40-тонник: ищем оптимальное решение.

[AceIce]

Salo, а профиль ракеты ничего не напоминает? :wink:

[Дмитрий В.]

Для систем с ВСП баки выгоднее сделать сферическими для уменьшения массы - очень уж они тяжелые.

А на второй ступени баки несущие.

Весь выигрышь в массе баков будет "съеден" массой сухих отсеков  :cry:

[Shestoper]

Весь выигрышь в массе баков будет "съеден" массой сухих отсеков  :cry:

Тогда можно сделать вот так:


Думаю что при толщине стенок 13 мм и внутреннем давлении 30 атм. сферический бак будет обладать достаточной жесткостью, чтобы работать в качестве несущего и выдерживать сжимающие нагрузки.

[Новичок]

Как будет осуществляться забор горючего из бака 1-й ступени, может быть лучше сделать как во второй?

[Shestoper]

Может и лучше.
Я первоначально хотел, чтобы межбаковое днище опиралось на кольцевой шпангоут, через который на бак передается усилие двигателей.
Но поскольку бак стабилизирован внутренним давлением (вдоль оси ракеты его растягивает сила более 30000 тонн), можно крепить межбаковое днище просто к оболочке бака.

[Новичок]

Посмотрел на эту РН еще раз и признать её оптимальной здравый смысл ну никак не позволяет.

[Shestoper]

А как насчет более аргументированной критики?  :wink:
Вы не стесняйтесь, высказываете своё видение оптимальности.

Я так понимаю, что если нужна серийная оптимальная ракета с заданой ПН, то нужно минимизировать стоимость и трудоемкость изготовления и предполетной подготовки и максимизировать надежность.
Нечто вроде "дубового", но "неубиваемого" дизеля тяжелого грузовика, пусть даже с нерекордыми удельными параметрами.
Конечно, равную мощность болиды Формулы-1 выдают при удельных характеристиках на порядок выше. Но есть рекордные машины, а есть серийные - у них разные критерии оптимальности.

[Новичок]

А как насчет более аргументированной критики?  :wink:
Вы не стесняйтесь, высказываете своё видение оптимальности.

А в понятия невысокой стоимости входит проектирование и строительство завода на космодроме, создание его инфраструктуры, привлечение рабочих ресурсов. На нынешнем этапе это выльется  в огромные затраты. Ваша РН совершенно не транспортабельна.

[Лютич]

Нечто вроде "дубового", но "неубиваемого" дизеля тяжелого грузовика, пусть даже с нерекордыми удельными параметрами.

Извините, но назвать дизель с единой топливной рампой или насос-форсункой "дубовым" - у меня язык не поворачивается. А атмосферные дизели уже давно на машины не ставят.

[Shestoper]

А в понятия невысокой стоимости входит проектирование и строительство завода на космодроме, создание его инфраструктуры, привлечение рабочих ресурсов. На нынешнем этапе это выльется  в огромные затраты. Ваша РН совершенно не транспортабельна.

Да, есть такой момент - мой носитель вначале требует капитальных вложений в инфраструктуру.
Но это именно потому, что он планируется как серийный, под большую серию, не менее 200 пусков.
В этом случае расходы окупятся - ведь завод на космодроме позволяет создавать носитель практически любой размерности, не только 40-тонные, без всяких проблем с транспортировкой.
А 40-тонный моноблочный тандем с небольшим количеством мощных и простых по конструкции двигателей позволяет максимально использовать положительный размерный эффект - количество деталей в такой ракете будет минимально возможным, трудоемкость производства низкой.

Вот сейчас на Дальнем Востоке собрались строить космодром - а ступени как возить? Опять протискивать через "игольное ушко" железнодорожных габаритов? Несерьёзно это. Конструкция тяжелых носителей получается неоптимальной, а ведь в будущем России нужно будет конкурировать на рынке пусковых услуг не только с США и Европой, но и Китаем и Индией. У этих ребят рабочая сила дешевая, значит России нужно всеми мерами снижать трудоемкость изготовления носителей.

Например когда создавался Протон на основе сверхмощной МБР - кто расчитывал, что через 40 лет он будет конкурировать на рынке коммерческих пусков? Он под это совершенно не затачивался. Только высокая отработанность позволяет ему до сих пор быть конкурентоспособным, плюс низкая цена рабочей силы (по сравнению с теми странами, которые сейчас имеют тяжелые носители).

Низкая напряженность и конструктивная простота двигателей моего носителя позволяет в перспективе (при росте числа пусков) относительно просто получить реальную многоразовость. Первоначально - спасение первой ступени за счет мягкой вертикальной посадки с торможением двигателями. А потом возможно и вторую ступень будут спасать, с вертикальной после схода с орбиты.
Двухступенчатость не требует высочайшего массового совершенства, как от одноступенчатных многоразовых носителей. Рабочий ресурс ненапряженного водородника открытой схемы, а тем более простейшего метаного двигателя с вытеснительной системой подачи можно сделать очень большим по меркам ЖРД, 50-100 полетов. Причем межполетная диагностика ЖРД с ВСП будет очень простой относительно насосных ЖРД.

[Новичок]

Да, есть такой момент - мой носитель вначале требует капитальных вложений в инфраструктуру.

Спорить по любой проблеме которая не получила подтверждения практикой можно до бесконечности. Рассмотрим этот спор по другому.
1 ВСП это дешево и надежно в тяжелых РН звучит почти как постулат.
50-ти летней практикой ракетостроения не подверждено.
2. Создание метановых двигателей такой мощности так же не подтверждено практикой.
3. Содание конструкций такого размера из дорогих нержавеющих сталей больщих толщин и то что этот процесс не сложен технологически и будет экономически эффективен, тоже не подтвержден.
4. Компенсация низкой эффективности первых ступеней ВСП достигается за счет применения водородных ступеней с параметрами двигателей выше среднего уровня, а по уровню мощности даже не освоенного.
Первый постулат последовательно умножается еще на три "если", ситуация почти революционная, причем требуется больщой объем финансовых затрат на НИОКР и отказ от накопленного опыта. Для тех, кто принимает решени финансовый риск весьма велик.
Альтернатива всему этому - производство РН на основе проверенных временем технологиях. Одна проблема надежность и стоимость двигателей. Но они уже есть, технологии разработаны и доказали работоспособность. Да и факт надежности считаю сильно преувеличиным. Из пяти основных семейств носителей Delta, Atlas, Ariane, Зенит, Протон два семейства летают на двигателях с напряженными параметрами. Боинг и Локхид фирмы весьма искушенные в ракетостроении, да и их заказчики отнюдь не новички в своем бизнесе. Спрос с предложением сходятся.
Я не призываю повышать эти параметры двигателей, но путь вложения средств в совершествование технологии их производства, а главное его стабильности по качеству, будет несравненно менее затратен и более логичен как эволюционный. Практически все новинки техники и технологии на первых этапах были уникальны, дороги и не надёжны, но по мере освоения становились обыденными и разумно эффективными в экономическом плане. Примером том может служить история двигателей НК, "признанными" сначала "гнилыми", но после их доработки и совершенствования и освоения технологии производства они оказались чуть ли не самыми надежными. Мое ИМХО, лучше и оптимальней выбирать эволюционный путь.

[Shestoper]

Спорить по любой проблеме которая не получила подтверждения практикой можно до бесконечности. Рассмотрим этот спор по другому.
1 ВСП это дешево и надежно в тяжелых РН звучит почти как постулат.
50-ти летней практикой ракетостроения не подверждено.
2. Создание метановых двигателей такой мощности так же не подтверждено практикой.
3. Содание конструкций такого размера из дорогих нержавеющих сталей больщих толщин и то что этот процесс не сложен технологически и будет экономически эффективен, тоже не подтвержден.
4. Компенсация низкой эффективности первых ступеней ВСП достигается за счет применения водородных ступеней с параметрами двигателей выше среднего уровня, а по уровню мощности даже не освоенного.

Ну, когда-то космические носители вообще были не подтвержденной практикой химерой.  
По пунктам.
1) Не могу поверить, чтобы 2 600-тонные камеры с давлением 20 атмосфер и ВСП не были при серийном производстве дешевле, чем 1 четырехкамерный РД-170 с давлением 250 атмосфер и сверхмощным ТНА (190 тысяч л. c.). И уж тем более - чем пять НК-33 с пятью  камерами и пятью ТНА.
(Примерно такие комбинации двигателей на первой ступени обеспечивают выведение одинаковой ПН).
2) Метан горючее перспективное, под него проектируется много и традиционных ЖРД.
3) Толщина цилиндричесчких стенок ТТУ Шаттлов с рабочим давлением 43 атмосферы примерно такая же, как у сферического бака диаметром 13 метров и давлением 30 татмосфер.
ТТУ вроде вполне эконочески эффективны.
4) Параметры ЖРД второй ступени вполне умерены, и такая мощность водородников уже освоена - правда опять-же в США. Это по тяге и удельным параметрам - фактически RS-68 c высотным соплом (отсюда и высокий вакумный УИ).

[Дмитрий В.]

Ну, когда-то космические носители вообще были не подтвержденной практикой химерой.  
По пунктам.
1) Не могу поверить, чтобы 2 600-тонные камеры с давлением 20 атмосфер и ВСП не были при серийном производстве дешевле, чем 1 четырехкамерный РД-170 с давлением 250 атмосфер и сверхмощным ТНА (190 тысяч л. c.). И уж тем более - чем пять НК-33 с пятью  камерами и пятью ТНА.
(Примерно такие комбинации двигателей на первой ступени обеспечивают выведение одинаковой ПН).
2) Метан горючее перспективное, под него проектируется много и традиционных ЖРД.
3) Толщина цилиндричесчких стенок ТТУ Шаттлов с рабочим давлением 43 атмосферы примерно такая же, как у сферического бака диаметром 13 метров и давлением 30 татмосфер.
ТТУ вроде вполне эконочески эффективны.
4) Параметры ЖРД второй ступени вполне умерены, и такая мощность водородников уже освоена - правда опять-же в США. Это по тяге и удельным параметрам - фактически RS-68 c высотным соплом (отсюда и высокий вакумный УИ).

1)Поверить - легко. РД-170/171 давно создан, а огромный 600-тонный ЖРД еще предсттоит отработать (при отсутствии опыта создания ЖРД с ВСП такой тяги).
2)Да, уже 20 лет считается перспективным, но ни одного реального метанового ЖРД так и не появилось.
3)При этом там нет ни одного сварного щва (секции получаются раскаткой итз единой заготовки).
4)Это правильно.

[Shestoper]

3)При этом там нет ни одного сварного щва (секции получаются раскаткой итз единой заготовки).

Интересная технология.

Но если там состыкованные секции держат давление, значит и сварные швы сделать не проблема.

[fagot]

1) Не могу поверить, чтобы 2 600-тонные камеры с давлением 20 атмосфер и ВСП не были при серийном производстве дешевле, чем 1 четырехкамерный РД-170 с давлением 250 атмосфер и сверхмощным ТНА (190 тысяч л. c.). И уж тем более - чем пять НК-33 с пятью камерами и пятью ТНА.

А если четыре камеры от НК-33 и один ТНА?

[Александр Ч.]

А если четыре камеры от НК-33 и один ТНА?

И получится:

Я тут прикинул "на пальцах", ввиду отсутствия компа, 4-х камерный вариант из нефорсированного НК-33 с тягой 154/171 тс, назовем его НК-33-4:
 Тяга: 597/648 тс
 Удельный импульс 297/331 с
 Масса: 6300/7000 кг
 Высота: 3705 мм
 Диаметр: 3910 мм

Сразу отмечу, что я исходил из предположения, что характеристики двигателя при "объединении" ухудшатся на 3%.
С таким двигателем можно сделать двухступенчатый тандем на 10 тонн.

[serb]

С таким двигателем можно сделать двухступенчатый тандем на 10 тонн.

Я для "Черепашьего галопа" (альтернативка по советской лунной программе0 примерно так же посчитал :-)

[fagot]

Сразу отмечу, что я исходил из предположения, что характеристики двигателя при "объединении" ухудшатся на 3%.
С таким двигателем можно сделать двухступенчатый тандем на 10 тонн.

С чего бы им ухудшиться? А учитывая легкость форсирования даже простого НК-33, с новым ТНА и теми же камерами можно получить примерно такую же тягу, что и у РД-171, при немного меньшем УИ, но намного меньшем давлении. Тогда и тандем будет тонн на 12.

[Александр Ч.]

Сразу отмечу, что я исходил из предположения, что характеристики двигателя при "объединении" ухудшатся на 3%.
С таким двигателем можно сделать двухступенчатый тандем на 10 тонн.

С чего бы им ухудшиться?

Я посмотрел параметры отдельных рядов двигателей, вот оттуда и взял 3%. Хотя это может быть и ошибка в исходных данных разных источников.

А учитывая легкость форсирования даже простого НК-33, с новым ТНА и теми же камерами можно получить примерно такую же тягу, что и у РД-171, при немного меньшем УИ, но намного меньшем давлении. Тогда и тандем будет тонн на 12.

В принципе, даже с такими параметрами может получиться 11 тонн.

[fagot]

Я посмотрел параметры отдельных рядов двигателей, вот оттуда и взял 3%. Хотя это может быть и ошибка в исходных данных разных источников.

Если общий ТНА обеспечивает то же давление и соотношение компонентов в камерах, что и в  исходном двигателе, суммарная тяга не уменьшится.