа топлива - ядовитое, криогенное, или глубоко криогенное, поначалу для всех - 1) к массе ПН на LEO.

Итого, получается :

Протон-М : 22.5/48 = 0.4787
Союз : 7.9/20.35 = 0.388
Ангара-5 : 52.5/24.5 = 0.45

Атлас : 10.3/24.486 = 0.42
Дельта-4 : 25.8 / 26,760*3 + 3,490 = 0.3079
Ариан-5 : 16/92.4 = 0.173 - это из-за ТТУ

А общая масса... при чем она тут? Топлива можно сколько угодно залить, и я не думаю, что 5 тонн водорода дешевле 15 тонн керосина, скорее наоборот.

Топлива конечно можно залить ну очень много, но масса баков от этого будет расти. Ваша таблица мало что характеризует, А вот эффективность топлива очень сильно говорит о носителе. И еще раз луче всего смотреть по интегральным показателям. Если по техническим параметрам то по процентному соотношению Рпол./Рпол, по экономическим, то цена за 1кг ПН на орбите. И еще легкие ракеты имеют тенднцию стоить дешевле и долговыпускаемые носители с хорошими для своего класса характеристиками стоят тоже дешевле, а вот с новыми не очень удачными носителями не все так хорошо с экономическими параметрами.

[Harsky]

Почему не делают? Вон, японская Н-2 - схема тандем.

а где схемку посмотреть можно? я что-то не нашел

А баки у Протона ЛЕГКО могут стать УРМ - надо к ним просто приделать паралельно такой же бак с окислителем. Двожок там интегрирован со 'своим' баком, и в некотором смысле связка двигатель-бак и есть УРМ. Хотя бы потому, что тройную такую связку планировалось использовать как ТРЕТЬЮ ступень УР-700.

где-то тут проскакивала схемка первой ступени Протона. мне показалось что камеры там существенно ближе к оси ракеты, чем к оси бака.

[hcube]

То есть утверждение, что килограмм некриогенного бака Протона стоит дешевле чем килограмм криогенного бака Дельты представляется спорным? Я привел в табличке ПН на LEO и СУХУЮ МАССУ РН, полученную суммированием сухих масс ступеней.

По моему мнению, стоимость РН прямо пропорциональна оной сухой массе, нет? Ну, с поправочным коэфициентом на 'сложность исполнения'...

[Новичок]

Прошу прошения за опечатку. Конечно Рпн/Рпол.

[Новичок]

То есть утверждение, что килограмм некриогенного бака Протона стоит дешевле чем килограмм криогенного бака Дельты представляется спорным? Я привел в табличке ПН на LEO и СУХУЮ МАССУ РН, полученную суммированием сухих масс ступеней.

По моему мнению, стоимость РН прямо пропорциональна оной сухой массе, нет? Ну, с поправочным коэфициентом на 'сложность исполнения'...

Та промышленность, которая использует водород 45 лет уже научилась делать их не слишком дорогими благодаря эффективности топлива имеет хорошие интегральные показатели и в некоторых конструкциях хорошие весовые показатели.

[hcube]

http://www.astronautix.com/lvs/h2a.htm - это по Н-2

[hcube]

Ауу! Я брал АБСОЛЮТНУЮ массу бака. Я верю, что водородный бак может быть не дороже. Но вот что он ДЕШЕВЛЕ - эт вряд ли. А абсолютная масса бака в процентах от ПН самая малая -  у Протона, однако. Еще раз - в процентах от ПН. На 2 тонны конструкций ракеты у Протона приходится 1 тонна ПН. У Дельты - на 3 тонны конструкций - 1 тонна ПН. Тонна конструкции Дельты стоит дороже, топливо Дельты также стоит дороже. Где экономия, я не понимаю? ;-)

[Дмитрий В.]

схема интересная конечно... ничего качать не надо. только это от безысходности все. было бы какое-нибудь фундаментальное ограничение на тягу единичного ЖРД - была бы наверное единственной рабочей. или (как Старый советует) создать простой, дешевый двигатель. плохой. но дешевый. примерно по цене вторчермета той же массы. тогда их можно будет ставить десятками и применять эту интересную схему управления

Схема управления в каналах тангаж/рысканье с "разнотягом" - самая эффективная с точки зрения массового совершенства РН. С уважением, Дмитрий В.

[X]

или (как Старый советует) создать простой, дешевый двигатель. плохой. но дешевый. примерно по цене вторчермета той же массы.

Это чем же двигатель с параметрами НК-33-1 (УИ 307.8 c) плох?