Ряд технических вопросов (технические вопросы россыпью).

[blik]

Вопрос
когда проектируют толщину и укрепления стенок 1й ступени какая часть полной вертикальной нагрузки при полной тяге будет восприниматься давлением наддува, а какая непосредственно стенкой на продольное сжатие?

ПС пример центавра не интересен, интересны относительно последние решения

[Дмитрий В.]

Вопрос
когда проектируют толщину и укрепления стенок 1й ступени какая часть полной вертикальной нагрузки при полной тяге будет восприниматься давлением наддува, а какая непосредственно стенкой на продольное сжатие?

ПС пример центавра не интересен, интересны относительно последние решения

Это вопрос конкретного проектирования. Понятно, что, если наддув не полностью разгружает баки от сжатия, то несущая способность бака определяется критическими напряжениями сжатия. Последние зависят оттипа конструкции и сечений силовых элементов. Почитайте Лизина и Пяткина про устойчивость тонкостенных оболочек.

[blik]

Вопрос
когда проектируют толщину и укрепления стенок 1й ступени какая часть полной вертикальной нагрузки при полной тяге будет восприниматься давлением наддува, а какая непосредственно стенкой на продольное сжатие?

ПС пример центавра не интересен, интересны относительно последние решения

Это вопрос конкретного проектирования. Понятно, что, если наддув не полностью разгружает баки от сжатия, то несущая способность бака определяется критическими напряжениями сжатия. Последние зависят оттипа конструкции и сечений силовых элементов. Почитайте Лизина и Пяткина про устойчивость тонкостенных оболочек.

известны ли какие то конкретные цифры / проценты по Ангаре Союз5 Зенит Сатурн 5? Понятно что от спесХ ничего нет.

[Георгий]

Интересно, сколько бы вытащил Starship/Super Heavy с кастомным одноразовым верхом на водороде, если представить гипотетический заказ (любые недорогие движки с уи 450 с)

Для этого надо знать хотя бы сколько он вытаскивает сейчас

Можно принять распространенную оценку порядка 250 в одноразовом варианте

[Дмитрий В.]

Интересно, сколько бы вытащил Starship/Super Heavy с кастомным одноразовым верхом на водороде, если представить гипотетический заказ (любые недорогие движки с уи 450 с)

Для этого надо знать хотя бы сколько он вытаскивает сейчас

Можно принять распространенную оценку порядка 250 в одноразовом варианте

Да тут выясняется, что он только 35 тонн в версии 2 выводит

[Liquid oxygen]

Напомните пожалуйста что такое мюпн, мюпг, к чему стремятся при создании рн? Что там при заданой тяги получения максимум пн? старые тезисы старой школы.

[Liquid oxygen]

Напомните пожалуйста что такое мюпн, мюпг, к чему стремятся при создании рн? Что там при заданой тяги получения максимум пн? старые тезисы старой школы.

Вот электронный болван ответил: 

Фундаментальные критерии оптимизации РН.
В теории проектирования ракет-носителей (РН) не существует «идеальной ракеты». Существует ракета, оптимизированная по конкретному целевому критерию (целевой функции).
В зависимости от школы (классическая советская, американская «old space», современная коммерческая), главным критерием выбирается один из следующих параметров:
1. Критерий максимума относительной массы ПН (\mu_{\text{пн}} \to \max)
Это «Святой Грааль» энергетической школы (Глушко, Королев, школа «Южное»).
Суть: Создать машину с максимальным весовым и конструктивным совершенством.
* Цель: Получить максимально возможный процент полезной нагрузки от стартовой массы.
* Пути достижения:
  * Использование высокоэнергетических топлив или замкнутых схем ЖРД (высокое давление).
  * Минимизация сухой массы ступеней (вафельные обечайки, новые сплавы).
  * Минимизация гарантийных запасов топлива.
* Пример: РН «Зенит-2». При стартовой массе 460 т выводит 13.7 т. \mu_{\text{пн}} \approx 3\%. Это шедевр весовой культуры, но часто ценой усложнения технологий производства.
2. Критерий минимума стартовой массы (M_0 \to \min)
Часто совпадает с первым, но формулируется иначе: «Какая минимальная ракета нужна, чтобы вывести заданный груз (например, 10 тонн)?»
* Логика: Меньше ракета — проще наземная инфраструктура (стартовый стол, транспортировка), меньше акустическое воздействие, меньше зона отчуждения.
* Следствие: Приводит к созданию компактных, но очень напряженных конструкций с высокой плотностью компоновки (как советские БРПЛ или тот же «Протон» с его плотной упаковкой баков).
3. Критерий минимума стоимости пуска (C_{\text{пуск}} \to \min)
Главенствующий критерий эпохи New Space (SpaceX, Rocket Lab).
Суть: Плевать на весовое совершенство, главное — цена за килограмм на орбите.
* Подход:
  * Отказ от дорогих материалов (Al-Li сплавы) в пользу дешевых (нержавейка, простые алюминиевые сплавы), даже если это утяжеляет ракету.
  * Использование более простых схем двигателей (открытый цикл), даже если падает Удельный Импульс.
  * Масштабирование: Чтобы компенсировать «тяжелое железо» и «слабый импульс», ракету просто делают больше.
* Пример: Falcon 9. У неё не рекордный \mu_{\text{пн}} (в одноразовом варианте), но она технологична и дешева в производстве.
4. Критерий максимума надежности (P_{\text{безотк}} \to \max)
Критичен для пилотируемой космонавтики.
* Принцип: Минимизация числа активных элементов.
* Правило: «Лучше одна ступень, чем две. Лучше две, чем три. Лучше один двигатель, чем много». Каждое разделение ступеней и запуск двигателя в невесомости — риск отказа.
* Следствие: Отказ от пакетных схем в пользу моноблоков (по возможности), дублирование систем управления.
Оптимизация траектории и тяговооруженности (\mu_0)
То, о чем часто спорят  (баланс тяги и массы), относится к выбору оптимальной начальной тяговооруженности (\mu_0 = F_{\text{тяги}} / P_{\text{вес}}).
Существует узкий коридор эффективности:
* Борьба с гравитационными потерями:
  Если тяги мало (T/W < 1.2), ракета медленно набирает скорость. Гравитация «съедает» характеристическую скорость (\Delta V). Каждый лишний миг вертикального полета — это топливо на ветер.
* Борьба с аэродинамикой и массой ДУ:
  Если тяги много (T/W > 1.6-1.7), ракета быстро влетает в плотные слои атмосферы. Растет скоростной напор (Q). Приходится утяжелять конструкцию, чтобы ее не смяло. А главное — двигатели слишком тяжелые. Двигатель — самая тяжелая часть сухой массы. Возить лишнюю тягу невыгодно.
Золотое правило оптимизации:
> «Идеальная ракета имеет двигатели ровно такой мощности, чтобы преодолеть гравитационные потери, но не перетяжелить конструкцию собственной массой ДУ».
>
Для жидкостных ракет (керосин/кислород) этот оптимум лежит в диапазоне 1.25 – 1.40.

При проектировании РН обычно ищется компромисс между этими критериями, который называется «Критерий эффективности-стоимости».
Однако, если говорить о инженерном искусстве (о чем любят вспоминать ветераны отрасли), то высшим пилотажем считается сочетание:
* Минимального числа ступеней (в идеале двух).
* Максимального \mu_{\text{пн}} (за счет замкнутых схем ЖРД и культурой веса).
* Оптимальной тяговооруженности (не ставить лишнее «железо» в хвостовой отсек).
Именно этот набор целей преследовался при создании «Зенита».

[Дмитрий В.]

Напомните пожалуйста что такое мюпн, мюпг, к чему стремятся при создании рн? Что там при заданой тяги получения максимум пн? старые тезисы старой школы.

Вот электронный болван ответил:

Фундаментальные критерии оптимизации РН.
В теории проектирования ракет-носителей (РН) не существует «идеальной ракеты». Существует ракета, оптимизированная по конкретному целевому критерию (целевой функции).
В зависимости от школы (классическая советская, американская «old space», современная коммерческая), главным критерием выбирается один из следующих параметров:
1. Критерий максимума относительной массы ПН (\mu_{\text{пн}} \to \max)
Это «Святой Грааль» энергетической школы (Глушко, Королев, школа «Южное»).
Суть: Создать машину с максимальным весовым и конструктивным совершенством.
* Цель: Получить максимально возможный процент полезной нагрузки от стартовой массы.
* Пути достижения:
  * Использование высокоэнергетических топлив или замкнутых схем ЖРД (высокое давление).
  * Минимизация сухой массы ступеней (вафельные обечайки, новые сплавы).
  * Минимизация гарантийных запасов топлива.
* Пример: РН «Зенит-2». При стартовой массе 460 т выводит 13.7 т. \mu_{\text{пн}} \approx 3\%. Это шедевр весовой культуры, но часто ценой усложнения технологий производства.
2. Критерий минимума стартовой массы (M_0 \to \min)
Часто совпадает с первым, но формулируется иначе: «Какая минимальная ракета нужна, чтобы вывести заданный груз (например, 10 тонн)?»
* Логика: Меньше ракета — проще наземная инфраструктура (стартовый стол, транспортировка), меньше акустическое воздействие, меньше зона отчуждения.
* Следствие: Приводит к созданию компактных, но очень напряженных конструкций с высокой плотностью компоновки (как советские БРПЛ или тот же «Протон» с его плотной упаковкой баков).
3. Критерий минимума стоимости пуска (C_{\text{пуск}} \to \min)
Главенствующий критерий эпохи New Space (SpaceX, Rocket Lab).
Суть: Плевать на весовое совершенство, главное — цена за килограмм на орбите.
* Подход:
  * Отказ от дорогих материалов (Al-Li сплавы) в пользу дешевых (нержавейка, простые алюминиевые сплавы), даже если это утяжеляет ракету.
  * Использование более простых схем двигателей (открытый цикл), даже если падает Удельный Импульс.
  * Масштабирование: Чтобы компенсировать «тяжелое железо» и «слабый импульс», ракету просто делают больше.
* Пример: Falcon 9. У неё не рекордный \mu_{\text{пн}} (в одноразовом варианте), но она технологична и дешева в производстве.
4. Критерий максимума надежности (P_{\text{безотк}} \to \max)
Критичен для пилотируемой космонавтики.
* Принцип: Минимизация числа активных элементов.
* Правило: «Лучше одна ступень, чем две. Лучше две, чем три. Лучше один двигатель, чем много». Каждое разделение ступеней и запуск двигателя в невесомости — риск отказа.
* Следствие: Отказ от пакетных схем в пользу моноблоков (по возможности), дублирование систем управления.
Оптимизация траектории и тяговооруженности (\mu_0)
То, о чем часто спорят  (баланс тяги и массы), относится к выбору оптимальной начальной тяговооруженности (\mu_0 = F_{\text{тяги}} / P_{\text{вес}}).
Существует узкий коридор эффективности:
* Борьба с гравитационными потерями:
  Если тяги мало (T/W < 1.2), ракета медленно набирает скорость. Гравитация «съедает» характеристическую скорость (\Delta V). Каждый лишний миг вертикального полета — это топливо на ветер.
* Борьба с аэродинамикой и массой ДУ:
  Если тяги много (T/W > 1.6-1.7), ракета быстро влетает в плотные слои атмосферы. Растет скоростной напор (Q). Приходится утяжелять конструкцию, чтобы ее не смяло. А главное — двигатели слишком тяжелые. Двигатель — самая тяжелая часть сухой массы. Возить лишнюю тягу невыгодно.
Золотое правило оптимизации:
> «Идеальная ракета имеет двигатели ровно такой мощности, чтобы преодолеть гравитационные потери, но не перетяжелить конструкцию собственной массой ДУ».
>
Для жидкостных ракет (керосин/кислород) этот оптимум лежит в диапазоне 1.25 – 1.40.

При проектировании РН обычно ищется компромисс между этими критериями, который называется «Критерий эффективности-стоимости».
Однако, если говорить о инженерном искусстве (о чем любят вспоминать ветераны отрасли), то высшим пилотажем считается сочетание:
* Минимального числа ступеней (в идеале двух).
* Максимального \mu_{\text{пн}} (за счет замкнутых схем ЖРД и культурой веса).
* Оптимальной тяговооруженности (не ставить лишнее «железо» в хвостовой отсек).
Именно этот набор целей преследовался при создании «Зенита».

Наворочено много и бестолково.

[Старый]

Напомните пожалуйста что такое мюпн, мюпг, к чему стремятся при создании рн? Что там при заданой тяги получения максимум пн? старые тезисы старой школы.

В реальности происходит примерно так.
Проектируют идеальную ракету, дешовую, с хорошей Мпг и Мю пг. Она какое-то время летает, все радуются.
Потом оказывается что появились новые более тяжёлые ПН которые в эту не влазят и надо бы побольше Мпг. И желательно даром. Выясняется что проще всего удлинить баки и увеличить Мст. При этом тяговооружённость падает, Мю пг уменьшается, но так как М ст растёт быстрее то М пг растёт.
Потом оказывается что баки удлигены до предела, двигатель уже едва открывает это от стола, а М пн требуется всё больше и больше. Тогда начинают форсировать двигатели увеличивая Р ст и продолжая удлинять баки.
Но тренд на увеличение М пн продолжается, а дальше удлинять баки и форсировать двигатели некуда - что-то или переломить или взорвётся. Тогда начинают увеличивать Суд на верхней ступени путём перевода её на водород. Это уже не получается дёшево но всё-же дешевле чем делать новую РН на нормальном топливе. Потом увеличивают до сколько можно запас водорода и тягу двигателей второй ступени. Вторая ступень становится надкалиберной. Когда первая ступень даже в самом форсированном виде перестаёт это поднимать то навешивают ускорители и форсируют уже их.
 В конечном виде получается Атлас-2AS, Дельта-3 и Титан-401В.
 Но ПН продолжают расти и все вздохнув и перекрестившись приступают к созданию новой РН. Которая теперь уж точно будет идеальной и оптимальной. После чего цикл повторяется.

[simple]

В реальности происходит примерно так.

но не у нас? что р7 что ур500, огрызки 

[Старый]

В реальности происходит примерно так.

но не у нас? что р7 что ур500, огрызки

У нас попроще. До водорода дело пока не доходило. Ограничивались удлинением баков, форсированием двигателей и надставкой третьих ступеней. 
 Но в Ангаре доберутся и до водорода. Так как все прочие резервы были израсходованы ещё на этапе проектирования. 

[simple]

У нас попроще.

я имел ввиду, у нас первая стадия неидеальная?, раз огрызки... 

[Старый]

У нас попроще.

я имел ввиду, у нас первая стадия неидеальная?, раз огрызки...

У нас было принято подгонять полезную нагрузку под ракету а не ракету под полезную нагрузку. Поэтому отделывались изменением верхних ступеней. В первых разве что двигатели форсировали.
У нас вообще не принято было увеличивать стартовую массу и снижать стартовую тяговооружённость до предельных значений. И стартовую массу увеличивали сразу верхними ступенями.

[Дем]

В реальности происходит примерно так.

но не у нас? что р7 что ур500, огрызки

У нас принято ничего в ракете не менять, а ставить сверху ещё ступень. А потом ещё и разгонный блок. 

[Штуцер]

Газовые рули.
1 - сопло
2 - руль
3 - привод вращения
Пришла в голову одна конструкция.
Интересно, обладает ли она новизной или где то встречалась?
4 руля
Вы не можете просматривать это вложение.
Преимущества
 - когда нет возмущающих моментов - рули не находятся в газовой струе
- по мере отгорания просто задвигаются дальше в сопло

[Старый]

- когда нет возмущающих моментов - рули не находятся в газовой струе

Для этого массово распространена другая конструкция - кольцевые дефлекторы. 

[Старый]

- по мере отгорания просто задвигаются дальше в сопло

Требуется же чтобы поток обтекал руль по касательной, минимально тормозя. 

[Старый]

Кольцевые дефлекторы у Р-73:

[Старый]

[Старый]

У Темп-С:

Но тут одноосные.