40-тонник: ищем оптимальное решение.

[Александр Ч.]

Я думаю эта РН будет не дороже 80...85 млн $ (по себестоимости пуска)

Примерно к такой сумме нужно стремиться.

Но всё равно ведь на низкую орбиту по стоимости оптимально выводить 2 ступнями, на высокую - две ступени (вторая немного не доходит до орбиты, как блок Ц у Энергии) плюс маленький разгонный блок.
На ГСО или отлетную траекторию - большой разгонный блок.
Схема достаточно выгодная энергетически, и позволяет использовать один носитель.

Схема стандартная, но не самая выгодная!

Так напишите свое мнение для каждой целевой орбиты, условия:

1.1) Масса ПГ на низкой опорной орбите (200*200 км, наклонение 51 град) 40 т (плюс-минус 5 т). Масса ПГ на ГСО - до 8 т, масса КА на отлетной траектории к Луне 12-16 т (в зависимости от типа КРБ).

[Александр Геннадьевич Шлядинский]

Схема стандартная, но не самая выгодная!

А какая выгоднее? Не только энергетически, но именно экономически выгоднее?
Три ступени, как у Сатурна-5? (когда вторая ступень прилично не добирает орбитальной скорости)
Так ведь ХС на ГСО с LEO больше, чем на Луну с LEO. Так что для третьей ступени логично оставить только довывод на ГСО, а на низкую орбиту полностью выходить двумя ступенями.

Если имелось в виду, что лучше 4 ступени на ГСО, чем 3 - то это выгоднее энергетически процентов на 10-15, но экономически вряд ли, лишняя ступень усложняет ракету.

Кто сказал, что у Сатурна 5 три ступени??? :shock:
У Сатурна 5 как раз и есть две ступени с довыведением. А S-IVB, это разгонный блок.

[Shestoper]

Кто сказал, что у Сатурна 5 три ступени??? :shock:
У Сатурна 5 как раз и есть две ступени с довыведением. А S-IVB, это разгонный блок.

У Сатурна вторая ступень отделяется на скорости 7 км/c.
У Энергии блок Ц не добирает до орбитальной скорости всего порядка 100 м/c.

[SpaceR]

Я так понимаю, что для оптимальной РН на одинаковых компонентах всех ступеней ХС должна поровну делиться между ступенями. Значит:
РН, запускаемая на ГСО, потребует при этом недобора до круговой скорости - для двух ступеней - порядка 0-0,1 км/с; (как раз оптимум)
РН, запускаемая на ПГСО с Байконура/Восточного - недобора 2ст до круговой порядка 1-1,1 км/с;
РН, запускаемая к Луне - недобора 2ст до круговой порядка 1,1-1,2 км/с.

При использовании водорода выгоднее перераспределить ХС в пользу водородных ступеней, значит недобор двух ступеней до НОО еще немного возрастет.

Если же применять схему с 2,5-3 ступенями до НОО, то оптимальная точка запуска РБ (на ПГСО и к Луне) - как раз на НОО.

[Shestoper]

Ну так ХС на НОО - примерно 9,5 км/c, а на ГСО с наших широт - 4,5-5 км/c.
3,5 км/c набираем на метане или керосине первой ступени, 6 км/c на второй, 5 км/c на разгонном блоке. Распределение ХС по водородным ступеням почти одинаковое, от оптимального отличается незначительно. А при пуске на НОО можно обойтись двумя ступенями, ракета упрощается.

[RadioactiveRainbow]

Если не ошибаюсь, равномерное распределение ХС между ступенями завязано как минимум на УИ ступеней, даже при одинаковых компонентах он разный.
А при желании распределение ХС можно оптимизировать не по стартовой массе - в этом случае распределение может получиться существенно другим.

С-5 может быть и чисто двухступенчатым - вопрос в том, а при каком массе ПН?

[Дмитрий В.]

Давайте по-порядку.
1)Схема с "затачиванием" РН под ГПО типа Ариан-4 или Атлас-Центавр (и т.д.) хороша минимальным количеством ступеней. Однако, ввиду того что верхняя ступень работает и как маршевая, на целевую орбиту она тащит и частично опорожненные баки. Кроме того, для выведения на ГСО надо еще и изрядно заправить КА, или применить апогейный двигатель (считай, еще один разгонный блок).
2)Схема, принятая у нас (Протон, Энергия, Молния и, хм, Ангара-5) более универсальна и энергетически более выгодна - КРБ стартует с низкой орбиты полностью заправленный, а его ДУ может иметь существенно более низкую тягу, чем ступень, выполняющая функции маршевой ступени и КРБ. Кроме того, в данной схеме РН движется по примерно одной и той же траектории, обеспечивающей постоянство нагрузок, зон падения и т.п.
В идеале схема выведения выглядит так. Двумя маршевыми ступенями РН доставляет КГЧ (в состав которой в общем случае входят КА и КРБ или блок довыведения) на низкую круговую или незамкнутую переходную орбиту (падение 2-й ступени в антипод). Далее КА с помощью своей ДУ переводится на низкую целевую орбиту, либо включается КРБ, выводящий КА на высокоэнергетическую орбиту или отлетную траекторию. При необходимости, КРБ может выдавать и импульс довыведения (50-100 м/с). Эта схема, еще раз подчеркну, энергетически выгодна (в т.ч. обеспечивает выведение КА на ГСО в три ступени, включая КРБ) и, главное, более универсальная.

[mihalchuk]

Ну так ХС на НОО - примерно 9,5 км/c, а на ГСО с наших широт - 4,5-5 км/c.
3,5 км/c набираем на метане или керосине первой ступени, 6 км/c на второй, 5 км/c на разгонном блоке. Распределение ХС по водородным ступеням почти одинаковое, от оптимального отличается незначительно. А при пуске на НОО можно обойтись двумя ступенями, ракета упрощается.

Это хорошо из соображений максимальной массы ПГ. А если следовать за минимальной стоимостью, то участок разгона на первой ступени следует удлиннить.

[fagot]

Если не ошибаюсь, равномерное распределение ХС между ступенями завязано как минимум на УИ ступеней, даже при одинаковых компонентах он разный.

Конечно, на УИ и массовое совершенство.

[Shestoper]

А если следовать за минимальной стоимостью, то участок разгона на первой ступени следует удлиннить.

Не надо. Приземный УИ метана или керосина примерно в полтора раза меньше, чем пустотный УИ водорода. Исходя из этого, первая ступень должна иметь ХС 40% от ХС до НОО (3,5 км/с почти столько и есть).
Причем чем больше скорость первой ступени, тем дальше от старта она упадет - при выведении на разные орбиты район падения "гуляет" по большой территории, на которой нельзя строить крупных населенных пунктов.

[mihalchuk]

Не надо. Приземный УИ метана или керосина примерно в полтора раза меньше, чем пустотный УИ водорода. Исходя из этого, первая ступень должна иметь ХС 40% от ХС до НОО (3,5 км/с почти столько и есть).

Для нашей страны я бы подумал о ХС водородного блока 5 км/с. Это будет выгодно с точки зрения уменьшения габаритов блока, снижения гравитационных потерь и уменьшения тяги водородной ДУ.

Причем чем больше скорость первой ступени, тем дальше от старта она упадет - при выведении на разные орбиты район падения "гуляет" по большой территории, на которой нельзя строить крупных населенных пунктов.

А это ещё один фактор, привязанный к конкретному месту старта. Откуда летим?

[Shestoper]

[Для нашей страны я бы подумал о ХС водородного блока 5 км/с. Это будет выгодно с точки зрения уменьшения габаритов блока, снижения гравитационных потерь и уменьшения тяги водородной ДУ.

Первая водородная ступень уменьшает стартовую массу  и тягу двигателей при равной ПН. Плюс также в унификации двигателй всех ступеней, они будут отличаться только соплом.
С другой стороны, сухая масса и габариты первой водородной ступени возрастают (габариты - очень сильно). В несколько раз увеличивается расход дорогостоящего водорода.
И ещё один момент - за счет малой плотности водород трудно перекачивать, так что водородные насосы требуют большой мощности. Из-за этого ограничено создание водородных ЖРД большой тяги (более 500 тонн).
Забросив все ЖРД, кроме водородных, рискуем в нужный момент остаться без подходящего двигателя для первой ступени сверхтяжелого носителя - опять пихать 30 двигателей на ступень, как у Н-1. Американцам проще, у них ТТУ на поток поставлены.

[Дмитрий В.]

Да, в общем-то применение водорода не дает особого "всплеска" габаритов. При равной массе ПГ чистый водородник примерно на 25-26% "объемнее" чистой керосинки и приерно на 30-32%, чем керосин-водородный носитель (все варианты - 2-хступенчатые). При линейном подобии габариты будут отличаться совсем мало, процентов на 10.

[Shestoper]

Да, но нужно учитывать ещё один факт: чисто водородный носитель легче, чем керосин-водород. Следовательно тяга первой ступени нужна меньше, но водородные движки при равной тяге тяжелее и дороже керосиновых (тот же ТНА нужен мощнее).

К тому же если первая ступень керосиновая или метановая, а вторая водородная, то они при разных массах будут иметь примерно одинаковые габариты - удобно их унифицировать по диаметру при удлинении в районе 3, при совмещенных баках получается высокое массовое совершенство ступеней, форма оптимальна, и тандем выходит не слишком большого удлинения.
Если же обе ступени либо керосиновые, либо водородные, то при одинаковом диаметре или первая ступень слишком длинная, или вторая слишком короткая - соотношения объема баков к площади поверхности неоптимально, массовое совершенство ухудшается.

В общем если конкретно для 40-тонника применение на первой ступени водорода или керосина/метана дает примерно равную экономическую эффективность (конкретный результат зависит от многих факторов - степени развития производства и технологий керосиновых и водородных ЖРД, водородной инфраструктуры, стоимости метана в конкретной стране - в России с её газовыми запасами он дешев), то для развития космонавтики вообще необходимо не потерять опыт создания двигателей большой тяги на плотном топливе. У американцев традиционно это ТТУ, у нас - керосинки. Например без отработанных ТТУ создание Ареса-5 было бы затруднено, понадобилось бы ставить на носитель не меньше 10 водородных RS-68.

[hcube]

Мне все-таки больше пакет нравится. И наверное если разрабатывать семейство РН, то за базовый блок надо брать ЦБ самого тяжелого варианта, т.е. 6 УРМ + ЦБ.

Если, допустим, у нас стоят 400-тонники на всех УРМ, то масса боковушек будет порядка 230 тонн, масса ЦБ - 450, масса третьей ступени - 100, масса четвертой/РБ - 50. С 50-тонным разгонником к Луне уходит порядка 50 же тонн.

При этом этот же разгонник на более легких вариантах как раз вписывается на роль ТРЕТЬЕЙ ступени, а 100 тонн массы бывшей третьей ступени как раз облегчают носитель обратно до более-менее оптимального уровня.

При 7 УРМ суммарной тягой в 2800 тонн и общей массе в 2080 тонн вполне реальна ПН в 100 тонн.

При этом, одна боковушка с 'легкой' третьей ступенью дает порядка 15 тонн ПН. При стартовой тяге в 400 тонн стартовая масса получается 305 тонн - даже лучше чем у семерки. Cо второй ступенью на метане - 10 тонн.

Две боковушки, ЦБ и та же третья ступень дают уже порядка 45 тонн ПН (водорода относительно меньше, но зато три ступени), при этом стартовая масса - 1000 тонн, стартовая тяга - 1200 тонн.

Ну и так далее, полный вариант дает 100 тонн ПН при стартовой порядка 2080 тонн, включая ПН. Дырка в районе 20-30 тонн ПН может быть закрыта носителем из двух боковушек с одной третьей ступенью, связанных в жесткий пакет, либо навеской ТТУ суммарной тягой и длительностью работы примерно как у одного УРМ, на ЦБ.

Конкретную наиболее оптимальную раскладку по массам ступеней надо считать, но в целом по моему так. Двигатель на 400 тонн можно сделать однокамерным, но я бы делал на 2 камеры, как РД-180 - тогда можно ограничиться незначительным масштабированием существующей камеры НК-33. При этом стартовый комплекс для всех вариантов - один и тот же. Легкий вариант запускается с наиболее близкого к мачте обслуживания газовода (не с центрального).

Диаметр боковых блоков - 3.9 метра, диаметр центрального - 5.5 метров. Диаметр тяжелой третьей ступени - 5.5, легкой - вопрос. Я бы сделал 4.1-4.5 метра. Тогда для легкого варианта она почти не увеличит диаметр, а для тяжелого ее можно упаковать под обтекатель вместе с негабаритной ПН, а с габаритной - пускать с 'родным' легким обтекателем типа Протоновского.

Передача усилия идет с блоков 1 и 2 ступени на переходник третьей. При этом вторая ступень работает при запуске на растяжение, а при самостоятельной работе - на сжатие - поэтому ее специальное усиление не нужно, и массовое совершенство получается хорошим для всех вариантов.

При отработке можно построить вначале два старта для среднего/легкого и затем два для тяжелого/среднего/легкого вариантов.

[MGouchkov]

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.

 С моей точки зрения 250тс это нижный предел,- тяга которую такой ЖРД должен дать при первых же ЛКИ (и в дальнейшем, при штатной многоресурсной эксплуатации в соотвтствующем ей может быть дефорсированном по сравнению с другими ситуациями, режиме).
  То есть класс тяги я определил бы 250- до несколько менее 300от тс.
 
  И вот что когда я чуть более внимательно посмортел, возможно примечательного видиться:
 Предполагая что "многоразовая бочка" из 6ти таких ЖРД Iой ступени это "30+ тонник"- "суперпротон" я похоже перезакладывался на массу систем обеспечения многоразовости (если без таких баковых блоков, они- строго одноразовые), и неоптимальность распределения ХС между ступенями (в контексте работы такой Iой ступени бустером ПКК). А иначе,- РН с Iой супенью в виде блока с 6ю ЖРД по 250тс,- 1500ми тс  суммарной тяги, с соразмеренной как даёт возможность тяговооружённость 2ой ступенью,- ровно таки 40ка тонник (даже с наличием у 2ой ступени системы многоразовости всего кроме баков с управляемым сходом с обриты), кроме как в уж совсем хитровывернутых с тз траектории, задач и есть...  

 Но меня это не радует: Хотелось, в ряду блоков ДУ из 3ёх 4ёх и 6ти ЖРД и соответстующих _трёх_ диаметров баковых блоков получить систему РН от 7.5 до 100тонн, в которых наиболее близкие к оптимальности "карандаши" соответствовали бы миссиям наиболее востребованным на рынке  в перспективе, сообразной по срокам такой разработки..
 А это имхо "15+ тонник"- ("суперзенит") и именно "30+ тонник"- ("суперпротон").
 30+ тоннику- "суперпротону" соответствует блок ДУ Iой ступени из 5ти ЖРД, но блок именно из 6ти лучше и как соразмеренный центр для пакетов в свертяжёлом классе, и как бустер для ПКК...
 Нужно мне думать чтО переосмысливать...

[MGouchkov]

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.

Что ж, споемся  
В конце концов, двигаться по линейке двигателей можно не только сверху вниз, но и снизу вверх.
Сначала отработать однокамерный 300-тонник (лучше всё-таки 300 тонн тяги,  чтобы наконец освоить камеры намного больше 200 тонн, а то с этим у нас прямо табу какое-то). Таких двигателей на 1 ступень 40-тонника понадобится 4 штуки - вместо 8 НК-33 или 6 РД-190.
А потом на базе этого двигателя можно будет создать 4-камерный 1200-тонник для сверхтяжелых носителей.
40-тонный носитель можно вначале выпускать с 4 двигателями, а потом с одним мощным.
А 300-тонники пригодятся на первых ступенях легких и средних носителей (по 1-2 штуки на ступень).

 Ну со мной спеться будет сложновато из-за моей идисинкрозии к многокамерным ЖРД,- очень сложная арматура под давлением, и тем более- если управлять мы собираемся качаниями основных камер..
 Мне может быть была бы ближе мысль про полный 600от тонный метановый аналог F-I и РДТТ аварийного увода РН от стартовых сооружений.
 Первая ступень РН в нише клона Р-7 делается на одном таком ЖРД...
 Но во первых,- в отработку такого ЖРД в разумные сроки не очень верится, а во вторых- слишком большой шаг это создаёт при компоновке блоков остальных РН и не очень удобный: Есть конечно - 40+ тонник с блоком с тремя такими ЖРД  на Iой ступени, но и на 2ух таких получается нечто что очень может быть "между нишами", и на боковухи супертяжёлых неудобно.. (1-мало, 2-много).

Ещё две ремарки в тред:

1- Если РЖД не как в советское время,- ("Партия велела.."), но начнёт брать с "космонавтов" за остановку встречного движения деньги по полной,- то авиасредства покажутся сказочно дешёвыми..

2- Вопрос,- какие есть концепьтуальные идеи, относительно ТХ и конструкции  ЖРД и составляемых из них ДУ (метановых или водородных) для 2ой ступени 40ка тонника и может быть 3ей/РБ? Причём оптимизируемо по критерию стоимости/ зависящей от востребованности серии?
 Про имхо,- концептуальные аналоги PL-10- безгагогенераторной схемы, водородные ли, метановые ли? Возможные и оптимальные тяга и реальный УИ, количество двигателей на блоках разного назначения..

[hcube]

На вторую (третью в случае пакета) ступень надо ставить водородник с максимальным УИ. Проигрыш в цене компенсируется выигрышем в ПН. Что-то типа РД-0120 с высотным соплом.

К слову сказать, для перевозки ББ пакета движение останавливать не надо. При плотности компонентов метан-кислород равной 0.75 т/м3, и внутреннем диаметре бака 3.8 метра получаем длину бака на 210 тонн топлива равной 25 метрам (для метан-кислорода совмещенные днища возможны и желательны). Плюс двигательная установка и межбаковые переходники - еще 2 метра. Итого получаем 27 метров. Что как раз укладывается в габарит ЖД платформы.

Вот ЦБ - да. Его так транспортировать не получится, только в пределах космодрома. Сухая масса ЦБ вероятно получается порядка 40 тонн, это вполне 'подьемно' для транспортной авиации, скажем для того же ВМ-Т.

[Shestoper]

Ну со мной спеться будет сложновато из-за моей идисинкрозии к многокамерным ЖРД,- очень сложная арматура под давлением, и тем более- если управлять мы собираемся качаниями основных камер..
 Мне может быть была бы ближе мысль про полный 600от тонный метановый аналог F-I и РДТТ аварийного увода РН от стартовых сооружений.

Можно в принципе сделать и однокамерный 1500-тонник, если КС будет с центральным телом, кольцевая. При этом центральное тело можно охлаждать метаном. За счет того, что метан хороший хладоген, а двигатель с умеренным давлением в КС (то есть тепловые потоки тоже умеренные) - может получиться вполне работоспособный агрегат.
Недостаток двигателей с центральным телом (сложность охлаждения критического сечения КС) можно превратить в достоинство: если удасться обойтись без газогенератора, нагревать метан в системе охлаждения КС до такой температуры, что это даст возможность обеспечить работу ТНА. Двигатель-то у нас не  напряженный, мощность ТНА (относительно расхода топлива) нужна умеренная. Возможно давление в КС атмосфер 100 таким образом можно будет получить (на безгазогенераторных движках c обычной КС такие давления недостижимы, не хватает мощности теплового потока от КС для привода ТНА ).

[Дмитрий В.]

Думаю, что в любом случае, основой системы должны быть две ступени. Выведение на высокоэнергетические орбиты - с помощью КРБ. Причем КРБ могут быть, в зависимости от энергетики, 3 типов:
- блок довыведения (вероятно, на высококипящих компонентах, хотя и не обязательно) для орбит высотой до 1000-2000 км
- кислород-керосиновый КРБ (типа "удвоенного" ДМ) - для выведения на ГСО/ГПО "не очень тяжелых" КА.
- КВРБ - для самых "тяжелых" случаев.
Маршевые ступени:
- первая - метановая или керосиновая (хотя не исключен и водород).
- вторая - обязательно водородная (развитие водородных технологий и снижение стартовой массы и тяги).
Если исходить из принципа использования готовых или разрабатываемых ЖРД, то пока вырисовывается тандем с 5 ЖРД типа РД-0141 (от Россиянки), либо 5-6 НК-33-1/РД-191. При тяговооруженности примерно 1,5-1,55 обеспечивается высокая вероятность ухода с СК с одним аварийным ЖРД. На второй ступени - 4 ЖРД класса 11Д57М, разумеется в модернизированном виде. Масса ПГ на низкой орбите (180*180 км, наклонение 51,6 град) получается в районе 43 т. Прикидочные расчеты показывают, что при отказа одного ЖРД на старте, РН свободно приводится в зону падения блоков певой ступени. Видимо, если отказ ЖРД 1-й ступени произойдет после 60-100 с (надо расчет проводить более точный), то ПГ может быть выведен на "аварийную" орбиту высотой 130-150 км. При отказе одного ЖРД 2-й ступени, ПГ выводится практически на расчетную орбиту (гарантированно на орбиту 150 км). Это - так назыываемая концепция "безопасного носителя". Решение не самое дешевое, но с учетом меньшего числа "потерь" может быть оправданным. В данном случае, плюсы тандема - возможность полной выработки топлива, меньшие возмущающие моменты при отказе ЖРД и более благоприятное распределение нагрузок - как раз на руку. В "минусах" - проблематичность вариаций носителя. Можно конечно, водородную ступень заменить на метановую с высотным РД-0142, можно заправку сократить и баки укоротить - это для "младших" моделей. Для наращивания ПГ надо удлинять баки и навешивать СТУ. Да, оптимальный диаметр по прикидкам: 8,44 м - первая ступень, 6,5 - вторая. Остановился на компромиссном: 7,5 м.
Буду "думать" пакет. В пакетной компоновке, как правильно отметил hcube - есть свои прелести. Одна из них: возможность выведения того же ПГ, что и на тандеме, при меньшем числе ЖРД. Буду считать вариант с 4 ББ на метановых РД-0141, а ЦБ - с одним РД-0120 (возможно, с раздвижным соплом), либо с 2-4 ЖРД меньшей размерности. Плюсы - легко компонуются варианты с 2, 3, 4 и 6 ББ, с помощью дросселирования ЦБ можно подобрать более оптимальное распределение масс по ступеням при изменении числа ББ. Минусы - меньше шансов выхода из нештатных ситуаций. Но, по моим прикидкам, при отказе одного ББ на вариантах с 3,4 и 6 ББ РН приводится в зону отчуждения первой ступени. Что касается двухблочного варианта, то здесь надо подумать.