Разборки с «Зенитом-2» (11К77)

[Дмитрий В.]

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

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

При запуске с Тюра-тама можно 2-ю ступень "бросать" в антиподную точку (суборбитальная траектория, скажем, с перигеем минус 10 и апогеем 180 км), не соря в космосе, а, к примеру 2-мя импульсами Фрегата (испльзуется как КРБ) выводить ПН на целевую орбиту. Энергетика будет лучше.

[SpaceR]

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.

С первым выводом я согласен, непонятно другое - разве более крупная вторая ступень свидетельствует об оптимизации под орбиты выше ЛЕО? Вроде бы наоборот, чем она крупнее, тем больше вычитается из массы ПГ...  хотя скорей всего оптимизация под орбиты вообще ни при чем. Насколько я понял, Зенит, как и многие другие РН, делался универсальным, под орбиты от суборбитальных (довыведение на ДУ КА или РБ) до межпланетных (естественно, за счет РБ). При этом из соображений максимальной простоты и надежности решили для орбит до 1000 км обойтись без повторного включения двигателя и применения РБ, приемлемые энергетические хар-ки получили за счет продолжительной работы рулевого двигателя.
Переразмеренность второй ступени, как мне кажется, вызвана действительно стремлением увеличить массу полезного груза, пусть и немного в ущерб оптимальному соотношению ступеней (действит-но, зачем эта оптимальность, если можно получить больше полезного груза практически той же ракетой?). Кстати, масса 2й ступени 90 т (без ПГ и ГО).

[SpaceR]

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

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

При запуске с Тюра-тама можно 2-ю ступень "бросать" в антиподную точку (суборбитальная траектория, скажем, с перигеем минус 10 и апогеем 180 км), не соря в космосе, а, к примеру 2-мя импульсами Фрегата (испльзуется как КРБ) выводить ПН на целевую орбиту. Энергетика будет лучше.

Думаю, Старый это и имел в виду.
Хотя есть особенность - для некоторых орбит запас топлива на Фрегате может потребовать выхода на околоземную орбиту - точнее, попытки сбросить 2ю ступень в атмосферу приведут только к снижению массы ПГ.

[SpaceR]

Что же касается попыток повторить характеристики Зенита при расчете выведения, то у меня с этим тоже были проблемы. Чуть позднее выяснилось, что энергетику Зенита ощутимо ухудшают районы падения - 1я ступень и ГО отделяются не на оптимальной траектории, а исходя из соображения попадания в существующие районы падения. При выведени на 800-км круг оптимальный район для 1 ступени находится дальше, а для ГО - существенно ближе, чем фактические. Что касаемо точных характеристик "Зенита" - у меня тоже есть определенные информационные ограничения... Некоторые характеристики приведены в НК №10(273) за 2005 г и в Справочниках пользователя: http://www.sea-launch.com/customers_webpage/sluw/

[Дмитрий В.]

С первым выводом я согласен, непонятно другое - разве более крупная вторая ступень свидетельствует об оптимизации под орбиты выше ЛЕО? Вроде бы наоборот, чем она крупнее, тем больше вычитается из массы ПГ...  хотя скорей всего оптимизация под орбиты вообще ни при чем.

Ну, по логике для вывода на ЛЕО 200 км высотой нужен короткий АУТ, соответственно гравпотери малы и затраты топлива тоже. Напротив, при выведении на существенно более высокую орбиту требуется либо введение пассивного участка, либо применение КРБ, либо, как на Зените, растягивание АУТ за счет резкого снижения тяги. В последнем случае гравпотери будут велики, потребные запасы топлива, а значит и масса ступени, также будут больше, чем для ЛЕО.

[SpaceR]

...либо, как на Зените, растягивание АУТ за счет резкого снижения тяги. В последнем случае гравпотери будут велики, потребные запасы топлива, а значит и масса ступени, также будут больше, чем для ЛЕО.

Мне кажется, не так уж и велики, по крайней мере до 1000 км (а выше уже нужен РБ или апогейный импульс самого КА).  А увеличение запаса топлива при том же движке дает увеличение гравпотерь в начале работы второй ступени, так что имхо этот путь неочевиден. Конечно, можно поэкспериментировать, сделать кучу расчетов...

[Дмитрий В.]

...либо, как на Зените, растягивание АУТ за счет резкого снижения тяги. В последнем случае гравпотери будут велики, потребные запасы топлива, а значит и масса ступени, также будут больше, чем для ЛЕО.

Мне кажется, не так уж и велики, по крайней мере до 1000 км (а выше уже нужен РБ или апогейный импульс самого КА).  А увеличение запаса топлива при том же движке дает увеличение гравпотерь в начале работы второй ступени, так что имхо этот путь неочевиден. Конечно, можно поэкспериментировать, сделать кучу расчетов...

По моим оценкам для Зенита - на ЛЕО 200 км ХС менее 9000 м/с, для круга 800 км ХС не менее 9600 м/с. Так что разница приличная. В случае использования блока довыведения или КРБ суммарные затраты ХС по идее должны быть ощутимо меньше. Но, конечно, появляется еще один ракетный блок со всеми вытекающими минусами (надежность и т.п.)

[Вован]

Есть неточности в рассуждениях - первая ступень в вагон не помещается, а везут ее на открытой платформе, также ракете нужно сделать боковой маневр для сброса первой ступени в одно поле падения независимо от наклонения орбиты

[SpaceR]

Есть неточности в рассуждениях - первая ступень в вагон не помещается, а везут ее на открытой платформе, также ракете нужно сделать боковой маневр для сброса первой ступени в одно поле падения независимо от наклонения орбиты

При пуске на штатное наклонение боковой маневр не требуется либо пренебрежимо мал. Ну, может 1-2 процента ПГ скушает...

[Вован]

ГКБЮ в своей истории пишет следующее. Для обеспечения высоких энергетических возможностей ракеты-носителя "Энергия" при использовании блока первой ступени РН 11К77 в качестве блоков первой ступени РН "Энергия" потребовалось обеспечить максимально возможный запас топлива, поэтому при выбранном диаметре блока 3,9 м его длина была принята максимальной (31,4 м) из условия транспортировки железнодорожным транспортом без остановки встречного движения. Пришлось даже согласовывать с МПС мероприятия по устранению препятствий по маршруту транспортировки.
Высокие характеристики рулевого двигателя позволили применить режим его длительной автономной работы (до 900 с) в конце активного участка полета, что существенно увеличило энергетические возможности РН при выведении космических аппаратов на круговые орбиты высотой до 1700 км.

[Yegor]

2.Дросселируется ли РД-171?

Атлас-3А это примерно половинка Зенита-2 - масса в два раза меньше, РД-180 это половинка РД-171:
http://www.astronautix.com/lvs/atlsiiia.htm
http://www.astronautix.com/lvs/zenit2.htm

То есть тяговооружённости примерно одинакова.
Так вот РД-180 у Атласа-3А дросселируется во всю. Вейд так пишет:
"The RD-180 throttles to various levels during atmospheric ascent to effectively manage the air-loads experienced by the vehicle enabling minimum Atlas vehicle and launch site infrastructure changes. Additionally, throttling results in satellite experienced flight environments that are nearly identical to Atlas IIAS."

То есть РД-180 дросселируется, в числе прочего, чтобы снизить нагрузки на КА и на РН.

Кстати, Дмитрий вы всё время стремитесь к тяговооружённости РН на старте 1.5 и выше. В то время как сейчас тенденция к тяговооружённости 1.1. Это обясняется и снижением нагрузок на РН и КА и что более важно снижением стоимости РН. Судя по всему, двигатели дороже баков, поэтому баки пытаются сделать максимально большими.

[Старый]

Одна из существенных проблем таких "почти одноступенчатых" ракет в том что к окончанию огромного запаса топлива в первой ступени перегрузка слишком велика. Приходится дросселировать. Ну а Атлас-3 вообще был слишком лёгкий для столь мощного двигателя да ещё и "почти одноступенчатый".

[Новичок]

Кстати, Дмитрий вы всё время стремитесь к тяговооружённости РН на старте 1.5 и выше. В то время как сейчас тенденция к тяговооружённости 1.1. Это обясняется и снижением нагрузок на РН и КА и что более важно снижением стоимости РН. Судя по всему, двигатели дороже баков, поэтому баки пытаются сделать максимально большими.

Позволю себе не солгласиться с заявлением о тенденции снижения тяговооруженности. Большая часть современных эфективных носителей имеют тяговооруженность 1,4-1,7, и как правило те носители, которые собраны из одинаковых модулей(УРМ'ов). имеют тяговооруженность 1,2 и менее. Атласы-5 и Дельты с ТТУ имеют тяговооруженность от 1,35 и выше, в вариантах Хэви порядка 1,2 и Ангара-3/5 иже с ними. Это как раз расплата за модульность. Хорошая тяговооруженность дает меньшие гравитационные потери. Врядли разработчики специально снижают начальную тяговооруженность.

[Вован]

А вот и дросселирование. Пуск РКН «Зенит-2»/Метеор-3М

Дата   Киевское       Московское
10 декабря 2001 г.         19h 18m 57s        20h 18m 57s

Характеристики орбиты выведения

Наклонение, град   99° 38' 24"
Высота перигея, км   1020,015
Высота апогея, км   1020,02
Аргумент широты точки выведения   170° 11' 06"
Аргумент широты перигея   265° 33'58"
Оскулирующий период обращения, с   6323,784
Минимальная высота на витке, км   1007,82
Максимальная высота на витке, км   1029,754
Драконический период обращения, с   6320,08

Циклограмма полета

Переход ТГС на силовую стабилизацию   0,000 с
Старт РН (тяга равна весу)   3,413 с
Выход ДУ 11Д520 на основной режим   4,522 с
Начало дросселирования ДУ 11Д520   112,261 с
Предварительная команда на выключение   131,660 с
ДУ11Д520(F1)   
Команда на включение РД 11Д513(F3)   143,952 с
Главная команда на выключение ДУ        146,181 с
11Д520
Разделение ступеней   148,704 с
Команда на включение МД 11Д123   157,617 с
Выход МД 11Д123 на основной режим   160,762 с
Команда на сброс ГО (F4)   163,418 с
Начало дросселирования МД 11Д123   385,066 с
Команда на выключение МД 11Д123 (F5)    404,989 с
Команда на выключение РД 11Д513 (F6)   1054,989 с
Отделение КА   1055,350 с
Отделение малых КА   1056,989 с

[Yegor]

Одна из существенных проблем таких "почти одноступенчатых" ракет в том что к окончанию огромного запаса топлива в первой ступени перегрузка слишком велика. Приходится дросселировать. Ну а Атлас-3 вообще был слишком лёгкий для столь мощного двигателя да ещё и "почти одноступенчатый".

Ответил в "Анагре", но повторюсь здесь.

Зачем спрашивается в Атласах сделали "маленькую" водородную ступень? Чтобы ухудшить характеристики?
Конечно нет. Водродная ступень в Атласах "маленькая" для того чтобы снизить стоимость РН! Чем больше будет водородная ступень - тем выше необходима тяга двигателей на ней (скажем два РЛ-10 вместо одного). А двигатели дороже баков!
Вывод: Такой размер водородной ступени это оптимальная точка в соотношении Стоимость РН / Масса ПН.

Если бы было не выгодно то так бы не далали. А так получается дешевле дросселировать двигатель к окончанию запаса топлива в первой ступени, чем делать большую вторую ступень.

Главное это стоимость РН, а не массовое совершенсто РН.

[Yegor]

Кстати, Дмитрий вы всё время стремитесь к тяговооружённости РН на старте 1.5 и выше. В то время как сейчас тенденция к тяговооружённости 1.1. Это обясняется и снижением нагрузок на РН и КА и что более важно снижением стоимости РН. Судя по всему, двигатели дороже баков, поэтому баки пытаются сделать максимально большими.

Позволю себе не солгласиться с заявлением о тенденции снижения тяговооруженности. Большая часть современных эфективных носителей имеют тяговооруженность 1,4-1,7, и как правило те носители, которые собраны из одинаковых модулей(УРМ'ов). имеют тяговооруженность 1,2 и менее. Атласы-5 и Дельты с ТТУ имеют тяговооруженность от 1,35 и выше, в вариантах Хэви порядка 1,2 и Ангара-3/5 иже с ними. Это как раз расплата за модульность. Хорошая тяговооруженность дает меньшие гравитационные потери. Врядли разработчики специально снижают начальную тяговооруженность.

Ответил в теме "Создание ракет из УРМ":
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=139850&highlight=#139850

[Старый]

Зачем спрашивается в Атласах сделали "маленькую" водородную ступень? Чтобы ухудшить характеристики?
Конечно нет. Водродная ступень в Атласах "маленькая" для того чтобы снизить стоимость РН! Чем больше будет водородная ступень - тем выше необходима тяга двигателей на ней (скажем два РЛ-10 вместо одного). А двигатели дороже баков!
Вывод: Такой размер водородной ступени это оптимальная точка в соотношении Стоимость РН / Масса ПН..

Ну вы, блин, даёте! А лдля чего по вашему вообще деллают маленькими верхние ступени? Чиста из экономии, да?

 Маленькой делают ступень из-за ВЕСА! Чем больший вес верхней ступени приходится тащить на орбиту тем меньше будет вес ПН. Только и всего. Поэтому ступень делают оптимального размера обеспечивающего максимальную ПН.

Если бы было не выгодно то так бы не далали. А так получается дешевле дросселировать двигатель к окончанию запаса топлива в первой ступени, чем делать большую вторую ступень.

Вам надо понять что ваши представления отличаются от общепринятых и хотя бы для приличия ыставлять "по моему имхо". Выгоднее дросселировать первую ступень нежели чем переть на орбиту огромную верхнюю ступень. Только и всего.

Главное это стоимость РН, а не массовое совершенсто РН.

Ракета выводит на орбиту СУММАРНЫЙ вес. И чем меньше в нём будет вес последней ступени тем больше в нём будет вес ПН. Неужели это так трудно понять?

 Вы меня потрясаете, Егор. Обнаружив что ракетные ступени уменьшаются снизу вверх как вы умудрились додуматься что это делается из экономии?  :shock:

[foogoo]

Вы меня потрясаете, Егор. Обнаружив что ракетные ступени уменьшаются снизу вверх как вы умудрились додуматься что это делается из экономии?  :shock:

Мне казалось, что это даже у дедушки Циолковского было.

[X]

Кстати смотрел запуск зенитов из моря (не лично конечно а по инету)
Там по них какаята жидкоть стекаеста. Неужели они сжижают воздух на своей поверхности до жидкого состояния?

[Вован]

По борту РН с жидким кислородом стекает не жидкость, а холодный воздух, контактирующий со стенками баков температурой минус 173 градуса. При такой температуре воздух не сжижается пока :lol: