40-тонник: ищем оптимальное решение.

[Shestoper]

Хмммм... интересно.... задача была сделать РН с минимумом стоимости!
Потом все стали писать про водород, один двигатель, тандем, увеличение диаметра.... так чего же надо, сделать РН с минимумом стоимости пуска или с водородом, или с диаметром 5,5 и более метров, или с двигателем который комуто понравился??? Это всё совершенно разное, разберитесь сначала чего хотите :wink:

Это если надо завтра запустить ракету один раз и забыть о ней - тогда дешевле  собрать тризенит из стандартных выпускаемых блоков.
А если проектируем ракету под серию в 200 пусков, имеет смысл потратиться на новое топливо, новые двигатели, авиаперевозку - при массовом производстве это удешевит ракету.

[freinir]

Хмммм... интересно.... задача была сделать РН с минимумом стоимости!
Потом все стали писать про водород, один двигатель, тандем, увеличение диаметра.... так чего же надо, сделать РН с минимумом стоимости пуска или с водородом, или с диаметром 5,5 и более метров, или с двигателем который комуто понравился??? Это всё совершенно разное, разберитесь сначала чего хотите :wink:

Это если надо завтра запустить ракету один раз и забыть о ней - тогда дешевле  собрать тризенит из стандартных выпускаемых блоков.
А если проектируем ракету под серию в 200 пусков, имеет смысл потратиться на новое топливо, новые двигатели, авиаперевозку - при массовом производстве это удешевит ракету.

А если посчитать  :wink:

[freinir]

А может лучше потратиться на метан, ему ведь и дешеветь не надо  :wink:

[Дмитрий В.]

Хмммм... интересно.... задача была сделать РН с минимумом стоимости!
Потом все стали писать про водород, один двигатель, тандем, увеличение диаметра.... так чего же надо, сделать РН с минимумом стоимости пуска или с водородом, или с диаметром 5,5 и более метров, или с двигателем который комуто понравился??? Это всё совершенно разное, разберитесь сначала чего хотите :wink:

Это если надо завтра запустить ракету один раз и забыть о ней - тогда дешевле  собрать тризенит из стандартных выпускаемых блоков.
А если проектируем ракету под серию в 200 пусков, имеет смысл потратиться на новое топливо, новые двигатели, авиаперевозку - при массовом производстве это удешевит ракету.

А если посчитать  :wink:

Павел, а по-вашему мнению, какое решение оптимально для 40-тонника? Надеюсь, мы не услышим тривиальное: "Как "Ангара"?! :wink:

[MGouchkov]

Дмитрий В. пишет:
 
 Однако, перспективное решение всеже видится в метановом ЖРД с умеренными параметрами рабочего процесса и восстановительным ГГ. Кроме прочего, такой ЖРД мог бы стать основой для многоразовой первой ступени МТКС, если для ее появления созреют условия.

 На какой, с вашей Дмитрий, точки зрения класс тяги имеет смысл делать такой "метановый аналог F-1 по идее Центра Келдыша"?
 Основания ответа на этот вопрос являются имхо одним из двух обстоятельств определяющих облик и 40ка тонника.
 C моей точки зрения класс тяги такого ЖРД должен быть 250тонн. Ещё и в частномсти для того что бы у минимальной РН с ДУ из таких ЖРД- заменяющей клон Р-7,  было на 1ой ступени 3 таких ЖРД и она уводилась от старовых сооружений при отказе одного из них.
 Одновременно,  класс тяги на одно камеру 250-300т,- последовательно следующий уровень за освоенным при ссср.
 Думаю понятно, что такой ЖРД- однокамерный, создавать сложную арматуру трубопроводов под давлением в 2 камерных никак не входит в концепцию  простоты и надёжности.
 Следующее обстоятельство имхо в том, что такой упрощённых ЖРД который ещё и "концептуально дефорсирован", будучи сделанным  с использованием последних достижений ОЧЕНЬ может быть ещё и многоресурсным, при очень значимо сокращённых по сравнению с SSME по объёму и финрасходах межполтных процедурах.
 То есть, с такими ЖРД ступени  может быть выгодно делать по схеме одноразовый баковый блок / возвращаемый- c двигательной установкой и всем остальным.
 И это тоже,- вполне (и может быть очень) оправданный общим снижением стоимости расход массы (ухудшение по мю ПН).
Если тяга одного ЖРД- 250тонн, и часть массы РКС ушла на многоразовую конструкцию двигательно-служебных блоков стпупеней, то максимальный "карандаш-тандем" с многоразовым блоком с 6ю такими ЖРД (этот же блок "у меня"- бустер для 25ти тонного ПКК, функциональный аналог ТТУ Шаттла), при запуске со сравнительно высокоширотного космодрома, в 2ух ступенцатом варианте  до 40ка тонника не дотянет, будучи где-то "30+ тонн".
 (Массу под оборудование для многоразовости я "резервирую" с размахом; по принципу- пусть тяжелее, но надёжно при дешевизне)
 Тогда, в нише "40ка тонник" действуют принципиально разные  РН- наборы блоков, в зависимости от того чтО собственно нам надо;- если нечто везти например на ГСО,- то "карандаш" с дополнительной 3ей ступенью, а если именно 40тонн на низкую, то миминальный "пакет" 4ёх двигательный "центр" и два 3ёх двигательных боковых блока.
 Возвращемый блок центра уже в модификации для посадки после 1ого-3ёх витков по орбите, от земли его ЖРД работают на топливе из баков боковых блоков.
 Отличие этого набора от "надставленного карандаша" в том, что если нам только до низкой отбиты, то выгодно применить более тяжёлый набор блоков, но в котором при том  все ДУ спасаются..

[hcube]

Ну, в принципе, А-100, с 350-тонными УРМ на метане, двигатели - 4-камерная конверсия НК-33 - вполне адекватна. Три УРМ дают 40 тонн на метане и 50 на водороде, 4 - 50/60, 5 - 70/90, 7 - 90/110, 7ЖП с другой второй ступенью - наверное под 130 тонн. При этом оптимальны конфигурации с 2 и 3 боковушками (ЦБ вдвое менее тяговооружен чем боковушки), 5 'работоспособна', а для 7-блочной компоновки центр уже другой, с диаметром в 1.5 раза больше. Опять же, см. SerB ;-).

[Дмитрий В.]

На какой, с вашей Дмитрий, точки зрения класс тяги имеет смысл делать такой "метановый аналог F-1 по идее Центра Келдыша"?
 Основания ответа на этот вопрос являются имхо одним из двух обстоятельств определяющих облик и 40ка тонника.
 C моей точки зрения класс тяги такого ЖРД должен быть 250тонн.

В общем и целом, я с Вами согласен. Класс тяги нового ЖРД должен, по-моему, находиться в пределах 150-250 тс. Это должен быть однокамерный ЖРД в кардановом подвесе.

[hcube]

*на камеру. Т.е. не отдельные 'мегаНК-33', а аналоги РД-170 и РД-180, многокамерные, но с одним ТНА.

[Технократ]

Цены на комплектующие надо спрашивать у продавца, а не у журналистов.

РД- 180 надо учесть имеет довольно таки интересный статус он делался по заказу иностранной компании и соответственно возможны определённые проблеммы с продажей иным заказчикам.

На начальной стадии вместо РД-115 вполне подойдёт модернизированный РД-275, сопловой насадок и  карданный подвес.

Гептил и амил легко растворяется в большой массе морской воды, без экологических последствий, так что старт можно делать с Сахалина или с морского старта.

Старт автоматизировать и роботизировать.

Но если подумать и 8 двигателей на первой ступени маловато будет.
А что если замахнуться на все 12 движков - двойной Протон.

Стартовая масса = 1500 тонн Стартовая тяга 1944 тс
На первой ступени - 12 движков РД-275
На второй 4 движка РД-275 с сопловыми высотными насадками.
На третьей 1 движек типа РД-275  с высотным сопловым насадком и карданным подвесом.

40 тонн легко! а то и все 45.
Простор для модернизации - ОГО-ГО!
Можно на третьей ступени два РД-120 или тот же водород РД-0120.

И это в течении 3-5 лет. При себестоиммости - 70-90 мегабаксов, конца 2007 года.
А - лихо!

Строить в Санкт-Петербурге и переправлять к старту на судах река-море.

Двойной Протона - и полная унификация двигунов.
Не хуже трёхзенита и в два раза дешевле!

[Salo]

*на камеру. Т.е. не отдельные 'мегаНК-33', а аналоги РД-170 и РД-180, многокамерные, но с одним ТНА.

В этом случае при отказе двигателя сразу кирдык.

[Лютич]

Далее, гуппи, хорошо. Даже гуппи на базе 747 машины имеют длину грузового отсека не более 50 метров, т.е. целиком РН все равно не получится запихать. Кроме того, гуппи - опять же уникальный самолет, стоимость его летного часа еще и повыше будет, чем у ВМ-Т.

Во-первых, в ж/д вагон ракету тоже целиком запихнуть не получится  :twisted:
Баки в любом случае интегрируются на космодроме, если только у нас не морской старт.

Во-вторых, напомню - гуппи и белугу активно используют для перевозки негабаритов. Кто мешает использовать наш транспортный самолет для того же? Помимо основного назначения?

[hcube]

Так если откажет движок в многодвигательной схеме, ПН до орбиты один фиг не долетит - траекторные потери вырастут, и ага. Если же стоит задача увести РН со стартового комплекса, то ХО проще поставить отстреливаемые ТТРД для всей ракеты плюс САС для ПН. Просто аварийные движки, без УВТ, безо всего, простые и дешевые. Или даже не отстреливаемые, а работающие именно как стартовые бустеры на РН типа Атласа, только на меньшую длительность тяги (ну, это считать надо, что лучше). Которые обеспечивают нужную тяговооруженность именно на старте, пока РН не ушла со стартового комплекса.

Гуппи можно не строить самим, а нанять. Кто найдет данные по транспортнику на базе B-747? Вообще, Боинг его проектировал для перевозки фюзеляжей B-777, в сборе, но без крыла и оперения. Т.е. минимальный габарит грузового отсека мы знаем - он равен габариту фюзеляжа помянутого 777-го.

[freinir]

Хмммм... интересно.... задача была сделать РН с минимумом стоимости!
Потом все стали писать про водород, один двигатель, тандем, увеличение диаметра.... так чего же надо, сделать РН с минимумом стоимости пуска или с водородом, или с диаметром 5,5 и более метров, или с двигателем который комуто понравился??? Это всё совершенно разное, разберитесь сначала чего хотите :wink:

Это если надо завтра запустить ракету один раз и забыть о ней - тогда дешевле  собрать тризенит из стандартных выпускаемых блоков.
А если проектируем ракету под серию в 200 пусков, имеет смысл потратиться на новое топливо, новые двигатели, авиаперевозку - при массовом производстве это удешевит ракету.

А если посчитать  :wink:

Павел, а по-вашему мнению, какое решение оптимально для 40-тонника? Надеюсь, мы не услышим тривиальное: "Как "Ангара"?! :wink:

Так Ангара уже тривиальна? Приятно!
Но Вы не доконца раскрыли вопрос.... оптимальное решение для какой орбиты? Низкой, ГПО или ГСО???  :wink:

[Дмитрий В.]

Так Ангара уже тривиальна? Приятно!
Но Вы не доконца раскрыли вопрос.... оптимальное решение для какой орбиты? Низкой, ГПО или ГСО???  :wink:

Хех! Тривиальна не "Ангара", а ожидаемый ответ на вопрос!
Что касается 40-тонника: поскольку эта РН изначально видится универсальной, то выведение КА на высокоэнергетические орбиты и отлетные траектории предполагается с помощью КРБ, который стартует с низкой опорной орбиты. Соответственно, стоимость пуска на низкую орбиту от стоимости пуска на высокоэнергетические орбиты будет отличаться только на фиксированную стоимость пуска КРБ (грубо, конечно). Поэтому, в первом приближении, оптимальное решение для НОО будет соответствовать и оптимальному решению для других орбит.

[freinir]

Так Ангара уже тривиальна? Приятно!
Но Вы не доконца раскрыли вопрос.... оптимальное решение для какой орбиты? Низкой, ГПО или ГСО???  :wink:

Хех! Тривиальна не "Ангара", а ожидаемый ответ на вопрос!
Что касается 40-тонника: поскольку эта РН изначально видится универсальной, то выведение КА на высокоэнергетические орбиты и отлетные траектории предполагается с помощью КРБ, который стартует с низкой опорной орбиты. Соответственно, стоимость пуска на низкую орбиту от стоимости пуска на высокоэнергетические орбиты будет отличаться только на фиксированную стоимость пуска КРБ (грубо, конечно). Поэтому, в первом приближении, оптимальное решение для НОО будет соответствовать и оптимальному решению для других орбит.

А Вы сами то верите в то что при максимуме ПН на НО таже РН будет выводить максимум ПН на ГПО например?

Для РН должна быть выбрана главная цель и несколько побочных, если уж так хочется! Так какая цель главная?

[Дмитрий В.]

Так Ангара уже тривиальна? Приятно!
Но Вы не доконца раскрыли вопрос.... оптимальное решение для какой орбиты? Низкой, ГПО или ГСО???  :wink:

Хех! Тривиальна не "Ангара", а ожидаемый ответ на вопрос!
Что касается 40-тонника: поскольку эта РН изначально видится универсальной, то выведение КА на высокоэнергетические орбиты и отлетные траектории предполагается с помощью КРБ, который стартует с низкой опорной орбиты. Соответственно, стоимость пуска на низкую орбиту от стоимости пуска на высокоэнергетические орбиты будет отличаться только на фиксированную стоимость пуска КРБ (грубо, конечно). Поэтому, в первом приближении, оптимальное решение для НОО будет соответствовать и оптимальному решению для других орбит.

А Вы сами то верите в то что при максимуме ПН на НО таже РН будет выводить максимум ПН на ГПО например?

Для РН должна быть выбрана главная цель и несколько побочных, если уж так хочется! Так какая цель главная?

Что значит, верю? Я знаю, что при данной схеме выведения максимум ПН на НОО соответствует максимуму ПН на целевой орбите. Это не гипотеза, это факт. Но мы оптимальное решение, если Вы помните, ищем в виде минимума стоимости пуска. Так, все же, у Вас есть собственное мнение на сей счет? :roll:

[Salo]

Так если откажет движок в многодвигательной схеме, ПН до орбиты один фиг не долетит - траекторные потери вырастут, и ага. Если же стоит задача увести РН со стартового комплекса, то ХО проще поставить отстреливаемые ТТРД для всей ракеты плюс САС для ПН. Просто аварийные движки, без УВТ, безо всего, простые и дешевые. Или даже не отстреливаемые, а работающие именно как стартовые бустеры на РН типа Атласа, только на меньшую длительность тяги (ну, это считать надо, что лучше). Которые обеспечивают нужную тяговооруженность именно на старте, пока РН не ушла со стартового комплекса.

3.2)Обеспечение возможности выполнения целевой задачи при отказе одного из двигателей первой или второй ступени.

При использовании пакетной схемы с этим могут быть определённые трудности, если не использовать перелив.

Да, пакетная компоновка лучше соответствует требованиям "семейственности". Что касается отказоустойчивости, то здесь как раз лучше тандем с многодвигательными ДУ. Для смягчения "проблемности" этой задачи на пакете, в боковых блоках придется применять также многодвигательные ДУ (минимум - 2 ЖРД), чтобы при отказе одного из двигателей можно было безболезненно отключить противоположный, а также для полной выработки РЗТ.

[freinir]

Я опять же говорю, для какой орбиты???

P.S. для справки: КГЧ Протона на верхние орбиты весит на несколько тон больше чем КГЧ на НО, с КВРБ эта разница доходит до 6 т...... намёк понятен?

[hcube]

Многодвигательная ДУ - это ОДНО из решений. Оно необязательно оптимально по стоимости. Есть еще как минимум два варианта - повышение отказоустойчивости одного двигателя, и применение аварийного двигателя, 'заменяющего' отказавший на короткий срок, достаточный для увода РН от стартового комплекса. Если ТТРД САС сделать в виде сборки небольших двигателей (примерно как САС Клиппера), то ее можно после прохождения границы востребованности САС (т.е. высоты порядка 1 км) использовать как двигательную установку, последовательной активацией отдельных двигателей. По крайней мере, свой вес оно оправдает.

С другой стороны, использование отдельные относительно небольших двигателей поднимает серийность их производства, да и компонуются они лучше. Так что я лично ничего не имею против моноблока со скажем 7*НК-33.

[Дмитрий В.]

Я опять же говорю, для какой орбиты???

P.S. для справки: КГЧ Протона на верхние орбиты весит на несколько тон больше чем КГЧ на НО, с КВРБ эта разница доходит до 6 т...... намёк понятен?

И что? Пусть опорная (ну, или если угодно переходная/промежуточная) орбита будет незамкнутой (схема с довыведением). Все равно, максимум ПГ на этой орбите будет соответсвовать максимуму ПГ на орбите целевой. Вы не увиливайте, а прямо изложите свое видение на оптимальный 40-тонник (если он у Вас, конечно, имеется)! :wink: