«Виктория-К» третье пришествие сверхтяжелых

[mrvyrsky]

И насчёт добывающе-перерабатывающего... 2-3 спеца или нафиг не надо, или катастрофически мало. Вы думаете, 2-3 спеца по "дОбыче рогалита" обеспечат потребности страны в энергоресурсах?

Обеспечивать страну энергоресурсами нужно будет не раньше 2050 года. Тогда конечно численность "лунных шахтеров" возрастет минимум на порядок. А для начала - нужно отработать технологии добычи, переработки и транспортировки. На этом этапе 2-3 спецов на Луне на постоянной основе достаточно.

Все проблемы дОбычи реголита решаются одним словом "ЛунЛаг"  :twisted:

[Diy]

А в напряженности ничего кардинально ужасного нет - стенки потолще нужны

Стенки чего? :roll:

Камеры сгорания.

[Diy]

Эх, все подавай вам что-нить по простоте и надежности типа палки...    и поменьше париться...

Я вам объяснил суть проблемы, а вы стебаетесь. Мне нужен двигатель умеренной сложности, типа НК-33, а отказы раз в 20 полетов меня не устраивают.

Ненадежность РД-170 сомнительна.

Ну думаю запасы все равно в пределах терпимого, иначе Глушко бы по шеЯм надавали в политбюро .

Так не успели.

А он не знал, что не успеют.

С какой стати растут теплопотоки ?

Как бы это попроще сказать... В общем с ростом давления газа увеличивается его плотность и число соударений молекул со стенками на единицу площади, соответственно через единицу площади передается больше тепла. Общая площадь правда уменьшается, но это мало что меняет.

Опять путаница в терминоглогии. Теплопоток - это не удельный теплопоток. Теплопоток в перенапряженной КС не увеличивается, увеличивается удельный теплопоток. А в чем проблема? Ну КС насколько я знаю охлаждается топливом. Так в чем проблема то?

[Diy]

Расчет.

Допустим надо вывести на орбиту высотой 250 км спутник весом 12,5 т. M0 = 12,5. Уд. импульс первой ступени с РД-170 I1=3370 м/с, второй - I2=3500 м/с.

Я использую несколько упрощенную модель, предполагая, что оношение массы топлива к массе конструкции ступени k=9.
ХС 1-й и 2-й ступеней v=4179,7 м/с.
exp^(v/I1)=3,45; exp^(v/I2)=3,3.

Масса топлива 2-й ступени :
Mт2=(M0*k*(exp^(v/I2)-1))/(k+1-exp^(v/I2)) = 38,61 т.
Масса топлива 1-й ступени :
Mт1=((M0+(Mт2+Mт2/k))*k*(exp^(v/I2)-1)))/(k+1-exp^(v/I2)) =186,49 т.

Аналогично для НК-33  (I2=I1=2970м/с) имеем:
Mт2=58,53 т. Mт1=363,02 т.

Отсюда экономия топлива с РД-170 = 1-((Mт2РД+Mт1РД)/(Mт2НК+Мт1НК)) = 0,466 = 46,6 %.

Насчет двигателя fagot конечно перегибает, Суворов достаточно аргументированно объяснил зыбкость его позиции.
А в расчете у Вас две грубых ошибки, не считая средних/мелких.
Во-первых, как справедливо указал Дмитрий В., неправильно взят УИ 1 ступени для ракеты с НК-33, во-вторых - для 2й ступени .
Если уж Вы хотите сравнивать с РД-120 на второй ступени, поставьте тогда с НК-33 на вторую два НК-31 по 41 т тяги, УИ=353 с.

Ну посчитайте сами и приведите расчет с "правильными двигателями", раз вы это умеете лучше делать. Мне вся эта возня вокруг расчетов напоминает попытку выцыганить поменьше экономии топлива за счет предложения разной конфигурации ракеты с движками Кузнецовского КБ. Ну песочница чесслово.

Да и нет смысла доказывать экономические преимущества движков с высоким давлением экономией на стоимости топлива - такая позиция несостоятельна, это на форуме уже рассматривали. Экономия за счет меньшей стартовой массы, а соответственно меньшей массы конструкции РН вкупе с меньшими габаритами стартово-технологического оборудования будет больше в десятки раз.
Хотя всё равно степень экономии будет небольшой.

Кстати жидкий кислород, я подозреваю, не так уж и дешев. А вот кстати не факт, что экономия на конструкции ракеты и стартовых комплексов не перекроет экономию на движке. Особенно если стартовый комплекс для всерхтяжа. Бармин помню не сильно быстро и легко делал старт для Н-1.

[Diy]

1 движок - 1 ступень

Ну эт идеальный вариант, только для 40-тонника на 1 ступень такого движка нет:(  Кстати это повод поколдовать над 6-горшковым вариантом со слегка сниженными параметрами и охлаждением камеры нерасходуемым компонентом.Тогда высвободится мощность расходуемая на прокачку компонента через рубашку охлаждения и этого вполне хватит на добавку 2 ненапряженных(150 атм) горшков не меняя турбоагрегат.

Высоту взяли, теперь нужно работать над надежностью и убирать лишние "многоразовые" навороты. Союз тоже не сразу стал летать хорошо даже при своих "ленивых" движках.

Я и не предлагаю разрабатывать сейчас для сорокотонника новый движок. Начнём это делать - не будет никакой ракеты вообще. В перспективе - хорошо бы, конечно... Но подумать, например, о ТТУ имеет смысл с самого начала.

Боюсь ТТУ - это самый плохой вариант. РФ не особо сильна в твердом топливе. Вспомните кошмарные ракеты для подлодки Тайфун.

Далее. Какие такие особые "навороты многоразовости"? Увеличенный ресурс он никаких "съёмных" наворотов не предусматривал. Ну, облегчили на сотню кг РД 170, получили РД 171. Он что, дешевле и проще в пр-ве?

Многоразовость - это ,например, разъемные соединения вместо неразъемных.

Давайте лучше глянем на то, как надёжно летал Сатурн. Вот к такой высоте надёжности, по цене Союза и нужно стремиться.

Сатурн отрабатывали на стендах до усрачки. У нас так начали делать для Энергии, но с развалом страны оно заглохло.

[Diy]

Ну сейчас уже не 90-е или вы не заметили?
Дешевле Энергии ничего быть не может, т.к. она уже была сделана. Да и потом, а чего вы равняетесь на весь мир? Капстранам вообще мало что нужно кроме войнушек в каком-нить очередном Ираке и предотвращения углубления ипотечного кризиса...

То, что не 90-е - заметил... Ремонт квартиры стоит столько же, сколько её покупка в 95-м...
Ну, если Вы и в самом деле считаете, что пуск двух изделий 20 лет назад означает готовность страны к немедленному пр-ву, то я просто млею.

Я так не говорил. Я говорил, что многое от Энергии подлежит легкому повторному применению. Но разрабатывать все равно надо новую сверхтяж. РН, но на базе Энергии. Это будет дешевле и надежнее всего.

Для Энергии нужно, для начала, восстановить структуру на Байке. Это будет посложнее, чем для Ангары. Раз этак в десять.

А что случилось со стартом Энергии??? Если не секрет.

Да уж, им там ничо не интересно. Только вот и ракеты новые строят, и АМС пускают, и на Луну летят. Невзирая на войны и ипотечные кризисы.

АМС - это мелочи. Да и то, бедное НАСА уже не знает как удешевить АМС, чтобы хватило крох от конгресса. Новую РН они могут строить бесконечно. Об амерской Луне без РН вообще говорить рано.

[Diy]

Поскольку движки родственные, удешевление все равно произойдет.

У них даже камеры невзаимозаменяемые. А ТНА у всех трех разные.

Ну когда пойдет относительное море сверхтяж. РН, а значит много РД-170, тогда и удешевятся.

[fagot]

Ненадежность РД-170 сомнительна.

Пока это медицинский факт.

А он не знал, что не успеют.

Он сознательно шел на риск, самолюбие не позволяло сделать двигатель с удельными параметрами равными или хуже, чем у НК-33.

Опять путаница в терминоглогии. Теплопоток - это не удельный теплопоток. Теплопоток в перенапряженной КС не увеличивается, увеличивается удельный теплопоток.

Речь шла про удельный теплопоток, кто хотел, тот понял.

А в чем проблема? Ну КС насколько я знаю охлаждается топливом. Так в чем проблема то?

Проблема в том, что увеличивается температура стенки и она прогорает, если не принять мер по улучшению охладения, которые усложняют двигатель.

[fagot]

Камеры сгорания.

Так ведь главная проблема не в камере, а основная проблема камеры - не в толщине стенок.

[Diy]

Так вот, еще раз: Ангара-5 тремя керосиновыми ступенями выводит на низкую орбиту из Байконура 25,4 т при стартовой массе 759 т (цифры из майской презентации ЦиХ, можете легко найти на форуме). И никакого водорода :wink:

Ну похоже Энергия -М перетяжелена для своей ПН. Но я подозреваю, что она сделана ради унификации с Энергией, а, возможно, экономические плюсы от унификации выше, чем от меньшего отношения массы ракеты к ПН.

[Diy]

Эх, все подавай вам что-нить по простоте и надежности типа палки...  и поменьше париться...

Как бы Вам попроще объяснить,  на доступном уровне...

Есть такая контора - Мерседес. Помимо прочего, она и в Формуле-1 участвует - поставляет движки команде МакЛарен.
Так вот, на болиды Формулы-1 Мерседес ставит одни движки, а на  серийные грузовики - несколько другие. Ну там ресурс различается на несколько порядков, надежность...

Вы мысль поняли? Мерседес не то чтобы не может снимать с литра объема серийных движков по 500 л. c. - они не хотят этого делать. Если хотите, можете считать их ретроградами.

Просто у грузовика и болида задачи разные. Болиду надо протянуть до конца гонки и ездить с максимальной скоростью, ему надежность не так нужна, а вот легкость - нужна. У грузовика же наоборот.

[Diy]

В общем единственное достоинство РД-170 по сравнению с гипотетическим средненапряженным 1500-тонником (возьмем эту тягу как среднее диапазона 1200-2000) - один двигатель уже есть, а другого пока нет.
Без сомнения, это серьёзный аргумент. Он был бы решающим, если бы сверхтяжелый носитель нам был бы нужен для разовой миссии типа нескольких высадок на Луну или полета на Марс. Потом его ждала бы судьба Сатурна-5. Если серия супертяжа имела бы размер порядка 10 изделий - тогда безусловно нужно использовать существующий двигатель, а не делать с нуля новый.

Но такой подход не оставляет космонавтике перспектив развития. Нам нужно учиться присутствовать на планетах. Луна для этого - отличный полигон, практически под боком. Тем более что там есть вкусый и полезный гелий. Для такого присутствия в течении десятков лет нужны десятки ракет (это помимо других, менее масштабных приложений супертяжа). Тогда уже выгоднее потратиться на разработку нового двигателя, оптимизированного под обслуживание стабильного большого грузопотока.

Как тут уже правильно писали - нужна программа развития космонавтики, нужно делать носитель под конкретные ПН.

Согласен, но предлагаю на первых порах  юзать Чего-то похожее на Энергию, чтобы американосы не ускакали на Луне далеко вперед нас...

[Diy]

Ненадежность РД-170 сомнительна.

Пока это медицинский факт.

Ни одной аварии РД-170 - это ненадежность?

А он не знал, что не успеют.

Он сознательно шел на риск, самолюбие не позволяло сделать двигатель с удельными параметрами равными или хуже, чем у НК-33. [/quote]

Да никогда бы он не рисковал экипажем Бурана ради амбиций.

А в чем проблема? Ну КС насколько я знаю охлаждается топливом. Так в чем проблема то?

Проблема в том, что увеличивается температура стенки и она прогорает, если не принять мер по улучшению охладения, которые усложняют двигатель.

Ой, намного усложняют !  :lol:

[fagot]

Ну посчитайте сами и приведите расчет с "правильными двигателями", раз вы это умеете лучше делать.

Берем Зенит-2: 1-я ступень весит 29,1 т, заправка 320 т, УИ (средний между вакуумным и земным) - 3169 м/с; 2-я ступень сухая 8,9 т, 80,6 т заправка и 3428 м/с вакуумный УИ. ПН 13,7 т, обтекатель 1,5 т. Для простоты не учитываем невырабатываемые остатки топлива и газ наддува, обтекатель сбрасывается после окончания работы 1-й ступени. ХС1 = 3870 м/с, ХС2 = 5206 м/с, ХСсум. = 9076 м/с. Уменьшаем УИ первой ступени до уровня НК-33, т.е. 3080 м/с, тогда для обеспечения той же суммарной ХС при сохранении исходного массового совершенства заправку 1-й ступени надо увеличить на 21 т, т.е. 6,5 %. Но поскольку реально массовое совершенство возрастет, заправка увеличится в еще меньшей степени. И это двигатель с УИ исходного НК-33, небольшое форсирование до 175 атм увеличивает УИ до 3134 м/с.

Мне вся эта возня вокруг расчетов напоминает попытку выцыганить поменьше экономии топлива за счет предложения разной конфигурации ракеты с движками Кузнецовского КБ. Ну песочница чесслово.

Попытка принять для обоих ступеней 2-го варианта РН земной УИ НК-33 является подлогом, что вам и объяснили.

Кстати жидкий кислород, я подозреваю, не так уж и дешев.

Неправильно подозреваете.

А вот кстати не факт, что экономия на конструкции ракеты и стартовых комплексов не перекроет экономию на движке. Особенно если стартовый комплекс для всерхтяжа. Бармин помню не сильно быстро и легко делал старт для Н-1.

Стартовый комплекс для сравниваемых вариантов двигателя практически не будет отличаться, а масса конструкции РН даже уменьшится.

[fagot]

Ни одной аварии РД-170 - это ненадежность?

Три аварии РД-171, отличающегося только рулевыми приводами. Для Зенита после развала Союза вообще сначала переделывали РД-170, изготовленные для блоков А Энергии.

Да никогда бы он не рисковал экипажем Бурана ради амбиций.

Рисковали гораздо большим. Но он много сделал для уменьшения последствий аварии - прогары двигателя происходят без взрыва, РН могла совершать аварийный полет с одним отказавшим двигателем, на Буране стояли катапультные кресла.

Ой, намного усложняют :lol: !

Сравните хотя бы ПГС камеры РД-170 и НК-33.

[fagot]

Просто у грузовика и болида задачи разные. Болиду надо протянуть до конца гонки и ездить с максимальной скоростью, ему надежность не так нужна, а вот легкость - нужна. У грузовика же наоборот.

Проблема в том, что наш болид регулярно сходит с дистанции.

[Diy]

Берем Зенит-2: 1-я ступень весит 29,1 т, заправка 320 т, УИ (средний между вакуумным и земным) - 3169 м/с; 2-я ступень сухая 8,9 т, 80,6 т заправка и 3428 м/с вакуумный УИ. ПН 13,7 т, обтекатель 1,5 т. Для простоты не учитываем невырабатываемые остатки топлива и газ наддува, обтекатель сбрасывается после окончания работы 1-й ступени. ХС1 = 3870 м/с, ХС2 = 5206 м/с, ХСсум. = 9076 м/с. Уменьшаем УИ первой ступени до уровня НК-33, т.е. 3080 м/с, тогда для обеспечения той же суммарной ХС при сохранении исходного массового совершенства заправку 1-й ступени надо увеличить на 21 т, т.е. 6,5 %. Но поскольку реально массовое совершенство возрастет, заправка увеличится в еще меньшей степени. И это двигатель с УИ исходного НК-33, небольшое форсирование до 175 атм увеличивает УИ до 3134 м/с.

Откуда такие данные???  :shock:  

Я взял из Вэйда для 1-й ступени Зенита-2:
1-я ступень:
Общая масса 254,3 т.
Пустая масса 28,6 т.
Удельный импульс 3370 м/с (РД-171).

2-я ступень весит 90,6 т.

ХС 1-й ступени взял от Вас 3870 м/с.

Тогда для получения той же ХС на НК-33 с удельным импульсом 2970 м/с (тоже из Вэйда) надо затратить на ~24% больше топлива и конструкционных материалов 1-й ступени.

А вот кстати не факт, что экономия на конструкции ракеты и стартовых комплексов не перекроет экономию на движке. Особенно если стартовый комплекс для всерхтяжа. Бармин помню не сильно быстро и легко делал старт для Н-1.

Стартовый комплекс для сравниваемых вариантов двигателя практически не будет отличаться, а масса конструкции РН даже уменьшится.

Ну движки с бОльшим УИ экономят четверть топлива и массы конструкции ступени. Не так уж и мало.

Вообще, я кажется догадываюсь, зачем Глушко тужился вытятнуть максимальный УИ из РД-170. Водородня 2-я ступень Энергии жрет много конструкционных материалов из-за низкой плотности водорода. Поэтому Глушко пытался хоть как-то сэкономить на конструкции с помощью высокого УИ на первой ступени.

[Diy]

Ни одной аварии РД-170 - это ненадежность?

Три аварии РД-171, отличающегося только рулевыми приводами. Для Зенита после развала Союза вообще сначала переделывали РД-170, изготовленные для блоков А Энергии.

А вы прям знаете, что аварии были именно из-за РД-171?  И потом сейчас упала культура производства и износ самого оборудования на производстве.

Да никогда бы он не рисковал экипажем Бурана ради амбиций.

Рисковали гораздо большим. Но он много сделал для уменьшения последствий аварии - прогары двигателя происходят без взрыва, РН могла совершать аварийный полет с одним отказавшим двигателем, на Буране стояли катапультные кресла.[/quote]

Рисковали??? Да облет Луны на Протоне запретели только потому, что он был тогда ненадежен.

Ой, намного усложняют :lol: !

Сравните хотя бы ПГС камеры РД-170 и НК-33.[/quote]

Извиняюсь за нехватку знаний, но что есть ПГС?  :oops:

[fagot]

Откуда такие данные???

Из НК, первые 2 ступени Зенита-3SL.  

Я взял из Вэйда для 1-й ступени Зенита-2:
1-я ступень:
Общая масса 254,3 т.
Пустая масса 28,6 т.
Удельный импульс 3370 м/с (РД-171).
2-я ступень весит 90,6 т.

Это не принципиальные отличия, но УИ РД-170 3306 м/с в любом источнике.

ХС 1-й ступени взял от Вас 3870 м/с.
Тогда для получения той же ХС на НК-33 с удельным импульсом 2970 м/с (тоже из Вэйда) надо затратить на ~24% больше топлива и конструкционных материалов 1-й ступени.

Вам уже несколько раз указали, что если вы берете для РД-170 вакуумный УИ, то и для НК-33 надо брать вакуумный.

Ну движки с бОльшим УИ экономят четверть топлива и массы конструкции ступени. Не так уж и мало.

Только у владельцев кривого калькулятора.

Вообще, я кажется догадываюсь, зачем Глушко тужился вытятнуть максимальный УИ из РД-170. Водородня 2-я ступень Энергии жрет много конструкционных материалов из-за низкой плотности водорода. Поэтому Глушко пытался хоть как-то сэкономить на конструкции с помощью высокого УИ на первой ступени.

Глушко хотел любой ценой превзойти показатели НК-33, экономия конструкции там копеечная.

[SpaceR]

...А в расчете у Вас две грубых ошибки, не считая средних/мелких.
Во-первых, как справедливо указал Дмитрий В., неправильно взят УИ 1 ступени для ракеты с НК-33, во-вторых - для 2й ступени .
Если уж Вы хотите сравнивать с РД-120 на второй ступени, поставьте тогда с НК-33 на вторую два НК-31 по 41 т тяги, УИ=353 с.

Ну посчитайте сами и приведите расчет с "правильными двигателями", раз вы это умеете лучше делать. Мне вся эта возня вокруг расчетов напоминает попытку выцыганить поменьше экономии топлива за счет предложения разной конфигурации ракеты с движками Кузнецовского КБ. Ну песочница чесслово.

Да и нет смысла доказывать экономические преимущества движков с высоким давлением экономией на стоимости топлива - такая позиция несостоятельна, это на форуме уже рассматривали. Экономия за счет меньшей стартовой массы, а соответственно меньшей массы конструкции РН вкупе с меньшими габаритами стартово-технологического оборудования будет больше в десятки раз.
Хотя всё равно степень экономии будет небольшой.

Кстати жидкий кислород, я подозреваю, не так уж и дешев. А вот кстати не факт, что экономия на конструкции ракеты и стартовых комплексов не перекроет экономию на движке. Особенно если стартовый комплекс для всерхтяжа. Бармин помню не сильно быстро и легко делал старт для Н-1.

Так не разводите песочницу. Я бы и сам посчитал, но приведенный Вами аргумент выеденного йца не стоит. А исправлять Ваши ошибки извольте сами.
И причем тут экономия на движке? Речь шла, напоминаю, об экономии на расходе топлива А пустая ракета стоит 97% от заправленной, а весит вдесятеро меньше.