проект Nova - 455-589 тонн на leo?

[Shestoper]

Такой выигрыш возможен только при совсем уж некудышных массовом совершенстве и УИ. При современных достижениях, этот выигрыш не привысит 8-10%.

Считал.
ХС 9,4 км/c

Двухступенчатая ракета.
Первая ступень керосиновая, 70% стартовой массы, массовое совершенство 0,05 (очень высокое), УИ 310 сек (у земли).
Вторая ступень водородная, массовое соверщенство 0,08, УИ 460 сек (пустотный).
ПН - 6,2%

Трехступенчатая ракета.
Первая ступень керосиновая, 50% от массы ракеты, массовое совершенство и УИ - те же, что и в предыдущем случае.
Вторая ступень - водород, масса 30% от массы ракеты, массовое совершенство 0,08, УИ - 460 сек.
Третья ступень - массовое совершенство 0,1 (учел что у третьих ступеней массовое совершенство как правило ниже из-за небольшой массы при большом диаметре - кислородный бак тор или чечевица).
ПН - 7,7%
(Если у третьей ступени массовое совершенство 0,08, то ПН увеличивается до 7,95%).

Разница ПН - 1,5% у трехступенчатой ракеты ПН на 24% выше.
Причем характерестическая скорость небольшая, для ХС ~ 9,7 км/c разница будет ещё больше.

Впрочем я не уверен твердо, что выигрыш в 25% ПН оправдают применение третьей ступени. Просто посчитал и сообщил результат.
Но боюсь что у ракет массой 5000 тонн и более такое высокое массовое совершенство будет недостижимо из-за укрепления корпуса (для борьбы с вибрациями). Тогда трехступенчатая схема получает заметное преимущество.

[Shestoper]

Только что-то мне подсказывает, что 3-3,5 тысячи тонн - это максимум.
Большие РН вряд ли когда будут созданы. Даже Сатурну не нашлось другой работы. Что уж говорить про Нову!

Максимум - это по чисто техническим причинам, или потому что ПН не будет?

Напомню что самая мощная из летавших ракет (но не самая тяжелая) - Н-1, тяга двигателей 4500 тонн. Даже при такой тяге уже можно запустить ракету массой в 4000 тонн.
А Вулкан массой 4700 тонн - детально проработанный проект, его вполне можно было реализовать.

Что касается ПН: будет деятельность в дальнем космосе - будут и ПН для супертяжей.

[pkl]

то есть вы хотите сказать, что производство жидкого водорода порядка нескольких десятков тясяч тонн россия не осилит в принцыпе?

Да осилит конечно. Но производство скорее всего придется создавать заново, и ни одна  ни государственная, ни частная структура, способная поднять подобная производство, на данный момент в этом не заинтересованы. Для частных нет спроса - нет интереса. Для государственных - имеются более приоритетные направления в конкурентной борьбе за финансы.

На Дзержинском Капролактаме производство вроде бы востанавливают, но объемы и предназачение пока не ясны. А еще необходима продуманная транспортная схема доставки и специальные цистерны.

Опять надо ВОЛЕВОЕ РЕШЕНИЕ. И люди, готовые взять ответственность на себя.

[Дмитрий В.]

Такой выигрыш возможен только при совсем уж некудышных массовом совершенстве и УИ. При современных достижениях, этот выигрыш не привысит 8-10%.

Считал.
ХС 9,4 км/c

Двухступенчатая ракета.
Первая ступень керосиновая, 70% стартовой массы, массовое совершенство 0,05 (очень высокое), УИ 310 сек (у земли).
Вторая ступень водородная, массовое соверщенство 0,08, УИ 460 сек (пустотный).
ПН - 6,2%

Трехступенчатая ракета.
Первая ступень керосиновая, 50% от массы ракеты, массовое совершенство и УИ - те же, что и в предыдущем случае.
Вторая ступень - водород, масса 30% от массы ракеты, массовое совершенство 0,08, УИ - 460 сек.
Третья ступень - массовое совершенство 0,1 (учел что у третьих ступеней массовое совершенство как правило ниже из-за небольшой массы при большом диаметре - кислородный бак тор или чечевица).
ПН - 7,7%
(Если у третьей ступени массовое совершенство 0,08, то ПН увеличивается до 7,95%).

Разница ПН - 1,5% у трехступенчатой ракеты ПН на 24% выше.
Причем характерестическая скорость небольшая, для ХС ~ 9,7 км/c разница будет ещё больше.

Впрочем я не уверен твердо, что выигрыш в 25% ПН оправдают применение третьей ступени. Просто посчитал и сообщил результат.
Но боюсь что у ракет массой 5000 тонн и более такое высокое массовое совершенство будет недостижимо из-за укрепления корпуса (для борьбы с вибрациями). Тогда трехступенчатая схема получает заметное преимущество.

По моим расчетам для РН с керосиновой первой и остальными водоролдными ступенями 3-ступенчатая выигрывает не более 12,5% по мюПН: 5.8% - у 2-ступенчатой и 6.6%- у 3-хступенчатой РН. Пустотный УИ принят равным для керосиновых ЖРД 333 с, а водородных ЖРД - 462 с. Правда, введено ограничение на стартовую тяговооруженность для обеих типов РН - 1,4. При этом ХС 2-хступенчатой РН примерно на 200 м/с меньше, чем у 3-хступенчатой

[ratte07]

С другой стороны, для 3-ступенчатой керосиновой версии Протона у меня получилась мю ПН 4%, в то время как нормальным значением для двухступенчатой ракеты будет 3%.

Отказ от трехступенчатой схемы был инициирован ЦНИИМашем в 70-е годы на волне борьбы за надежность.

[Shestoper]

При этом ХС 2-хступенчатой РН примерно на 200 м/с меньше, чем у 3-хступенчатой

Почему? Тяговооруженность ступеней ведь одинаковая?

[Shestoper]

Отказ от трехступенчатой схемы был инициирован ЦНИИМашем в 70-е годы на волне борьбы за надежность.

Я между прочем вполне согласен, что для РН обычной размерности третья ступень не нужна, увеоичение ПН не оправдывается ростом стоимости и сложности ракеты, нужен дополнительный район падения ступени.
Но вот насчет сверхтяжелых ракет не уверен - для них возможно оптимальнее поднять долю ПН (пусть и введением третьей ступени), а не увеличивать стартовую массу. У них при росте массы весовое сорвершенство падает из-за аккустических нагрузок.

[Дмитрий В.]

При этом ХС 2-хступенчатой РН примерно на 200 м/с меньше, чем у 3-хступенчатой

Почему? Тяговооруженность ступеней ведь одинаковая?

Более длинный АУТ у 3-хступенчатой РН.

[Дмитрий В.]

С другой стороны, для 3-ступенчатой керосиновой версии Протона у меня получилась мю ПН 4%, в то время как нормальным значением для двухступенчатой ракеты будет 3%.

Ну, это смотря для какой ракеты :wink:

[Сверхновый]

Максимум - это по чисто техническим причинам, или потому что ПН не будет?

Технически можно все что угодно сделать.  Как говориться: с дуру можно и х** сломать, хотя всего лишь гидравлика.

Не будет ПН. Ради одной-двух флаговтыкательных миссий на Марс никто не станет делать ракету, стартовые сооружения, налаживать производство, строить гигансткие стенды.
Нигде, никогда и никаих шансов. Это фантастика (и даже не научная).

Что касается ПН: будет деятельность в дальнем космосе - будут и ПН для супертяжей.

Для настоящей деятельности нужны цели. Где они?

[Дмитрий В.]

Для настоящей деятельности нужны цели. Где они?

Золотые слова!

[Shestoper]

Более длинный АУТ у 3-хступенчатой РН.

Угу, а при одинаковой продолжительности АУТ - у 3-хступенчатой РН на трех ступенях будет выше суммарная масса двигателей.
 Я это не учел. Так что был не прав.
Я считал ХС одинаковой. Тогда для доразгона второй ступени 2-хступенчатой РН ещё на 200 м/c ПН уменьшится примерно на 6-7%, тогда как раз получалась разница 20% в ПН.

Кстати ещё один момент - если ракета двухступенчатая, то у первой (керосиновой) ступени оптимально иметь бОльшую ХС, чем у первой ступени трехступенчатой ракеты - примерно 3,5 км/c притив 2 км/c. Тогда больше доля первой ступени в массе ракеты.
А керосин намного дешевле водорода.

[ratte07]

У 3-ступенчатой меньше максимальная перегрузка без дросселирования.

[Дмитрий В.]

Более длинный АУТ у 3-хступенчатой РН.

Угу, а при одинаковой продолжительности АУТ - у 3-хступенчатой РН на трех ступенях будет выше суммарная масса двигателей.
 Я это не учел. Так что был не прав.
Я считал ХС одинаковой. Тогда для доразгона второй ступени 2-хступенчатой РН ещё на 200 м/c ПН уменьшится примерно на 6-7%, тогда как раз получалась разница 20% в ПН.

Кстати ещё один момент - если ракета двухступенчатая, то у первой (керосиновой) ступени оптимально иметь бОльшую ХС, чем у первой ступени трехступенчатой ракеты - примерно 3,5 км/c притив 2 км/c. Тогда больше доля первой ступени в массе ракеты.
А керосин намного дешевле водорода.

Если снять ограничение на величину тяговооруженности, то, при оптимизации параметров по мюПн, тяговооруженности 3-хступенчатой РН будут выше, чем у 2-хступенчатой, а АУТ - более коротким. Но, все равно, по моим расчетам, трехступенчатая РН не сильно выигрывает у 2-хступенчатой. Ситуация меняется, если конструктивное совершенство блоков и УИ ЖРД относительно невелики (чскажем, на уровне достижений 1940-начала 1960-х) - тогда преиумущество 3-хступенчатых ракет куда больше, и может достигать указанных Вами значений.

[Shestoper]

Не будет ПН. Ради одной-двух флаговтыкательных миссий на Марс никто не станет делать ракету, стартовые сооружения, налаживать производство, строить гигансткие стенды.
Нигде, никогда и никаих шансов. Это фантастика (и даже не научная).
Для настоящей деятельности нужны цели. Где они?

1-2 флаговтыкательные миссии на Марс, 2-3 флаговтыкательные миссии в ситемы газовых гигантов (например водички с Европы привезти), 5-10 ракет для создания лунной базы (с добычей гелия-3), ежегодно по 2 полета для замены экипажа этой базы и снабжения, выведение сверхбольших космических телескопов.
В военных целях - выведение на геостационар сверхтяжелых спутников с РЛС. Типа Лакросса, но намного крупнее, с ЯСУ, поскольку орбита далеко от Земли. Нечто вроде вот этих спутников с антеной диаметром 115 метров: http://www.x-libri.ru/elib/shmyg000/00000052.htm

Ну как, достаточно целей?

[Дмитрий В.]

У 3-ступенчатой меньше максимальная перегрузка без дросселирования.

Да, но это далеко не всегда важное преимущество.

[Shestoper]

О планах Королева по дальнейшей модернизации Н-1:
http://epizodsspace.narod.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/04-07.html

Одним из основных направлений увеличения веса полезного груза, доставляемого ракетой-носителем, является применение на II и III ступенях топлива кислород-водород.

Кроме того, реальной является следующая модификация ракеты. Двигатели допускают форсирование со 150 до 175 т. При замене двигателей на форсированные и частичном увеличении топлива на II и III ступенях за счет цилиндрических вставок в емкостях вес полезного груза может быть доведен до 105 т, а при использовании топлива кислород-водород одновременно на II и III ступенях вес полезного груза увеличится еще существеннее (Н-IФ — форсированный вариант).

Существует еще одно направление существенного увеличения веса полезного груза. Проработки показывают, что возможна модернизация двигателя с доведением тяги до 250 т в габаритах имеющегося двигателя с тягой 150 т. Замена двигателя на модернизированный позволит значительно увеличить стартовый вес блоков А и Б. Причем увеличение стартового веса этих блоков может быть достигнуто при использовании на модернизированном блоке А трех кислородных емкостей блока А штатного варианта ракеты Н-I, одна из которых будет емкостью для горючего, а две другие — для окислителя.

На модернизированном блоке Б могут быть применены: емкость горючего блока А — для окислителя и емкость окислителя блока Б — для горючего. Такая комбинация использования разрабатываемых сейчас емкостей позволит сохранить практически всю технологическую оснастку для изготовления новых, модернизированных блоков (вариант Н-IМ).

[Shestoper]

Королев о возможности применения ЯРД на Н-1:
http://epizodsspace.narod.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/04-04.html

Дальнейшим путем улучшения характеристик Н-I является применение на ее последних ступенях двигателей, использующих ядерную энергию. Как показали предварительные проработки, использование на III ступени Н-I ядерного двигателя с тягой 30-40 т и удельной тягой 8900 ед. с рабочим телом — водородом и относительным весом двигателя 75 кг/т тяги дает увеличение полезного груза на 60 т.

В случае создания на базе I ступени Н-I двухступенчатого носителя Н-II при использовании на II ступени ядерного двигателя, эскизные проекты которого выполнены ОКБ М.М. Бондарюка и ОКБ В.П. Глушко при использовании в качестве рабочего тела жидкого водорода, вес полезного груза возрастает на 125 т и составляет 200 т.

Конечно Королев использовал довольно оптимистичные оценки ЯРД (например малый относительный вес).
Тем не менее использования ЯРД на верхней ступени сверхтяжелых РН дело весьма перспективное, особенно при полете на Луну и к планетам - второй ступенью с ЯРД можем сразу набрать вторую космическую, а уже дальше включать ЭРД.

[Сверхновый]

1-2 флаговтыкательные миссии на Марс, 2-3 флаговтыкательные миссии в ситемы газовых гигантов, 5-10 ракет для создания лунной базы.
В военных целях - выведение на геостационар сверхтяжелых спутников с РЛС.
Ну как, достаточно целей?

Маловероятно, что такие планы реализуются. Но...
Предположим, что такие задачи поставлены. В таком случае выгоднее будет сделать полноценную многоразовую АКС на 30-40 тонн выводимой массы.
Крупные объекты стыковать из модулей и заправлять на орбите.
При сотне полетов в год многоразовая АКС становится выгодной.

[Дмитрий В.]

1-2 флаговтыкательные миссии на Марс, 2-3 флаговтыкательные миссии в ситемы газовых гигантов, 5-10 ракет для создания лунной базы.
В военных целях - выведение на геостационар сверхтяжелых спутников с РЛС.
Ну как, достаточно целей?

Маловероятно, что такие планы реализуются. Но...
Предположим, что такие задачи поставлены. В таком случае выгоднее будет сделать полноценную многоразовую АКС на 30-40 тонн выводимой массы.
Крупные объекты стыковать из модулей и заправлять на орбите.
При сотне полетов в год многоразовая АКС становится выгодной.

И какая стартовая масса будет у АКС с ПГ=30-40 т?