Увеличение массы ПН КК Союз на 1 тонну за счёт довыведения

[fagot]

На мой взгляд, это та же мысль, что мысль номер 2. Данные по Аполлону есть, оценить данные по Союзу можно, но, на мой взгляд, недостаточно точно. Поэтому и п.2.

Куда нам большая точность-то, мы ведь не КД тут составляем.

Это по-Вашему мнению не стоит. Пока что я не вижу подкрепления этого мнения фактами.

Так от вас фактов еще меньше, я хотя бы расчет провел. Просто вы не хотите признавать мизерности прибавки и прикрываетесь малой точностью.

[Дмитрий В.]

РД-0155 и РД-120U по тяге немного уступают РД-107/108, поэтому часть эффекта съедят гравпотери, 155-й к тому же надо рулевыми камерами оснащать или качающимися, ну и на центре либо рулевик либо креновые сопла нужны в случае РД-120. Баки опять же из-за разного соотношения компонентов переделывать, зато стартовая масса несколько увеличится, в т.ч. за счет использования того объема ХО где сейчас азот и перекись. В целом прибавка ПН конечно будет, но не очень большая.

Вроде, РД-0155 на 9 тс "тяговитее" , чем РД-107 - 92 тс против 83,7 тс. По крайней мере, по данным КБХА - именно так. Вопрос - насколько реален этот ЖРД и в каком состоянии его разработка. А замена РД-107/108 на РД-0155 может дать приличную прибавку ПН, как мне кажется. Эх, надо будет на днях посчитать. Кстати, какой пустотный УИ у РД-0155?

[fagot]

Вроде, РД-0155 на 9 тс "тяговитее" , чем РД-107 - 92 тс против 83,7 тс. По крайней мере, по данным КБХА - именно так. Вопрос - насколько реален этот ЖРД и в каком состоянии его разработка.

С РД-0155 не совсем понятно, на сайте КБХА написано 90 т и есть рулевая камера, а в НК писали что 80 и без рулевиков. Может уже поставили, а если запас мощности ТНА позволял то и тягу увеличили. По пустотной тяге они значит примерно равны.

А замена РД-107/108 на РД-0155 может дать приличную прибавку ПН, как мне кажется. Эх, надо будет на днях посчитать. Кстати, какой пустотный УИ у РД-0155?

УИ 333 с, у меня с РД-120U получается порядка полутора тонн плюс-минус лапоть - просто вместо УИ РД-107А/108А взял его УИ, а увеличение заправки за счет увеличения баков и другого соотношения компонентов лень считать, впрочем последняя прибавка невелика. Кстати если не хочется существенных переделок, можно вместо перекисного и азотного баков поставить дополнительный кислородный бачок и соотношение компонентов станет нормальным, хотя выглядит конечно несколько аляповато

[Олигарх]

б) Новый Союз - Треть Союза, Две трети Клипера.
А что если использовать АБО Клипера как он уже спроектирован?
С минимальными модификациями.
Какова его масса? Кажется, 4-4,5 тонны?
А сверху СА как у ЕвроСоюза! Далее см. а)
В этом случае в днище СА надо сделать люк как у ВА ТКС для перехода
в АБО.
Общая масса КК в обоих вариантах около 8,5-9 тонн?

АБО Клипера ещё нет.
И это уже совсем новый КК.

Какой смылс делать и такой новый КК на 4-5 человек и Клипер?

Если делать только такой новый КК на 4-5 человек, то лучше его делать по схеме тепершнего КК Союза.

Не вижу выгод в этом вашем предложении?

И опять таки это уже совсем другая тема.

Вот еще один вариант попроще.

Возьмем для простоты нынешний Союз ТМА, выводимый РН Союз ФГ.
Отменяем старую САС, вводим новую, как у Клипера - кольцо с РД на ТТ.

В случае Клипера их 8, в случае Союза, очевидно, достаточно будет 6,
чтобы спасти экипаж в случае аварии на старте.

ПАО Союза тот же, что и сейчас, только к нему снаружи,
чтобы не трогать крепление КК с 3-й ступенью РН, прикрепляется
 это кольцо с 6 РД.

КАКова масса САС Клпера? Такая же САС Союза должна быть легче
на примерно четверть.
 
Третья ступень выводит КК на суборбитальную траекторию, сама же
падает через полвитка или две трети витка (это еще в Тихом океане).
А может лучше вывести на низкую круговую типа 150-140 км. Надо считать.
 
Все двигатели САС отрабатывают, очевидно, парами или скорее тройками РД
и отбрасывается!
То есть, она фактически работает 4-й ступенью РН Союз!
КК Союз ТМА, в том вмде как он есть сейчас, оказывается на орбите. Какой?

Предположим, что выигрыш массы 500 кг в сравнении с нынешним выводом.
Мне кажется, на ПН
этот выигрыш использовать нельзя. Человека нельзя добавить.
Только груз. Но куда эти дополнительные 500 кг впихнуть в Союз ТМА?

Так что, если в каком-либо варианте с довыведением появляется выигрыш массы,
его можно использовать только на увеличение самого КК.
И мне кажется, надо увеличивать КК для увеличения экмпажа.

[avmich]

На мой взгляд, это та же мысль, что мысль номер 2. Данные по Аполлону есть, оценить данные по Союзу можно, но, на мой взгляд, недостаточно точно. Поэтому и п.2.

Куда нам большая точность-то, мы ведь не КД тут составляем.

Ну, Вы сами отметили, что Аполлоны от Союзов заметно отличаются. Массы другие, пропорции... Так что не такие уж применимые данные.

Это по-Вашему мнению не стоит. Пока что я не вижу подкрепления этого мнения фактами.

Так от вас фактов еще меньше, я хотя бы расчет провел. Просто вы не хотите признавать мизерности прибавки и прикрываетесь малой точностью.

Как интересно :) а мне казалось, что это я расчёт провёл :) а не Вы. Что и позволило, как я понимаю, подтвердить, что жидкостные системы экономичнее по массе газовых. По крайней мере, теперь не высказывается такое мнение :) .

Покажите мне Ваш расчёт. Может, я что-то пропустил?

[fagot]

Ну, Вы сами отметили, что Аполлоны от Союзов заметно отличаются. Массы другие, пропорции... Так что не такие уж применимые данные.

Основное отличие в том, что доля ДУ в массе Союза меньше чем в массе Аполлона, а вместе с ней меньше и доля системы подачи. Правда у Союза давление к КС немного больше, а охлаждение регенеративное и масса системы немного возрастет.

Как интересно а мне казалось, что это я расчёт провёл а не Вы.

Не люблю я эти препирательсва, это вотчина базарных бабок .

Что и позволило, как я понимаю, подтвердить, что жидкостные системы экономичнее по массе газовых. По крайней мере, теперь не высказывается такое мнение .

Есть такое мнение, что в случае наддува баков на РН, особенно криогенных, гелий выигрывает или по крайней мере не проигрывает.

Покажите мне Ваш расчёт. Может, я что-то пропустил?

Он на 6-й странице.

[avmich]

Что и позволило, как я понимаю, подтвердить, что жидкостные системы экономичнее по массе газовых. По крайней мере, теперь не высказывается такое мнение :).

Есть такое мнение, что в случае наддува баков на РН, особенно криогенных, гелий выигрывает или по крайней мере не проигрывает.

А есть расчёты, которые говорят об обратном.

Покажите мне Ваш расчёт. Может, я что-то пропустил?

Он на 6-й странице.

Этот видел. Сделан для Аполлона, а не Союза, и, по мне, скорее представляет собой оценку. Потом, никто и не говорит, что один газ наддува существенно улучшит массовые характеристики аппарата - при замене газового АВД на жидкостный.

Мда, столько страниц переписывания, и всё без особого толку. Подожду новых проверяемых данных, или существенно новых идей. Пока что, как мне кажется, кое-кто черное представляет белым.

[fagot]

А есть расчёты, которые говорят об обратном.

А где их можно увидеть? Да впрочем при турбонасосной подаче выгоды еще меньше.

Этот видел. Сделан для Аполлона, а не Союза, и, по мне, скорее представляет собой оценку.

Ну а для Аполлона это как - много или мало?

Потом, никто и не говорит, что один газ наддува существенно улучшит массовые характеристики аппарата - при замене газового АВД на жидкостный.

А что же их улучшит, может быть ТНА и несущие баки? :wink: Хотя тут тоже свои заморочки.

Мда, столько страниц переписывания, и всё без особого толку. Подожду новых проверяемых данных, или существенно новых идей. Пока что, как мне кажется, кое-кто черное представляет белым.

Когда данные к вам придут, поделитесь, если не затруднит :wink: А пока я так думаю даже если выкинуть всю систему подачи больше 50 кг не выиграть.

[Дмитрий В.]

Пределы модернизации РН «Союз».

Многочисленные варианты проектов модернизации РН «Союз» (11А511У), появившиеся за последнее десятилетие, а также их обсуждение на форуме, побудили меня «порассуждать» на указанную тему.
1.Сразу же возникает вопрос, что считать модификацией, а что – уже новой ракетой. Четкой границы здесь нет. Поэтому предлагаю ввести условное разграничение: если при модернизации не изменяется теоретический контур блоков РН, то это – «модификация», в противном случае, мы имеем дело с «новой РН». При всей условности такого подхода, в его основе лежит идея использования уже имеющейся производственной оснастки. Согласно такому подходу, РН «Ямал», «Аврора», «Онега», «Союз-3», «Союз 2-3» являются «новыми». РН «Союз-2», в которой существенно изменен блок «И», находится как бы в «промежуточном» состоянии (правда, внешние габариты блока «И» остались, практически, неизменными). Все же я склонен отнести «Союз-2» (14А14) к «модификациям». Учитывая, что 14А14 в перспективе придет на смену семейству 11А511У, все дальнейшие модификации предлагаю рассматривать на базе этой РН. Соответственно, варианты применения новых компонентов (метан, водород) остаются за рамками рассмотрения модификаций.
2.Дальнейшее развитие «Союз-2», имхо, возможно по следующим направлениям:
- замена двигателей РД-107/108 на новые ЖРД, с более высокими удельными параметрами.
- замена конструкционных материалов (в первую очередь, на 3-й и 2-й ступенях);
- мероприятия по уменьшению невырабатываемых остатков топлива и массы газов наддува.
По первому направлению, как известно, рассматриваются двигатели РД-0155 и РД-120К(У) (версия РД-120 с укороченным/коротким соплом) – для ББ и ЦБ, а также НК-33-1 и РД-191 – для ЦБ. Однако, применение НК-33-1 и РД-191 требует изменения (и существенного) заправки ЦБ, а значит и его габаритов, что выводит указанные ЖРД за рамки темы «модернизации».
РД-120К имеет более высокий среднетраекторный УИ, чем РД-0155 (295 у земли и 336 в вакууме, против 295/333 у РД-0155), но его стартовая тяга  (77,9 тс) меньше, чем у РД-0155 (92 тс). Правда, точно не известно, предусматривается ли использование рулевых ЖРД в комплекте с РД-120К. По РД-0155, очевидно, стартовая тяга указана совместно с «рулевиками». РД-120К также на сотню килограммов легче РД-0155. Расчет показывает, что замена  РД-107/108 на РД-0155 ведет обеспечивает массу ПН = 9655 кг (на опорной орбите 190*190 км, наклонение 51,7 град, т.е. при старте из Байконура) при стартовой массе 308,9 т («мю ПН» = 3,13%). Дальнейшее совершенствование ДУ возможно, на мой взгляд, по пути совершенствования процессов смесеобразования (дальнейшее наращивание давления в КС нецелесообразно, по причине снижения надежности и роста стоимости, без существенного улучшения энергетических возможностей).
По второму направлению представляется целесообразным постепенный переход к алюминий-литиевым сплавам 01420 и 01460. Первый из этих сплавов давно освоен и широко применяется при производстве МиГ-29. При той же прочности, что у Д16. его плотность составляет всего 2,5 т/кубометр, модуль упругости несколько выше, а свариваемость и коррозионная стойкость существенно лучше, чем у Д16. Применение этого сплава в сухих отсеках позволяет перейти к сварным соединениям, что обеспечит, кроме прочего, снижение массы крепежных элементов (а она может достигать в среднем 6-7% от массы силовой конструкции). В целом, применение сплавов 01420/01460 позволит снизить массу конструкции на 12-15%. Применение композитов на основе углепластиков в ГО и в несиловых элементах (типа гаргротов, лючков и т.п.) позволяет снизить массу этих элементов на 25-30%. Мероприятия по 3-му направлению могут включать в себя: совершенствование заборных устройств, улучшение точности датчиков расхода, переход к терминальным алгоритмам управления (снижение гарантийных запасов топлива), переход на газобаллонную систему наддува гелием (с погруженными в бак ЖК шар-баллонами из титана). Кроме прочего, переход на газобаллонную систему высвобождает объемы в хвостовых отсеках ББ и ЦБ, что позволит увеличить заправку при неизменных габаритах блоков. Полагая, что мероприятия по 2-му и 3-му направлениям, в целом, обеспечат снижение конечной массы блоков на 15%, а массы ГО на 25%, получим (с РД-0155) массу ПН = 11000 кг на той же орбите, при Мст=310 т. Если же учесть возможность некоторого увеличения УИ РД-0155 (предположим, до уровня 297 с на земле и 335 с в вакууме, при соответствующем увеличении тяги) и РД-0124 (до уровня 361 с в вакууме при тяге 31 тс), то ПН составит11370 кг при Мст =310,4 т.
Кроме того, за счет высвобождения объемов в ХО блоков, а также переохлаждения компонентов топлива ( с целью повышения их плотности), возможно увеличение заправки ББ и ЦБ, предположительно на 10% при неизменной сухой массе и габаритах блоков (впрочем, переохлаждение компонентов может прилично повысить эксплуатационные затраты). С учетом вышеуказанных мероприятий это обеспечит массу ПН = 12178 кг при Мст = 335,8 т. Правда, в данном случае не учтены ограничения на дальность падения блоков (использование существующих полей падения), а также ограничения на максимальный соростной напор и на скоростной напор при разделении ступеней. Тем не менее, указанную массу ПН (12178 кг) можно рассматривать, как теоретически предельную для РН в габаритах «Союз-2».
С уважением, Дмитрий В.

[Старый]

Пределы модернизации РН «Союз».

Многочисленные варианты проектов модернизации РН «Союз» (11А511У), появившиеся за последнее десятилетие, а также их обсуждение на форуме, побудили меня «порассуждать» на указанную тему.
1.Сразу же возникает вопрос, что считать модификацией, а что – уже новой ракетой. Четкой границы здесь нет. Поэтому предлагаю ввести условное разграничение: если при модернизации не изменяется теоретический контур блоков РН, то это – «модификация», в противном случае, мы имеем дело с «новой РН». При всей условности такого подхода, в его основе лежит идея использования уже имеющейся производственной оснастки.

 Я бы в свою очередь предложил использовать общепринятый в мире критерий "конструктивно-технологической преемственности".
 В соответствии с которым:
Развитие от Арианы-1 до Арианы-44L  Это модернизация, Ариан-5 - новая ракета.
Развитие от Ариан-5G до Ариан-5ECB это модернизация.
Развитие от Тор-Эйбла до Дельты-7920Н это модернизация, Дельта-4 это новая ракета.
 Развитие от Атласа D до Атласа-2AS это модернизация, Атлас-5 - новая ракета.
 Развитие от 8К71 до 11А511У и даже 14А14 это модернизация.

 То есть оснащение ракеты совершенно новыми верхними ступенями, довыми двигателями первых ступеней по размерности близких к предыдущим, увеличение объёма баков ступеней в пару раз, олснащение ракет стартовыми ускорителями и т.п. это модернизация.

 Новой ракетой считать только разработку совершенно новой ракеты конструктивно и технически не связанной с предыдущей.

[avmich]

Дмитрий, чтобы не уходить далеко от недавнего обсуждения - вопрос.

Мероприятия по 3-му направлению могут включать в себя... переход на газобаллонную систему наддува гелием (с погруженными в бак ЖК шар-баллонами из титана). Кроме прочего, переход на газобаллонную систему высвобождает объемы в хвостовых отсеках ББ и ЦБ, что позволит увеличить заправку при неизменных габаритах блоков.

Почему Вы здесь считаете целесообразным переходить на вытеснительную систему подачи? Насколько я знаю, общее мнение специалистов таково, что массовые характеристики жидкостных аккумуляторов высокого давления лучше таковых для газовых аккумуляторов. В РК Союз уже реализована жидкостная система, зачем её переделывать в сторону ухудшения?

Интересно Ваше мнение по этой теме.

[avmich]

То есть оснащение ракеты совершенно новыми верхними ступенями, довыми двигателями первых ступеней по размерности близких к предыдущим, увеличение объёма баков ступеней в пару раз, олснащение ракет стартовыми ускорителями и т.п. это модернизация.

 Новой ракетой считать только разработку совершенно новой ракеты конструктивно и технически не связанной с предыдущей.

Мне кажется, использование имеющихся ступеней, с адаптацией, можно считать новой ракетой. Как, например, считать "семёркой" ракету с двумя первыми ступенями от Союза, а третьей, скажем, от Протона? Ну, грубо говоря :) .

[fagot]

Почему Вы здесь считаете целесообразным переходить на вытеснительную систему подачи? Насколько я знаю, общее мнение специалистов таково, что массовые характеристики жидкостных аккумуляторов высокого давления лучше таковых для газовых аккумуляторов. В РК Союз уже реализована жидкостная система, зачем её переделывать в сторону ухудшения?

Всего-то и надо - приделать к новым ЖРД мультипликатор и насос азота или вы хотите и сюда пристроить свой гидразин? А вот хуже ли будут массовые характеристики со сверхкритическим гелием при температуре его кипения да еще погруженном в кислородный бак это еще вопрос, не говоря об освобождении объема в ХО, который можно занять основными компонентами.

[fagot]

А если хочется выкинуть большую часть сжатых газов с ракеты, наддувать баки можно используя основные компоненты как на блоках И и Л, на первых ступенях много не проиграем.

[Дмитрий В.]

Дмитрий, чтобы не уходить далеко от недавнего обсуждения - вопрос.

Мероприятия по 3-му направлению могут включать в себя... переход на газобаллонную систему наддува гелием (с погруженными в бак ЖК шар-баллонами из титана). Кроме прочего, переход на газобаллонную систему высвобождает объемы в хвостовых отсеках ББ и ЦБ, что позволит увеличить заправку при неизменных габаритах блоков.

Почему Вы здесь считаете целесообразным переходить на вытеснительную систему подачи? Насколько я знаю, общее мнение специалистов таково, что массовые характеристики жидкостных аккумуляторов высокого давления лучше таковых для газовых аккумуляторов. В РК Союз уже реализована жидкостная система, зачем её переделывать в сторону ухудшения?

Интересно Ваше мнение по этой теме.

2 avmich

Для начала сообщу, что я не предлагаю вытеснительную подачу. Подача, вполне себе насосная. Но для нормальной работы любой насосной подачи требуется ненулевое давление на входе в насос (из условия бескавитационной работы ТНА), для чего, собственно, баки и надуваются.  Это общеизвестный факт, и, надеюсь, с этим Вы спорить не собираетесь. При всем многообразии систем наддува (газобаллонные на основе азота, гелия и т.п.; испарительные; с жидкостным газогенератором; с твердотопливным газогенератором; наддув от скоростного напора и т.д.), наиболее предпочтительной, с точки зрения минимальной массы, для РН предпочтительной является газобаллонная система с гелием, в качестве газа наддува. Не будучи человеком категоричным, оговорюсь, что выбор системы наддува в каждом конкретном случае должен быть тщательно обоснован. Например, наддув баков с жидким водородом, очевидно, целесообразно производить газифицированным же водородом. Гелий, кроме высокого значения R, обладает одним важным качеством – он не конденсируется на поверхности криогенных компонентов. Недостатки же его тоже известны: высокая стоимость и «текучесть/летучесть». Сравним, для примера, 2 системы наддува: газобаллонную с гелием и испарительную на базе жидкого азота. Расчеты проведены в экселе. Точность, конечно, достаточно приблизительная, тем не менее... Расчет строился при следующих допущениях:
- газ наддува – идеальный, описывается уравнением Менделеева-Клапейрона;
- гелий храниться в титановых шар-баллонах, погруженных в бак с переохлажденным ЖК (при этом уменьшается потребный объем баллона и уменьшается его масса, из-за криогенного упрочнения материала);
- жидкий азот храниться в сферическом баке из сплава типа АМГ-6Н. Толщина бака, исходя из конструктивно-технологических ограничений, не должна быть меньше 1 мм.
Прочие данные видны из нижепиведенного расчета.
1.Гелиевая газобаллонная система:
Объем топливных баков   42   м^3
Давление наддува                  0,3   Мпа
Температура газа наддува   373   К
Газовая постоянная                 2100   Дж/кг/К
расчетная масса газа наддува      16,08579   кг
Температура хранения газа наддува   83   К
Давление хранения газа наддува   35   Мпа
Объем шар-баллона                      0,080107   м^3
Радиус шар-баллона   0,26742   м
Площадь поверхности шар-баллона   0,898667   м^2
Предел прочности материала шар-баллона   1500   Мпа
Коэффициент безопасности   2   
Толщина стенки шар-баллона   0,00624   м
Плотность материала шар-баллона   4700   кг/м^3
Масса шар-баллона   26,35528   кг
Итого масса газа и шар-баллона   42,44107   
2.Испарительная система с жидким азотом:
Объем топливных баков   42   м^3
Давление наддува   0,3   Мпа
Температура газа наддува   373   К
Газовая постоянная   287   Дж/кг/К
расчетная масса газа наддува   117,7009   кг
Температура хранения газа наддува   90   К
Давление хранения газа наддува   0,3   Мпа
Объем шар-баллона   0,117701   м^3
Радиус шар-баллона   0,304016   м
Площадь поверхности шар-баллона   1,161459   м^2
Предел прочности материала шар-баллона   450   Мпа
Коэффициент безопасности   1,5   
Толщина стенки шар-баллона   0,001   м
Плотность материала шар-баллона   2800   кг/м^3
Масса шар-баллона   3,252086   кг
Итого масса газа и шар-баллона   120,953   
При этом принято, что масса трубопроводов, клапанов, испарителя/подогревателя и т.п., одинакова для обеих систем. В реальности будут всякие нюансы, связанные с гарантийными запасами газа наддува, масса кронштейнов крепления и т.д. Тем не менее, видно, что масса гелиевой системы (объем надуваемых баков принят равным 42 кубометра, что примерно соответствует объему баков керосина и ЖК в одной «морковке» Р-7), на 78 кг меньше. Выигрыш налицо.

[avmich]

Вытеснительная подача - это, конечно, оговорка, имелась в виду система наддува. Пока у меня два вопроса - 1) почему Вы, Дмитрий, считаете, что предел прочности титанового ШБ 1500 МПа? Ссылку не дадите? Те значения, что я нахожу, заметно меньше. Если дело в криогенном упрочнении, то тоже хотелось бы поподробнее об этом почитать. 2) С использованием такое системы есть заметное неудобство, связанное с тем, что ШБ опасен при повышенной температуре. Понадобится делать систему, которая гарантирует непревышение предельного давления в таком ШБ в зависимости от температуры.

У азота есть минус, состоящий в том, что он растворяется в ЖК, до некоторой степени. С другой стороны, гелий тоже понадобится нагревать. Интересно, используется ли аналог Тридина в советских ракетах, или подогрев в таких случаях как-то иначе делается.

[fagot]

Но сейчас же вроде используется жидкий гелий или вернее сверхкритический при температуре близкой к жидкому, у него и плотность повыше и давление наверно поменьше, тогда выгода будет еще больше. Но в целом выигрыш не так и велик и может быть лучше использовать основные компоненты.

[fagot]

У азота есть минус, состоящий в том, что он растворяется в ЖК, до некоторой степени.

А эффект, в т.ч. снижение УИ можно почувствовать или он представляет чисто академический интерес?

С использованием такое системы есть заметное неудобство, связанное с тем, что ШБ опасен при повышенной температуре. Понадобится делать систему, которая гарантирует непревышение предельного давления в таком ШБ в зависимости от температуры.

Предохранительные клапаны нынче в дефиците?

Интересно, используется ли аналог Тридина в советских ракетах, или подогрев в таких случаях как-то иначе делается.

В советских ракетах стоят теплообменники на магистралях газогенераторного газа.

[Старый]

Джентльмены, а кто знает - чем наддувается 2-я ступень Космоса-3М?

[fagot]

Джентльмены, а кто знает - чем наддувается 2-я ступень Космоса-3М?

Газогенераторами на основных компонентах.