К вопросу выбора оптимальной тяговооруженности ступеней РН

[Дем]

Дмитрий В. пишет:
А при чем здесь многоразовые РН. Все расчеты пов данной теме велись исключительно для одноразовых РН.

В любом случае был взят негодный параметр оптимизации.
Для многоразовой ракеты - стартовый вес точно так же должен быть максимальным для данной тяги движка.
А вот дальше есть варианты.
Если мы используем для торможения тягу движков, как Ф9 - то нам невыгодно сильно разгонять первую ступень, она будет поменьше, а вторая побольше.
Если мы тормозим её аэродинамически - то наоборот, лучше сделать её большой, а вторую ступень поменьше и подешевле.

[Дмитрий В.]

Дем пишет:

Дмитрий В. пишет:
А при чем здесь многоразовые РН. Все расчеты пов данной теме велись исключительно для одноразовых РН.

В любом случае был взят негодный параметр оптимизации.
Для многоразовой ракеты - стартовый вес точно так же должен быть максимальным для данной тяги движка.
А вот дальше есть варианты.
Если мы используем для торможения тягу движков, как Ф9 - то нам невыгодно сильно разгонять первую ступень, она будет поменьше, а вторая побольше.
Если мы тормозим её аэродинамически - то наоборот, лучше сделать её большой, а вторую ступень поменьше и подешевле.

Что такое "параметр оптимизации"? 
Что значит "негодный"?
Стартовый вес (масса?) - не должен быть максимальным.

[Дем]

Тема называется "выбор оптимальной тяговооруженности". Для какой задачи оптимальной? Можно ведь и цвет пламени оптимизировать, чтобы поярче было.
А правильный параметр - это насколько выгодно использование данной ракеты. Даже не цена запуска.
Движок у нас давно разработан, и хоть лопни - от 200 тонн тяги на сопло не уйти. Плюс-минус около того будет.
Так что надо отбросив всю идеологичекую дурь взять и посчитать что из этого можно сделать.

[Дмитрий В.]

Дем пишет:
Тема называется "выбор оптимальной тяговооруженности". Для какой задачи оптимальной? Можно ведь и цвет пламени оптимизировать, чтобы поярче было.
А правильный параметр - это насколько выгодно использование данной ракеты. Даже не цена запуска.
Движок у нас давно разработан, и хоть лопни - от 200 тонн тяги на сопло не уйти. Плюс-минус около того будет.
Так что надо отбросив всю идеологичекую дурь взять и посчитать что из этого можно сделать.

Для разных задач (выведение на НОО, ССО или другие орбиты. нанесение удара по наземной цели и т.п.) оптимальные значения тяговооруженности различны. Равно как и использование различных критериев оптимальности (целевых функций) приводит к различным результатам. Универсальным критерием (целевой функцией), характеризующим средство выведения как транспортную систему, являются затраты на пуск (в более глобальной постановке задачи - суммарные затраты на выполнение транспортной программы).  Соответственно, проектные параметры (в т.ч. тяговооруженность ступеней) должны оптимизироваться, исходя из минимизации этого критерия. (здесь считаю уместным отметить неверное использование Вами понятия "параметр" применительно к оптимизационной задачи).
В общем случае, критерий "максимальная Мпн при заданной тяге двигателей" (или отношение Мпг/P) не соответствует критерию "минимальная стоимость пуска". (здесь также уместно напомнить, что максимум этого критерия достигается вовсе не при максимальном весе, равном стартовой тяге, поэтому принципиально неверно утверждение о необходимости максимизировать стартовый вес или стартовую массу).

[Дем]

Дмитрий В. пишет:
Для разных задач (выведение на НОО, ССО или другие орбиты. нанесение удара по наземной цели и т.п.) оптимальные значения тяговооруженности различны.

Если исключить военные цели - то одинаковы.

Дмитрий В. пишет:
уместно напомнить, что максимум этого критерия достигается вовсе не при максимальном весе, равном стартовой тяге, поэтому принципиально неверно утверждение о необходимости максимизировать стартовый вес или стартовую массу

Никто не говорил про равенство стартовой тяге, тяга минимум на 10-20% должна быть больше - исходя из требований управляемости полёта.
Но утверждение о максимизации верно.

[Дмитрий В.]

Дем пишет:
Если исключить военные цели - то одинаковы.

Вывод неверный. Конкретное значение оптимальной тяговооруженности (кроме целевой функции) зависит, например, от таких факторов, как высота орбиты выведения, удельная масса ДУ и т.п.

Дем пишет: ]Никто не говорил про равенство стартовой тяге, тяга минимум на 10-20% должна быть больше - исходя из требований управляемости полёта.

Управляемость к данному вопросу вообще не имеет никакого отношения. К нему имеют отношения такие вещи, как гравитационные потери, масса ПГ, стартовая масса РН и ее габариты.

ДемНо утверждение о максимизации верно.

Нет. Максимизировать необходимо целевую функцию, например, Мпгю. Стартовая масса, используемая в качестве критерия, всегда минимизируется.

[Apollo13]

Если уже какую-то массу минимизировать, то сухую (для жидкостных РН).

[Дмитрий В.]

Продолжим.
Оптимальные тяговооруженности для критерия "Минимальная тяга ЖРД ступеней при заданной Мпг" (соответствует критерию "Максимум ПГ при заданной тяге". Напомню, во всех примерах рассматривается двухступенчатый керосиновый носитель с Мпг=26 т ).

Картинка весьма похожая для критерия "Минимальная трудоёмкость изготовления!"

А вот и для критерия "Минимальная масса конструкции (сухая масса)" (естественно, при заданной Мпг. в данном случае):

[Комодский Варан]

Дмитрий В. пишет: 
Продолжим.
Оптимальные тяговооруженности для критерия "Минимальная тяга ЖРД ступеней при заданной Мпг" (соответствует критерию "Максимум ПГ при заданной тяге". Напомню, во всех примерах рассматривается двухступенчатый керосиновый носитель с Мпг=26 т ).

Картинка весьма похожая для критерия "Минимальная трудоёмкость изготовления!"

А вот и для критерия "Минимальная масса конструкции (сухая масса)" (естественно, при заданной Мпг. в данном случае):

А что важнее: минимальная тяга ЖРД при заданной Мпг или минимальная масса конструкции при заданной Мпг? С экономической точки зрения.

[Дем]

Комодский Варан пишет:
А что важнее: минимальная тяга ЖРД при заданной Мпг или минимальная масса конструкции при заданной Мпг? С экономической точки зрения

Отношение стоимости за кг движка/бака/топлива  1000:10:1
Отношение их веса в составе ракеты 1:10:100
Таким образом, топлива и баков должно быть максимум, что тянут движки.

[Дмитрий В.]

Крайне интересные данные об оптимизации параметров Р-3 (из доклада С.П. Королёва на защите ЭП,  http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/03-01.html):


Выбор начального веса ракеты предопределил выбор полной тяги двигателя. Существует определенная зависимость между величиной полной тяги двигателя и начальным весом ракеты. Эта зависимость выражена коэффициентом v[SIZE=-1]0[/SIZE] = G[SIZE=-1]0[/SIZE]/Р[SIZE=-1]0[/SIZE]. Задача об оптимальной величине v[SIZE=-1]0[/SIZE] с точки зрения наивыгоднейшего режима набора скорости является вариационной, которую нужно решать инженерными методами, причем приходится иметь дело со следующими противоречивыми факторами:
потерей скорости на преодоление земного притяжения;
потерей скорости на преодоление аэродинамического сопротивления;
изменением коэффициента относительного веса ракеты в зависимости от v[SIZE=-1]0[/SIZE]
Конструкторам, имеющим дело с реальной конструкцией, не следует забывать об этой немаловажной зависимости. Следует помнить, что с уменьшением v[SIZE=-1]0[/SIZE] растет вес конструкции, неминуемо увеличивается Р[SIZE=-1]0[/SIZE].
Проведенные нами исследования оптимальных значений v[SIZE=-1]0[/SIZE] привели нас к следующим выводам.
Оптимальное значение v[SIZE=-1]0[/SIZE] находится около 0,4. Для ракеты Р-3, имеющей начальный вес 71 т, это означает необходимость в тяге двигателей около 175 т. Мы нашли возможным и целесообразным несколько отступить от значения v[SIZE=-1]0[/SIZE] = 0,4. В проекте принято значение v[SIZE=-1]0[/SIZE] = 0,59. При этом полная тяга уменьшается до 120 т. Это, конечно, очень значительное облегчение задачи, стоящей перед конструкторами двигателей, а также снижение стоимости двигателей, а следовательно, выстрела.
Что же мы, однако, проигрываем, отступив от оптимального значения v[SIZE=-1]0[/SIZE] = 0,4? Мы проигрываем в величине расхода топлива на 1 км пути и 1 т перебрасываемого полезного груза. Однако проведенные нами прикидочные расчеты показали, что стоимость перерасходованного топлива при увеличении v[SIZE=-1]0[/SIZE] с 0,4 до 0,59 много ниже дополнительной стоимости двигателя, спроектированного на полную тягу, равную не 120 т, а 175 т.

[Дмитрий Инфан]

На выбор оптимальной тяги должна влиять и применяемая топливная пара. Когда топливо дешёвое (например, керосин-кислород), то его перерасход не так страшен, чем когда оно дорогое (например водород-кислород). Поэтому для такого рода пар отношение стартовой массы к тяге двигателя должно быть максимально оптимальным.

[Odin]

Дмитрий Инфан пишет: Когда топливо дешёвое (например, керосин-кислород), то его перерасход не так страшен, чем когда оно дорогое (например водород-кислород)

Считать водород-кислородное топливо дорогим - ну очень популярная догма. Дорогие движки под него - это да, массовые характеристики баков тоже.

[Дем]

Да, ЖВ где-то на порядок дороже керосина - но это означает, что заправка будет стоить не 0.2% стоимости запуска, а целых 1%...
Ужас, однозначно...

[Дмитрий Инфан]

Баки под ЖВ тоже дороже стоят. Меньше топлива - меньше баки. Это ещё один процент...

[Дмитрий В.]

Дем пишет:
Да, ЖВ где-то на порядок дороже керосина - но это означает, что заправка будет стоить не 0.2% стоимости запуска, а целых 1%...
Ужас, однозначно...

К тому же, при равном РЗТ, масса ЖВ будет заметно меньше массы керосина.

[Leonar]

Дмитрий Инфан пишет:
Баки под ЖВ тоже дороже стоят. Меньше топлива - меньше баки. Это ещё один процент...

Размер баков - это не один процент в стоимости

[Leonar]

Дмитрий В. пишет:
К тому же, при равном РЗТ, масса ЖВ будет заметно меньше массы керосина.

А бак в разы больше

[Комодский Варан]

Leonar пишет:

Дмитрий В. пишет:
К тому же, при равном РЗТ, масса ЖВ будет заметно меньше массы керосина.

А бак в разы больше

Если рассматривать 2 варианта - чистый водородник и чистый керосиновик при равной массе ПН на ГПО, то геометрические размеры у них будут примерно одинаковые

[Юрий Темников]

Вопрос к знатокам:Ускорение при запуске РН в конце работы ступени возрастает до 4-5 ж.Знаю что у противоракет( Твердотопливных) оно достигает 100 ж.Возможно ли у РН с вытеснительной подачей топлива  в ЖРД получить сколько нибудь значимое увеличение давления в КС за счет увеличения этого самого ускорения,или улучшение характеристик ЖРД будет сьедено  увеличением массы двигателя и баков?