Оптимальная первая ступень

[Shestoper]

Согласен, предложение хорошее.

[freinir]

Да ладно блин..... баки такие особо дешевле не будут, а двигла будет больше, старт мощнее и т.д.

Думаю что проще всё-таки сварить 13-мм стальной лист, чем 40-мм алюминиевый, и потом фрезеровать из него вафлю. К тому же вытеснительный двигатель малочувствителен к посторонним частицам. Так что требования к обработке внутренней поверхности бака снижаются. Трудоемкость изготовления баков снижается значительно, на десятки процентов.
Но главная экономия - не на баках, а на отсутствии ТНА. В двигателе нигде давление не превысит 30 атмосфер - сравните с 500 атмосфер в ТНА. Число деталей в дигателе тоже резко уменьшится, движущися деталей, кроме клапанов, не останется.
При равной тяге двигатель будет дешевле раза в три.
А рост тяги двигателей будет на несколько десятков процентов, не в разы.
Стартовая масса ракеты будет больше в 1,3 раза по сравнению с двигателями с характеристиками F-1 на первой ступени, и в 1,6 раза больше по сравнению с ракетой с  РД-170.

а кто сказал что 40-мм варят? это совсем не обязательно!!!
и Вы сильно уверены что трудоёмкость снижается?  :wink:

[Дмитрий В.]

Ну, получается где-то так.
Стартовая масса 1200 т
Стартовая тяга 1 ст 1600 тс
Масса ГО 5500 кг, сброс на 190 с.
РЗТ 1 ст = 738 т
Конечная масса блока 1 ст = 126,4 т, в т.ч топливный отсек (с межбаком) почти 75 т (сухой отсек около 56 т).
РЗТ 2 ст. = почти 263 т
конечная масса блока 2 ст = 28,5 т.
Тяга ЖРД 2-й ст = 350 тс.
Масса ПГ = 38,5 т на орбиту 200*200 км с наклонением 51,6 град.

[Salo]

3) Наддув бака горючего - водородом. Бака окислителя - кислородом.
Температура бака газа наддува - максимально приемлимая. Думаю в районе 500 К.
Газ вырабатывется в газогенераторах (сладком и кислом), куда жидкий водород и кислород поступают из маленьких бачков, вытесненные газом высокого давления - азотом (для бачков газа надо мало, его плотность не особо важна).

Спасибо, теперь все данные есть.
Одно замечание - предложение. Не стоит заморачиваться с газогенераторами для выработки газа наддува: ЖК и ЖВ можно испарять в рубашке ЖРД, заодно и двигатель охлаждать будут.

Одно замечание: азот для вытеснения ЖВ не годится по определению (замёрзнет). Только гелий. :wink:

[Дмитрий В.]

3) Наддув бака горючего - водородом. Бака окислителя - кислородом.
Температура бака газа наддува - максимально приемлимая. Думаю в районе 500 К.
Газ вырабатывется в газогенераторах (сладком и кислом), куда жидкий водород и кислород поступают из маленьких бачков, вытесненные газом высокого давления - азотом (для бачков газа надо мало, его плотность не особо важна).

Спасибо, теперь все данные есть.
Одно замечание - предложение. Не стоит заморачиваться с газогенераторами для выработки газа наддува: ЖК и ЖВ можно испарять в рубашке ЖРД, заодно и двигатель охлаждать будут.

Одно замечание: азот для вытеснения ЖК и ЖВ не годится по определению (замёрзнет). Только гелий. :wink:

Ну, это да, конечно, и к тому же для ЖК маленький бачок уже не нужен. Для водорода можно использовать самовытеснение - пусть себе выкипает потихоньку в своем бачке - его ведь все равно испарять надо. А то ведь нехорошо получится на дешевой ракете: ЖК + ЖВ + керосин + гелий (для вытеснения).

[Salo]

Ну, получается где-то так.
Стартовая масса 1200 т
Стартовая тяга 1 ст 1600 тс
Масса ГО 5500 кг, сброс на 190 с.
РЗТ 1 ст = 738 т
Конечная масса блока 1 ст = 126,4 т, в т.ч топливный отсек (с межбаком) почти 75 т (сухой отсек около 56 т).
РЗТ 2 ст. = почти 263 т
конечная масса блока 2 ст = 28,5 т.
Тяга ЖРД 2-й ст = 350 тс.
Масса ПГ = 38,5 т на орбиту 200*200 км с наклонением 51,6 град.

Что сказал бы по этому поводу Старый? Его трёхзенит с РД-170 (ненапряжёнными ) на первой ступени имеет стартовую массу 1400 т при сравнимой ПН! :wink:

[Shestoper]

Спасибо.
У меня получились похожие цифры  - ПН 40 тонн при стартовой массе 1300 тонн. Мю ПН чуть меньше (3% против 3,2%), поскольку у меня ХС первой ступени чуть была выше (её масса 1000 тонн).

В общем неплохая ракета получилась. Простая, как полено. Подходит для конвейерного производства, как Форд-Т  
Если запустить её в серию, стоимость вывода килограмма ПН может заметно снизиться.

Двигатель первой ступени должен иметь большой ресурс. Так что при необходимости можно было бы разработать средства спасения и сделать первую ступень многоразовой.
Но если посмотреть на использование ТТУ Шаттла - стоимость спасения составляет 40% стоимости новой ступени. Такие простые ступени имеет смысл спасать, только если система спасения достаточно простая - как падение ТТУ Шаттла в океан. Думаю что разрабатывать сложную систему спасения по типу Байкала - со складным крылом, турбореактивными двигателями - нецелесообразно, слишком сильно возрастет сложность изначально простой ступени.
Дешевле будет просто сделать новую.

[RadioactiveRainbow]

Нда, очень симпатично получилось...
А кто тут местный ракетный художник - может найдете время изобразить, а? С однокамерными движками на обеих ступенях?

Имхо, спасать такую тяжелую ступень - гемор тот еще. В океан еще можно, но на землю...
Но! Материала кидается много. Хорошего материала. Надо будет, имхо, остатки резать и вывозить на переработку.

[Новичок]

Ну, получается где-то так.
Стартовая масса 1200 т
Стартовая тяга 1 ст 1600 тс
Масса ГО 5500 кг, сброс на 190 с.
РЗТ 1 ст = 738 т
Конечная масса блока 1 ст = 126,4 т, в т.ч топливный отсек (с межбаком) почти 75 т (сухой отсек около 56 т).
РЗТ 2 ст. = почти 263 т
конечная масса блока 2 ст = 28,5 т.
Тяга ЖРД 2-й ст = 350 тс.
Масса ПГ = 38,5 т на орбиту 200*200 км с наклонением 51,6 град.

Если можно ХС  и УИ по ступеням? Плизззззз!

[Дмитрий В.]

Ну, получается где-то так.
Стартовая масса 1200 т
Стартовая тяга 1 ст 1600 тс
Масса ГО 5500 кг, сброс на 190 с.
РЗТ 1 ст = 738 т
Конечная масса блока 1 ст = 126,4 т, в т.ч топливный отсек (с межбаком) почти 75 т (сухой отсек около 56 т).
РЗТ 2 ст. = почти 263 т
конечная масса блока 2 ст = 28,5 т.
Тяга ЖРД 2-й ст = 350 тс.
Масса ПГ = 38,5 т на орбиту 200*200 км с наклонением 51,6 град.

Если можно ХС  и УИ по ступеням? Плизззззз!

УИ: 1 ст 230/250 с, 2 ст. 450 с
ХС: 1 ст. 2341,7 м/с, 2 ст. 7034,5 м/с

[Shestoper]

Нда, очень симпатично получилось...
А кто тут местный ракетный художник - может найдете время изобразить, а? С однокамерными движками на обеих ступенях?

С однокамерным на первой ступени  - не получится. 1600 тонн на камеру - это уже какой-то Морской дракон получается  
На первой ступени будет минимум две камеры.

[Новичок]

...
УИ: 1 ст 230/250 с, 2 ст. 450 с
ХС: 1 ст. 2341,7 м/с, 2 ст. 7034,5 м/с

Спасибо!

[RadioactiveRainbow]

Чет есть у меня легкие сомнения в таком УИ...
Какое, говорите, давление в КС?

[Shestoper]

При диаметре 7,5 метров длина баков первой ступени (с совмещенными днищами) всего 19 метров.
Второй - 21 метр.
Вместе с двигателями и без отсека ПН длина ракеты получается около 52-55 метров.

[Shestoper]

Чет есть у меня легкие сомнения в таком УИ...
Какое, говорите, давление в КС?

Первая ступень - 20 атмосфер. УИ взят на 10 с больше, чем УИ ракеты Диамант с таким же давлением. Но там использовался гептил и азотный тетраоксид. Лишние 10 с на керосин-кислороде вполне реально получить.
На второй ступени давление в КС - 100 атм. Высокий УИ получается за счет высокой степени расширения (сопло складное, чтобы не удлинять переходник между ступенями, диаметр насадка 6-7 метров).

У РД-57М при давлении 120 атм УИ 460 с. http://www.astronautix.com/engines/rd57m.htm
Так что получить 450 с вполне реально.

[RadioactiveRainbow]

беру свои сомнения назад. Посмотрел астру - очень похоже на приведенные значения, даже если теоретические данные домножить на коэфф 0,87.
Э-э-э... в аот вторая ступень тоже ВСПшная?

[Новичок]

беру свои сомнения назад. Посмотрел астру - очень похоже на приведенные значения, даже если теоретические данные домножить на коэфф 0,87.
Э-э-э... в аот вторая ступень тоже ВСПшная?

Можно чуть подробнее или ссылку на то что такое  Астра?

[RadioactiveRainbow]

Сие есть величайший дар любителям посчитать двигатели
Програма для термодинамического расчета (при высоких температурах и давлениях). Позволяет, в частности, считать химические (да и не только химические, наверное) ракетные двигатели.

для кислорода и керосина при альфа=0,9, Рк=2МПа и Рф=0,07МПа:
УИ (атмосферный) - 2665 м/с
УИ (пустотный) - 2990 м/с
Бета - 1765 (для тех кто захочет пропорции камеры прикинуть )))

Естественно, эти циферки надо домножать на коэффициент <1.
Думаю, 0,87-0,90 для двигателей такой размерности - вполне достижимо без особых сложностей.

[Новичок]

Сие есть величайший дар любителям посчитать двигатели

Понял, спасибо. Мне сначало пришло в голову что это какой-то проект РН.

[Shestoper]

Э-э-э... в аот вторая ступень тоже ВСПшная?

Нет, она насосная. Массовое совершенство 0,1.

Для ВСПшной ступени на водороде слишком низким будет массовое совершенство из-за огромных баков.
Хотя для пустотных движков можно понизить давление в КС до 10 атм, тогда и баки станут легче раза в два.
Думаю что при давлении в баках 15 атм можно довести массовое совершенство водородной ступени до 0,2.
Если сделать двигатель с очень высокой степенью расширеня, может и удасться достичь УИ 380-400 с.
Такая вторая ступень вытащит на орбиту только саму себя, да и то с вряд ли.
Чтобы сделать ракету целиком ВСПшной, нужно не меньше 3 ступеней. Причем если две верхние будут водородными, удасться достичь мю ПН 1,5-2%.

В общем на верхних ступенях ВСП себя не оправдывает - слишком сильно возрастате стартовая масса ракеты.