Разборки с «Зенитом-2» (11К77)

[Дмитрий В.]

Разборки с «Зенитом-2» (11К77).

Вожусь сейчас со спредшитом ratman'а. Тестирую разные ракеты. С 11А511У, вроде, похожие цифири получаются, с Дельтой IV тоже ничего, похоже. 11Ф36 «Буран» - близко к известным циферкам... В общем, «тарирую» прогу (попутно замечу, что изменил в спредшите модель атмосферы – на экспоненциальную с поправочными коэффициентами). Дошел, значит, до 11К77. Ну, по «Зениту» споров на форуме немало было: переразмерена 2-я ступень, или, наоборот...? Для начала поискал исходные данные, кое-что нашел (на сайте КБЮ, на www.satellite.srd.mtuci.ru, у Лукашевича и в НК). Н-да, «много думал». Вроде, данные у Лукашевича (видимо взятые из публикации НК, ЕМНИП за 1994г.) более или менее близки к настоящим (с поправкой на явную опечатку в стартовой массе – 495 вместо 459 т): рабочие запасы топлива – 318,8 т на 1-й ступени, 80,6 т на 2-й, конечная масса блоков – 33,9 т (1-я ст.) и 9,3 т (2-я). Сразу замечаю, что массы невырабатываемых остатков топлива, ГЗТ и газов наддува великовата: около 6 т на 1-й ступени и 1,6 т – на 2-й (т.е., 1,88% и 1,99% от рабочих запасов топлива 1-й и 2-й ступеней соответственно). Многовато – на блоке Ц эти остатки не превышали 1,5%. Или на «Зените» используются «сверхгарантийные» запасы топлива, или имеют место быть повышенные остатки незабора из-за сложной конфигурации нижнего днища бака Г 1-й ступени и «тороидальности» бака Г 2-й ступени??? С массой ПН и ГО ситуация «интереснее». В разных источниках масса ГО указывается разная – от 2100-2300 кг до 2700 кг, а кое-где даже 3500 кг мелькает. Принял равной 2700 кг. Время сброса ГО (точное) не нашел. Принял: ГО сбрасывается на 200 или 217с (последняя цифра – из НК с циклограммой запуска «Зенит-3ЫДЭ). Масса ПН у КБЮ (для низких орбит высотой 200км) от 12,6 т (наклонение 98,8) до 14,5 т (наклонение 46,2). У Лукашевича – от 11,3 до 12,5 т. Ну, да ладно, на то и спредшит, чтобы самому посчитать. Но для начала решаю «спроектировать» «Зенит» заново. Есть у меня парочка самодельных программулин в экселе для расчета проектных параметров по упрощенной методе. По одному варианту («проектирование от нуля»), подставив ориентировочные массовые характеристики блоков, известные УИ ЖРД и тяговооруженности, как у 11К77, получаю (наклонение 51 град, Н=200 км) при стартовой массе 459 т: ПН=13,493 т, масса рабочего запаса топлива 1-й ступени 349 т, 2-й ступени – 52 т, ХС=9190 м/с, оптимальный угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени 21,6 град. Ладно, смотрим 2-й вариант (с учетом факта унификации 1-й ступени с блоком А). При заданной массе рабочего топлива (318,8 т) и конечной массе блока (с ГО 36,6 т) 1-й ступени и при известных тягах и УИ ДУ, подбираю массу блока 2-й ступени из условия «максимум массы ПН». Получаю: Мст = 430,46 т, ПН = 13,46 т, масса рабочего запаса топлива 2-й ступени – 54,64 т, ХС=9190 м/с, оптимальный угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени 16,7 град., ХС=8915 м/с. Кажется, 2-я ступень все-таки переразмерена! Но не добираем до заявленной ПН почти 400 кг. Зная, что моя моделька несколько завышает ХС, перехожу к   спредшиту ratman'а. Считал 2 варианта. Вариант №1 - выведение на низкую орбиту с Нкр=200 км, наклонение 51 град. РД-120 и РД-8 работают на полной тяге вместе и до конца АУТ. Получаю: ПН= 15,2 т (!) при стартовой массе 460,51 т, угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени 19 град, максимальный скоростной напор на 60-й секунде 5719 кгс/кв.м., разделение ступеней на высоте 63 км. КБЮ дает для такой орбиты всем известные 13,8 т. Или спредшит завышает ПН (методическая погрешность), или просто недостаточная точность исходных данных (например, не учитывается возможное дросселирование РД-171)? А может «лишние» 1,4 т КБЮ в резерв «заныкало»???!!!
Вариант №2 – выведение на орбиту орбиту с Нкр=800 км, наклонение 51 град. Из условия максимума ПН подобрал время отключения РД-120 (с 364 с полета работает только «рулевик» РД-8) и угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени = 27 град. Получил: ПН= 9,38 т при Мст = 454,68 т (хм, КБЮ заявляет только 7,3-7,4 т. Однако! fucking shit!!!), максимальный скоростной напор на 57-й секунде 4178 кгс/кв.м., разделение ступеней на высоте 77 км.
Резюме. Надо бы уточнить исходные данные, а также некоторые траекторные параметры (для тарировки спредшита):
1.Масса ГО и время его сброса (вообще говоря, зависит от некоего функционала, как правило, учитывающего допустимый скоростной напор и ограничения на дальность падения створок ГО)?
2.Дросселируется ли РД-171?
3.Максимальный скоростной напор для Н=200 км и Н=800 км, на каких секундах?
4.Высота разделения ступеней для Н=200 км и Н=800 км?
5.Угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени для Н=200 км и Н=800 км?
6.Рабочие запасы топлива, конечные массы блоков обеих ступеней?
Кто готов помочь? Особая надежда на товарищей из Днепропетровска!
С уважением, Дмитрий В.

[Андрей Суворов]

У "Зенита-3СЛ" двигатель первой ступени точно дросселируется.

[Лютич]

Кстати, интересно, насколько возрастет грузоподъемность при установке (как одно время собирались) РД-120 двукратного запуска?

[Roger]

Сразу замечаю, что массы невырабатываемых остатков топлива, ГЗТ и газов наддува великовата: около 6 т на 1-й ступени и 1,6 т – на 2-й (т.е., 1,88% и 1,99% от рабочих запасов топлива 1-й и 2-й ступеней соответственно). Многовато – на блоке Ц эти остатки не превышали 1,5%. Или на «Зените» используются «сверхгарантийные» запасы топлива, или имеют место быть повышенные остатки незабора из-за сложной конфигурации нижнего днища бака Г 1-й ступени и «тороидальности» бака Г 2-й ступени???...

Вариант №1...Получаю: ПН= 15,2 т (!) при стартовой массе 460,51 т, угол наклона траектории в конце АУТ 1-й ступени 19 град, максимальный скоростной напор на 60-й секунде 5719 кгс/кв.м., разделение ступеней на высоте 63 км. КБЮ дает для такой орбиты всем известные 13,8 т. Или спредшит завышает ПН (методическая погрешность), или просто недостаточная точность исходных данных (например, не учитывается возможное дросселирование РД-171)? А может «лишние» 1,4 т КБЮ в резерв «заныкало»???!!!...

Вариант №2 ...Получил: ПН= 9,38 т при Мст = 454,68 т (хм, КБЮ заявляет только 7,3-7,4 т. Однако!...

Я думаю что все, кто брался, более-менее точно, считать баллистику РН, сталкивались с этой проблемой: несоответствие расчётных значений с реальными (или заявляемыми разработчиками) величинами ПН. По моему, здесь дело в том, что забывают учитывать потери топлива на управление по траектории, которые ориентировочно должны быть не менее ГЗТ. Таким образом, суммарный запас "непроизводительного" топлива составляет от 4% (малые РН) до 2% (большие РН).
Упреждая вопросы: "нигде не прочитал, сам догадался"

[Андрей Суворов]

По моему, здесь дело в том, что забывают учитывать потери топлива на управление по траектории, которые ориентировочно должны быть не менее ГЗТ.
Упреждая вопросы: "нигде не прочитал, сам догадался"

При управлении отклонением основных камер потери пренебрежимо малы. Даже при отклонении на предельный угол всё время (скажем, 5 градусов) потеря тяги меньше 0,4%
Реально они находятся на уровне тысячных-одной сотой процента.

[RadioactiveRainbow]

Извините, речь идёт о какой-то программе расчёта всех этих прелестей?

[Roger]

По моему, здесь дело в том, что забывают учитывать потери топлива на управление по траектории, которые ориентировочно должны быть не менее ГЗТ.
Упреждая вопросы: "нигде не прочитал, сам догадался"

При управлении отклонением основных камер потери пренебрежимо малы. Даже при отклонении на предельный угол всё время (скажем, 5 градусов) потеря тяги меньше 0,4%
Реально они находятся на уровне тысячных-одной сотой процента.

Думаю, что затраты топлива связаны не с потерями тяги, а с механической работой, производимой ДУ в процессе управления, необходимо "ворочать" РН как по углу рысканья, так и по тангажу. На это требуется мощность, которая снимается с ТНА и требует дополнительного топлива, которое не участвует в разгоне РН.

[Дмитрий В.]

Есть подозрение, что "Зенит-2" при проектировании оптимизировался не для низких орбит (с Н=200 км, к примеру), а для средневысотных (с Н=700-900 км) с учетом особенностей выведения ("дотягивание рулевиками"). Чем собственно и объясняется относительно большая масса 2-й ступени (затраты топлива на компенсацию приличных гравитационных потерь).

[Старый]

Есть подозрение, что "Зенит-2" при проектировании оптимизировался не для низких орбит (с Н=200 км, к примеру), а для средневысотных (с Н=700-900 км) с учетом особенностей выведения ("дотягивание рулевиками"). Чем собственно и объясняется относительно большая масса 2-й ступени (затраты топлива на компенсацию приличных гравитационных потерь).

Проблемы Зенита связаны со слишком большой и тяжёлой последней ступенью. Да ещё и ужасная схема выведения на средневысотные орбиты с "дотягиванием" рулевиками. (А скорее всего не дотягивание а загибание траектории). Поэтому ПН на средневысотные орбиты непропорционально мала и РН в таком виде оптимизирована явно для ЛДЕО но никак не для средних орбит.

[Дмитрий В.]

Проблемы Зенита связаны со слишком большой и тяжёлой последней ступенью. Да ещё и ужасная схема выведения на средневысотные орбиты с "дотягиванием" рулевиками. (А скорее всего не дотягивание а загибание траектории). Поэтому ПН на средневысотные орбиты непропорционально мала и РН в таком виде оптимизирована явно для ЛДЕО но никак не для средних орбит.

Ну, ведь она не просто так стала такой "большой и тяжелой"! В КБЮ работали высококлассные спецы, которых трудно заподозрить в некомпетентности.

[Старый]

Ну, ведь она не просто так стала такой "большой и тяжелой"! В КБЮ работали высококлассные спецы, которых трудно заподозрить в некомпетентности.

Не просто так. Это получилось вынужденно. Но ступень от этого не стала легче и меньше.

[Дмитрий В.]

Ну, ведь она не просто так стала такой "большой и тяжелой"! В КБЮ работали высококлассные спецы, которых трудно заподозрить в некомпетентности.

Не просто так. Это получилось вынужденно. Но ступень от этого не стала легче и меньше.

Так вот и интересно - ну, ПОЧЕМУ ОНА ТАКАЯ ПОЛУЧИЛАСЬ?

[Старый]

Так вот и интересно - ну, ПОЧЕМУ ОНА ТАКАЯ ПОЛУЧИЛАСЬ?

Была поставлена сверхзадача - поместить первую ступень в один вагон. Из-за этого она получилась слишком маленькая для такого мощного двигателя. Чтоб увеличить стартовую массу РН и конечную массу при работе первой ступени и максимально увеличить ПН на ЛЕО пришлось сделать максимально возможную 2-ю ступень.
 Вобще Южмашу с этим не привыкать - насколько я понимаю у Циклона-2 самая относительно большая 2-я ступень в истории космонавтики? Зенит-2 на втором месте?

[Дем]

Проблемы Зенита связаны со слишком большой и тяжёлой последней ступенью.

А не со слишком маленнькой первой?
Если взять типичное для Союза-Протона отношение тяга/масса ракеты (1.3) - то стартовая масса должна быть порядка 600т, масса первой ступени порядка 400-450т

[Дмитрий В.]

Проблемы Зенита связаны со слишком большой и тяжёлой последней ступенью.

А не со слишком маленнькой первой?
Если взять типичное для Союза-Протона отношение тяга/масса ракеты (1.3) - то стартовая масса должна быть порядка 600т, масса первой ступени порядка 400-450т

В принципе, любую первую ступень (точнее - блок) можно "достроить" оптимаьным образом 2-й ступенью. Ну, положим, размерность блока 1-й ступени Зенита определилась в результате унификации с блоком А 11К25 и с учетом транспортных огранчений. Тогда для ЛЕО масса 2-й ступени (с ПН), как я писал выше, должна быть в районе 70-75 т. А она, на самом деле, - весомо больше  100 т. Вот я и предполагаю, что 2-я ступень оптимизировалась для выведение не на ЛЕО, а на более высокие орбиты.

[Старый]

А не со слишком маленнькой первой?

Можно и так. В принципе так наверно даже правильно - стремление запихнуть 1-ю ступень в один вагон и было первопричиной. Но на орбиту вместе с ПН тащится 2-я ступень - вот она и бросается в глаза...

Если взять типичное для Союза-Протона отношение тяга/масса ракеты (1.3) - то стартовая масса должна быть порядка 600т, масса первой ступени порядка 400-450т  

Да.
 Можно ещё для интереса сравнить массу и тягу последней ступени Зенита и более мощного Протона.
 А ещё интересно поглядеть сколько стал тянуть на средние орбиты Циклон-2 когда его оснастили небольшой третьей ступенью и превратили в Циклон-3. Так что можно полагать что при оснащении Зенита блоком Фрегат его характеристики существенно улучшатся.

[Дмитрий В.]

Так что можно полагать что при оснащении Зенита блоком Фрегат его характеристики существенно улучшатся.

Ага, процентов на 10.

[Старый]

Так что можно полагать что при оснащении Зенита блоком Фрегат его характеристики существенно улучшатся.

Ага, процентов на 10.

На средневысотные орбиты вероятно значительно выше.

[Дмитрий В.]

Так что можно полагать что при оснащении Зенита блоком Фрегат его характеристики существенно улучшатся.

Ага, процентов на 10.

На средневысотные орбиты вероятно значительно выше.

Если принять становящейся уже классикой схему с довыведением, может и побольше, чем 10%.

[Старый]

Если принять становящейся уже классикой схему с довыведением, может и побольше, чем 10%.

Почему "с довыведением"? Обычная трёхступенчатая ракета, ничем не хуже Циклона-3.