РН Galaxy Express

[fagot]

Страна которая пьёт подогретую водку нормальной ракеты сделать не может по определению!

Когда в кучу собирается несколько новых технологий, случаются конфузы. А в целом уже нам надо учиться у них ракеты делать, а не наоборот.

[Новичок]

Немного не в тему, а вообще Аtlas IIIB в среднем классе для LEO была очень красивой РН. Как Дмитрий говорит оптимизировалась по максимум Мю ПН=4,67% LEO. Класс! Такого кроме супертяжей ни одной РН нет.

Вряд ли она специально так оптимизировалась, это был просто летающий испытательный стенд для элементов пятого Атласа.

Конечно в первую очередь проверка и в первую очередь двигателя, но получилась очень достойная РН. Нам бы такая не помешала.

[Salo]

Во первых не водку. Саке - 18-20 градусов. Во вторых в их климате с жарой и высокой влажностью это достаточно комфортно.

И в третьих: Подобные настроения в русском обществе царили перед Цуссимой.

Во-первых, я эту сладкую водичку пил. Во-вторых, водку разбавленную , сладкую,тёплую, в жару... :roll:  Извращенцы, однозначно! К тому же , как я знаю у японцев в организме нет фермента расщепляющего алкоголь и они после этого ещё и мучаются с похмельем.

[Salo]

Страна которая пьёт подогретую водку нормальной ракеты сделать не может по определению!

Когда в кучу собирается несколько новых технологий, случаются конфузы. А в целом уже нам надо учиться у них ракеты делать, а не наоборот.

Я бы поправил: А в целом уже нам надо учиться ракеты делать.
 
Только, то чему учиться надо либо куплено, либо скопировано у американцев. Всё оригинально японское я бы копировать не торопился. :wink:

[fagot]

Только, то чему учиться надо либо куплено, либо скопировано у американцев. Всё оригинально японское я бы копировать не торопился. :wink:

А что в Н-2А или М-5 купленного или скопированного? Но учиться - не значит копировать, учиться можно и принципам.

[Shestoper]

Там у них с метаном идея была - "технологический прорыв". А получился - "технологический провал". :cry:

Ничего удивительного - ступень-то с ВСП.
Для ВСП кстати параметры ступени достаточно приличные.
Но ставить ВСП на вторую ступень - фи!
Обеспечивать за счет насосных ЖРД тягу в 390 тонн на первой ступени, и экономить на ТНА на махонькой второй ступени, для которой УИ и массовое совершенство намного важнее - сон разума.

[Salo]

А что в Н-2А или М-5 купленного или скопированного? Но учиться - не значит копировать, учиться можно и принципам.

ТТУ:

SRB-A  
Designer: Nissan. Gross Mass: 76,400 kg (168,400 lb). Empty Mass: 10,400 kg (22,900 lb). Propellants: Solid. Thrust(vac): 2,250.000 kN (505,820 lbf). Isp: 280 sec. Burn time: 101 sec. Diameter: 2.50 m (8.20 ft). Length: 15.20 m (49.80 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 118.00 bar. Area Ratio: 17.70. Country: Japan. Status: In production. First Flight: 2001. Last Flight: 2006. Flown: 20.
Monolithic motor, shorter than that for H-2, using Thiokol filament wound composite structure.  

Manufacturer Name: TX-780XL. Other Designations: Castor 4AXL. Designer: Thiokol. Gross Mass: 14,851 kg (32,740 lb). Empty Mass: 1,723 kg (3,798 lb). Propellants: Solid. Thrust(vac): 599.800 kN (134,840 lbf). Isp: 269 sec. Burn time: 60 sec. Diameter: 1.02 m (3.34 ft). Length: 12.28 m (40.29 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 42.30 bar. Area Ratio: 8.64. Country: USA. Status: In production. First Flight: 2001. Last Flight: 2006. Flown: 40.
The 4AXL version, extended by 2.44 mm, was first tested May 1992. Its 30% performance increase would improve performance of vehicles, such as Atlas and Conestoga. 4AXL was combined with 4B's TVC system to create the stage 1 motor for CTA's ORBEX small launcher.. Length: 12.279 m with nose-cone adapter, 13.711 m with nose-cone. Diameter: 1.0185 m. Propellant Type: TP-H8299 HTPB Polymer, 20% Al, and 68% AP. Propellant Shape: forward cylindrical perforate with seven aft longitudinal slots. Propellant Mass Fraction: 0.884 ground ignited strap-on. Burn Time: 60.1 sec. Thrust (kN, vac): 599.81 average with 700.5 maximum. Isp: 269.2 sec vacuum. Itotal: 34.679 Mns vacuum. Pressure: 41.70 atm average with a maximum of 54.42 atm MEOP. Nozzle Throat Diameter: 318.8 mm. Nozzle Length: 1216.8 mm. Nozzle Exit Diameter: 937.3 mm. Nozzle Materials: 4130 steel with graphite phenolic throat insert, and a carbon phenolic exit cone. Casing Material: AISI 4130 steel 0.28 mm thick. Igniter Type: TX544 (>500 units flown successfully) forward internal pyrogen, with 2.45 kg TP-H8027 propellant that is cartridge loaded. Specific impulse with 15:1 nozzle 382.4 seconds.

[sychbird]

Во-первых, я эту сладкую водичку пил. Во-вторых, водку разбавленную , сладкую,тёплую, в жару... :roll:  Извращенцы, однозначно! К тому же , как я знаю у японцев в организме нет фермента расщепляющего алкоголь и они после этого ещё и мучаются с похмельем.

Я пробовал в Осаке в компании с японками, и ничего на головку утром не жаловались.   Там еще и закуски и антураж имеет значений

[Salo]

Это и тут имеет значение. :wink:

[fagot]

ТТУ:

Технология намотки корпуса SRB-A и готовый двигатель мелкого ускорителя - негусто. А больше, значит, нечему поучиться? :wink:

[Salo]

Вы спросили, я ответил. :wink:
А что принципиально-новое использовано в Н-2А. Водород на ЦБ и верхней ступени? Да они сделали неплохие водородные ЖРД.
© Mark Wade

Stage Number: 3. 1 x Stage: H-2A-1. Gross Mass: 113,600 kg (250,400 lb). Empty Mass: 13,600 kg (29,900 lb). Thrust (vac): 1,098.000 kN (246,840 lbf). Isp: 440 sec. Burn time: 390 sec. Isp(sl): 338 sec. Diameter: 4.00 m (13.10 ft). Span: 4.00 m (13.10 ft). Length: 37.20 m (122.00 ft). Propellants: Lox/LH2. No Engines: 1. Engine: LE-7A. Status: In production. Can be throttled to 72% thrust.

Designer: Mitsubishi. Developed in: 1995-2001. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 1,098.000 kN (246,840 lbf). Isp: 438 sec. Isp (sea level): 338 sec. Burn time: 390 sec. Mass Engine: 1,800 kg (3,900 lb). Length: 3.67 m (12.04 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 121.00 bar. Area Ratio: 51.90. Oxidizer to Fuel Ratio: 5.90. Country: Japan. Status: In production. First Flight: 2001. Last Flight: 2006. Flown: 10.

Для сравнения РД-0120:

Manufacturer Name: RD-0120. Government Designation: 11D122. Other Designations: RO-200. Designer: Kosberg. Developed in: 1976-90. Application: Energia core stage. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 1,961.000 kN (440,850 lbf). Thrust(sl): 1,517.100 kN (341,058 lbf). Isp: 455 sec. Isp (sea level): 359 sec. Burn time: 600 sec. Mass Engine: 3,450 kg (7,600 lb). Diameter: 2.42 m (7.93 ft). Length: 4.55 m (14.92 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 218.00 bar. Area Ratio: 85.70. Oxidizer to Fuel Ratio: 6.00. Thrust to Weight Ratio: 57.97. Country: Russia. Status: Design 1987. First Flight: 1987. Last Flight: 1988. Flown: 10.  

Правда летало только 8 штук.

Stage Number: 4. 1 x Stage: H-2A-2. Gross Mass: 19,600 kg (43,200 lb). Empty Mass: 3,000 kg (6,600 lb). Thrust (vac): 137.000 kN (30,798 lbf). Isp: 447 sec. Burn time: 534 sec. Diameter: 4.00 m (13.10 ft). Span: 4.00 m (13.10 ft). Length: 9.20 m (30.10 ft). Propellants: Lox/LH2. No Engines: 1. Engine: LE-5B. Status: In production. Lower cost version of H-2 second stage.

Designer: Mitsubishi. Developed in: 1995-2001. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 137.000 kN (30,798 lbf). Isp: 447 sec. Burn time: 534 sec. Mass Engine: 269 kg (593 lb). Length: 2.78 m (9.13 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 36.00 bar. Area Ratio: 110.00. Oxidizer to Fuel Ratio: 5.00. Country: Japan. Status: In production. First Flight: 2001. Last Flight: 2006. Flown: 10.

Для сравнения 12КРБ и РД-56М, РД-56:

Stage Number: 3. 1 x Stage: GSLV-3. Gross Mass: 14,600 kg (32,100 lb). Empty Mass: 2,200 kg (4,800 lb). Thrust (vac): 75.050 kN (16,872 lbf). Isp: 460 sec. Burn time: 675 sec. Diameter: 2.80 m (9.10 ft). Span: 2.80 m (9.10 ft). Length: 8.72 m (28.60 ft). Propellants: Lox/LH2. No Engines: 1. Engine: RD-56M. Other designations: Geostationary Satellite Launch Vehicle. Status: In production.

Manufacturer Name: RD-56M. Government Designation: 11D56M. Other Designations: KVD-1M. Designer: Isayev. Developed in: 1994-. Application: Proton and Angara upper stage KVRB, 12KRB upper stage for GSLV (India). Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 73.580 kN (16,541 lbf). Isp: 461 sec. Chambers: 1. Country: Russia. Status: In development. First Flight: 2001. Last Flight: 2006. Flown: 4.00.

Manufacturer Name: RD-56. Government Designation: 11D56. Other Designations: KVD-1, D-56. Designer: Isayev. Developed in: 1960-77. Application: N1 block R. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 69.600 kN (15,647 lbf). Isp: 462 sec. Burn time: 800 sec. Mass Engine: 282 kg (621 lb). Diameter: 1.56 m (5.11 ft). Length: 2.14 m (7.02 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 55.90 bar. Area Ratio: 198.70. Oxidizer to Fuel Ratio: 6.00. Thrust to Weight Ratio: 25.17. Country: Russia. Status: Development ended 1971.

Надо просто использовать свои же наработки 60-х-70-х годов.

[Salo]

Manufacturer Name: RD-0146. Designer: Kosberg. Developed in: 1998-. Application: Centaur upper stage (Atlas); high performance upper stages for Onega, Proton, Angara launch vehicles. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 98.100 kN (22,054 lbf). Isp: 463 sec. Mass Engine: 260 kg (570 lb). Chambers: 1. Chamber Pressure: 79.00 bar. Country: Russia. Status: Design concept 1998-.

Но ведь не летал.

Manufacturer Name: RD-57M. Government Designation: 11D57M. Designer: Lyulka. Developed in: 1960-74. Application: Vulkan Blok V. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 397.000 kN (89,249 lbf). Throttled thrust(vac): 303.000 kN (68,117 lbf). Isp: 461 sec. Mass Engine: 874 kg (1,926 lb). Diameter: 2.00 m (6.50 ft). Length: 4.06 m (13.32 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 115.00 bar. Area Ratio: 170.00. Oxidizer to Fuel Ratio: 6.20. Thrust to Weight Ratio: 46.31. Country: Russia. Status: Development ended 1976.
Version with extendible nozzle. Ref. Lyulka 94 has higher mass at 911 kg and higher fixed nozzle area ratio at 100. Length 4.06 / 2.61 m. Specific impulse 461 / 448 sec. Area ratio 170 / 87.6.

И этот тоже.

[RadioactiveRainbow]

Хм...
1) Увидел картинку: "Ага, японский Атлас".
2) Почитал характеристики: "Че за летающее недоразумение?!"

Я очень хорошо вообще отношусь к японцам, но иногда они меня просто в ступор вгоняют...

[Salo]

Если учесть происхождение первой ступени, то Вы правы минимум на девять десятых.

[fagot]

Вы спросили, я ответил. :wink:

Ну вы еще раньше говорили, что то, чему нужно учиться, заимствовано у американцев, а учиться делать ТТУ нам пожалуй пока не надо. :wink:
 

А что принципиально-новое использовано в Н-2А. Водород на ЦБ и верхней ступени? Да они сделали неплохие водородные ЖРД.

Все гораздо проще - учиться нужно не техническим решениям, а принципам, принятым во всем мире, ну и у японцев заодно, раз уж о них зашла речь. Ибо даже такие азы, как оптимальное распределение ХС между ступенями, ненапряженные двигатели и вообще упрощение  конструкции РН-рабочей лошади у нас почему-то забыты.

[Salo]

GX это как раз пример противоположного подхода.

[fagot]

GX это как раз пример противоположного подхода.

GX это по сути отработка технологий и вспомогательная ракета, а у нас такой подход для основной ракеты и даже целого семейства.

[Лютич]

На второй ступени композитные подвесные баки

Уже нет, поменяли на металлические. Японцы доблестно наступили на грабли Венчур Стара.

[Лютич]

В НК №2 за 2008 год сказано, что у них проблемы с поставкой  РД-180 для первой ступени. Уж не связано ли это со скандалом между счётной палатой и Энергомашем?

Нет, не связано. Это связано с тем, что поставка первой ступени в сборе подпадает под первую категорию в рамках режима нераспространения ракетных технологий.
А соответствующих соглашений, типа корейского, у нас с японцами нет. И навряд ли будет, поскольку тут сразу полезет во все щели политика.

Единственный выход из этого положения - ввозить в Японию лишь отдельные компоненты, которые они бы дособирали своими силами. Такой вариант выпадает из первой категории. Но вряд ли понравится Энергомашу и Локмарту.

[Salo]

Спасибо! :wink:
А о замене композитов на нержавеющую сталь в НК прочёл уже. :wink: