40-тонник: ищем оптимальное решение.

[hcube]

Я все-таки думаю, что водород на 2 ступени пакета (т.е. как у Энергии) - неоправдан. Либо 2-я ступень тандема, либо 3-я ступень пакета. С диаметром 5.5 я согласен (раз уж есть три дримлифтера, то один из них точно можно нанять), однако максимальную ПН на этом диаметре все-таки можно получить именно на метан-метан-водородной РН. Озвученной выше. Навскидку - порядка 100-110 тонн из 2100 стартовой массы.

[Дмитрий В.]

Неэффективность применения водорода на РН пакетной схемы неочевидна, как минимум. Если под эффективностью понимать увеличение мюПг или абсолютной массы ПГ, ито применение водорода эффективно всегда, при любой схеме и при любом количестве ступеней. Более того, в ряде проектных ситуаций пакет с водородром на 2-й ступени выигрывает и в массе ПГ и в мюПГ у тандема равной стартовой массы (тоже   с водородной 2-й ступенью). Кроме того, применение водорода, как уже неоднократно отмечалось, позволяет сократить количество ступеней, тягу и количество ЖРД, что ведет, по крайней мере, в потенциале, к  сокращению затрат на разработку и производство РН.

[SpaceR]

Значительно лучше делать линейку с водородным центром на 2 РД-0120 (диаметром 6 метров) и 2-6 керосиновыми боковушками на РД-180, диаметром 3.9 метра. Плюс третья ступень на 11Д57, тоже 6-м диаметра, с тороидальным баком кислорода и сферическим - водорода.

Ну, это фактически один из вариантов "Грозы". Мы со Spacer'ом год назад такую "прорабатывали". При оптимальном проектировании по максимуму мюПГ, у нее масса ПГ на низкой орбите от 55 до 62 т (с 2 боковушками с РД-170 или четырьмя с РД-180) - многовато. Два ББ с РД-180 и ЦБ с 1*РД-0120 дают примерно 32 т. А третья ступень такой ракете, что корове черкесское седло! Только две ступени на НОО + КРБ при необходимости. Иначе, дешевизны не видать.

По этой схеме, получается, не сделать именно 40-тонник . Или больше - и тогда движков больше 3 - или меньше, то есть, 32-тонная схема Грозы.

Да, именно так и получается. Но давайте разберемся: кто сказал, что нужен именно 40-тонник?[/size]
В том смысле - есть ли какие-либо логичные соображения, кроме красивости самого числа и эмпиричности масштабирования (следующая тяжелая РН - в полтора раза мощнее предыдущей) ?
На мой взгляд, пока не существует конкретной потребности в более мощной РН, выбирать её параметры из соображения линейной экстраполяции было бы серьёзной ошибкой. То есть - необходимость затрат на разработку более мощной РН может быть оправдана только появлением тяжелого моногруза[/size] для неё. Пока такая задача не возникает, можно обходиться существующими носителями, подстраивая массу КА под возможности РН.
 Даешь моногруз ! [/size]
Проектировать новую дорогую тяжелую РН нужно прежде всего исходя из потребности, то есть ХАРАКТЕРИСТИК реального тяжелого моногруза.

[SpaceR]

Если не ошибаюсь, наиболее активно отстаивал необходимость 40-тонника Зомби. Просто Зомби, при этом мотивируя его необходимость целевой задачи однопусковой доставки союзоподобного ПКК на окололунную орбиту. (точнее, на ЛОС - правда, как доставить к Луне саму ЛОС, неясно - скорее всего, собрать из таких же по массе блоков)
Задача интересная, но я не уверен, что оно того стоит. То есть - не уверен, что такой груз и будет самым тяжелым в лунной программе.

При этом сейчас уже ясно, что формировать лунную программу на существующих и "ближайших" носителях если и возможно, то вряд ли оптимально. Но схема Н1-Л3 (или Сатурн5-Аполло) мне тоже представляется не совсем оптимальной в силу того, что такому тяжелому носителю труднее найти другие, более прикладные, задачи.
А Лунная и Марсианская программы хоть и выглядят заманчиво, но не являются насущной потребностью - особенно если учесть их стоимость и возможную долю в космическом бюджете. Делать-то их имеет смысл, но - соизмеряя цели и затраты.

[SpaceR]

Поэтому мне представляется логичным ограничиться на первом этапе массой ПГ  МАКСИМАЛЬНОЙ РН из линейки - не более 100 т.  Позже можно будет получить и больше при эволюционных модернизациях - и то, если потребуется. Пока даже проработки возможной Марсианской программы предлагают сборку межпланетного КК на околоземной орбите из более легких моногрузов.

При этом минимальная РН имхо должна примерно соответствовать Протону - поскольку был взят вектор на отказ от АТ+НДМГ (по кр. мере на доорбитальных ступенях РН).

Средняя РН - должна соответствовать моногрузу первого этапа. Если таким моногрузом будет элемент лунной программы (а других потребностей в тяжелом моногрузе я пока не вижу), то имхо это должен быть двух(трех)местный ЛК с РБ для доставки на ОЛО. Экипаж этого ЛК вполне реально доставить туда же отдельным пуском, на модернизированном "лунном Союзе", который можно доставить на ОЛО либо пуском такой же РН как и ЛК, либо двойной пуск на эксплуатируемых РН - пилотируемый КК на "Союзе" и отдельно РБ (на Протоне, Ангаре-5 или Союзе-2-5 (5 НК-33)).

Так вот - Для доставки ЛК+РБ на НОО достаточно РН грузоподъемностью 45-50 т[/size].
Это очень близко к исходному 40-тоннику, но - всё же больше. Если сейчас делать 40-тонник, то в ближайшей перспективе можно серьёзно пожалеть из-за недостаточности его под такой моногруз.

[SpaceR]

Еще один вариант лунного моногруза - 70-тонный. Это по сути уменьшенная схема "Арес-1 - Арес-5", то есть тяжелая РН делается беспилотной, ПКК с экипажем подстыковывается на НОО, а затем - как в "классике".
Плюс такого варианта  - нужен только один пуск тяжелой РН,  минус - такая РН будет более дорогой в разработке и производстве,  и соответственно менее востребованной для других задач. Но, возможно, более оптимальной для сборки марсианского корабля.

Ну и, конечно, возможно полное повторение "классической" схемы - для нее моногруз будет составлять 80-90 т.

[SpaceR]

Предлагаемая  линейка  РН:

 1. Минимальная[/size] - моноблок, 2 ступени на керосине (метане), Мпг=18-20 т (замена Протона и РН под 6-местный ПКК). На первой ступени -  1 4камерный ЖРД на базе РД-170, но можно и 4 однокамерных на базе НК-33 (РД-191 имхо дорог). Во втором случае возможен увод РН с СК при аварии одного из ЖРД, но заметно увеличивается цена (и снижается надежность) для РН  с 3-мя и более блоками.

 2. Основная[/size] (1го этапа) - пакет из 3 блоков с одинаковыми баками и вдвое меньшим ЖРД на ЦБ. Третья ступень - на водороде, она же и РБ для выхода на траекторию к Луне. Мпг=40-50 т на НОО, но оптимизация 3й ступени - под разгон к Луне (она же вполне подходит и для вывода ПГ на ГСО). Двухступенчатый вариант, вероятно, тоже целесообразен для тяжелых модулей МКС и т.п.

 3. Перспективная 1[/size] - "блочный тандем"(пуск ЦБ после отделения ББ) из 3-4 боковых блоков и тех же ЦБ и 3й ступени.  Мпг ~70 т, возможная задача - полет к Луне по "Аресоподобной" схеме  либо доставка более тяжелого ЛК (запуск более тяжелого модуля для ОС,  "марсианского" КК и т.п.)

 4. Перспективная 2[/size] - пакет из 4 боковых блоков и увеличенный вдвое ЦБ.  Мпг ~90 т, возможная задача - полет к Луне по "классической" схеме,  либо другие (более тяжелые) нагрузки.

При этом вначале делаются одновременно РН-1 и РН-2 (РН-1 чуть раньше - для отработки блока 1 ступени).
РН-3 и/или РН-4 можно сделать позднее - когда(если) в них возникнет необходимость, хотя СК должен с самого начала делаться с учетом возможности доработки под запуски РН-3(РН-4).

вот так вот в целом я и смотрю на разработку 40-тонника...[/size]

[SpaceR]

P.S. Кстати, в качестве второй ступени МИНИМАЛЬНОЙ РН семейства можно использовать водородный РБ (3я ступень) РН-2, это еще более упростит семейство.

Конечно, можно спроектировать под такой моногруз  и моноблочную РН,  но разрабатывать из неё более мощную ракету, довешивая боковушки на том же топливе - неоптимально. И по нагрузкам, и по соотношению масс.  Так что я голосую за трехблочную РН с одинаковым диаметром и транспортировкой по ж.д. (впрочем, для РБ и ГО можно сделать исключение).

[hcube]

Я думаю, что если мы хотим унифицироваться по максимуму, то ЦБ надо делать под бОльший диаметр чем ББ, но под такой же двигатель. Это автоматически дает нормальное безударное разделение с любым числом блоков - 2,3,4,6 штук, ЦБ получается нормальной тяги для самого тяжелого варианта,  несколько СНИЖАЮТСЯ требования к тяге единичного двигателя - на трехблочном варианте 2.5 движка меньше чем 3 в случае с равной тягой. Ну, и верхних ступеней две - 'общеупотребительная' примерно на 60 тонн массы и 100 тонн тяги и 'тяжелая' на 110 тонн массы и 200 тонн тяги. Тяжелая идет только на 6-ББ носитель. При этом водородные ступени в диаметр 5.5 отлично вписываются, а ступень в конечном итоге можно и дримлифтером доставить - один рейс не утянет. Боковушки же по ЖД.

Лично мне не нравится идея совмещать 3 ступень и РБ. С одной стороны, конечно, упрощается схема, уменьшается число межбаковых переходников. Но с другой - мы тянем тяжелую ступень вместе с ПН на пееходную орбиту, что не есть гуд. Так что я бы все-таки применял схему с выведением на LEO и дальше на отдельном РБ. Это даст И оптимальную ПН на LEO И вывод на переходную орбиту. Кроме того, РБ тяжелого варианта может быть верхней ступенью более легкого.

[Вадим Семенов]

С диаметром 5.5 я согласен (раз уж есть три дримлифтера, то один из них точно можно нанять)

И поставить космонавтику в зависимость от капризов владельца дримлифтера. Довольно странная идея -- уйти с Байконура для независиомго доступа в космос, чтобы попасть в зависимость от сстраны гораздо более склонной давить и ставить условия.

[Вадим Семенов]

Лично мне не нравится идея совмещать 3 ступень и РБ. С одной стороны, конечно, упрощается схема, уменьшается число межбаковых переходников. Но с другой - мы тянем тяжелую ступень вместе с ПН на пееходную орбиту, что не есть гуд. Так что я бы все-таки применял схему с выведением на LEO и дальше на отдельном РБ.

Считать надо, что дешевле обойдется. Вполне возможно, что экономя ступени более чем покрывает потерю ПН.

[freinir]

Лично мне не нравится идея совмещать 3 ступень и РБ. С одной стороны, конечно, упрощается схема, уменьшается число межбаковых переходников. Но с другой - мы тянем тяжелую ступень вместе с ПН на пееходную орбиту, что не есть гуд. Так что я бы все-таки применял схему с выведением на LEO и дальше на отдельном РБ.

Считать надо, что дешевле обойдется. Вполне возможно, что экономя ступени более чем покрывает потерю ПН.

Да и потери ПН может не быть.... двигло дополнительное и дополнительная СУ тоже не мало весят! Да и стоят они не мало  :wink:

В итоге в этой схеме мы всеголишь тянем с собой на верх лишнюю обечайку массой около 600 кг. Зато на этапе выведения на НО экономим более 2 т., восполняя это топливом для выведения на верхние орбиты.

[SpaceR]

Я думаю, что если мы хотим унифицироваться по максимуму, то ЦБ надо делать под бОльший диаметр чем ББ, но под такой же двигатель. Это автоматически дает нормальное безударное разделение с любым числом блоков - 2,3,4,6 штук, ЦБ получается нормальной тяги для самого тяжелого варианта,  несколько СНИЖАЮТСЯ требования к тяге единичного двигателя - на трехблочном варианте 2.5 движка меньше чем 3 в случае с равной тягой.

Как раз если унифицироваться по максимуму, то ЦБ нужно делать таких же размеров как и ББ, и по возможности с такими же ЖРД, которых будет 1 на ЦБ и по 2 на ББ. Это позволило бы обойтись без освоения ещё одного диаметра и двойного комплекта заводского оборудования и оснастки. А также без необходимости создания более крупных испытательных стендов. Всё это в сумме потянет для нового диаметра такие затраты, по сравнению с которыми проблема транспортировки покажется мелочью.

Ну, и верхних ступеней две - 'общеупотребительная' примерно на 60 тонн массы и 100 тонн тяги и 'тяжелая' на 110 тонн массы и 200 тонн тяги.

:shock:  Вы... это... не шУтите ? Тяга ВЕРХНЕЙ ступени вдвое больше массы ??
Или Вы числа местами перепутали?

И, кстати - зачем делать две разных ступени, если достаточно одной ?
Вот если надо будет увеличить массу ПГ - тогда и посмотрим как...
А пока - лучше меньше (ступеней, элементов, диаметров и пр.)  и дешевле, чем больше и дороже.

Вот если всё же делать моноблочный 40-тонник (а лучше всё ж 45-50-тонник ), то тогда большой диаметр необходим. Иначе - можно и без него.

[SpaceR]

Лично мне не нравится идея совмещать 3 ступень и РБ. С одной стороны, конечно, упрощается схема, уменьшается число межбаковых переходников. Но с другой - мы тянем тяжелую ступень вместе с ПН на пееходную орбиту, что не есть гуд. Так что я бы все-таки применял схему с выведением на LEO и дальше на отдельном РБ. Это даст И оптимальную ПН на LEO И вывод на переходную орбиту.

Возможно, Вы недопоняли.  При выведении на ГСО с Восточного (или Байка) общая ХС=14,4 км/с, из них  при старте с низкой опорной орбиты - 4,85 км/с. Для такой задачи РБ вполне можно вывести на эту самую опорную орбиту, и схема Дмитрия В. вполне оптимальна.
Если же запускать на ПГСО, а тем более к Луне, то тот же (по массе) РБ неизбежно попадет на незамкнутую орбиту, с которой потребуется довыведение на НОО. Именно это я и имел в виду. И кстати, в этом случае оптимальная ХС (для максимума ПГ) для водородного РБ оказывается даже больше упомянутых 4,85 км/с, и потребуется небольшой импульс довыведения.

А для полета на НОО этот РБ (он же - 3я ступень) использовать смысла не имеет, но масса выводимого ПГ, естественно, будет заметно меньше, чем с довыведением.
Оптимизация такого РБ под конкретную задачу будет лежать не сколько в выборе массы топлива, сколько в выборе тяги двигателя. Имхо достаточно начальной тяговооруженности порядка 0,3 - 0,5.

Кроме того, РБ тяжелого варианта может быть верхней ступенью более легкого.

Ну, а это вообще применимо для очень разных РБ. И у тому же здесь оптимизация под Луну с довыведением даже выгоднее, чем предлагаемая Вами оптитизация под запуск на ПГСО с замкнутой орбиты - поскольку верхней ступени, как и РБ с довыведением, нужна бОльшая тяговооруженность, чем РБ запускаемому с НОО.

[Дмитрий В.]

С диаметром 5.5 я согласен (раз уж есть три дримлифтера, то один из них точно можно нанять)

И поставить космонавтику в зависимость от капризов владельца дримлифтера. Довольно странная идея -- уйти с Байконура для независиомго доступа в космос, чтобы попасть в зависимость от сстраны гораздо более склонной давить и ставить условия.

При чем здесь зависимость от какой-то страны? Такой самолет можно и нужно делать самим. база есть - серийно выпускаемый в Воронеже Ил-96-400Т с грузоподъемностью до 92 т и дальностью полета до 12000 км (с грузом 40 т). Можно сделать с внешней подвеской, как у 3МТ и Мрии, а можно - по типу Гуппи и Белухи или Дримлифтера. В последнем случае, самолет превращается в достаточно универсальное транспортное средство для перевозки негабаритных грузов, и сможет найти коммерческое применение.

[Salo]

С диаметром 5.5 я согласен (раз уж есть три дримлифтера, то один из них точно можно нанять)

И поставить космонавтику в зависимость от капризов владельца дримлифтера. Довольно странная идея -- уйти с Байконура для независиомго доступа в космос, чтобы попасть в зависимость от сстраны гораздо более склонной давить и ставить условия.

А какие проблемы сделать свою мечту вместо Мрії и Dreamlifter'а?
Не самая сложная работа.  Dreamlifter вообще из б/ушного 747 сделали на Тайване(самая авиационная держава блин).
Можно взять Ил-96 и переделать в такой самолёт, как предлагал Дмитрий В. Проблем никаких, деньги тоже не самые большие.  Альтернатива (доставка ступеней водным путём) к сожалению неприменима из-за нашего климата (реки замерзают).  По крайней мере, это дешевле чем строить новый завод возле космодрома. :wink:

[Дмитрий В.]

Как раз если унифицироваться по максимуму, то ЦБ нужно делать таких же размеров как и ББ, и по возможности с такими же ЖРД, которых будет 1 на ЦБ и по 2 на ББ. Это позволило бы обойтись без освоения ещё одного диаметра и двойного комплекта заводского оборудования и оснастки. А также без необходимости создания более крупных испытательных стендов.

Как раз необязательно. Вполне возможно, что рациональнее и дешевле именно блоки разных диаметров. Идея единого диаметра предполагает производство на одном заводе, но у него может не хватить мощностей. Гораздо разумнее, имхо, привлечь к производству минимум 2 завода: один по производству ББ (например ЦиХ или омский Полет) и ЦБ (например, Прогресс, на котором есть помещения допускающие изготовление блоков до 7,7 м и более метров в диаметре).

[Salo]

Если выводить 40т, можно обойтись диаметрами 3,9м или 4,1м и ж/д доставкой (никто не подтвердил, что она возможна для этих диаметров на Дальний Восток). Если думать о перспективе (80т, 100т, 150т, 200т), нужно строить самолёт и восстанавливать производство в Самаре. :wink:

[Eraser]

По крайней мере, это дешевле чем строить новый завод возле космодрома. :wink:

Завод там могут построить по программе экономического развития Дальнего Востока, вне зависимости от того что дешевле. Но это уже к теме про космодром.

[Salo]

Кстати один диаметр- главная проблема Ангары. ЦБ диаметром  4,1м позволил бы снять многие проблемы (глубокое дросселирование двигателя в частности), увеличить ПН, и даже использовать водород на второй ступени.  :wink: